Түрбожелдеткіш қозғалтқыштары: құрылысы мен жұмыс принципі

Турбовентиляторлық қозғалтқыш: авиацияда қолданылатын, газ турбинасы мен желдеткіштен тұратын, жанар майды тиімді пайдаланатын реактивтік механизм.

26 мин оқу

100%

Дереккөз: Turbofan — Wikipedia

Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.

Мазмұны

Кіріспе

Ауамен дем алатын реактивті қозғалтқыш, желдеткішті қозғау арқылы итермелеу күшін қамтамасыз етуге арналған.

Реактивтік ұшақтарда қолданылатын механизм.

Турбожелдеткіш немесе желдеткіш – ұшақтарды қозғау үшін кеңінен қолданылатын ауамен дем алатын реактивті қозғалтқыштың бір түрі. "Турбожелдеткіш" сөзі бұрынғы буынның турбореактивті қозғалтқыш технологиясының және қосымша желдеткіш сатысына сілтеме жасайды. Ол газ турбиналық қозғалтқыштан тұрады, ол жану арқылы механикалық энергияны алады, және газ турбинасынан алынған механикалық энергияны ауаны артқа қарай итеру үшін пайдаланатын желдеткіштен тұрады. Осылайша, турбореактивті қозғалтқышқа түсетін барлық ауа жану камерасы мен турбиналар арқылы өтеді, ал турбожелдеткіште ауаның бір бөлігі осы компоненттерді айналып өтеді. Сондықтан турбожелдеткішті турбореактивті қозғалтқыш ретінде қарастыруға болады, ол желдеткішті қозғайды, және олар екеуі де итермелеу күшіне үлес қосады. Қозғалтқыш өзегін айналып өтетін ауа ағынының массасы мен өзектен өтетін ауа ағынының массасы арасындағы қатынасқа айналып өту коэффициенті деп айтылады. Қозғалтқыш осы екі бөліктің бірлесіп жұмыс істеуі арқылы итермелеу күшін жасайды; желдеткіш итермесіне қарағанда реактивтік итермесі жоғары қозғалтқыштар төмен айналып өту турбожелдеткіштері деп аталады, ал керісінше, желдеткіш итермесі реактивтік итермесінен әлдеқайда жоғары болса, жоғары айналып өту турбожелдеткіштері деп аталады. Бүгінде қолданылатын көптеген коммерциялық авиациялық реактивтік қозғалтқыштар жоғары айналып өту типіне жатады, ал көптеген қазіргі заманғы истребительдердің қозғалтқыштары төмен айналып өту типіне жатады. Соңғы жану камералары төмен айналып өту турбожелдеткіш қозғалтқыштарында қолданылады, айналып өту және өзекті араластыру соңғы жану камерасынан бұрын жүзеге асырылады. Қазіргі турбожелдеткіштерде үлкен бір сатылы желдеткіш немесе бірнеше сатылы кішкентай желдеткіш болады. Алғашқы конструкция төмен қысымды турбина мен желдеткішті бір артқы құрылымда біріктірген.

