Турбовентиляторный

Анимация двухконтурного двухконтурного двухконтурного ТРДД.

1. Золотник низкого давления
2. Золотник высокого давления
3. Стационарные компоненты

1. Гондола
2. Поклонник
3. Компрессор низкого давления
4. Компрессор высокого давления
5. Камера сгорания
6. Турбина высокого давления
7. Турбина низкого давления
8. Сопло сердечника
9. Форсунка веерная

Турбовентиляторный или fanjet представляет собой тип airbreathing реактивного двигателя , который широко используется в авиационной тяге . Слово «турбовентиляторных» является контаминация из «турбины» и «веером»: В турбо часть относится к газотурбинным двигателем , который достигает механическую энергию от сгорания, ^[1] , и вентилятор , A вентилятора в кольцевом обтекателе , который использует механическую энергию от газовая турбина для ускорения движения воздуха назад. Таким образом, тогда как весь воздух, всасываемый турбореактивным двигателем, проходит через камеру сгорания.и турбины, в турбовентиляторном двигателе часть этого воздуха обходит эти компоненты. Таким образом, турбовентиляторный двигатель можно рассматривать как турбореактивный двигатель, используемый для приведения в действие вытяжного вентилятора, причем оба они вносят свой вклад в тягу .

Отношение массового расхода воздуха, проходящего через сердечник двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через сердечник, называется отношением байпаса . Двигатель производит тягу за счет комбинации этих двух частей, работающих вместе; Двигатели, которые используют большую реактивную тягу по сравнению с тягой вентилятора, известны как ТРДД с малым байпасом , а те, которые имеют значительно большую тягу вентилятора, чем реактивная тяга, известны как ТРДД с большим байпасом . Большинство используемых в настоящее время реактивных двигателей коммерческой авиации относятся к типу двигателей с высокой степенью двухконтурности ^{[2] [3],} а большинство современных двигателей для военных истребителей имеют низкую степень двухконтурности. ^{[4] [5]} Форсажне используются в турбовентиляторных двигателях с высокой степенью байпаса, но могут использоваться как в ТРДД с низким байпасом, так и в турбореактивных двигателях.

Современные турбовентиляторные двигатели имеют либо большой одноступенчатый вентилятор, либо меньший вентилятор с несколькими ступенями. Ранняя конфигурация объединяла турбину низкого давления и вентилятор в едином блоке, установленном на задней панели.

Принципы [ править ]

Турбореактивные двигатели были изобретены, чтобы обойти нежелательную характеристику турбореактивных двигателей, которая неэффективна для дозвуковых полетов. Для повышения эффективности турбореактивного двигателя очевидным подходом было бы повышение температуры горелки, чтобы повысить эффективность Карно и установить более крупные компрессоры и форсунки. Однако, хотя это и несколько увеличивает тягу, выхлопная струя покидает двигатель с еще большей скоростью, которая на дозвуковых скоростях полета забирает с собой большую часть дополнительной энергии, тратя впустую топливо.

Вместо этого турбовентиляторный двигатель можно рассматривать как турбореактивный двигатель, используемый для приведения в действие вытяжного вентилятора , причем оба они вносят свой вклад в тягу . В то время как весь воздух, всасываемый турбореактивным двигателем, проходит через турбину (через камеру сгорания ), в турбореактивном двигателе часть этого воздуха обходит турбину.

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

Отношение массового расхода воздуха, проходящего через сердечник двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через активную зону, называется отношением перепуска . Двигатель производит тягу за счет комбинации этих двух частей, работающих вместе; Двигатели, которые используют большую реактивную тягу по сравнению с тягой вентилятора, известны как ТРДД с малым байпасом , а те, которые имеют значительно большую тягу вентилятора, чем реактивная тяга, известны как ТРДД с большим байпасом . Большинство используемых в настоящее время реактивных двигателей коммерческой авиации относятся к типу двигателей с высокой степенью двухконтурности ^{[2] [3],} а большинство современных двигателей для военных истребителей имеют низкую степень двухконтурности. ^{[4] [5]} Форсажне используются в турбовентиляторных двигателях с высокой степенью байпаса, но могут использоваться как в ТРДД с низким байпасом, так и в турбореактивных двигателях.

Коэффициент обхода [ править ]

Коэффициент байпасирования (BPR) турбовентиляторного двигателя - это отношение между массовым расходом байпасного потока и массовым расходом, поступающим в активную зону. ^[6] Коэффициент байпаса 10: 1, например, означает, что 10 кг воздуха проходит через байпасный канал на каждый 1 кг воздуха, проходящего через сердечник.

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

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

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

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

Эффективность [ править ]

Винтовые двигатели наиболее эффективны для низких скоростей, турбореактивные двигатели - для высоких скоростей и турбовентиляторные двигатели - между ними двумя. Турбореактивные двухконтурные двигатели являются наиболее эффективными двигателями в диапазоне скоростей примерно от 500 до 1000 км / ч (от 270 до 540 узлов; от 310 до 620 миль в час), скорости, с которой работает большинство коммерческих самолетов. ^{[12] [13]}

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

Тяга [ править ]

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

Тяга ( F _N ), создаваемая турбовентилятором, зависит от эффективной скорости выхлопа всего выхлопа, как и в любом реактивном двигателе, но поскольку присутствуют две выхлопные струи, уравнение тяги может быть расширено следующим образом: ^[17]

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}$

куда:

Форсунки [ править ]

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

В двигателях с большим байпасом вентилятор обычно расположен в коротком воздуховоде рядом с передней частью двигателя и обычно имеет сужающееся холодное сопло, причем хвостовая часть воздуховода образует сопло с низкой степенью сжатия, которое в нормальных условиях будет дросселировать, создавая сверхзвуковые потоки вокруг. ядро ^{[ необходима цитата ]} .

