Turbofan

Animation eines 2-Spulen-Turbofans mit hohem Bypass

1. Niederdruckspule
2. Hochdruckspule
3. Stationäre Komponenten

1. Gondel
2. Fan
3. Niederdruckkompressor
4. Hochdruckkompressor
5. Brennkammer
6. Hochdruckturbine
7. Niederdruckturbine
8. Kerndüse
9. Lüfterdüse

Das Turbofan oder FanJet ist eine Art von Art von Airding Jet Motor das wird weit verbreitet in Flugzeugantrieb. Das Wort "Turbofan" ist a Handkoffer von "Turbine" und "Fan": die Turbo Teil bezieht sich auf a Gasturbinenmotor was erreicht mechanische Energie aus der Verbrennung,^[1] und die Fan, a Kanallüfter Das nutzt die mechanische Energie der Gasturbine, um die Luft nach hinten zu zwingen. Während die gesamte Luft von a aufgenommen wird Turbojet geht durch die Brennkammer und Turbinen, in einem Turbofan, umgeht einige dieser Luft diese Komponenten. Ein Turbofan kann somit als Turbojet betrachtet werden, der zum Antrieb eines Kanallüfters verwendet wird, wobei beide zum beitragen Schub.

Das Verhältnis des Massenstroms der Luft, der den Motorkern zum Massenstrom der Luft durch den Kern umgeht, wird als die bezeichnet Bypass -Verhältnis. Der Motor erzeugt einen Schub durch eine Kombination dieser beiden Portionen, die zusammenarbeiten; Motoren, die mehr verwenden Jetschub relativ zum Fan -Schub sind als bekannt als als Turbofanen mit niedriger BypassUmgekehrt werden diejenigen, die erheblich mehr Lüfterschub als Jet -Schub haben Hochbypass. Die meisten kommerziellen Luftfahrt-Jet-Motoren, die heute verwendet werden, sind vom Typ mit hohem Bypass.^[2][3] Und die meisten modernen Militärmotoren sind niedriger Bypass.^[4][5] Nachbrenner werden vor dem Nachbrenner bei Turbofan-Motoren mit niedrigem Bypass mit Bypass und Kernmischung verwendet.

Moderne Turbofane haben entweder einen großen einstufigen Lüfter oder einen kleineren Lüfter mit mehreren Bühnen. Eine frühe Konfiguration kombinierte eine Turbine mit Niederdruck und Lüfter in einer einzigen hinteren Einheit.

Prinzipien

Schematisches Diagramm, das eine moderne 2-Spool-Turbofan-Motorinstallation in einer Gondel darstellt. Die Niederdruckspule ist blau gefärbt und der Hochdruck mit einer Orange.

Der Turbofan wurde erfunden, um den Kraftstoffverbrauch des Turbojet zu verbessern. Dies würde dies tun, indem es die Masse erhöht und die Geschwindigkeit des Propelling -Jet im Vergleich zum Turbojet senkt. Dies würde mechanisch durch Hinzufügen von a erfolgen Kanallüfter anstatt viskose Kräfte zu verwenden^[6] durch Hinzufügen eines Auswerferes, wie er zum ersten Mal von Whittle vorgesehen ist.^[7]

Frank Whittle Vorstellte Fluggeschwindigkeiten von 500 Meilen pro Stunde schriftlich sein britisches Patent 471.368 "Verbesserungen in Bezug auf den Antrieb von Flugzeugen", eingereicht im März 1936, und in dem er die Prinzipien hinter dem Turbofan beschreibt.^[8] Obwohl zu dieser Zeit nicht als solcher. Der Turbojet verwendet das Gas aus seinem thermodynamischen Zyklus als Propelling Jet. Es gibt zwei Strafen für die Verwendung des Zyklusgass für den Antriebsstrahl für Flugzeuggeschwindigkeiten von 500 Meilen pro Stunde und sie werden vom Turbofan behandelt.

Es gibt Energieverschwendung, weil der Propelling Jet viel schneller nach hinten verläuft als das Flugzeug vorwärts und hinterlässt einen sehr schnellen Kennzeichen. Die kinetische Energie des Nachwachens spiegelt den Kraftstoff wider, mit dem der Wecker und nicht den Kraftstoff erzeugt wird, mit dem das Flugzeug nach vorne bewegt wird, und als solches wird Kraftstoffverschwendung. Es ist jedoch ein grundlegender Aspekt bei der Erzeugung von Schub in einer Flüssigkeit, indem einige davon nach hinten beschleunigt werden, sei es durch einen Propeller oder eine Brennzeichen in einem Kanal (Ramjet) und als solche nur reduziert und nicht beseitigt werden kann. Der Turbofan reduziert die Geschwindigkeit des Antriebsstrahls.

Die andere Strafe ist vorhanden, da jede Aktion zur Verringerung des Kraftstoffverbrauchs des Motors durch Erhöhen des Druckverhältnisses oder der Turbinentemperatur eine entsprechende Erhöhung des Druck- und Temperatur im Abgase verursacht, was wiederum eine höhere Gasgeschwindigkeit aus der Propelling -Düse verursacht (und höherer Ke und verschwendeter Kraftstoff). Obwohl der Motor weniger Kraftstoff verwendet, um ein Pfund Schub zu produzieren, wird im schnelleren Antriebsstrahl mehr Kraftstoff verschwendet. Mit anderen Worten, die Unabhängigkeit der thermischen und treibenden Effizienzsteigerungen, die mit der Kolbenmotor-/Propeller -Kombination existiert, die dem Turbojet vorausging, ist verloren.^[9] Im Gegensatz dazu Roth^[10] Betrachtet die Wiedererlangung dieser Unabhängigkeit das wichtigste Merkmal des Turbofans, mit dem ein spezifischer Schub unabhängig vom Gasgeneratorzyklus ausgewählt werden kann.

Die arbeitende Substanz des thermodynamischen Zyklus ist die einzige Masse, die beschleunigt ist, um einen Schub in einem Turbojet zu erzeugen, was eine schwerwiegende Begrenzung (hoher Kraftstoffverbrauch) für Flugzeuggeschwindigkeiten unter dem Überschall darstellt. Für Unterschallfluggeschwindigkeiten muss die Geschwindigkeit des Propelling Jet reduziert werden, da bei der Herstellung des Schubs ein Preis gezahlt wird. Die Energie, die erforderlich ist, um das Gas innerhalb des Motors zu beschleunigen (Erhöhung der kinetischen Energie)^[11] (oder Propeller). Die Wake -Geschwindigkeit und der Brennstoff, der verbrannt wurde, kann reduziert werden und der erforderliche Schub, der immer noch aufrechterhalten wird, indem die Masse beschleunigt wird. Ein Turbofan tut dies, indem er Energie im Motor vom Gasgenerator auf a überträgt Kanallüfter Dies erzeugt eine zweite, zusätzliche Masse beschleunigter Luft.

Die Energieübertragung vom Kern zur Bypadung von Luft führt zu einem niedrigeren Druck- und Temperaturgas, der in die Kerndüse (niedrigere Abgasgeschwindigkeit) und eine Lüfterproduzentin in die Lüfterdüse gelangt. Die Menge an übertragener Energie hängt davon ab, wie viel Druckerhöhung der Lüfter für die Erzeugung ausgelegt ist (Lüfterdruckverhältnis). Der beste Energieaustausch (niedrigster Kraftstoffverbrauch) zwischen den beiden Flüssen und wie die Jet-Geschwindigkeiten verglichen werden, hängt davon ab, wie effizient die Übertragung stattfindet, was von den Verlusten in der Fan-Turbine und dem Lüfter abhängt.^[12]

Der Lüfterfluss hat eine niedrigere Auspuffgeschwindigkeit und verleiht viel mehr Schub pro Energieeinheit (niedriger Spezifischer Schub). Beide Luftströme tragen zum Bruttoschub des Motors bei. Die zusätzliche Luft für den Bypass-Stream erhöht den Wail-Luftwiderstand im Lufteinlassströme, aber es gibt immer noch einen signifikanten Anstieg des Nettoschubs. Die insgesamt wirksame Abgasgeschwindigkeit der beiden Abgasdüsen kann näher an einer normalen Fluggeschwindigkeit eines normalen Unterschallflugzeugs hergestellt werden und kommt dem Ideal näher heran Froude -Effizienz. Ein Turbofan beschleunigt eine größere Luftmasse langsamer im Vergleich zu einem Turbojet, der eine geringere Menge schneller beschleunigt Effizienz Abschnitt unten).

Das Verhältnis des Massenstroms der Luft, die den Motorkern im Vergleich zum Massenstrom der Luft durch den Kern umgeht, wird als die bezeichnet Bypass -Verhältnis. Motoren mit mehr Jetschub relativ zum Fan -Schub sind als bekannt als als Turbofanen mit niedriger Bypass, diejenigen, die erheblich mehr Lüfterschub als Jetschub haben, werden als bezeichnet als Hochbypass. Die meisten kommerziellen Luftfahrt-Jet-Motoren, die heute verwendet werden, sind hochbypass.^[2][3] Und die meisten modernen Kampfflugzeuge sind niedriger Bypass.^[4][5] Nachbrenner werden bei Kampfflugzeugen auf Turbofanen mit niedrigem Bypass verwendet.

Bypass -Verhältnis

Das Bypass -Verhältnis (BPR) eines Turbofan -Motors ist das Verhältnis zwischen der Massenströmungsrate des Bypass -Stroms zur Massenströmungsrate, die in den Kern eintritt.^[13] Ein Bypass -Verhältnis von 6 beispielsweise bedeutet, dass 6 -mal mehr Luft durch den Bypass -Kanal fließt als die Menge, die durch die Brennkammer fließt.

