Турбовентиляторный - Turbofan - Wikipedia

Не путать с пропфан.
Эта статья о механизме, используемом в форсунках. Для турбонагнетателя, такого как нагнетатель воздуха, иногда ошибочно называемого турбо-вентилятором, см. Центробежный вентилятор.
Анимация ТРДД, показывающая поток воздуха и вращение лопастей.
Анимация двухконтурного двухконтурного двухконтурного ТРДД.
  1. Золотник низкого давления
  2. Золотник высокого давления
  3. Стационарные компоненты
  1. Гондола
  2. Поклонник
  3. Компрессор низкого давления
  4. Компрессор высокого давления
  5. Камера сгорания
  6. Турбина высокого давления
  7. Турбина низкого давления
  8. Сопло сердечника
  9. Форсунка веерная
Часть серии по
Двигательная установка самолета
Валовые двигатели:
вождение пропеллеры, роторы, канальные вентиляторы или же пропфаны
Двигатели реакции

В турбовентилятор или же Fanjet это тип воздушно-реактивный двигатель который широко используется в двигательная установка самолета. Слово «ТРДД» - это чемодан из «турбины» и «вентилятора»: турбо часть относится к газотурбинный двигатель который достигает механическая энергия от горения,[1] и поклонник, а канальный вентилятор который использует механическую энергию газовой турбины для ускорения движения воздуха назад. Таким образом, в то время как весь воздух, поглощаемый турбореактивный проходит через турбину (через камера сгорания ), в турбовентиляторном двигателе часть этого воздуха обходит турбину. Таким образом, турбовентиляторный двигатель можно рассматривать как турбореактивный двигатель, используемый для приведения в действие вытяжного вентилятора, причем оба они вносят свой вклад в толкать.

Отношение массового расхода воздуха, проходящего через сердечник двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через сердечник, называется коэффициент байпаса. Двигатель производит тягу за счет комбинации этих двух частей, работающих вместе; двигатели, которые используют больше реактивная тяга относительно тяги вентилятора известны как ТРДД с малым байпасом, и наоборот те, которые имеют значительно большую тягу вентилятора, чем реактивная тяга, известны как высокий байпас. Большинство используемых в настоящее время реактивных двигателей коммерческой авиации относятся к типу с большим байпасом,[2][3] и большинство современных двигателей военных истребителей имеют малый байпас.[4][5] Форсаж не используются в турбовентиляторных двигателях с высокой степенью байпаса, но могут использоваться на ТРДД с малым байпасом или турбореактивный двигатели.

Современные турбовентиляторы имеют либо большой одноступенчатый вентилятор, либо меньший вентилятор с несколькими ступенями. Ранняя конфигурация объединяла турбину низкого давления и вентилятор в одном агрегате, установленном на задней панели.

Принципы

Принципиальная схема двухконтурного ТРДД

Турбореактивные двигатели были изобретены, чтобы обойти нежелательную характеристику турбореактивных двигателей, которая неэффективна для дозвуковых полетов. Чтобы повысить эффективность турбореактивного двигателя, очевидным подходом было бы повышение температуры горелки, чтобы получить лучшую Эффективность Карно и подходят для более крупных компрессоров и форсунок. Однако, хотя это и несколько увеличивает тягу, выхлопная струя выходит из двигателя с еще большей скоростью, которая на дозвуковых скоростях полета забирает с собой большую часть дополнительной энергии, тратя впустую топливо.

Напротив, турбовентилятор можно рассматривать как турбореактивный двигатель, используемый для привода канальный вентилятор, причем оба из них вносят свой вклад в толкать. В то время как весь воздух, поглощенный турбореактивный проходит через турбину (через камера сгорания ), в турбовентиляторном двигателе часть этого воздуха обходит турбину.

Поскольку турбина должна дополнительно приводить в действие вентилятор, она больше по размеру и имеет большие перепады давления и температуры, и поэтому сопла меньше. Это означает, что скорость истечения сердечника снижается. Вентилятор также имеет более низкую скорость вытяжки, давая гораздо большую тягу на единицу энергии (более низкая удельная тяга ). Общая эффективная скорость истечения двух выхлопных струй может быть приближена к скорости полета обычного дозвукового самолета. Фактически, турбовентиляторный двигатель выбрасывает большое количество воздуха медленнее, тогда как турбореактивный двигатель выбрасывает меньшее количество воздуха быстрее, что является гораздо менее эффективным способом создания такой же тяги (см. эффективность раздел ниже).

Отношение массового расхода воздуха, проходящего через активную зону двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через активную зону, обозначается как коэффициент байпаса. Двигатель производит тягу за счет комбинации этих двух частей, работающих вместе; двигатели, которые используют больше реактивная тяга относительно тяги вентилятора известны как ТРДД с малым байпасом, и наоборот те, которые имеют значительно большую тягу вентилятора, чем реактивная тяга, известны как высокий байпас. Большинство используемых в настоящее время реактивных двигателей коммерческой авиации относятся к типу с большим байпасом,[2][3] и большинство современных двигателей военных истребителей имеют малый байпас.[4][5] Форсаж не используются в турбовентиляторных двигателях с высокой степенью байпаса, но могут использоваться на ТРДД с малым байпасом или турбореактивный двигатели.

Коэффициент байпаса

Основная статья: Коэффициент байпаса

В коэффициент байпаса (BPR) ТРДД - это отношение массового расхода байпасного потока к массовому расходу на входе в активную зону.[6] Например, коэффициент байпаса 10: 1 означает, что через байпасный канал проходит 10 кг воздуха на каждый 1 кг воздуха, проходящего через сердечник.

Турбореактивные двухконтурные двигатели обычно описываются в терминах BPR, которые вместе с общей степенью давления, температурой на входе в турбину и степенью давления вентилятора являются важными проектными параметрами. Кроме того, BPR указан для турбовинтовых и необязательных вентиляторов, поскольку их высокая тяговая эффективность придает им общие характеристики КПД турбовентиляторных двигателей с очень большим байпасом. Это позволяет отображать их вместе с ТРДД на графиках, которые показывают тенденции снижения удельный расход топлива (SFC) с увеличением BPR.[7] BPR также можно указать для установок с подъемными вентиляторами, в которых воздушный поток вентилятора удален от двигателя и не проходит мимо сердечника двигателя.

Более высокий BPR обеспечивает меньший расход топлива при той же тяге.

Если вся энергия газа от газовой турбины преобразуется в кинетическую энергию в двигательном сопле, самолет лучше всего подходит для высоких сверхзвуковых скоростей. Если все это передается отдельной большой массе воздуха с низкой кинетической энергией, самолет лучше всего подходит для нулевой скорости (зависания). Для промежуточных скоростей мощность газа распределяется между отдельным воздушным потоком и собственным потоком сопла газовой турбины в пропорции, которая обеспечивает требуемые летно-технические характеристики. Компромисс между массовым расходом и скоростью также наблюдается в винтах и ​​винтах вертолетов, сравнивая нагрузку на диск и нагрузку по мощности.[8] Например, такой же вес вертолета может поддерживаться двигателем большой мощности и ротором малого диаметра или, при меньшем количестве топлива, двигателем меньшей мощности и ротором большего размера с меньшей скоростью, проходящей через ротор.

Байпас обычно относится к передаче энергии газа от газовой турбины в байпасный поток воздуха для снижения расхода топлива и шума струи. В качестве альтернативы может потребоваться двигатель с дожиганием, где единственное требование к байпасу - подача охлаждающего воздуха. Это устанавливает нижний предел для BPR, и эти двигатели были названы турбореактивными двигателями с утечкой или непрерывным сбросом.[9] (General Electric YJ-101 BPR 0,25) и турбореактивные двигатели с низким BPR[10] (Pratt & Whitney PW1120). Низкий BPR (0,2) также использовался для обеспечения запаса по помпажу, а также для охлаждения камеры дожигания. Пратт и Уитни J58.[11]

Эффективность

Сравнение пропульсивной эффективности для различных конфигураций газотурбинных двигателей

Пропеллер двигатели наиболее эффективны на малых оборотах, турбореактивный двигатели - для высоких оборотов, и ТРДД - между ними. Турбореактивные двухконтурные двигатели являются наиболее эффективными двигателями в диапазоне скоростей примерно от 500 до 1000 км / ч (от 270 до 540 узлов) - скорости, с которой работает большинство коммерческих самолетов.[12][13] Турбореактивные двигатели сохраняют преимущество перед чистыми форсунками при низких сверхзвуковые скорости примерно до 1,6 Маха (2000 км / ч)[уточнить ].[нужна цитата ]