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

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

Шум [ править ]

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

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

Шум вентилятора - это тональный шум, и его характерная черта зависит от скорости вращения вентилятора:

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

Все современные турбовентиляторные двигатели имеют акустические гильзы в гондоле для гашения их шума. Они максимально расширяются, чтобы покрыть наибольшую площадь. Акустические характеристики двигателя можно оценить экспериментально с помощью наземных испытаний ^[22] или на специальных экспериментальных стендах. ^[23]

В аэрокосмической промышленностишевроны представляют собой узоры зубьев пилы на задних кромках сопел некоторых реактивных двигателей ^[24] , которые используются для снижения шума . Оформленные кромки сглаживают смешивание горячего воздуха из сердечника двигателя и более холодного воздуха, проходящего через вентилятор двигателя, что снижает турбулентность, создающую шум. ^[24] Шевроны были разработаны компанией Boeing с помощью НАСА . ^{[24] [25]} Некоторыми яркими примерами таких конструкций являются Boeing 787 и Boeing 747-8 - на двигателях Rolls-Royce Trent 1000 и General Electric GEnx . ^[26]

Общие типы [ править ]

ТРДД с малым байпасом [ править ]

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

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

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

Некоторые военные турбовентиляторные двигатели с низкой степенью байпаса (например, F404 , JT8D ) имеют регулируемые входные направляющие лопатки для направления воздуха на первую ступень ротора вентилятора. Это улучшает запас по помпажу вентилятора (см. Карту компрессора ).

• Соловьев Д-30, на котором установлены Микоян МиГ-31 , Ильюшин Ил-76 , Ильюшин Ил-62 М, Xian H-6 K, Xian Y-20

• Saturn AL-31, на котором установлены Су-30 , Сухой Су-27 , Chengdu J-10 , Shenyang J-11 , Shenyang J-15 , Shenyang J-16 , Chengdu J-20

• Williams F107, на котором установлена крылатая ракета Raytheon BGM-109 Tomahawk

• НПО Сатурн АЛ-55, который питает некоторые HAL HJT-36 Sitara

• Eurojet EJ200, на котором установлен истребитель Eurofighter Typhoon

• Ishikawajima-Harima F3, на котором установлен Kawasaki T-4

• GTRE GTX-35VS Kaveri, разработанный GTRE для HAL Tejas

Форсажный ТРДД [ править ]

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

В отличие от главного двигателя, где стехиометрическийтемпературы в камере сгорания должны быть снижены до того, как они достигнут турбины, камера дожигания при максимальной заправке топливом предназначена для получения стехиометрических температур на входе в сопло, около 2100 K (3800 ° R; 3300 ° F; 1800 ° C). При фиксированном общем применяемом соотношении топливо: воздух общий расход топлива для данного воздушного потока вентилятора будет одинаковым, независимо от удельной тяги двигателя в сухом состоянии. Однако турбовентилятор с высокой удельной тягой, по определению, будет иметь более высокий коэффициент давления в сопле, что приведет к более высокой чистой тяге дожигания и, следовательно, к более низкому удельному расходу топлива дожигания (SFC). Однако двигатели с большой удельной тягой имеют высокое сухое SFC. Ситуация обратная для ТРДД с дожиганием средней удельной тяги: т. Е. С плохим SFC дожигания / хорошим сухим SFC.Первый двигатель подходит для боевого самолета, который должен оставаться в форсажном бою в течение довольно длительного периода, но должен вести бой только в непосредственной близости от аэродрома (например, при трансграничных перестрелках). Последний двигатель лучше подходит для самолета, который должен пролететь какое-то расстояние или долго зависать перед тем, как вступить в бой. Однако пилот может позволить себе оставаться в режиме дожигания только в течение короткого периода, прежде чем запасы топлива самолета станут опасно низкими.

Первым серийным турбовентиляторным двигателем с форсажным двигателем был Pratt & Whitney TF30 , который первоначально устанавливал на F-111 Aardvark и F-14 Tomcat . Текущие военные турбовентиляторные двигатели с малым байпасом включают Pratt & Whitney F119 , Eurojet EJ200 , General Electric F110 , Klimov RD-33 и Saturn AL-31 , каждый из которых имеет смешанный выхлоп, форсажную камеру и форсунку с регулируемой площадью сечения.

Двухконтурный ТРДД [ править ]

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

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

Сердечник (или газогенератор) двигателя должен генерировать достаточно мощности для приведения в действие вентилятора при его расчетном расходе и соотношении давлений. Усовершенствования в технологии охлаждения турбины / материалов позволяют повысить температуру на входе в ротор турбины (HP), что позволяет уменьшить (и легче) сердечник и (потенциально) улучшить тепловой КПД сердечника. Уменьшение массового расхода в сердечнике ведет к увеличению нагрузки на турбину низкого давления, поэтому этому блоку могут потребоваться дополнительные ступени для снижения средней нагрузки ступени и для поддержания эффективности турбины низкого давления. Уменьшение основного потока также увеличивает коэффициент байпаса. Коэффициенты байпаса более 5: 1 становятся все более распространенными; Pratt & Whitney PW1000G , который вступил в коммерческую эксплуатацию в 2016 году, достигает 12,5: 1.

Дальнейшее улучшение теплового КПД активной зоны может быть достигнуто за счет увеличения общего перепада давлений в активной зоне. Улучшенная аэродинамика лопастей снижает количество требуемых дополнительных ступеней компрессора. Изменяемая геометрия (т. Е. Статоры ) позволяет компрессорам с высокой степенью давления работать без скачков давления при всех настройках дроссельной заслонки.

Первый (экспериментальный) ТРДД с высокой степенью байпаса был построен и запущен 13 февраля 1964 года компанией AVCO-Lycoming . ^{[27] [28]} Вскоре после этого General Electric TF39 стал первой серийной моделью, разработанной для военно-транспортного самолета Lockheed C-5 Galaxy . ^[13] Гражданский двигатель General Electric CF6 использовал производную конструкцию. Другими турбовентиляторными двигателями с высокой степенью байпаса являются Pratt & Whitney JT9D , трехвальный Rolls-Royce RB211 и CFM International CFM56 ; также меньший TF34 . Более современные крупные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью байпаса включают:Pratt & Whitney PW4000 , трехвальный Rolls-Royce Trent , General Electric GE90 / GEnx и GP7000 , производимые GE и P&W совместно.