Turbofan -Motoren werden normalerweise in Bezug auf BPR beschrieben, was zusammen mit dem Gesamtdruckverhältnis die Turbineneinlasstemperatur und das Lüfterdruckverhältnis wichtige Konstruktionsparameter sind. Darüber hinaus wird BPR für Turboprop- und unverzichtete Lüfterinstallationen zitiert, da ihre hohe Effizienz die Gesamteffizienzeigenschaften sehr hoher Bypass -Turbofans verleiht. Dies ermöglicht es ihnen, zusammen mit Turbofanen auf Plots gezeigt zu werden, die Trends der Reduzierung zeigen Spezifischer Kraftstoffverbrauch (SFC) mit zunehmendem BPR.^[14] BPR kann auch für Lift -Lüfterinstallationen zitiert werden, bei denen der Lüfterluftstrom vom Motor entfernt ist und nicht am Motorkern vorbei fließt.

Unter Berücksichtigung eines konstanten Kerns (dh fester Druckverhältnis und Turbineneinlasstemperatur), Kern- und Bypass -Strahlgeschwindigkeiten, und eine bestimmte Flugbedingung (dh Machzahl und Höhe) nimmt der Kraftstoffverbrauch pro Pfund Thrust (SFC) mit zunehmender BPR ab. Gleichzeitig steigen die Brutto- und Netto -Stöße, aber um unterschiedliche Mengen.^[15] Es besteht ein erhebliches Potenzial, den Kraftstoffverbrauch für denselben Kernzyklus durch Erhöhen von BPR zu verringern. Dies wird erreicht, da der Luftstrom (spezifischer Schub) und die daraus resultierende Verringerung der verlorenen kinetischen Energie in den Jets (spezifische Schub) und die daraus resultierende Verringerung der verlorenen kinetischen Energie (spezifische Schubs) erreicht werden. Erhöhung der Antriebseffizienz).^[16]

Wenn die gesamte Gaskraft einer Gasturbine in einer Propelling -Düse in kinetische Energie umgewandelt wird, eignet sich das Flugzeug am besten zu hohen Überschallgeschwindigkeiten. Wenn alles in eine separate große Luftmasse mit niedriger kinetischer Energie übertragen wird, eignet sich das Flugzeug am besten für Null -Geschwindigkeit (schwebend). Für Geschwindigkeiten dazwischen wird die Gasleistung zwischen einem separaten Airstream und dem eigenen Düsenstrom der Gasturbine in einem Verhältnis geteilt, der die erforderliche Flugzeugleistung ergibt. Der Kompromiss zwischen Massenfluss und Geschwindigkeit wird auch bei Propellern und Hubschrauberrotoren durch Vergleich der Scheibenbeladung und Leistungsbelastung beobachtet.^[17] Beispielsweise kann das gleiche Hubschraubergewicht durch einen Motor mit hohem Strommotor und einen Rotor mit kleinem Durchmesser oder für weniger Kraftstoff ein niedrigerer Strommotor und einen größeren Rotor mit niedrigerer Geschwindigkeit durch den Rotor gestützt werden.

Der Bypass bezieht sich normalerweise auf die Übertragung von Gasleistung von einer Gasturbine auf einen Luftbypass -Luftstrom, um den Kraftstoffverbrauch und den Strahlgeräusch zu verringern. Alternativ kann es nach einem Nachbrand -Motor erforderlich sein, bei dem die einzige Anforderung an Bypass die Bereitstellung von Kühlluft lautet. Dies setzt die untere Grenze für BPR fest und diese Motoren wurden als "undichte" oder kontinuierliche Turbojets bezeichnet^[18] (General Electric YJ-101 BPR 0,25) und niedrige BPR-Turbojets^[19] (Pratt & Whitney PW1120). Niedriger BPR (0,2) wurde auch verwendet, um den Anstiegsmarge sowie die Nachbrennerkühlung für die zu liefern Pratt & Whitney J58.^[20]

Effizienz

Treibere Effizienzvergleich für verschiedene Konfigurationen für Gasturbinenmotoren

Propeller Motoren sind für niedrige Geschwindigkeiten am effizientesten, Turbojet Motoren - für hohe Geschwindigkeiten und Turbofan -Motoren - zwischen den beiden. TurboFans sind die effizientesten Motoren im Bereich der Geschwindigkeit von etwa 500 bis 1.000 km/h (270 bis 540 kN; 310 bis 620 Meilen pro Stunde), wobei die Geschwindigkeit, mit der die meisten Handelsflugzeuge betrieben werden,.^[21][22]

In einem Turbojet-Motor (Zero-Bypass) wird die hohe Temperatur und Hochdruckabgas beschleunigt, wenn es durch a Expansion durchläuft Antriebsdüse und produziert den ganzen Schub. Der Kompressor absorbiert die mechanische Leistung, die durch die Turbine erzeugt wird. In einem Bypass -Design fahren zusätzliche Turbinen a Kanallüfter Das beschleunigt die Luft nach hinten von der Vorderseite des Motors. In einem Hochbypass-Design produzieren der Kanalventilator und die Düse den größten Teil des Schubs. Turbofane sind eng miteinander verbunden mit Turboprops Grundsätzlich, weil beide einen Teil der Gaskraft der Gasturbine mit zusätzlichen Maschinen auf einen Bypass -Strom übertragen, der weniger für die heiße Düse in kinetische Energie umwandelt. Turbofane repräsentieren eine Zwischenstufe zwischen Turbojets, die ihren gesamten Schub von Abgasen und Turbodemen abgeben, die minimaler Schub von Abgasen (typischerweise 10% oder weniger) abgeben.^[23] Das Extrahieren der Wellenleistung und die Übertragung in einen Bypass -Strom führt zusätzliche Verluste hervor, die mehr als durch die verbesserte Effizienz des Nutzens bestehen. Der Turboprop von seiner besten Fluggeschwindigkeit bietet erhebliche Kraftstoffeinsparungen über einem Turbojet, obwohl eine zusätzliche Turbine, ein Getriebe und ein Propeller in die Turbojets niedrige Verlustdüse hinzugefügt wurden.^[24] Der Turbofan weist zusätzliche Verluste aus seiner größeren Anzahl von Kompressorstufen/Klingen, Lüfter und Bypass -Kanal auf.^{[Klarstellung erforderlich]}

Froude oder treibende Effizienz kann definiert werden als:

$oder$

wo:

Schub

Während ein Turbojet-Motor den gesamten Ausgang des Motors verwendet, um einen Schub in Form eines heißen Abgasstrahls mit Hochgeschwindigkeit zu erzeugen, ergibt ein Turbofan eine kühle Bypass-Bypass-Luft zwischen 30% und 70% des Gesamtschubs, der von einem Turbofan-System erzeugt wird .^[25]

Der Schub (F_N) Erzeugt durch einen Turbofan hängt von der ab Effektive Abgasgeschwindigkeit des Gesamtauspuffers, wie bei jedem Strahlmotor, aber da zwei Auspuff -Jets vorhanden sind, kann die Schubgleichung als:^[26]

$oder } _ {c} v_ {f})}$

wo:

Düsen

Die Düsensysteme des Kaltkanals und des Kernkanals sind aufgrund der Verwendung von zwei separaten Abgasströmen relativ komplex. In hohen Bypass -Motoren befindet sich der Lüfter in einem kurzen Kanal in der Nähe der Vorderseite des Motors und hat normalerweise eine konvergente Kaltdüse, wobei der Schwanz des Kanals eine Düse mit niedrigem Druckverhältnis bildet der Kern. Die Kerndüse ist konventioneller, erzeugt jedoch weniger Schub, und abhängig von Designentscheidungen, wie z. B. Lärmüberlegungen, kann es möglicherweise nicht ersticken.^[27] In niedrigen Bypass -Motoren können sich die beiden Strömungen in den Kanälen verbinden und eine gemeinsame Düse teilen, die mit dem Nachbrenner ausgestattet werden kann.

Lärm

Chevrons auf einem Luft Indien Boeing 787 GE Genx Motor

Der größte Teil des Luftstroms durch einen Turbofan mit hoher Bypass ist ein Bypass-Fluss mit niedrigerer Geschwindigkeit: Selbst in Kombination mit dem Abgassel der hohen Geschwindigkeitsmotors ist die durchschnittliche Abgasgeschwindigkeit erheblich niedriger als in einem reinen Turbojet. Turbojet -Motorgeräusch ist überwiegend Jet -Rauschen aus der hohen Auspuffgeschwindigkeit. Daher sind Turbofan-Motoren signifikant leiser als ein reiner Jet des gleichen Schubs, und Jet-Rauschen ist nicht mehr die vorherrschende Quelle.^[28] Das Turbofan-Motorgeräusch verbreitet sich sowohl stromaufwärts über den Einlass als auch stromabwärts über die Primärdüse und den BY-Pass-Kanal. Andere Geräuschquellen sind Lüfter, Kompressor und Turbine.^[29]

Moderne kommerzielle Flugzeuge verwenden High-Bypass-Verhältnisse (HBPR) -Motoren mit separatem Durchfluss, Nicht-Mixing und Kurzanschluss-Abgassystemen. Ihr Geräusch ist auf die Geschwindigkeit, Temperatur und den Druck des Abgasstrahls zurückzuführen, insbesondere bei hohen Thrustbedingungen, wie z. B. für den Start erforderlich. Die primäre Quelle für Düsengeräusche ist das turbulente Mischen von Scherschichten im Auspuff des Motors. Diese Scherschichten enthalten Instabilitäten, die zu stark turbulenten Wirbeln führen, die die für den Schall verantwortlichen Druckschwankungen erzeugen. Um das mit dem Strahlfluss verbundene Rauschen zu verringern, hat die Luft- und Raumfahrtindustrie versucht, die Turbulenzen der Scherschicht zu stören und das produzierte Gesamtrauschen zu verringern.