Негізгі қағидалар

Турбовентилятор турбореактивті қозғалтқыштың отын шығынын азайту үшін ойлап табылған. Бұл, бірінші рет Уитл ұсынғандай, экзекторды қосу арқылы сіркелі күштерді пайдаланудың орнына, механикалық түрде арналы желдеткішті қосу арқылы жүзеге асырылады. Фрэнк Уитл 1936 жылғы наурыз айындағы Ұлыбританиядағы 471,368 нөмірімен тіркелген «Ұшақтарды қозғалтуға қатысты жақсартулар» деген патентінде 500 миль/сағат жылдамдыққа қол жеткізуді көздеген, онда ол турбовентилятордың принциптерін сипаттаған, бірақ сол кезде бұл термин қолданылмаған. Турбореактивті қозғалтқыш термодинамикалық циклден шыққан газды итермелеуші газ ретінде пайдаланады, ал 500 миль/сағаттан төмен жылдамдықтарда турбореактивті қозғалтқышпен салыстырғанда екі мәселе туындайды. Біріншіден, энергия ысырап болады, өйткені итермелеуші газ ұшақтың алға жылдамдығынан әлдеқайда жылдам артқа қарай қозғалады, өте жылдам із қалдырады. Бұл іздегі кинетикалық энергия, оны өндіру үшін жұмсалған отынды емес, ұшақты алға жылжыту үшін жұмсалған отынды көрсетеді. Турбовентилятор осы ысырап болған жылдамдықты пайдаланып, турбинаның қалған бөлігіне айналып өтетін арналар арқылы ауа соратын желдеткішті қамтамасыз етеді. Бұл итермелеуші газдың жылдамдығын азайтады, сонымен бірге ауаның көбірек, демек массаның көбірек итерілуін қамтамасыз етеді. Екінші мәселе – төмен жылдамдықтарда жану тиімділігінің төмендеуі. Қозғалтқыштың отын тұтынуын азайту үшін оның қысым коэффициентін немесе турбина температурасын арттыру арқылы жануды жақсартуға тырысқанда, ауа ағыны кезінде ауаның қысымы мен температурасы да артады, бұл итермелеуші соплодан газдың жылдамдығының жоғарылауына (және жоғары кинетикалық энергия мен ысырап болған отынға) әкеледі. Демек, қозғалтқыш бірдей күшті өндіру үшін аз отын жұмсаса да, итермелеуші газдың жылдамдығы жоғары болғандықтан көбірек отын ысырап болады. Басқаша айтқанда, турбореактивті қозғалтқышқа дейін болған поршеньді қозғалтқыш/винт комбинациясында болғандай, термиялық және итермелеу тиімділіктерінің тәуелсіздігі жоғалады. Рот бұл тәуелсіздікті қайта қалпына келтіруді турбовентилятордың ең маңызды ерекшелігі деп санайды, ол газ генераторы циклына тәуелсіз нақты итермелеуді таңдауға мүмкіндік береді. Турбореактивті қозғалтқышта термодинамикалық циклдің жұмысшы денесі – итермелеу күшін өндіру үшін жылдамдатылатын жалғыз масса, бұл ұшақтың жылдамдығы дыбыс жылдамдығынан төмен болғанда маңызды шектеу (жоғары отын тұтынуы) болып табылады. Дыбыс жылдамдығынан төмен ұшу жылдамдықтарында итермелеуші газдың жылдамдығын азайту қажет, өйткені итермелеу күшін өндіру үшін төлеуге тура келеді. Қозғалтқыштың ішіндегі газды жылдамдату үшін қажетті энергия (кинетикалық энергияның өсуі) екі жолмен жұмсалады: қозғалыс импульсінің өзгеруін (яғни күшті) өндіру және ауамен дем алатын қозғалтқыштың (немесе винттің) итермелеудің сөзсіз салдары болып табылатын ізді өндіру. Издің жылдамдығын және оны өндіру үшін жанған отынды азайтуға болады, ал қажетті итермелеу күші сақталады, массаны жылдамдату арқылы. Турбовентилятор бұл жұмысты газ генераторынан қозғалтқыштың ішіндегі энергияны екінші, қосымша массалық жылдамдатылған ауа шығаратын арналы желдеткішке беру арқылы жүзеге асырады. Энергияның өзектен айналып өту ауасына ауысуы өзекті соплоға кіретін газдың қысымы мен температурасының төмендеуіне (азайған шығарылу жылдамдығына) және желдеткіш соплосына кіретін желдеткіштің температурасы мен қысымына әкеледі. Энергия ауысу мөлшері желдеткіштің қаншалықты қысымды көтеруге арналғандығына байланысты (желдеткіш қысым коэффициенті). Екі ағын арасындағы ең жақсы энергия алмасуы (ең төменгі отын тұтынуы) және реактивті жылдамдықтардың салыстыруы ауысудың қаншалықты тиімді жүзеге асырылуына байланысты, бұл желдеткіш турбинасы мен желдеткіштегі шығындарға байланысты. Желдеткіш ағынының төменгі шығарылу жылдамдығы бар, бұл энергия бірлігіне әлдеқайда көп итермелеу күшін береді (төменгі меншікті итермелеу күші). Екі ауа ағыны да қозғалтқыштың жалпы итермелеу күшіне әсер етеді. Айналып өту ағыны үшін қосымша ауа ауа ағысы түтігінің ағаш сүйреуін арттырады, бірақ таза итермелеу күшінің айтарлықтай өсуі бар. Екі ауа ағынының жалпы тиімді сору жылдамдығы қалыпты дыбыс жылдамдығынан төмен ұшақтың ұшу жылдамдығына жақындатылуы мүмкін және идеалды Фруде тиімділігіне жақындай түседі. Турбовентилятор кішірек мөлшердегі ауаны жылдамдатып, турбореактивтіге қарағанда үлкен ауа массасын баяу жылдамдатады, бұл бірдей итермелеу күшін өндірудің тиімсіз жолы болып табылады (төмендегі тиімділік бөлімін қараңыз). Ауа ағынының мөлшерінің арақатынасы, қозғалтқыштың өзегін айналып өтетін және өзектен өтетін ауа ағынының мөлшеріне, айналып өту коэффициенті деп аталады. Желдеткіш итермелеу күшіне қарағанда көбірек реактивті итермелеу күшіне ие қозғалтқыштар төмен айналып өту коэффициентімен турбовентиляторлар деп белгіленеді, ал желдеткіш итермелеу күші реактивті итермелеу күшінен әлдеқайда көп болғандары жоғары айналып өту коэффициентімен турбовентиляторлар деп белгіленеді. Бүгінгі күні қолданыстағы көптеген коммерциялық авиациялық реактивтік қозғалтқыштар жоғары айналып өту коэффициентіне ие. Мысалы, 6-ға тең айналып өту коэффициенті, өрттену камерасынан өтетін ауа мөлшеріне қарағанда 6 есе көп ауа айналып өту арнасынан өтеді дегенді білдіреді. Турбовентиляторлық қозғалтқыштар әдетте BPR (айналып өту коэффициенті) терминдерімен сипатталады, ол жалпы қысым коэффициентімен, турбинаға кіретін температурамен және желдеткіш қысым коэффициентімен бірге маңызды конструкциялық параметрлер болып табылады. Сонымен қатар, BPR турбовинттік және арнасыз желдеткіштік орналымдар үшін де көрсетіледі, өйткені олардың жоғары итермелеу тиімділігі оларға өте жоғары айналып өту коэффициентімен турбовентиляторлардың жалпы тиімділік сипаттамаларын береді. Бұл оларды турбовентиляторлармен бірге, төмендейтін меншікті отын тұтынуының (SFC) тенденцияларын көрсететін графиктерде көрсетуге мүмкіндік береді. BPR сонымен қатар желдеткіш ағыны қозғалтқыш өзегінен алыс болған және қозғалтқыш өзегінің басынан өтетін желдеткіштік орналымдар үшін де көрсетіледі. Өзектің тұрақты болуын ескере отырып (яғни, бекітілген қысым коэффициенті және турбинаға кіретін температура), өзектік және айналып өту реактивтік жылдамдықтары тең және белгілі бір ұшу шартында (яғни, Мах саны және биіктік) итермелеу күшіне жұмсалатын отын тұтынуы (sfc) BPR-дің артуымен төмендейді. Сонымен бірге жалпы және таза итермелеу күштері артады, бірақ әртүрлі мөлшерде. Газ генераторы циклын өзгертусіз отын тұтынуын азайтуға айтарлықтай әлеует бар. Бұл итермелеу күшіне жұмсалатын күштің төмендеуіне (меншікті итермелеу күшінің төмендеуіне) және реактивтердегі жоғалған кинетикалық энергияның артуына (итермелеу тиімділігінің артуына) байланысты туындайды. Газ турбинасының барлық газ қуаты итермелеу соплосында кинетикалық энергияға айналса, ұшақ жоғары дыбыс жылдамдықтарына ең қолайлы болады. Егер ол барлығын төмен кинетикалық энергиясы бар жеке ауа массасына берілсе, ұшақ нөлдік жылдамдыққа (тұруға) ең қолайлы болады. Олардың арасындағы жылдамдықтар үшін газ қуаты жеке ауа ағыны мен газ турбинасының өзінің сопло ағыны арасында ұшаққа қажетті өнімділік беру үшін пропорционалды түрде бөліседі. Масса ағыны мен жылдамдық арасындағы компромисс винттер мен тікұшақ роторларында дискіні жүктеу мен қуатты жүктеуді салыстыру арқылы да көрінеді. Мысалы, бірдей тікұшақ салмағын кішкентай диаметрлі және жоғары қуатты қозғалтқышпен немесе аз отын үшін төмен қуатты қозғалтқышпен және төмен жылдамдықты ротормен қолдауға болады. Айналып өту әдетте газ турбинасынан айналып өту ауа ағынына газ қуатын беруге қатысты, отын тұтынуын және реактивті шуды азайтуға. Балама ретінде, біржақты талап – соққыны салқындату үшін айналып өту ауасын қамтамасыз ету қажеттілігі бар соққылы қозғалтқыш болуы мүмкін. Бұл BPR-дің ең төменгі шегін белгілейді және бұл қозғалтқыштар «ағып жатқан» немесе үздіксіз қан кетуі бар турбореактивтік қозғалтқыштар (General Electric YJ 101 BPR 0.25) және төмен BPR турбореактивтік қозғалтқыштар (Pratt & Whitney PW1120) деп аталды. Төмен BPR (0.2) Pratt & Whitney J58 үшін соққыны салқындатумен қатар, соққы маржасын қамтамасыз ету үшін де қолданылған.

The turbofan was invented to improve the fuel consumption of the turbojet. It achieves this by pushing more air, thus increasing the mass and lowering the speed of the propelling jet compared to that of the turbojet. This is done mechanically by adding a ducted fan rather than using viscous forces by adding an ejector, as first envisaged by Whittle. Frank Whittle envisioned flight speeds of 500 mph in his March 1936 UK patent 471,368 "Improvements relating to the propulsion of aircraft", in which he describes the principles behind the turbofan, although not called as such at that time. While the turbojet uses the gas from its thermodynamic cycle as its propelling jet, for aircraft speeds below 500 mph there are two penalties to this design which are addressed by the turbofan. Firstly, energy is wasted as the propelling jet is going much faster rearwards than the aircraft is going forwards, leaving a very fast wake. This wake contains kinetic energy that reflects the fuel used to produce it, rather than the fuel used to move the aircraft forwards. A turbofan harvests that wasted velocity and uses it to power a ducted fan that blows air in bypass channels around the rest of the turbine. This reduces the speed of the propelling jet while pushing more air, and thus more mass. The other penalty is that combustion is less efficient at lower speeds. Any action to reduce the fuel consumption of the engine by increasing its pressure ratio or turbine temperature to achieve better combustion causes a corresponding increase in pressure and temperature in the exhaust duct which in turn cause a higher gas speed from the propelling nozzle (and higher KE and wasted fuel). Although the engine would use less fuel to produce a pound of thrust, more fuel is wasted in the faster propelling jet. In other words, the independence of thermal and propulsive efficiencies, as exists with the piston engine/propeller combination which preceded the turbojet, is lost. In contrast, Roth considers regaining this independence the single most important feature of the turbofan which allows specific thrust to be chosen independently of the gas generator cycle. The working substance of the thermodynamic cycle is the only mass accelerated to produce thrust in a turbojet which is a serious limitation (high fuel consumption) for aircraft speeds below supersonic. For subsonic flight speeds the speed of the propelling jet has to be reduced because there is a price to be paid in producing the thrust. The energy required to accelerate the gas inside the engine (increase in kinetic energy) is expended in two ways, by producing a change in momentum ( i. e. a force), and a wake which is an unavoidable consequence of producing thrust by an airbreathing engine (or propeller). The wake velocity, and fuel burned to produce it, can be reduced and the required thrust still maintained by increasing the mass accelerated. A turbofan does this by transferring energy available inside the engine, from the gas generator, to a ducted fan which produces a second, additional mass of accelerated air. The transfer of energy from the core to bypass air results in lower pressure and temperature gas entering the core nozzle (lower exhaust velocity) and fan produced temperature and pressure entering the fan nozzle. The amount of energy transferred depends on how much pressure rise the fan is designed to produce (fan pressure ratio). The best energy exchange (lowest fuel consumption) between the two flows, and how the jet velocities compare, depends on how efficiently the transfer takes place which depends on the losses in the fan turbine and fan. The fan flow has lower exhaust velocity, giving much more thrust per unit energy (lower specific thrust). Both airstreams contribute to the gross thrust of the engine. The additional air for the bypass stream increases the ram drag in the air intake stream tube, but there is still a significant increase in net thrust. The overall effective exhaust velocity of the two exhaust jets can be made closer to a normal subsonic aircraft's flight speed and gets closer to the ideal Froude efficiency. A turbofan accelerates a larger mass of air more slowly, compared to a turbojet which accelerates a smaller amount more quickly, which is a less efficient way to generate the same thrust (see the efficiency section below). The ratio of the mass flow of air bypassing the engine core compared to the mass flow of air passing through the core is referred to as the bypass ratio. Engines with more jet thrust relative to fan thrust are known as low bypass turbofans, those that have considerably more fan thrust than jet thrust are known as high bypass. Most commercial aviation jet engines in use today are high bypass, A bypass ratio of 6, for example, means that 6 times more air passes through the bypass duct than the amount that passes through the combustion chamber. Turbofan engines are usually described in terms of BPR, which together with overall pressure ratio, turbine inlet temperature and fan pressure ratio are important design parameters. In addition BPR is quoted for turboprop and unducted fan installations because their high propulsive efficiency gives them the overall efficiency characteristics of very high bypass turbofans. This allows them to be shown together with turbofans on plots which show trends of reducing specific fuel consumption (SFC) with increasing BPR. BPR can also be quoted for lift fan installations where the fan airflow is remote from the engine and doesn't flow past the engine core. Considering a constant core (i. e. fixed pressure ratio and turbine inlet temperature), core and bypass jet velocities equal and a particular flight condition (i. e. Mach number and altitude) the fuel consumption per lb of thrust (sfc) decreases with increase in BPR. At the same time gross and net thrusts increase, but by different amounts. There is considerable potential for reducing fuel consumption for the same core cycle by increasing BPR. This is achieved because of the reduction in pounds of thrust per lb/sec of airflow (specific thrust) and the resultant reduction in lost kinetic energy in the jets (increase in propulsive efficiency). 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 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.

