|
[[Fitxer:Eurofighter_triebwerk.jpg|rigth|thumb|300px|Dos motors EJ200 sobre els cavallets de manteniment]]
ElL' '''[[Advanced Core Military Engine|ACME EJ200]]''' (EJ-200) és el resultat de eldel motor demostrador, que per fi, va arribar al motor, definitiu, que en quantitat de dos, equipa el l'avió multinacional [[Eurofighter Typhoon|Eurofigter]].
== Història ==
L'anglesa [[Rolls-Royce]] va començar amb el programa del ministeri de defensa XG-40, enel [[1982]],. aquestAquest programa estava dividit en tres fases, a saber,: una primera fase d'acopiaplec de tecnologia, anys [[1982]]-88, seguida de desenvolupament del motor, anys [[1984]]-89, i proves del mateix, anys [[1989]]-[[1995]].
AxóAixò va comportar, desenvolupar un nou [[compressor]] fan, noves cambres de combustió, una nova turbina i una nova cambra de post-combustió, amb d'la incorporació de nous materials i nous processos de fabricació. Tot axóaixò per aconseguir ununa major capacitat de d'empenta i menys peces quea fabricar, que en motors anteriors,<ref>[http://www.pilotfriend.com/aero_engines/engine_specs/Eurojet/history.htm| Eurojet ENGINES]</ref> i enel [[1986]], es va constituir el consorci Eurojet, format per la mateixa [[Rolls-Royce]] ( [[Regne Unit]] ), Avio ( [[Itàlia]] ), MTU Aero Engines ( [[Alemanya]] ), ei [[ITP]] ( Indústria de Turbo Propulsores]] ( [[Espanya]] )).<ref> El Motor de Aviación de la A a la Z, Ricardo Miguel Vidal, Barcelona 2101 ISBN 978-84-612-7903-6{{MotorAZ}}</ref> El resultat va ser un motor molt similar, en dimensions, al Tornado RB199 de [[Rolls-Royce]], properò amb menys peces (1800 en contescomptes de les 2845 del RB199) i gaire bégairebé un 50% més d'empenta.
El motor va entrar en proves enel desembre de [[1986]] completanti completà 4.000 cicles de d'unes 200 hores, cadascun, de funcionament a ple règim, concloenti conclogué el programa, com estava previst enel juny de [[1995]]. Les majors diferenciesdiferències essón la mida molt més grossa de elsdels [[Àlep|àleps]] de la turbina, i els perfils més adaptats als vols transsònics i supersònics.
El primers 14 motors amb denominació '''EJ200 -01A''' es van entregar enel 1991 i es van destinar a proves en ela '''A''l' ccelerated '''S'''Accelerated imulatedSimulated '''M'''Mission issionEndurance '''E'Testing'' ndurance '''T''' esting ( Simulador Accelerat de Proves de Duració ), per verificar el disseny del motor i la fiabilitat.<ref>[http://www.pilotfriend.com/aero_engines/engine_specs/Eurojet/history.htm| Eurojet ENGINES- Desenvolupament]</ref> A més, ell' '''EJ200''' ha completat més de 650 vols reals en elsles diferents aeronaus de desenvolupament des del nivell del mar fins als 15.000 [[m]] i de 135 [[km/h]] a velocitats de [[Nombre de Mach|M]] 2.0. El primer en rebre el certificat de vol va ser lael '''DA3''' italià el any [[1995]] amb el seu primer vol enel juny d'aquestaquell any. AlEl juny de [[1999]], Eurojet va obtenir l'autorització de vol per al motor estàndard de la producció final amb el llançament de la producció.
== Construcció ==
[[Fitxer:Eurojet EJ200 1.jpg|rigth|thumb|300px|Vista de la tovera del EJ200, desenvolupada per l'empresa espanyola [[ITP]]]]
El motor es basa en un sistema avançat de disseny modular. Utilitzant tres etapes de ventilador de baixa pressió, cinc etapes de compressor d'alta pressió, amb un disseny especial que evita les guies d'àleps, disminueix el pes i facilita el manteniment,.<ref>[http://www.eurojet.de/en/| Euorojet Turbo Gmg-Tecnology]</ref> axóAixò proporciona en la primera etapa una relació de compressió de 4,6:1, i en la segona 6,2:1 ( que vol dir en el primer cas, que 4,6 litres d'aire es converteixen en 1 litre). La cambra de combustió també es de nova factura, de tipus anell, amb un sistema de injectors de combustible, que redueix al mínim l'emissió de fums, i estaestà equipada de protecció de temperatura, i facilitats de manteniment.
El factor clau per determinar l'eficiència d'un [[motor de reacció]] i el treball assolible es la diferència de temperatura i pressió assolides entre l'entrada i la sortida del motor de combustió. I en el cas que ens ocupa, les temperatures assolides en la càmera de combustió essón de més de 1800º Kelvin i la relació de compressió es de 25:1, axóaixò provoca que la turbina d'alta pressió ( impulsora dels altres mecanismes del motor ), haguí de menesternecessiti un refredament especial que no pot ser d'aire, ja que ditaquest refredament disminueix el rendiment de la combustió. I per tant, els àleps tenen un recobriment Thermal Barrier Coating ( Recobriment de Barrera Termal ) aplicadaaplicat amb plasma de dues capes de material ceràmic a base de [[Niquel|niquel]]-[[Crom|crom]]-[[Itri|itri]],. axóAixò augmenta la temperatura de funcionament, encara que requereix inspeccions periòdiques per assegurar-ne el funcionament, per més facilitats esés igual a la turbina de baixa pressió. També el post-cremador amb sistema d'injectors independents i anell de cremadors, sonsón de construcció modular.
En resum, resulta un motor de gran empenta ja en turbopropulsor, ja que arriba a 60 KN ( Kilo [[Newton]] )(, 6.123 [[Kg]] ), en aquesta modalitat, i si actua la post combustiópostcombustió arriba a 90 KN, ( 10.200 [[Kg]] ) encara que amb aquesta configuració es redueix la seva vida útil. Tot axóaixò amb un pes total de 1.037 [[Kg]].
== Característiques tècniques ==
|
