Түрбін қозғалтқыштарында ауа ағынының арақатынасы

Кіріспе

Турбовентиляторлы қозғалтқыштағы құбырлы ауаның жанған ауамен салыстырмалы үлесі

Турбовентиляторлы қозғалтқыштың айналма қатынасы (БПР) – айналма ағынының массалық ағым жылдамдығы мен қозғалтқыш өзегіне кіретін массалық ағым жылдамдығының арақатынасы. Мысалы, 10:1 айналма қатынасы дегеніміз, ядродан өткен әрбір 1 кг ауа үшін 10 кг ауа құбыр арқылы өтеді. Турбовентиляторлы қозғалтқыштар көбінесе БПР арқылы сипатталады, ол қозғалтқыштың қысым қатынасы, турбинаның кіріс температурасы және вентилятордың қысым қатынасымен бірге маңызды конструкциялық параметрлер болып табылады. Бұған қоса, БПР турбовинттік және құбырсыз вентиляторлық қондырғылар үшін де көрсетіледі, өйткені олардың жоғары итермелеу тиімділігі оларға өте жоғары айналма қатынасы бар турбовентиляторлардың жалпы тиімділік сипаттамаларын береді. Бұл оларды турбовентиляторлармен бірге нақты отын тұтынудың (SFC) азаю тенденциясын көрсететін графикте көрсетуге мүмкіндік береді. БПР сондай-ақ, желдеткіш ағыны қозғалтқыштан алыс орналасқан және қозғалтқыш өзегімен физикалық байланыста болмайтын желдеткіштік қондырғылар үшін де көрсетіледі. Айналма құбырлы ауа бірдей итермелеу үшін, итермелеуге жұмсалатын отынның мөлшері ретінде өлшенген (SI бірліктерінде, яғни, 1 кН итермелеуге секундтағы грамм отын) отын тұтынуды азайтады. Жоғары айналма қатынасынан туындайтын отынның төменгі тұтынуы турбовинттік қозғалтқыштарға да қатысты, олар құбырлы вентилятордың орнына пропеллерді пайдаланады. Жоғары айналма қатынасы бар конструкциялар коммерциялық жолаушылар ұшақтары мен азаматтық және әскери реактивтік көліктері үшін басым тип болып табылады. Бизнес-авиация ұшақтары орташа БПР қозғалтқыштарын пайдаланады. Әскери ұшақтар отын экономиясы мен ұрыс талаптары арасындағы тепе-теңдікті сақтау үшін төмен айналма қатынасы бар қозғалтқыштарды қолданады: жоғары қуаттылық салмақ қатынасы, дыбыс жылдамдығынан асып түсу және форсаждық камераны пайдалану мүмкіндігі.

Негізгі қағидалар

Егер газ турбинасынан шығатын барлық газ энергиясы итеркіш соплода кинетикалық энергияға айналса, ұшақ жоғары дыбыстан асып түсетін жылдамдыққа ең жақсы бейімделеді. Егер ол кішкентай кинетикалық энергиясы бар бөлек үлкен ауа массасына толығымен берілсе, ұшақ нөлдік жылдамдыққа (тұруға) ең жақсы сәйкес келеді. Орташа жылдамдықтар үшін газ қуаты қажетті ұшақ өнімділігін қамтамасыз ететін пропорцияда жеке ауа ағынымен және газ турбинасының өзінің сопло ағынымен бөліседі. Алғашқы реактивтік ұшақтар дыбыс астындағы жылдамдықпен ұшқан, және итеркіш соплоның осы жылдамдықтарға нашар бейімделуі жоғары отын тұтынумен байланысты екені түсінілді, ал 1936 жылы байпастың қажеттілігі ұсынылды (Ұлыбритания патені 471,368). Байпастың негізгі принципі – қажетті итермелі күшті сақтай отырып, жанармайды үнемдеу үшін шығарылатын газ жылдамдығын үлкен ауа ағынымен алмастыру. Фрэнк Уитл оны "ағынды баяулату" деп атады. Қуат газ генераторынан ауаның үлкен массасына, яғни үлкен диаметрлі, баяу жылдамдықта қозғалатын итеркіш соплоға беріледі. Байпас қолданылу арқылы қол жетімді механикалық қуатты көбірек ауаға таратып, соплодан шығатын газдың жылдамдығын төмендетеді. Ауа ағыны мен жылдамдық арасындағы бұл қатынас винттер мен тікұшақ роторларында дискілік жүктеме мен қуатты жүктемелерді салыстыру арқылы да көрінеді. Мысалы, бірдей тікұшақ салмағын жоғары қуатты қозғалтқыш пен кішкентай диаметрлі ротор немесе аз жанармай үшін төмен қуатты қозғалтқыш пен үлкен ротор, ротор арқылы төмен жылдамдықпен қолдауға болады. Байпас әдетте газ турбинасынан газ қуатын ауа ағынына беру арқылы жанармай шығынын және сопло шуын азайтуды білдіреді. Балама ретінде, қосымша жану қозғалтқышында байпастың жалғыз талабы салқындату ауасын қамтамасыз ету болуы мүмкін. Бұл BPR-дің ең төменгі шегін белгілейді, және мұндай қозғалтқыштар "жарық" немесе үздіксіз ауа шығару турбожеттері (General Electric YJ 101 BPR 0.25) және төмен BPR турбожеттері (Pratt & Whitney PW1120) деп аталады. Төмен BPR (0.2) Pratt & Whitney J58 үшін қосымша жануды салқындату үшін де қолданылды.

