Производительность реактивного двигателя

Реактивный двигатель работает за счет преобразования топлива в тягу. Насколько хорошо он работает, является показателем того, какая часть его топлива тратится впустую. Он передает тепло от горящего топлива воздуху, проходящему через двигатель. При этом он производит тягу при движении транспортного средства, но большая часть топлива тратится впустую и проявляется только в виде тепла. Инженеры-двигатели стремятся свести к минимуму превращение энергии топлива в непригодную для использования тепловую энергию. Повышенное внимание к улучшению характеристик коммерческих авиалайнеров произошло в 1970-х годах из-за роста стоимости топлива.

Значение характеристик реактивного двигателя было сформулировано как «конечный продукт, который продает компания по производству реактивных двигателей». и, как таковые, критерии включают тягу и расход топлива, срок службы, вес, выбросы, диаметр и стоимость. Критерии производительности отражают уровень технологий, использованных при проектировании двигателя, и эта технология постоянно совершенствуется с тех пор, как реактивный двигатель был принят на вооружение в 1940-х годах. Категории характеристик включают улучшение характеристик, ухудшение характеристик, сохранение характеристик, работу двигателя без двигателя (неустановленного) и производительность в составе силовой установки самолета (установленного).

Характеристики реактивного двигателя (тяга и расход топлива) для пилота отображаются в кабине как степень сжатия двигателя (EPR) и температура выхлопных газов (EGT) или скорость вращения вентилятора (N1) и EGT. ЭПР и Н1 являются индикаторами тяги. EGT — это индикатор расхода топлива, но, что более важно, это монитор состояния. поскольку оно постепенно возрастает по мере эксплуатации двигателя в течение тысяч часов по мере износа деталей, пока не достигнет предельного значения.

Производительность двигателя рассчитывается с использованием термодинамического анализа цикла двигателя. Он определяет, что происходит внутри двигателя. Условия внутри двигателя, а также используемое топливо и создаваемая тяга могут быть показаны в удобной табличной форме, обобщающей анализ.

Введение

Вводный взгляд на характеристики реактивного двигателя можно получить беглым, но интуитивно понятным способом с помощью диаграмм и фотографий, на которых показаны особенности, влияющие на характеристики. Примером диаграммы является треугольник скоростей , который в повседневной жизни сообщает велосипедистам, почему они борются с ветром с определенных сторон (и где лобовое столкновение хуже всего), а в контексте двигателя показывает, под каким углом воздух приближается к лопаткам компрессора (лобовое направление - это лучше всего подходит для низких потерь). Использование треугольников скоростей в компрессорах и турбинах, чтобы показать важнейший угол, под которым воздух приближается к лопаткам, восходит к ранним паровым турбинам.

На фотографиях показаны функции повышения производительности, такие как наличие перепускного воздушного потока (повышенная тяговая эффективность), что заметно только визуально на двигателях с отдельным выходным соплом для перепускного воздуха. Они также используются для демонстрации редко видимых внутренних деталей, таких как сотовые уплотнения, которые уменьшают утечку и экономят топливо (повышенный тепловой КПД), а также детали, ухудшающие качество, такие как следы потертостей на лопастях центробежного рабочего колеса, которые указывают на потерю материала, повышенную утечку воздуха и расход топлива. .

Реактивные двигатели работают двумя основными способами, совокупный эффект которых определяет, сколько отходов они производят в качестве побочного продукта сгорания топлива для выполнения тяговой работы самолета. Во-первых, это преобразование энергии, поскольку сжигание топлива ускоряет прохождение воздуха, что в то же время приводит к образованию отходящего тепла из-за потерь компонентов (тепловой КПД). Во-вторых, часть мощности, переданной воздуху двигателем, передается самолету в виде работы тяги, а оставшаяся часть представляет собой потери кинетической энергии в следе (тяговая эффективность). Два показателя эффективности были впервые сформулированы в 19 веке для парового двигателя (тепловой КПД). $\eta _{th}$) и гребной винт корабля (пропульсивный или с КПД Фруда $\eta _{pr}$).

Наглядным представлением характеристик реактивного двигателя с точки зрения топливной эффективности является диаграмма «Температура-энтропия» (T~s). Диаграмма возникла в 1890-х годах для оценки термического КПД паровых двигателей. В то время энтропия была введена в графической форме в диаграмму Т~s, которая дает тепловой КПД как отношение площадей диаграммы. Диаграмма также применима к воздушно-реактивным двигателям, площадь которых представляет собой кинетическую энергию. добавляется к воздуху, проходящему через двигатель. К газотурбинному двигателю необходимо добавить двигательное устройство — сопло, чтобы преобразовать его энергию в тягу. Эффективность этого преобразования (Фруда или тяговая эффективность) отражает работу, проделанную в 1800-х годах над корабельными гребными винтами. Актуальностью для самолетов с газотурбинными двигателями является использование вторичной струи воздуха с воздушным винтом или, для реактивных двигателей, введение двухконтурного двигателя. Общий КПД реактивного двигателя равен тепловому КПД, умноженному на тяговый КПД ( $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{pr}$).

С тех пор, как реактивные двигатели поступили на вооружение в 1940-х годах, произошел быстрый прогресс в технологии авиационных двигателей. Например, за первые 20 лет коммерческого реактивного транспорта от двигателя Comet 1 Ghost до 747 JT9D Hawthorne увеличивает Ghost, чтобы придать JT9D взлетную тягу, и он в четыре с половиной раза тяжелее. Гаффин и Льюис провести оценку, используя знания дизайна одной компании. Используя технологию уровня JT3D (1958 г.) для создания цикла JT9D (1966 г.) с более высокой степенью двухконтурности и степенью давления, гипотетический двигатель получился на 70% тяжелее, на 90% длиннее и с диаметром на 9% больше, чем двигатель JT9D.

Преобразование топлива в тягу

Типом реактивного двигателя, используемого для объяснения преобразования топлива в тягу, является прямоточный воздушно-реактивный двигатель . Он проще турбореактивного двигателя , который, в свою очередь, проще турбовентиляторного двигателя . Уместно использовать пример с ПВРД, поскольку ПВРД, турбореактивный двигатель и турбовентиляторный двигатель используют один и тот же принцип для создания тяги, которая заключается в ускорении проходящего через них воздуха. Все водометные движители развивают тягу за счет увеличения скорости рабочего тела.

Преобразование топлива в тягу можно показать на эскизе, который в принципе иллюстрирует расположение силы тяги в значительно упрощенной внутренней форме, представляющей прямоточный воздушно-реактивный двигатель. В результате сгорания топлива возникает тяга, действующая вперед на внутренние поверхности, будь то диффузор прямоточного воздушно-реактивного двигателя или компрессор реактивного двигателя. Хотя импульс потока, выходящего из сопла, используется для расчета тяги, этот импульс является лишь реакцией на силы статического давления внутри двигателя, и именно эти силы создают тягу.

• 
  Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель Marquardt RJ43 . На этой музейной выставке в разрезе показаны три компонента ПВРД, диффузор, камера сгорания и сопло. На сверхзвуковых скоростях воздуха сжатие воздуха начинается на кончике конуса диффузора и продолжается внутри за счет контуров внутренних воздушных каналов между черным центральным корпусом и внутренней стенкой воздуховода до красной сетки с высокой степенью блокировки. затем сгорание в цилиндрической секции после желтых топливных форсунок и до входа в форсунку, затем расширение через сужающееся/расширяющееся сопло.
• 
  Цель этого эскиза — показать, что внутри двигателя действуют силы давления, действующие вперед, и силы, действующие назад, и что движение вперед больше, чем назад, поэтому результатом является тяга вперед. Типичное распределение давления ПВРД по всем внутренним поверхностям показано Томасом. Сгорание топлива в ПВРД (в области, показанной красным) приводит к расширению воздуха. Показано, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель движется влево, а повышение давления в плунжере (P1) в диффузоре (диффузоре) поддерживается расширяющимся газом, который может ускоряться только назад при наличии подъема плунжера. Тяга (Sd) создается давлением, действующим на обращенные назад поверхности диффузора. Если имеется ограничитель сопла (угелло), как показано, но это не обязательно для создания тяги, Также присутствует сила сопротивления (Su), которая уменьшает тягу.

Преобразование топлива в тягу и отходы

Визуальным свидетельством отходов реактивного двигателя является искаженный вид через следы высокотемпературных струй, исходящие из активной зоны двигателя. «Эффективность газовой турбины можно повысить за счет уменьшения доли тепла, которое уходит в отходы, то есть за счет снижения температуры выхлопных газов». Для создания большей части тяги (~ 90%) современного гражданского двухконтурного двигателя требуется меньше отходов, поскольку воздух в обходном контуре едва теплый, всего на 60 ° F выше температуры окружающей среды при взлете. Только ~10% приходится на видимый гораздо более горячий выхлоп активной зоны, на 900 градусов выше температуры окружающей среды.

Отходы, выходящие из реактивного двигателя, имеют форму следа, который состоит из двух составляющих: одной механической, называемой остаточной потерей скорости (RVL), из-за ее кинетической энергии, а другой термодинамической из-за ее высокой температуры. Отходящее тепло в выхлопе реактивного двигателя можно уменьшить только в источнике, устраняя процессы потерь и энтропию, возникающую при прохождении воздуха через двигатель. Например, более эффективный компрессор имеет меньшие потери, генерирует меньшую энтропию и меньше влияет на температуру выхлопных газов, выходящих из двигателя. Другой пример — передача энергии от двигателя воздуху в обход двигателя. В случае двигателя с большим двухконтурным ходом имеется большая доля (~90%) едва теплого (на ~60°F теплее окружающего воздуха) воздуха, создающего тягу, и только 10% вклада составляют гораздо более горячие выхлопы силового агрегата. производство основного двигателя. Таким образом, Struchtrup et al. показать преимущества турбовентиляторного двигателя с большим двухконтурным режимом с точки зрения снижения энтропии вместо обычного преимущества в тяговой эффективности.

Затраты мощности на создание тяги состоят из двух частей: мощности тяги, определяемой скоростью изменения импульса и скорости самолета, и мощности, представленной кинетической энергией следа.

Энтропия, обозначаемая буквой «s», введена здесь потому, что, хотя ее математический смысл признан трудным, его обычное представление на диаграмме температуры-энтропии (T~s) для цикла реактивного двигателя является графическим и интуитивно понятным, поскольку его влияние показано в виде областей диаграммы. Диаграмма Т~s была изобретена, чтобы помочь инженерам, ответственным за эксплуатацию паровых двигателей, понять эффективность их двигателей. Она дополняла уже существующую диаграмму p~v, которая давала лишь половину картины эффективности теплового двигателя, показывая только работу цилиндра, без привязки к подведенному и потраченному при этом теплу. Потребность в дополнительной диаграмме, в отличие от понимания сложных теорий, признала ценность графического представления теплопередачи к двигателю и от него. Он покажет площади, представляющие количество тепла, преобразованного в работу, по сравнению с отпущенным теплом (тепловой КПД).

Математическое значение энтропии, применимое к газотурбинному реактивному двигателю, можно обойти, чтобы позволить использовать этот термин в связи с диаграммой T~s:

Quoting Frank Whittle: "Entropy is a concept which many students have a difficulty in assimilating. It is a somewhat intangible quantity...".  Entropy is generated when energy is converted into an unusable form analogous to the loss of energy in a waterfall where the original potential energy is converted to unusable energy of turbulence.

Cumpsty says "... a rise in entropy is a loss in the capability of turning thermal energy into work".

