Турбореактивный

Турбореактивный двигатель ( ТРД ) — это тип воздушно-реактивного двигателя , который широко используется в самолетных двигателях . Слово «турбореактивный двигатель» представляет собой комбинацию ссылок на технологию двигателей предыдущего поколения турбореактивного двигателя и дополнительную ступень вентилятора. Он состоит из газотурбинного двигателя , который получает механическую энергию от сгорания, ^[1] и канального вентилятора , который использует механическую энергию от газовой турбины, чтобы нагнетать воздух назад. Таким образом, в то время как весь воздух, забираемый турбореактивным двигателем, проходит через камеру сгорания и турбины, в турбовентиляторном двигателье часть этого воздуха обходит эти компоненты. Таким образом, турбовентиляторный двигатель можно рассматривать как турбореактивный двигатель, используемый для приведения в действие канального вентилятора, причем оба они вносят вклад в тягу .

Отношение массового расхода воздуха, обходящего ядро двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через ядро, называется степенью двухконтурности . Двигатель создает тягу за счет комбинации этих двух частей, работающих вместе. Двигатели, которые используют большую реактивную тягу по сравнению с тягой вентилятора, известны как турбовентиляторные двигатели с низким двухконтурием ; и наоборот, те, которые имеют значительно большую тягу вентилятора, чем реактивную тягу, известны как двигатели с высоким двухконтурием . Большинство используемых реактивных двигателей коммерческой авиации относятся к типу двигателей с высоким двухконтурием, ^[2]^[3], а большинство современных истребительных двигателей являются двигателями с низким двухконтурием. ^[4]^[5] Форсажные камеры используются на турбовентиляторных двигателях с низким двухконтурием со смешиванием двухконтурия и ядра перед форсажной камерой.

Современные турбовентиляторы имеют либо большой одноступенчатый вентилятор, либо меньший вентилятор с несколькими ступенями. Ранняя конфигурация объединяла турбину низкого давления и вентилятор в одном заднем блоке.

Принципы

Схема, иллюстрирующая установку современного двухвального турбовентиляторного двигателя в гондоле. Низковсасывающий контур окрашен в синий цвет, а высоковсасывающий контур — в оранжевый.

Турбореактивный двигатель был изобретен для улучшения расхода топлива турбореактивным двигателем. Он достигает этого, выталкивая больше воздуха, тем самым увеличивая массу и снижая скорость реактивной струи по сравнению с турбореактивным двигателем. Это делается механически, путем добавления вентилятора в канале, а не с помощью вязких сил. ^[6] Вакуумный эжектор используется вместе с вентилятором, как впервые задумал изобретатель Фрэнк Уиттл . ^[7]

Уиттл предвидел скорость полета в 500 миль в час в своем патенте Великобритании 471,368 от марта 1936 года «Усовершенствования, касающиеся движения самолетов», в котором он описывает принципы, лежащие в основе турбовентиляторного двигателя ^[8], хотя в то время он так и не назывался. Хотя турбореактивный двигатель использует газ из своего термодинамического цикла в качестве своего реактивного двигателя, для скоростей самолета ниже 500 миль в час есть два недостатка этой конструкции, которые устраняются турбовентиляторным двигателем.

Во-первых, энергия тратится впустую, так как реактивная струя движется назад намного быстрее, чем самолет движется вперед, оставляя очень быстрый след. Этот след содержит кинетическую энергию, которая отражает топливо, используемое для его создания, а не топливо, используемое для движения самолета вперед. Турбореактивный двигатель собирает эту потерянную скорость и использует ее для питания вентилятора с каналом, который нагнетает воздух в обходные каналы вокруг остальной части турбины. Это снижает скорость реактивной струи, одновременно толкая больше воздуха и, следовательно, большую массу.

Другим недостатком является то, что сгорание менее эффективно на более низких скоростях. Любое действие по снижению расхода топлива двигателем путем увеличения его степени сжатия или температуры турбины для достижения лучшего сгорания вызывает соответствующее увеличение давления и температуры в выпускном канале, что в свою очередь приводит к более высокой скорости газа из сопла двигателя (и более высокому КЭ и расходу топлива). Хотя двигатель будет использовать меньше топлива для создания фунта тяги, больше топлива тратится впустую в более быстрой реактивной струе. Другими словами, независимость тепловой и пропульсивной эффективности, как это существует в комбинации поршневого двигателя и пропеллера, которая предшествовала турбореактивному двигателю, теряется. ^[9] Напротив, Рот ^[10] считает восстановление этой независимости единственной наиболее важной особенностью турбовентиляторного двигателя, которая позволяет выбирать удельную тягу независимо от цикла газогенератора.

Рабочее вещество термодинамического цикла — это единственная масса, ускоряемая для создания тяги в турбореактивном двигателе, что является серьезным ограничением (высокий расход топлива) для скоростей самолета ниже сверхзвуковой. Для дозвуковых скоростей полета скорость реактивной струи должна быть снижена, поскольку за создание тяги приходится платить определенную цену. Энергия, необходимая для ускорения газа внутри двигателя (увеличение кинетической энергии), расходуется двумя способами: путем создания изменения импульса (т. е. силы) и следа, который является неизбежным следствием создания тяги воздушно-реактивным двигателем ^[11] (или пропеллером). Скорость следа и топливо, сжигаемое для ее создания, можно уменьшить, а требуемую тягу по-прежнему поддерживать за счет увеличения ускоряемой массы. Турбовентиляторный двигатель делает это путем передачи энергии, имеющейся внутри двигателя, от газогенератора к канальному вентилятору , который создает вторую, дополнительную массу ускоренного воздуха.

Передача энергии от сердечника к байпасному воздуху приводит к более низкому давлению и температуре газа, поступающего в сопло сердечника (более низкая скорость истечения), и более высокому давлению и температуре байпасного воздуха, поступающего в сопло вентилятора, создаваемому вентилятором. Количество передаваемой энергии зависит от того, насколько сильное повышение давления вентилятор рассчитан на создание (коэффициент давления вентилятора). Лучший обмен энергией (наименьший расход топлива) между двумя потоками и то, как сравниваются скорости струи, зависит от того, насколько эффективно происходит передача, что зависит от потерь в турбине вентилятора и вентиляторе. ^[12]

Поток вентилятора имеет более низкую скорость истечения, что дает гораздо большую тягу на единицу энергии (более низкая удельная тяга ). Оба воздушных потока вносят вклад в общую тягу двигателя. Дополнительный воздух для байпасного потока увеличивает сопротивление лобовой части в воздухозаборной трубе, но все еще есть значительное увеличение чистой тяги. Общая эффективная скорость истечения двух выхлопных струй может быть сделана ближе к нормальной скорости полета дозвукового самолета и приближается к идеальной эффективности Фруда . Турбореактивный двигатель разгоняет большую массу воздуха медленнее по сравнению с турбореактивным двигателем, который разгоняет меньшее количество быстрее, что является менее эффективным способом создания той же тяги (см. раздел эффективности ниже).

Отношение массового расхода воздуха, обходящего ядро двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через ядро, называется степенью двухконтурности . Двигатели с большей реактивной тягой относительно тяги вентилятора известны как турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурием , те, у которых тяга вентилятора значительно больше, чем реактивная тяга, известны как двигатели с большим двухконтурием . Большинство используемых реактивных двигателей коммерческой авиации являются двигателями с большим двухконтурием, ^[2]^[3], а большинство современных истребительных двигателей являются двигателями с малым двухконтурием. ^[4]^[5] Форсажные камеры используются на турбовентиляторных двигателях с малым двухконтурием на боевых самолетах.

Коэффициент байпаса

Коэффициент двухконтурности (КД) турбовентиляторного двигателя — это отношение массового расхода перепускного потока к массовому расходу, поступающему в активную зону. ^[13] Например, коэффициент двухконтурности 6 означает, что через перепускной канал проходит в 6 раз больше воздуха, чем через камеру сгорания.

Турбовентиляторные двигатели обычно описываются в терминах BPR, которые вместе с общим отношением давления, температурой на входе в турбину и отношением давления вентилятора являются важными параметрами проектирования. Кроме того, BPR указывается для турбовинтовых и бесканальных вентиляторных установок, поскольку их высокая пропульсивная эффективность дает им общие характеристики эффективности турбовентиляторных двигателей с очень высоким двухконтурным контуром. Это позволяет отображать их вместе с турбовентиляторными двигателями на графиках, которые показывают тенденции снижения удельного расхода топлива (SFC) с увеличением BPR. ^[14] BPR также может указываться для установок подъемного вентилятора , где поток воздуха вентилятора удален от двигателя и не проходит мимо его ядра.

Принимая во внимание постоянное ядро (т.е. фиксированное отношение давлений и температуру на входе в турбину), равные скорости струи в ядре и контуре и определенные условия полета (т.е. число Маха и высоту), расход топлива на фунт тяги (sfc) уменьшается с увеличением BPR. В то же время полная и чистая тяги увеличиваются, но на разную величину. ^[15] Существует значительный потенциал для снижения расхода топлива для того же цикла ядра за счет увеличения BPR. Это достигается из-за снижения фунтов тяги на фунт/сек воздушного потока (удельная тяга) и, как следствие, снижения потерь кинетической энергии в струях (увеличение пропульсивной эффективности). ^[16]

Если вся газовая мощность от газовой турбины преобразуется в кинетическую энергию в сопле, самолет лучше всего подходит для высоких сверхзвуковых скоростей. Если все это передается отдельной большой массе воздуха с низкой кинетической энергией, самолет лучше всего подходит для нулевой скорости (зависания). Для скоростей между ними газовая мощность делится между отдельным воздушным потоком и собственным потоком сопла газовой турбины в пропорции, которая обеспечивает требуемые характеристики самолета. Компромисс между массовым расходом и скоростью также наблюдается у винтов и роторов вертолетов путем сравнения нагрузки диска и нагрузки мощности. ^[17] Например, тот же вес вертолета может поддерживаться двигателем высокой мощности и ротором малого диаметра или, при меньшем расходе топлива, двигателем меньшей мощности и большим ротором с меньшей скоростью через ротор.