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

Турбореактивные двигатели на двухмоторных авиалайнерах еще более мощны, чтобы справиться с потерей одного двигателя во время взлета, что снижает чистую тягу самолета более чем наполовину (отказавший двигатель с большим байпасом создает большое сопротивление, что означает отрицательную чистую тягу, в то время как у другого двигателя по-прежнему 100% полезная тяга. В результате суммарная полезная тяга обоих двигателей значительно меньше 50%). Современные двухмоторные авиалайнеры обычно очень круто набирают высоту сразу после взлета. Если один двигатель выходит из строя, набор высоты будет намного меньше, но его будет достаточно, чтобы преодолеть препятствия на траектории полета.

Технология двигателей Советского Союза была менее развита, чем у Запада, и его первый широкофюзеляжный самолет, Ильюшин Ил-86 , был оснащен двигателями с малой двухконтурностью. Яковлев Як-42 , средняя дальность, сзади двигатель самолета вместимости до 120 пассажиров, введенных в 1980 году, был первый советским самолетом , чтобы использовать высокие двухконтурные двигатели.

• PowerJet SaM146, на котором установлен Sukhoi Superjet 100

• General Electric CF6, на котором установлены Airbus A300 , Boeing 747 , Douglas DC-10 и другие самолеты.

• Rolls-Royce Trent 900 , приводящий в движение Airbus A380

• Pratt & Whitney PW4000 , приводящий в действие Boeing 777 , MD-11 и A330

• CFM56 который питает Boeing 737 , то Airbus A320 и другие летательные аппараты

• ТРДД Engine Alliance GP7000 для Airbus A380

• Авиадвигатель ПС-90, на котором установлены Ильюшин Ил-96 , Туполев Ту-204 , Ильюшин Ил-76

• Lycoming ALF 502, на котором установлен British Aerospace 146

• Авиадвигатель ПД-14, который будет использоваться на Иркут МС-21

• Трехвальный Прогресс Д-436

• Трент 1000 на базе Boeing 787

• GE90 на базе самого мощного авиадвигателя Boeing 777

Конфигурации турбовентиляторных двигателей [ править ]

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

Основным элементом турбовентиляторного двигателя является золотник , представляющий собой единую комбинацию вентилятора / компрессора, турбины и вала, вращающихся с одной скоростью. Для заданного перепада давлений запас по помпажу можно увеличить двумя разными расчетными путями:

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

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

Одновальный ТРДД [ править ]

Одновальный турбовентилятор, хотя и далеко не самый распространенный, представляет собой, вероятно, самую простую конфигурацию, состоящую из вентилятора и компрессора высокого давления, приводимых в действие одной турбиной, и все они находятся на одной катушке. Snecma М53 , который питает Дассо Мираж 2000 истребителей, представляет собой пример одного вала турбовентиляторных. Несмотря на простоту конфигурации турбомашин, M53 требует смесителя с регулируемой площадью для облегчения работы с частичным дросселем.

Кормовой ТРДД [ править ]

Один из первых турбореактивных двигателей был производным от турбореактивного двигателя General Electric J79 , известного как CJ805-23 , который имел интегрированный задний вентилятор / турбинный блок низкого давления (LP), расположенный в выхлопной трубе турбореактивного двигателя. Горячий газ из выхлопа турбореактивной турбины расширялся через турбину низкого давления, при этом лопасти вентилятора являются радиальным продолжением лопаток турбины. Эта конфигурация с задним вентилятором была позже использована в демонстраторе General Electric GE36 UDF (проп-вентилятор) в начале 80-х годов. Одной из проблем с конфигурацией заднего вентилятора была утечка горячего газа от турбины низкого давления к вентилятору. ^[30]

Базовая двухкатушечная [ править ]

Многие турбовентиляторные двигатели имеют, по крайней мере, базовую конфигурацию с двумя золотниками, в которой вентилятор работает на отдельном золотнике низкого давления (LP), работающем концентрично с компрессором или золотником высокого давления (HP); золотник низкого давления работает с меньшей угловой скоростью , тогда как золотник высокого давления вращается быстрее, и его компрессор дополнительно сжимает часть воздуха для сгорания. ^{[ Править ]} BR710 является типичным для этой конфигурации. При меньших размерах тяги вместо полностью осевых лопастей конфигурация компрессора ВД может быть аксиально-центробежной (например, CFE CFE738 ), двухцентробежной или даже диагональной / центробежной (например, Pratt & Whitney Canada PW600 ).

Усиленная двухшпуля [ править ]

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

Трехшпуля [ править ]

Компания Rolls-Royce выбрала трехступенчатую конфигурацию для своих больших гражданских турбовентиляторных двигателей (например, семейств RB211 и Trent ), где Т-ступени усиленной двухкатушечной конфигурации разделены на отдельную золотниковую катушку промежуточного давления (IP), приводимую в движение ее собственная турбина. Первым трехконтурным двигателем был более ранний Rolls-Royce RB.203 Trent 1967 года выпуска.

Garrett ATF3 , запитки Dassault Falcon 20 бизнес - джета, имеет необычную компоновку три катушки с кормовой катушки не концентрической с двумя другими.

КБ Ивченко выбрало для своего двигателя Лотарев Д-36 ту же конфигурацию, что и Rolls-Royce, за ним последовали Лотарев / Прогресс Д-18Т и Прогресс Д-436 .

Turbo-Союз RB199 военный ТРДД также имеет конфигурацию , три-катушки, как и военный Кузнецов НК-25 и НК-321 .