If all the gas power from a gas turbine is converted to kinetic energy in a propelling nozzle, the aircraft is best suited to high supersonic speeds. If it is all transferred to a separate big mass of air with low kinetic energy, the aircraft is best suited to zero speed (hovering). For speeds in between, the gas power is shared between a separate airstream and the gas turbine's own nozzle flow in a proportion which gives the aircraft performance required. The first jet aircraft were subsonic and the poor suitability of the propelling nozzle for these speeds due to high fuel consumption was understood, and bypass proposed, as early as 1936 (U. K. Patent 471,368). The underlying principle behind bypass is trading exhaust velocity for extra mass flow which still gives the required thrust but uses less fuel. Frank Whittle called it "gearing down the flow". Power is transferred from the gas generator to an extra mass of air, i. e. a bigger diameter propelling jet, moving more slowly. The bypass spreads the available mechanical power across more air to reduce the velocity of the jet. The trade off between mass flow and velocity is also seen with propellers and helicopter rotors by comparing disc loading and power loading. For example, the same helicopter weight can be supported by a high power engine and small diameter rotor or, for less fuel, a lower power engine and bigger rotor with lower velocity through the rotor. Bypass usually refers to transferring gas power from a gas turbine to a bypass stream of air to reduce fuel consumption and jet noise. Alternatively, there may be a requirement for an afterburning engine where the sole requirement for bypass is to provide cooling air. This sets the lower limit for BPR and these engines have been called "leaky" or continuous bleed turbojets (General Electric YJ 101 BPR 0.25) and low BPR turbojets (Pratt & Whitney PW1120). Low BPR (0.2) has also been used to provide surge margin as well as afterburner cooling for the Pratt & Whitney J58.