Байпас обычно относится к передаче мощности газа от газовой турбины к обходному потоку воздуха для снижения расхода топлива и шума реактивной струи. В качестве альтернативы может быть требование к двигателю с форсажной камерой, где единственным требованием к байпасу является обеспечение охлаждающего воздуха. Это устанавливает нижний предел для BPR, и эти двигатели были названы «протекающими» или турбореактивными двигателями с непрерывным отбором ^[18] (General Electric YJ-101 BPR 0,25) и турбореактивными двигателями с низким BPR ^[19] (Pratt & Whitney PW1120). Низкий BPR (0,2) также использовался для обеспечения запаса по помпажу , а также охлаждения форсажной камеры для Pratt & Whitney J58 . ^[20]

Эффективность

Пропеллерные двигатели наиболее эффективны для низких скоростей, турбореактивные двигатели для высоких скоростей, а турбовентиляторные двигатели между ними. Турбореактивные двигатели являются наиболее эффективными двигателями в диапазоне скоростей от 500 до 1000 км/ч (от 270 до 540 узлов; от 310 до 620 миль/ч), скорости, на которой функционирует большинство коммерческих самолетов. ^[21]^[22]

В турбореактивном (с нулевым байпасом) двигателе высокотемпературный и высоконапорный выхлопной газ ускоряется, когда он подвергается расширению через сопло и производит всю тягу. Компрессор поглощает механическую мощность, производимую турбиной. В конструкции с байпасом дополнительные турбины приводят в действие канальный вентилятор , который ускоряет воздух назад от передней части двигателя. В конструкции с высоким байпасом канальный вентилятор и сопло производят большую часть тяги. Турбореактивные двухконтурные двигатели в принципе тесно связаны с турбовинтовыми , поскольку оба передают часть газовой мощности газовой турбины, используя дополнительное оборудование, в поток байпаса, оставляя меньше для горячего сопла для преобразования в кинетическую энергию. Турбореактивные двухконтурные двигатели представляют собой промежуточную стадию между турбореактивными двигателями , которые получают всю свою тягу от выхлопных газов, и турбовинтовыми двигателями, которые получают минимальную тягу от выхлопных газов (обычно 10% или меньше). ^[23] Извлечение мощности на валу и передача ее в поток байпаса приводят к дополнительным потерям, которые с лихвой компенсируются улучшенной пропульсивной эффективностью. Турбовинтовой двигатель на своей лучшей скорости полета обеспечивает значительную экономию топлива по сравнению с турбореактивным двигателем, даже несмотря на то, что к малопотерьному соплу турбореактивного двигателя добавлены дополнительная турбина, редуктор и пропеллер. ^[24] Турбовентиляторный двигатель имеет дополнительные потери из-за большего количества ступеней/лопастей компрессора, вентилятора и перепускного канала. ^{[ необходимо разъяснение ]}

Эффективность Фруда, или пропульсивная эффективность, можно определить как:

$\eta _{f}={\frac {2}{1+{\frac {V_{j}}{V_{a}}}}}$

где:

$V j$ = эквивалентная тяге скорость реактивной струи
$V a$ = скорость самолета

Толкать

В то время как турбореактивный двигатель использует всю выходную мощность двигателя для создания тяги в виде горячей высокоскоростной струи выхлопных газов, холодный низкоскоростной воздух байпаса турбовентиляторного двигателя обеспечивает от 30% до 70% общей тяги, создаваемой турбовентиляторной системой. ^[25]

Тяга ( F _N ), создаваемая турбовентиляторным двигателем, зависит от эффективной скорости истечения всего выхлопа, как и в любом реактивном двигателе, но поскольку присутствуют две выхлопные струи, уравнение тяги можно разложить следующим образом: ^[26]

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

где:

$• м e$ = массовый расход горячего потока выхлопных газов из основного двигателя
$• м o$ = массовый расход общего потока воздуха, поступающего в турбовентилятор = $• м с + • м ф$
$• м c$ = массовый расход всасываемого воздуха, поступающего в основной двигатель
$• м f$ = массовый расход всасываемого воздуха, который обходит основной двигатель
$v f$ = скорость воздушного потока, обтекающего основной двигатель
$v he$ = скорость горячих выхлопных газов из основного двигателя
$v o$ = скорость полного воздухозаборника = истинная воздушная скорость самолета
$BPR$ = коэффициент байпаса

Насадки

Системы сопел холодного канала и основного канала относительно сложны из-за использования двух отдельных потоков выхлопных газов. В двигателях с высоким двухконтурием вентилятор расположен в коротком канале около передней части двигателя и обычно имеет сходящееся холодное сопло, при этом хвост канала образует сопло с низким отношением давления, которое при нормальных условиях будет задыхаться, создавая сверхзвуковые потоки вокруг основного канала ^{[ требуется ссылка ]} . Сопло основного канала более традиционно, но создает меньшую тягу и в зависимости от конструктивных решений, таких как соображения шума, может, вероятно, не задыхаться. ^[27] В двигателях с низким двухконтурием два потока могут объединяться в каналах и использовать общее сопло, которое может быть оснащено форсажной камерой.

Шум

Большая часть воздушного потока через турбовентиляторный двигатель с высокой степенью двухконтурности представляет собой низкоскоростной поток двухконтурности: даже в сочетании с выхлопом двигателя с гораздо более высокой скоростью средняя скорость выхлопа значительно ниже, чем в чистом турбореактивном двигателе. Шум турбореактивного двигателя — это преимущественно шум реактивной струи из-за высокой скорости выхлопа. Поэтому турбовентиляторные двигатели значительно тише чисто реактивных двигателей той же тяги, и шум реактивной струи больше не является преобладающим источником. ^[28] Шум турбовентиляторного двигателя распространяется как вверх по потоку через впускной патрубок, так и вниз по потоку через первичное сопло и канал двухконтурности. Другими источниками шума являются вентилятор, компрессор и турбина. ^[29]

Современные коммерческие самолеты используют двигатели с высокой степенью двухконтурности (HBPR) с раздельными потоками, без смешивания, с короткими выхлопными системами. Их шум обусловлен скоростью, температурой и давлением выхлопной струи, особенно в условиях высокой тяги, таких как те, которые требуются для взлета. Основным источником шума реактивной струи является турбулентное смешивание слоев сдвига в выхлопе двигателя. Эти слои сдвига содержат нестабильности, которые приводят к высокотурбулентным вихрям, которые генерируют колебания давления, ответственные за звук. Чтобы уменьшить шум, связанный с потоком реактивной струи, аэрокосмическая промышленность стремилась нарушить турбулентность слоя сдвига и уменьшить общий производимый шум. ^{[ необходима цитата ]}

Шум вентилятора может возникать из-за взаимодействия следов лопастей вентилятора с полем давления выходных лопаток статора вентилятора ниже по потоку. Его можно минимизировать за счет адекватного осевого расстояния между задней кромкой лопасти и входом статора. ^[30] На высоких оборотах двигателя, как при взлете, ударные волны от сверхзвуковых кончиков вентилятора из-за их неравной природы производят шум несогласованной природы, известный как шум «пилы». ^[31]^[32]

Все современные турбовентиляторные двигатели имеют акустические вкладыши в гондоле для гашения шума. Они простираются как можно дальше, чтобы покрыть наибольшую площадь поверхности. Акустические характеристики двигателя можно экспериментально оценить с помощью наземных испытаний ^[33] или на специальных экспериментальных испытательных стендах. ^[34]

В аэрокосмической промышленностиШевроны — это «пилообразные» узоры на задних кромках сопел некоторых реактивных двигателей ^[35] , которые используются для снижения шума . Форма кромок сглаживает смешивание горячего воздуха из ядра двигателя и более холодного воздуха, проходящего через вентилятор двигателя, что снижает турбулентность, создающую шум. ^[35] Шевроны были разработаны GE по контракту с NASA . ^[35]^[36] Некоторые известные примеры таких конструкций — Boeing 787 и Boeing 747-8 — на двигателях Rolls-Royce Trent 1000 и General Electric GEnx . ^[37]

История

Ранние турбореактивные двигатели были не очень экономичны, поскольку их общая степень повышения давления и температура на входе в турбину были серьезно ограничены технологиями и материалами, доступными в то время.

Первым турбовентиляторным двигателем, который был запущен только на испытательном стенде, был немецкий Daimler-Benz DB 670 , обозначенный 109-007 немецким RLM ( министерством авиации ), с датой первого запуска 27 мая 1943 года, после испытания турбомашины с использованием электродвигателя, которое было проведено 1 апреля 1943 года. ^[38] Разработка двигателя была прекращена из-за нерешенных проблем, поскольку военная ситуация для Германии ухудшилась.

Позже, в 1943 году, на британской земле прошли испытания турбовентиляторного двигателя Metrovick F.3 ^[39] , который использовал турбореактивный двигатель Metrovick F.2 в качестве газогенератора, а выхлопные газы выводились в тесно сцепленный модуль заднего вентилятора, включающий систему турбин низкого давления противоположного вращения, приводящую в движение два соосных вентилятора противоположного вращения. ^[40]

Улучшенные материалы и внедрение двойных компрессоров, таких как в двигателях Bristol Olympus [ ^41] и Pratt & Whitney JT3C , увеличили общую степень сжатия и, таким образом, термодинамическую эффективность двигателей. Они также имели низкую пропульсивную эффективность, поскольку чистые турбореактивные двигатели имеют высокую удельную тягу/высокую скорость выхлопа, что лучше подходит для сверхзвукового полета.

Первоначальные турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурием были разработаны для повышения эффективности тяги за счет снижения скорости истечения до значения, более близкого к самолетному. Rolls -Royce Conway , первый в мире серийный турбовентиляторный двигатель, имел степень двухконтурности 0,3, что аналогично современному двигателю истребителя General Electric F404 . Гражданские турбовентиляторные двигатели 1960-х годов, такие как Pratt & Whitney JT8D и Rolls-Royce Spey , имели степень двухконтурности, близкую к 1, и были аналогичны своим военным аналогам.

Первым советским авиалайнером, оснащенным турбовентиляторными двигателями, был Ту-124, представленный в 1962 году. Он использовал двигатель Соловьева Д-20 . ^{[42] В период с 1960 по 1965 год для}Аэрофлота и других авиакомпаний Восточного блока было выпущено 164 самолета , некоторые из которых эксплуатировались до начала 1990-х годов.