В турбореактивном двигателе (без байпаса) выхлопные газы высокой температуры и высокого давления ускоряются за счет расширения через форсунка и производит всю тягу. Компрессор поглощает всю механическую мощность, производимую турбиной. В байпасной конструкции дополнительные турбины приводят в движение канальный вентилятор который ускоряет поток воздуха назад от передней части двигателя. В конструкции с высоким байпасом большую часть тяги создают вентилятор и сопло. Турбовентиляторы тесно связаны с турбовинтовые в принципе, потому что оба передают часть энергии газа газовой турбины, используя дополнительное оборудование, в байпасный поток, оставляя меньше для преобразования горячего сопла в кинетическую энергию. Турбовентиляторы представляют собой промежуточную ступень между турбореактивные двигатели, которые получают всю свою тягу от выхлопных газов, и турбовинтовые двигатели, которые получают минимальную тягу от выхлопных газов (обычно 10% или меньше).[14] Снятие мощности на валу и передача ее в байпасный поток приводит к дополнительным потерям, которые более чем компенсируются улучшенной пропульсивной эффективностью. Турбовинтовой двигатель на максимальной скорости полета давал значительную экономию топлива по сравнению с турбореактивным двигателем, даже несмотря на то, что к движущему соплу турбореактивного двигателя с малыми потерями были добавлены дополнительная турбина, коробка передач и пропеллер.[15] Турбореактивный двухконтурный двигатель имеет дополнительные потери от дополнительных турбин, вентилятора, байпасного канала и дополнительного движущего сопла по сравнению с одним соплом турбореактивного двигателя.

Толкать

В то время как турбореактивный двигатель использует всю мощность двигателя для создания тяги в виде горячей высокоскоростной струи выхлопных газов, холодный низкоскоростной байпасный воздух турбореактивного двигателя обеспечивает от 30% до 70% общей тяги, создаваемой системой турбореактивного двигателя. .[16]

Тяга (FN), создаваемого ТРДД, зависит от эффективная скорость истечения от общего выхлопа, как и в любом реактивном двигателе, но поскольку присутствуют две выхлопные струи, уравнение тяги может быть расширено как:[17]

куда:

ṁ е= массовая скорость потока выхлопных газов горячего сгорания из основного двигателя
ṁо= массовый расход воздуха на входе в ТРДД = ṁc + ṁж
ṁc= массовая скорость всасываемого воздуха, который поступает в основной двигатель
ṁж= массовая доля всасываемого воздуха, который обходит основной двигатель
vж= скорость воздушного потока, обходящего основной двигатель
vон= скорость горячего выхлопного газа из основного двигателя
vо= скорость всасываемого воздуха = истинная воздушная скорость самолета
BPR= Коэффициент байпаса

Насадки

Системы сопел холодного канала и основного канала относительно сложны из-за наличия двух выхлопных потоков.

В двигателях с большим байпасом вентилятор обычно расположен в коротком канале рядом с передней частью двигателя и обычно имеет сужающееся холодное сопло, при этом хвостовая часть канала образует сопло с низкой степенью сжатия, которое при нормальных условиях будет дросселировать, создавая сверхзвуковые потоки вокруг. ядро[нужна цитата ].

Сопло сердечника является более традиционным, но генерирует меньшую тягу и, в зависимости от выбора конструкции, например из соображений шума, предположительно может не дросселировать.[18]

В двигателях с малым байпасом два потока могут объединяться в каналах и иметь общее сопло, которое может быть оснащено дожигателем.

Шум

Большая часть воздушного потока, проходящего через турбовентилятор с высокой степенью байпаса, представляет собой байпасный поток с более низкой скоростью: даже в сочетании с гораздо более высокой скоростью выхлопа двигателя средняя скорость выхлопа значительно ниже, чем в чисто турбореактивном двигателе. Шум турбореактивных двигателей преимущественно реактивный шум из-за высокой скорости выхлопа, поэтому турбовентиляторные двигатели работают значительно тише, чем чистые реактивные двигатели той же тяги, и шум реактивных двигателей больше не является преобладающим источником.[19] Шум турбовентиляторного двигателя распространяется как вверх по потоку через впускной канал, так и ниже по потоку через первичное сопло и байпасный канал. Другими источниками шума являются вентилятор, компрессор и турбина.[20]

Современные коммерческие самолеты используют двигатели с высокой степенью двухконтурности (HBPR) с раздельными, несмешивающими, короткоканальными выхлопными системами. Их шум связан со скоростью, температурой и давлением выхлопной струи, особенно в условиях высокой тяги, например, при взлете. Основным источником шума струи является турбулентное перемешивание сдвиговых слоев в выхлопе двигателя. Эти слои сдвига содержат нестабильности, которые приводят к сильнотурбулентным вихрям, которые генерируют колебания давления, ответственные за звук. Чтобы уменьшить шум, связанный с струйным потоком, аэрокосмическая промышленность стремилась разрушить турбулентность в сдвиговом слое и снизить общий производимый шум.

Шум вентилятора - это тональный шум, характерный для которого зависит от скорости вращения вентилятора:

  • на малых оборотах, как при приближении, шум вентилятора возникает из-за взаимодействия лопастей с искаженным потоком, впрыскиваемым в двигатель;
  • при высоких характеристиках двигателя, как и при взлете, наконечник вентилятора является сверхзвуковым, что позволяет интенсивным модам канала с блокировкой ротора распространяться вверх по потоку; этот шум известен как «жужжащая пила».[21]

Все современные турбовентиляторные двигатели имеют акустические лайнеры в гондола чтобы заглушить их шум. Они максимально расширяются, чтобы покрыть большую площадь. Акустические характеристики двигателя можно экспериментально оценить с помощью наземных испытаний.[22] или в специализированных экспериментальных испытательных стендах.[23]

Шевроны на Air India Боинг 787 GE GEnx двигатель

в аэрокосмический промышленность, шевроны рисунки зубьев пилы на задних кромках некоторых реактивный двигатель насадки[24] которые используются для подавление шума. Профилированные края сглаживают смешивание горячего воздуха из сердечника двигателя и более холодного воздуха, проходящего через вентилятор двигателя, что снижает турбулентность, создающую шум.[24] Шевроны были разработаны компанией Boeing с помощью НАСА.[24][25] Некоторые известные примеры таких конструкций: Боинг 787 и Боинг 747-8 - на Роллс-Ройс Трент 1000 и General Electric GEnx двигатели.[26]

Общие типы

ТРДД с малым байпасом

Принципиальная схема двухконтурного турбовентиляторного двигателя с малым байпасом и смешанным выхлопом, на котором показаны золотники низкого давления (зеленый) и высокого давления (фиолетовый). Вентилятор (и ступени повышения давления) приводятся в движение турбиной низкого давления, а компрессор высокого давления приводится в действие турбиной высокого давления.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с высокой удельной тягой и низкой степенью двухконтурности обычно имеет многоступенчатый вентилятор, развивающий относительно высокий коэффициент давления и, таким образом, обеспечивающий высокую (смешанную или холодную) скорость выхлопа. Основной воздушный поток должен быть достаточно большим, чтобы основная мощность погонять вентилятор. Цикл меньшего расхода в сердечнике / более высокого коэффициента байпаса может быть достигнут за счет повышения температуры на входе в ротор турбины высокого давления (ВД).

Чтобы проиллюстрировать один аспект того, чем турбовентиляторный двигатель отличается от турбореактивного двигателя, их можно сравнить, как при оценке переустановки двигателя, при одном и том же воздушном потоке (например, чтобы сохранить общий воздухозаборник) и одинаковой чистой тяге (т. Е. Одинаковой удельной тяге). . Обводной поток может быть добавлен только в том случае, если температура на входе в турбину не слишком высока, чтобы компенсировать меньший поток в сердечнике. Будущие усовершенствования в технологии охлаждения турбины / материалов могут позволить более высокую температуру на входе в турбину, что необходимо из-за повышения температуры охлаждающего воздуха в результате общий коэффициент давления увеличивать.

Полученный в результате турбовентилятор с разумной эффективностью и потерями в воздуховоде для добавленных компонентов, вероятно, будет работать при более высоком коэффициенте давления в сопле, чем турбореактивный двигатель, но с более низкой температурой выхлопных газов для сохранения полезной тяги. Поскольку повышение температуры по всему двигателю (от впуска к форсунке) будет ниже, расход топлива (сухой мощности) также будет уменьшен, что приведет к лучшему удельный расход топлива (SFC).

Некоторые военные турбовентиляторные двигатели с низкой степенью двухконтурности (например, F404, JT8D ) имеют регулируемые входные направляющие лопатки для направления воздуха на первую ступень ротора вентилятора. Это улучшает вентилятор всплеск маржа (см. карта компрессора ).