Lüftergeräusche können aus der Wechselwirkung der Lüfterblattwachen mit dem Druckfeld der nachgeschalteten Lüfter-Exit-Statorschaufeln zurückzuführen sein. Es kann durch einen ausreichenden axialen Abstand zwischen Blattablaufkante und Statoreingang minimiert werden.^[30] Bei hohen Motorgeschwindigkeiten, wie beim Start, erzeugen Stoßwellen aus den Überschall -Lüfterspitzen aufgrund ihrer ungleicher Natur Lärm einer nicht übereinstimmenden Natur, die als "Buzz Saw" -Regeräusche bekannt ist.^[31][32]

Alle modernen Turbofan -Motoren haben Akustische Liner in dem Gondel ihr Geräusch zu drüben. Sie erstrecken sich so weit wie möglich, um die größte Oberfläche abzudecken. Die akustische Leistung des Motors kann experimentell mittels Bodentests bewertet werden^[33] oder in dedizierten experimentellen Testgeräten.^[34]

In dem Luft- und Raumfahrt Industrie, Chevrons sind die "Sägezahn" -Muster an den hinteren Rändern einiger Düsentriebwerk Düsen^[35] die verwendet werden für Lärmminderung. Die geformten Kanten glätten die Mischung von heißer Luft aus dem Motorkern und kühlerer Luft, die durch den Motorventilator fließen, wodurch die Turbulenzen für Geräusche reduziert werden.^[35] Chevrons wurden von Boeing mit Hilfe von entwickelt NASA.^[35][36] Einige bemerkenswerte Beispiele für solche Entwürfe sind Boeing 787 und Boeing 747-8- auf der Rolls-Royce Trent 1000 und General Electric Genx Motoren.^[37]

Geschichte

Rolls-Royce Conway Turbofan mit niedrigem Bypass von a Boeing 707. Die Bypass -Luft geht aus den Flossen aus, während der Auspuff aus dem Kern aus der zentralen Düse ausgeht. Dieses geriffelte Jetpipe-Design ist eine von Frederick Greatorex bei Rolls-Royce entwickelte Geräuschreduzierungsmethode

General Electric Genx-2B Turbofan -Motor wie für a verwendet Boeing 747–8. Blick auf den Bypass -Kanal und freue mich nach der Bypass -Düse und zeigt die Statoren/Lüfterblätter der Lüfchenausgangsstatoren/Lüftern

Frühe Turbojet-Motoren waren nicht sehr Kraftstoffeffizient, da ihr Gesamtdruckverhältnis und die Turbineneinlasstemperatur durch die zu diesem Zeitpunkt verfügbare Technologie und Materialien stark eingeschränkt waren.

Der erste Turbofan -Motor, der nur auf einem Testbett geführt wurde, war der Deutsche Daimler-Benz DB 670, bezeichnet den 109-007 von der LuftfahrtministeriumMit einem ersten Laufdatum vom 27. Mai 1943 nach dem Testen der Turbomaschinerie mit einem Elektromotor, der am 1. April 1943 durchgeführt worden war.^[38] Die Entwicklung des Motors wurde mit ungelösten Problemen aufgegeben, da sich die Kriegssituation für Deutschland verschlechterte.

Später im Jahr 1943 testete das britische Boden den Metrovick F.3^[39] Turbofan, der die verwendete Metrovick F.2 Turbojet als Gasgenerator, wobei der Abgas in ein eng gekoppeltes Aft-Fan-Modul entfaltet, das ein kontra-rotierendes LP-Turbinensystem umfasst, das zwei koaxiale kontra-rotierende Lüfter treibt.^[40]

Verbesserte Materialien und die Einführung von Zwillingskompressoren, wie in der Bristol Olympus,^[41] und Pratt & Whitney JT3C Motoren erhöhten das Gesamtdruckverhältnis und somit die thermodynamisch Effizienz von Motoren. Sie hatten auch eine schlechte Antriebseffizienz, da reine Turbojets einen hohen spezifischen Schub-/hohen Geschwindigkeitsauspuff aufweisen, der besser für den Überschallflug geeignet ist.

Das Original Turbofan mit niedrigem Bypass Motoren wurden entwickelt, um die Effizienz der Antriebswirksamkeit zu verbessern, indem die Abgasgeschwindigkeit auf einen Wert näher an dem des Flugzeugs reduziert wurde. Das Rolls-Royce Conway, der erste Produktions -Turbofan der Welt, hatte ein Bypass -Verhältnis von 0,3, ähnlich wie die Moderne General Electric F404 Kämpfermotor. Zivile Turbofan -Motoren der 1960er Jahre, wie die Pratt & Whitney JT8D und die Rolls-Royce Spey, hatten Bypass -Verhältnisse näher an 1 und ähnelten ihren militärischen Äquivalenten.

Das erste sowjetische Flugzeug, das von Turbofan -Motoren angetrieben wurde Tupolev TU-124 1962 eingeführt. Es verwendete die Soloviev D-20.^[42] 164 Flugzeuge wurden zwischen 1960 und 1965 für produziert Aeroflot und andere Ostblock Fluggesellschaften, einige tätig bis in die frühen neunziger Jahre.

Der erste General Electric Turbofan war der Achter-Fan CJ805-23basierend auf dem CJ805-3 Turbojet. Es folgte das Achtern-Fan General Electric CF700 Motor mit einem Bypass -Verhältnis von 2,0. Dies wurde aus dem abgeleitet General Electric J85/CJ610 Turbojet 2.850 lbf (12.700 n), um das größere zu versorgen Rockwell Sabreliner 75/80 Modellflugzeuge sowie die Dassault Falcon 20mit einem Anstieg des Schubs um etwa 50% auf 4.200 lbf (19.000 n). Der CF700 war der erste kleine Turbofan, der von der zertifiziert wurde Föderale Flugverwaltung (FAA). Es waren zu einem Zeitpunkt über 400 CF700 -Flugzeuge weltweit mit einer Erfahrung von über 10 Millionen Servicestunden in Betrieb. Der CF700-Turbofan-Motor wurde auch verwendet, um mit Mond gebundene Astronauten in der Astronauten zu trainieren Projekt Apollo als Triebwerk für die Lunar Landing Research Vehicle.

Gängige Typen

Turbofan mit niedrigem Bypass

Schematisches Diagramm, das einen 2-spoolen Turbofan-Motor mit einem gemischten Auspuff mit niedrigem Bypass zeigt und die Spulen mit niedrigem Druck (grün) und Hochdruck (lila) zeigt. Der Lüfter (und die Booster-Stufen) werden von der Niederdruckturbine angetrieben, während der Hochdruckkompressor von der Hochdruckturbine angetrieben wird.

Ein hochspezifischer Turbofan-Turbofan mit Niedrig-Bypass-Verhältnis hat normalerweise einen mehrstufigen Lüfter hinter den Einlassleitschaufeln, der ein relativ hohes Druckverhältnis entwickelt und somit eine hohe (gemischte oder kalte) Abgasgeschwindigkeit ergibt. Der Kernluftstrom muss groß genug sein, um sicherzustellen, dass eine ausreichende Kernleistung für den Lüfter vorliegt. Ein kleinerer Zyklus des Kernfluss-/höheren Bypass-Verhältnisses kann erreicht werden, indem die Einlasstemperatur des Hochdruck-Turbinenrotors erhöht wird.

Um einen Aspekt zu veranschaulichen, wie sich ein Turbofan von einem Turbojet unterscheidet, können Vergleiche im selben Luftstrom (zum Beispiel eine gemeinsame Aufnahme) und denselben Nettoschub (d. H. Gleicher spezifischer Schub) durchgeführt werden. Ein Bypass -Fluss kann nur hinzugefügt werden, wenn die Turbineneinlasstemperatur nicht zu hoch ist, um den kleineren Kernfluss auszugleichen. Zukünftige Verbesserungen der Turbinenkühlung/Materialtechnologie können eine höhere Turbineneinlasstemperatur ermöglichen, was aufgrund einer erhöhten Kühllufttemperatur erforderlich ist, die sich aus einem ergibt Gesamtdruckverhältnis Zunahme.

Der resultierende Turbofan mit angemessene Effizienz und Kanalverlust für die zugesetzten Komponenten würde wahrscheinlich bei einem höheren Düsendruckverhältnis als der Turbojet funktionieren, jedoch mit einer niedrigeren Abgasstemperatur, um den Nettoschub zu halten. Da der Temperaturanstieg über den gesamten Motor (Aufnahme zur Düse) niedriger wäre, würde der (trockene) Kraftstofffluss ebenfalls verringert, was zu einem besseren führen würde Spezifischer Kraftstoffverbrauch (SFC).

Einige militärische Turbofane mit niedrigem Bypass (z. F404, Jt8d. Dies verbessert den Fan Anstieg Rand (siehe Kompressorkarte).

• 

  Das weit verbreitete Pratt & Whitney JT8D bei vielen frühen Schmalkörper verwendet Jetliner. Der Lüfter befindet sich hinter den Einlassleitschaufeln.

• 

  Soloviev D-30 das macht das Ilyushin IL-76 & IL-62m; Mikoyan Mig-31; Xian H-6K & J-20

• 

  Saturn Al-31 das macht das Chengdu J-10 & J-20; Shenyang J-11, J-15 & J-16; Sukhoi SU-30 & SU-27

• 

  Williams F107 das macht das Raytheon BGM-109 Tomahawk Marschflugkörper

• 

  NPO Saturn Al-55 was sicher macht Hal Hjt-36 Sitara

• 

  Eurojet EJ200 das macht das Eurofighter Typhoon

• 

  Ishikawajima-Harima F3 das macht das Kawasaki T-4

• 

  GTRE GTX-35VS Kaveri entwickelt von Gtre

Nachbrenner Turbofan

Pratt & Whitney F119 Nachbrennen von Turbofan beim Test

Seit den 1970er Jahren die meisten Düsenjäger Motoren waren Turbofane mit niedrigem/mittlerem Bypass mit einem gemischten Auspuff. Nachbrenner und Variable Area -Ausgangsdüse. Ein Nachbrenner ist ein Brennkammer, der sich stromabwärts der Turbinenblätter und direkt stromaufwärts der Düse befindet, was den Kraftstoff von nachbrennerspezifischen Kraftstoffinjektoren verbrennt. Bei Beleuchtung werden große Kraftstoffvolumina im Nachbrenner verbrannt, was die Temperatur der Abgase um einen signifikanten Grad erhöht, was zu einer höheren Abgasgeschwindigkeit/motorspezifischen Schub führt. Die variable Geometriedüse muss sich für einen größeren Halsbereich öffnen, um das zusätzliche Volumen und eine erhöhte Durchflussrate zu erfüllen, wenn der Nachbrenner beleuchtet ist. Das Nachbrennen ist oft so konzipiert, dass ein erheblicher Schub für das Start, die transonische Beschleunigung und die Kampfmanöver erhöht wird, ist jedoch sehr Kraftstoffintensiv. Folglich kann das Nachbrennen nur für kurze Teile einer Mission verwendet werden.