Первым турбовентиляторным двигателем General Electric был CJ805-23 с задним вентилятором , созданный на основе турбореактивного двигателя CJ805-3. За ним последовал двигатель General Electric CF700 с задним вентилятором и степенью двухконтурности 2,0. Он был разработан на основе турбореактивного двигателя General Electric J85/CJ610 с тягой 2850 фунтов силы (12 700 Н) для более крупного самолета модели Rockwell Sabreliner 75/80, а также Dassault Falcon 20 , с тягой, увеличенной примерно на 50% до 4200 фунтов силы (19 000 Н). CF700 был первым небольшим турбовентиляторным двигателем, сертифицированным Федеральным управлением гражданской авиации (FAA). В одно время в мире эксплуатировалось более 400 самолетов CF700, а наработка составила более 10 миллионов часов. Турбореактивный двигатель CF700 также использовался для подготовки астронавтов к полету на Луну в рамках проекта «Аполлон» в качестве силовой установки для исследовательского лунного корабля .

Распространенные типы

Турбореактивный двигатель с малым байпасом

Турбореактивный двигатель с высокой удельной тягой и низкой степенью двухконтурности обычно имеет многоступенчатый вентилятор за входными направляющими лопатками, развивая относительно высокую степень давления и, таким образом, обеспечивая высокую (смешанную или холодную) скорость выхлопа. Поток воздуха в ядре должен быть достаточно большим, чтобы обеспечить достаточную мощность для привода вентилятора. Цикл с меньшим потоком в ядре и более высокой степенью двухконтурности может быть достигнут за счет повышения температуры на входе ротора турбины высокого давления (HP).

Чтобы проиллюстрировать один аспект того, как турбовентиляторный двигатель отличается от турбореактивного, можно провести сравнение при одинаковом расходе воздуха (например, чтобы сохранить общий впуск) и одинаковой чистой тяге (т. е. одинаковой удельной тяге). Обходной поток может быть добавлен только в том случае, если температура на входе в турбину не слишком высока, чтобы компенсировать меньший поток в ядре. Будущие усовершенствования в технологии охлаждения/материалов турбины могут позволить более высокую температуру на входе в турбину, что необходимо из-за повышенной температуры охлаждающего воздуха, что является результатом увеличения общего коэффициента давления .

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

Некоторые военные турбовентиляторы с низкой степенью двухконтурности (например, F404 , JT8D ) имеют регулируемые направляющие лопатки входного канала для направления воздуха на первую ступень ротора вентилятора. Это улучшает запас по помпажу вентилятора (см. карту компрессора ).

Широко распространенный двигатель Pratt & Whitney JT8D, использовавшийся на многих ранних узкофюзеляжных реактивных лайнерах . Вентилятор расположен за входными направляющими лопатками.
Соловьев Д-30 , на котором установлены самолеты Ил-76 и Ил-62М , Микоян МиГ-31 , Xian H-6 K и Y-20.
Saturn AL-31, на котором установлены Chengdu J-10 и J-20 ; Shenyang J-11 , J-15 и J-16 ; Sukhoi Su-30 и Su-27
Williams F107 , на котором установлена крылатая ракета Raytheon BGM-109 Tomahawk
НПО Сатурн АЛ-55 , на котором работают некоторые HAL HJT-36 Sitara
Pratt & Whitney TF-30 , на котором установлен Grumman F-14 Tomcat
Eurojet EJ200, на котором установлен истребитель Eurofighter Typhoon
Ishikawajima-Harima F3, на котором работает Kawasaki T-4
GTRE GTX-35VS Kaveri разработан GTRE

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой

Турбореактивный двигатель Pratt & Whitney F119 с форсажной камерой на испытаниях

С 1970-х годов большинство двигателей реактивных истребителей представляли собой турбовентиляторные двигатели с малым/средним двухконтурным контуром со смешанным выхлопом, форсажной камерой и выходным соплом с изменяемой площадью. Форсажная камера — это камера сгорания, расположенная ниже по потоку от лопаток турбины и непосредственно перед соплом, которая сжигает топливо из топливных инжекторов, предназначенных для форсажной камеры. При зажигании большие объемы топлива сжигаются в форсажной камере, что значительно повышает температуру выхлопных газов, что приводит к более высокой скорости истечения/удельной тяге двигателя. Сопло с изменяемой геометрией должно открываться в большую площадь горла, чтобы вместить дополнительный объем и увеличенный расход при зажигании форсажной камеры. Форсажная камера часто предназначена для значительного увеличения тяги при взлете, околозвуковом ускорении и боевых маневрах, но она очень топливоемка. Следовательно, форсажную камеру можно использовать только на коротких участках миссии.

В отличие от основного двигателя, где стехиометрические температуры в камере сгорания должны быть снижены до того, как они достигнут турбины, форсажная камера при максимальной подаче топлива предназначена для создания стехиометрических температур на входе в сопло, около 2100 К (3800 °R; 3300 °F; 1800 °C). При фиксированном общем соотношении подаваемого топлива и воздуха общий расход топлива для данного воздушного потока вентилятора будет одинаковым, независимо от сухой удельной тяги двигателя. Однако турбовентиляторный двигатель с высокой удельной тягой, по определению, будет иметь более высокое отношение давлений в сопле, что приведет к более высокой чистой тяге форсажа и, следовательно, к более низкому удельному расходу топлива (SFC) форсажа. Однако двигатели с высокой удельной тягой имеют высокий сухой SFC. Ситуация обратная для турбовентиляторного двигателя со средней удельной тягой форсажа: т. е. плохой SFC форсажа/хороший сухой SFC. Первый двигатель подходит для боевого самолета, который должен оставаться в форсажном бою в течение довольно длительного периода, но должен сражаться только довольно близко к аэродрому (например, приграничные стычки). Второй двигатель лучше подходит для самолета, который должен пролететь некоторое расстояние или долгое время зависать, прежде чем вступить в бой. Однако пилот может позволить себе оставаться в форсажном режиме только в течение короткого периода, прежде чем запасы топлива самолета станут опасно низкими.

Первым серийным турбовентиляторным двигателем с форсажной камерой был Pratt & Whitney TF30 , который изначально устанавливался на F-111 Aardvark и F-14 Tomcat . К военным турбовентиляторным двигателям с малым двухконтурием относятся Pratt & Whitney F119 , Eurojet EJ200 , General Electric F110 , Klimov RD-33 и Saturn AL-31 , все из которых оснащены смешанным выхлопом, форсажной камерой и соплом с изменяемой площадью сечения.

Турбореактивный двухконтурный двигатель

Для дальнейшего улучшения топливной экономичности и снижения шума почти все 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 турбовентиляторных двигателей с высокой удельной тягой и низкой степенью двухконтурности, которые использовались в таких самолетах в 1960-х годах. Современные боевые самолеты, как правило, используют турбовентиляторные двигатели с низкой степенью двухконтурности, а некоторые военно-транспортные самолеты используют турбовинтовые двигатели .

Низкая удельная тяга достигается путем замены многоступенчатого вентилятора на одноступенчатый. В отличие от некоторых военных двигателей, современные гражданские турбовентиляторы не имеют стационарных входных направляющих лопаток перед ротором вентилятора. Вентилятор масштабируется для достижения желаемой чистой тяги.

Сердечник (или газогенератор) двигателя должен генерировать достаточно мощности для приведения в действие вентилятора при его номинальном массовом расходе и коэффициенте давления. Улучшения в технологии охлаждения/материалов турбины позволяют использовать более высокую (HP) температуру на входе ротора турбины, что позволяет использовать меньший (и более легкий) сердечник, потенциально повышая тепловой КПД сердечника. Уменьшение массового расхода сердечника имеет тенденцию увеличивать нагрузку на турбину низкого давления, поэтому этому блоку могут потребоваться дополнительные ступени для снижения средней нагрузки ступени и поддержания КПД турбины низкого давления. Уменьшение потока сердечника также увеличивает коэффициент байпаса. Коэффициент байпаса более 5:1 становится все более распространенным; Pratt & Whitney PW1000G , который поступил в коммерческую эксплуатацию в 2016 году, достигает 12,5:1.

Дальнейшее улучшение тепловой эффективности ядра может быть достигнуто путем повышения общего коэффициента давления ядра. Улучшения в аэродинамике лопаток могут сократить количество требуемых дополнительных ступеней компрессора, а статоры с изменяемой геометрией позволяют компрессорам с высоким коэффициентом давления работать без скачков при любых настройках дроссельной заслонки.

Первым (экспериментальным) турбовентиляторным двигателем с высокой степенью двухконтурности был AVCO-Lycoming PLF1A-2, производный от турбовального двигателя Honeywell T55 , который был впервые запущен в феврале 1962 года. PLF1A-2 имел ступень вентилятора с редуктором диаметром 40 дюймов (100 см), создавал статическую тягу 4320 фунтов (1960 кг) ^[43] и имел степень двухконтурности 6:1. ^[44] General Electric TF39 стал первой серийной моделью, разработанной для военно-транспортного самолета Lockheed C-5 Galaxy . ^[22] Гражданский двигатель General Electric CF6 использовал производную конструкцию. Другими турбовентиляторными двигателями с высокой степенью двухконтурности являются Pratt & Whitney JT9D , трехвальный Rolls-Royce RB211 и CFM International CFM56 ; а также меньший TF34 . Более поздние крупные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности включают Pratt & Whitney PW4000 , трехвальный Rolls-Royce Trent , General Electric GE90 / GEnx и GP7000 , производимые совместно GE и P&W. Двигатель Pratt & Whitney JT9D был первым реактивным двигателем с высокой степенью двухконтурности , установленным на широкофюзеляжном авиалайнере. ^[45]

Чем ниже удельная тяга турбовентиляторного двигателя, тем ниже средняя скорость выхода струи, что, в свою очередь, приводит к высокому градиенту тяги (т. е. уменьшению тяги с увеличением скорости полета). См. техническое обсуждение ниже, пункт 2. Следовательно, двигатель, рассчитанный на приведение самолета в движение на высокой дозвуковой скорости полета (например, 0,83 Маха), создает относительно высокую тягу на низкой скорости полета, тем самым улучшая взлетно-посадочные характеристики. Двигатели с низкой удельной тягой, как правило, имеют высокую степень двухконтурности, но это также является функцией температуры турбинной системы.