Дымқыл тұғырлар

Салқын және негізгі құбырлардың сопло жүйелері екі жеке шығарынды ағынын пайдалануға байланысты салыстырмалы түрде күрделі. Жоғары өткізу қатынасы бар қозғалтқыштарда желдеткіш қозғалтқыштың алдыңғы бөлігіне жақын қысқа құбырда орналасқан және әдетте жинақталған суық соплоға ие, ал құбырдың артқы бөлігі төмен қысымды соплоға айналады, ол қалыпты жағдайда негізгі ағын айналасында үндік жылдамдықтан асып түсетін ағын жасайды. Негізгі сопло көбірек дәстүрлі, бірақ итермелеу күші аз, және конструкциялық шешімдерге байланысты, мысалы, шу деңгейін ескере отырып, тұншығуы мүмкін емес. Төмен өткізу қатынасы бар қозғалтқыштарда екі ағын құбырлардың ішінде бірігіп, ортақ соплоны пайдалана алады, оған кейіннен форсаждық камера орнатылуы мүмкін.

Шу

Жоғары айналмалы турбовентилятор арқылы ауа ағынының көп бөлігі – төмен жылдамдықты айналмалы ағын: тіпті қозғалтқыштан шығатын әлдеқайда жоғары жылдамдықты ағынмен қосылғанда да, орташа шығару жылдамдығы таза турбореактивтіге қарағанда едәуір төмен болады. Турбореактивті қозғалтқыш шуының басты себебі – жоғары шығару жылдамдығынан туындайтын реактивтік шу. Сондықтан, турбовентиляторлы қозғалтқыштар бірдей итеру күшіне ие таза реактивті ұшқыштарға қарағанда айтарлықтай төмен шу шығарады, ал реактивтік шу енді басым көз болып табылмайды. Турбовентиляторлы қозғалтқыш шуы кіреберіс арқылы жоғары ағысқа, ал негізгі сопло мен айналмалы канал арқылы төмен ағысқа таралады. Басқа шу көздері – желдеткіш, компрессор және турбина. Желдеткіштен туындайтын шу, желдеткіш қанатының ояну аймағының төменгі ағыстағы желдеткіштің шығыс статорлық қанаттарының қысым өрісімен өзара әрекеттесуінен пайда болуы мүмкін. Оны қанаттың артқы жиегі мен статордың кіреберісі арасындағы жеткілікті осьтік арақашықтықпен азайтуға болады. Жоғары қозғалтқыш жылдамдықтарында, мысалы, ұшу кезінде, жоғары жылдамдықты желдеткіш қанаттарынан туындайтын соққы толқындары, олардың тең емес сипатынан, «тісті ара» деп аталатын диссонанстық шуды тудырады. Барлық қазіргі заманғы турбовентиляторлы қозғалтқыштарда шуды басу үшін кабина ішінде акустикалық қаптамалар орнатылған. Олар мүмкіндігінше үлкен бетті жабу үшін кеңейтілген. Қозғалтқыштың акустикалық көрсеткіштерін жердегі сынақтар немесе арнайы сынақ стендтерінде эксперименттік жолмен бағалауға болады. Ғарыш өнеркәсібінде шеврон – кейбір реактивті қозғалтқыштардың соплоларының артқы жиектеріндегі «тісті ара» пішінді элементтер, олар шуды азайту үшін қолданылады. Дөңгелектелген жиектер қозғалтқыш өзегінен шығатын ыстық ауа мен желдеткіш арқылы өтетін салқын ауаның араласуын тегістеп, шу тудыратын турбуленттікті азайтады. Мұндай конструкциялардың нақты мысалдары – Rolls Royce Trent 1000 және General Electric GEnx қозғалтқыштарымен жабдықталған Boeing 787 және Boeing 747-8 ұшақтары.

Тарих

Ертедегі турбореактивті қозғалтқыштар отын тиімділігімен көзге түспеді, себебі сол кездегі технология мен материалдардың мүмкіндіктеріне байланысты олардың жалпы қысым коэффициенті мен турбинаға кіретін температура шектеулі болды. Тек сынақ стендінде жұмыс істеген алғашқы турбовентиляторлық қозғалтқыш – неміс Daimler Benz DB 670 болды, оны нацистік Әуе министрлігі 109 007 деп атады. Алғашқы сынақ 1943 жылдың 27 мамырында өтті, ал турбожабдықты электр қозғалтқышымен сынау 1943 жылдың 1 сәуірінде жүргізілді. Германияның соғыстағы жағдайы нашарлағандықтан, қозғалтқыштың әзірлеу жұмыстары проблемалары шешілмей тоқтатылды. Кейін 1943 жылы британдықтар Metrovick F.3 турбовентиляторлық қозғалтқышын сынақтан өткізді, ол газ генераторы ретінде Metrovick F.2 турбореактивтік қозғалтқышын пайдаланды, ал шығарылатын газдар артқы жақта орналасқан, екі қарама-қарсы турбина жүйесімен басқарылатын екі осьті қарама-қарсы желдеткіштерден тұратын модульге түсті. Жақсартылған материалдардың қолданылуы және Bristol Olympus және Pratt & Whitney JT3C қозғалтқыштары сияқты екі компрессордың енгізілуі жалпы қысым коэффициентін және, демек, қозғалтқыштардың термодинамикалық тиімділігін арттырды. Бірақ олардың итеру тиімділігі де төмен болды, себебі таза турбореактивтік қозғалтқыштардың жоғары тартымдылығы/жоғары жылдамдықты шығарылымы бар, ол супердыбыстық ұшуға көбірек сәйкес келеді. Алғашқы төмен байпас коэффициенті бар турбовентиляторлық қозғалтқыштар ұшақтың жылдамдығына жақын мәнге дейін шығарылатын газдардың жылдамдығын төмендету арқылы итеру тиімділігін жақсарту үшін жасалған. Әлемдегі алғашқы сериялық турбовентиляторлық қозғалтқыш Rolls Royce Conway болды, оның байпас коэффициенті 0.3-ке тең, бұл қазіргі General Electric F404 истребитель қозғалтқышына ұқсас. 1960 жылдардағы Pratt & Whitney JT8D және Rolls Royce Spey сияқты азаматтық турбовентиляторлық қозғалтқыштардың байпас коэффициенті 1-ге жақын болды және олардың әскери аналогтарына ұқсас болды. 1962 жылы турбовентиляторлық қозғалтқыштармен жұмыс істеген алғашқы совет жолаушылар ұшағы – Туполев Ту-124 болды. Онда Soloviev D-20 қозғалтқышы қолданылды. 1960 мен 1965 жылдар аралығында Аэрофлот және басқа Шығыс блогының әуе компаниялары үшін 164 ұшақ шығарылды, олардың кейбіреулері 1990 жылдардың басына дейін пайдаланылды. Алғашқы General Electric турбовентиляторлық қозғалтқышы CJ805 23 артқы желдеткіштің CJ805 3 турбореактивтік қозғалтқышының негізінде жасалған. Одан кейін 2.0 байпас коэффициенті бар General Electric CF700 қозғалтқышы пайда болды. Бұл General Electric J85/CJ610 турбореактивтік қозғалтқышынан Rockwell Sabreliner 75/80 және Dassault Falcon 20 сияқты үлкен ұшақтарды қуаттандыру үшін алынған, соның нәтижесінде тартымдылық шамамен 50%-ға артты. CF700 – Федералдық Әуе шаруашылығы басқармасы (FAA) сертификаттаған алғашқы шағын турбовентиляторлық қозғалтқыш. Әлемде бір кезде 400-ден астам CF700 ұшағы жұмыс істеді, олардың тәжірибе базасы 10 миллионнан астам сағатқа жетеді. CF700 турбовентиляторлық қозғалтқышы Аполлон жобасында Айға баратын астронавттарды Айға қону зерттеу машинасының қуат көзі ретінде дайындау үшін қолданылды.