Anders als im Hauptmotor, wo stöchiometrisch Die Temperaturen in der Brennkammer müssen reduziert werden, bevor sie die Turbine erreichen. Ein Nachbrenner bei maximalem Kraftstoff ist so ausgelegt, dass stöchiometrische Temperaturen beim Eintritt in die Düse etwa 2.800 K (3.800 ° R; 3.300 ° F; 1.800 ° C) erzeugt werden. Bei einem festgelegten Gesamtverhältnis von Kraftstoff und Luft ist der Gesamtbrennstofffluss für einen bestimmten Lüfterluftstrom unabhängig vom trockenen spezifischen Motorschub gleich. Ein hoher spezifischer Schubturbofan hat jedoch per Definition ein höheres Düsendruckverhältnis, was zu einem höheren Nachverbrennen und daher zu einem niedrigeren nachbrennenden spezifischen Kraftstoffverbrauch (SFC) führt. Hochspezifische Schubmotoren haben jedoch einen hohen trockenen SFC. Die Situation ist für einen mittelspezifischen Turbofan umgekehrt: d. H. Das schlechte SFC/gute trockene SFC nach dem Nachbrennen von SFC. Der frühere Motor ist für ein Kampfflugzeug geeignet, das nach dem Nachbrennen von Nachbrennen für einen ziemlich langen Zeitraum bleiben muss, muss jedoch nur ziemlich nahe am Flugplatz kämpfen (z. B. grenzüberschreitende Gefecht). Der letztere Motor ist besser für ein Flugzeug, das in einiger Entfernung fliegen oder lange herumschreiten muss, bevor er in den Kampf geht. Der Pilot kann es sich jedoch leisten, nur für kurze Zeit nach dem Nachbrennen zu bleiben, bevor Flugzeugbrennstoffreserven gefährlich niedrig werden.

Der erste Produktion nach dem Nachbrennen von Turbofan -Motor war der Pratt & Whitney TF30, was zunächst die betrieben hat F-111 Aardvark und F-14 Tomcat. Aktuelle militärische Turbofane mit niedrigem Bypass umfassen die Pratt & Whitney F119, das Eurojet EJ200, das General Electric F110, das Klimov RD-33, und die Saturn Al-31All dies verfügt über einen gemischten Abgas-, Nachbrenner- und Variablenbereichsantriebsdüse.

Hochbypass-Turbofan

Schematisches Diagramm, das einen 2-Spulen-Hochbypass-Turbofan-Motor mit einem ungemischten Abgas zeigt. Die Niederdruckspule ist grün gefärbt und das Hochdruck ein Lila. Auch hier werden der Lüfter (und die Booster-Stufen) von der Tiefdruckturbine angetrieben, es sind jedoch weitere Stufen erforderlich. Heutzutage wird oft ein gemischter Auspuff verwendet.

Um den Kraftstoffverbrauch weiter zu verbessern und Lärm zu verringern, fast alle heutigen Jet -Flugzeuge und die meisten militärischen Transportflugzeuge (z. B. die, die C-17) werden durch Turbofans mit niedrigspezifischem Thrust/Hochbypass-Verhältnis angetrieben. Diese Motoren entwickelten sich aus den hochspezifischen Thrust/Low-Bypass-Turbofanen, die in den 1960er Jahren in solchen Flugzeugen verwendet wurden. Moderne Kampfflugzeuge verwenden Turbofane mit niedrigem Bypass-Verhältnis und einige militärische Transportflugzeuge Turboprops.

Niedriger spezifischer Schub wird erreicht, indem der mehrstufige Lüfter durch eine einstufige Einheit ersetzt wird. Im Gegensatz zu einigen Militärmotoren fehlen modernen zivilen Turbofanen vor dem Lüfterrotor stationäre Einlassleitungen. Der Lüfter ist skaliert, um den gewünschten Nettoschub zu erreichen.

Der Kern (oder Gasgenerator) des Motors muss genügend Strom erzeugen, um den Lüfter bei seinem Nennmassenstrom- und Druckverhältnis zu treiben. Verbesserungen der Turbinenkühlung/Materialtechnologie ermöglichen eine höhere Turbinen -Rotoreinlasstemperatur (HP), die einen kleineren (und leichteren) Kern ermöglicht, wodurch die thermische Kerneffizienz möglicherweise verbessert wird. Die Reduzierung des Kernmassenfluss Bühnenbeladung und um die Effizienz der LP -Turbine aufrechtzuerhalten. Die Reduzierung des Kernflusss erhöht auch das Bypass -Verhältnis. Bypass -Verhältnisse von mehr als 5: 1 werden immer häufiger; das Pratt & Whitney PW1000G, der 2016 einen kommerziellen Dienst erbrachte, erreicht 12,5: 1.

Weitere Verbesserungen der Wärmeeffizienz des Kerns können erreicht werden, indem das Gesamtdruckverhältnis des Kerns erhöht wird. Verbesserungen der Blade -Aerodynamik können die Anzahl der erforderlichen zusätzlichen Kompressorstadien und die variable Geometrie verringern (d. H.,, Statoren) Ermöglichen Sie, dass die Kompressoren von Hochdruckverhältnissen bei allen Gaseinstellungen aufsteigt.

Cutaway -Diagramm der General Electric CF6-6 Motor

Der erste (experimentelle) Hochbypass-Turbofan-Motor war der Avco-Lycoming PLF1A-2, a T55 Der aus Turboshellen abgeleitete Motor, der erstmals im Februar 1962 ausgeführt wurde. Der PLF1A-2 hatte einen Fan-Stadium von 40 cm (100 cm), erzeugte einen statischen Schub von 1.960 kg (1.960 kg).^[43] und hatte ein Bypass -Verhältnis von 6: 1.^[44] Das General Electric TF39 wurde das erste Produktionsmodell, das die Stromversorgung entwickelt hat Lockheed C-5 Galaxy Militärtransportflugzeuge.^[22] Das Zivil General Electric CF6 Motor verwendete ein abgeleitetes Design. Andere Hochbypass-Turbofane sind die Pratt & Whitney JT9D, die Dreischacht Rolls-Royce RB211 und die CFM International CFM56; auch der kleinere Tf34. Neuere große Hochbypass-Turbofane umfassen die Pratt & Whitney PW4000, die Dreischacht Rolls-Royce Trent, das General Electric GE90/Genx und die GP7000, gemeinsam von GE und P & W produziert.

Je niedriger der spezifische Schub eines Turbofans ist, desto niedriger ist die mittlere Jet -Auslassgeschwindigkeit, was wiederum zu einem hohen übersetzt wird Schubrate (d. H. Abnahme des Schubs mit zunehmender Fluggeschwindigkeit). Siehe technische Diskussion unten, Punkt 2. Infolgedessen erzeugt ein Motor, das ein Flugzeug mit hoher Fluggeschwindigkeit mit hoher Unterschallgeschwindigkeit (z. B. Mach 0,83) vorantreiben kann, einen relativ hohen Schub bei niedriger Fluggeschwindigkeit und verbessert so die Leistung der Landebahn. Niedrige spezifische Schubmotoren haben tendenziell ein hohes Bypass -Verhältnis, dies ist jedoch auch eine Funktion der Temperatur des Turbinensystems.

Die Turbofane in zwei Engined-Transportflugzeugen produzieren einen genügend Startschub, um einen Start auf einen Motor fortzusetzen, wenn der andere Motor nach einem kritischen Punkt im Startaufgang heruntergefahren wird. Von diesem Zeitpunkt an hat das Flugzeug weniger als die Hälfte des Schubs im Vergleich zu zwei Betriebsmotoren, da der nicht funktionierende Motor eine Widerstandsquelle ist. Moderne Twin-Motor-Fluggesellschaften steigen normalerweise unmittelbar nach dem Start sehr steil. Wenn ein Motor abgeschaltet wird, ist der Aufstieg viel flacher, aber ausreichend, um Hindernisse auf dem Flugweg zu klären.

Die Motortechnologie der Sowjetunion war weniger fortschritt Ilyushin IL-86, wurde von Low-Bypass-Motoren angetrieben. Das Yakovlev Yak-42Ein mittelgroßer Flugzeug mit mittlerem und mittelgroßem Flugzeug von bis zu 120 Passagieren, der 1980 eingeführt wurde, war das erste sowjetische Flugzeug, das Hochbypass-Motoren benutzte.

• 

  PowerJet SAM146 Welche Kräfte Sukhoi Superjet 100

• 

  General Electric CF6 das macht das Airbus A300, Boeing 747, Douglas DC-10 und andere Flugzeuge

• 

  Rolls-Royce Trent 900mit Strom versorgen Airbus A380

• 

  Pratt & Whitney PW4000mit Strom versorgen Boeing 777, MD-11 und Airbus A330

• 

  Das CFM56 das macht das Boeing 737, das Airbus A320 und andere Flugzeuge

• 

  Motor Alliance GP7000 Turbofan für die Airbus A380

• 

  Aviadvigatel PS-90 das macht das Ilyushin IL-96, Tupolev TU-204, Ilyushin IL-76

• 

  Lycoming ALF 502 das macht das Britische Luft- und Raumfahrt 146

• 

  Aviadvigatel PD-14 die auf dem verwendet werden Irkut MC-21

• 

  Drei Welle Fortschritt D-436

• 

  Trent 1000 mit Strom versorgen Boeing 787

• 

  GE90 mit Strom versorgen Boeing 777, der leistungsstärkste Flugzeugmotor

Turbofan -Konfigurationen

Turbofan -Motoren sind in verschiedenen Motorkonfigurationen erhältlich. Für einen bestimmten Motorzyklus (d. H. Gleicher Luftstrom, Bypass -Verhältnis, Lüfterdruckverhältnis, Gesamtdruckverhältnis und HP -Turbinen -Rotoreinlasstemperatur) hat die Auswahl der Turbofan -Konfiguration nur geringe Auswirkungen auf die Auslegungspunktleistung (z. B. Nettoschub, SFC) , solange die Gesamtkomponentenleistung aufrechterhalten wird. Die Leistung und Stabilität außerhalb des Designs wird jedoch durch die Enginekonfiguration beeinflusst.