Турбореактивные двигатели на двухмоторных транспортных самолетах вырабатывают достаточную взлетную тягу, чтобы продолжить взлет на одном двигателе, если другой двигатель отключается после критической точки разбега. С этого момента самолет имеет менее половины тяги по сравнению с двумя работающими двигателями, поскольку неработающий двигатель является источником сопротивления. Современные двухмоторные авиалайнеры обычно очень круто поднимаются сразу после взлета. Если один двигатель отключается, набор высоты становится гораздо более пологим, но достаточным для преодоления препятствий на траектории полета.

Технология двигателей Советского Союза была менее развита, чем на Западе, и его первый широкофюзеляжный самолет, Ил-86 , был оснащен двигателями с малой степенью двухконтурности. Як-42 , самолет средней дальности с задним расположением двигателя, вмещающий до 120 пассажиров, представленный в 1980 году, был первым советским самолетом, на котором использовались двигатели с большой степенью двухконтурности.

PowerJet SaM146, на котором установлен Sukhoi Superjet 100
General Electric CF6 , который используется в Airbus A300 , Boeing 747 , Douglas DC-10 и других самолетах
Rolls-Royce Trent 900 , установленный на Airbus A380
Pratt & Whitney PW4000 , установленный на самолетах Boeing 777 , MD-11 и Airbus A330
CFM56 , установленный на Boeing 737 , Airbus A320 и других самолетах
Турбореактивный двигатель Alliance GP7000 для Airbus A380
Авиадвигатель ПС-90, на котором установлены самолеты Ил-96 , Ту-204 , Ил-76.
Lycoming ALF 502 , установленный на British Aerospace 146
Авиадвигатель ПД-14 , который будет использоваться на Иркут МС-21
Трехвальный Прогресс Д-436
Trent 1000 на Boeing 787
GE90, установленный на Boeing 777 , самый мощный авиационный двигатель

Конфигурации турбовентиляторных двигателей

Турбовентиляторные двигатели выпускаются в различных конфигурациях двигателя. Для заданного цикла двигателя (т. е. того же расхода воздуха, степени двухконтурности, степени повышения давления вентилятора, общей степени повышения давления и температуры на входе ротора турбины высокого давления) выбор конфигурации турбовентиляторного двигателя мало влияет на расчетную производительность (например, чистую тягу, SFC), пока сохраняется общая производительность компонента. Однако нерасчетная производительность и стабильность зависят от конфигурации двигателя.

Базовым элементом турбовентилятора является катушка , единая комбинация вентилятора/компрессора, турбины и вала, вращающихся с одной скоростью. Для заданного соотношения давлений запас по помпажу может быть увеличен двумя различными путями проектирования:

Разделение компрессора на две меньшие секции, вращающиеся с разной скоростью, как в Pratt & Whitney J57 ; или
Регулировка угла наклона лопаток статора, как правило, на передних ступенях, как в J79 .

Большинство современных западных гражданских турбовентиляторов используют относительно высоконапорный компрессор высокого давления (HP) с большим количеством рядов регулируемых статоров для управления запасом по помпажу на низких оборотах. В трехкатушечном RB211 / Trent основная система сжатия разделена на две части, при этом компрессор IP, который наддувает компрессор HP, находится на другом коаксиальном валу и приводится в действие отдельной турбиной (IP). Поскольку компрессор HP имеет скромное отношение давления, его скорость может быть снижена без помпажа, без использования изменяемой геометрии. Однако, поскольку неглубокая рабочая линия компрессора IP неизбежна, IPC имеет одну ступень изменяемой геометрии на всех вариантах, кроме −535, у которого ее нет. ^[46]

Одновальный турбовентиляторный двигатель

Хотя это и не так распространено, одновальный турбовентиляторный двигатель, вероятно, является самой простой конфигурацией, включающей вентилятор и компрессор высокого давления, приводимые в действие одним турбинным агрегатом, все на одном и том же золотнике. Snecma M53 , который приводит в действие истребитель Dassault Mirage 2000 , является примером одновального турбовентиляторного двигателя. Несмотря на простоту конфигурации турбомашины, M53 требует смесителя с изменяемой площадью для облегчения работы с частичной дроссельной заслонкой.

Турбореактивный двигатель с задним вентилятором

Одним из самых ранних турбовентиляторных двигателей был производный от турбореактивного двигателя General Electric J79 , известный как CJ805-23 , который имел интегрированный задний вентилятор/турбинный блок низкого давления (LP), расположенный в выхлопной трубе турбореактивного двигателя. Горячий газ из выхлопной трубы турбореактивной турбины расширялся через турбину LP, лопатки вентилятора были радиальным продолжением лопаток турбины. Такое расположение вводит дополнительный путь утечки газа по сравнению с конфигурацией переднего вентилятора и было проблемой для этого двигателя с утечкой турбинного газа более высокого давления в воздушный поток вентилятора. ^[47] Конфигурация заднего вентилятора была позже использована для демонстрационного образца General Electric GE36 UDF (винтовой вентилятор) начала 1980-х годов.

В 1971 году Исследовательским центром Льюиса при НАСА была выдвинута концепция сверхзвукового транспортного двигателя, который работал бы как турбовентиляторный двигатель с задним вентилятором на взлете и дозвуковых скоростях и как турбореактивный двигатель на более высоких скоростях. Это дало бы низкий уровень шума и высокие тяговые характеристики турбовентиляторного двигателя на взлете, а также высокую пропульсивную эффективность турбовентиляторного двигателя на дозвуковых скоростях полета. Он имел бы высокую пропульсивную эффективность турбореактивного двигателя на сверхзвуковых крейсерских скоростях. ^[48]

Базовый двухшпульный

Многие турбовентиляторы имеют по крайней мере базовую двухкатушечную конфигурацию, где вентилятор находится на отдельном катушке низкого давления (LP), работающем концентрично с катушкой компрессора или катушкой высокого давления (HP); катушка LP работает с меньшей угловой скоростью , в то время как катушка HP вращается быстрее, и ее компрессор дополнительно сжимает часть воздуха для сгорания. ^{[ необходима цитата ]} BR710 является типичным представителем этой конфигурации. При меньших размерах тяги вместо полностью осевого лопаточного аппарата конфигурация компрессора HP может быть аксиально-центробежной (например, CFE CFE738 ), двухцентробежной или даже диагонально-центробежной (например, Pratt & Whitney Canada PW600 ).

Усиленный двухшпульный

Более высокие общие коэффициенты давления могут быть достигнуты либо путем повышения коэффициента давления компрессора высокого давления, либо путем добавления ступеней компрессора (не байпасных) в катушку низкого давления между вентилятором и компрессором высокого давления для повышения последнего. Все крупные американские турбовентиляторные двигатели (например, General Electric CF6 , GE90 , GE9X и GEnx, а также Pratt & Whitney JT9D и PW4000 ) используют бустерные ступени. Rolls-Royce BR715 является еще одним примером. Высокие коэффициенты двухконтурности, используемые в современных гражданских турбовентиляторных двигателях, как правило, уменьшают относительный диаметр бустерных ступеней, снижая их среднюю скорость на конце лопасти. Следовательно, для создания необходимого повышения давления требуется больше бустерных ступеней.

Трехшпульный

Rolls-Royce выбрал трехкаскадную конфигурацию для своих больших гражданских турбовентиляторных двигателей (т. е. семейств RB211 и Trent ), где ступени наддува двухкаскадной конфигурации с наддувом разделены на катушку промежуточного давления (IP), приводимую в действие собственной турбиной. Первым трехкаскадным двигателем был более ранний Rolls-Royce RB.203 Trent 1967 года.

Двигатель Garrett ATF3 , устанавливаемый на бизнес-джет Dassault Falcon 20 , имеет необычную трехкатушечную компоновку, при этом задняя катушка не концентрична двум другим.

Конструкторское бюро имени Ивченко выбрало ту же конфигурацию, что и Rolls-Royce для своего двигателя Lotarev D-36 , а затем Lotarev/Progress D-18T и Progress D-436 .

Военный турбовентиляторный двигатель Turbo -Union RB199 также имеет трехвальную конфигурацию, как и военные двигатели Кузнецов НК-25 и НК-321 .

Редукторный вентилятор

Турбореактивный двигатель с редуктором. Редуктор обозначен цифрой 2.

По мере увеличения степени байпаса скорость конца лопатки вентилятора увеличивается относительно скорости лопатки LPT. Это снизит скорость лопатки LPT, требуя больше ступеней турбины для извлечения достаточного количества энергии для привода вентилятора. Введение (планетарного) редуктора с подходящим передаточным отношением между валом LP и вентилятором позволяет как вентилятору, так и турбине LP работать на оптимальных скоростях. Примерами такой конфигурации являются давно известные Garrett TFE731 , Honeywell ALF 502/507 и недавний Pratt & Whitney PW1000G .

Военные турбовентиляторные двигатели

Большинство рассмотренных выше конфигураций используются в гражданских турбовентиляторных двигателях, в то время как современные военные турбовентиляторные двигатели (например, Snecma M88 ) обычно представляют собой базовые двухвальные двигатели.

Турбина высокого давления

Большинство гражданских турбовентиляторов используют высокоэффективную двухступенчатую турбину высокого давления для привода компрессора высокого давления. CFM International CFM56 использует альтернативный подход: одноступенчатый высокопроизводительный агрегат. Хотя этот подход, вероятно, менее эффективен, он позволяет экономить на охлаждающем воздухе, весе и стоимости.

В серии двигателей RB211 и Trent 3-spool степень повышения давления компрессора HP скромна, поэтому требуется только одна ступень турбины HP. Современные военные турбовентиляторные двигатели также, как правило, используют одну ступень турбины HP и скромный компрессор HP.

