Entrada de arEditar
Uma entrada, ou tubo, é necessária na frente do compressor para ajudar a direcionar o ar que entra suavemente para dentro das pás móveis do compressor. Os motores mais antigos tinham palhetas estacionárias na frente das pás em movimento. Estas palhetas também ajudavam a direcionar o ar para as pás. O ar que entra num motor turbo-jacto é sempre subsónico, independentemente da velocidade da própria aeronave.
A admissão tem de fornecer ar ao motor com uma variação aceitavelmente pequena na pressão (conhecida como distorção) e tendo perdido o mínimo de energia possível no caminho (conhecida como recuperação de pressão). O aumento de pressão na admissão é a contribuição da entrada para a relação de pressão global e eficiência térmica do sistema de propulsão.
A admissão ganha proeminência a altas velocidades quando gera mais compressão do que o estágio do compressor. Exemplos bem conhecidos são os sistemas de propulsão Concorde e Lockheed SR-71 Blackbird onde a contribuição da admissão e do motor para a compressão total foi de 63%/8% em Mach 2 e 54%/17% em Mach 3+. As tomadas de potência variaram de “comprimento zero” na instalação Pratt & Whitney TF33 turbofan na Lockheed C-141 Starlifter, até as tomadas gêmeas de 65 pés de comprimento na Valkyrie XB-70 norte-americana, cada uma alimentando três motores com um fluxo de ar de admissão de cerca de 800 lb/seg.
CompressorEdit
O compressor é acionado pela turbina. Ele gira a alta velocidade, adicionando energia ao fluxo de ar e ao mesmo tempo comprimindo-o (comprimindo) num espaço menor. Comprimindo o ar aumenta a sua pressão e temperatura. Quanto menor o compressor, mais rápido ele gira. No grande extremo da faixa, o ventilador GE-90-115 gira a cerca de 2.500 RPM, enquanto um pequeno compressor de motor de helicóptero gira cerca de 50.000 RPM.
Turbojets fornecem ar de purga do compressor para a aeronave para o sistema de controle ambiental, anticongelamento e pressurização do tanque de combustível, por exemplo. O próprio motor precisa de ar a várias pressões e vazões para mantê-lo em funcionamento. Esse ar vem do compressor e, sem ele, as turbinas sobreaqueceriam, o óleo lubrificante vazaria das cavidades dos mancais, os mancais de empuxo do rotor derrapariam ou ficariam sobrecarregados e o gelo se formaria no cone do nariz. O ar do compressor, chamado ar secundário, é usado para o resfriamento da turbina, vedação da cavidade dos mancais, anti-congelamento e para garantir que a carga axial do rotor em seu mancal de encosto não a desgastará prematuramente. O fornecimento de ar de purga para a aeronave diminui a eficiência do motor porque foi comprimido, mas depois não contribui para produzir empuxo. O ar de purga para serviços de aeronaves não é mais necessário no Boeing 787.
Os tipos de compressores utilizados em turbojets eram tipicamente axiais ou centrífugos. Os primeiros turbocompressores tinham baixas relações de pressão até cerca de 5:1. Melhorias aerodinâmicas, incluindo a divisão do compressor em duas partes rotativas separadas, incorporando ângulos de pá variáveis para palhetas guia de entrada e estatores, e ar sangrando do compressor, permitiram que os turborreactores posteriores tivessem relações de pressão total de 15:1 ou mais. Para comparação, os motores turbofan civis modernos têm relações de pressão total de 44:1 ou mais. Após sair do compressor, o ar entra na câmara de combustão.
Câmara de combustãoEditar
O processo de combustão na câmara de combustão é significativamente diferente do processo de combustão em um motor de pistão. Em um motor a pistão, os gases queimando são confinados a um pequeno volume, e à medida que o combustível queima, a pressão aumenta. Em um turbojato, o ar e a mistura de combustível queimam na câmara de combustão e passam para a turbina em um processo de fluxo contínuo sem acumulação de pressão. Em vez disso, ocorre uma pequena perda de pressão no incinerador.
A mistura combustível-ar só pode queimar em ar lento, de modo que uma área de fluxo inverso é mantida pelos bicos de combustível para a queima aproximadamente estequiométrica na zona primária. É introduzido ar comprimido adicional que completa o processo de combustão e reduz a temperatura dos produtos de combustão a um nível que a turbina pode aceitar. Menos de 25% do ar é tipicamente utilizado para combustão, pois uma mistura enxuta é necessária para manter dentro dos limites de temperatura da turbina.
TurbineEdit
Gases quentes que deixam a câmara de combustão expandir-se através da turbina. Os materiais típicos para turbinas incluem inconel e Nimonic. As palhetas e pás mais quentes da turbina em um motor têm passagens internas de refrigeração. O ar do compressor é passado através destas para manter a temperatura do metal dentro dos limites. Os demais estágios não precisam de resfriamento.
No primeiro estágio, a turbina é em grande parte uma turbina de impulso (semelhante a uma roda de pelota) e gira devido ao impacto do fluxo de gás quente. Os estágios posteriores são dutos convergentes que aceleram o gás. A energia é transferida para o eixo através da troca de momento da forma oposta à transferência de energia no compressor. A potência desenvolvida pela turbina aciona o compressor e acessórios, como combustível, óleo e bombas hidráulicas que são acionadas pela caixa de engrenagens acessórias.
BocalEdit
Após a turbina, os gases se expandem através do bico de escape produzindo um jato de alta velocidade. Em um bico convergente, a tubulação se estreita progressivamente até a garganta. A relação de pressão do bico em um turbo-jato é alta o suficiente para que o bico se engasgue.
Se, no entanto, um bico convergente-divergente de Laval for instalado, a seção divergente (aumentando a área de fluxo) permite que os gases atinjam a velocidade supersônica dentro da seção divergente. O impulso adicional é gerado pela maior velocidade de escape resultante.
Aumento da propulsãoEditar
A propulsão foi mais comumente aumentada nos turbojets com injeção de água/metanol ou pós-combustão.Alguns motores usaram ambos ao mesmo tempo.
Injeção líquida foi testada nos Power Jets W.1 em 1941, inicialmente usando amônia antes de mudar para água e depois água-metanol. Um sistema para testar a técnica no Gloster E.28/39 foi concebido mas nunca instalado.
AfterburnerEdit
Um afterburner ou “reheat jetpipe” é uma câmara de combustão adicionada para reaquecer os gases de escape da turbina. O consumo de combustível é muito elevado, normalmente quatro vezes superior ao do motor principal. Os pós-combustões são utilizados quase exclusivamente em aviões supersónicos, sendo a maioria deles aviões militares. Dois aviões supersônicos, o Concorde e o Tu-144, também são usados pós-combustão, assim como o Scaled Composites White Knight, um avião porta-aviões para a espaçonave espacial experimental SpaceShipOne.
Reheat foi testado em 1944 nos motores W.2/700 em um Gloster Meteor I.
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