Das Grundelement eines Turbofans ist a Spule, Eine einzige Kombination aus Lüfter/Kompressor, Turbine und Welle dreht sich mit einer einzigen Geschwindigkeit. Für ein bestimmtes Druckverhältnis kann der Überspannungsrand durch zwei verschiedene Konstruktionswege erhöht werden:

1. Spaltung des Kompressors in zwei kleinere Spulen, die sich mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten drehen, wie mit dem Pratt & Whitney J57; oder
2. Machen Sie den Stator Schaufel -Tonhöhe einstellbar, typischerweise in den Frontstadien, wie mit dem J79.

Die meisten modernen westlichen Zivil-Turbofane verwenden einen relativ hohen Druckverhältnis-Hochdruck-Kompressor (HP), wobei viele Zeilen variabler Statoren zur Steuerung der Überspannungsspanne bei niedriger Drehzahl steuern. Im Dreispulen RB211/Trent Das Kernkomprimierungssystem ist in zwei Teile aufgeteilt, wobei der IP -Kompressor, der den HP -Kompressor auflädt, sich auf einer anderen Koaxialwelle befindet und von einer separaten (IP-) Turbine gesteuert wird. Da der HP-Kompressor ein bescheidenes Druckverhältnis hat, kann seine Geschwindigkeit ohne variable Geometrie reduziert werden. Da jedoch eine flache IP -Kompressorarbeitsleitung unvermeidlich ist, hat der IPC eine variable Geometrie in allen Varianten mit Ausnahme des –535, der keine hat.^[45]

Einwellen-Turbofan

Obwohl es weit entfernt von allgemein ist, ist der Einweg-Turbofan wahrscheinlich die einfachste Konfiguration, die einen Lüfter- und Hochdruckkompressor umfasst, der von einer einzelnen Turbineneinheit auf derselben Spule angetrieben wird. Das Snecma M53, welche Macht Dassault Mirage 2000 Fighter Aircraft ist ein Beispiel für einen Einstrahlturbofan. Trotz der Einfachheit der Turbomachinerie-Konfiguration benötigt der M53 einen variablen Flächenmixer, um einen Teil-Throttle-Betrieb zu erleichtern.

Achter-Fan Turbofan

Einer der frühesten TurboFans war ein Derivat der General Electric J79 Turbojet, bekannt als der CJ805-23, mit einer integrierten AFT-Lüfter/Low-Pressure-Turbineneinheit (Low-Pressure) im Turbojet-Auspuff Jetpipe. Heißes Gas aus dem Turbojet -Turbinenauspuff expandierte sich durch die LP -Turbine. Diese Anordnung führt im Vergleich zu einer Frontfan-Konfiguration einen zusätzlichen Gasleckweg ein und war ein Problem mit diesem Motor mit Hochdruck-Turbinengas, der in den Lüfterluftstrom einbrach.^[46] Eine Nach-Fan-Konfiguration wurde später für die verwendet General Electric GE36 UDF (Propfan) Demonstrator der frühen 1980er Jahre.

1971 wurde das NASA Lewis Research Center für einen Überschalltransportmotor, der als Achter-Fan-Turbofan bei Start- und Unterschallgeschwindigkeiten und Turbojet mit höheren Geschwindigkeiten als Achter-Fan-Turbofan arbeitete, ein Konzept vorgestellt. Dies würde das niedrige Rauschen und die hohen Schubmerkmale eines Turbofans beim Start zusammen mit Turbofan-hoher Effizienz bei Unterschallgeschwindigkeiten verleihen. Es hätte die hohe Effizienz eines Turbojet bei Überschall -Kreuzfahrtgeschwindigkeiten.^[47]

Grundlegende Zweispule

Viele Turbofane haben mindestens grundlegende Zwei-Spool-Konfiguration, bei der sich der Lüfter auf einer separaten Spule mit niedrigem Druck (LP) befindet und konzentrisch mit dem Kompressor oder dem HP-Spulen (Hochdruck) ausgeführt wird. Die LP -Spule läuft in einem niedrigeren Winkelgeschwindigkeit, während der HP -Spool schneller wird und sein Kompressor einen Teil der Luft zur Verbrennung weiter komprimiert. Das BR710 ist typisch für diese Konfiguration. Bei den kleineren Schubgrößen kann die HP-Kompressorkonfiguration anstelle von rein axialer Bladung axial-zentrifugal sein (z. B.,,, CFE CFE738), doppelzentrifugal oder sogar Diagonal/Zentrifugal (z.B. Pratt & Whitney Canada PW600).

Erhöhte Zweispule

Höhere Gesamtdruckverhältnisse können erreicht werden T-Stadien Zum LP -Spulen zwischen dem Lüfter und dem HP -Kompressor, um letztere zu steigern. Alle großen amerikanischen Turbofans (z. General Electric CF6, GE90, Ge9x und Genx Plus Pratt & Whitney JT9D und PW4000) Feature T-Stadien. Der Rolls-Royce BR715 ist ein nicht-amerikanisches Beispiel dafür. Die in modernen zivilen Turbofanen verwendeten hohen Bypass-Verhältnisse reduzieren tendenziell den relativen Durchmesser der T-Stadien und verringern ihre mittlere Spitzengeschwindigkeit. Folglich sind mehr T-Stadien erforderlich, um den erforderlichen Druckanstieg zu entwickeln.

Dreispule

Rolls-Royce entschied RB211 und Trent Familien), wobei die T-Stadien der gesteigerten Zwei-Spool-Konfiguration in eine separate Zwischendruckspule (IP) unterteilt werden, die von seiner eigenen Turbine angetrieben wird. Der erste Dreispulenmotor war der frühere Rolls-Royce RB.203 Trent von 1967.

Das Garrett ATF3mit Strom versorgen Dassault Falcon 20 Business Jet hat ein ungewöhnliches Drei -Spulen -Layout mit einer Achterspule, die mit den beiden anderen nicht konzentrisch ist.

IVchenko Design Bureau Wählen Sie die gleiche Konfiguration wie Rolls-Royce für ihre Lotarev D-36 Motor, gefolgt von Lotarev/Progress D-18T und Fortschritt D-436.

Das Turbo-Union RB199 Militärturbofan hat ebenso eine Dreispulenkonfiguration, ebenso wie das Militär Kuznetsov NK-25 und NK-321.

Gearter Lüfter

Getriebe Turbofan. Das Getriebe ist mit 2 gekennzeichnet.

Mit zunehmendem Bypass -Verhältnis erhöht sich die Geschwindigkeit der Lüfterblattspitze relativ zur LPT -Klingengeschwindigkeit. Dies verringert die LPT -Klingengeschwindigkeit und erfordert mehr Turbinenstufen, um genügend Energie zu extrahieren, um den Lüfter zu treiben. Einführung a (Planetary) ReduktionsgetriebeMit einem geeigneten Zahnradverhältnis zwischen der LP -Welle und dem Lüfter kann sowohl die Lüfter- als auch die LP -Turbine mit ihren optimalen Geschwindigkeiten arbeiten. Beispiele für diese Konfiguration sind die seit langem etablierten Garrett Tfe731, das Honeywell ALF 502/507 und die jüngsten Pratt & Whitney PW1000G.

Militärturbofanen

Die meisten der oben diskutierten Konfigurationen werden in zivilen Turbofanen verwendet, während moderne militärische Turbofane (z. B.,, Snecma M88) sind normalerweise grundlegende Zweispule.

Hochdruckturbine

Die meisten zivilen Turbofane nutzen eine hocheffiziente 2-stufige HP-Turbine, um den HP-Kompressor zu treiben. Das CFM International CFM56 Verwendet einen alternativen Ansatz: eine einstufige Hocharbeitseinheit. Obwohl dieser Ansatz wahrscheinlich weniger effizient ist, werden Einsparungen bei Kühlluft, Gewicht und Kosten eingespart.

In dem RB211 und Trent 3-Spool-Motorserie, das HP-Kompressordruckverhältnis ist bescheiden, so dass nur eine einzelne HP-Turbinenstufe erforderlich ist. Moderne militärische Turbofane neigen auch dazu, eine einzelne HP -Turbinenstufe und einen bescheidenen HP -Kompressor zu verwenden.

Niederdruckturbine

Moderne zivile Turbofane haben mehrstufige LP-Turbinen (zwischen 3 und 7). Die Anzahl der erforderlichen Stufen hängt vom Motorzyklus-Bypass-Verhältnis und dem Boost (von erhöhten Zweispulen) ab. Ein Getriebelüfter kann die Anzahl der erforderlichen LPT -Stufen in einigen Anwendungen reduzieren.^[48] Aufgrund der viel niedrigeren Bypass -Verhältnisse benötigen militärische Turbofane nur ein oder zwei LP -Turbinenstufen.

