Степень двухконтурности ( BPR ) турбовентиляторного двигателя — это отношение массового расхода двухконтурного потока к массовому расходу, поступающему в активную зону. [1] Например, коэффициент байпаса 10:1 означает, что через байпасный канал проходит 10 кг воздуха на каждый 1 кг воздуха, проходящего через ядро.
Турбореактивные двигатели обычно описываются в терминах BPR, которые вместе с степенью сжатия двигателя , температурой на входе в турбину и степенью давления вентилятора являются важными параметрами конструкции. Кроме того, BPR указывается для турбовинтовых и вентиляторных установок без воздуховода, поскольку их высокий тяговый КПД дает им общие характеристики эффективности турбовентиляторных двигателей с очень высокой двухконтурностью. Это позволяет отображать их вместе с ТРДД на графиках, показывающих тенденции снижения удельного расхода топлива (УТР) с увеличением BPR. BPR также указан для установок подъемного вентилятора, в которых поток воздуха от вентилятора удален от двигателя и физически не касается сердцевины двигателя.
Байпас обеспечивает более низкий расход топлива при той же тяге, измеряемый как удельный расход топлива тяги (граммы топлива в секунду на единицу тяги в кН в единицах СИ ). Меньший расход топлива, обусловленный высокой степенью двухконтурности, применим к турбовинтовым двигателям , в которых используется воздушный винт , а не канальный вентилятор. [2] [3] [4] [5] Конструкции с большим двухконтурным контуром являются преобладающим типом для коммерческих пассажирских самолетов, а также гражданских и военных реактивных транспортных средств.
Бизнес-джеты используют средние двигатели BPR. [6]
В боевых самолетах используются двигатели с низкой степенью двухконтурности для достижения компромисса между экономией топлива и требованиями боя: высокой удельной мощностью , сверхзвуковыми характеристиками и возможностью использования форсажных камер .
If all the gas power from a gas turbine is converted to kinetic energy in a propelling nozzle, the aircraft is best suited to high supersonic speeds. If it is all transferred to a separate big mass of air with low kinetic energy, the aircraft is best suited to zero speed (hovering). For speeds in between, the gas power is shared between a separate airstream and the gas turbine's own nozzle flow in a proportion which gives the aircraft performance required. The first jet aircraft were subsonic and the poor suitability of the propelling nozzle for these speeds due to high fuel consumption was understood, and bypass proposed, as early as 1936 (U.K. Patent 471,368). The underlying principle behind bypass is trading exhaust velocity for extra mass flow which still gives the required thrust but uses less fuel. Frank Whittle called it "gearing down the flow".[7] Power is transferred from the gas generator to an extra mass of air, i.e. a bigger diameter propelling jet, moving more slowly. The bypass spreads the available mechanical power across more air to reduce the velocity of the jet.[8] The trade-off between mass flow and velocity is also seen with propellers and helicopter rotors by comparing disc loading and power loading.[9] For example, the same helicopter weight can be supported by a high power engine and small diameter rotor or, for less fuel, a lower power engine and bigger rotor with lower velocity through the rotor.
Bypass usually refers to transferring gas power from a gas turbine to a bypass stream of air to reduce fuel consumption and jet noise. Alternatively, there may be a requirement for an afterburning engine where the sole requirement for bypass is to provide cooling air. This sets the lower limit for BPR and these engines have been called "leaky" or continuous bleed turbojets[10] (General Electric YJ-101 BPR 0.25) and low BPR turbojets[11] (Pratt & Whitney PW1120). Low BPR (0.2) has also been used to provide surge margin as well as afterburner cooling for the Pratt & Whitney J58.[12]
В бесконтурном (турбореактивном) двигателе выхлопные газы с высокой температурой и высоким давлением ускоряются за счет расширения через рабочее сопло и создают всю тягу. Компрессор поглощает всю механическую мощность, вырабатываемую турбиной. В конструкции с байпасом дополнительные турбины приводят в движение канальный вентилятор , который ускоряет воздух назад от передней части двигателя. В конструкции с высоким байпасом большую часть тяги создают канальный вентилятор и сопло. В принципе турбовентиляторные двигатели тесно связаны с турбовинтовыми двигателями , поскольку оба они передают часть газовой мощности газовой турбины, используя дополнительное оборудование, в обходной поток, оставляя горячему соплу меньше энергии для преобразования в кинетическую энергию. Турбореактивные двигатели представляют собой промежуточную ступень 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). [13] Извлечение мощности на валу и передача ее в обходной поток приводит к дополнительным потерям, которые более чем компенсируются улучшенным тяговым КПД. Турбовинтовой двигатель на максимальной скорости полета обеспечивает значительную экономию топлива по сравнению с турбореактивным двигателем, даже несмотря на то, что к реактивному соплу турбореактивного двигателя с низкими потерями были добавлены дополнительная турбина, коробка передач и воздушный винт. [14] ТРДД имеет дополнительные потери из-за дополнительных турбин, вентилятора, перепускного канала и дополнительного рабочего сопла по сравнению с одиночным соплом турбореактивного двигателя.
Чтобы увидеть влияние только увеличения BPR на общую эффективность самолета, т. е. SFC, необходимо использовать общий газогенератор, т. е. не изменять параметры цикла Брайтона или КПД компонентов. Беннетт [15] показывает в этом случае относительно медленный рост потерь при передаче мощности на байпас одновременно с быстрым падением потерь на выхлопе при значительном улучшении SFC. В действительности увеличение BPR с течением времени сопровождается повышением эффективности газогенератора, в некоторой степени маскируя влияние BPR.
Only the limitations of weight and materials (e.g., the strengths and melting points of materials in the turbine) reduce the efficiency at which a turbofan gas turbine converts this thermal energy into mechanical energy, for while the exhaust gases may still have available energy to be extracted, each additional stator and turbine disk retrieves progressively less mechanical energy per unit of weight, and increasing the compression ratio of the system by adding to the compressor stage to increase overall system efficiency increases temperatures at the turbine face. Nevertheless, high-bypass engines have a high propulsive efficiency because even slightly increasing the velocity of a very large volume and consequently mass of air produces a very large change in momentum and thrust: thrust is the engine's mass flow (the amount of air flowing through the engine) multiplied by the difference between the inlet and exhaust velocities in—a linear relationship—but the kinetic energy of the exhaust is the mass flow multiplied by one-half the square of the difference in velocities.[16][17] A low disc loading (thrust per disc area) increases the aircraft's energy efficiency, and this reduces the fuel use.[18][19][20]
The Rolls–Royce Conway turbofan engine, developed in the early 1950s, was an early example of a bypass engine. The configuration was similar to a 2-spool turbojet but to make it into a bypass engine it was equipped with an oversized low pressure compressor: the flow through the inner portion of the compressor blades went into the core while the outer portion of the blades blew air around the core to provide the rest of the thrust. The bypass ratio for the Conway varied between 0.3 and 0.6 depending on the variant[21]
The growth of bypass ratios during the 1960s gave jetliners fuel efficiency that could compete with that of piston-powered planes. Today (2015), most jet engines have some bypass. Modern engines in slower aircraft, such as airliners, have bypass ratios up to 12:1; in higher-speed aircraft, such as fighters, bypass ratios are much lower, around 1.5; and craft designed for speeds up to Mach 2 and somewhat above have bypass ratios below 0.5.
Turboprops have bypass ratios of 50-100,[2][3][4] although the propulsion airflow is less clearly defined for propellers than for fans[22] and propeller airflow is slower than the airflow from turbofan nozzles.[20][23]
{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)