Вентилятор с редуктором [ править ]

По мере увеличения коэффициента байпаса скорость конца лопасти вентилятора увеличивается относительно скорости лопасти LPT. Это снизит скорость лопастей LPT, что потребует большего количества ступеней турбины для извлечения энергии, достаточной для вращения вентилятора. Использование (планетарного) редуктора с подходящим передаточным числом между валом низкого давления и вентилятором позволяет как вентилятору, так и турбине низкого давления работать на своих оптимальных скоростях. Примерами такой конфигурации являются давно зарекомендовавшие себя Garrett TFE731 , Honeywell ALF 502/507 и недавний Pratt & Whitney PW1000G .

Военные турбовентиляторы [ править ]

Большинство описанных выше конфигураций используются в гражданских ТРДД, тогда как современные ТРДД военного назначения (например, Snecma M88 ) обычно являются базовыми двухконтурными .

Турбина высокого давления [ править ]

Большинство турбовентиляторных двигателей гражданского назначения используют высокоэффективную двухступенчатую турбину высокого давления для привода компрессора высокого давления. CFM International CFM56 использует альтернативный подход: одноступенчатый, высокую единицу работы. Хотя этот подход, вероятно, менее эффективен, он позволяет сэкономить на охлаждающем воздухе, весе и стоимости.

В сериях 3-золотниковых двигателей RB211 и Trent степень сжатия компрессора высокого давления невысока, поэтому требуется только одна ступень турбины высокого давления. Современные военные турбовентиляторные двигатели также обычно используют одну ступень турбины высокого давления и скромный компрессор высокого давления.

Турбина низкого давления [ править ]

Современные гражданские турбовентиляторные двигатели имеют многоступенчатые турбины низкого давления (от 3 до 7). Количество требуемых ступеней зависит от коэффициента двухконтурного цикла двигателя и наддува (на двухзолотных форсунках). Вентилятор с редуктором может уменьшить количество требуемых ступеней LPT в некоторых приложениях. ^[31] Из-за гораздо более низких коэффициентов байпаса для турбовентиляторных двигателей военного назначения требуется только одна или две ступени турбины низкого давления.

Общая производительность [ править ]

Улучшения цикла [ править ]

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

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

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

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

Рост тяги [ править ]

Рост тяги достигается за счет увеличения мощности ядра . Доступны два основных маршрута:

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

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

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

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

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

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

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

Техническое обсуждение [ править ]

1. Удельная тяга (полезная тяга / расход всасываемого воздуха) является важным параметром для ТРДД и реактивных двигателей в целом. Представьте себе вентилятор (приводимый в движение электродвигателем подходящего размера), работающий в трубе, которая соединена с выталкивающим соплом. Совершенно очевидно, что чем выше коэффициент давления вентилятора (давление нагнетания вентилятора / давление на входе вентилятора), тем выше скорость струи и соответствующая удельная тяга. Теперь представьте, что мы заменяем эту установку эквивалентным турбовентилятором с таким же потоком воздуха и той же степенью давления вентилятора. Очевидно, что сердцевина турбовентиляторного двигателя должна производить достаточную мощность для приведения в действие вентилятора через турбину низкого давления (НД). Если мы выберем для газогенератора низкую температуру на входе в турбину (HP), поток воздуха в сердечнике должен быть относительно высоким для компенсации. Соответственно, соответствующий коэффициент байпаса относительно невелик.Если мы повысим температуру на входе в турбину, поток воздуха в сердечнике может быть меньше, что приведет к увеличению степени байпаса. Повышение температуры на входе в турбину приводит к увеличению теплового КПД и, следовательно, к повышению эффективности использования топлива.
2. Естественно, с увеличением высоты уменьшается плотность воздуха и, следовательно, чистая тяга двигателя. Существует также эффект скорости полета, называемый кратностью падения тяги. Снова рассмотрим приближенное уравнение чистой тяги:

   ${\displaystyle F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a})}$

   
   С двигателем с высокой удельной тягой (например, истребитель) скорость реактивной струи относительно высока, поэтому интуитивно можно увидеть, что увеличение скорости полета оказывает меньшее влияние на чистую тягу, чем двигатель со средней удельной тягой (например, учебно-тренировочный), где скорость струи ниже. Влияние кратковременного снижения тяги на двигатель с малой удельной тягой (например, гражданский) оказывается еще более серьезным. На высоких скоростях полета двигатели с высокой удельной тягой могут набирать чистую тягу за счет подъема поршня во впускном патрубке, но этот эффект имеет тенденцию уменьшаться на сверхзвуковых скоростях из-за потерь на ударных волнах.
3. Увеличение тяги на гражданских турбовентиляторных двигателях обычно достигается за счет увеличения воздушного потока вентилятора, что предотвращает слишком высокий уровень шума от струи. Однако больший воздушный поток вентилятора требует большей мощности от сердечника. Это может быть достигнуто за счет увеличения общего отношения давлений (давление на входе в камеру сгорания / давление на выходе из камеры сгорания) для увеличения потока воздуха в активную зону и за счет увеличения температуры на входе в турбину. Вместе эти параметры имеют тенденцию увеличивать тепловой КПД активной зоны и улучшать топливную эффективность.
4. Некоторые гражданские турбовентиляторные двигатели с высокой степенью байпасирования используют сопло с очень малой площадью (менее 1,01), сходящееся-расходящееся, на байпасном (или смешанном выхлопном) потоке для управления рабочей линией вентилятора. Сопло действует так, как будто оно имеет изменяемую геометрию. На малых скоростях полета сопло не засорено (меньше числа Маха, равного единице), поэтому выхлопной газ ускоряется по мере приближения к горловине, а затем немного замедляется по мере достижения расширяющейся части. Следовательно, область выхода сопла управляет согласованием вентилятора и, будучи больше горловины, немного отводит рабочую линию вентилятора от помпажа. На более высоких скоростях полета подъем плунжера во впускном отверстии увеличивает степень сжатия сопла до точки, в которой горловина закупоривается (M = 1,0). В этих условиях область горла определяет соответствие вентилятора и, будучи меньшим, чем выходное отверстие,слегка подталкивает рабочую линию вентилятора к помпажу. Это не проблема, поскольку запас по помпажу вентилятора намного выше на высоких скоростях полета.
5. Нестандартное поведение турбовентиляторных двигателей показано на карте компрессора и турбины .
6. Поскольку современные турбовентиляторные двигатели гражданского назначения работают с низкой удельной тягой, им требуется только одна ступень вентилятора для достижения требуемого соотношения давлений вентилятора. Желаемый общий коэффициент давлений для цикла двигателя обычно достигается за счет нескольких осевых ступеней сжатия сердечника. Rolls-Royce имеет тенденцию разделять сжатие сердечника на две части с промежуточным давлением (IP), нагнетающим компрессор высокого давления, причем оба блока приводятся в движение одноступенчатыми турбинами, установленными на отдельных валах. Следовательно, компрессор высокого давления должен развивать только умеренный перепад давлений (например, ~ 4,5: 1). Гражданские двигатели США используют гораздо более высокие отношения давления компрессора HP (например, ~ 23: 1 на General Electric GE90.) и, как правило, приводится в действие двухступенчатой ​​турбиной высокого давления. Даже в этом случае обычно имеется несколько осевых ступеней IP, установленных на валу LP за вентилятором, чтобы дополнительно нагнетать систему сжатия сердечника. Гражданские двигатели имеют многоступенчатые турбины низкого давления, количество ступеней определяется степенью двухконтурности, степенью сжатия на валу низкого давления и скоростью вращения лопаток турбины низкого давления.
7. Поскольку военные двигатели обычно должны иметь возможность очень быстро летать на уровне моря, предел температуры нагнетания компрессора высокого давления достигается при довольно скромном проектном общем соотношении давлений по сравнению с таковым у гражданского двигателя. Кроме того, степень сжатия вентилятора относительно высока для достижения удельной тяги от средней до высокой. Следовательно, современные турбовентиляторные двигатели военного назначения обычно имеют только 5 или 6 ступеней компрессора и требуют только одноступенчатой ​​турбины высокого давления. Военные турбовентиляторные двигатели с низкой степенью двухконтурности обычно имеют одну ступень турбины низкого давления, но для двигателей с более высокой степенью двухконтурности требуется две ступени. Теоретически, добавляя ступени компрессора IP, современный турбовентиляторный компрессор высокого давления военного назначения можно было бы использовать в гражданской производной турбовентиляторного двигателя, но сердечник будет иметь тенденцию быть слишком маленьким для применений с высокой тягой.

