Степень двухконтурности турбовентиляторных двигателей

Введение

Доля воздуха в турбовентиляторном двигателе, проходящего через кольцевой канал, по сравнению с воздухом, поступающим в камеру сгорания.

Коэффициент двухконтурности (BPR) турбовентиляторного двигателя – это отношение массового расхода воздуха в контуре bypass к массовому расходу воздуха, поступающего в ядро двигателя. Например, коэффициент двухконтурности 10:1 означает, что через кольцевой канал проходит 10 кг воздуха на каждый 1 кг воздуха, проходящего через ядро. Турбовентиляторные двигатели обычно характеризуются значением BPR, которое наряду с коэффициентом давления двигателя, температурой на входе в турбину и коэффициентом давления вентилятора, является важным конструктивным параметром. Кроме того, BPR указывается для турбовинтовых и турбовентиляторных двигателей без кольцевого канала, поскольку их высокая тяговая эффективность обеспечивает им общие характеристики эффективности турбовентиляторных двигателей с очень высоким коэффициентом двухконтурности. Это позволяет отображать их на графиках вместе с турбовентиляторными двигателями, демонстрирующими тенденцию к снижению удельного расхода топлива (SFC) с увеличением BPR. BPR также указывается для двигателей с вентилятором подъема, где воздушный поток вентилятора удален от двигателя и физически не контактирует с его ядром. Кольцевой канал обеспечивает снижение расхода топлива при той же тяге, что измеряется как удельный расход топлива тяги (граммы топлива в секунду на единицу тяги в кН, в единицах СИ). Снижение расхода топлива, достигаемое при высоких коэффициентах двухконтурности, применимо и к турбовинтовым самолетам, использующим воздушный винт вместо вентилятора в кольцевом канале. Двигатели с высоким коэффициентом двухконтурности являются доминирующим типом для коммерческих пассажирских самолетов, а также для гражданских и военных реактивных транспортных самолетов. Бизнес-джеты используют двигатели со средним значением BPR. Боевые самолеты используют двигатели с низким коэффициентом двухконтурности, чтобы найти компромисс между экономичностью топлива и требованиями боевых действий: высоким отношением тяги к весу, сверхзвуковой скоростью и возможностью использования форсажной камеры.

Принципы

Если вся мощность газа от газовой турбины преобразуется в кинетическую энергию в сопле, самолет лучше всего подходит для высоких сверхзвуковых скоростей. Если вся эта мощность передается отдельному большому потоку 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, обеспечивающей требуемые характеристики самолета. Первые реактивные самолеты были дозвуковыми, и их неэффективность сопла на этих скоростях из-за высокого расхода топлива была понята еще в 1936 году (патент Великобритании 471,368), и было предложено решение в виде двухконтурности. Основной принцип двухконтурности заключается в обмене скорости выхлопных газов на увеличенный массовый расход воздуха, что обеспечивает необходимую тягу при меньшем расходе топлива. Фрэнк Уиттл назвал это "снижением скорости потока". Мощность передается от газогенератора дополнительной массе воздуха, то есть на сопло большего диаметра, движущееся медленнее. Двухконтурность распределяет доступную механическую мощность по большему объему воздуха, снижая скорость струи. Компромисс между массовым расходом и скоростью также проявляется в пропеллерах и роторах вертолетов при сравнении нагрузки на диск и удельной мощности. Например, тот же вес вертолета можно поддерживать с помощью двигателя большой мощности и ротора малого диаметра или, для экономии топлива, двигателем меньшей мощности и ротором большего диаметра с меньшей скоростью вращения. Двухконтурность обычно подразумевает передачу мощности газа от газовой турбины в двухконтурный поток воздуха для снижения расхода топлива и уровня шума реактивных двигателей. В качестве альтернативы может возникнуть необходимость в двигателе с форсажной камерой, где единственная задача двухконтурности – обеспечение охлаждающего воздуха. Это определяет нижний предел степени двухконтурности (BPR), и такие двигатели называют "проточными" или турбореактивными двигателями с непрерывным отбором воздуха (General Electric YJ 101 BPR 0.25) и турбореактивными двигателями с низкой степенью двухконтурности (Pratt & Whitney PW1120). Низкая степень двухконтурности (0,2) также использовалась для обеспечения запаса устойчивости, а также для охлаждения форсажной камеры двигателя Pratt & Whitney J58.

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.