Турбина низкого давления

Современные гражданские турбовентиляторные двигатели имеют многоступенчатые турбины низкого давления (от 3 до 7). Количество требуемых ступеней зависит от степени двухконтурности цикла двигателя и наддува (на двухкаскадных двигателях с наддувом). Редукторный вентилятор может уменьшить количество требуемых ступеней низкого давления в некоторых приложениях. ^[49] Из-за гораздо более низких используемых степеней двухконтурности военным турбовентиляторным двигателям требуется только одна или две ступени турбины низкого давления.

Общая производительность

Улучшения цикла

Рассмотрим смешанный турбовентилятор с фиксированной степенью двухконтурности и расходом воздуха. Увеличение общего коэффициента давления системы сжатия повышает температуру на входе в камеру сгорания. Следовательно, при фиксированном расходе топлива происходит увеличение температуры на входе ротора турбины (HP). Хотя более высокий рост температуры в системе сжатия подразумевает большее падение температуры в системе турбины, температура смешанного сопла не изменяется, поскольку в систему добавляется то же количество тепла. Однако давление в сопле повышается, поскольку общее отношение давлений увеличивается быстрее, чем степень расширения турбины, что приводит к увеличению давления на входе в горячий смеситель. Следовательно, чистая тяга увеличивается, в то время как удельный расход топлива (расход топлива/чистая тяга) уменьшается. Похожая тенденция наблюдается и в несмешанных турбовентиляторах.

Турбовентиляторные двигатели можно сделать более экономичными, одновременно повысив общую степень сжатия и температуру на входе ротора турбины. Однако для того, чтобы справиться с повышением как температуры на входе ротора турбины, так и температуры на выходе компрессора, требуются более качественные материалы турбины или улучшенное охлаждение лопаток/лопастей. Повышение последней может потребовать более качественных материалов компрессора.

Общее отношение давлений может быть увеличено путем улучшения отношения давлений вентилятора (или) компрессора низкого давления или отношения давлений компрессора высокого давления. Если последнее поддерживается постоянным, увеличение температуры нагнетания компрессора высокого давления (из-за повышения общего отношения давлений) подразумевает увеличение механической скорости высокого давления. Однако соображения стресса могут ограничить этот параметр, подразумевая, несмотря на увеличение общего отношения давлений, снижение отношения давлений компрессора высокого давления.

Согласно простой теории, если соотношение температуры на входе ротора турбины/температуры нагнетания компрессора (HP) сохраняется, площадь горла турбины HP может быть сохранена. Однако это предполагает, что улучшения цикла достигаются при сохранении функции выходного потока компрессора (HP) (безразмерный поток). На практике изменения безразмерной скорости компрессора (HP) и отбора охлаждающего воздуха, вероятно, сделают это предположение недействительным, что сделает некоторую корректировку площади горла турбины HP неизбежной. Это означает, что направляющие лопатки сопла турбины HP должны будут отличаться от оригинала. По всей вероятности, направляющие лопатки сопла турбины LP ниже по потоку должны будут быть изменены в любом случае.

Рост тяги

Рост тяги достигается за счет увеличения мощности ядра. Существует два основных пути:

горячий маршрут: увеличение температуры на входе ротора турбины высокого давления
холодный маршрут: увеличение потока массы ядра

Оба пути требуют увеличения расхода топлива в камере сгорания и, следовательно, тепловой энергии, добавляемой к основному потоку.

Горячий маршрут может потребовать изменения материалов лопаток турбины или лучшего охлаждения лопаток. Холодный маршрут может быть получен одним из следующих способов:

добавление усилительных каскадов к компрессии LP/IP
добавление нулевой стадии к сжатию HP
улучшение процесса сжатия без добавления ступеней (например, более высокая степень давления в ступице вентилятора)

все это увеличивает как общую степень давления, так и поток воздуха в ядре.

В качестве альтернативы размер ядра может быть увеличен, чтобы увеличить поток воздуха в ядре, не меняя общее отношение давлений. Этот путь является дорогостоящим, поскольку также требуется новая (восходящая) турбинная система (и, возможно, более крупный компрессор IP).

Изменения также должны быть сделаны в вентиляторе, чтобы поглощать дополнительную мощность ядра. В гражданском двигателе соображения шума реактивной струи означают, что любое значительное увеличение взлетной тяги должно сопровождаться соответствующим увеличением массового расхода вентилятора (для поддержания удельной тяги T/O около 30 фунт-сил/фунт/с).

Техническое обсуждение

Удельная тяга (чистая тяга/расход воздуха на входе) является важным параметром для турбовентиляторных и реактивных двигателей в целом. Представьте себе вентилятор (приводимый в действие электродвигателем соответствующего размера), работающий в трубе, которая соединена с соплом. Довольно очевидно, что чем выше отношение давления вентилятора (давление на выходе вентилятора/давление на входе вентилятора), тем выше скорость струи и соответствующая удельная тяга. Теперь представьте, что мы заменяем эту установку эквивалентным турбовентиляторным двигателем — тот же поток воздуха и тот же коэффициент давления вентилятора. Очевидно, что сердечник турбовентиляторного двигателя должен вырабатывать достаточную мощность для приведения вентилятора в действие через турбину низкого давления (LP). Если мы выберем низкую (HP) температуру на входе турбины для газогенератора, поток воздуха на входе в сердечник должен быть относительно высоким для компенсации. Соответствующая степень двухконтурности, следовательно, относительно низкая. Если мы повысим температуру на входе турбины, поток воздуха на входе в сердечник может быть меньше, тем самым увеличивая степень двухконтурности. Повышение температуры на входе в турбину имеет тенденцию увеличивать термический КПД и, следовательно, повышать топливную эффективность .
Естественно, с увеличением высоты уменьшается плотность воздуха и, следовательно, чистая тяга двигателя. Существует также эффект скорости полета, называемый градиентом тяги. Рассмотрим еще раз приблизительное уравнение для чистой тяги: При высокой удельной тяге (например, истребитель) скорость струи относительно высока, поэтому интуитивно можно увидеть, что увеличение скорости полета оказывает меньшее влияние на чистую тягу, чем двигатель со средней удельной тягой (например, учебный самолет), где скорость струи ниже. Влияние градиента тяги на двигатель с низкой удельной тягой (например, гражданский) еще более серьезно. На высоких скоростях полета двигатели с высокой удельной тягой могут получать чистую тягу за счет подъема плунжера во впускном отверстии, но этот эффект имеет тенденцию уменьшаться на сверхзвуковых скоростях из-за потерь на ударной волне. $F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).$
Рост тяги на гражданских турбовентиляторных двигателях обычно достигается за счет увеличения расхода воздуха вентилятора, что предотвращает слишком высокий уровень шума струи. Однако больший расход воздуха вентилятора требует большей мощности от ядра. Этого можно достичь путем повышения общего коэффициента давления (давление на входе в камеру сгорания/давление на входе) для увеличения расхода воздуха в ядро и путем повышения температуры на входе в турбину. В совокупности эти параметры имеют тенденцию повышать тепловую эффективность ядра и улучшать топливную экономичность.
Некоторые гражданские турбовентиляторы с высокой степенью двухконтурности используют чрезвычайно низкое отношение площадей (менее 1,01), сходящееся-расходящееся, сопло на перепускном (или смешанном) потоке выхлопных газов, чтобы управлять рабочей линией вентилятора. Сопло действует так, как будто имеет переменную геометрию. На низких скоростях полета сопло не дросселируется (менее числа Маха единицы), поэтому выхлопной газ ускоряется по мере приближения к горловине, а затем немного замедляется по мере достижения расходящейся секции. Следовательно, выходная площадь сопла управляет соответствием вентилятора и, будучи больше горловины, немного оттягивает рабочую линию вентилятора от помпажа. На более высоких скоростях полета подъем плунжера во впуске увеличивает отношение давлений сопла до точки, где горловина становится дросселируемой (M = 1,0). При этих обстоятельствах площадь горловины диктует соответствие вентилятора и, будучи меньше выхода, немного подталкивает рабочую линию вентилятора к помпажу. Это не проблема, поскольку запас по помпажу вентилятора намного лучше на высоких скоростях полета.
Нештатное поведение турбовентиляторных двигателей проиллюстрировано на карте компрессора и карте турбины .
Поскольку современные гражданские турбовентиляторные двигатели работают с низкой удельной тягой, им требуется только одна ступень вентилятора для создания требуемого коэффициента давления вентилятора. Желаемое общее отношение давления для цикла двигателя обычно достигается несколькими осевыми ступенями на сжатии основного звена. Rolls-Royce, как правило, разделяет сжатие основного звена на два с промежуточным давлением (IP), наддувающим компрессор HP, оба агрегата приводятся в действие турбинами с одной ступенью, установленными на отдельных валах. Следовательно, компрессор HP должен развивать лишь скромное отношение давления (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, приводятся в действие двухступенчатой турбиной HP. Тем не менее, обычно имеется несколько осевых ступеней IP, установленных на валу LP, за вентилятором, для дальнейшего наддува системы сжатия основного звена. Гражданские двигатели имеют многоступенчатые турбины LP, количество ступеней определяется степенью двухконтурности, величиной сжатия IP на валу LP и скоростью лопаток турбины LP.
Поскольку военные двигатели обычно должны летать очень быстро на уровне моря, предел температуры нагнетания компрессора высокого давления достигается при довольно скромном общем коэффициенте давления по сравнению с гражданским двигателем. Кроме того, коэффициент давления вентилятора относительно высок, чтобы достичь средней или высокой удельной тяги. Следовательно, современные военные турбовентиляторные двигатели обычно имеют только 5 или 6 ступеней компрессора высокого давления 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 требуются две ступени. Теоретически, путем добавления ступеней компрессора высокого давления современный военный турбовентиляторный компрессор высокого давления может использоваться в производной гражданского турбовентиляторного двигателя, но сердцевина будет слишком мала для приложений с высокой тягой.