Denton compares it with aircraft drag, which is intuitive, "For an aircraft the ultimate measure of lost performance is the drag of its components....entropy creation reflects loss of efficiency in jet engines". He uses an analogy which imagines any inefficiency mechanism, such as the creation of whirls in the airflow, as producing smoke. Once created it cannot be destroyed and the concentration at the exit of the engine includes contributions from all loss-producing sources in the engine. The loss of efficiency is proportional to the concentration of the smoke at the exit.

Тяга создается внутри реактивного двигателя внутренними компонентами, которые возбуждают поток газа. Энергия топлива, выделяющаяся в камере сгорания, учитывается по двум основным категориям: ускорение массового расхода через двигатель и остаточное тепло. Ускорение потока через двигатель вызывает одновременное производство кинетической энергии, сопровождающей обратный импульс, создающий тягу. Кинетическая энергия остается позади двигателя, не внося вклада в мощность тяги. и называется остаточной потерей скорости. Сила тяги от неподвижного двигателя становится силой тяги, когда под ее воздействием движется самолет.

Zhemchuzhin et al. показать энергетический баланс турбореактивного двигателя в полете в виде диаграммы Сэнки . Потери компонентов оставляют двигатель в виде отходящего тепла и добавляются к площади отвода тепла на диаграмме T~s, уменьшая рабочую зону на ту же величину.

Двигатель совершает работу над проходящим через него воздухом, и эта работа выражается в увеличении кинетической энергии. Увеличение кинетической энергии происходит за счет сжигания топлива, и соотношение этих двух величин представляет собой тепловой КПД, который равен увеличению кинетической энергии, деленной на тепловую энергию топлива (массовый расход топлива х низшая теплотворная способность). Расширение после сгорания используется для приведения в движение компрессора-турбины и обеспечения работы плунжера в полете, оба из которых вызывают начальный рост температуры на диаграмме T~s. Остальная часть работы расширения диаграммы Т~s доступна для движения, но не вся из них производит работу тяги, поскольку она включает остаточную кинетическую энергию. или РВЛ.

Потери в трех областях повышения производительности, а именно в газогенераторе, частях, передающих мощность на байпас, и в следящей мощности, объединяются каждая в свою собственную эффективность, основную, передающую и движущую силу. Кроме того, все три объединены в общий КПД, который получается путем умножения теплового КПД активной зоны, КПД передачи и КПД тяги. $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{tr}\eta _{pr}$

• 
  Это изображение реактивного двигателя как теплового двигателя показывает, что значительная энергия тратится впустую при производстве работы, при этом энергетический баланс составляет W=QH - Qa. Происходит передача тепла QH от непрерывного сгорания при TH к воздушному потоку в камере сгорания и одновременное производство кинетической энергии W и рассеяние энергии с передачей тепла Qa при выходе из двигателя в окружающую атмосферу при Ta.
• 
  Диаграмма T~s (абсолютная температура T и энтропия s) представляет собой графическое представление двух теплопередач, представленных областями диаграммы, и областью (обведенной синей линией), представляющей механическую работу, но в тепловых единицах. Теплопередача к двигателю Qzu осуществляется областью между линиями 2-3 и осью X. Тепло, переданное в атмосферу Qab, представляет собой площадь между линией 1–4 и осью x, а разница между площадями представляет собой тепловую энергию, преобразованную в кинетическую энергию Wi. Для реального двигателя с потерями потока (процессы производства энтропии) площадь Wi (полезная мощность) сжимается в пределах области подвода тепла, поскольку меньше тепла преобразуется в работу, а больше отбрасывается с выхлопными газами.
• 
  Диаграмма черной линией представляет цикл реактивного двигателя с максимальным давлением p2 и температурой T3. Когда в реальном двигателе учитывается неэффективность компонентов, область, обведенная синей линией, является результатом, который показывает, что энтропия увеличивается в каждом процессе, включая потерю давления сгорания от p3 до p3', из-за характеристик потерь воздушного потока, таких как трение, через каждое. Дожигание увеличивает площадь цикла за пределами строки 3–4. Диаграмма также применима к основному циклу турбовентиляторного двигателя и к дополнительной диаграмме меньшего размера. необходим для сжатия байпаса, потери давления в байпасном канале и расширения сопла вентилятора.

Конфигурации реактивного двигателя

Каждый из реактивных двигателей, прямоточного воздушно-реактивного двигателя, турбореактивного двигателя, турбореактивного двигателя дожига, турбовентиляторного двигателя и турбовентиляторного двигателя дожига, имеет различный набор компонентов, которые сжимают, нагревают и расширяют проходящий воздух. Часть цикла сжатия может осуществляться только компрессором без движущихся частей (впускное отверстие/диффузор ПВРД) или впускным отверстием самолета и компрессором двигателя. Дожигание происходит в дополнительной камере сгорания. Часть расширения происходит в сопле, которому обычно предшествуют турбины. В турбовентиляторных двигателях передача энергии с помощью турбины и вентилятора происходит от активной зоны в обход воздуха.

• 
  Marquardt RJ43 Музейный экспонат прямоточного воздушно-реактивного двигателя в разрезе. ПВРД представляет собой двигательный канал, в котором воздух с высокой скоростью преобразуется в давление в диффузоре, добавляется тепло и воздух выходит с более высокой скоростью. В этом конкретном сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе сжатие происходит, начиная с кончика впускного шипа и заканчивая красной решеткой с высокой степенью блокировки, эта длина составляет диффузор. Горение происходит от начала цилиндрического участка к соплу, а расширение – в сужающемся-расширяющемся сопле.
• 
  Турбореактивный двигатель Pratt & Whitney J57 (модель в масштабе 1/4). Турбореактивный двигатель использует термодинамический циркулирующий газ в качестве движущей силы. Скорость реактивной струи слишком сильно превышает скорость дозвукового самолета, чтобы быть экономичным методом приведения в движение дозвукового самолета. Целью реактивного двигателя является преобразование энергии топлива в кинетическую энергию циклического воздуха, но после появления импульса, создающего тягу, нежелательным побочным продуктом является скорость следа, которая приводит к потере кинетической энергии, известной как потеря остаточной скорости (RVL). Скорость следа за самолетом с турбореактивным двигателем на дозвуковой скорости составляет около 600 миль в час. На максимальных скоростях вращения винта скорость следа за винтом, который он заменил в качестве создателя тяги, составляет около 10 миль в час при незначительной УХ. Полностью преобразовать кинетическую энергию, приобретенную внутри двигателя, в работу тяги невозможно. Весь прирост кинетической энергии, полученный внутри двигателя, расходуется на работу тяги и потери кинетической энергии вне двигателя. Таким образом, внутри двигателя остается кинетическая энергия, которая остается неиспользованной. В случае неподвижного двигателя перед взлетом вся кинетическая энергия превращается в потери, так как сила тяги не совершает работы.
• 
  Климов ТРД ВК-1 Ф с форсажной камерой. Форсажная камера представляет собой пропульсивный канал, в котором высокоскоростные выхлопные газы турбины двигателя преобразуются в давление в диффузоре. Топливо форсажной камеры сгорает вместе с кислородом разбавляющего воздуха, который не участвовал в процессе сгорания двигателя. Газ расширяется в сопле с увеличением скорости. Форсажная камера турбореактивного двигателя предъявляет те же три требования, что и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, причем оба они являются двигательными каналами. Это преобразование высокоскоростного газа в давление в диффузоре, сгорание и расширение до более высокой скорости в сопле. Таким образом, в конце 1940-х годов комбинацию турбореактивного двигателя и форсажной камеры иногда считали турбопрямоточным воздушно-реактивным двигателем.

С момента введения в эксплуатацию принципа байпаса в xx постепенно увеличивающаяся доля байпасного воздуха по сравнению с той, которая проходит через энергогенерирующую активную зону, стала возможной за счет увеличения мощности активной зоны на фунт в секунду воздушного потока активной зоны (удельная мощность активной зоны).

Утверждение, иллюстрирующее связь между вентилятором и основным двигателем двигателя с большим двухконтурным режимом, принадлежит Морану. «Вентилятор обеспечивает тягу (так в оригинале). Ядро обеспечивает мощность для работы вентилятора + некоторую тягу». То же самое можно сказать и о комбинации поршневого двигателя и воздушного винта. «Винт обеспечивает тягу. Двигатель обеспечивает мощность для работы винта + некоторую тягу (за счет выхлопных патрубков)». Сходство двух технологий заключается в том, что функции генератора энергии и генератора тяги разделены. Термодинамический и двигательный КПД независимы. Однако в случае турбореактивного двигателя любое улучшение, которое увеличивало степень сжатия в цикле или температуру на входе в турбину, также повышало температуру и давление в реактивной трубе, обеспечивая более высокую скорость струи по сравнению со скоростью самолета. По мере увеличения теплового КПД тяговый КПД падал. Эта взаимозависимость была нарушена с помощью двухконтурного двигателя.

• 
  Воздухозаборник и вентилятор ТРДД (CF-6). Площадь потока активной зоны, 1/6, видна через вентилятор. Сравнение того, насколько эффективно дозвуковой воздухозаборник сжимает воздух по сравнению с вентилятором, можно сравнить с повышением температуры впускного плунжера и вентилятора для CFM56 примерно на 30 и 40 °F при крейсерском режиме 0,85 Mn. Повышение температуры связано с повышением давления из-за потерь, возникающих при достижении сжатия, и все три фактора визуально видны на диаграмме T~s.
• 
  Турбовентилятор ( IAE V2500 ) демонстрирует оборудование, необходимое для передачи энергии от активной зоны в обход воздуха, который течет по вырезанному обводному каналу. Этими деталями являются 5-ступенчатая турбина (крайняя справа, обозначенная кольцами на конце кожуха), и вентилятор (крайний левый). Эти детали вносят свои собственные потери в двигатель, обеспечивая прирост тяговой эффективности.
• 
  Турбина низкого давления В2500. Часть мощности этой турбины приводит в движение внутреннюю часть вентилятора и три ступени повышения давления, которые способствуют повышению производительности активной зоны. Другая часть передает энергию перепускному воздуху, приводя в движение гораздо большую внешнюю часть вентилятора.
• 
  Турбовентилятор (Трент) показывает сопло активной зоны и лопатки турбины, а также перепускное сопло и статоры перепуска вентилятора. Два следа сопел состоят из отходов, которые выделяются при создании тяги. Оба имеют остаточную потерю скорости из-за своей кинетической энергии, которая объясняется pr eff. Активная зона имеет тепло, отводимое от термодинамического цикла и потери компонентов. Также из активной части двигательной установки, т.е. из сопла, и потери ТНД, связанные с перепускным потоком вентилятора. Сопло вентилятора передает тепловые потери от перепускной двигательной установки, т.е. генерирование внешней энтропии вентилятора, производство энтропии от потери давления в перепускном канале и сопле.
• 
  ТРДДД малой двухконтурности ( Turbo-Union RB199 ) с форсажной камерой. Слева виден обводной канал, окружающий турбины. В форсажной камере можно увидеть перепускные топливные форсунки, перепускные держатели пламени и основной пламедержатель в центре. Впрыск топлива в активную зону не виден вверх по потоку. Надежное горение в байпасном воздухе, температура которого может достигать 300 К, обеспечивается за счет сбора части выхлопного потока турбины для нагрева байпасных пламедержателей. Ковши, показанные посередине между развернутым и походным положениями, предназначены для реверсора тяги.