Описание

В двигателе с нулевым обходом (турбореактивном) выхлопные газы высокой температуры и высокого давления ускоряются при расширении в сопле и создают всю тягу. Компрессор поглощает всю механическую мощность, производимую турбиной. В конструкции с обходом дополнительные турбины приводят в движение вентилятор, который ускользает воздух назад от передней части двигателя. В конструкции с высоким обходом вентилятор и сопло создают большую часть тяги. Турбовентиляторные двигатели тесно связаны по принципу действия с турбовинтовыми, поскольку оба передают часть газовой мощности газовой турбины, используя дополнительное оборудование, в обходной поток, оставляя меньше для горячего сопла, чтобы преобразовать в кинетическую энергию. Турбовентиляторы представляют собой промежуточную стадию между турбореактивными двигателями, которые получают всю свою тягу от выхлопных газов, и турбовинтовыми, которые получают минимальную тягу от выхлопных газов (обычно 10% или меньше). Извлечение мощности от вала и передача ее в обходной поток вносит дополнительные потери, которые более чем компенсируются улучшенной удельной тягой. Турбовинтовой двигатель на оптимальной скорости полета обеспечивает значительную экономию топлива по сравнению с турбореактивным, даже несмотря на то, что к малопотеристому соплу турбореактивного двигателя были добавлены дополнительная турбина, редуктор и воздушный винт. Турбовентилятор имеет дополнительные потери от дополнительных турбин, вентилятора, обходного канала и дополнительного сопла по сравнению с одноступенчатым соплом турбореактивного двигателя. Чтобы оценить влияние увеличения степени двухконтурности (BPR) на общую эффективность самолета, то есть на удельный расход топлива (SFC), необходимо использовать общий газогенератор, то есть не изменять параметры цикла Брайтона или эффективность компонентов. Беннетт показывает, что в этом случае наблюдается относительно медленный рост потерь при передаче мощности в обходной контур одновременно с быстрым снижением потерь в выхлопе и значительным улучшением SFC. В реальности увеличение степени двухконтурности со временем сопровождается повышением эффективности газогенератора, что в некоторой степени маскирует влияние степени двухконтурности. Только ограничения по весу и материалам (например, прочность и температура плавления материалов турбины) снижают эффективность, с которой газовая турбина турбовентилятора преобразует эту тепловую энергию в механическую, поскольку, хотя выхлопные газы могут все еще содержать доступную энергию, каждый дополнительный статор и диск турбины извлекают все меньше механической энергии на единицу веса, а увеличение степени сжатия системы путем добавления ступеней компрессора для повышения общей эффективности системы увеличивает температуру на лопатках турбины. Тем не менее, двигатели с высоким двухконтурным отношением обладают высокой удельной тягой, поскольку даже незначительное увеличение скорости очень большого объема и, следовательно, массы воздуха приводит к значительному изменению импульса и тяги: тяга — это массовый расход двигателя (количество воздуха, проходящего через двигатель), умноженное на разницу между скоростями на входе и выходе — линейная зависимость, но кинетическая энергия выхлопа — это массовый расход, умноженный на половину квадрата разности скоростей. Низкая нагрузка на диск (тяга на единицу площади диска) повышает энергетическую эффективность самолета, что снижает расход топлива. Турбовентиляторный двигатель Rolls-Royce Conway, разработанный в начале 1950-х годов, был ранним примером двигателя с обходом. Конфигурация была аналогична двухкатушечному турбореактивному двигателю, но для превращения его в двигатель с обходом он был оснащен увеличенным компрессором низкого давления: поток через внутреннюю часть лопастей компрессора направлялся в ядро, а внешний поток обдувал ядро, обеспечивая остальную часть тяги. Степень двухконтурности двигателя Conway варьировалась от 0,3 до 0,6 в зависимости от модификации.

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

Рост степени двухконтурности в 1960-х годах обеспечил авиалайнерам экономичность топлива, сопоставимую с поршневыми самолетами. Сегодня (2015 год) большинство реактивных двигателей имеют некоторый обход. Современные двигатели в более медленных самолетах, таких как авиалайнеры, имеют степень двухконтурности до 12:1; в более быстрых самолетах, таких как истребители, степень двухконтурности намного ниже, около 1,5; а летательные аппараты, предназначенные для скоростей до 2 Махов и немного выше, имеют степень двухконтурности ниже 0,5. Турбовинтовые двигатели имеют степень двухконтурности 50–100, хотя воздушный поток, создаваемый воздушным винтом, определен менее четко, чем для вентиляторов, и скорость воздушного потока от воздушного винта ниже, чем от сопел турбовентилятора.

Коэффициенты обхода двигателя

+ Турбовентиляторные двигатели Модель Первый BPR Тяга Основные области применения 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 ранние реактивные самолеты, Concorde