Gesamtleistung

Zyklusverbesserungen

Betrachten Sie einen gemischten Turbofan mit einem festen Bypass -Verhältnis und einem Luftstrom. Das Erhöhen des Gesamtdruckverhältnisses des Kompressionssystems erhöht die Brennstärke der Eintrittstemperatur. Bei einem festen Brennstofffluss steigt daher eine Zunahme der Turbinen -Turbinen -Rotoreinlasstemperatur (HP). Obwohl der höhere Temperaturanstieg über das Kompressionssystem einen größeren Temperaturabfall über das Turbinensystem impliziert, ist die gemischte Düsentemperatur nicht betroffen, da dem System die gleiche Wärmemenge hinzugefügt wird. Es gibt jedoch einen Anstieg des Düsendrucks, da das Gesamtdruckverhältnis schneller zunimmt als das Turbinenausdehnungsverhältnis, was zu einem Anstieg des Einstiegsdrucks des Heißmischers führt. Infolgedessen steigt der Nettoschub, während der spezifische Kraftstoffverbrauch (Kraftstofffluss/Nettoschub) abnimmt. Ein ähnlicher Trend tritt bei ungemischten Turbofanen auf.

Turbofan -Motoren können durch die Anhebung des Gesamtdruckverhältnisses und der Turbinen -Rotoreinlasstemperatur im Einklang stärker effizienter gestaltet werden. Es sind jedoch eine bessere Turbinenmaterialien oder eine verbesserte Kühlung von Schaufel/Klingen erforderlich, um mit Anstieg sowohl der Turbinen -Rotoreinlasstemperatur als auch der Kompressorabgabe -Temperatur umzugehen. Die Erhöhung des letzteren kann bessere Kompressormaterialien erfordern.

Das Gesamtdruckverhältnis kann erhöht werden, indem das Lüfter -LP -Kompressordruckverhältnis oder das HP -Kompressordruckverhältnis verbessert wird. Wenn der letztere konstant gehalten wird, bedeutet die Zunahme der (HP) -Kompressorabgabetemperatur (durch Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses) eine Erhöhung der HP -mechanischen Geschwindigkeit. Die Beanspruchung der Überlegungen könnte jedoch diesen Parameter einschränken, was trotz eines Anstiegs des Gesamtdruckverhältnisses eine Verringerung des HP -Kompressor -Druckverhältnisses impliziert.

Laut einfacher Theorie kann das Verhältnis der Turbinen -Rotoreinlass -Temperatur/(HP) -Kompressorabgabetemperatur beibehalten, die HP -Turbinen -Throat -Fläche beibehalten werden. Dies setzt jedoch davon aus, dass die Zyklusverbesserungen erhalten werden, während die Datum (HP) -Kompressor-Exit-Flussfunktion (nichtdimensionaler Strömung) beibehalten wird. In der Praxis würden Änderungen an der nichtdimensionalen Geschwindigkeit des (HP) -Kompressors und der Kühlblutextraktion diese Annahme wahrscheinlich ungültig machen, was eine gewisse Anpassung an HP-Turbinen-Throat-Bereich unwichtig ist. Dies bedeutet, dass die HP -Turbinen -Düsenführer -Güter anders sein müssten sich vom Original unterscheiden. Höchstwahrscheinlich müssten die nachgelagerten LP -Turbinen -Düsenführer sowieso geändert werden.

Schubwachstum

Das Schubwachstum wird durch Erhöhung der Kernleistung erzielt. Es gibt zwei grundlegende Routen:

1. Heiße Route: Erhöhen Sie die HP -Turbinenrotoreinlasstemperatur
2. Kaltroute: Erhöhen Sie den Kernmassenfluss

Beide Routen erfordern einen Anstieg des Brennstreckentreibstoffstroms und daher der Wärmeenergie, die dem Kernstrom hinzugefügt wird.

Die heiße Route erfordert möglicherweise Änderungen der Turbinenklingen/Schaufelnmaterialien oder einer besseren Kühlung von Klingen/Schaufeln. Die kalte Route kann durch eine der folgenden Folgen erhalten werden:

1. Hinzufügen T-Stadien zur LP/IP -Komprimierung
2. Hinzufügen a Nullstufe zur HP -Komprimierung
3. Verbesserung des Komprimierungsprozesses ohne Hinzufügen von Stufen (z. B. höheres Lüfter -Hub -Druckverhältnis)

All dies erhöht sowohl das Gesamtdruckverhältnis als auch den Kernluftstrom.

Alternativ kann die Kerngröße erhöht werden, um den Kernluftstrom zu erhöhen, ohne das Gesamtdruckverhältnis zu ändern. Diese Route ist teuer, da auch ein neues (erhöhtes) Turbinensystem (und möglicherweise ein größerer IP -Kompressor) erforderlich ist.

Änderungen müssen auch an den Lüfter vorgenommen werden, um die zusätzliche Kernleistung zu absorbieren. Bei einem Baumotor müssen Düsengeräusche überlegte, dass eine signifikante Zunahme des Startschubs von einem entsprechenden Anstieg des Lüftermassenflusses begleitet werden muss (um einen spezifischen Schub von etwa 30 lbf/s aufrechtzuerhalten).

Technische Diskussion

1. Spezifischer Schub (Nettoschub-/Einlassluftstrom) ist ein wichtiger Parameter für Turbofane und Jet -Motoren im Allgemeinen. Stellen Sie sich vor, ein Lüfter (angetrieben von einem entsprechend großen Elektromotor), der in einem Rohr arbeitet, das mit einer Propelling -Düse verbunden ist. Es ist ziemlich offensichtlich, je höher das Lüfterdruckverhältnis (Lüfterabflussdruck/Lüfter -Einlassdruck), desto höher ist die Strahlgeschwindigkeit und der entsprechende spezifische Schub. Stellen Sie sich nun vor, wir ersetzen dieses Setup durch einen äquivalenten Turbofan-denselben Luftstrom und das gleiche Lüfterdruckverhältnis. Offensichtlich muss der Kern des Turbofans eine ausreichende Leistung erzeugen, um den Lüfter über die Turbine mit Niederdruck (LP) zu treiben. Wenn wir eine niedrige Turbineneinlasstemperatur (HP) für den Gasgenerator wählen, muss der Kernluftstrom relativ hoch sein, um auszugleichen. Das entsprechende Bypass -Verhältnis ist daher relativ niedrig. Wenn wir die Turbineneinlasstemperatur erhöhen, kann der Kernluftstrom kleiner sein, wodurch das Bypass -Verhältnis zunimmt. Die Erhöhung der Turbineneinlasstemperatur neigt dazu, die thermische Effizienz zu erhöhen und sich daher zu verbessern Kraftstoffeffizienz.
2. Natürlich nimmt die Luftdichte und damit die Nettoschub eines Motors ab, wenn die Höhe zunimmt. Es gibt auch einen Fluggeschwindigkeitseffekt, der als Schlepprate bezeichnet wird. Betrachten Sie die ungefähre Gleichung für den Nettoschub erneut:
   $${\ displayStyle f_ {n} = m \ cdot (v_ {jfe} -v_ {a}).}.}.}.$$

   
   Mit einem hohen spezifischen Schub (z. B. Kämpfer-) Motor ist die Strahlgeschwindigkeit relativ hoch, so dass intuitiv man erkennen kann Die Strahlgeschwindigkeit ist niedriger. Die Auswirkung der Schubrate auf einen niedrigen spezifischen Schub (z. B. zivilen) Motor ist noch schwerwiegender. Bei hohen Fluggeschwindigkeiten können hochspezifische Thrust-Motoren den Nettoschub durch den RAM-Anstieg der Aufnahme aufnehmen, aber dieser Effekt nimmt aufgrund von Schockwellenverlusten tendenziell bei Überschallgeschwindigkeiten ab.
3. Das Schubwachstum bei zivilen Turbofanen wird normalerweise durch Erhöhung des Lüfterluftstroms erhalten, wodurch das Strahlgeräusch zu hoch wird. Der größere Lüfterluftstrom erfordert jedoch mehr Leistung aus dem Kern. Dies kann erreicht werden, indem das Gesamtdruckverhältnis (Brennkennzeichen -Einlassdruck/Ansaugendruck) erhöht wird, um mehr Luftstrom in den Kern zu induzieren und durch Erhöhen der Turbineneinlassestemperatur. Zusammen erhöhen diese Parameter dazu, die Wärmeeffizienz des Kerns zu erhöhen und die Kraftstoffeffizienz zu verbessern.
4. Einige zivile Turbofane mit hohem Bypass-Verhältnis verwenden ein extrem niedriges Flächenverhältnis (weniger als 1,01), konvergent-divergent, Düse am Bypass (oder gemischten Auspuff), um die Lüfterarbeitslinie zu steuern. Die Düse wirkt so, als hätte sie eine variable Geometrie. Bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten ist die Düse unbekannt (weniger als eine Machzahl von Einheiten), sodass sich das Abgas beschleunigt, wenn sie sich dem Rachen nähert und dann leicht verlangsamt, wenn sie den abweichenden Abschnitt erreicht. Infolgedessen steuert der Düsenausgangsbereich das Lüfter Match und zieht, da es größer als der Hals ist, die Lüfterarbeitslinie leicht vom Anstieg entfernt. Bei höheren Fluggeschwindigkeiten erhöht der RAM -Anstieg der Aufnahme das Düsendruckverhältnis bis zu dem Punkt, an dem der Hals erstickt wird (M = 1,0). Unter diesen Umständen bestimmt der Halsbereich das Lüfter Match und drückt, da es kleiner als der Ausgang ist, die Lüfterarbeit leicht in Richtung Anstieg. Dies ist kein Problem, da die Fan -Flut -Marge bei hohen Fluggeschwindigkeiten viel besser ist.
5. Das Verhalten von Turbofanen außerhalb des Designs ist unter dargestellt Kompressorkarte und Turbinenkarte.
6. Da moderne zivile Turbofane bei geringem spezifischem Schub funktionieren, benötigen sie nur eine einzelne Lüfterstufe, um das erforderliche Lüfterdruckverhältnis zu entwickeln. Das gewünschte Gesamtdruckverhältnis für den Motorzyklus wird normalerweise durch mehrere axiale Stufen der Kernkompression erreicht. Rolls-Royce tendiert dazu, die Kernkompression in zwei mit einem Zwischendruck (IP) aufzuteilen, der den HP-Kompressor auflädt, wobei beide Einheiten von Turbinen mit einer einzelnen Stufe, die auf separaten Schächten montiert sind, angetrieben werden. Folglich entwickelt der HP -Kompressor nur ein bescheidenes Druckverhältnis (z. B. ~ 4,5: 1). US -amerikanische Zivilmotoren verwenden viel höhere HP -Kompressordruckverhältnisse (z. B. ~ 23: 1 auf der General Electric GE90) und tendieren dazu, von einer zweistufigen HP-Turbine angetrieben zu werden. Trotzdem gibt es in der Regel einige IP -Axialstufen auf der LP -Welle hinter dem Lüfter, um das Kernkomprimierungssystem weiter zu beenden. Zivilmotoren haben mehrstufige LP-Turbinen, wobei die Anzahl der Stadien durch das Bypass-Verhältnis, die IP-Komprimierung der LP-Welle und die LP-Turbinenklingengeschwindigkeit bestimmt wird.
7. Da Militärmotoren normalerweise auf Meereshöhe sehr schnell fliegen müssen, wird die Grenze der HP -Kompressorabgabetemperatur im Vergleich zu einem Baumotor bei einem ziemlich bescheidenen Gesamtdruckverhältnis erreicht. Auch das Lüfterdruckverhältnis ist relativ hoch, um einen mittel- bis hohen spezifischen Schub zu erreichen. Infolgedessen haben moderne militärische Turbofane normalerweise nur 5 oder 6 PS-Kompressorstadien und erfordern nur eine einstufige HP-Turbine. Militärische Turbofane mit niedrigem Bypass-Verhältnis haben normalerweise ein LP-Turbinenstadium, aber höhere Bypass-Verhältnis-Motoren benötigen zwei Stufen. Theoretisch könnte durch Hinzufügen von IP -Kompressorstadien ein moderner militärischer Turbofan -HP -Kompressor in einem zivilen TurboFan -Derivat verwendet werden, aber der Kern würde tendenziell für hohe Schubanwendungen zu klein sein.