Тяга и расход топлива

Тяга и расход топлива являются ключевыми показателями производительности реактивного двигателя. Улучшения в тяге и расходе топлива широко упоминаются в новой конструкции двигателя по сравнению с предыдущей, чтобы показать, что была использована новая технология, снижающая расход топлива. Например, Pearl 10X сообщается, что турбовентиляторный двигатель производит на 8% больше тяги и использует на 5% меньше топлива, чем BR725 . Тяга и расход топлива объединены в единый показатель — удельный расход топлива (SFC), который отражает уровень технологии, используемой в двигателе, поскольку это топливо, необходимое для создания одного фунта или Ньютона тяги независимо от размера двигателя. Два двигателя, разделенные примерно пятидесятилетним опытом в области проектирования реактивных двигателей, Pratt & Whitney JT3C и Pratt & Whitney 1100G, демонстрируют снижение SFC на 50 % с 26 до 13 мг/Нс.

Тяга создается внутри двигателя, когда компоненты подают энергию в поток газа. Та же величина тяги проявляется без учета того, что происходит внутри двигателя. Рассматривая двигатель как тягу черного ящика , рассчитывают, зная массовый расход и скорость воздуха, поступающего в двигатель, а также увеличенную скорость выхлопных газов, покидающих двигатель. Наблюдение этого увеличения означает, что к газу внутри двигателя была приложена ускоряющая сила, направленная назад. Тяга — равная и противоположная реакция на внутренние части двигателя, которая передается самолету через опоры двигателя.

Степень сжатия двигателя (EPR), частота вращения компрессора низкого давления (N1) и температура выхлопных газов (EGT)

Airbus A340-300 Электронный централизованный монитор самолета (ECAM), показывающий N1 и EGT для каждого из четырех двигателей.

Хвостовую часть рейса 90 поднимают из реки Потомак.

EPR или N1 используются в качестве индикаторов тяги в кабине, поскольку тот или иной, в зависимости от предпочтений производителя двигателя, является допустимой альтернативой тяге, которая не измеряется на самолете. Как таковые они известны как параметры настройки тяги. N1 предпочитают General Electric Aviation и CFM International , а EPR предпочитают Pratt & Whitney и Rolls-Royce . Значение EPR для турбореактивного двигателя заключается в сравнении давления в реактивной трубе с давлением снаружи двигателя, а повышение давления является результатом насосного действия двигателя. Совместное действие двигателя и дополнительного сопла должно создавать тягу. Функция основного двигателя (компрессора, камеры сгорания и турбины) заключается в нагнетании воздуха до давления, превышающего давление окружающего воздуха. Затем он ускоряется, пропуская его через суженную область, известную как сопло. Для двухконтурного двигателя с двумя отдельными соплами давления в каждом взвешиваются относительно площадей сопел. Таким образом, индикатор тяги Rolls-Royce RB211 известен как интегрированный EPR (IEPR). Тягу легко контролировать, регулируя воздушный поток, а поскольку весь воздушный поток нагнетается вентилятором N1, компания General Electric Aviation использует его для настройки тяги .

EGT является индикатором расхода топлива в кабине, поскольку топливо, сгоревшее в камере сгорания, определяет температуру на входе в турбину, которую невозможно надежно измерить, и EGT является подходящей альтернативой. Любое ухудшение состояния двигателя как нового потребует большего количества топлива, что приведет к более высокой температуре газа для создания тяги. Например, при взлетном EPR расход топлива и, следовательно, EGT увеличиваются со временем эксплуатации, поскольку состояние двигателя ухудшается по сравнению с его новым состоянием. Он постепенно расходует больше топлива, пока не придется заменять детали, чтобы восстановить исходную более низкую рабочую температуру и снизить затраты на покупку топлива.

Показатели производительности кабины могут вводить в заблуждение

Хотя EPR напрямую связан с тягой за пределами диапазона полета, опыт American Airlines со своими первыми реактивными двигателями Pratt & Whitney JT3C был омрачен проблемами с приборами, поэтому показания кабины были подвергнуты сомнению, а другие параметры, FF и N1, использовались летным персоналом в отчаяние.

ЭПР основан на измерении давления, при этом трубки для отбора проб могут засориться. Рейс 90 авиакомпании Air Florida разбился при взлете в условиях снега и обледенения. Требуемая взлетная тяга составляла 14 500 фунтов, которую обычно устанавливали путем перемещения рычагов тяги, чтобы получить значение EPR 2,04. Из-за обледенения зонда EPR установленное значение, т.е. 2,04, было ошибочным и фактически эквивалентно 1,70, что давало фактическую тягу всего 10 750 фунтов. Более медленное ускорение заняло на 15 секунд больше времени, чем обычно, для достижения скорости взлета, что способствовало катастрофе.

Показания EGT также могут вводить в заблуждение. Температура газа, выходящего из турбины, увеличивается по мере использования двигателя по мере изнашивания деталей, но Стратегическое авиационное командование одобрило двигатели J57 и TF33 для полета, не зная, что у них погнуты и сломаны детали турбины. Их ввело в заблуждение низкое значение EGT, которое, если принять за чистую монету, указывало на то, что двигатели находятся в приемлемом состоянии. Было обнаружено, что датчики EGT не были расположены правильно для измерения репрезентативной температуры газа для истинного состояния двигателя.

Улучшение производительности

Производительность с точки зрения SFC, а не, скажем, веса или размера, представляет собой общую эффективность преобразования энергии всей силовой установки или степень минимизации отходов. Общая эффективность всей силовой установки зависит от эффективности ее составных частей, которые производят отходы.

Улучшение характеристик реактивного двигателя, сначала как турбореактивного, а затем как турбовентиляторного двигателя, произошло за счет постоянного увеличения степени сжатия (PR) и эффективности компонентов, снижения потерь давления, а также за счет разработки материалов, которые вместе с технологиями охлаждения позволили повысить турбину. температура на входе (TIT). Это также произошло за счет уменьшения утечек из газового тракта, поскольку только поток газа по поверхностям аэродинамического профиля способствует тяге. Увеличение TIT означает более высокую выходную мощность, что для турбореактивного двигателя приводит к слишком высокой скорости выхлопа для дозвукового полета. В дозвуковых самолетах высокая мощность ядра, доступная за счет увеличенного TIT, используется для привода большого вентилятора, который добавляет меньше кинетической энергии к большому количеству воздуха. Кинетическая энергия — это нежелательный побочный продукт, известный как остаточная потеря скорости, увеличения импульса, который создает тягу. Цель инженера-двигателя — свести к минимуму преобразование или деградацию энергии в тепло, а не в работу тяги. Поршневые двигатели использовали часть отработанного тепла при турбонаддуве и турбокомпаундировании. Некоторые использовались для тяги от выхлопных патрубков, обращенных назад. Отходящее тепло реактивного двигателя не может быть использовано, поэтому производительность повышается за счет уменьшения количества, вырабатываемого при прохождении воздуха через двигатель. Сюда входит потеря общего давления из-за производства энтропии в воздуховодах, как объяснил Салливан:

Irreversibility or entropy production is a measure of the destruction in the conversion of energy from a high quality form to a low quality form. Fluid flow in a duct with high kinetic energy is a high quality energy datum and the boundary layer converts some of the kinetic energy to a lower quality form thermal energy.

Причину увеличения байпаса при увеличении мощности ядра дает Хартманн:

Higher specific output, ie greater conversion of heat from fuel to KE of a jet, is poor exploitation of the KE needed for the production of thrust due to high energy losses at the outlet.

Увеличенный общий коэффициент давления

Увеличение степени сжатия является улучшением термодинамического цикла, поскольку сгорание при более высоком давлении приводит к уменьшению роста энтропии, что является основной причиной достижения более высоких степеней давления в цикле реактивного двигателя, который известен как цикл Брайтона . Увеличенная степень сжатия может быть достигнута за счет использования большего количества ступеней или увеличения степени сжатия ступеней. Значение более высокого отношения давления к расходу топлива было продемонстрировано в 1948 году, когда J57 (12:1) был выбран для Boeing B-52 Stratofortress вместо турбовинтового двигателя. Предыдущим опытом Boeing с удельным расходом топлива турбореактивных двигателей до того времени был General Electric J47 (5,4:1), который использовался в Boeing B-47 Stratojet , что первоначально привело к решению о турбовинтовом двигателе.

Компрессор с радиальным потоком широко использовался в ранних турбореактивных двигателях, но преимущества в производительности, которые давал осевой компрессор с точки зрения степени давления, SFC, удельного веса и тяги на каждый квадратный фут лобовой площади, были представлены в 1950 году Хейном Константом. Тем не менее, компрессор с радиальным потоком по-прежнему является лучшим выбором для небольших турбовентиляторных двигателей в качестве последней ступени высокого давления, поскольку альтернативные очень маленькие осевые ступени были бы слишком легко повреждены и были бы неэффективны, поскольку зазор между наконечниками был бы значителен по сравнению с высотой лопаток.

• 
  Ранний турбореактивный двигатель de Havilland Goblin , компрессор с радиальным потоком и степенью сжатия 3,3:1, 1942 год.
• 
  Две ступени центробежного компрессора, показанные здесь в турбовинтовом двигателе Rolls-Royce Dart, использовались в реактивном двигателе, турбовентиляторном двигателе Garrett F109 с соотношением давлений 13:1.
• 
  Ранний турбореактивный двигатель General Electric J47 , 1947 год. 11-ступенчатый компрессор имеет степень сжатия 5,4:1.
• 
  ТРДД IAE V2500 (1987 г.) с общим соотношением давлений около 35:1, создаваемым 1 вентилятором, 4 ступенями компрессора низкого давления и 10 ступенями компрессора высокого давления. достигло 60:1 К 2016 году общее соотношение давлений в General Electric GE9X .
• 
  Pratt & Whitney Canada PW500 бизнес-джет PW530 с турбовентиляторным двигателем и компрессором высокого давления с двумя осевыми и центробежными компрессорами последней ступени с обратной стреловидностью и трубчатыми диффузорами. Общее соотношение давлений около 13:1.
• 
  Учебно-тренировочный реактивный самолет Honeywell / ITEC F124 / турбовентиляторный двигатель для легкого боевого самолета демонстрирует компрессор высокого давления с 4 осями и центробежной последней ступенью с высокой обратной стреловидностью, разделительными лопастями и стреловидностью передней кромки. Общий коэффициент давления 19,4:1 от 3 осевых вентиляторов, 4 осевых ВД и 1 центробежного.

Технологии, обеспечивающие высокий общий коэффициент давления

Геометрия осевого компрессора соответствует его расчетным условиям на высоких скоростях, при которых воздушный поток приближается ко всем лопаткам с небольшим уклоном или вообще без него, что является требованием для сведения потерь потока к минимуму. Как только условия изменятся по сравнению с расчетной точкой, угол наклона лопаток изменится от значения с низкими потерями, и в конечном итоге компрессор перестанет работать стабильно. Отклонения от проекта допустимы, если компрессору не придется слишком сильно повышать давление воздуха, скажем до 5 атмосфер. Для более высоких значений необходимо использовать переменные характеристики, которые изменяют геометрию компрессора ниже расчетной скорости. Двигатели, которые появились после J47 с его PR 5,4:1, имели компрессоры с более высоким PR, которым требовалась какая-то переменная функция, которая работала на низких скоростях, чтобы предотвратить срыв передней ступени, отказ флаттера и засорение задней ступени. Это были клапаны, которые открывались для выпуска воздуха, когда все ступени не могли пропустить один и тот же поток, и лопатки с переменным углом для поддержания приемлемых треугольников скорости, состоящих из скорости приближающегося воздуха, скорости лопасти и относительной скорости воздуха к лопасти. В качестве альтернативы компрессор был разделен на два отдельно вращающихся компрессора. каждый с низкой степенью давления, такой как J57 с 3,75 LP x 3,2 л.с. = общее соотношение 12:1. Выпускные клапаны, лопатки с регулируемым углом наклона и разделенные компрессоры используются вместе в современных двигателях для достижения высоких степеней давления. Rolls -Royce Trent 700 1990-х годов с соотношением давлений 36:1 и тремя отдельными роторами компрессора требует 3 ряда регулируемых лопаток и 7 выпускных клапанов.