Форсажной ТРДД

Дальнейшая информация: Форсаж
Пратт и Уитни F119 дожигающий ТРДД на испытании

С 1970-х годов большинство истребитель двигатели - турбовентиляторные с малым / средним байпасом и смешанным выхлопом, форсаж и финальное сопло с переменной площадью сечения. Камера дожигания - это камера сгорания, расположенная после лопаток турбины и непосредственно перед соплом, в которой сжигается топливо из топливных форсунок, предназначенных для конкретной камеры дожигания. Когда он горит, огромное количество топлива сжигается в форсажной камере, что значительно повышает температуру выхлопных газов, что приводит к увеличению скорости выхлопа / удельной тяги двигателя. Форсунка с изменяемой геометрией должна открываться для большей площади горловины, чтобы приспособиться к дополнительному объемному потоку при включении форсажной камеры. Форсаж часто предназначен для значительного увеличения тяги при взлете, околозвукового ускорения и боевых маневров, но требует больших затрат топлива. Следовательно, дожигание можно использовать только для коротких отрезков миссии.

В отличие от основной камеры сгорания, где лопатки турбины ниже по потоку не должны быть повреждены высокими температурами, камера дожигания может работать на идеальном максимуме (стехиометрический ) температура (т.е. около 2100K / 3780Ra / 3320F / 1826C). При фиксированном общем применяемом соотношении топливо: воздух общий расход топлива для данного воздушного потока вентилятора будет одинаковым, независимо от удельной тяги двигателя в сухом состоянии. Однако турбовентилятор с высокой удельной тягой по определению будет иметь более высокий коэффициент давления в сопле, что приведет к более высокой чистой тяге дожигания и, следовательно, к более низкому удельному расходу топлива дожигания (SFC). Однако двигатели с большой удельной тягой имеют высокое сухое SFC. Ситуация обратная для ТРДД с дожиганием средней удельной тяги: то есть с плохим SFC дожигания / хорошим сухим SFC. Первый двигатель подходит для боевого самолета, который должен оставаться в форсажном бою в течение довольно длительного периода, но должен вести бой только в непосредственной близости от аэродрома (например, в стычках через границу). Последний двигатель лучше подходит для самолета, который должен пролететь какое-то расстояние или подолгу задерживаться перед боем. Однако пилот может позволить себе оставаться в режиме дожигания только на короткий период, прежде чем запасы топлива самолета станут опасно низкими.

Первым серийным ТРДД с дожиганием стал Пратт и Уитни TF30, который изначально питал F-111 Aardvark и F-14 Tomcat. Текущие военные турбовентиляторные двигатели с малым байпасом включают Пратт и Уитни F119, то Eurojet EJ200, то General Electric F110, то Климов РД-33, а Сатурн АЛ-31, все они имеют смешанный выхлоп, форсажную камеру и форсунку с регулируемой площадью сечения.

ТРДД с большим байпасом

Дальнейшая информация: Коэффициент байпаса
Принципиальная схема двухконтурного двухконтурного двухконтурного ТРДД с несмешанным выхлопом. Золотник низкого давления окрашен в зеленый цвет, а золотник высокого давления - в фиолетовый. Опять же, вентилятор (и ступени повышения давления) приводятся в действие турбиной низкого давления, но требуется больше ступеней. В настоящее время часто используется смешанный выхлоп.

Чтобы повысить экономию топлива и снизить уровень шума, почти все современные реактивные авиалайнеры и большинство военно-транспортных самолетов (например, С-17 ) приводятся в движение турбовентиляторными двигателями с малой удельной тягой и высокой степенью двухконтурности. Эти двигатели произошли от турбовентиляторных двигателей с высокой удельной тягой и низким коэффициентом двухконтурности, которые использовались в таких самолетах в 1960-х годах. (Современные боевые самолеты, как правило, используют ТРДД с малой степенью двухконтурности, а некоторые военно-транспортные самолеты используют турбовинтовые.)

Низкая удельная тяга достигается заменой многоступенчатого вентилятора на одноступенчатый. В отличие от некоторых двигателей военного назначения, современные гражданские турбовентиляторные двигатели не имеют стационарных направляющих лопаток на входе перед ротором вентилятора. Вентилятор масштабируется для достижения желаемой полезной тяги.

Сердечник (или газогенератор) двигателя должен генерировать достаточно энергии для приведения в действие вентилятора при его расчетном расходе и соотношении давлений. Усовершенствования в технологии охлаждения турбины / материалов позволяют повысить температуру на входе в ротор турбины (HP), что позволяет уменьшить (и легче) сердечник и (потенциально) улучшить тепловой КПД сердечника. Уменьшение массового расхода в активной зоне приводит к увеличению нагрузки на турбину низкого давления, поэтому для этого блока могут потребоваться дополнительные ступени для уменьшения среднего сценическая загрузка и для поддержания КПД турбины низкого давления. Уменьшение основного потока также увеличивает коэффициент байпаса. Коэффициенты байпаса более 5: 1 становятся все более распространенными; то Pratt & Whitney PW1000G, который поступил на коммерческую службу в 2016 году, составляет 12,5: 1.

Дальнейшее улучшение теплового КПД активной зоны может быть достигнуто за счет увеличения общего перепада давлений в активной зоне. Улучшенная аэродинамика лопастей снижает количество требуемых дополнительных ступеней компрессора. При использовании нескольких компрессоров (например, LPC, IPC и HPC) стало возможным резкое увеличение общего перепада давления. Изменяемая геометрия (т. Е. статоры ) позволяют компрессорам с высокой степенью сжатия работать без скачков давления при всех настройках дроссельной заслонки.

Схема в разрезе General Electric CF6 -6 двигатель

Первый (экспериментальный) двухконтурный ТРДД был построен и запущен 13 февраля 1964 г. АВКО-Лайкоминг.[27][28] Вскоре после этого General Electric TF39 стала первой серийной моделью, предназначенной для питания Локхид C-5 Galaxy военно-транспортный самолет.[13] Гражданская General Electric CF6 Двигатель использовал производную конструкцию. Другими двухконтурными ТРДД являются Пратт и Уитни JT9D, трехвальный Роллс-Ройс RB211 и CFM International CFM56; также меньший TF34. Более современные крупные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью байпаса включают Pratt & Whitney PW4000, трехвальный Роллс-Ройс Трент, то General Electric GE90 /GEnx и GP7000, производится совместно GE и P&W.

Чем ниже удельная тяга ТРДД, тем ниже средняя скорость на выходе струи, что, в свою очередь, приводит к высокой градиент тяги (то есть уменьшение тяги с увеличением скорости полета). См. Техническое обсуждение ниже, пункт 2. Следовательно, двигатель, рассчитанный на движение самолета на высокой дозвуковой скорости полета (например, 0,83 Маха), создает относительно высокую тягу при низкой скорости полета, тем самым улучшая характеристики взлетно-посадочной полосы. Двигатели с малой удельной тягой обычно имеют высокий коэффициент двухконтурности, но это также зависит от температуры турбинной системы.

Турбореактивные двигатели на двухмоторных авиалайнерах являются еще более мощными, чтобы справиться с потерей одного двигателя во время взлета, что снижает мощность самолета. сеть тяги более чем наполовину (вышедший из строя двигатель с большим байпасом создает большое сопротивление, что означает отрицательную чистую тягу, в то время как другой двигатель все еще имеет 100% сеть толкать. В результате в совокупности сеть тяга обоих двигателей существенно меньше 50%). Современные двухмоторные авиалайнеры обычно очень круто набирают высоту сразу после взлета. Если один двигатель выходит из строя, набор высоты намного меньше, но его достаточно для преодоления препятствий на траектории полета.

Технология двигателей Советского Союза была менее развита, чем западная, и его первый широкофюзеляжный самолет Ильюшин Ил-86, был оснащен двигателями с малым байпасом. В Яковлев Як-42 Среднемагистральный самолет с задним расположением двигателя, вмещающий до 120 пассажиров, представленный в 1980 году, был первым советским самолетом, в котором использовались двигатели с высокой степенью байпасности.

Конфигурации турбовентиляторных двигателей

Турбореактивные двухконтурные двигатели бывают самых разных конфигураций. Для заданного цикла двигателя (т. Е. Одинакового расхода воздуха, степени байпаса, степени давления вентилятора, степени общего давления и температуры на входе в ротор турбины высокого давления) выбор конфигурации турбовентиляторного двигателя мало влияет на расчетные характеристики (например, чистая тяга, SFC) , пока сохраняется общая производительность компонентов. Однако на неконструктивные характеристики и стабильность влияет конфигурация двигателя.

Базовым элементом ТРДД является катушка, единая комбинация вентилятора / компрессора, турбины и вала, вращающихся с одной скоростью. Для заданного перепада давления запас по помпажу можно увеличить двумя разными способами:

  1. Разделение компрессора на две меньшие золотники, вращающиеся с разной скоростью, как в случае с J57; или же
  2. Регулировка шага лопаток статора, как правило, на передних ступенях, как в J79.