Verbesserungen

Aerodynamische Modellierung

Aerodynamik ist eine Mischung aus Unterschall, transonisch und Überschall- Luftstrom eines einzelnen Lüfters/Gaskompressor Klinge in einem modernen Turbofan. Der Luftstrom vorbei an den Klingen muss in engen Winkelgrenzen gehalten werden, um die Luft gegen einen zunehmenden Druck fließen zu lassen. Andernfalls kommt die Luft aus der Aufnahme zurück.^[49]

Das Vollständige Behörde Digital Engine Control (FADEC) benötigt genaue Daten für die Steuerung des Engine. Das Kritische Turbine Die Einlasstemperatur (Tit) ist zu hart in einer Umgebung bei 1.700 ° C (3.100 ° F) und 17 bar (250 psi) für zuverlässig Sensoren. Daher wird während der Entwicklung einer neuen Motor -Typ -A -Beziehung zwischen einer leichter gemessenen Temperatur festgestellt Abgas Temperatur und die Tit. Die Überwachung der Abgastemperatur wird dann verwendet, um sicherzustellen, dass der Motor nicht zu heiß verläuft.^[49]

Blade -Technologie

A 100 g (3,5 oz) Turbine Blade ist 1.700 ° C (3.100 ° F), bei 17 bar (250 psi) und a ausgesetzt Zentrifugalkraft von 40 kN (9.000 lbf), weit über dem Punkt von Plastische Verformung und sogar über dem Schmelzpunkt. Exotisch Legierungen, anspruchsvoll Luftkühlung Systeme und spezielles mechanisches Design sind erforderlich, um die zu halten Körperliche Belastungen Innerhalb der Stärke des Materials.Rotierende Dichtungen Muss den harten Bedingungen für 10 Jahre, 20.000 Missionen und bei 10 bis 20.000 U / min standhalten.^[49]

Lüfterflügel

Die Fanklingen sind gewachsen, als Jet -Motoren größer wurden: Jede Fanklinge trägt das Äquivalent von neun Doppeldeckerbusse und schluckt luft das äquivalente Volumen von a Squash-Platz jede Sekunde. Fortschritte in der Computerflüssigkeitsdynamik (CFD) Modellierung haben komplexe 3D -gekrümmte Formen mit sehr breitem Erlaubnis erlaubt Akkord, Halten Sie die Lüfterfähigkeiten und minimieren Sie die Anzahl der Klingen auf niedrigere Kosten. Zufälligerweise die Bypass -Verhältnis wuchs, um höher zu erreichen Antriebseffizienz Und der Lüfterdurchmesser nahm zu.^[50]

Rolls-Royce war Pionier der Mulde, Titan Wide-Chord-Fanklinge in den 1980er Jahren für aerodynamische Effizienz und Beschädigung durch Fremdkörper Widerstand in der RB211 dann für die Trent.GE Aviation eingeführt Kohlefaserverbund Fanklingen auf der GE90 1995, heute mit a hergestellt Kohlefaser-Klebebandschicht Prozess. GE -Partner Safran entwickelt a 3d gewebt Technologie mit Albany Composites für die CFM56 und CFM -Sprung Motoren.^[50]

Zukünftiger Fortschritt

Motorkerne schrumpfen, wenn sie bei höher arbeiten Druckverhältnisse und effizienter werden und im Vergleich zum Lüfter mit zunehmendem Bypass -Verhältnis kleiner werden. Klinge Tippablösungen sind am Ausgang des Hochdruckkompressors schwerer zu halten, wo die Klingen von 0,5 Zoll hoch oder weniger sind; Rückgrat Biegung beeinflusst die Clearance-Kontrolle, da der Kern proportional länger und dünner ist und der Lüfter bis zur Turbinenwelle mit niedriger Druckturbinen im eingeschränkten Raum innerhalb des Kerns liegt.^[51]

Zum Pratt & Whitney VP -Technologie und -umwelt Alan Epstein "Über die Geschichte der kommerziellen Luftfahrt sind wir von 20% auf 40% [Kreuzfahrtseffizienz] gestiegen, und es besteht ein Konsens zwischen der Motorgemeinschaft, dass wir wahrscheinlich 60% erreichen können."^[52]

Gearte Turbofanen und weiter fan Druckverhältnis Reduzierungen werden sich weiter verbessern Antriebseffizienz. Die zweite Phase der FAAs Kontinuierliche geringere Energie, Emissionen und Rauschen (CLEEN) -Programm zielt auf die Reduzierung der späten 2020er Jahre von 33% Kraftstoffverbrennung, 60% Emissionen und 32 dB-EPNDB-Rauschen im Vergleich zum hochmodernen 2000er-Uhren-Rauschen ab. Im Sommer 2017 bei NASA Glenn Research Center in Cleveland, Ohio, Pratt hat einen Fan mit sehr niedrigem Druck auf A auf A getestet PW1000G, ähnlich und an Offener Rotor mit weniger Klingen als die 20. PW1000G 20.^[52]

Das Gewicht und die Größe des Gondel würde durch einen kurzen Kanaleinlass reduziert, wodurch höhere aerodynamische Drehbelastungen auf den Klingen auferlegt werden und weniger Platz für Schalldämpfer ließen, aber ein Lüfter zur Verhinderung von niedrigerem Druck ist langsamer.UTC Aerospace Systems Die Aerostrukturen werden 2019 einen vollständigen Bodentest seines integrierten Antriebssystems mit niedrigem Drap mit a haben SchubumkehrerVerbesserung des Kraftstoffverbrennens um 1% und mit 2,5-3 EPNDB niedrigerem Rauschen.^[52]

Safran kann wahrscheinlich bis Mitte der 2020er Jahre weitere 10–15% an Kraftstoffffizienz liefern, bevor er eine erreicht hat Asymptoteund als nächstes muss ein Durchbruch einführen: um das zu erhöhen Bypass -Verhältnis bis 35: 1 statt 11: 1 für die CFM -Sprung, es demonstriert eine Gegenhandlung Offener Rotor entlarnerer Lüfter (Propfan) in IStres, Frankreichunter dem Europäer Sauberes Himmel Technologieprogramm.Modellieren Fortschritte und hoch Spezifische Stärke Materialien können dazu beitragen, dass frühere Versuche fehlgeschlagen sind. Wenn die Geräuschpegel innerhalb der aktuellen Standards liegen und dem Leap -Motor ähnlich sind, werden 15% niedrigere Kraftstoffverbrennung verfügbar sein, und für diesen Safran testet Safran seine Steuerelemente, Vibrationen und Betrieb, während Zelle Die Integration ist immer noch eine Herausforderung.^[52]

Zum GE Aviation, das Energiedichte des Jet -Kraftstoffs maximiert immer noch die Breguet Range -Gleichung und höhere Druckverhältniskerne; Niedrigere Druckverhältnisventilatoren, Einlässe mit niedriger Verlust und leichtere Strukturen können die Wärme-, Übertragungs- und Treibstanzeffizienz weiter verbessern. Unter dem US-LuftwaffeAdaptive Engine -Übergangsprogramm, Adaptive Thermodynamische Zyklen wird für die verwendet Jet-Kämpfer der sechsten Generationbasierend auf einem modifizierten Brayton -Zyklus und Konstantes Volumen Verbrennung.Additive Fertigung in dem Fortgeschrittener Turboprop Verringert das Gewicht um 5% und den Kraftstoffverbrennen um 20%.^[52]

Wechseln und statisch Keramikmatrixverbund (CMC) Teile betreiben 500 ° F (260 ° C) heißer als Metall und sind ein Drittel seines Gewichts. Mit 21,9 Millionen US -Dollar von der Luftwaffenforschungslabor, GE investiert 200 Millionen US -Dollar in eine CMC -Anlage in Huntsville, Alabamazusätzlich zu seiner Asheville, North Carolina Site, Massenproduzierung Siliziumkarbid Matrix mit Silicon-Carbid-Fasern im Jahr 2018. CMCs werden bis Mitte 2020 zehnmal mehr verwendet Ge9x Verwendet es in der Brennkammer und für 42 PS -Turbinendüsen.^[52]