Ранние турбовентиляторные двигатели [ править ]

Ранние турбореактивные двигатели были не очень экономичными, поскольку их общая степень сжатия и температура на входе в турбину были сильно ограничены технологией, доступной в то время.

Первым турбовентиляторным двигателем, который эксплуатировался только на испытательном стенде, был немецкий Daimler-Benz DB 670 , получивший обозначение 109-007 нацистским министерством авиации , с датой первого запуска 27 мая 1943 года после испытаний двигателя. турбомашинное оборудование с использованием электродвигателя, которое было предпринято 1 апреля 1943 года. ^[32] Разработка двигателя была прекращена, а проблемы остались нерешенными, поскольку военное положение Германии ухудшилось.

Позже, в 1943 году, на британской земле был испытан ТРДД Metrovick F.3 ^[33] , в котором в качестве газогенератора использовался турбореактивный двигатель Metrovick F.2 с выхлопом, выводимым в моноблочный задний вентиляторный модуль, включающий вращающуюся в противоположную сторону турбину низкого давления. система, приводящая в движение два соосных вентилятора, вращающихся в противоположных направлениях. ^[34]

Улучшенные материалы, а также введение близнецов компрессоров, такие как в Бристоле Olympus , ^[35] и Pratt & Уитня JT3C двигателей, увеличение общего отношения давлений и , таким образом термодинамическую эффективность двигателей. У них также была низкая тяговая эффективность, потому что чистые турбореактивные двигатели имеют высокую удельную тягу / высокую скорость выхлопа, что лучше подходит для сверхзвукового полета.

Первоначальные турбовентиляторные двигатели с малым байпасом были разработаны для повышения эффективности тяги за счет снижения скорости выхлопа до значения, близкого к значению самолета. Rolls-Royce Conway , первый в мире производство ТРДД, имел степень двухконтурности 0,3, похожую на современный General Electric F404 истребителя двигатель. Гражданские турбовентиляторные двигатели 1960-х годов, такие как Pratt & Whitney JT8D и Rolls-Royce Spey , имели коэффициент двухконтурности, близкий к 1, и были аналогичны своим военным эквивалентам.

Первым советским авиалайнером с турбовентиляторными двигателями стал Туполев Ту-124, выпущенный в 1962 году. Он использовал Соловьев Д-20 . ^{[36] В} период с 1960 по 1965 год для Аэрофлота и других авиакомпаний Восточного блока было произведено 164 самолета , некоторые из них эксплуатировались до начала 1990-х годов.

Первым ТРДД General Electric был кормовой вентилятор CJ805-23 , созданный на базе турбореактивного двигателя CJ805-3. За ним последовал двигатель General Electric CF700 с кормовым вентилятором и коэффициентом двухконтурности 2,0. Он был заимствован из турбореактивного двигателя General Electric J85 / CJ610 2850 фунтов силы (12700 Н) для более крупной модели Rockwell Sabreliner 75/80, а также Dassault Falcon 20 с увеличением тяги примерно на 50% до 4200 фунтов силы (19000 фунтов). N). CF700 стал первым маломощным турбовентиляторным двигателем, сертифицированным Федеральным управлением гражданской авиации.(FAA). Одно время в мире эксплуатировалось более 400 самолетов CF700 с базой опыта более 10 миллионов часов эксплуатации. Турбореактивный двигатель CF700 также использовался для обучения летящих на Луну астронавтов в рамках проекта «Аполлон» в качестве силовой установки для лунной исследовательской машины .