Early turbojet engines were not very fuel efficient because their overall pressure ratio and turbine inlet temperature were severely limited by the technology and materials 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. 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 turbofan, which used the Metrovick F.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. Improved materials, and the introduction of twin compressors, such as in the Bristol Olympus, and Pratt & Whitney JT3C engines, increased the overall pressure ratio and thus the thermodynamic 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. The original low bypass turbofan engines were designed to improve propulsive efficiency by reducing the exhaust velocity to a value closer to that of the aircraft. The Rolls Royce Conway, 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 Pratt & Whitney JT8D and the Rolls Royce Spey, had bypass ratios closer to 1 and were similar to their military equivalents. The first Soviet airliner powered by turbofan engines was the Tupolev Tu 124 introduced in 1962. It used the Soloviev D 20. 164 aircraft were produced between 1960 and 1965 for Aeroflot and other Eastern Bloc airlines, with some 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 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 The CF700 was the first small turbofan to be certified by the Federal Aviation Administration (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 Project Apollo as the powerplant for the Lunar Landing Research Vehicle.

Төмен байпасты турбовентилятор

Жоғары нақты итерме / төмен айналма коэффициенті бар турбовентилятордың әдетте кіріс бағыттағыштарының артында көп сатылы желдеткіші болады, осы арқылы салыстырмалы түрде жоғары қысым коэффициентіне жетеді де, соның нәтижесінде жоғары (аралас немесе суық) газ шығу жылдамдығына ие болады. Желдеткішті қоздыру үшін өзектік ауа ағыны жеткілікті қуатты қамтамасыз ету үшін жеткілікті болуы керек. Жоғары қысымды (HP) турбина роторының кіріс температурасын көтеру арқылы кішірек өзектік ағым / жоғары айналма коэффициенті циклын қол жеткізуге болады. Байпасс ағыны тек турбина кіріс температурасы кішірек өзектік ағын үшін тым жоғары болмаса қосылуы мүмкін. Турбинаны салқындату/материалдық технологияны жетілдіру турбина кіріс температурасын жоғарылатуға мүмкіндік береді, бұл жалпы қысым коэффициентінің өсуінен туындаған салқындату ауасының температурасының өсуіне байланысты қажет. Нәтижесінде пайда болған турбовентилятор, қосылған компоненттер үшін тиімділік пен арна жоғалтуларын ескере отырып, турбореактивтіге қарағанда жоғары сопло қысым коэффициентінде жұмыс істеуі мүмкін, бірақ таза итермелікті сақтау үшін төменгі газ шығу температурасын ұстануы керек. Бүкіл қозғалтқыштың температура өсуі (кірістен соплоға дейін) төмен болғандықтан, (құрғақ қуат) отын ағыны да азаяды, нәтижесінде отынның нақты тұтынуы (SFC) жақсарады. Кейбір төмен айналма коэффициенті бар әскери турбовентиляторларда (мысалы, F404, JT8D) ауаны бірінші желдеткіш ротор сатысына бағыттау үшін өзгермелі кіріс бағыттағыштары бар. Бұл желдеткіштің серпілу маржасын жақсартады (компрессор картасын қараңыз).

Қалқымалы турбовентилятор

1970 жылдан бері көптеген реактивті қозғалтқыштар төмен/орташа айналымды турбожелдеткіштер болып келді, олардың құрамында аралас шығарылым, форсаждық камера және өзгермелі ауыздық мүндері бар. Форсаждық камера – бұл турбина қанатынан кейін және соплоның тікелей алдында орналасқан, форсажға арналған жанар май инжекторларынан отынды жағатын камера. Отын жанғанда, форсаждық камерада үлкен көлемде отын жанып, шығарылатын газдардың температурасын айтарлықтай көтеріп, шығарылатын газдың жылдамдығын/қозғалтқыштың нақты итермесін арттырады. Форсаж жанған кезде, қосымша көлемді және артқан ағынды қабылдау үшін өзгермелі геометриялы сопло аузын кеңейту қажет. Форсаж көбінесе ұшып көтерілу, дыбыс жылдамдығынан асып өту және маневр жасау үшін күшті итерме беру мақсатымен жасалады, бірақ ол өте көп отынды қажет етеді. Сондықтан, форсаж миссияның қысқа ғана кезеңдерінде қолданылады. Басты қозғалтқыштан айырмашылығы, онда турбинаға жеткенге дейін күю камерасындағы стехиометриялық температура төмендетілуі керек, форсаж максималды отынмен жұмыс істегенде соплоға кіретін температураны стехиометриялық деңгейге жеткізуге арналған. Белгілі бір отын:ауа қатынасы үшін, желдеткіштің берілген ауа ағынына қарамастан, отынның жалпы ағыны бірдей болады. Дегенмен, жоғары нақты итермелі турбожелдеткіш, анықтамасы бойынша, жоғары сопло қысым коэффициентіне ие болады, бұл форсаждан кейінгі таза итерменің артуына және, демек, форсаждан кейінгі отынның тұтынуының (SFC) төмендеуіне әкеледі. Бірақ, жоғары итермелі қозғалтқыштардың құрғақ күйдегі SFC жоғары болады. Орташа нақты итермелі форсажды турбожелдеткіште жағдай керісінше: яғни, форсаждан кейінгі нашар SFC / жақсы құрғақ SFC. Бірінші қозғалтқыш ұзақ уақыт бойы форсажда жұмыс істеуі керек соғыс ұшағына қолайлы, бірақ ол әуежайға жақын жерде ғана соғысуы керек (мысалы, шекаралық қақтығыстар). Екінші қозғалтқыш ұзақ қашықтыққа ұшуға немесе ұзақ уақыт бойы күтуге түсуі керек ұшаққа артық. Алайда, ұшқыш ұшақтың отын қоры қауіпті түрде азайғанша, форсажда аз ғана уақыт қана қалуға мүмкіндігі бар. Форсажды турбожелдеткіштің алғашқы өндірістік үлгісі Pratt & Whitney TF30 болды, ол бастапқыда F 111 Aardvark және F 14 Tomcat ұшақтарына қуат берді. Қазіргі төмен айналымды әскери турбожелдеткіштеріне Pratt & Whitney F119, Eurojet EJ200, General Electric F110, Klimov RD 33 және Saturn AL 31 жатады, олардың барлығында аралас шығарылым, форсаждық камера және өзгермелі ауыздық мүндері бар.