В большинстве современных западных гражданских турбовентиляторных двигателей используется компрессор высокого давления (HP) с относительно высокой степенью сжатия и множеством рядов регулируемых статоров для управления запасом по помпажу при низких оборотах. В трехзолотной RB211 /Трент система сжатия сердечника разделена на две части, при этом компрессор IP, который нагнетает компрессор высокого давления, находится на другом коаксиальном валу и приводится в действие отдельной турбиной (IP). Поскольку компрессор высокого давления имеет умеренную степень перепада давлений, его скорость может быть снижена без скачков, без использования переменной геометрии. Однако, поскольку неглубокая рабочая линия компрессора IP неизбежна, IPC имеет одну ступень переменной геометрии на всех вариантах, кроме -535, у которой ее нет.[29]

Одновальный ТРДД

Одновальный турбовентилятор, хотя и далеко не самый распространенный, представляет собой, вероятно, самую простую конфигурацию, состоящую из вентилятора и компрессора высокого давления, приводимых в действие одной турбиной, и все они находятся на одной катушке. В Snecma M53, который дает Dassault Mirage 2000 истребитель, является образцом одновального ТРДД. Несмотря на простоту конфигурации турбомашин, для M53 требуется смеситель с регулируемой площадью, чтобы облегчить работу с частичным дросселем.

ТРДД с кормовым вентилятором

Один из первых турбовентиляторных двигателей был производным от General Electric J79 турбореактивный, известный как CJ805-23, который имел интегрированный задний вентилятор / турбину низкого давления (НД), расположенный в выхлопной трубе турбореактивного двигателя. Горячий газ из выхлопа турбореактивного двигателя расширялся через турбину низкого давления, при этом лопасти вентилятора являлись радиальным продолжением лопаток турбины. Эта конфигурация кормового вентилятора была позже использована в General Electric GE36 UDF (пропфан) демонстратор начала 80-х. Одна из проблем конфигурации заднего вентилятора - утечка горячего газа от турбины низкого давления к вентилятору.[нужна цитата ]

Базовая двухшпуля

Многие турбовентиляторные двигатели имеют по крайней мере базовую конфигурацию с двумя золотниками, в которой вентилятор работает на отдельном золотнике низкого давления (LP), работающем концентрично с компрессором или золотником высокого давления (HP); золотник НД движется на нижнем угловая скорость, при этом золотник высокого давления вращается быстрее, а его компрессор дополнительно сжимает часть воздуха для сгорания.[нужна цитата ] В BR710 типично для этой конфигурации. При меньших размерах тяги вместо полностью осевых лопаток конфигурация компрессора ВД может быть аксиально-центробежной (например, CFE CFE738 ), двухцентробежный или даже диагональный / центробежный (например. Pratt & Whitney Canada PW600 ).

Усиленная двухшпуля

Более высокие общие отношения давлений могут быть достигнуты либо за счет увеличения степени сжатия компрессора ВД, либо за счет добавления ступеней компрессора (без байпаса) или Т-этапы к золотнику НД, между вентилятором и компрессором ВД, для повышения давления последнего. Все большие американские ТРДД (например, General Electric CF6, GE90 и GEnx плюс Пратт и Уитни JT9D и PW4000 ) с Т-образными ступенями. Rolls-Royce BR715 - неамериканский пример этого. Высокие коэффициенты двухконтурности, используемые в современных турбовентиляторных двигателях гражданского назначения, имеют тенденцию к уменьшению относительного диаметра Т-образных ступеней, уменьшая их среднюю конечную скорость. Следовательно, для достижения необходимого повышения давления требуется больше Т-ступеней.

Трехшпуля

Компания Rolls-Royce выбрала трехступенчатую конфигурацию для своих больших гражданских ТРДД (т. Е. RB211 и Трент семейств), где Т-ступени усиленной двухзолотниковой конфигурации разделены на отдельный золотник промежуточного давления (ПД), приводимый в действие собственной турбиной. Первый трехконтактный двигатель был более ранним Rolls-Royce RB.203 Трент 1967 г.

В Garrett ATF3, питание Dassault Falcon 20 бизнес-джет имеет необычную трехзоловую компоновку, причем задняя катушка не концентрична с двумя другими.

Конструкторское бюро Ивченко выбрали ту же конфигурацию, что и Rolls-Royce для своих Лотарев Д-36 двигатель, за которым следует Лотарев / Прогресс Д-18Т и "Прогресс Д-436".

В Турбо-Союз РБ199 военный турбовентилятор также имеет трехконтактную конфигурацию, как и военный Кузнецов НК-25 и НК-321.

Вентилятор с редуктором

Основная статья: ТРДД с редуктором
ТРДД с редуктором

По мере увеличения коэффициента байпаса скорость конца лопасти вентилятора увеличивается относительно скорости лопасти LPT. Это снизит скорость лопастей LPT, что потребует большего количества ступеней турбины для извлечения энергии, достаточной для вращения вентилятора. Представляем (планетарный) редуктор с подходящим передаточным числом между валом НД и вентилятором позволяет как вентилятору, так и турбине НД работать с оптимальной скоростью. Примеры такой конфигурации - давно установленные Garrett TFE731, то Honeywell ALF 502 / 507, а недавний Pratt & Whitney PW1000G.

Военные ТРДД

Воздуховод на Dassault / Dornier Alpha Jet - На дозвуковых скоростях увеличение диаметра впускного канала замедляет поступающий воздух, вызывая увеличение его статического давления.

Большинство описанных выше конфигураций используется в гражданских ТРДД, в то время как современные ТРДД военного назначения (например, Snecma M88 ) обычно бывают базовыми двухзатниковыми.

Турбина высокого давления

В большинстве турбовентиляторных двигателей гражданского назначения для привода компрессора высокого давления используется высокоэффективная двухступенчатая турбина высокого давления. В CFM International CFM56 использует альтернативный подход: одноступенчатый высокопроизводительный агрегат. Хотя этот подход, вероятно, менее эффективен, он позволяет сэкономить на охлаждающем воздухе, весе и стоимости.

в RB211 и Трент В двигателях с 3-цилиндровым двигателем степень сжатия компрессора высокого давления является умеренной, поэтому требуется только одна ступень турбины высокого давления. Современные турбовентиляторные двигатели военного назначения также обычно используют одну ступень турбины высокого давления и скромный компрессор высокого давления.

Турбина низкого давления

Современные гражданские ТРДД имеют многоступенчатые турбины НД (от 3 до 7). Количество требуемых ступеней зависит от коэффициента двухконтурного цикла двигателя и наддува (на двухзолотных форсунках). Вентилятор с редуктором может уменьшить количество требуемых ступеней LPT в некоторых приложениях.[30] Из-за гораздо более низких коэффициентов двухконтурности для турбовентиляторных двигателей военного назначения требуется только одна или две ступени турбины низкого давления.

Общая производительность

Улучшения цикла

Рассмотрим смешанный ТРДД с фиксированной степенью двухконтурности и воздушным потоком. Увеличение общей степени сжатия в системе сжатия приводит к увеличению температуры на входе в камеру сгорания. Следовательно, при фиксированном расходе топлива происходит повышение температуры на входе в ротор турбины (л.с.). Хотя более высокий рост температуры в системе сжатия подразумевает больший перепад температуры в турбинной системе, это не влияет на температуру смешанного сопла, поскольку в систему добавляется такое же количество тепла. Тем не менее, давление в сопле возрастает, потому что общая степень сжатия увеличивается быстрее, чем степень расширения турбины, что приводит к увеличению входного давления горячего смесителя. Следовательно, чистая тяга увеличивается, а удельный расход топлива (расход топлива / чистая тяга) уменьшается. Аналогичная тенденция наблюдается и с несмешанными ТРДД.

Таким образом, турбовентиляторные двигатели могут быть более экономичными за счет одновременного повышения общего перепада давления и температуры на входе в ротор турбины. Однако требуются более качественные материалы турбины или улучшенное охлаждение лопаток / лопаток, чтобы справиться с повышением как температуры на входе в ротор турбины, так и температуры нагнетания компрессора. Для увеличения последнего могут потребоваться более качественные материалы для компрессора.

Общий коэффициент давления может быть увеличен путем улучшения степени давления компрессора низкого давления вентилятора (или) или степени сжатия компрессора высокого давления. Если последнее поддерживается постоянным, увеличение (HP) температуры нагнетания компрессора (из-за увеличения общего перепада давлений) подразумевает увеличение механической скорости HP. Однако соображения напряжения могут ограничить этот параметр, подразумевая, несмотря на увеличение общего перепада давлений, уменьшение степени сжатия компрессора высокого давления.