Вначале необходимо было добиться более высоких степеней давления с помощью многих ступеней, поскольку степень сжатия ступеней была низкой, около 1,16 для компрессора J79, которому требовалось 17 ступеней. Современные компрессоры имеют более высокий PR на ступень и по-прежнему требуют тех же переменных характеристик. Компрессору высокого давления двигателя CFM International LEAP с коэффициентом пропорциональности 22:1 из 10 ступеней требуются регулируемые входные направляющие лопатки и 4 ступени регулируемых статорных лопаток. Общий коэффициент давления в двигателе ограничен температурой, которая с ним связана. Температура на выходе компрессора около 900 К является пределом, который определяется пригодностью материала с точки зрения веса и стоимости.

• 
  Pratt & Whitney JT3 (масштаб 1/4) с масштабом 12:1, пример раннего реактивного двигателя с разделенным компрессором. Также требовался запуск/отвод воздуха на низкой скорости за борт между двумя компрессорами, закрытыми при уровне N2 выше 90%. Виден выпускной клапан с сетчатой ​​защитной решеткой, окрашенной в синий цвет (снятой наполовину).
• 
  Ранний реактивный двигатель Rolls-Royce Avon : 1 из 2 наборов по 3 клапана вверху и 1 из 2 клапанов внизу, которые выпускают некоторое количество воздуха из компрессора, степень давления 7,45: 1, для запуска и работы на малых скоростях. Также спереди виден ряд подшипников регулируемых впускных направляющих лопаток.
• 
  General Electric CJ805 пр. 13:1, демонстрирующий приводной механизм для регулируемых впускных направляющих лопаток и 6 ступеней регулируемых статоров с различными углами для запуска и работы на малых скоростях.
• 
  Показан компрессор General Electric J79 / CJ805, хорошо виден на корпусе компрессора, горизонтальный разъемный фланец, регулируемые статоры, на что указывает круглый конец вращения, для запуска и работы на малых скоростях.
• 
  Ступени переднего компрессора J79/CJ805 с VSV — показывает сужение воздушного канала по мере того, как объем каждого фунта воздуха уменьшается по мере увеличения давления.
• 
  Эти фотографии поврежденного корпуса компрессора иллюстрируют угловое перемещение регулируемых статоров и значение терминологии «открытый» и «закрытый». На нем показаны лопатки статора, закрытые для запуска и работы на низких скоростях (левая фотография) и открытые для более высоких скоростей. Климов ТВ2-117 турбовальный компрессор с пр 6,6:1
• 
  Pratt & Whitney J58 Требуется прокачка компрессора, коэффициент 9:1. Спускные дверцы четвертой ступени, необходимые для запуска двигателя и вентиляции гондолы, видны сразу перед верхней выпускной трубкой. 3 из 6 трубок байпаса 4-й ступени переходят в форсажную камеру, что требуется при низких скорректированных скоростях, вызванных высокой температурой махового поршня.
• 
  Двухпозиционные заслонки задней кромки J58 обеспечивают регулируемую функцию впускного направляющего аппарата, необходимую для предотвращения дрожания (вибрации) лопаток компрессора передней ступени.
• 
  Турбореактивный двигатель бизнес-джета PW530 со спускным клапаном над лопатками первой ступени компрессора высокого давления. Он пропускает сжатый воздух от входа рабочего колеса в перепускной канал на низких скоростях.
• 
  На современных двигателях используются регулируемые впускные направляющие лопатки. видны регулируемые закрылки задней кромки коричневого цвета На General Electric F414 .
• 
  Двигатель CFM LEAP с исполнительными механизмами входных направляющих аппаратов и статоров компрессора высокого давления на первых четырех ступенях.

Увеличенный коэффициент давления ступени

Сжатие воздуха в газовой турбине достигается за счет преобразования части кинетической энергии (ротора компрессора, генерируемой либо центробежным рабочим колесом, либо осевым рядом) воздуха в статическое давление по одной ступени за раз. В большинстве ранних реактивных двигателей использовался одноступенчатый центробежный компрессор с соотношением давлений 3,3:1 ( de Havilland Goblin ). Более высокие степени давления были установлены в осевом компрессоре, поскольку, хотя степени давления ступеней были очень низкими по сравнению с ними (1,17:1 BMW 003 ) при необходимости можно использовать больше ступеней для более высокого общего коэффициента давления. Более совершенные центробежные ступени используются в небольших турбовентиляторных двигателях в качестве последней ступени высокого давления после осевых ступеней ( Pratt & Whitney Canada PW300 и другие). Тот же технологический уровень обеспечивает соотношение 8:1 при использовании в качестве единственной ступени в вертолетных двигателях Pratt & Whitney PW200 . Центробежная ступень состоит из рабочего колеса и лопаток диффузора. или альтернативно диффузорные трубы Считается, что они вызывают меньшую закупорку, поскольку статическое давление возрастает по мере диффузии.

Осевой компрессор состоит из чередующихся рядов вращающихся и неподвижных диффузоров. каждая пара является сценой. Эти диффузоры расширяются по мере необходимости для дозвукового потока. В канале, образованном соседними лопастями, степень диффузии регулируется путем изменения их угла относительно тангенциального, известного как угол смещения. Большая диффузия дает более высокую степень сжатия, но поток в компрессорах очень чувствителен к разделению потока, поскольку он движется против растущего давления (газ естественным образом течет от высокого давления к низкому). К 2016 году степень давления ступеней увеличилась, и теперь 11 ступеней могут достигать соотношения 27:1 (компрессор высокого давления GE9X).

Лопатки компрессора с малым удлинением, обладающие большей эффективностью как с аэродинамической, так и с конструктивной точки зрения, были представлены в турбореактивном двигателе Туманский Р-11 1950-х годов , а впоследствии в 1983 году были представлены примеры лопаток вентилятора с широкой хордой в Garrett TFE731-5 . 1984 году в РБ211-535Е4 и в и Pratt & Whitney Canada JT15D -5.

• 
  1942 г. de Havilland Goblin с одной центробежной ступенью и соотношением давлений 3,3:1.
• 
  1940 года выпуска BMW 003 с соотношением давлений 1,17:1 для каждой из 7 ступеней.
• 
  Центробежная ступень имеет лопатки диффузора, которые замедляют поток воздуха после того, как он покидает кончик крыльчатки, что видно в этом Turbomeca Artouste двигателе . Они вносят вклад в соотношение давлений ступеней.
• 
  Климов ВК-1 На этой фотографии изображены типичные изогнутые лопатки диффузора центробежной ступени, но на небольшой крыльчатке охлаждения внутренней воздушной системы. Для ступени двухстороннего центробежного компрессора двигателя эквивалент не показан в разрезе.
• 
  Pratt & Whitney Canada JT15D с соотношением давлений 7:1 потребовалось бы 6 или 7 осевых ступеней. Вместо рабочего колеса На этой центробежной ступени используются трубчатые диффузоры, а не лопасти диффузора. Лопасти вентилятора не установлены в ступице вентилятора, которая находится перед малыми лопастями усилителя.

• 
  На этой неопознанной авиационной газовой турбине видны детали осевого компрессора, каналы лопаток, где происходит диффузия в лопатках ротора, и неподвижные статоры (не видны, но их ориентация очевидна по внешнему виду сварных швов, фиксирующих лопатки на месте). Первый ряд лопаток представляет собой впускные направляющие лопатки, показанные с горизонтальной ориентацией, что означает, что воздух выходит из лопаток в осевом направлении. Сразу за ними следуют вращающиеся лопасти несущего винта, на которые воздух должен попадать в узком диапазоне углов с малыми потерями. Кажущееся несоответствие направлений на самом деле устраняется, поскольку осевая скорость и тангенциальная или периферийная скорость быстро движущихся лопастей складываются в определяющий треугольник скоростей, чтобы обеспечить требуемый узкий диапазон падения относительно лопастей.
• 
  Треугольники скорости используются для отображения скорости воздуха относительно неподвижных и вращающихся лопастей. На этом рисунке показана диффузионная форма воздушного потока между лопастями, площадь выхода B больше, чем площадь входа A для движущихся лопастей ротора (loopschoepen) и неподвижных лопаток (leidschoepen). Здесь также показано построение треугольников скорости, определяющих угол падения воздуха на передние кромки. W ₁ представляет собой скорость относительно лопасти, движущейся под углом u, и совмещена под углом с малыми потерями с первым ротором, C ₂ аналогично совмещена с неподвижной лопастью, W ₃ совмещена со вторым ротором. Треугольники скорости позволяют смешивать движущиеся и неподвижные точки обзора. Например, воздух движется со скоростью относительно лопасти несущего винта, когда он покидает заднюю кромку, а треугольник со скоростью лопасти преобразуется в скорость встречного движения, когда он ударяется о неподвижную лопасть.
• 
  Турбореактивный компрессор General Electric J85 показывает осевое расстояние между вращающимися и неподвижными лопатками, необходимое для предотвращения соприкосновения лопаток при их изгибе во время помпажей.
• 
  На этой диаграмме показаны некоторые особенности сложного поля потока в роторе осевого компрессора. Это механизмы потерь, которые генерируют энтропию. Течение нестационарно из-за относительного движения между каждым рядом движущихся и неподвижных лопастей. Показанные схемы потока известны как вторичный поток и отвечают за половину потерь в компрессоре.
• 
  Rolls-Royce Avon с большими удлиненными (узкими) лопатками компрессора, типичными для военных двигателей до 1970-х годов.
• 
  1950-х годов Туманский Р-11 с малым удлинением (широкими) лопастями, который на 20 лет опередил его внедрение в другие военные двигатели.

Эффективность вентилятора

Лопасти вентилятора на современных двигателях имеют широкую хорду , которая заменила традиционные лопасти с узкой хордой, которым требовались демпферы или кожухи, чтобы предотвратить неприемлемую степень вибрации. Увеличение длины хорды на величину, которая сделала лопасть достаточно жесткой, чтобы не требовать демпферов, также сделало лопасть более устойчивой к повреждениям, вызванным попаданием птиц, града и льда. и принесло несколько несвязанных преимуществ, таких как повышение эффективности, запас по скачкам напряжения и снижение шума. Также имеется большее осевое расстояние для центрифугирования мусора от входа в компрессор, чтобы предотвратить эрозию поверхностей лопаток, что снижает эффективность компрессора.