Since the 1970s, most jet fighter engines have been low/medium bypass turbofans with a mixed exhaust, afterburner and variable area exit nozzle. An afterburner is a combustor located downstream of the turbine blades and directly upstream of the nozzle, which burns fuel from afterburner specific fuel injectors. When lit, large volumes of fuel are burnt in the afterburner, raising the temperature of exhaust gases by a significant degree, resulting in a higher exhaust velocity/engine specific thrust. The variable geometry nozzle must open to a larger throat area to accommodate the extra volume and increased flow rate when the afterburner is lit. Afterburning is often designed to give a significant thrust boost for take off, transonic acceleration and combat maneuvers, but is very fuel intensive. Consequently, afterburning can be used only for short portions of a mission. Unlike in the main engine, where stoichiometric temperatures in the combustor have to be reduced before they reach the turbine, an afterburner at maximum fuelling is designed to produce stoichiometric temperatures at entry to the nozzle, about At a fixed total applied fuel:air ratio, the total fuel flow for a given fan airflow will be the same, regardless of the dry specific thrust of the engine. However, a high specific thrust turbofan will, by definition, have a higher nozzle pressure ratio, resulting in a higher afterburning net thrust and, therefore, a lower afterburning specific fuel consumption (SFC). However, high specific thrust engines have a high dry SFC. The situation is reversed for a medium specific thrust afterburning turbofan: i. e., poor afterburning SFC/good dry SFC. The former engine is suitable for a combat aircraft which must remain in afterburning combat for a fairly long period, but has to fight only fairly close to the airfield (e. g. cross border skirmishes). The latter engine is better for an aircraft that has to fly some distance, or loiter for a long time, before going into combat. However, the pilot can afford to stay in afterburning only for a short period, before aircraft fuel reserves become dangerously low. The first production afterburning turbofan engine was the Pratt & Whitney TF30, which initially powered the F 111 Aardvark and F 14 Tomcat. Current low bypass military turbofans include the Pratt & Whitney F119, the Eurojet EJ200, the General Electric F110, the Klimov RD 33, and the Saturn AL 31, all of which feature a mixed exhaust, afterburner and variable area propelling nozzle.

Жоғары айналма турбовентилятор

Отын экономиясын жақсарту және шуды азайту мақсатында, бүгінгі күні реактивтік ұшақтардың көбісі және әскери тасымалдау ұшақтарының көп бөлігі (мысалы, C-17) төмен нақты итермелі күшке/жоғары айналма коэффициентіне ие турбожетекшілермен жабдықталған. Бұл қозғалтқыштар 1960 жылдары осындай ұшақтарда қолданылған жоғары нақты итермелі күшке/төмен айналма коэффициентіне ие турбожетекшілердің эволюциясы болып табылады. Қазіргі заманғы әскери ұшақтар төмен айналма коэффициентіне ие турбожетекшілерді пайдаланады, ал кейбір әскери тасымалдау ұшақтары турбовинттерді қолданады. Төмен нақты итермелі күшке көп сатылы желдеткішті бір сатылы құрылғымен алмастыру арқылы қол жеткізіледі. Кейбір әскери қозғалтқыштардан айырмашылығы, қазіргі заманғы азаматтық турбожетекшілерде желдеткіш роторының алдында тұрақты кіріс бағыттағыштары жоқ. Желдеткіштің өлшемі қажетті жалпы итермелі күшті алу үшін реттеледі. Қозғалтқыштың өзегі (немесе газ генераторы) желдеткішті оның белгіленген массалық ағыны және қысым коэффициентімен қамтамасыз ету үшін жеткілікті қуатты өндіруі керек. Турбинаны салқындату/материалдар технологиясының жетістіктері турбина роторының кіреберіс температурасын жоғарылатуға мүмкіндік береді, бұл кішірек (және жеңіл) өзекті қамтамасыз етеді, соның салдарынан өзектің жылу тиімділігі артады. Өзектің массалық ағынын азайту LP турбинасының жүктемесін арттырады, сондықтан бұл агрегатта орташа сатылық жүктемені азайту және LP турбинасының тиімділігін сақтау үшін қосымша сатылар қажет болуы мүмкін. Өзектің ағынын азайту айналма коэффициентін де арттырады. 5:1-ден жоғары айналма коэффициенттері жиі кездеседі; 2016 жылы коммерциялық пайдалануға енген Pratt & Whitney PW1000G 12,5:1 көрсеткішіне жетеді. Өзектің жылу тиімділігін одан әрі жақсартуға оның жалпы қысым коэффициентін көтеру арқылы қол жеткізуге болады. Лопастардың аэродинамикасын жақсарту қажетті қосымша компрессор сатыларының санын азайта алады, ал өзгермелі геометриялы статорлар жоғары қысым коэффициентіне ие компрессорлардың барлық газ салдану режимінде толқынсыз жұмыс істеуіне мүмкіндік береді. Бірінші (эксперименталды) жоғары айналмалы турбожетекші қозғалтқыш AVCO Lycoming PLF1A 2 болды, ол Honeywell T55 турбошағылынан алынған және алғаш рет 1962 жылдың ақпанында сынақтан өткізілді. PLF1A 2 тісті желдеткіш сатысына ие болды, статикалық итермелі күшін өндірді және 6:1 айналма коэффициентіне ие болды. General Electric TF39 Lockheed C-5 Galaxy әскери тасымалдау ұшағын қуаттандыруға арналған алғашқы өндіріс үлгісі болды. Турбожетекшінің нақты итермелі күші неғұрлым төмен болса, реактивті шығыс жылдамдығы да соғұрлым төмен болады, бұл өз кезегінде жоғары итермелі күш жоғалту жылдамдығына (яғни ұшу жылдамдығы артуымен итермелі күштің төмендеуіне) әкеледі. Толық техникалық талқылау төменде, 2-тармақта келтірілген. Осылайша, ұшақты жоғары субдық жылдамдықпен (мысалы, 0,83 Мах) қозғауға арналған қозғалтқыш төмен жылдамдықпен салыстырмалы түрде жоғары итермелі күшті тудырады, бұл ұшу-қону жолағының тиімділігін арттырады. Төмен нақты итермелі күшке ие қозғалтқыштардың айналма коэффициенті жоғары болады, бірақ бұл турбина жүйесінің температурасына да байланысты. Екі қозғалтқышпен жабдықталған тасымалдау ұшақтарындағы турбожетекшілер ұшу кезінде екінші қозғалтқыш тоқтаған жағдайда ұшуды жалғастыру үшін жеткілікті ұшып көтеру күшін қамтамасыз етеді. Осы уақыттан бастап ұшақтың итермелі күші жұмыс істемейтін қозғалтқыштан туындайтын қарсылық күшінің салдарынан екі жұмыс істейтін қозғалтқышқа қарағанда кем болады. Қазіргі заманғы екі қозғалтқышпен жабдықталған ұшақтар ұшып шыққаннан кейін әдетте тік көтеріледі. Егер бір қозғалтқыш тоқтаса, көтерілу бұрышы төмендейді, бірақ ұшу жолындағы кедергілерді жеңіп өту үшін жеткілікті болады. Кеңес Одағының қозғалтқыш технологиясы Батысқа қарағанда кем дамыған еді, ал оның алғашқы кең корпусты ұшағы, Ил-86 төмен айналмалы қозғалтқыштармен жабдықталған. 1980 жылы пайдалануға енгізілген Yakovlev Yak-42 – 120 жолаушыға арналған орта қашықтықтағы, артқы жағында қозғалтқышы орналасқан ұшақ. Бұл жоғары айналмалы қозғалтқыштарды қолданған алғашқы кеңестік ұшақ болды.