Согласно простой теории, если соотношение между температурой на входе в ротор турбины и температурой нагнетания компрессора (HP) сохраняется, площадь горловины турбины HP может быть сохранена. Однако это предполагает улучшение цикла при сохранении функции потока на выходе компрессора исходной точки (HP) (безразмерный поток). На практике изменения безразмерной скорости компрессора (ВД) и отвода охлаждающего отвода, вероятно, сделают это предположение недействительным, что сделает неизбежной некоторую корректировку площади горловины турбины ВД. Это означает, что направляющие лопатки сопла турбины ВД должны отличаться от оригинала. По всей видимости, направляющие лопатки сопла турбины НД, расположенные ниже по потоку, все равно придется заменить.

Рост тяги

Рост тяги достигается за счет увеличения основная мощность. Доступны два основных маршрута:

  1. горячий маршрут: повышение температуры на входе в ротор турбины ВД
  2. холодный путь: увеличение массового расхода ядра

Оба маршрута требуют увеличения расхода топлива в камере сгорания и, следовательно, увеличения тепловой энергии, добавляемой к потоку активной зоны.

Горячий маршрут может потребовать изменения материалов лопаток / лопаток турбины или лучшего охлаждения лопаток / лопаток. Холодный маршрут можно получить одним из следующих способов:

  1. добавление Т-этапы сжатию LP / IP
  2. добавление нулевой этап сжатию HP
  3. улучшение процесса сжатия без добавления ступеней (например, более высокая степень сжатия ступицы вентилятора)

все это увеличивает как общий коэффициент давления, так и поток воздуха в сердечнике.

В качестве альтернативы размер ядра может быть увеличен для увеличения потока воздуха в сердечнике без изменения общего перепада давления. Этот маршрут дорог, поскольку также требуется новая (с восходящим потоком) турбинная система (и, возможно, более крупный компрессор IP).

Также необходимо внести изменения в вентилятор, чтобы поглотить дополнительную мощность сердечника. На гражданском двигателе соображения реактивного шума означают, что любое значительное увеличение взлетной тяги должно сопровождаться соответствующим увеличением массового расхода вентилятора (для поддержания удельной тяги T / O около 30 фунт-сила / фунт / с).

Техническое обсуждение

  1. Удельная тяга (полезная тяга / расход всасываемого воздуха) является важным параметром для ТРДД и реактивных двигателей в целом. Представьте вентилятор (приводимый в движение электродвигателем подходящего размера), работающий в трубе, которая соединена с соплом. Совершенно очевидно, что чем выше коэффициент давления вентилятора (давление нагнетания вентилятора / давление на входе вентилятора), тем выше скорость струи и соответствующая удельная тяга. Теперь представьте, что мы заменяем эту установку эквивалентным турбовентилятором с таким же потоком воздуха и той же степенью давления вентилятора. Очевидно, что сердцевина турбовентиляторного двигателя должна производить достаточную мощность для приведения в действие вентилятора через турбину низкого давления (НД). Если мы выберем для газогенератора низкую температуру на входе в турбину (HP), поток воздуха в сердечнике должен быть относительно высоким для компенсации. The corresponding bypass ratio is therefore relatively low. If we raise the turbine inlet temperature, the core airflow can be smaller, thus increasing bypass ratio. Raising turbine inlet temperature tends to increase thermal efficiency and, therefore, improve fuel efficiency.
  2. Naturally, as altitude increases, there is a decrease in air density and, therefore, the net thrust of an engine. There is also a flight speed effect, termed thrust lapse rate. Consider the approximate equation for net thrust again:


    With a high specific thrust (e.g., fighter) engine, the jet velocity is relatively high, so intuitively one can see that increases in flight velocity have less of an impact upon net thrust than a medium specific thrust (e.g., trainer) engine, where the jet velocity is lower. The impact of thrust lapse rate upon a low specific thrust (e.g., civil) engine is even more severe. At high flight speeds, high-specific-thrust engines can pick up net thrust through the ram rise in the intake, but this effect tends to diminish at supersonic speeds because of shock wave losses.
  3. Thrust growth on civil turbofans is usually obtained by increasing fan airflow, thus preventing the jet noise becoming too high. However, the larger fan airflow requires more power from the core. This can be achieved by raising the overall pressure ratio (combustor inlet pressure/intake delivery pressure) to induce more airflow into the core and by increasing turbine inlet temperature. Together, these parameters tend to increase core thermal efficiency and improve fuel efficiency.
  4. Some high-bypass-ratio civil turbofans use an extremely low area ratio (less than 1.01), convergent-divergent, nozzle on the bypass (or mixed exhaust) stream, to control the fan working line. The nozzle acts as if it has variable geometry. At low flight speeds the nozzle is unchoked (less than a Mach number of unity), so the exhaust gas speeds up as it approaches the throat and then slows down slightly as it reaches the divergent section. Consequently, the nozzle exit area controls the fan match and, being larger than the throat, pulls the fan working line slightly away from surge. At higher flight speeds, the ram rise in the intake increases nozzle pressure ratio to the point where the throat becomes choked (M=1.0). Under these circumstances, the throat area dictates the fan match and, being smaller than the exit, pushes the fan working line slightly towards surge. This is not a problem, since fan surge margin is much better at high flight speeds.
  5. The off-design behaviour of turbofans is illustrated under карта компрессора и turbine map.
  6. Because modern civil turbofans operate at low specific thrust, they require only a single fan stage to develop the required fan pressure ratio. The desired overall pressure ratio for the engine cycle is usually achieved by multiple axial stages on the core compression. Rolls-Royce tend to split the core compression into two with an intermediate pressure (IP) supercharging the HP compressor, both units being driven by turbines with a single stage, mounted on separate shafts. Consequently, the HP compressor need develop only a modest pressure ratio (e.g., ~4.5:1). US civil engines use much higher HP compressor pressure ratios (e.g., ~23:1 on the General Electric GE90 ) and tend to be driven by a two-stage HP turbine. Even so, there are usually a few IP axial stages mounted on the LP shaft, behind the fan, to further supercharge the core compression system. Civil engines have multi-stage LP turbines, the number of stages being determined by the bypass ratio, the amount of IP compression on the LP shaft and the LP turbine blade speed.
  7. Because military engines usually have to be able to fly very fast at sea level, the limit on HP compressor delivery temperature is reached at a fairly modest design overall pressure ratio, compared with that of a civil engine. Also the fan pressure ratio is relatively high, to achieve a medium to high specific thrust. Consequently, modern military turbofans usually have only 5 or 6 HP compressor stages and require only a single-stage HP turbine. Low-bypass-ratio military turbofans usually have one LP turbine stage, but higher bypass ratio engines need two stages. In theory, by adding IP compressor stages, a modern military turbofan HP compressor could be used in a civil turbofan derivative, but the core would tend to be too small for high thrust applications.

Early turbofans

Роллс-Ройс Конвей low bypass turbofan from a Боинг 707. The bypass air exits from the fins whilst the exhaust from the core exits from the central nozzle. This fluted jetpipe design is a noise-reducing method devised by Frederick Greatorex at Rolls-Royce
General Electric GEnx-2B turbofan engine from a Боинг 747-8. View into the outer (propelling or "cold") nozzle.

Early turbojet engines were not very fuel-efficient because their overall pressure ratio and turbine inlet temperature were severely limited by the technology available at the time.

The first turbofan engine, which was only run on a test bed, was the German Daimler-Benz DB 670, designated the 109-007 by the Nazi Ministry of Aviation, with a first run date of 27 May 1943, after the testing of the turbomachinery using an electric motor, which had been undertaken on 1 April 1943.[31] Development of the engine was abandoned, with its problems unsolved, as the war situation worsened for Germany.

Later in 1943, the British ground tested the Metrovick F.3[32] turbofan, which used the Метровик Ф.2 turbojet as a gas generator with the exhaust discharging into a close-coupled aft-fan module comprising a contra-rotating LP turbine system driving two co-axial contra-rotating fans.[33]

Improved materials, and the introduction of twin compressors, such as in the Бристоль Олимп,[34] и Пратт и Уитни JT3C engines, increased the overall pressure ratio and thus the термодинамический efficiency of engines.they also had poor propulsive efficiency, because pure turbojets have a high specific thrust/high velocity exhaust, which is better suited to supersonic flight.

Оригинал low-bypass turbofan engines were designed to improve propulsive efficiency by reducing the exhaust velocity to a value closer to that of the aircraft. В Роллс-Ройс Конвей, the world's first production turbofan, had a bypass ratio of 0.3, similar to the modern General Electric F404 fighter engine. Civilian turbofan engines of the 1960s, such as the Пратт и Уитни JT8D и Роллс-Ройс Спей, had bypass ratios closer to 1, and were similar to their military equivalents.