• 
  диаметром 92 дюйма , 1960-е годы, Вентилятор Pratt & Whitney JT9D с длинными узкими лопастями, известными как большое удлинение. Этот тип лопасти был спроектирован с учетом того, что поток воздуха был двумерным, то есть вдоль линии хорды, без обмена массой, импульсом или энергией по длине лопасти. Они были заменены лопастями с широкой хордой, когда была введена CFD, которая моделирует реальное трехмерное обтекание лопастей.
• 
  1970 Garrett TFE731 с ранним примером трансзвукового (сверхзвуковые относительные скорости по внешней части лопасти) вентилятора, спроектированного с помощью трехмерной вычислительной гидродинамики (CFD).
• 
  от -1 до -4 1967 года выпуска Вентилятор Pratt & Whitney JT15D с неполными кожухами и местными ребрами жесткости, которые снижают эффективность вентилятора.
• 
  Представленный в 1984 году Pratt & Whitney JT15D -5 с лопастями вентилятора с широкой хордой, удаленными кожухами и ребрами жесткости.
• 
  Rolls-Royce Trent 900 вентилятор диаметром 116 дюймов. Вентилятор имеет сверхзвуковую относительную скорость во внешней половине, что приводит к возникновению ударных волн в проходах. Визуально очевидным является стреловидность передней кромки лопасти, которая меняется от ступицы к кончику вперед-назад и вперед, а также поворот лопасти, который варьируется от почти осевого на ступице до почти окружного на кончике. Форма лопасти помещает ударную волну достаточно далеко за переднюю кромку, чтобы предотвратить выброс ударной волны за переднюю кромку кончика (предотвращает пульсацию и флаттер). Каждая радиальная секция, вносящая свой вклад в стреловидность передней кромки и поворот лопасти, имеет центробежную силу, действующую близко к радиальной линии, что сводит к минимуму напряжение, возникающее из-за вращения.

Горение

Эффекты теплопередачи и трения в камере сгорания, как в двигателе, так и в форсажной камере , вызывают потерю давления торможения и увеличение энтропии. Потеря давления показана на диаграмме Т~s, на которой видно уменьшение площади рабочей части диаграммы. Потеря давления в камере сгорания имеет два аспекта. Один из-за подачи воздуха от компрессора в зону горения, в том числе через все отверстия охлаждения (потери давления на трение), то есть воздух поступает, но горения не происходит. Добавление тепла к текущему газу приводит к еще одному типу потери давления (потери давления по импульсу).

Помимо потери давления при застое, другим показателем качества сгорания является неполное сгорание. Эффективность сгорания всегда была близка к 100% при высоких уровнях тяги, что означает присутствие лишь небольших количеств углеводородов и CO, но при работе на холостом ходу необходимо было внести значительные улучшения. В 1990-х годах в центре внимания стало сокращение выбросов оксидов азота (NOx), например, из-за их вклада в образование смога и кислотных дождей. Технология сжигания для снижения выбросов NOx: обогащенное сжигание, быстрое смешивание, обедненное сжигание (RQL). Компания Pratt & Whitney представила камеру сгорания TALON (технология для улучшенного низкого уровня выбросов NOx) PW4098 . Технология RQL также используется в камере сгорания Rolls-Royce Phase 5 Trent 1000 и General Electric LEC (камера сгорания с низким уровнем выбросов).

Конфигурации камеры сгорания двигателя: отдельная с обратным потоком, отдельная прямоточная, трубчато-кольцевая (все три исторические, потому что кольцевая камера потока обеспечивает большую площадь и более равномерный поток в турбину), а также современные кольцевые и кольцевые с обратным потоком. Подготовка топлива к сжиганию осуществляется либо путем его превращения в мелкие капли (распыление), либо путем нагрева его воздухом в трубках, погруженных в пламя (испарение).

Примеры первых реактивных двигателей с центробежными компрессорами, Rolls-Royce Welland и General Electric J31 , использовали камеры сгорания с обратным потоком. Более современные небольшие реактивные двигатели, включающие центробежную конечную ступень компрессора, также используют камеры сгорания с обратным потоком и варьируются от тяги Pratt & Whitney Canada PW600 с тягой 1000 фунтов на Eclipse 500 очень легком реактивном самолете на 6000 фунтов до Lycoming ALF 502 с тягой 7000 фунтов на 97000 фунтов. British Aerospace 146 Авиалайнер .

• 
  General Electric J31 с десятью камерами сгорания с обратным потоком. Сжатый воздух проходит между внешним кожухом из нержавеющей стали 18-8 и внутренней жаровой трубой из инконеля , а затем через ряд отверстий попадает внутрь трубы, где смешивается с топливом. Горение продолжается по всей длине и завершается до изменения направления на турбину.
• 
  de Havilland Goblin с шестнадцатью прямоточными камерами сгорания. Каждый состоит из жаровой трубы, заключенной в герметичный внешний кожух. Они соединены трубками, которые уравновешивают давление и распространяют пламя во время запуска от двух трубок с воспламенителями, одна из которых изображена на верхней трубке.
• 
  Rolls-Royce Nene с девятью камерами сгорания. Вырез представляет собой одну из двух камер, оснащенных пламенным воспламенителем, который помещает воспламенитель в более прохладное место, чем непосредственно в потоке горячего газа. Во время запуска распыленное топливо из небольшого автономного блока (показан соленоид оранжевого цвета) воспламеняется от свечи зажигания, и пылающая струя топлива выбрасывается в основную струю топлива из горелки. Горение распространяется по всем камерам через соединительные трубки.
• 
  Трубки испарителя топлива Westinghouse J46 в виде «трости» в кольцевой камере сгорания. Испарение топлива также использовалось в двигателях Sapphire, Viper, Pegasus, Olympus 593 и RB211. В противном случае в двигателях используется распылительная форсунка той или иной формы. который преобразует давление топлива в топливной трубке в кинетическую энергию в камере сгорания, создавая хорошо распыленную струю.
• 
  Pratt & Whitney J57 с восемью трубчатыми кольцевыми камерами сгорания, что означает, что пламегасители разделены, но находятся внутри кольцевого пространства между внешним и внутренним кожухами. Каждый баллончик представлял собой кольцевую камеру сгорания в миниатюре с центральной трубкой для охлаждающего воздуха и шестью расположенными вокруг нее горелками.
• 
  Кольцевая камера сгорания с обратным потоком PW500 . Следующая, более крупная серия, PW300 , использует прямое сгорание, но по-прежнему с центробежным компрессором, подающим воздух.
• 
  JT9D, прямоточная кольцевая камера сгорания, поток воздуха слева направо. Распылительная топливная форсунка имеет двойное отверстие или дуплексный тип. Первичный, или пилотный, поток поступает из небольшого отверстия (дросселя) в центре на низких оборотах двигателя через топливную трубку слева. Вторичный, или основной, поток поступает из большего отверстия вокруг него на более высоких скоростях через трубку справа. Воздушный поток из небольшого выходного направляющего аппарата компрессора слева попадает в диффузор, увеличивающий площадь, который делит его на три части. Центральный поток поступает в камеру сгорания и смешивается с топливом. Внешняя и внутренняя части постепенно входят в камеру сгорания через показанные отверстия, завершая сгорание, а затем разжижая его, чтобы получить конечную температуру на выходе, подходящую для турбины.
• 
  Камера сгорания двигателя требует, чтобы высокоскоростной воздух, выходящий из компрессора, значительно замедлялся, что достигается за счет увеличения проходного сечения (диффузора) до низкого Mn перед тем, как произойдет сгорание, чтобы обеспечить низкую потерю давления при сгорании. Зона рециркуляции (показана круговыми путями воздушного потока) должна поддерживаться рядом с топливным соплом для начального сгорания поступающего топлива. Эта зона (основная зона) поддерживается двумя путями первичного воздуха: вихревой поток поступает через завихрительные лопатки (изображены серыми квадратами) вокруг топливной форсунки и первый ряд радиальных отверстий для притока первичного воздуха. Сгорание завершается промежуточным воздухом, а температура газа снижается с помощью разбавляющего воздуха до значения, необходимого для длительного срока службы турбины.
• 
  Кольцевая камера сгорания J85, изображена задней частью вверх. При установке в двигателе этот открытый конец закрывается лопаточным кольцом сопла турбины первой ступени, проходная часть которого (вместе с площадью выхлопного сопла) создает обратное давление в компрессоре, чтобы контролировать рост его давления и скорость потока, как показано на компрессоре. карта.
• 
  Rolls-Royce Turbomeca Adour Военный турбовентиляторный двигатель . Существует требование поддерживать определенную минимальную потерю давления в камерах сгорания, а не уменьшать ее настолько, насколько это возможно, чтобы минимизировать производство энтропии. Его необходимо поддерживать для предотвращения обратного потока в контурах охлаждения турбины, поскольку для прохождения охлаждающего воздуха из компрессора ВД требуется более низкое давление в турбинах. Охлаждающий воздух от компрессора (синий) должен поступать в зону турбины (направляющий аппарат сопла окрашен в оранжевый цвет). Это становится возможным благодаря падению давления, которое происходит в камере сгорания. Также очевидно увеличение площади от компрессора до камеры сгорания, что необходимо для замедления движения воздуха.

Ранние испытания по догоранию показали, что потеря давления из-за горения быстро возрастала, если число Маха на входе в зону горения было более 0,3. Это меньше, чем Mn, выходящий из турбины, поэтому необходима диффузионная секция для замедления газа перед держателями пламени, где начинается горение и поддерживается в зоне рециркуляции. Первым сюрпризом при испытаниях форсажных камер стало то, что топливо не воспламеняется само по себе в горячих выхлопах турбины, поэтому в форсажных камерах используются различные методы воспламенения. Достаточно низкий Mn при возникновении пламени (0,2–0,25 EJ200 ) и достаточно большой диаметр воздуховода для зоны горения необходимы для поддержания потери общего давления в камере дожигания на приемлемо низком уровне. Как и в камере сгорания двигателя, воздух необходимо замедлять из предыдущего компонента, начиная с диффузора. Стабилизация пламени достигается в камере сгорания двигателя только за счет потока воздуха, добиваясь реверса потока, например, за счет использования завихрителей вокруг топливной форсунки в сочетании с воздухом, поступающим через отверстия в гильзе. В камерах дожигания используются препятствия на пути потока, известные как пламедержатели с обтекаемым корпусом («желоба Ви»). Топливные форсунки форсажной камеры расположены перед зоной горения, чтобы позволить распыленному топливу в достаточной степени смешиваться с выхлопными газами турбины, чтобы пламя распространилось по каналу от пламедержателей.

Во всех каналах наблюдаются потери давления из-за трения стенок воздуховодов, но в камере дожигания возникают дополнительные потери, вызванные пламедержателями и трубками подачи топлива. Основная потеря давления, возникающая из-за горения, увеличивается с увеличением Mn при входе в зону горения и с увеличением количества сгоревшего топлива с точки зрения повышения температуры в камере дожигания.

Хотя турбины для ограничения температуры форсажной камеры нет, все же требуется охлаждающий воздух для облицовки воздуховода и регулируемого сопла, который составляет около 10% расхода воздуха на входе в двигатель. Кислород в этом воздухе недоступен для горения.