To further improve fuel economy and reduce noise, almost all of today's jet airliners and most military transport aircraft (e. g., the C 17) are powered by low specific thrust/high bypass ratio turbofans. These engines evolved from the high specific thrust/low bypass ratio turbofans used in such aircraft in the 1960s. Modern combat aircraft tend to use low bypass ratio turbofans, and some military transport aircraft use turboprops. Low specific thrust is achieved by replacing the multi stage fan with a single stage unit. Unlike some military engines, modern civil turbofans lack stationary inlet guide vanes in front of the fan rotor. The fan is scaled to achieve the desired net thrust. The core (or gas generator) of the engine must generate enough power to drive the fan at its rated mass flow and pressure ratio. Improvements in turbine cooling/material technology allow for a higher (HP) turbine rotor inlet temperature, which allows a smaller (and lighter) core, potentially improving the core thermal efficiency. Reducing the core mass flow tends to increase the load on the LP turbine, so this unit may require additional stages to reduce the average stage loading and to maintain LP turbine efficiency. Reducing core flow also increases bypass ratio. Bypass ratios greater than 5:1 are increasingly common; the Pratt & Whitney PW1000G, which entered commercial service in 2016, attains 12.5:1. Further improvements in core thermal efficiency can be achieved by raising the overall pressure ratio of the core. Improvements in blade aerodynamics can reduce the number of extra compressor stages required, and variable geometry stators enable high pressure ratio compressors to work surge free at all throttle settings. The first (experimental) high bypass turbofan engine was the AVCO Lycoming PLF1A 2, a Honeywell T55 turboshaft derived engine that was first run in February 1962. The PLF1A 2 had a geared fan stage, produced a static thrust of , and had a bypass ratio of 6:1. The General Electric TF39 became the first production model, designed to power the Lockheed C 5 Galaxy military transport aircraft. The lower the specific thrust of a turbofan, the lower the mean jet outlet velocity, which in turn translates into a high thrust lapse rate (i. e. decreasing thrust with increasing flight speed). See technical discussion below, item 2. Consequently, an engine sized to propel an aircraft at high subsonic flight speed (e. g., Mach 0.83) generates a relatively high thrust at low flight speed, thus enhancing runway performance. Low specific thrust engines tend to have a high bypass ratio, but this is also a function of the temperature of the turbine system. The turbofans on twin engined transport aircraft produce enough take off thrust to continue a take off on one engine if the other engine shuts down after a critical point in the take off run. From that point on the aircraft has less than half the thrust compared to two operating engines because the non functioning engine is a source of drag. Modern twin engined airliners normally climb very steeply immediately after take off. If one engine shuts down, the climb out is much shallower, but sufficient to clear obstacles in the flightpath. The Soviet Union's engine technology was less advanced than the West's, and its first wide body aircraft, the Ilyushin Il 86, was powered by low bypass engines. The Yakovlev Yak 42, a medium range, rear engined aircraft seating up to 120 passengers, introduced in 1980, was the first Soviet aircraft to use high bypass engines.

Бір білікті турбовентилятор

Көп тараған болмаса да, бір валлы турбовентилятор, ықтималда ең қарапайым конструкция болып табылады, ол бір турбинамен айналдырылатын желдеткіш пен жоғары қысымды компрессордан, барлығы бір білікте орналасқан. Dassault Mirage 2000 истребителіне қуат беретін Snecma M53 – бір валлы турбовентилятордың мысалы. Турбомашинаның конструкциясының қарапайымдылығына қарамастан, M53 толық емес қуат режимінде жұмыс істеуді жеңілдету үшін өзгертілетін араластырғыш қажет етеді.

Артқы желдеткіштің турбожелдеткіші

Ең алғашқы турбожетектердің бірі General Electric J79 турбожетектерінің туындысы болды, ол CJ805 23 деп аталды, және турбожетек шығарылатын түтін құбырында орналасқан артқы желдеткіш / төмен қысымды (LP) турбина бірлігімен жабдықталды. Турбореактивті турбинадан шыққан ыстық газ LP турбина арқылы кеңейді, ал желдеткіш қанаты турбина қанатының радиалды жалғасы болып табылады. Бұл конструкция алдыңғы желдеткіш конфигурациясына қарағанда қосымша газ шығу жолын тудырды және бұл қозғалтқышта жоғары қысымды турбина газының желдеткіш ауа ағынына ағып кетуі мәселесіне айналды. Артқы желдеткіш конфигурациясы кейін 1980-ші жылдардың басындағы General Electric GE36 UDF (пропфан) демонстрациялық үлгісінде қолданылды. 1971 жылы NASA Льюис зерттеу орталығы ұшып-қону және субсоникалық жылдамдықтарда артқы желдеткішті турбожетек ретінде, ал жоғары жылдамдықтарда турбожетек ретінде жұмыс істейтін суперсоникалық көлік қозғалтқышының тұжырымдамасын ұсынды. Бұл турбожетектерге тән ұшып көтерілгендегі төмен шу және жоғары итермелеу сипаттамаларын, сондай-ақ субсоникалық жылдамдықтарда турбожетектердің жоғары ұшқыш тиімділігін қамтамасыз етеді. Сонымен қатар, бұл турбожетектер суперсоникалық жылдамдықпен круиздік қанатын ұшқанда жоғары ұшқыш тиімділігіне ие болар еді.

Негізгі екі-коп

Көптеген турбожелдеткіштерде кем дегенде екі катушкалық негізгі конфигурация болады, онда желдеткіш жеке төмен қысымды (LP) катушкада орналасқан және компрессормен немесе жоғары қысымды (HP) катушкамен бір осьте жұмыс істейді; LP катушка төмен бұрыштық жылдамдықпен айналады, ал HP катушка жылдамырақ айналып, оның компрессоры жану үшін ауаның бір бөлігін одан әрі қысады. BR710 осы конфигурацияның классикалық мысалы. Кішірек итермелеу күші өлшемдерінде, барлық осьтік қанаттардың орнына HP компрессор конфигурациясы осьтік-центробектік (мысалы, CFE CFE738), екі центробектік немесе тіпті диагональдық/центробектік (мысалы, Pratt & Whitney Canada PW600) болуы мүмкін.

Қозғалтқышты екі катушкамен

Жалпы қысымның жоғары коэффициенттеріне жоғары қысымды компрессордың қысым коэффициентін көтеру арқылы немесе төмен қысымды шпулге компрессорлық (байпассыз) сатыларды қосу арқылы, желдеткіш пен жоғары қысымды компрессордың арасына орналастырып, соңғысын күшейту арқылы қол жеткізуге болады. Барлық ірі американдық турбожелгіштер (мысалы, General Electric CF6, GE90, GE9X және GEnx, сондай-ақ Pratt & Whitney JT9D және PW4000) күшейткіш сатыларды пайдаланады. Rolls-Royce BR715 тағы бір мысал. Қазіргі заманғы азаматтық турбожелгіштерде қолданылатын жоғары байпас коэффициенттері күшейткіш сатыларының салыстырмалы диаметрін кішірейтеді, олардың орташа ұштық жылдамдығын төмендетеді. Осының салдарынан, қажетті қысымды көтеру үшін көбірек күшейткіш сатылар қажет болады.

Үш шүмекті

Rolls Royce ірі азаматтық турбожетекшілері үшін (яғни RB211 және Trent отбасылары үшін) үш шпулді конфигурацияны таңдады, онда күшейтілген екі шпулді конфигурацияның күшейткіш сатылары аралық қысымды (IP) шпулға бөлініп, өз турбинасымен қозғалады. Алғашқы үш шпулді қозғалтқыш – 1967 жылғы Rolls Royce RB.203 Trent болды. Dassault Falcon 20 бизнес-джетін қуаттандыратын Garrett ATF3 ерекше үш шпулді орналасуға ие, онда артқы шпул қалған екеуімен концентрлік емес. Ивченко конструкторлық бюросы Lotarev D 36 қозғалтқышы үшін Rolls Royce-қа ұқсас конфигурацияны таңдады, одан кейін Lotarev/Progress D 18T және Progress D 436. Turbo Union RB199 әскери турбожетекшісі де, әскери Kuznetsov NK 25 және NK 321 сияқты үш шпулді конфигурацияға ие.

Түйіршікті желдеткіш

Байпас қатынасы артқан сайын, желдеткіш қанатының ұшының жылдамдығы төмен қысымды турбина (LPT) қанатының жылдамдығына қатысты артады. Бұл LPT қанатының жылдамдығын төмендетіп, желдеткішті қозғау үшін жеткілікті энергияны алу үшін турбинаның көбірек сатыларын қажет етеді. Төмен қысымды вал мен желдеткіш арасына (планеталық) редукторлық беріліс қорабын орнату, тиісті беріліс қатынасымен, желдеткіш пен төмен қысымды турбинаның екеуінің де оңтайлы жылдамдықпен жұмыс істеуіне мүмкіндік береді. Бұл конфигурацияның мысалдары – ұзақ жылдар бойы қолданылып келе жатқан Garrett TFE731, Honeywell ALF 502/507 және соңғы Pratt & Whitney PW1000G.