The world's first turbofan series-built airliner was the Soviet Туполев Ту-124, с Соловьев Д-20 двигатели,[35][36] introduced in 1962. A total of 164 aircraft were produced between 1960 and 1965 for Аэрофлот и другие Восточный блок airlines, with some units operating until the early 1990s.

The first General Electric turbofan was the aft-fan CJ805-23, based on the CJ805-3 turbojet. It was followed by the aft-fan General Electric CF700 engine, with a 2.0 bypass ratio. This was derived from the General Electric J85/CJ610 turbojet 2,850 lbf (12,700 N) to power the larger Rockwell Sabreliner 75/80 model aircraft, as well as the Dassault Falcon 20, with about a 50% increase in thrust to 4,200 lbf (19,000 N). The CF700 was the first small turbofan to be certified by the Федеральная авиационная администрация (FAA). There were at one time over 400 CF700 aircraft in operation around the world, with an experience base of over 10 million service hours. The CF700 turbofan engine was also used to train Moon-bound astronauts in Проект Аполлон as the powerplant for the Лунный исследовательский корабль.

Улучшения

Aerodynamic modelling

Аэродинамика is a mix of дозвуковой, трансзвуковой и сверхзвуковой airflow on a single fan/газовый компрессор blade in a modern turbofan. The airflow past the blades has to be maintained within close angular limits to keep the air flowing against an increasing pressure. Otherwise the air will come back out of the intake.[37]

В Полный контроль над цифровым двигателем (FADEC) needs accurate data for controlling the engine. Критический турбина inlet temperature (TIT) is too harsh an environment, at 1,700 °C and 17 bars, for reliable датчики. During development of a new engine type a relation is established between a more easily measured temperature like Exhaust gas temperature and the TIT. The EGT is then used to make sure the engine doesn't run too hot.[37]

Blade technology

A 100 g турбина blade is subjected to 1,700 °C/3100 °F, at 17 bars/250 Psi and a центробежная сила of 40 kN/ 9,000 lbf, well above the point of Пластическая деформация and even above the температура плавления.Exotic сплавы, sophisticated воздушное охлаждение schemes and special mechanical design are needed to keep the physical stresses within the strength of the material.Rotating seals must withstand harsh conditions for 10 years, 20,000 missions and rotating at 10–20,000 rpm.[37]

The high-temperature performance of fan blades has increased through developments in the casting manufacturing process, the cooling design, термобарьерные покрытия, и сплавы.Cycle-wise, the HP turbine inlet temperature is less important than its rotor inlet temperature (RIT), after the temperature drop across its stator.Although modern engines have peak RITs of the order of 1,560 °C (2,840 °F), such temperatures are experienced only for a short time during take-off on civil engines.

Originally standard поликристаллический metals were used to make fan blades, but developments in материаловедение have allowed blades to be constructed from aligned metallic crystals and more recently монокристаллы to operate at higher temperatures with less distortion.These alloys and Никель -основан суперсплавы are utilized in HP turbine blades in most modern jet engines.

HP turbine inlet is cooled below its melting point with air bled from the compressor, bypassing the combustor and entering the hollow blade or vane.[38]After picking up heat, the cooling air is dumped into the main gas stream and downstream stages are uncooled if the local temperatures are low enough.

Fan blades

Fan blades have been growing as jet engines have been getting bigger: each fan blade carries the equivalent of nine double-decker buses and swallows the volume of a squash court every second.Advances in вычислительная гидродинамика (CFD) modelling have permitted complex, 3D curved shapes with very wide аккорд, keeping the fan capabilities while minimizing the blade count to lower costs.Coincidentally, the коэффициент байпаса grew to achieve higher propulsive efficiency and the fan diameter increased.[39]

Rolls-Royce pioneered the hollow, титан wide-chord fan blade in the 1980s for aerodynamic efficiency and повреждение посторонним предметом сопротивление в RB211 then for the Трент.GE Aviation представил carbon fiber composite fan blades on the GE90 in 1995, manufactured today with a carbon-fiber tape-layer process.GE partner Safran разработал 3D woven technology with Albany Composites для CFM56 и CFM LEAP двигатели.[39]

Future progress

Engine cores are shrinking as they are operating at higher pressure ratios and becoming more efficient, and become smaller compared to the fan as bypass ratios increase.Blade tip clearances are harder to maintain at the exit of the high-pressure compressor where blades are 0.5 in (13 mm) high or less, позвоночник bending further affects clearance control as the core is proportionately longer and thinner and the fan to low-pressure turbine driveshaft is in constrained space within the core.[40]

За Пратт и Уитни VP technology and environment Alan Epstein "Over the history of commercial aviation, we have gone from 20% to 40% [cruise efficiency], and there is a consensus among the engine community that we can probably get to 60%".[41]

Geared turbofans and further fan степень давления reductions will continue to improve propulsive efficiency.The second phase of the FAA's Continuous Lower Energy, Emissions and Noise (CLEEN) program is targeting for the late 2020s reductions of 33% fuel burn, 60% emissions and 32 dB EPNdb noise compared with the 2000s state-of-the-art.In summer 2017 at НАСА Исследовательский центр Гленна в Кливленд, Огайо, Pratt has finished testing a very-low-pressure-ratio fan on a PW1000G, напоминающий open rotor with fewer blades than the PW1000G's 20.[41]

The weight and size of the гондола would be reduced by a short duct inlet, imposing higher aerodynamic turning loads on the blades and leaving less space for soundproofing, but a lower-pressure-ratio fan is slower.UTC Аэрокосмические системы Aerostructures will have a full-scale ground test in 2019 of its low-drag Integrated Propulsion System with a реверсор тяги, improving fuel burn by 1% and with 2.5-3 EPNdB lower noise.[41]

Safran can probably deliver another 10–15% in fuel efficiency through the mid-2020s before reaching an asymptote, and next will have to introduce a breakthrough : to increase the коэффициент байпаса to 35:1 instead of 11:1 for the CFM LEAP, it is demonstrating a counterrotating open rotor unducted fan (propfan) in Istres, France, under the European Чистое небо technology program.Моделирование advances and high specific strength materials may help it succeed where previous attempts failed.When noise levels will be within current standards and similar to the Leap engine, 15% lower fuel burn will be available and for that Safran is testing its controls, vibration and operation, while планер integration is still challenging.[41]

За GE Aviation, то плотность энергии of jet fuel still maximises the Breguet range equation and higher pressure ratio cores, lower pressure ratio fans, low-loss inlets and lighter structures can further improve thermal, transfer and propulsive efficiency.Under the ВВС США С Adaptive Engine Transition Program, adaptive thermodynamic cycles will be used for the истребитель шестого поколения, основанный на модифицированном Цикл Брайтона и Constant volume горение.Производство добавок в advanced turboprop will reduce weight by 5% and fuel burn by 20%.[41]

Rotating and static ceramic matrix composite (CMC) parts operates 500 °F (260 °C) hotter than metal and are one-third its weight.With $21.9 million from the Исследовательская лаборатория ВВС, GE is investing $200 million in a CMC facility in Хантсвилл, Алабама, in addition to its Эшвилл, Северная Каролина site, mass-producing Карбид кремния matrix with silicon-carbide fibers in 2018.CMCs will be used ten times more by the mid-2020s : the CFM LEAP requires 18 CMC turbine shrouds per engine and the GE9X will use it in the combustor and for 42 HP turbine nozzles.[41]

Rolls-Royce Plc aim for a 60:1 pressure ratio core for the 2020s Ultrafan and began ground tests of its 100,000 hp (75,000 kW) gear for 100,000 lbf (440 kN) and 15:1 bypass ratios.Nearly стехиометрический turbine entry temperatures approaches the theoretical limit and its impact on emissions has to be balanced with environmental performance goals.Open rotors, lower pressure ratio fans and potentially распределенная тяга offers more room for better propulsive efficiency.Exotic cycles, теплообменники and pressure gain/constant volume combustion can improve термодинамическая эффективность.Additive manufacturing could be an enabler for интеркулер и рекуператоры.Closer airframe integration and гибридный или же электрический самолет can be combined with gas turbines.[41]

Current Rolls-Royce engines have a 72–82% propulsive efficiency and 42–49% thermal efficiency for a 0.63–0.49 lb/lbf/h (64,000–50,000 g/kN/h) TSFC at Mach 0.8, and aim for theoretical limits of 95% for open rotor propulsive efficiency and 60% for thermal efficiency with stoichiometric турбина entry temperature and 80:1 общий коэффициент давления for a 0.35 lb/lbf/h (36,000 g/kN/h) TSFC[42]