• 
  Факел форсажной камеры (диффузионная секция) турбореактивного двигателя Туманский Р-11 необходим для уменьшения потока Mn до того, как произойдет сгорание. Факел заканчивается сразу за видимыми держателями пламени. Отсутствуют секция сгорания и выходное сопло.
• 
  Турбовентиляторный форсажный двигатель Rolls-Royce Turbomeca Adour с четырьмя концентрическими пламедержателями с обтекаемым корпусом, трубками подачи топлива, двумя каталитическими воспламенителями, все из которых являются препятствиями для потока газа, что вызывает потерю общего давления из-за трения из-за дополнительной турбулентности и отрыва потока. За пределами форсажной камеры также показаны 2 из 8 рабочих звеньев сопла от 1 из 4 рабочих поршней сопла.
• 
  На этом виде, почти на одном уровне с трактом потока газа, показаны все препятствия, ответственные за часть общей потери давления в камере дожигания. Ниже по потоку, за держателями пламени, находится участок горения канала, где происходит потеря давления с добавлением тепла.
• 
  Вид сзади на форсажную камеру Adour: 4 концентрических желоба для пара (пламедержатели), которые подают топливо, необходимое для минимального наддува. Большая часть топлива, известная как заправочное топливо, для полного наддува поступает из 4 концентрических коллекторов перед желобами, создавая пламя по всей камере дожигания. за исключением охлаждающего воздуха вдоль поверхности воздуховода. Также виден противоскрипный вкладыш, предотвращающий колебания давления, которые могут привести к повреждению из-за перегрева.
• 
  Камера дожигания Adour, показывающая рабочие звенья области сопла и регулируемое сопло в положении «без дожига» или в закрытом положении. Массовый расход воздуха через двигатель не изменяется во время работы форсажной камеры, поскольку ее площадь увеличивается, чтобы обеспечить выход увеличенного объема более горячего газа.
• 
  Форсунки Adour в положении дожига или открытом положении.

Снижение потерь давления в воздуховодах

Воздух, проходящий через двигатель, проходит через два компонента, скорость которых должна быть высокой, порядка скорости звука . Это компоненты, в которых совершается работа: компрессор и турбина. Во всех остальных компонентах работа не совершается и необходимость снижения потерь давления требует меньших чисел Маха. Этими компонентами являются камера сгорания и форсажная камера двигателя, а также соединительный трубопровод между компонентами, например выхлопная труба между турбиной и рабочим соплом.

Первый канал в силовой установке является впускным, и потеря полного давления перед двигателем особенно важна, поскольку она появляется дважды при создании тяги. Тяга пропорциональна массовому расходу, который пропорционален общему давлению. Давление реактивного сопла и, следовательно, тяга также пропорциональны общему давлению на входе в двигатель. В дозвуковых воздухозаборниках единственные общие потери давления связаны с трением о стенки воздуховода. Для сверхзвуковых воздухозаборников также присутствуют потери ударной волны, и необходимы системы ударных волн, чтобы минимизировать потери давления при увеличении сверхзвукового Mn. Дополнительные потери общего давления происходят с ростом пограничного слоя по мере замедления потока. Пограничные слои необходимо удалить до места окончательного удара, чтобы предотвратить разделение и чрезмерные потери, вызванные ударом.

• 
  Двигатель de Havilland Ghost . Поворотные лопатки для уменьшения потерь давления можно увидеть на изгибах под углом 90 градусов, ведущих к камерам сгорания.
• 
  Ранний дозвуковой воздухозаборник Климова ВК-1 с изогнутыми поворотными лопатками, которые направляют впускной воздух в проушину крыльчатки спереди и сзади. Это улучшение характеристик было введено Фрэнком Уиттлом в 1939 году для Power Jets W.1 A, «чтобы помочь воздуху выйти за угол». Эквивалентные лопатки на Rolls-Royce Nene снизили потери на впуске до такой степени, что тяга увеличилась с 4000 до 5000 фунтов при той же температуре турбины.
• 
  Современный дозвуковой воздухозаборник с закругленной входной кромкой для предотвращения отрыва пограничного слоя при боковом ветре на земле и больших углах атаки при взлетном вращении.
• 
  На этой фотографии показано положение самолета при взлете, которое требует достаточно закругленной нижней кромки на входном отверстии гондолы.

• 
  Convair B-58 Hustler, ранний сверхзвуковой воздухозаборник со скоростью 2 Маха и центральным (поступательным) конусом, который имеет разные осевые положения (ход 5 дюймов) для уменьшения общей потери давления на дальности полета Mn. Косой скачок скачка от вершины конуса и нормальный скачок уплотнения на сверхзвуковых скоростях.
• 
  Увеличение потерь Mn уменьшается при увеличении количества потрясений (урти).
• 
  Вид на вход в смешанный внешний и внутренний воздухозаборник SR71 со скоростью 3,2 Маха в направлении потока воздуха в двигатель. Центральный поступательный конус имеет ход 26 дюймов между выдвинутым до M1,6 (показано) и полностью втянутым до M3,2. Косой удар от кончика конуса, внутренний косой удар от кромки капота и нормальный удар. обеспечить необходимое восстановление давления на М3.2. Пограничные слои на внутренней поверхности конуса и капота необходимо удалить до финальной ударной волны, когда течение становится дозвуковым. В противном случае происходит разделение, вызванное ударом. Две функции удаления только видны. Пограничный слой конуса удаляется через полосу отверстий (поровое стекание). Пограничный слой на внутренней поверхности капота удаляется через ударную ловушку. кровоточить. Это таранное кровотечение едва заметно на нижней поверхности перед рядом обтекаемых комков, называемых «мышами», которые снижают скорость диффузии.
• 
  Ударные волны на смешанном внешнем/внутреннем воздухозаборнике, как на Lockheed SR-71 Blackbird . На изображении справа показано, что впускное отверстие работает правильно с минимальной потерей давления. Он имеет две ударные волны: первая видна, возникающая на кончике конуса, а вторая, возникающая в результате замедления потока со сверхзвуковой до дозвуковой скорости, не видна, поскольку она расположена внутри входного отверстия. Входное отверстие называется входным отверстием внешнего/внутреннего или смешанного сжатия, поскольку внутри воздуховода происходит некоторая сверхзвуковая диффузия. На левом изображении показано, как впускное отверстие работает с чрезмерной потерей общего давления, поскольку внутренний концевой удар выталкивается вперед из впускного отверстия.

Поток через обводные каналы подвержен потерям на трение и препятствиям, вызывающим разделение потока. Необходимо соблюдать осторожность, чтобы избежать ступенек и зазоров, которые увеличивают потери потока, а также их присутствия на поверхностях самолета, где они вызывают сопротивление. Воздуховоды нуждаются в внутренней обтекаемости так же, как и внешние поверхности. Трубки должны пересекать воздуховод, подводя сжатый воздух от газогенератора к пилону самолета для его СУЗ. Трубы создают турбулентные следы в перепускном воздухе, что проявляется в потере давления и увеличении энтропии. Обтекаемый обтекатель вокруг трубы улучшает характеристики, снижает рост энтропии. Чем выше расход Mn, тем больше потеря давления.

• 
  Пратт и Уитни TF30 . Ранний военный байпасный двигатель с двумя трубками для отвода воздуха, препятствующими потоку воздуха в байпасном канале.
• 
  Pratt & Whitney Canada PW500 PW305 турбовентиляторный турбовентилятор бизнес-джета демонстрирует обтекатель вокруг трубок отбираемого воздуха для уменьшения потерь давления в перепускном канале.
• 
  Rolls-Royce Spey — ранний гражданский двухконтурный двигатель. Белые топливные трубки, по одной на каждый пламегаситель (показано всего 3), имеют литой обтекаемый внешний профиль там, где они пересекают поток перепускного воздуха.
• 
  Двигатель Airbus A380 . Гладкая внутренняя часть обводного канала минимизирует потери потока. Зазоры необходимо заполнить серым герметиком, также очевиден перекос деталей.

В каналах постоянной площади (реактивная труба) и каналах постоянной площади с подводом тепла (камера сгорания двигателя и форсажная камера) газ ускоряется за счет нагрева из-за трения о стенки (канал), препятствий (пламенная труба, пламедержатели и топливные коллекторы) и подвода тепла. Он ускоряется дозвуково, с увеличением потери давления, до скорости звука. Чтобы поддерживать потерю давления на приемлемом уровне, поток, входящий в воздуховод, замедляется за счет увеличения проходного сечения.

• 
  Power Jets W.2 для первоначальной установки в Gloster E28/39 был испытан при отсутствии диффузии на выходе из турбины Mn, равном 0,8. Площадь кольцевого пространства лопаток турбины использовалась для длины трубы, необходимой для достижения хвостовой части самолета. Выхлоп достиг скорости звука при низкой тяге, но при пределе температуры турбины из-за чрезмерной потери давления и фрикционного нагрева. Диффузия была добавлена ​​за турбиной с показанным конусом для уменьшения числа Маха на входе в трубу.
• 
  Турбореактивный двигатель с форсажной камерой. Перед подачей тепла выхлоп должен иметь достаточно низкий уровень Mn, чтобы предотвратить чрезмерную потерю давления. Для снижения содержания Mn в начале зоны горения добавляется диффузор. Затем камера дожигания сходится в соответствии с размером сопла.

Контроль утечек

Реактивный двигатель имеет множество мест уплотнений, в большом двигателе их более пятидесяти. Совокупное влияние утечек на расход топлива может быть значительным. Уплотнение газового тракта влияет на эффективность двигателя и становится все более важным с появлением компрессоров более высокого давления.

Имеются нежелательные утечки из первичного газового тракта и необходимые утечки из компрессора, которые попадают во вторичную или внутреннюю систему потока. Все они контролируются уплотнителями с расчетными зазорами. При трении и износе сальников, открывая зазоры, происходит ухудшение работоспособности (повышенный расход топлива).

Герметизация статоров первоначально осуществлялась с помощью ножевых ребер на вращающейся части и гладкой поверхности кожуха статора. Примеры — Эйвон и Туманский Р-11. С изобретением сотового уплотнения лабиринтное уплотнение получило абразивный сотовый кожух, который легко разрезается вращающимися зубцами уплотнения, не перегреваясь и не повреждая их. Лабиринтные уплотнения также используются в системе вторичного воздуха между вращающимися и неподвижными частями. Примеры их расположения показаны Бобо. Зазор между наконечниками компрессора и лопатками турбины и их случаи являются существенным источником потери производительности. Большая часть потерь в компрессорах связана с расходом через наконечник. Для двигателя CFM56 увеличение зазора между наконечниками турбины высокого давления на 0,25 мм приводит к тому, что двигатель нагревается на 10 °C (снижение эффективности) для достижения взлетной тяги. Зазоры между наконечниками должны быть достаточно большими, чтобы предотвратить трение, когда они имеют тенденцию закрываться во время изгиба корпуса, деформацию корпуса из-за передачи тяги, закрытие центральной линии, когда корпус компрессора сжимается до диаметра ротора (быстрое снижение температуры воздуха, поступающего в двигатель). , изменение настроек тяги (контролируется системой Active Clearance Control с использованием охлаждения ротора компрессора и охлаждения корпуса турбины).

• 
  Межступенчатый лабиринт Туманского Р-11 с кожухом лопаток, (нож/зубья) на роторе, видно уплотнение между 2 и 3 ступенями НД
• 
  Пратт и Уитни TF30 . Ранний военный двухконтурный двигатель с шестиреберным лабиринтным уплотнением нагнетания компрессора.
• 
  Двигатель Turbomeca Marboré IV, показывающий место утечки между лопатками рабочего колеса и неподвижным кожухом, показан в разрезе и окрашен в синий цвет. Это путь утечки для центробежного рабочего колеса, эквивалентный осевой лопатке до зазора в корпусе.
• 
  Вентилятор EJ200 демонстрирует зазор между кончиками лопастей и истираемым кожухом.
• 
  Лопатки турбины с уплотнительным кожухом на конце с ножевыми ребрами, которые являются частью лабиринтного уплотнительного устройства с открытыми сотовыми бандажами на корпусе турбины. Платформы в основании профиля предотвращают утечку горячего газа, которая может привести к перегреву дисков турбины.