Улучшения [ править ]

Аэродинамическое моделирование [ править ]

Аэродинамика - это сочетание дозвукового , околозвукового и сверхзвукового воздушного потока на одной лопасти вентилятора / газового компрессора в современном турбовентиляторном двигателе. Воздушный поток, проходящий мимо лопастей, должен поддерживаться в близких угловых пределах, чтобы воздух проходил против возрастающего давления. В противном случае воздух выйдет из воздухозаборника. ^[37]

Полный Authority Digital Control Engine (FADEC) требует точных данных для управления двигателем. Критическая температура на входе в турбину (TIT) является слишком суровой окружающей средой: 1700 ° C (3100 ° F) и 17 бар (250 фунтов на кв. Дюйм) для надежных датчиков . Следовательно, во время разработки нового типа двигателя устанавливается связь между более легко измеряемой температурой, такой как температура выхлопных газов, и TIT. Затем используется мониторинг температуры выхлопных газов, чтобы убедиться, что двигатель не слишком горячий. ^[37]

Технология лезвий [ править ]

Лопатка турбины весом 100 г (3,5 унции) подвергается воздействию 1700 ° C (3100 ° F), давления 17 бар (250 фунтов на квадратный дюйм) и центробежной силы 40 кН (9000 фунтов силы), что значительно выше точки пластической деформации и даже выше. температура плавления . Экзотические сплавы , сложные схемы воздушного охлаждения и особая механическая конструкция необходимы, чтобы удерживать физические нагрузки в пределах прочности материала. Вращающиеся уплотнения должны выдерживать суровые условия в течение 10 лет, 20 000 операций и вращение от 10 до 20 000 об / мин. ^[37]

Высокотемпературные характеристики лопастей вентилятора улучшились благодаря усовершенствованию процесса производства отливок, конструкции охлаждения, термобарьерных покрытий и сплавов . Что касается цикла, температура на входе в турбину высокого давления менее важна, чем температура на входе в ротор (RIT), после падения температуры на ее статоре. Хотя современные двигатели имеют пиковые RIT порядка 1560 ° C (2840 ° F), такие температуры наблюдаются только в течение короткого времени во время взлета на гражданских двигателях.

Первоначально для изготовления лопастей вентилятора использовались стандартные поликристаллические металлы, но достижения в области материаловедения позволили изготавливать лопасти из выровненных металлических кристаллов, а в последнее время монокристаллы могут работать при более высоких температурах с меньшими искажениями. Эти сплавы и никель основанных суперсплавы используются в лопатках турбины HP в большинстве современных реактивных двигателей.

Вход в турбину высокого давления охлаждается ниже точки плавления воздухом, отводимым из компрессора, минуя камеру сгорания и попадая в полую лопатку или лопасть. ^[38] После сбора тепла охлаждающий воздух сбрасывается в основной газовый поток, а последующие ступени не охлаждают, если местные температуры достаточно низкие.

Лопасти вентилятора [ править ]

Лопасти вентилятора росли по мере того, как становились все больше реактивных двигателей: каждая лопасть вентилятора перевозит эквивалент девяти двухэтажных автобусов и каждую секунду поглощает объем корта для игры в сквош . Достижения в области моделирования вычислительной гидродинамики (CFD) позволили создать сложные трехмерные изогнутые формы с очень широкой хордой , сохранив возможности вентилятора при минимальном количестве лопастей для снижения затрат. Так совпало, что коэффициент байпаса увеличился для достижения более высокого КПД, а диаметр вентилятора увеличился. ^[39]

Компания Rolls-Royce впервые применила полые титановые лопасти вентилятора с широкой хордой в 1980-х годах для обеспечения аэродинамической эффективности и устойчивости к повреждениям посторонними предметами в модели RB211, а затем в модели Trent . GE Aviation представила лопасти вентилятора из композитного углеродного волокна на GE90 в 1995 году, которые сегодня производятся с использованием процесса наложения ленты из углеродного волокна . Партнер GE Safran разработал технологию трехмерного плетения с использованием композитных материалов Albany для двигателей CFM56 и CFM LEAP . ^[39]

Будущий прогресс [ править ]

Сердечники двигателя сжимаются, поскольку они работают при более высоких степенях давления и становятся более эффективными, и становятся меньше по сравнению с вентилятором при увеличении степени байпаса. На выходе из компрессора высокого давления поддерживать зазоры между вершинами лопаток труднее, если высота лопаток составляет 13 мм (0,5 дюйма) или меньше, изгиб каркаса дополнительно влияет на контроль зазора, поскольку сердечник пропорционально длиннее и тоньше, а вентилятор работает при низком давлении. приводной вал турбины находится в ограниченном пространстве внутри активной зоны. ^[40]

От Pratt & Whitney, вице-президент по технологиям и окружающей среде Алан Эпштейн: «За всю историю коммерческой авиации мы перешли с 20% до 40% [крейсерская эффективность], и в сообществе разработчиков двигателей существует консенсус, что мы, вероятно, сможем достичь 60%» . ^[41]

Турбореактивные двигатели с редуктором и дальнейшее снижение степени сжатия вентилятора будут продолжать улучшать тяговую эффективность . Вторая фаза программы непрерывного снижения энергии, выбросов и шума (CLEEN) FAA нацелена на снижение расхода топлива на 33%, выбросов на 60% и шума EPNdb на 32 дБ в конце 2020-х годов по сравнению с последними достижениями 2000-х годов. Летом 2017 года в исследовательском центре NASA Glenn Research Center в Кливленде, штат Огайо , Пратт завершил испытания вентилятора с очень низким коэффициентом давления на PW1000G , напоминающего открытый ротор с меньшим количеством лопастей, чем у PW1000G 20. ^[41]

Вес и размер гондолы могут быть уменьшены за счет короткого входного отверстия воздуховода, что создает более высокие аэродинамические поворотные нагрузки на лопасти и оставляет меньше места для звукоизоляции, но вентилятор с более низкой степенью давления работает медленнее. В 2019 году компания UTC Aerospace Systems Aerostructures проведет полномасштабные наземные испытания своей интегрированной двигательной установки с низким лобовым сопротивлением и реверсором тяги , улучшающим сжигание топлива на 1% и снижающим уровень шума на 2,5-3 EPNдБ. ^[41]