As teething troubles may not show up until several thousand hours, the latest turbofans technical problems disrupt авиакомпании операции и производители deliveries while production rates are rising sharply.Трент 1000 cracked blades заземленный almost 50 Boeing 787s и уменьшил ETOPS to 2.3 hours down from 5.5, costing Rolls-Royce plc almost $950 million.PW1000G knife-edge seal fractures have caused Пратт и Уитни to fall way behind in deliveries, leaving about 100 engineless A320neos waiting for their powerplants.The CFM LEAP introduction was smoother but a ceramic composite HP Turbine coating is prematurely lost, necessitating a new design, causing 60 A320neo engine removal for modification, as deliveries are up to six weeks late.[43]

On a widebody, Safran estimates 5-10% of fuel could be saved by reducing power intake for hydraulic systems, while swapping to electrical power could save 30% of weight, as initiated on the Боинг 787, пока Rolls-Royce plc hopes for up to 5%.[44]

Производители

Основная статья: List of turbofan manufacturers

The turbofan engine market is dominated by General Electric, Rolls-Royce plc и Пратт и Уитни, in order of market share. General Electric and SNECMA of France have a joint venture, CFM International. Pratt & Whitney also have a joint venture, Международные авиадвигатели с Японская корпорация авиационных двигателей и Двигатели MTU Aero of Germany, specializing in engines for the Семейство Airbus A320. Pratt & Whitney and General Electric have a joint venture, Engine Alliance selling a range of engines for aircraft such as the Airbus A380.

За авиалайнеры и грузовой самолет, the in-service fleet in 2016 is 60,000 engines and should grow to 103,000 in 2035 with 86,500 deliveries according to Flight Global. A majority will be medium-thrust engines for narrow-body aircraft with 54,000 deliveries, for a fleet growing from 28,500 to 61,000. High-thrust engines for широкофюзеляжный самолет, worth 40–45% of the market by value, will grow from 12,700 engines to over 21,000 with 18,500 deliveries. В региональный самолет engines below 20,000 lb (89 kN) fleet will grow from 7,500 to 9,000 and the fleet of турбовинтовые for airliners will increase from 9,400 to 10,200. The manufacturers рыночная доля should be led by CFM with 44% followed by Pratt & Whitney with 29% and then Rolls-Royce and General Electric with 10% each.[45]

Commercial turbofans in production

Commercial turbofans in production[46]
МодельНачинатьОбходДлинаПоклонникМассаТолкатьОсновные приложения
GE GE9019928.7–9.95.18m–5.40m3.12–3.25 m7.56–8.62t330–510 kNB777
P&W PW400019844.8–6.43.37–4.95m2.84 m4.18–7.48t222–436 kNA300 /A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
R-R Trent XWB20109.35,22 м3,00 м7.28 t330–430 kNA350XWB
R-R Trent 80019935.7–5.794.37m2.79m5.96–5.98t411–425 kNB777
EA GP700020048.74,75 м2,95 м6.09–6.71 t311–363 kNA380
R-R Trent 90020048.74,55 м2,95 м6.18–6.25 t340–357 kNA380
R-R Trent 1000200610.8–114.74 m2.85 m5.77 t265.3–360.4 kNB787
GE GEnx[47]20068.0–9.34.31-4.69 m2.66-2.82 m5.62-5.82 t296-339 kNB747-8, B787
R-R Trent 70019904.93.91 m2,47 м4.79 t320 kNA330
GE CF619714.3–5.34.00–4.41 m2.20–2.79 m3.82–5.08 t222–298 kNA300 /A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
R-R Trent 50019998.53.91 m2,47 м4.72 t252 kNA340 -500/600
P&W PW1000G[48]20089.0–12.53,40 м1.42–2.06 m2.86 t67–160 kNA320neo, A220, E-Jets E2
CFM LEAP[49]20139.0–11.03.15–3.33m1.76–1.98m2.78–3.15t100–146 kNA320neo, B737Max
CFM5619745.0–6.62.36–2.52m1.52–1.84m1.95–2.64t97.9-151 kNA320, A340 -200/300, B737, KC-135, DC-8
IAE V250019874.4–4.93,20 м1,60 м2.36–2.54t97.9-147 kNA320, МД-90
P&W PW600020004.902.73m1.44m2.36t100.2 kNAirbus A318
R-R BR70019944.2–4.53.41–3.60m1.32–1.58m1.63–2.11t68.9–102.3 kNB717, Глобальный экспресс, Гольфстрим V
Паспорт GE20135.63.37m1,30 м2.07t78.9–84.2 kNGlobal 7000 /8000
GE CF3419825.3–6.32.62–3.26m1.25–1.32m0.74–1.12t41–82.3 kNChallenger 600, CRJ, E-jets
P&WC PW80020125.51,30 м67.4–69.7 kNGulfstream G500 / G600
R-R Tay19843.1–3.22,41 м1.12–1.14m1.42–1.53t61.6–68.5 kNГольфстрим IV, Fokker 70 /100
Silvercrest20125.91,90 м1.08m1.09t50.9 kNCit. Полушарие, Сокол 5X
R-R AE 300719915.02.71m1.11m0.72t33.7 kNERJ, Цитата X
P&WC PW30019883.8–4.51.92–2.070.97m0.45–0.47t23.4–35.6 kNCit. Суверенный, G200, F. 7X, F. 2000
HW HTF700019994.42.29m0.87m0.62t28.9 kNChallenger 300, G280, Наследие 500
HW TFE73119702.66–3.91.52–2.08m0.72-0.78m0.34–0.45t15.6–22.2 kNLearjet 70/75, G150, Сокол 900
Уильямс FJ4419853.3–4.11.36–2.09m.53-0.57m0.21–0.24t6.7–15.6 kNCitationJet, Cit. M2
P&WC PW50019933.901,52 м0.70m0.28t13.3 kNCitation Excel, Phenom 300
GE-H HF12020094.431.12m0.54 m0.18t7.4 kNHondaJet
Уильямс FJ3319980,98 м0.53 m0.14 t6.7 kNCirrus SF50
P&WC PW60020011.8–2.80.67m0.36m0.15t6.0 kNCit. Мустанг, Затмение 500, Phenom 100
ПС-9019924.44,96 млн1,9 м2.95t157–171 kNИл-76, Ил-96, Ту-204
PowerJet SaM14620084–4.13.59m1,22 м2.260t71.6–79.2 kNСухой Суперджет 100

Extreme bypass jet engines

In the 1970s, Rolls-Royce/SNECMA tested a M45SD-02 turbofan fitted with variable pitch fan blades to improve handling at ultra low fan pressure ratios and to provide thrust reverse down to zero aircraft speed. The engine was aimed at ultra quiet STOL aircraft operating from city centre airports.

In a bid for increased efficiency with speed, a development of the турбовентилятор и турбовинтовой известный как пропфан engine was created that had an unducted fan. The fan blades are situated outside of the duct, so that it appears like a turboprop with wide scimitar-like blades. Both General Electric and Pratt & Whitney/Allison demonstrated propfan engines in the 1980s. Excessive cabin noise and relatively cheap jet fuel prevented the engines being put into service. В Прогресс Д-27 propfan, developed in the U.S.S.R., was the only propfan engine equipped on a production aircraft.

Терминология

Форсаж
extra combustor immediately upstream of final nozzle (also called reheat)
Augmentor
afterburner on low-bypass turbofan engines.
Average stage loading
constant × (delta temperature)/[(blade speed) × (blade speed) × (number of stages)]
Обход
airstream that completely bypasses the core compression system, combustor and turbine system
Коэффициент байпаса
bypass airflow /core compression inlet airflow
Основной
turbomachinery handling the airstream that passes through the combustor.
Core power
residual shaft power from ideal turbine expansion to ambient pressure after deducting core compression power
Core thermal efficiency
core power/power equivalent of fuel flow
Сухой
afterburner (if fitted) not lit
EGT
температура выхлопных газов
EPR
engine pressure ratio
Поклонник
turbofan LP compressor
Fan pressure ratio
fan outlet total pressure/intake delivery total pressure
Гибкая температура
use of artificially high apparent air temperature to reduce engine wear
Генератор газа
engine core
HP compressor
high-pressure compressor (also HPC)
HP turbine
high-pressure turbine
Intake ram drag
penalty associated with jet engines picking up air from the atmosphere (conventional rocket motors do not have this drag term, because the oxidiser travels with the vehicle)
IEPR
integrated engine pressure ratio
IP compressor
intermediate pressure compressor (also IPC)
IP turbine
intermediate pressure turbine (also IPT)
LP compressor
low-pressure compressor (also LPC)
LP turbine
low-pressure turbine (also LPT)
Net thrust
nozzle total gross thrust – intake ram drag (excluding nacelle drag, etc., this is the basic thrust acting on the airframe)
Общий коэффициент давления
combustor inlet total pressure/intake delivery total pressure
Overall efficiency
thermal efficiency * propulsive efficiency
Propulsive efficiency
propulsive power/rate of production of propulsive kinetic energy (maximum propulsive efficiency occurs when jet velocity equals flight velocity, which implies zero net thrust!)
Удельный расход топлива (SFC)
total fuel flow/net thrust (proportional to flight velocity/overall thermal efficiency)
Spooling up
accelerating, marked by a delay
Статическое давление
pressure of the fluid which is associated not with its motion but with its state[50]
Specific thrust
net thrust/intake airflow
Тепловая эффективность
rate of production of propulsive kinetic energy/fuel power
Total fuel flow
combustor (plus any afterburner) fuel flow rate (e.g., lb/s or g/s)
Общее давление
статическое давление плюс kinetic energy term
Turbine rotor inlet temperature
gas absolute mean temperature at principal (e.g., HP) turbine rotor entry