Улучшения

Аэродинамическое моделирование

Аэродинамика представляет собой смесь дозвукового , трансзвукового и сверхзвукового воздушного потока на одной лопатке вентилятора/ газового компрессора в современном турбовентиляторе. Воздушный поток, проходящий через лопатки, должен поддерживаться в узких угловых пределах, чтобы воздух двигался против увеличивающегося давления. В противном случае воздух будет выбрасываться обратно из впускного отверстия. ^[50]

Полноценное цифровое управление двигателем (FADEC) требует точных данных для управления двигателем. Критическая температура на входе турбины (TIT) является слишком суровой средой при 1700 °C (3100 °F) и 17 бар (250 фунтов на кв. дюйм) для надежных датчиков . Поэтому при разработке нового типа двигателя устанавливается связь между более легко измеряемой температурой, такой как температура выхлопных газов , и TIT. Затем мониторинг температуры выхлопных газов используется для того, чтобы убедиться, что двигатель не перегревается. ^[50]

Технология лезвий

Лопатка турбины весом 100 г (3,5 унции) подвергается воздействию 1700 °C (3100 °F), 17 бар (250 фунтов на квадратный дюйм) и центробежной силы 40 кН (9000 фунтов-сил), что значительно выше точки пластической деформации и даже выше точки плавления . Для поддержания физических напряжений в пределах прочности материала необходимы экзотические сплавы , сложные схемы воздушного охлаждения и специальная механическая конструкция. Вращающиеся уплотнения должны выдерживать суровые условия в течение 10 лет, 20000 миссий и вращение со скоростью от 10 до 20000 об/мин. ^[50]

Лопасти вентилятора

Лопасти вентилятора растут по мере того, как реактивные двигатели становятся больше: каждая лопасть вентилятора несет эквивалент девяти двухэтажных автобусов и заглатывает воздух, эквивалентный объему корта для сквоша каждую секунду. Достижения в моделировании вычислительной гидродинамики (CFD) позволили создавать сложные трехмерные изогнутые формы с очень широкой хордой , сохраняя возможности вентилятора при минимизации количества лопастей для снижения затрат. По совпадению, коэффициент двухконтурности вырос для достижения более высокой пропульсивной эффективности , а диаметр вентилятора увеличился. ^[51]

Rolls-Royce впервые применил полую титановую широкохордную лопатку вентилятора в 1980-х годах для аэродинамической эффективности и устойчивости к повреждению посторонними предметами в RB211 , а затем в Trent . GE Aviation представила лопасти вентилятора из композитного углеродного волокна на GE90 в 1995 году, которые производятся с 2017 года с использованием процесса наложения ленточного слоя из углеродного волокна . Партнер GE Safran разработал технологию 3D-ткани совместно с Albany Composites для двигателей CFM56 и CFM LEAP . ^[51]

Будущий прогресс

Сердечники двигателей уменьшаются, поскольку они работают при более высоких соотношениях давления и становятся более эффективными и меньшими по сравнению с вентилятором, поскольку увеличиваются соотношения двухконтурности. Зазоры между концами лопаток сложнее поддерживать на выходе из компрессора высокого давления, где лопатки имеют высоту 0,5 дюйма (13 мм) или меньше; изгиб хребта дополнительно влияет на управление зазором, поскольку сердечник пропорционально длиннее и тоньше, а пространство между вентилятором и приводным валом турбины низкого давления ограничено внутри сердечника. ^[52]

Вице-президент Pratt & Whitney по технологиям и окружающей среде Алан Эпштейн утверждал: «За всю историю коммерческой авиации мы перешли от 20% к 40% [крейсерской эффективности], и среди сообщества двигателестроителей существует консенсус, что мы, вероятно, можем достичь 60%» ^{[53] .}

Турбовентиляторы с редуктором и дальнейшее снижение степени давления вентилятора могут продолжить улучшать пропульсивную эффективность . Вторая фаза программы FAA по непрерывному снижению энергопотребления, выбросов и шума (CLEEN) нацелена на сокращение к концу 2020-х годов на 33% расхода топлива, 60% выбросов и 32 дБ EPNdb шума по сравнению с современным уровнем 2000-х годов. ^[54] Летом 2017 года в исследовательском центре NASA Glenn в Кливленде, штат Огайо , Pratt завершил испытания вентилятора с очень низкой степенью давления на PW1000G , напоминающего открытый ротор с меньшим количеством лопастей, чем 20 у PW1000G ^{. [53]}

Вес и размер гондолы будут уменьшены за счет короткого воздухозаборника, что приведет к более высоким аэродинамическим нагрузкам на лопасти и оставит меньше места для звукоизоляции, но вентилятор с более низким отношением давления медленнее. UTC Aerospace Systems Aerostructures проведет в 2019 году полномасштабные наземные испытания своей малолобовой интегрированной двигательной системы с реверсом тяги , что улучшит расход топлива на 1% и снизит уровень шума на 2,5–3 EPNdB. ^[53]

Safran рассчитывает обеспечить еще 10–15% топливной эффективности к середине 2020-х годов, прежде чем достичь асимптоты , а затем ему придется увеличить степень двухконтурности до 35:1 вместо 11:1 для CFM LEAP . Он демонстрирует встречно-вращающийся открытый роторный бесканальный вентилятор (пропеллер) в Истре, Франция , в рамках европейской технологической программы Clean Sky . Достижения в области моделирования и материалы с высокой удельной прочностью могут помочь ему добиться успеха там, где предыдущие попытки потерпели неудачу. Когда уровни шума будут в пределах существующих стандартов и аналогичны двигателю LEAP, будет доступно снижение расхода топлива на 15%, и для этого Safran тестирует свои элементы управления, вибрацию и работу, в то время как интеграция планера все еще остается сложной задачей. ^[53]

Для GE Aviation плотность энергии реактивного топлива по-прежнему максимизирует уравнение дальности Бреге и более высокие сердечники с более высоким отношением давления; вентиляторы с более низким отношением давления, воздухозаборники с низкими потерями и более легкие конструкции могут дополнительно улучшить термическую, передаточную и пропульсивную эффективность. В рамках Программы адаптивного перехода на двигатели ВВС США для реактивного истребителя шестого поколения будут использоваться адаптивные термодинамические циклы , основанные на модифицированном цикле Брайтона и постоянном объеме сгорания. Аддитивное производство в усовершенствованном турбовинтовом двигателе снизит вес на 5% и расход топлива на 20%. ^[53]

Вращающиеся и статические детали из керамического матричного композита (CMC) работают на 500 °F (260 °C) горячее, чем металл, и весят одну треть от него. Получив 21,9 млн долларов от Исследовательской лаборатории ВВС , GE инвестирует 200 млн долларов в объект CMC в Хантсвилле, штат Алабама , в дополнение к своему объекту в Эшвилле, штат Северная Каролина , для массового производства матрицы из карбида кремния с волокнами карбида кремния в 2018 году. CMC будут использоваться в десять раз больше к середине 2020-х годов: CFM LEAP требует 18 кожухов турбины CMC на двигатель, а GE9X будет использовать его в камере сгорания и для 42 сопел турбины HP. ^[53]

Rolls-Royce Plc стремится к 60:1 коэффициенту сжатия сердечника для Ultrafan 2020-х годов и начала наземные испытания своего редуктора мощностью 100 000 л. с. (75 000 кВт) для 100 000 фунтов силы (440 кН) и коэффициента байпаса 15:1. Почти стехиометрическая температура на входе турбины приближается к теоретическому пределу, и ее влияние на выбросы должно быть сбалансировано с целями по экологическим показателям. Открытые роторы, вентиляторы с более низким коэффициентом давления и потенциально распределенная тяга предлагают больше возможностей для лучшей пропульсивной эффективности. Экзотические циклы, теплообменники и увеличение давления/постоянный объем сгорания могут улучшить термодинамическую эффективность . Аддитивное производство может стать средством для промежуточного охладителя и рекуператоров . Более тесная интеграция планера и гибридные или электрические самолеты могут быть объединены с газовыми турбинами. ^[53]

Двигатели Rolls-Royce имеют тяговую эффективность 72–82% и тепловую эффективность 42–49% для TSFC 0,63–0,49 фунт/фунт-сила/ч (64 000–50 000 г/кН/ч) при числе Маха 0,8 и стремятся к теоретическим пределам 95% для тяговой эффективности открытого ротора 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) ^[55]

Поскольку проблемы с прорезыванием зубов могут не проявляться до нескольких тысяч часов, технические проблемы новейших турбовентиляторных двигателей нарушают работу авиакомпаний и поставки производителей , в то время как темпы производства резко возрастают. Трещины на лопатках Trent 1000 остановили почти 50 самолетов Boeing 787 и сократили ETOPS до 2,3 часов с 5,5, что обошлось Rolls-Royce plc почти в 950 миллионов долларов. Трещины в уплотнении ножевого края PW1000G привели к тому, что Pratt & Whitney отстала с поставками, оставив около 100 безмоторных самолетов A320neo в ожидании своих силовых установок. Внедрение CFM LEAP прошло более гладко, но керамическое композитное покрытие турбины HP было преждевременно потеряно, что потребовало новой конструкции, что привело к снятию 60 двигателей A320neo для модификации и задержке поставок на шесть недель. ^[56]

По оценкам Safran , на широкофюзеляжных самолетах можно сэкономить 5–10% топлива за счет снижения потребления энергии гидравлическими системами, в то время как переход на электропривод может сэкономить 30% веса, как это было начато на Boeing 787 , а Rolls-Royce plc надеется на экономию до 5% ^{[57] .}

Производители

На рынке турбовентиляторных двигателей доминируют General Electric , Rolls-Royce plc и Pratt & Whitney , в порядке доли рынка. General Electric и Safran из Франции имеют совместное предприятие CFM International . Pratt & Whitney также имеет совместное предприятие International Aero Engines с Japanese 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 таких самолетов, как Airbus A380 .

Для авиалайнеров и грузовых самолетов в эксплуатации в 2016 году насчитывалось 60 000 двигателей, а к 2035 году их число должно вырасти до 103 000 с поставками 86 500, согласно Flight Global . Большинство из них будут двигателями средней тяги для узкофюзеляжных самолетов с поставками 54 000, а флот вырастет с 28 500 до 61 000. Двигатели высокой тяги для широкофюзеляжных самолетов , составляющие 40–45% рынка по стоимости, вырастут с 12 700 двигателей до более 21 000 с поставками 18 500. Флот региональных реактивных двигателей тягой менее 20 000 фунтов (89 кН) вырастет с 7 500 до 9 000, а флот турбовинтовых двигателей для авиалайнеров увеличится с 9 400 до 10 200. Доля рынка производителей должна быть поделена между CFM и 44%, за ней следуют Pratt & Whitney с 29%, а затем Rolls-Royce и General Electric с 10% каждая. ^[58]

Коммерческие турбовентиляторные двигатели в производстве

Двигатели с экстремально большим двухконтурным потоком

В 1970-х годах Rolls-Royce/SNECMA испытали турбовентиляторный двигатель M45SD-02, оснащенный лопастями вентилятора с изменяемым шагом, чтобы улучшить управляемость при сверхнизких коэффициентах давления вентилятора и обеспечить реверс тяги вплоть до нулевой скорости самолета. Двигатель был предназначен для сверхтихих самолетов STOL , работающих в аэропортах в центре города.