Safran, вероятно, сможет обеспечить еще 10–15% топливной эффективности к середине 2020-х годов, прежде чем достигнет асимптоты , а затем ей придется совершить прорыв: увеличить коэффициент байпаса до 35: 1 вместо 11: 1 для CFM LEAP , он демонстрирует противовращающийся вентилятор с открытым ротором (пропфан) в Истре, Франция , в рамках европейской технологической программы « Чистое небо ». Успехи в моделировании и высокая удельная прочностьматериалы могут помочь ему добиться успеха там, где предыдущие попытки потерпели неудачу. Когда уровень шума будет в пределах текущих стандартов и аналогичен двигателю Leap, будет доступно снижение расхода топлива на 15%, и для этого Safran испытывает свои средства управления, вибрацию и работу, в то время как интеграция планера все еще остается сложной задачей. ^[41]

Для GE Aviation , то плотность энергии реактивного топлива по- прежнему максимизирует уравнение диапазона Breguet и более высокие сердечник отношения давлений, соотношение вентиляторов ниже давление, бухты с низкими потерями и более легкие конструкции может дополнительно улучшить тепловую, передачу и пропульсивную эффективность. Под ВВС США «ы адаптивной программы Engine Transition , адаптивные термодинамические циклы будут использоваться для реактивных истребителей шестого поколения , на основе модифицированного цикла Брайтона и постоянный объем сгорании. Аддитивное производство в усовершенствованном турбовинтовом двигателе снизит вес на 5% и расход топлива на 20%.^[41]

Вращающиеся и статические детали из композитного материала с керамической матрицей (CMC) работают на 500 ° F (260 ° C) горячее, чем металл, и составляют одну треть своего веса. С $ 21,9 миллиона от научно - исследовательской лаборатории ВВС США , GE инвестируются $ 200 млн в учреждении CMC в Хантсвилле, штат Алабама , в дополнении к Эшвиллу, Северная Каролина сайта, массового производству карбида кремния матрица с кремнием карбидом волокнами в 2018. КЦА будет к середине 2020-х годов будет использоваться в десять раз больше: для CFM LEAP требуется 18 кожухов турбины CMC на двигатель, а GE9X будет использовать их в камере сгорания и для сопел турбин мощностью 42 л.с. ^[41]

Компания Rolls-Royce Plc нацелена на создание сердечника с соотношением давлений 60: 1 для Ultrafan 2020-х годов и начала наземные испытания своей шестерни мощностью 100 000 л.с. (75 000 кВт) на 100 000 фунтов силы (440 кН) и с байпасным соотношением 15: 1. Почти стехиометрическая температура на входе в турбину приближается к теоретическому пределу, и ее влияние на выбросы должно быть сбалансировано с экологическими показателями. Открытые роторы, вентиляторы с более низким коэффициентом давления и потенциально распределенная силовая установка предоставляют больше возможностей для повышения эффективности тяги. Экзотические циклы, теплообменники и сгорание с увеличением давления / постоянным объемом могут улучшить термодинамическую эффективность . Аддитивное производство может способствовать развитию промежуточных охладителей ирекуператоры . Более тесная интеграция планера и гибридные или электрические самолеты могут быть объединены с газовыми турбинами. ^[41]

Двигатели Текущие Rolls-Royce имеют пропульсивной эффективность 72-82% и тепловой КПД 42-49% для 0.63-0.49 фунт / фунт / ч (64,000-50,000 г / кН / ч) TSFC на Маха 0,8, и стремиться к теоретическому пределу 95% для пропульсивного КПД с открытым ротором и 60% для теплового КПД при стехиометрической температуре на входе в турбину и общем соотношении давлений 80: 1 для TSFC 0,35 фунт / фунт-сила / ч (36 000 г / кН / ч) ^[42]

Как прорезывания зубов проблема не может не отображаться до нескольких тысяч часов, последние Турбовентиляторных технические проблемы срывать авиалинии операции и производитель поставку в то время как темпы производства резко возрастают. Треснувшие лопасти Trent 1000 заземлили почти 50 Boeing 787 и снизили ETOPS до 2,3 часов с 5,5, что обошлось Rolls-Royce plc почти в 950 миллионов долларов. Из -за изломов уплотнения с режущей кромкой PW1000G компания Pratt & Whitney сильно отстала в поставках, в результате чего около 100 безмоторных самолетов A320neo ждут своих силовых установок. CFM LEAPВведение было более плавным, но керамическое композитное покрытие турбины HP было преждевременно потеряно, что потребовало новой конструкции, в результате чего 60 двигателей A320neo были сняты для модификации, поскольку поставки задерживаются до шести недель. ^[43]

По оценкам Safran, на широкофюзеляжных самолетах можно сэкономить 5-10% топлива за счет снижения потребляемой мощности гидравлических систем, в то время как переход на электрическую мощность может сэкономить 30% веса, как это было сделано на Boeing 787 , в то время как Rolls-Royce plc надеется на более высокую до 5%. ^[44]

Производители [ править ]

На рынке турбовентиляторных двигателей доминируют General Electric , Rolls-Royce plc и Pratt & Whitney в порядке их доли на рынке. General Electric и французская SNECMA имеют совместное предприятие CFM International . У Pratt & Whitney также есть совместное предприятие International Aero Engines с японской Aero Engine Corporation и MTU Aero Engines из Германии, специализирующееся на двигателях для семейства Airbus A320 . Pratt & Whitney и General Electric имеют совместное предприятие Engine Alliance, продающее ряд двигателей для самолетов, таких как Airbus A380 .