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ Marshall Brain. "How Gas Turbine Engines Work". howstuffworks.com. Получено 2010-11-24.
  2. ^ а б Hall, Nancy (May 5, 2015). "Turbofan Engine". Исследовательский центр Гленна. НАСА. Получено 25 октября, 2015. Most modern airliners use turbofan engines because of their high thrust and good fuel efficiency.
  3. ^ а б Michael Hacker; David Burghardt; Linnea Fletcher; Anthony Gordon; William Peruzzi (March 18, 2009). Инженерия и технологии. Cengage Learning. п. 319. ISBN  978-1-285-95643-5. Получено 25 октября, 2015. All modern jet-powered commercial aircraft use high bypass turbofan engines [...]
  4. ^ а б Verma, Bharat (January 1, 2013). Indian Defence Review: Apr–Jun 2012. Издательство Lancer. п. 18. ISBN  978-81-7062-259-8. Получено 25 октября, 2015. Military power plants may be divided into some major categories – low bypass turbofans that generally power fighter jets…
  5. ^ а б Frank Northen Magill, ed. (1993). Magill's Survey of Science: Applied science series, Volume 3. Салем Пресс. п. 1431. ISBN  9780893567088. Most tactical military aircraft are powered by low-bypass turbofan engines.
  6. ^ "Bypass ratio", Британика.
  7. ^ Термодинамика, MIT, archived from оригинал на 2013-05-28
  8. ^ Flight global.
  9. ^ Taylor, John W.R. (ed.), All The World's Aircraft 1975-1976, Paulton House, 8 Sheperdess Walk, London N1 7LW: Jane's, p. 748CS1 maint: location (связь).
  10. ^ Труды, КАК Я.
  11. ^ "PW tales", Road runners Internationale.
  12. ^ "Turbofan Engine". GRC NASA. Получено 2010-11-24.
  13. ^ а б Neumann, Gerhard (2004) [Morrow, 1984 Herman the German: Enemy Alien U.S. Army Master Sergeant. Republished with minor or no changes.], Herman the German: Just Lucky I Guess, Bloomington, IN, USA: Authorhouse, pp. 228–30, ISBN  1-4184-7925-X.
  14. ^ "The turbofan engine В архиве 2015-04-18 at the Wayback Machine ", p. 7. Институт науки и технологий SRM, Department of aerospace engineering.
  15. ^ Cohen; Rogers; Saravanamuttoo (1972), Gas Turbine Theory (2nd ed.), Longmans, p. 85, ISBN  0-582-44927-8
  16. ^ FAA-H-8083-3B Airplane Flying Handbook Handbook (PDF). Федеральная авиационная администрация. 2004. Архивировано с оригинал (PDF) 21 сентября 2012 г.
  17. ^ "Turbofan Thrust".
  18. ^ https://dspace.lib.cranfield.ac.uk/bitstream/handle/1826/12476/Civil_turbofan_engine_exhaust_aerodynamics-2017.pdf
  19. ^ Kempton, A, "Acoustic liners for modern aero-engines", 15th CEAS-ASC Workshop and 1st Scientific Workshop of X-Noise EV, 2011.
  20. ^ Smith, Michael J.T. (19 February 1970), "Softly, softly towards the quiet jet", Новый ученый, Рис. 5.
  21. ^ McAlpine, A., Research project: Buzz-saw noise and nonlinear acoustics, U Southampton.
  22. ^ Schuster, B.; Lieber, L.; Vavalle, A., "Optimization of a seamless inlet liner using an empirically validated prediction method", 16th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Стокгольм, SE.
  23. ^ Ferrante, P. G.; Copiello, D.; Beutke, M., "Design and experimental verification of 'true zero-splice' acoustic liners in the universal fan facility adaptation (UFFA) modular rig", 17h AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Portland, OR, AIAA-2011-2728.
  24. ^ а б c Banke, Jim (2012-12-13). "NASA Helps Create a More Silent Night". НАСА. Получено 12 января, 2013.
  25. ^ Zaman, K.B.M.Q.; Bridges, J. E.; Huff, D. L. (17–21 December 2010). "Evolution from 'Tabs' to 'Chevron Technology'–a Review" (PDF). Proceedings of the 13th Asian Congress of Fluid Mechanics 17–21 December 2010, Dhaka, Bangladesh. Кливленд, ОЙ: bНАСА Исследовательский центр Гленна. Получено 29 января, 2013.
  26. ^ "Invited" (PDF), 13th ACFM, CN: AFMC, archived from оригинал (PDF) на 2014-03-25.
  27. ^ Decher, S., Rauch, D., “Potential of the High Bypass Turbofan,” American Society of Mechanical Engineers paper 64-GTP-15, presented at the Gas Turbine Conference and Products Show, Houston, Texas, March 1–5, 1964.
  28. ^ US Patent 3,390,527, High Bypass Ratio Turbofan, July 2, 1968.
  29. ^ RB211-535E4
  30. ^ "The geared turbofan technology – Opportunities, challenges and readiness status" (PDF). Архивировано из оригинал (PDF) on 2013-05-20. C. Riegler, C. Bichlmaier:, 1st CEAS European Air and Space Conference, 10–13 September 2007, Berlin, Germany
  31. ^ "Turbojet History And Development 1930–1960 Volume 1", The Crowood Press Ltd. 2007, ISBN  978 1 86126 912 6, p.241
  32. ^ "Metrovick F3 Cutaway – Pictures & Photos on FlightGlobal Airspace". Flightglobal.com. 2007-11-07. Получено 2013-04-29.
  33. ^ "page 145". Flight international. 1946.
  34. ^ "1954 | 0985 | Flight Archive". Flightglobal.com. 1954-04-09. Получено 2013-04-29.
  35. ^ "Tu-124 Cookpot". GlobalSecurity.org. Получено 24 ноября 2020.
  36. ^ "Tupolev Tu-124". http://www.aerospaceweb.org/aircraft/jetliner/tu124/. 19 октября 2010 г.. Получено 24 ноября 2020. Внешняя ссылка в | сайт = (помощь)
  37. ^ а б c Bjorn Fehrm (October 21, 2016). "Bjorn's Corner: The Engine challenge". Лихам Новости.
  38. ^ Peter Spittle, Rolls-Royce plc (November 2003). "Gas turbine technology" (PDF). Физическое образование.
  39. ^ а б Ben Hargreaves (Sep 28, 2017). "Understanding Complexities Of Bigger Fan Blades". Сеть Aviation Week.
  40. ^ Guy Norris and Graham Warwick (Mar 26, 2015). "A Reversed, Tilted Future For Pratt's Geared Turbofan?". Авиационная неделя и космические технологии.
  41. ^ а б c d е ж грамм Guy Norris (Aug 8, 2017). "Turbofans Are Not Finished Yet". Авиационная неделя и космические технологии.
  42. ^ Ulrich Wenger (March 20, 2014), Rolls-Royce technology for future aircraft engines (PDF), Rolls-Royce Deutschland
  43. ^ Доминик Гейтс (15 июня 2018 г.). "Troublesome advanced engines for Boeing, Airbus jets have disrupted airlines and shaken travelers". Сиэтл Таймс.
  44. ^ Kerry Reals (6 Sep 2019). "How the future of electric aircraft lies beyond the engines". Flightglobal.
  45. ^ "Flight Fleet Forecast's engine outlook". Flight Global. 2 ноября 2016.
  46. ^ Самолеты всего мира Джейн. 2005. pp. 850–853. ISSN  0075-3017.
  47. ^ "GEnx". GE.
  48. ^ "PW1000G". MTU.
  49. ^ "The Leap Engine". CFM International.
  50. ^ Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика, стр.21

внешняя ссылка