В стремлении к повышению эффективности со скоростью была создана разработка турбовентиляторного и турбовинтового двигателя, известного как винтовентиляторный двигатель, который имел бесканальный вентилятор. Лопасти вентилятора расположены снаружи канала, так что он выглядит как турбовинтовой двигатель с широкими саблевидными лопатками. И General Electric, и Pratt & Whitney/Allison продемонстрировали винтовентиляторные двигатели в 1980-х годах. Чрезмерный шум в салоне и относительно дешевое реактивное топливо не позволили ввести двигатели в эксплуатацию. Винтовентиляторный двигатель « Прогресс Д-27» , разработанный в СССР, был единственным винтовентиляторным двигателем, установленным на серийном самолете.

Терминология

Дожигатель: реактивная труба, оборудованная для дожигания ^[63]
Усилитель: форсажная камера для турбовентиляторного двигателя с горением в горячем и холодном потоках ^[63]
Обход: часть двигателя, которая отличается от основного звена с точки зрения компонентов и воздушного потока, например, часть лопаток вентилятора (внешняя часть вентилятора) и статоров, которые проходят через перепускной воздух, перепускной канал, перепускное сопло
Коэффициент байпаса: поток воздуха в обход / поток воздуха в центре ^[64]
Основной: часть двигателя, отличная от байпаса с точки зрения компонентов и воздушного потока, например, кожух активной зоны, сопло активной зоны, воздушный поток активной зоны и связанное с ним оборудование, камера сгорания и топливная система
Основная мощность: также известная как «доступная энергия» или «газовая лошадиная сила». Она используется для измерения теоретической (изоэнтропической) работы вала, доступной от газогенератора или ядра путем расширения горячего газа высокого давления до давления окружающей среды. Поскольку мощность зависит от давления и температуры газа (и давления окружающей среды), связанный показатель качества для двигателей, создающих тягу, — это показатель, который измеряет потенциал создания тяги от горячего газа высокого давления и известен как «струйная тяга». Он получается путем расчета скорости, полученной при изоэнтропическом расширении до атмосферного давления. Значимость полученной тяги появляется при умножении на скорость самолета, чтобы получить работу тяги. Работа тяги, которая потенциально доступна, намного меньше, чем газовая лошадиная сила из-за увеличения потерь в кинетической энергии выхлопа с ростом давления и температуры перед расширением до атмосферного давления. Эти два показателя связаны пропульсивной эффективностью ^[65] , мерой энергии, потраченной впустую в результате создания силы (т. е. тяги) в жидкости путем увеличения скорости (т. е. импульса) жидкости.
Сухой: номинальные характеристики двигателя/положения рычага дроссельной заслонки ниже выбора режима дожигания
ЭГТ: температура выхлопных газов
ЭПР: степень сжатия двигателя
Вентилятор: турбовентиляторный компрессор низкого давления
Фэнджет: турбовентиляторный или самолет с турбовентиляторным двигателем (разговорное) ^[66]
Коэффициент давления вентилятора: Полное давление на выходе вентилятора/полное давление на входе вентилятора
Гибкая температура: При сниженном взлетном весе коммерческие самолеты могут использовать сниженную тягу, что увеличивает срок службы двигателя и снижает расходы на техническое обслуживание. Flex температура выше фактической температуры наружного воздуха (OAT), которая вводится в компьютер мониторинга двигателя для достижения требуемой сниженной тяги (также известной как «предполагаемое снижение тяги при температуре»). ^[67]
Газогенератор: та часть газогенератора, которая обеспечивает горячий газ высокого давления для турбин, приводящих в движение вентиляторы (турбовентиляторные двигатели), для сопел (турбореактивные двигатели), для турбин, приводящих в движение винты и роторы (турбовинтовые и турбовальные двигатели), для промышленных и морских энергетических турбин ^[68]
л.с.: высокого давления
Сопротивление впускного коллектора: Потеря импульса в проточной части двигателя от свободного потока до входа во впускное отверстие, т. е. количество энергии, переданной воздуху, необходимое для ускорения воздуха от неподвижной атмосферы до скорости самолета.
ИЭПР: Интегрированная степень сжатия двигателя
ИС: промежуточное давление
ЛП: низкого давления
Чистая тяга: Тяга сопла в неподвижном воздухе (полная тяга) – сопротивление струйной трубы двигателя (потеря импульса от свободного потока до входа во впускное отверстие, т.е. количество энергии, сообщаемое воздуху, необходимое для разгона воздуха из неподвижной атмосферы до скорости самолета). Это тяга, действующая на планер самолета.
Общее отношение давлений: Полное давление на входе в камеру сгорания/полное давление на входе в камеру сгорания
Общая эффективность: тепловой КПД * пропульсивный КПД
Эффективность тяги: тяговая мощность/скорость производства тяговой кинетической энергии (максимальная тяговая эффективность достигается, когда скорость реактивной струи равна скорости полета, что подразумевает нулевую чистую тягу!)
Удельный расход топлива (УРТ): общий расход топлива/чистая тяга (пропорциональна скорости полета/общему тепловому КПД)
Намотка: увеличение оборотов (разговорный)
Спуск вниз: уменьшение оборотов (разговорный)
Загрузка этапа: Для турбины, целью которой является выработка мощности, нагрузка является показателем мощности, развиваемой на фунт/сек газа (удельная мощность). Ступень турбины поворачивает газ с осевого направления и ускоряет его (в направляющих лопатках сопла), чтобы вращать ротор наиболее эффективно (лопасти ротора должны создавать большую подъемную силу), при условии, что это делается эффективно, т. е. с приемлемыми потерями. ^[69] Для ступени компрессора, целью которой является создание повышения давления, используется процесс диффузии. То, насколько допустима диффузия (и получено повышение давления) до того, как произойдет неприемлемое разделение потока (т. е. потери), можно рассматривать как предел нагрузки. ^[70]
Статическое давление: давление жидкости, которое связано не с ее движением, а с ее состоянием ^[71] или, альтернативно, давление, обусловленное случайным движением молекул жидкости, которое ощущалось бы или измерялось при движении по потоку ^[72]
Удельная тяга: чистая тяга/поток воздуха на впуске
Тепловая эффективность: Скорость производства движущей кинетической энергии/топливной мощности
Общий расход топлива: расход топлива в камере сгорания (плюс любая камера дожигания) (например, фунт/с или г/с)
Полное давление: статическое давление плюс кинетическая энергия
Температура на входе ротора турбины: максимальная температура цикла, т.е. температура, при которой происходит передача работы