Сипаттама

Нөлдік айналымды (турбореактивті) қозғалтқышта жоғары температуралы және жоғары қысымды жану газдары, итермелі тұмсық арқылы кеңейіп, барлық итерме күшін тудырады. Компрессор турбина жасаған барлық механикалық қуатты сіңіреді. Айналымды конструкцияда, қосымша турбиналар желдеткішті (fan) итермелейді, ол қозғалтқыштың алдыңғы бөлігінен ауаны артқа қарай жылдамдатады. Жоғары айналымды конструкцияда, желдеткіш және тұмсық көп бөлігін итермелейді. Турбовентиляторлар принцип бойынша турбовинттерге жақын, себебі екеуі де газ турбинасының газ қуатының бір бөлігін, қосымша механизмдерді пайдалана отырып, айналым ағынына жібереді, ал қалғанын ыстық тұмсыққа кинетикалық энергияға айналдыру үшін қалдырады. Турбовентиляторлар турбореактивті қозғалтқыштардың барлық итерме күшін жану газдарынан алатынымен және турбовинттердің жану газдарынан минималды итерме күшін (әдетте 10% немесе одан аз) алатынымен салыстырғанда аралық сатыны білдіреді. Білік қуатын алу және оны айналым ағынына беру, қосымша шығындарға әкеледі, бірақ бұл шығындар, жақсартылған итерме тиімділігі арқасында толығымен өтеледі. Ең жақсы ұшу жылдамдығында турбовинт, турбореактивті ұшаққа қарағанда отынды үнемдейді, тіпті турбореактивті ұшақтың аз шығынды тұмсығына қосымша турбина, беріліс қорабы және винт қосылса да. Турбовентилятордың қосымша турбиналары, желдеткіші, айналым арнасы және қосымша тұмсығы турбореактивті ұшақтың бір тұмсығымен салыстырғанда қосымша шығындар тудырады. Ұшақтың жалпы тиімділігіне, яғни отынның салмақтық тұтынуына (SFC) BPR-дің (Bypass Ratio - айналым коэффициенті) әсерін анықтау үшін, бірдей газ генераторын пайдалану керек, яғни Брейтон циклінің параметрлері немесе компоненттердің тиімділігі өзгермейді. Беннетт бұл жағдайда, айналымға қуат берудегі шығындардың салыстырмалы түрде баяу өсуін, сонымен бірге SFC-нің айтарлықтай жақсаруымен бірге, жану газдарынан болатын шығындардың тез төмендеуін көрсетті. Шындығында, BPR-дің уақыт өте келе өсуі, газ генераторларының тиімділігінің өсуімен бірге, BPR-дің әсерін белгілі бір дәрежеде жасырады. Тек салмақ пен материалдардың шектеулері (мысалы, турбинадағы материалдардың беріктігі және балқу температурасы) турбовентиляторлық газ турбинасының осы жылу энергиясын механикалық энергияға айналдыру тиімділігін төмендетеді, себебі жану газдарында әлі де алынуы мүмкін энергия бар, бірақ әр қосымша статор және турбина дискісі салмақ бірлігіне азая түсетін механикалық энергияны алады, ал компрессор сатысын кеңейту арқылы жүйенің қысым коэффициентін арттыру, жүйенің жалпы тиімділігін арттыру үшін турбина алдындағы температураны көтереді. Дегенмен, жоғары айналымды қозғалтқыштар жоғары итерме тиімділігіне ие, өйткені ауаның өте үлкен көлемінің жылдамдығын сәл ғана арттырса да, инерция күші мен итерме күшінің өте үлкен өзгеруіне себеп болады: итерме күші – қозғалтқыштың массалық ағыны (қозғалтқыш арқылы ағатын ауа мөлшері) кіретін және шығатын жылдамдықтардың айырмасына көбейтіледі – сызықтық қатынас, бірақ жану газдарының кинетикалық энергиясы – массалық ағын жылдамдықтардың айырмасының квадратының жартысына көбейтіледі. Дискіге төмен жүктеме (итерме күші диск ауданына шаққанда) ұшақтың энергия тиімділігін арттырады, бұл отын тұтынуын азайтады. 1950 жылдардың басында жасалған Rolls-Royce Conway турбовентиляторлық қозғалтқышы айналымды қозғалтқыштың алғашқы мысалы болды. Конфигурациясы 2 шпулді турбореактивті қозғалтқышқа ұқсас болды, бірақ оны айналымды қозғалтқышқа айналдыру үшін үлкен қысымды компрессормен жабдықталды: компрессор қабыршаларының ішкі бөлігі арқылы ағыс өзекке, ал сыртқы бөлігі өзекке айналып, қалған итерме күшін қамтамасыз ету үшін ауа соқты. Conway-дің айналым коэффициенті нұсқасына байланысты 0,3-тен 0,6-ға дейін өзгеретін. 1960 жылдары айналым коэффициенттерінің өсуі реактивті ұшақтарға поршеньді ұшақтармен бәсекелесе алатын отын тиімділігін берді. Бүгінгі күні (2015 ж.) реактивті қозғалтқыштардың көпшілігінде айналым бар. Әуе кемелеріндегі жаңа қозғалтқыштардың айналым коэффициенті 12:1-ге дейін жетеді; жоғары жылдамдықты ұшақтарда, мысалы, истребительдерде, айналым коэффициенті төмендеу, шамамен 1,5; ал 2 Мах жылдамдығына және одан жоғары жылдамдыққа арналған ұшақтарда айналым коэффициенті 0,5-тен төмен. Турбовинттердің айналым коэффициенті 50-ден 100-ге дейін жетеді, бірақ желдеткіштерге қарағанда винттер үшін итерме ағыны анықталмаған және винт ағыны турбовентиляторлық тұмсықтардан келетін ағыннан баяу.