Изменение зазора наконечника при изменении тяги

Двигатель предназначен для работы в устойчивом режиме в расчетных точках, таких как взлет, набор высоты и крейсерский режим, с рабочими зазорами, которые минимизируют расход топлива. Устойчивое состояние означает нахождение при постоянной частоте вращения в течение достаточно долгого времени (несколько минут), чтобы все части перестали двигаться относительно друг друга из-за переходного теплового роста. В течение этого времени зазоры между деталями могут сокращаться из-за трения и износа, что приводит к увеличению зазоров и увеличению расхода топлива в важном стабилизированном состоянии. Этот сценарий внутри двигателя предотвращается внутренним охлаждением каналов компрессора. и внешнее охлаждение корпуса турбины на двигателях с большим вентилятором (активный контроль зазора).

• 
  На этом виде сзади турбореактивного двигателя Климов ВК-1 показаны детали, ответственные за превышение температуры турбины после увеличения тяги от холостого хода до взлета, известное как переходный выброс EGT. Виден зазор кончика лопатки турбины, который является путем утечки газа, который не способствует мощности, развиваемой турбиной. Увеличенный зазор и утечка означают, что для получения взлетной тяги требуется больше топлива, на что указывает более высокий показатель EGT. Зазор временно увеличивается каждый раз, когда двигатель переходит с холостого хода на взлет, поскольку легкий корпус быстро расширяется до температуры газа турбины, а ротору тяжелой турбины требуются минуты, чтобы расшириться до горячего диаметра.
• 
  На этом виде показан способ активного контроля зазора между кончиками лопаток турбины (пассивный контроль осуществляется за счет выбора материала и охлаждения внутренней воздушной системы) с использованием трубок охлаждающего воздуха (для контроля зазора между кончиками лопаток турбины и кожухом низкого давления), которые окружают переливающийся корпус турбины на CFM International CFM56 . Коллектор охлаждающего воздуха (гладкая плоская поверхность), слева от трубок LPTCC, для регулирования зазора кончиков лопаток турбины высокого давления. Активное управление происходит за счет активации клапанов, подающих охлаждающий воздух в трубки при соответствующих условиях полета.

Уплотнение на концах лопаток и кожухах статора

В конце 1940-х годов большинство производителей двигателей в США считали, что оптимальное соотношение составляет 6:1, учитывая величину потока утечек, ожидаемую при существующих на тот момент знаниях в области уплотнений. P&W считала, что счет 12:1 может быть достигнут но во время испытаний до J57 был протестирован компрессор с соотношением 8:1, и утечка была настолько велика, что никакой полезной работы не было бы произведено. Одним из преимуществ последующей осиной перетяжки было уменьшение утечек за счет уменьшенного диаметра уплотнения. В 1954 году инженер GE изобрел очень эффективную схему уплотнения — сотовое уплотнение. что существенно уменьшает площадь трущегося контакта и создаваемую температуру. Вращающаяся часть врезается в ячеистую структуру, не повреждая ее. Сегодня он широко используется. Поток первичного газа через компрессор и турбину должен следовать за поверхностями профиля крыла для обмена энергией с турбомашиной. Любой поток, протекающий мимо кончиков лопаток, создает энтропию и снижает эффективность компрессора и турбины. На концах лопаток турбины низкого давления имеются блокирующиеся кожухи, образующие внешний поясок пути потока, что уменьшает утечку на наконечниках. Утечка дополнительно снижается за счет добавления зубцов уплотнения на внешней периферии бандажей, которые трутся о сотовые бандажи с открытыми порами.

• 
  Лопастные межступенчатые уплотнения компрессора Avon с лабиринтными зубьями на роторе
• 
  Защитные кожухи наконечников лезвий LPT с уплотняющими зубьями, которые трутся о сотовые кожухи с открытыми порами.
• 
  Компрессор v2500 показывает зубцы уплотнения между рядами лопаток.
• 
  Соты с открытыми порами на бандажах на стыке статора и барабана компрессора, на которых видны канавки, прорезанные сопрягаемыми зубьями уплотнения на вращающемся барабане.
• 
  TFE 731 - места шлифовки турбовентиляторных двигателей с редуктором в компрессорах и турбинах.
• 
  CFM International CFM56-2 демонстрирует кожухи на концах вентилятора, которые предотвращают циркуляцию воздуха вокруг концов лопастей.

Зазор наконечника при изгибе стержня и овальность корпуса

Появление гражданских двигателей с большим двухконтурным ходом JT9D и CF6 показало важность расположения мест отбора тяги на корпусах двигателей. Кроме того, большие двигатели имеют относительно гибкие корпуса, присущие конструкциям с полетным весом большого диаметра, что обеспечивает относительно большие относительные смещения между тяжелыми жесткими роторами и гибкими корпусами. На установке JT9D в Боинге 747 появилась деформация корпуса с последующим истиранием кончиков лопастей и потерей характеристик в результате отбора тяги из одной точки сверху выхлопного картера двигателя. Тяга задней опоры самолета была требованием Boeing. По сравнению с JT3D с тягой 15 000 фунтов с четырьмя корпусами, JT9D с тягой 40 000 фунтов экономно использует несущую конструкцию, при этом всего три конструктивных корпуса создают компактную и легкую конструкцию. Во время летных испытаний двигатели испытали сильные помпы и потеряли производительность. Это было связано с изгибом основной части двигателя на 0,043 дюйма в корпусе камеры сгорания и отклонением корпуса турбины, что, в свою очередь, вызывало трение кончиков лопаток и увеличение зазора между наконечниками.

Три двигателя с большим вентилятором, представленные в 1960-х годах для широкофюзеляжных авиалайнеров: Boeing 747, Lockheed Tristar, DC-10, имели гораздо большую тягу и размер по сравнению с двигателями, установленными на авиалайнерах предыдущего поколения. JT9D и CF6 показали, что зазоры на концах несущего винта зависят от способа установки двигателей, а характеристики теряются из-за трения на концах несущего винта из-за изгиба хребта и местного искажения корпусов в точке передачи тяги на пилон самолета. В то же время характеристики RB211 не ухудшались так быстро из-за его более короткой и жесткой трехвальной конфигурации. Для Боинга 777 Трент 800 а GE90 будет включать двухточечное крепление для уменьшения овализации.

Первый двигатель с большим двухконтурным вентилятором, TF39, передавал тягу на пилон C5 с задней опоры. Это было одноточечное место тяги на средней раме турбины, которое локально деформировало корпуса, вызывая некруглость статоров турбины, увеличение зазоров и потерю производительности. У CF6-6, созданного на основе TF39, тяга, как у DC-10, была взята из плоскости передней установки, но также и из одной точки. Это также вызвало одноточечные искажения и неприемлемую потерю характеристик авиалайнера. Искажение было уменьшено за счет отбора тяги из двух точек, что позволило уменьшить рабочий зазор компрессора и улучшить SFC.

• 
  В нормальных условиях наиболее сильная воздушная нагрузка на корпус двигателя возникает при взлете, когда высокий массовый расход при взлетной тяге сочетается с большим углом атаки, что означает, что для выравнивания воздушного потока с двигатель.
• 
  Двигатель General Electric CF6-6 . Аэродинамические нагрузки на воздухозаборник (слева) максимальны при больших углах атаки при взлете и наборе высоты. Воздух приближается снизу должен повернуться во входное отверстие двигателя, и сила, необходимая для изменения его импульса, реагирует как восходящая сила на входном отверстии CF6-50, составляющая около 4 тонн. Входное отверстие прикреплено болтами к корпусу вентилятора, и изгибающий момент передается внутрь через показанные стойки в корпус активной зоны.
• 
  Стойки из CF6, соединяющие корпус вентилятора с корпусом компрессора, передают нагрузку от воздухозаборника на основную часть двигателя, вызывая изгиб, деформацию корпуса и трение кончиков лопаток. Зазоры должны быть увеличены, чтобы предотвратить затирание и потерю производительности.

• 
  Pratt & Whitney JT3D является примером раннего турбовентиляторного двигателя. Эти двигатели обычно сталкивались с изгибом по длине двигателя и локализацией некруглости в местах передачи тяги от двигателя. Эти проблемы не вызывали серьезного беспокойства, поскольку уровни тяги, вызывавшие перекосы, были достаточно низкими, а зазоры между лопастями были достаточно большими.
• 
  Экспонат музея Pratt & Whitney JT9D без каких-либо аксессуаров, трубок, проводки и капотов, которые прикрывают работающий двигатель. На фото показаны скрепленные болтами кожухи, составляющие основу конструкции двигателя. Тяга двигателя передается на пилон самолета в верхней части корпуса турбины. Поскольку это находится над осевой линией двигателя, где действует тяга, это вызывает изгиб хребта основного двигателя. что, в свою очередь, приводит к трению кончика лезвия и потере производительности.
• 
  General Electric GE90 показывает одно из двух мест (45 градусов с каждой стороны от верхнего центра) на раме вентилятора, где тяга двигателя передается посредством тяг на заднюю опору тяги для передачи на пилон самолета.
• 
  На GE90 изображен один из двух упорных рычагов задней опоры на корпусе выхлопной системы. Ранние двигатели JT9D и CF6 имели тягу, передаваемую из одного места в верхней части опорной части двигателя, что приводило к деформации корпуса, что требовало увеличения зазоров между наконечниками для предотвращения трения. Приемлемое искажение с меньшими зазорами между наконечниками было получено, если тяга распределялась между двумя точками, по одной с каждой стороны от вертикали. Это часто встречается на современных двигателях этого типа.
• 
  На Trent 900 тяговые нагрузки передаются от двигателя через 2 тяги (показаны с оранжевыми защитными втулками для обслуживания), соединенных с задней опорой двигателя и пилоном крыла.

Внутренняя или вторичная воздушная система

Использование воздуха во внутренних системах увеличивает расход топлива, поэтому необходимо минимизировать требуемый поток воздуха. Внутренняя воздушная система использует вторичный воздух для охлаждения, удержания масла в камерах подшипников, контроля осевой нагрузки на подшипники для увеличения срока службы подшипников и предотвращения попадания горячего газа из потока турбинного газа в полости дисков. Это система охлаждения, которая использует воздушный поток для отвода тепла от горячих деталей и поддержания их температуры, обеспечивающей срок службы таких деталей, как диски и лопатки турбины. Это также система продувки, которая использует воздух для создания давления в полостях, чтобы предотвратить попадание горячего газа в поток и перегрев ободов дисков, к которым прикреплены лопатки. Используется для охлаждения или нагрева деталей для контроля радиальных зазоров (система контроля зазоров). Ранние двигатели с радиальными компрессорами использовали дополнительные средства для охлаждения воздуха, например, специальную крыльчатку или вентилятор, выполненный заодно с диском турбины. Источники воздуха для осевых двигателей расположены на разных ступенях компрессора в зависимости от требований к давлению в воздушной системе. Использование одноступенчатого рабочего колеса в качестве последней ступени высокого давления на небольших турбовентиляторных двигателях обеспечивает гибкость использования трех различных давлений источника: от одноступенчатого, входа рабочего колеса, середины ступени (конец рабочего колеса) и выхода из диффузора (при давлении в камере сгорания). Приемники воздушной системы являются основным газовым трактом, куда, например, возвращается охлаждающий воздух турбины, а выпуск масляной системы выходит за борт.