Әскери турбожелдеткіштер

Жоғарыда талқыланған конфигурациялардың көп бөлігі азаматтық турбовентиляторларда қолданылады, ал қазіргі заманғы әскери турбовентиляторлар (мысалы, Snecma M88) көбінесе екі шпильді болып келеді.

Жоғары қысымды турбина

Көптеген азаматтық турбоқозғалтқыштар жоғары тиімділікке ие, 2 сатылы Жоғары Қысымды (HP) турбинаны Жоғары Қысымды (HP) компрессорды қозғау үшін пайдаланады. CFM International CFM56 басқаша тәсіл қолданады: бір сатылы, жоғары жұмыс көлемі. Бұл тәсіл, мүмкін, тиімділігі төмен болғанымен, салқындату ауасы, салмақ және құн бойынша үнемдеуге мүмкіндік береді. RB211 және Trent 3 көп шпулді қозғалтқыш серияларында Жоғары Қысымды (HP) компрессордың қысым коэффициенті шамалы болғандықтан, тек бір Жоғары Қысымды (HP) турбина сатысы қажет. Заманауи әскери турбоқозғалтқыштар да көбінесе бір Жоғары Қысымды (HP) турбина сатысын және шамалы Жоғары Қысымды (HP) компрессорды қолданады.

Төмен қысымды турбина

Қазіргі заманғы азаматтық турбожелдеткіштерде көп сатылы төмен қысымды турбиналар болады (3-ден 7-ге дейін). Қажетті сатылардың саны қозғалтқыш циклінің айналма коэффициентіне және күшейтілуге (күшейтілген екі шпинделді қозғалтқыштарда) байланысты. Айналдырылатын желдеткіш кейбір жағдайларда қажетті төмен қысымды турбина сатыларының санын азайтуы мүмкін. Әскери турбожелдеткіштерде қолданылатын айналма коэффициенті өте төмен болғандықтан, бір немесе екі төмен қысымды турбина сатысы ғана қажет.

Циклдің жақсаруы

Бір-бірімен аралас турбовентиляторды қарастырайық. Қысым жүйесінің жалпы қысым қатынасын арттыру күйдіруге кіретін температураны көтереді. Сондықтан, отын ағыны тұрақты болғанда, жоғары қысымды (ЖҚ) турбина роторының кіріс температурасы артады. Қысу жүйесіндегі температураның жоғарылауы турбина жүйесінде температураның төмендеуін білдіргенімен, аралас соплоның температурасы өзгермейді, себебі жүйеге қосылатын жылу мөлшері бірдей болады. Дегенмен, соплоның қысымы артады, өйткені жалпы қысым қатынасы турбинаның кеңею қатынасынан жылдам өседі, бұл ыстық араластырғышқа кіретін қысымның артуына себеп болады. Нәтижесінде, жалқы итеру күші артады, ал нақты отын шығыны (отын ағыны/жалқы итеру күші) төмендейді. Ұқсас үрдіс араласпаған турбовентиляторларда да орын алады. Турбовентилятор қозғалтқыштарының отын тиімділігін жалпы қысым қатынасын және турбина роторының кіріс температурасын бірдей көтеру арқылы арттыруға болады. Алайда, турбина роторының кіріс температурасының және компрессордың шығыс температурасының артуына төтеп беру үшін турбина материалдарын жақсарту немесе қанаттардың/лопастардың салқындатылуын жетілдіру қажет. Соңғысын арттыру үшін компрессор материалдарын жақсарту қажет болуы мүмкін. Жалпы қысым қатынасын желдеткіш (немесе) төмен қысымды (ТҚ) компрессордың қысым қатынасын немесе жоғары қысымды (ЖҚ) компрессордың қысым қатынасын жақсарту арқылы арттыруға болады. Егер соңғысы тұрақты сақталса, ЖҚ компрессордың шығыс температурасының өсуі (жалпы қысымның өсуінен) ЖҚ механикалық айналу жылдамдығының өсуін білдіреді. Алайда, конструкциялық талаптар бұл параметрді шектеуі мүмкін, яғни жалпы қысым қатынасының артуына қарамастан, ЖҚ компрессордың қысым қатынасы төмендеуі мүмкін. Қарапайым теория бойынша, егер турбина роторының кіріс температурасының / ЖҚ компрессордың шығыс температурасының қатынасы сақталса, ЖҚ турбинаның таңғыш ауданы сақталуы мүмкін. Алайда, бұл циклды жақсарту, ЖҚ компрессордың шығыс ағыны функциясын (өлшемсіз ағын) сақтап тұру арқылы жүзеге асырылатынын болжайды. Іс жүзінде, ЖҚ компрессордың өлшемсіз жылдамдығының өзгеруі және салқындатудан алынатын ағын бұл болжамды жарамсыз етеді, сондықтан ЖҚ турбинаның таңғыш ауданына түзетулер енгізу қажет болады. Бұл ЖҚ турбинаның соплолық бағыттағыштарының бастапқыдан өзгеше болуын білдіреді. Көп болжам бойынша, төменгі ағындағы ТҚ турбинаның соплолық бағыттағыштарын да ауыстыру қажет болады.

Consider a mixed turbofan with a fixed bypass ratio and airflow. Increasing the overall pressure ratio of the compression system raises the combustor entry temperature. Therefore, at a fixed fuel flow there is an increase in (HP) turbine rotor inlet temperature. Although the higher temperature rise across the compression system implies a larger temperature drop over the turbine system, the mixed nozzle temperature is unaffected, because the same amount of heat is being added to the system. There is, however, a rise in nozzle pressure, because overall pressure ratio increases faster than the turbine expansion ratio, causing an increase in the hot mixer entry pressure. Consequently, net thrust increases, whilst specific fuel consumption (fuel flow/net thrust) decreases. A similar trend occurs with unmixed turbofans. Turbofan engines can be made more fuel efficient by raising overall pressure ratio and turbine rotor inlet temperature in unison. However, better turbine materials or improved vane/blade cooling are required to cope with increases in both turbine rotor inlet temperature and compressor delivery temperature. Increasing the latter may require better compressor materials. The overall pressure ratio can be increased by improving fan (or) LP compressor pressure ratio or HP compressor pressure ratio. If the latter is held constant, the increase in (HP) compressor delivery temperature (from raising overall pressure ratio) implies an increase in HP mechanical speed. However, stressing considerations might limit this parameter, implying, despite an increase in overall pressure ratio, a reduction in HP compressor pressure ratio. According to simple theory, if the ratio of turbine rotor inlet temperature/(HP) compressor delivery temperature is maintained, the HP turbine throat area can be retained. However, this assumes that cycle improvements are obtained, while retaining the datum (HP) compressor exit flow function (non dimensional flow). In practice, changes to the non dimensional speed of the (HP) compressor and cooling bleed extraction would probably make this assumption invalid, making some adjustment to HP turbine throat area unavoidable. This means the HP turbine nozzle guide vanes would have to be different from the original. In all probability, the downstream LP turbine nozzle guide vanes would have to be changed anyway.