Смотрите также

Ссылки

^ Маршалл Брейн (апрель 2000 г.). «Как работают газотурбинные двигатели». howstuffworks.com . Получено 24.11.2010 .
^ ab Hall, Nancy (5 мая 2015 г.). "Турбовентиляторный двигатель". Glenn Research Center . NASA . Получено 25 октября 2015 г. Большинство современных авиалайнеров используют турбовентиляторные двигатели из-за их высокой тяги и хорошей топливной экономичности.
^ ab Майкл Хакер; Дэвид Бергхардт; Линнея Флетчер; Энтони Гордон; Уильям Перуцци (18 марта 2009 г.). Инженерное дело и технологии. Cengage Learning. стр. 319. ISBN 978-1-285-95643-5. Получено 25 октября 2015 г. . Все современные реактивные коммерческие самолеты используют турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности [...]
^ ab Verma, Bharat (1 января 2013 г.). Indian Defence Review: апрель–июнь 2012 г. Lancer Publishers. стр. 18. ISBN 978-81-7062-259-8. Получено 25 октября 2015 г. . Военные силовые установки можно разделить на несколько основных категорий — турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурием, которые обычно используются в истребителях…
^ ab Frank Northen Magill, ed. (1993). Обзор науки Magill: серия прикладной науки, том 3. Salem Press. стр. 1431. ISBN 9780893567088Большинство тактических военных самолетов оснащены турбовентиляторными двигателями с малой степенью двухконтурности.
^ Увеличение тяги с помощью систем миксера/эжектора, Presz, Reynolds, Hunter, AIAA 2002-0230, стр.3
^ Аэротермодинамика газовых турбин с особым упором на авиационные двигатели, сэр Фрэнк Уиттл 1981, ISBN 0 08 026719 X , стр.217
^ Аэротермодинамика газовых турбин с особым упором на авиационные двигатели, сэр Фрэнк Уиттл 1981, ISBN 0 08 026719 X , стр.218
^ Руберт, Кеннеди Ф. (1945-02-01). «Анализ систем реактивного движения, использующих непосредственно рабочее вещество термодинамического цикла»: 2–3. {{cite journal}}: Цитировать журнал требует |journal=( помощь )
^ Рот, Брайс Александр (2000-09-01). Теоретическое рассмотрение технического риска в современных конструкциях двигательных установок (диссертация). Bibcode :2000PhDT.......101R.стр.76
↑ Journal of Aircraft, сентябрь-октябрь 1966 г.: том 3, выпуск 5. Американский институт аэронавтики и астронавтики. Сентябрь 1966 г., стр. 386.
↑ Journal of Aircraft, сентябрь-октябрь 1966 г.: том 3, выпуск 5. Американский институт аэронавтики и астронавтики. Сентябрь 1966 г., стр. 387.
^ "Коэффициент байпаса", Britannica
^ Термодинамика, Массачусетский технологический институт, архивировано из оригинала 2013-05-28
^ Реактивное движение, Николас Кампсти 2003, ISBN 978 0 521 54144 2 , Рисунок 7.3 Прогнозируемое изменение тяги и удельного расхода топлива при степени двухконтурности для постоянного ядра
^ "Практические соображения при проектировании цикла двигателя", MG Philpot, AGARD LS 183, Прогнозирование устойчивых и переходных характеристик, ISBN 92 835 0674 X , стр. 2-12
^ "Flight global" (PDF) . Flightglobal.com .
↑ Тейлор, Джон У.Р. (ред.), Все мировые самолеты 1975–1976 , Paulton House, 8 Sheperdess Walk, London N1 7LW: Jane's, стр. 748{{citation}}: CS1 maint: location (link)
^ Труды, ASME, 15 апреля 2015 г., doi : 10.1115/84-GT-230
^ "PW tales", Road runners Internationale
^ "Турбовентиляторный двигатель". GRC NASA . Получено 24.11.2010 .
^ ab Neumann, Gerhard (2004) [впервые опубликовано Morrow 1984]. Герман Немец: Просто повезло, я полагаю . Блумингтон, Индиана, США: Authorhouse. стр. 228–30. ISBN 1-4184-7925-X.
^ "Турбовентиляторный двигатель" Архивировано 18 апреля 2015 г. на Wayback Machine , стр. 7. Институт науки и технологий SRM , кафедра аэрокосмической техники.
^ Коэн; Роджерс; Сараванамутту (1972). Теория газовых турбин (2-е изд.). Longmans. стр. 85. ISBN 0-582-44927-8.
^ FAA-H-8083-3B Airplane Flying Handbook (PDF) . Федеральное управление гражданской авиации. 2004. Архивировано из оригинала (PDF) 21.09.2012.
^ "Turbofan Thrust". Grc.nasa.gov . Получено 1 марта 2022 г. .
^ Goulos, Ioannis; Stankowski, Tomasz; MacManus, David; Woodrow, Philip; Sheaf, Christopher (февраль 2018 г.). "Civil Turbofan Engine Exhaust Aerodynamics: Impact of Bypass Nozzle After-body Design" (PDF) . Aerospace Science and Technology . 73 : 85–95. Bibcode :2018AeST...73...85G. doi :10.1016/j.ast.2017.09.002. hdl :1826/12476 . Получено 1 марта 2022 г. .
^ Кемптон, А., «Акустические облицовки для современных авиационных двигателей», 15-й семинар CEAS-ASC и 1-й научный семинар X-Noise EV, 2011. Win.tue.nl.
^ Смит, Майкл Дж. Т. (19 февраля 1970 г.). «Мягко, мягко к тихой струе». New Scientist . Рис. 5.
^ Кестер, Дж. Д.; Слейби, TG (1968). «Проектирование двигателя JT-9D для удовлетворения требований по низкому уровню шума для будущих транспортных средств». SAE Transactions . 76 (2): 1332. doi :10.4271/670331. JSTOR 44565020. статья 670331.
^ Смит, М. Дж. Т. (17 августа 1972 г.). «Тихое движение». Flight International . стр. 241.
^ МакАлпайн, А., Исследовательский проект: Шум циркулярной пилы и нелинейная акустика, Университет Саутгемптона
^ Шустер, Б.; Либер, Л.; Вавалле, А. (2010), «Оптимизация бесшовного воздухозаборника с использованием эмпирически подтвержденного метода прогнозирования», 16-я конференция по аэроакустике AIAA/CEAS , Стокгольм, Швеция , doi :10.2514/6.2010-3824, ISBN 978-1-60086-955-6, S2CID 113015300
^ Ферранте, ПГ; Копиелло, Д.; Бойтке, М. (2011), «Проектирование и экспериментальная проверка акустических облицовок с нулевым стыком в модульной установке универсальной адаптации вентилятора (UFFA)», 17-я конференция по аэроакустике AIAA/CEAS , Портленд, штат Орегон, doi :10.2514/6.2011-2728, ISBN 978-1-60086-943-3, AIAA-2011-2728
^ abc Banke, Jim (2012-12-13). "NASA Helps Create a More Silent Night". NASA . Получено 12 января 2013 г. .
^ Zaman, KBMQ; Bridges, JE; Huff, DL (17–21 декабря 2010 г.). «Эволюция от „Tabs“ до „Chevron Technology“–a Review» (PDF) . Труды 13-го Азиатского конгресса по механике жидкостей 17–21 декабря 2010 г., Дакка, Бангладеш . Кливленд, Огайо : b NASA Glenn Research Center . Получено 29 января 2013 г.
^ "Приглашенные" (PDF) , 13-й ACFM , CN : AFMC, архивировано из оригинала (PDF) 2014-03-25
^ «История и развитие турбореактивных двигателей 1930–1960 Том 1», The Crowood Press Ltd. 2007, ISBN 978 1 86126 912 6 , стр. 241.
^ "Metrovick F3 Cutaway – Pictures & Photos on FlightGlobal Airspace". Flightglobal.com. 2007-11-07 . Получено 2013-04-29 .
^ "страница 145". Рейс международный . 1946.
^ "1954 | 0985 | Архив полетов". Flightglobal.com. 1954-04-09 . Получено 2013-04-29 .
^ Развитие реактивных и турбинных авиационных двигателей 4-е издание, Билл Ганстон 2006, ISBN 0 7509 4477 3 , стр. 197.
^ Boyne, Walter J., ред. (2002). Воздушная война: международная энциклопедия: A–L. ABC-CLIO. стр. 235. ISBN 978-1-57607-345-2.
^ "Lycoming PLF1A-2 turbofan engine". Смитсоновский национальный музей авиации и космонавтики . Получено 31 декабря 2021 г.
^ Эль-Сайед, Ахмед Ф. (25 мая 2016 г.). Основы авиационного и ракетного движения. Springer. ISBN 978-1-4471-6796-9.
^ "RB211-535E4" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 3 января 2011 . Получено 1 марта 2022 .
^ "стр.01.7" (PDF) . Icas.rg. Проверено 1 марта 2022 г.
^ Веббер, Ричард Дж. (1971). ИЗМЕНЯЕМАЯ ГЕОМЕТРИЯ ЗАДНЕГО ВЕНТИЛЯТОРА ДЛЯ УГЛУБЛЕНИЯ ВЗЛЕТА ИЛИ УВЕЛИЧЕНИЯ ТЯГИ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ . Огайо: Исследовательский центр Льюиса, НАСА.
^ "Технология турбовентиляторных двигателей с редуктором – возможности, проблемы и состояние готовности" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 2013-05-20.C. Riegler, C. Bichlmaier:, 1-я Европейская конференция по воздухоплаванию и космонавтике CEAS, 10–13 сентября 2007 г., Берлин, Германия
^ abc Bjorn Fehrm (21 октября 2016 г.). «Уголок Бьорна: вызов двигателя». Leeham News .
^ ab Ben Hargreaves (28 сентября 2017 г.). «Понимание сложностей больших лопастей вентилятора». Aviation Week Network .
↑ Гай Норрис и Грэм Уорвик (26 марта 2015 г.). «Перевернутое, наклонное будущее для турбовентиляторного двигателя Pratt с редуктором?». Aviation Week & Space Technology .
^ abcdefg Гай Норрис (8 августа 2017 г.). «Турбовентиляторные двигатели еще не закончены». Aviation Week & Space Technology .
^ "Программа непрерывного снижения энергопотребления, выбросов и шума (CLEEN)". www.faa.gov . Федеральное управление гражданской авиации . Получено 11 февраля 2023 г. .
^ Ульрих Венгер (20 марта 2014 г.), Технология Rolls-Royce для будущих авиационных двигателей (PDF) , Rolls-Royce Deutschland
↑ Доминик Гейтс (15 июня 2018 г.). «Проблемные усовершенствованные двигатели для самолетов Boeing и Airbus нарушили работу авиакомпаний и потрясли путешественников». The Seattle Times .
^ Керри Реалс (6 сентября 2019 г.). «Как будущее электрических самолетов лежит за пределами двигателей». Flightglobal .
^ "Перспективы развития двигателей Flight Fleet Forecast". Flight Global . 2 ноября 2016 г.
↑ Jane's All the World's Aircraft . 2005. С. 850–853. ISSN 0075-3017.
^ "GEnx". GE.
^ "PW1000G". MTU . Архивировано из оригинала 2018-08-18 . Получено 2016-07-01 .
^ «Двигатель Leap». CFM International.
^ ab Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон 2004, ISBN 978 0 511 33833 5
^ Реактивное движение, Николас Кампсти 1997, ISBN 0 521 59674 2 , стр.65
^ Рот, Брайс; Маврис, Димитрий (2000-07-24). «Сравнение моделей термодинамических потерь, подходящих для газовых турбин — теория и таксономия». 36-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигателям . Лас-Вегас, Невада, США: Американский институт аэронавтики и астронавтики: 4–8. doi :10.2514/6.2000-3714.
↑ Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон 2004, ISBN 978 0 511 33833 5
^ «Взлет с уменьшенной тягой». 30 мая 2021 г.
^ Характеристики газовых турбин, второе издание, Уолш и Флетчер, 2004, ISBN 0 632 06434 X , стр. 5
^ Реактивные двигатели и двигательные установки для инженеров, Развитие человеческих ресурсов, GE Aircraft Engines 1989, стр. 5-9
^ Аэродинамический дизайн осевых компрессоров, N65 23345,1965, NASA SP-36, стр.68
^ Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика , стр. 21
^ Введение в аэрокосмическую технику с точки зрения летных испытаний, Стивен Корда 2017, ISBN 9781118953389 , стр.185

Внешние ссылки

На Викискладе есть медиафайлы по теме Турбовентиляторные двигатели .

Wikibooks: Реактивное движение
Malcolm Gibson (август 2011 г.). "Шевронное сопло: новый подход к снижению шума реактивной струи" (PDF) . Инновации NASA в аэронавтике NASA/TM-2011-216987 . Архивировано из оригинала (PDF) 2020-03-23 . Получено 2017-03-24 .
«Ежегодник двигателей». UBM Aviation . 2012.
«Коммерческие двигатели 2017». Flight Global .
Бьорн Ферм (14 апреля 2017 г.). «Уголок Бьорна: Авиационные двигатели, подведение итогов». Leeham Co.и предыдущие серии