• 
  Pratt & Whitney J42 демонстрирует рабочее колесо системы вторичной подачи воздуха для охлаждения подшипников.
• 
  Лопасти вентилятора вторичного воздуха General Electric J31 объединены с диском турбины для охлаждения диска.
• 
  de Havilland Ghost имеет лабиринтные зубья на задней поверхности рабочего колеса, чтобы уменьшить потери воздуха из рабочего колеса и контролировать давление на задней поверхности. Радиальное положение уплотнения выбрано таким образом, чтобы задать площадь, на которую действует давление, таким образом, чтобы передняя тяга рабочего колеса по существу уравновешивала обратную тягу турбины, что снижает осевую силу, действующую на упорный подшипник ротора.
• 
  Rolls-Royce Turbomeca Adour Лабиринтные уплотнения с сотовыми бандажами на дисках турбины. Видимый слева уменьшает утечку между двумя ступенями турбины. Тот, что виден справа, уменьшает утечки газа высокого давления из камеры сгорания, необходимого для турбины.
• 
  Лабиринтное уплотнение Adour с тремя ребрами на лопаточных платформах и сотовым бандажом представляет собой разновидность кольцевого уплотнения, предотвращающую попадание горячего газа на обод диска турбины.
• 
  CFM56 показывает выходное отверстие внутренней воздушной системы для масляной системы (вентиляционная трубка в выхлопе). Вторичный воздух поступает в подшипниковые отсеки через лабиринтные уплотнения, предотвращая утечку масла в обратном направлении. Воздух постоянно выходит из системы через вентиляционное отверстие вместе с небольшим количеством масляного тумана после прохождения центробежного воздухомасляного сепаратора.

Ухудшение производительности

Ухудшение газового тракта и увеличение температуры EGT сосуществуют. Поскольку газовый тракт ухудшается, предел EGT в конечном итоге не позволяет достичь взлетной тяги, и двигатель необходимо отремонтировать. Производительность двигателя ухудшается по мере его использования по мере износа деталей, а это означает, что двигателю приходится расходовать больше топлива, чтобы получить необходимую тягу. Новый двигатель заводится с запасом мощности, который постепенно стирается. Запас известен как температурный запас и рассматривается пилотом как запас EGT. Для нового CFM International CFM56 -3 запас составляет 53 °C. Краус дает эффект увеличения расхода топлива из-за деградации типичных компонентов в процессе эксплуатации.

• 
  Pratt & Whitney JT8D имеет полноразмерный вентиляторный канал, который представляет собой жесткую конструкцию корпуса, выдерживающую нагрузки на входящий воздух во время вращения самолета. По сравнению с более поздним JT9D, у него относительно малые зазоры между вращающимися и неподвижными частями, поэтому трение кончика лезвия как источник ухудшения производительности не было проблемой.
• 
  Pratt & Whitney JT9D с большим увеличением тяги по сравнению с JT8D повысил осведомленность о том, как передавать тягу двигателя на самолет, не слишком сильно изгибая двигатель, вызывая трения и ухудшение характеристик.
• 
  На центробежном рабочем колесе Климова ВК-1 видно, что лопатки потерлись о бандаж, что привело к увеличению зазора и потерь на утечки.
• 
  Двигатель Turbomeca Marboré IV, показывающий место утечки между лопатками рабочего колеса и неподвижным кожухом, показан в разрезе и окрашен в синий цвет. Это путь утечки для центробежного рабочего колеса, эквивалентный осевой лопатке до зазора в корпусе. Зазор между лопатками рабочего колеса и их кожухом должен быть видимым и должен быть как можно меньшим, не вызывая трущегося контакта. Это сводит утечки к минимуму и способствует повышению эффективности двигателя.
• 
  Пример появления незначительных трений кончиков лопаток компрессора о их кожухах.
• 
  Лопатка турбины высокого давления CFM56, бывшая в употреблении. Новые лезвия имеют 3 выемки разной глубины на кончике для облегчения визуальной оценки (с помощью бороскопа) стираемого материала и, как следствие, увеличения зазора на кончике. Потеря кончика лезвия на 0,25 мм приводит к потере запаса EGT на 10 градусов по Цельсию.
• 
  Направляющие лопатки сопла турбины CFM56. Область потока газа камеры сгорания по всему кольцу лопаток в самой узкой части канала называется зоной турбины. Когда задние кромки лопаток изнашиваются, площадь увеличивается, и двигатель нагревается, что вызывает все более быстрый износ и требует больше топлива для достижения взлетной тяги.
• 
  Лопатка V2500 имеет термическое повреждение на задней кромке, которое приводит к снижению производительности из-за изменения проходного сечения.
• 
  Шероховатые поверхности лопаток турбины имеют более высокий коэффициент трения, чем гладкие поверхности, и вызывают сопротивление трения, которое является источником потерь в турбине.

Опыт American Airlines с турбореактивным двигателем JT3C включал растрескивание и искривление направляющих лопаток сопла турбины, что отрицательно влияло на поток газа к вращающимся лопаткам турбины, вызывая повышенный расход топлива. Более значительным была эрозия деталей турбины из-за комков твердого углерода, которые образовывались вокруг топливных форсунок и периодически отрывались, ударялись и разрушали лопатки турбины и направляющие лопатки форсунки, вызывая потерю запаса EGT.

До удвоения и утроения цен на топливо в начале 1970-х годов восстановление производительности после ухудшения было в основном побочным продуктом поддержания надежности двигателя. Рост стоимости топлива и новое понимание вопросов сохранения энергии привели к необходимости понять, какой тип и степень деградации компонентов привела к тому, насколько увеличился расход топлива. Было показано, что двигатели с более высокой степенью двухконтурности более подвержены структурным деформациям, из-за которых кончик лопатки и зазоры уплотнений открываются из-за трения.

American Airlines провела испытания первых двухконтурных двигателей, чтобы понять, в какой степени износ компонентов и накопление атмосферной грязи влияют на расход топлива. Было обнаружено, что поверхности газовых путей в вентиляторе и компрессоре покрыты отложениями грязи, соли и масла, что увеличивает шероховатость поверхности и приводит к снижению производительности. Промывка компрессора конкретного двухконтурного двигателя Pratt & Whitney JT8D снизила расход топлива на 110 фунтов топлива за каждый час работы.

Зазоры между вращающимися и неподвижными частями необходимы для предотвращения контакта. Увеличение зазоров, возникающее в процессе эксплуатации в результате трения, снижает тепловой КПД, который проявляется, когда двигатель потребляет больше топлива, чем раньше. Испытания American Airlines двигателя Pratt & Whitney JT3D показали, что увеличение зазора между наконечниками турбины HP на 0,031 дюйма привело к увеличению расхода топлива на 0,9%.

Появление двигателей с большим двухконтурным режимом ввело новые конструктивные требования, необходимые для предотвращения трения лопастей и ухудшения характеристик. До этого, например, у JT8D отклонения тяги от изгиба были минимизированы за счет длинного жесткого цельного воздуховода вентилятора, который изолировал внутренние корпуса двигателя от аэродинамических нагрузок. JT8D хорошо сохранял производительность благодаря умеренной температуре турбины и жесткой конструкции. Установленный в жестком корпусе двигатель не испытывает негативного воздействия осевых изгибающих нагрузок со стороны впуска при вращении ТО. Двигатель имел относительно большие зазоры между вращающимися и неподвижными компонентами, поэтому трение кончиков лопаток компрессора и турбины было незначительным, а ухудшение производительности происходило из-за повреждения горячей секции и лопаток компрессора, увеличивая шероховатость и эрозию.

Выбросы

Связь между выбросами и расходом топлива заключается в неэффективности сгорания, приводящей к потере топлива. Топливо должно полностью сгореть, чтобы вся химическая энергия высвободилась в виде тепла. Образование загрязняющих веществ означает, что топливо было потрачено впустую и для создания определенной тяги требуется больше топлива, чем в противном случае.

Шум

Основная статья: Авиационное шумовое загрязнение

Шум влияет на социальную приемлемость самолетов, и максимальные уровни, измеряемые во время взлета и захода на посадку, законодательно установлены в аэропортах. Шум военных самолетов является предметом жалоб со стороны людей, проживающих вблизи военных аэродромов и в отдаленных районах под траекториями полетов низкоуровневых учебных маршрутов. До введения в эксплуатацию первых реактивных авиалайнеров шум уже был предметом действий граждан вокруг аэропортов из-за неприемлемого шума от авиалайнеров последнего поколения с поршневыми двигателями, таких как xxx. Предупрежденные первыми эксплуатанты реактивных авиалайнеров представили свои услуги с использованием процедур взлета с понижением шума, Comet Caravelle,

Шум пассажирского салона и кабины пилотов гражданских самолетов и шум кабины военных самолетов обусловлены реактивными двигателями как в виде шума двигателя, так и в виде корпусного шума, возникающего из-за дисбаланса ротора двигателя.

Время начала

Время запуска — это время, необходимое от запуска последовательности запуска до достижения скорости холостого хода. Типичное время запуска CFM -56 составляет 45–60 секунд. Время старта является проблемой безопасности полета при старте с воздуха, поскольку старт должен быть завершен до того, как будет потеряна слишком большая высота.

Масса

Вес двигателя отражается на весе самолета и вносит определенный штраф в сопротивление. Дополнительный вес двигателя означает более тяжелую конструкцию и снижает полезную нагрузку самолета.

Размер

Размер двигателя должен быть установлен в пределах диапазона установки двигателя, согласованного при проектировании самолета. Тяга определяет площадь проходного сечения, следовательно, размер двигателя. Критерий тяги в фунтах на квадратный фут входного отверстия компрессора является показателем качества. Первые действующие турбореактивные двигатели в Германии имели осевые компрессоры, чтобы удовлетворить запрос Министерства авиации Германии от 1939 года на разработку двигателей мощностью 410 фунтов на квадратный фут.

Расходы

Двигатель с меньшим расходом топлива снижает расходы авиакомпаний на покупку топлива при заданной стоимости топлива. Ухудшение характеристик (повышение расхода топлива) в процессе эксплуатации имеет кумулятивный эффект на затраты на топливо, поскольку ухудшение и рост расхода являются прогрессирующими. Стоимость замены деталей следует учитывать с точки зрения экономии топлива.

Терминология и пояснения

Уточнение импульса, работы, энергии, мощности

Базовое объяснение того, как сжигание топлива приводит к увеличению тяги двигателя, использует такие термины, как импульс, работа, энергия, мощность и скорость. Правильное использование терминологии может быть подтверждено использованием идеи фундаментальных единиц, которыми являются масса M , длина L и время T , вместе с идеей измерения, то есть мощности, фундаментальной единицы, скажем L. ¹ для расстояния и в производной единице, скажем, скорости, которая представляет собой расстояние во времени, с размерами L ¹ Т ⁻¹ Целью реактивного двигателя является создание тяги, которую он осуществляет за счет увеличения импульса проходящего через него воздуха. Но тяга не вызвана изменением импульса. Это вызвано скоростью изменения импульса. Таким образом, тяга, которая является силой, должна иметь те же размеры, что и скорость изменения импульса, а не импульса. Эффективность может быть выражена как отношение скорости энергии или мощности, имеющей одинаковые размеры.

Размеры силы М ¹ л ¹ Т ⁻² , импульс имеет размеры M ¹ л ¹ Т ⁻¹ а скорость изменения импульса имеет размеры M ¹ л ¹ Т ⁻² , т.е. то же самое, что и сила. Работа и энергия — аналогичные величины с размерностями M. ¹ л ² Т ⁻² . Мощность имеет размеры М ¹ л ² Т ⁻³ .