Техникалық талқылау

Арнайы итерме (таза итерме / сіңіру ауа ағыны) турбожетекшілер мен ұшқыш қозғалтқыштар үшін маңызды параметр болып табылады. Электр қозғалтқышымен қоздырылатын желдеткіштің құбыр ішінде, сосын итермелі соплоға қосылған күйін елестетіңіз. Желдеткіштің қысым қатынасы (желдеткіштен шығатын қысым / желдеткішке кіретін қысым) неғұрлым жоғары болса, реактивті жылдамдық пен тиісті арнайы итерме де соғұрлым жоғары болады, бұл анық. Енді осы құрылымды бірдей ауа ағынымен және желдеткіштің қысым қатынасымен тең турбожетекшімен алмастырайық. Әрине, турбожетекшінің өзегі төмен қысымды (LP) турбина арқылы желдеткішті қозғау үшін жеткілікті қуатты өндіруі керек. Газ генераторы үшін турбинаның кіреберіс температурасын төмен таңдасақ, өзектің ауа ағыны орнын толтыру үшін салыстырмалы түрде жоғары болуы керек. Сондықтан, айналма қатынасы салыстырмалы түрде төмен болады. Егер турбинаның кіреберіс температурасын көтерсек, өзектің ауа ағыны кішірейеді, осылайша айналма қатынасы артады. Турбинаның кіреберіс температурасын көтеру жылу тиімділігін арттырады, демек отын тиімділігін жақсартады. Биіктік артқан сайын ауа тығыздығы төмендейді, сондықтан қозғалтқыштың таза итермесі де төмендейді. Ұшу жылдамдығының да әсері бар, ол итермелік шамалы жылдамдық деп аталады. Арнайы итерме үшін жуық теңдеуді қайта қарастырайық: жоғары арнайы итермелі (мысалы, истребитель) қозғалтқышта реактивті жылдамдық салыстырмалы түрде жоғары, сондықтан ұшу жылдамдығының өсуі орташа арнайы итермелі (мысалы, оқу-жаттығу) қозғалтқышқа қарағанда таза итермеге аз әсер етеді, онда реактивті жылдамдық төмен. Төмен арнайы итермелі (мысалы, азаматтық) қозғалтқышқа итермелік шамалы жылдамдықтың әсері тіпті күштірек. Жоғары ұшу жылдамдықтарында жоғары арнайы итермелі қозғалтқыштар сіңірудегі соқпақтың көтерілуі арқасында таза итермені арттыра алады, бірақ бұл әсер соққы толқынының жоғалтуларына байланысты үстірткі жылдамдықтарда азаяды. Азаматтық турбожетекшілерде итермелі күшті арттыру әдетте желдеткіштің ауа ағынын ұлғайту арқылы жүзеге асырылады, бұл ұшқыш шуының тым жоғары болуына жол бермейді. Бірақ желдеткіштің ауа ағыны үлкен болғандықтан, өзектен көбірек қуат талап етіледі. Бұл жалпы қысым қатынасын (жану камерасына кіретін қысым / сіңірудегі жеткізу қысымы) көтеру арқылы, өзектің ауа ағынына көбірек ауа жіберіп, турбинаға кіретін температураны арттыру арқылы жүзеге асырылады. Бұл параметрлер өзектің жылу тиімділігін арттырып, отын тиімділігін жақсартады. Кейбір жоғары айналма қатынасы бар азаматтық турбожетекшілер желдеткіштің жұмыс сызығын басқару үшін айналма (немесе аралас құю) ағынындағы соплоның өте төмен ауданын (1,01-ден кем) пайдаланады, бұл конвергентті-дивергентті сопло. Сопло өзгермелі геометрияға ие болғандай әрекет етеді. Ұшу жылдамдығы төмен болса, сопло (Мах санынан кем) тұншығып қалады, сондықтан құю газы тамаққа жақындаған сайын жылдамдығы артады, содан кейін дивергенттік бөлімге жеткенде сәл баяулайды. Нәтижесінде, соплоның шығу аймағы желдеткіштің жұмысын реттейді және тамақтан үлкен болғандықтан, желдеткіштің жұмыс сызығын аздап соғудан алыстатады. Ұшу жылдамдығы жоғары болса, сіңірудегі соқпақтың көтерілуі соплоның қысым қатынасын тамақ тұншығып қалатын (M = 1,0) нүктеге дейін арттырады. Мұндай жағдайда, тамақ аймағы желдеткіштің жұмысын анықтайды және шығудан кішірек болғандықтан, желдеткіштің жұмыс сызығын аздап соғуға қарай итеріп жібереді. Бұл қиындық тудырмайды, өйткені желдеткіштің соғу қаупі жоғары ұшу жылдамдықтарында әлдеқайда жақсы. Турбожетекшілердің номиналды емес мінез-құлқы компрессор картасы мен турбина картасында көрсетілген. Қазіргі заманғы азаматтық турбожетекшілер төмен арнайы итермеде жұмыс істейтіндіктен, оларға қажетті желдеткіш қысым қатынасын қалыптастыру үшін тек бір желдеткіш сатысы жеткілікті. Қозғалтқыштың циклы үшін қажетті жалпы қысым қатынасына, әдетте, өзектің қысылуында бірнеше осьтік сатылар арқылы қол жеткізіледі. Rolls Royce өзектің қысылуын екіге бөліп, аралық қысыммен (IP) жоғары қысымды (HP) компрессорды қосалқы қысыммен, екі агрегатты да жеке біліктерге орнатылған бір сатылы турбиналармен басқарады. Нәтижесінде, жоғары қысымды компрессордың қысым қатынасы шамалы болуы керек (мысалы, ~4,5:1). АҚШ-тың азаматтық қозғалтқыштары өте жоғары жоғары қысымды компрессорлық қысым қатынастарын қолданады (мысалы, General Electric GE90-да ~ 23: 1) және екі сатылы жоғары қысымды турбинамен қозғалады. Тіпті, әдетте, төмен қысымды білікке, желдеткіштің артына, өзектің қысылу жүйесін одан әрі жүктеу үшін бірнеше IP осьтік сатылар орнатылады. Азаматтық қозғалтқыштарда көп сатылы төмен қысымды турбиналар бар, сатылар саны айналма қатынасына, төмен қысымды біліктегі аралық қысымның мөлшеріне және төмен қысымды турбинаның қанатын жылдамдығына байланысты анықталады. Әскери қозғалтқыштар әдетте теңіз деңгейінде өте жылдам ұшуға қабілетті болғандықтан, жоғары қысымды компрессордың шығыс температурасының шегі азаматтық қозғалтқышқа қарағанда салыстырмалы түрде төмен жалпы қысым қатынасында жетеді. Сондай-ақ, желдеткіштің қысым қатынасы орташа немесе жоғары арнайы итермеге қол жеткізу үшін салыстырмалы түрде жоғары. Нәтижесінде, қазіргі заманғы әскери турбожетекшілерде әдетте тек 5 немесе 6 жоғары қысымды компрессор сатысы болады және тек бір сатылы жоғары қысымды турбина қажет. Төмен айналма қатынасы бар әскери турбожетекшілерде әдетте бір төмен қысымды турбина сатысы болады, бірақ жоғары айналма қатынасы бар қозғалтқыштарға екі сатыс қажет. Теория бойынша, аралық қысымды компрессор сатыларын қосу арқылы, қазіргі заманғы әскери турбожетекшінің жоғары қысымды компрессоры азаматтық турбожетекшінің түйіндісінде қолданылуы мүмкін, бірақ өзегі жоғары итермелі қолданулар үшін тым кішкентай болар еді.

Specific thrust (net thrust/intake airflow) is an important parameter for turbofans and jet engines in general. Imagine a fan (driven by an appropriately sized electric motor) operating within a pipe, which is connected to a propelling nozzle. It is fairly obvious, the higher the fan pressure ratio (fan discharge pressure/fan inlet pressure), the higher the jet velocity and the corresponding specific thrust. Now imagine we replace this set up with an equivalent turbofan – same airflow and same fan pressure ratio. Obviously, the core of the turbofan must produce sufficient power to drive the fan via the low pressure (LP) turbine. If we choose a low (HP) turbine inlet temperature for the gas generator, the core airflow needs to be relatively high to compensate. 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. 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. 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. 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. The off design behaviour of turbofans is illustrated under compressor map and turbine map. 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. 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.

Аэродинамикалық модельдеу

Аэродинамика – қазіргі турбовентиляторлардағы бір желдеткіш/газ компрессорлы қанатындағы субдық, трансдыбыстық және үндік ағындардың жиынтығы. Қанаттардың арғы бетінен өтетін ауа ағыны, қысымның артуына қарсы ағып тұруын сақтау үшін тар бұрыштық шекте ұсталуы тиіс. Әйтпесе, ауа сору құбысынан кері шығып кетуі мүмкін. Толық құзыретті цифрлық қозғалтқыш басқару жүйесіне (FADEC) қозғалтқышты басқару үшін дәл деректер қажет. Турбина кіреберісіндегі сыни температура (TIT) сенсорлардың жұмыс істеуі үшін тым қатал орта. Сондықтан, жаңа қозғалтқыш түрін әзірлеу кезінде, қазандықтың температурасы сияқты оңай өлшенетін температура мен TIT арасында байланыс орнатылады. Қазандықтың температурасын бақылау арқылы қозғалтқыштың тым қызып кетпеуі қамтамасыз етіледі.