In a zero bypass (turbojet) engine the high temperature and high pressure exhaust gas is accelerated by expansion through a propelling nozzle and produces all the thrust. The compressor absorbs all the mechanical power produced by the turbine. In a bypass design, extra turbines drive a ducted fan that accelerates air rearward from the front of the engine. In a high bypass design, the ducted fan and nozzle produce most of the thrust. Turbofans are closely related to turboprops in principle because both transfer some of the gas turbine's gas power, using extra machinery, to a bypass stream leaving less for the hot nozzle to convert to kinetic energy. Turbofans represent an intermediate stage between turbojets, which derive all their thrust from exhaust gases, and turbo props which derive minimal thrust from exhaust gases (typically 10% or less). Extracting shaft power and transferring it to a bypass stream introduces extra losses which are more than made up by the improved propulsive efficiency. The turboprop at its best flight speed gives significant fuel savings over a turbojet even though an extra turbine, a gearbox and a propeller were added to the turbojet's low loss propelling nozzle. The turbofan has additional losses from its extra turbines, fan, bypass duct and extra propelling nozzle compared to the turbojet's single nozzle. To see the influence of increasing BPR alone on overall efficiency in the aircraft, i. e. SFC, a common gas generator has to be used, i. e. no change in Brayton cycle parameters or component efficiencies. Bennett shows in this case a relatively slow rise in losses transferring power to the bypass at the same time as a fast drop in exhaust losses with a significant improvement in SFC. In reality increases in BPR over time come along with rises in gas generator efficiency masking, to some extent, the influence of BPR. Only the limitations of weight and materials (e. g., the strengths and melting points of materials in the turbine) reduce the efficiency at which a turbofan gas turbine converts this thermal energy into mechanical energy, for while the exhaust gases may still have available energy to be extracted, each additional stator and turbine disk retrieves progressively less mechanical energy per unit of weight, and increasing the compression ratio of the system by adding to the compressor stage to increase overall system efficiency increases temperatures at the turbine face. Nevertheless, high bypass engines have a high propulsive efficiency because even slightly increasing the velocity of a very large volume and consequently mass of air produces a very large change in momentum and thrust: thrust is the engine's mass flow (the amount of air flowing through the engine) multiplied by the difference between the inlet and exhaust velocities in—a linear relationship—but the kinetic energy of the exhaust is the mass flow multiplied by one half the square of the difference in velocities. A low disc loading (thrust per disc area) increases the aircraft's energy efficiency, and this reduces the fuel use. The Rolls–Royce Conway turbofan engine, developed in the early 1950s, was an early example of a bypass engine. The configuration was similar to a 2 spool turbojet but to make it into a bypass engine it was equipped with an oversized low pressure compressor: the flow through the inner portion of the compressor blades went into the core while the outer portion of the blades blew air around the core to provide the rest of the thrust. The bypass ratio for the Conway varied between 0.3 and 0.6 depending on the variant

The growth of bypass ratios during the 1960s gave jetliners fuel efficiency that could compete with that of piston powered planes. Today (2015), most jet engines have some bypass. Modern engines in slower aircraft, such as airliners, have bypass ratios up to 12:1; in higher speed aircraft, such as fighters, bypass ratios are much lower, around 1.5; and craft designed for speeds up to Mach 2 and somewhat above have bypass ratios below 0.5. Turboprops have bypass ratios of 50 100, although the propulsion airflow is less clearly defined for propellers than for fans and propeller airflow is slower than the airflow from turbofan nozzles.

Қозғалтқыштың айналма қатынастары

+ Түрбовентиляторлық қозғалтқыштар Модель Бірінші BPR Иткіңіш күші Негізгі қолданылуы P&W PW1000G 2008 9.0–12.5 67–160 кН A320neo, A220, E Jets E2, Irkut MC-21 R R Trent 1000 2006 10.8–11 265.3–360.4 кН B787 CFM LEAP 2013 9.0–11.0 100–146 кН A320neo, B737Max, Comac C919 GE GE90 1992 8.7–9.9 330–430 кН A350XWB GE GEnx 2006 8.0–9.3 кН B747-8, B787 EA GP7000 2004 8.7 1964 8.0 Lockheed C-5 Galaxy CFM56 1974 5.0–6.6 50.9 кН Cit. Hemisphere, Falcon 5X R R Trent 800 1993 5.7–5.79 411–425 кН B777 GE Passport 2013 5.6 78.9–84.2 кН Global 7000/8000 P&WC PW800 2012 5.5 67.4–69.7 кН Gulfstream G500/G600 GE CF6 1971 4.3–5.3 71.6–79.2 кН Sukhoi Superjet 100 Williams FJ44 1985 3.3–4.1 7.4 кН HondaJet P&WC PW600 2001 1.83–2.80 1973 2.1 B 1 GE CF700 1964 2.0 Falcon 20, Sabreliner 75A, P&W JT8D 200 1979 1.74 MD 80, 727 Super 27 P&W JT3D 1958 1.42 707-130B, 707-320B, DC-8 50, DC-8 60 P&W JT8D 1960 0.96 DC-9, 727, 737 Original GE F110 100/400 1980 1984 0.87 F-16 (100), F-14B/D (400) R R Turbomeca Adour 1968 0.75 0.80 T-45, Hawk, Jaguar GE F110 129 1964 0.64 Trident, 1-11, Gulfstream II/III, Fokker F28 P&W F135 2006 0.57 F-35 Saturn AL-31 0.56 Su-27, Su-30, J-10 Klimov RD-33 1974 0.49 81.3 кН MiG-29 Honeywell/ITEC F124 1979 0.49 L-159, M-346 Eurojet EJ200 1991 0.40 Typhoon P&W F100 229 1989 0.36 F-16, F-15 GE F404 1978 0.34 F/A-18, T-50, F-117 R R Conway 1952 0.30 707-420, DC-8 40, VC-10, Victor GE F414 1993 0.25 F/A-18E/F Turbojets 0.0 ерте реактивтік ұшақтар, Concorde