Для авиалайнеров и грузовых самолетов , в-службе флота в 2016 году 60000 двигателей и должны вырасти до 103000 в 2035 году с 86,500 поставок согласно Flight Global . Большинство из них будут двигателями средней тяги для узкофюзеляжных самолетов, их будет поставлено 54 000 единиц при росте парка с 28 500 до 61 000 единиц. Двигатели большой тяги для широкофюзеляжных самолетов , которые в стоимостном выражении составляют 40–45% рынка, вырастут с 12 700 до более 21 000 при 18 500 поставках. Парк региональных реактивных двигателей мощностью менее 20 000 фунтов (89 кН) вырастет с 7 500 до 9 000, а парк турбовинтовых двигателей для авиалайнеров увеличится с 9 400 до 10 200. Доля рынка производителейдолжна возглавить CFM с 44%, за ней следует Pratt & Whitney с 29%, а затем Rolls-Royce и General Electric с 10% каждая. ^[45]

Коммерческие турбовентиляторные двигатели в производстве [ править ]

Реактивные двигатели с экстремальным байпасом [ править ]

В 1970-х годах компания Rolls-Royce / SNECMA провела испытания ТРДД M45SD-02, оснащенного лопастями вентилятора с регулируемым шагом, чтобы улучшить управляемость при сверхнизком коэффициенте давления вентилятора и обеспечить реверс тяги до нулевой скорости самолета. Двигатель предназначался для сверхтихих самолетов с взлетно-посадочной полосой, выполняющих полеты из аэропортов центра города.

Стремясь к повышению эффективности с увеличением скорости, была создана разработка турбовентиляторного и турбовинтового двигателя, известная как винтовой двигатель, который имел вентилятор без контура. Лопасти вентилятора расположены за пределами воздуховода, так что он выглядит как турбовинтовой с широкими лопастями, подобными сабле. И General Electric, и Pratt & Whitney / Allison продемонстрировали винтовые двигатели в 1980-х годах. Избыточный шум в салоне и относительно дешевое авиакеросин не позволили запустить двигатели. Прогресс Д-27 Винтовентилятор, разработанный в СССР, был единственным Винтовентилятор двигателя , оборудованный на серийных самолетах.

Терминология [ править ]

Форсаж

дополнительная камера сгорания непосредственно перед последним соплом (также называется повторным нагревом)

Аугментор

форсажная камера на ТРДД с малым байпасом.

Средняя загрузка сцены

постоянная × (дельта температуры) / [(скорость лезвия) × (скорость лезвия) × (количество ступеней)]

Обход

воздушный поток, который полностью обходит систему сжатия активной зоны, камеру сгорания и систему турбины

Коэффициент байпаса

перепускной воздушный поток / сжатие сердечника входной воздушный поток

Основной

турбомашин, обрабатывающий воздушный поток, проходящий через камеру сгорания.

Основная мощность

остаточная мощность на валу от идеального расширения турбины до давления окружающей среды после вычета мощности сжатия сердечника

Тепловой КПД ядра

мощность активной зоны / эквивалентная мощность потока топлива

Сухой

форсажная камера (если установлена) не горит

EGT

температура выхлопных газов

EPR

степень давления в двигателе

Поклонник

турбовентиляторный компрессор низкого давления

Степень давления вентилятора

общее давление на выходе вентилятора / общее давление на входе

Гибкая температура

использование искусственно завышенной кажущейся температуры воздуха для снижения износа двигателя

Генератор газа

ядро двигателя

Компрессор высокого давления

компрессор высокого давления (также HPC)

Турбина высокого давления

турбина высокого давления

Впускной плунжер

штраф, связанный с реактивными двигателями, забирающими воздух из атмосферы (у обычных ракетных двигателей этот термин сопротивления отсутствует, потому что окислитель перемещается вместе с транспортным средством)

IEPR

интегрированная степень сжатия двигателя

Компрессор IP

компрессор промежуточного давления (также IPC)

Турбина ПД

турбина промежуточного давления (также IPT)

Компрессор низкого давления

компрессор низкого давления (также LPC)

Турбина низкого давления

турбина низкого давления (также LPT)

Чистая тяга

общая полная тяга сопла - сопротивление впускного поршня (без учета сопротивления гондолы и т. д., это основная тяга, действующая на планер)

Общий коэффициент давления

общее давление на входе в камеру сгорания / общее давление на входе

Общая эффективность

тепловой КПД * пропульсивный КПД

Пропульсивная эффективность

тяговая мощность / скорость производства движущей кинетической энергии (максимальная тяговая эффективность достигается, когда скорость реактивной струи равна скорости полета, что подразумевает нулевую чистую тягу!)

Удельный расход топлива (SFC)

общий расход топлива / чистая тяга (пропорциональна скорости полета / общей тепловой эффективности)

Намотка вверх

разгон, отмеченный задержкой

Статическое давление

давление жидкости, связанное не с ее движением, а с ее состоянием ^[50]

Удельная тяга

чистая тяга / всасываемый воздушный поток

Тепловая эффективность

скорость производства движущей кинетической энергии / топливной энергии

Общий расход топлива

расход топлива в камере сгорания (плюс любая форсажная камера) (например, фунт / с или г / с)

Общее давление

статическое давление плюс термин кинетической энергии

Температура на входе в ротор турбины

абсолютная средняя температура газа на входе в ротор основной турбины (например, высокого давления)

См. Также [ править ]

• Реактивный двигатель
• Турбореактивный
• Турбовинтовой
• Турбовальный
• Пропфан
• Конструкция осевого вентилятора
• Двигатель с переменным циклом
• Характеристики реактивного двигателя
• Газовая турбина
• Отказ турбинного двигателя

Ссылки [ править ]

Внешние ссылки [ править ]

Викискладе есть медиафайлы по теме турбовентиляторных двигателей .

• Викиучебники: Реактивные двигатели
• Малкольм Гибсон (август 2011 г.). «Шевронное сопло: новый подход к снижению шума струи» (PDF) . НАСА Инновации в аэронавтике NASA / TM-2011-216987 .
• «Ежегодник двигателя» . UBM Aviation. 2012 г.
• «Коммерческие двигатели 2017» . Flight Global .
• Бьорн Ферм (14 апреля 2017 г.). «Уголок Бьорна: авиационные двигатели, подытожим» . Leeham Co . и предыдущие серии