Rolls-Royce Plc Streben Sie für die 2020S einen 60: 1 -Druckverhältniskern an Ultrafan und begann Bodentests seines 75.000 kW (440 kN) und 15: 1 -Bypass -Verhältnisses von 100.000 PS (440 kN). Fast stöchiometrisch Die Turbineneintrittstemperaturen nähern sich der theoretischen Grenze und ihre Auswirkungen auf die Emissionen müssen mit den Zielen der Umweltleistung ausgeglichen werden. Offene Rotoren, niedrigere Druckverhältnisventilatoren und möglicherweise möglicherweise verteilter Antrieb Bieten Sie mehr Platz für eine bessere Effizienz. Exotische Zyklen, Wärmetauscher und Druckverstärkung/Konstantvolumenverbrennung kann sich verbessern thermodynamische Effizienz. Die additive Fertigung könnte ein Enabler für sein Ladeluftkühler und Wiederbeleber. Integration der Flugzeugzelle und näher Hybrid oder elektrisches Flugzeug Kann mit Gasturbinen kombiniert werden.^[52]

Aktuelle Rolls-Royce-Motoren haben eine treibende Effizienz von 72–82% und eine thermische Effizienz von 42–49% für 0,63–0,49 lb/lbf/h (64.000–50.000 g/kN/h) TSFC bei Mach 0,8 und zielen auf theoretische Grenzwerte von 95% für den Open -Rotor -Treibseffizienz und 60% für die thermische Effizienz mit stöchiometrischer Turbine Eintrittstemperatur und 80: 1 Gesamtdruckverhältnis für 36.000 g/k/h) TSFC (0,35 lb/lbf/h^[53]

Da Kinderprobleme erst mehrere tausend Stunden angezeigt werden, stören die neuesten technischen Probleme der Turbofans Fluggesellschaften Operationen und Hersteller Lieferungen, während die Produktionsraten stark steigen.Trent 1000 Rissen Klingen geerdet Fast 50 Boeing 787s und reduziert ETOPS auf 2,3 Stunden ab 5,5, Kosten Rolls-Royce Plc Fast 950 Millionen Dollar.PW1000G Dichtungsfrakturen von Messerkanten haben verursacht Pratt & Whitney in Lieferungen weit zurückfallen und ungefähr 100 Enginelosen hinterlassen A320neos Warten auf ihre Kraftwerke. Das CFM -Sprung Die Einführung war reibungsloser, aber a Keramikverbund HP Die Turbinenbeschichtung ist vorzeitig verloren, was ein neues Design erfordert und 60 A320neo -Motorentfernung zur Modifikation verursacht, da die Lieferungen bis zu sechs Wochen zu spät sind.^[54]

Auf einem Widebody, Safran Schätzungen von 5–10% des Kraftstoffs könnten eingespart werden, indem die Leistungsaufnahme für hydraulische Systeme reduziert wird, während der Austausch gegen elektrische Leistung 30% des Gewichts sparen kann, wie auf dem initiiert Boeing 787, während Rolls-Royce Plc Hoffnungen auf bis zu 5%.^[55]

Hersteller

Der Markt für Turbofan -Motor wird von dominiert von General Electric, Rolls-Royce Plc und Pratt & Whitney, in der Reihenfolge des Marktanteils. General Electric und Snecma von Frankreich haben ein Joint Venture, CFM International. Pratt & Whitney haben auch ein Joint Venture, Internationale Aero -Motoren mit Japanische Aero Engine Corporation und MTU Aero -Motoren von Deutschland, spezialisiert auf Motoren für die Airbus A320 Familie. Pratt & Whitney und General Electric haben ein Joint Venture, Motorallianz Verkauf einer Reihe von Motoren für Flugzeuge wie die Airbus A380.

Zum Fluggesellschaften und FrachtflugzeugeDie In-Service-Flotte im Jahr 2016 beträgt 60.000 Motoren und sollte im Jahr 2035 auf 103.000 wachsen, mit 86.500 Lieferungen gemäß. Flug global. Eine Mehrheit wird mittelschwerer Motoren für sein Schmalkörperflugzeuge Mit 54.000 Lieferungen für eine Flotte von 28.500 auf 61.000. High-Thrust-Motoren für BreitkörperflugzeugeDer Wert von 40 bis 45% des Marktes wird von 12.700 Motoren auf über 21.000 mit 18.500 Lieferungen wachsen. Das Regionalstrahl Motoren unter 20.000 Pfund (89 kN) Flotte werden von 7.500 auf 9.000 und die Flotte von wachsen Turboprops Für Fluggesellschaften steigt von 9.400 auf 10.200. Die Hersteller Marktanteil sollte mit 44% von CFM geführt werden, gefolgt von Pratt & Whitney mit 29% und dann Rolls-Royce und General Electric mit jeweils 10%.^[56]

Kommerzielle Turbofane in der Produktion

Extreme Bypass -Jet -Motoren

In den 1970er Jahren testeten Rolls-Royce/Snecma a M45SD-02 Turbofan ist mit variablen Lüfterblättern ausgestattet, um das Handhabung bei Ultralow-Lüfterdruckverhältnissen zu verbessern und die Geschwindigkeit des Schubs nach unten auf Null zu ermöglichen. Der Motor richtete sich an Ultraquiet Stol Flugzeuge von Flughäfen in Stadtzentrum.

In einem Angebot für eine erhöhte Effizienz mit Geschwindigkeit eine Entwicklung der Turbofan und Turboprop bekannt als a Propfan Die Motor wurde erstellt, die einen unversehrten Lüfter hatte. Die Fanklingen befinden sich außerhalb des Kanals, so dass es wie ein Turboprop mit breiten Scimitar-ähnlichen Klingen erscheint. Sowohl General Electric als auch Pratt & Whitney/Allison zeigten in den 1980er Jahren Propfan -Motoren. Übermäßiger Kabinengeräusche und relativ billiger Strahlkraftstoff verhinderten, dass die Motoren in Betrieb genommen wurden. Das Fortschritt D-27 Propfan, der in den USA entwickelt wurde, war der einzige Propfan -Motor, der in einem Produktionsflugzeug ausgestattet war.

Terminologie

Nachbrenner

Jetpipe, die zum Nachbrennen ausgestattet sind^[61]

Augmentor

Nachbrenner für Turbofan mit Brennen in heißen und kalten Strömen^[61]

Bypass

Dieser Teil des Motors unterscheidet sich in Bezug auf Komponenten und Luftströme vom Kern, z.

Bypass -Verhältnis

Bypassluftmasse Fluss /Kernluftmassefluss^[62]

Kern

Dieser Teil des Motors unterscheidet sich im Hinblick auf Komponenten und Luftstrom, z.

Kernkraft

Auch als "verfügbare Energie" oder "Gasleistung" bezeichnet. Es wird verwendet, um die theoretische (isentrope Expansions-) Well -Arbeit zu messen, die von einem Gasgenerator oder Kern erhältlich ist, indem heißes Hochdruckgas auf Umgebungsdruck ausgedehnt wird. Da die Leistung vom Druck und der Temperatur des Gases (und des Umgebungsdrucks) abhängt, ist eine verwandte Verdienstfigur für Schub-produzierende Motoren das Schubpotential aus heißem, Hochdruckgas und als "Stromschub" bezeichnet. . Es wird durch Berechnung der mit isentropischen Ausdehnung des atmosphärischen Drucks erhaltenen Geschwindigkeit erhalten. Die Bedeutung des erhaltenen Schubs erscheint, wenn er mit der Flugzeuggeschwindigkeit multipliziert wird, um die Schubarbeit zu verleihen. Die potenziell verfügbare Schubarbeit ist aufgrund des zunehmenden Abfalls in der kinetischen Abgasergie mit zunehmendem Druck und Temperatur vor der Ausdehnung des atmosphärischen Drucks weitaus geringer als die Gasleistung. Die beiden sind durch die treibende Effizienz verwandt,^[63] Ein Maß für die Energieverschwendung durch die Herstellung einer Kraft (dh Schub) in einer Flüssigkeit, indem die Geschwindigkeit (dh Impuls) der Flüssigkeit erhöht wird.

Trocken

Motorbewertungen/ Gashebelpositionen unterhalb der Afterburning -Auswahl

Egt

Abgastemperatur

EPR

Motordruckverhältnis

Fan

Turbofan LP -Kompressor

FanJet

Turbofan oder Flugzeuge von Turbofan (umgangssprachlich) angetrieben^[64]

Lüfterdruckverhältnis

Lüfterauslass Gesamtdruck/Lüftereinlass Gesamtdruck

Flex Temperatur

Bei reduzierten Startgewichten können Handelsflugzeuge reduziertem Schub verwenden, was die Lebensdauer der Motor erhöht und die Wartungskosten senkt. Die Flextemperatur ist eine höhere externe Lufttemperatur (OAT), die in den Motorüberwachungscomputer eingegeben wird, um den erforderlichen reduzierten Schub zu erreichen (auch als "angenommene Temperaturschubreduktion" bezeichnet).^[65]

Gasgenerator

Dieser Teil des Motorkerns, der das heiße Hochdruckgas für Lüfterturbinen (Turbofan) für Antriebsdüsen (Turbojet) für Propeller- und Rotor-Fahrturbinen (Turboprop und Turbosatten) für Industrie- und Marine-Stromturbinen liefert^[66]

HP

hoher Druck

Einnahme -Ram Drag

Verlust des Impulses des Motorstromrohrs von Freistrom zum Eintritt Eingang, dh der Luft Menge an Luft, die Luft verleiht, um die Luft von einer stationären Atmosphäre bis zur Flugzeuggeschwindigkeit zu beschleunigen.

Iepr

Integriertes Motordruckverhältnis

IP

Zwischendruck

LP

niedriger Druck

Nettoschub

Düsenschub in stationärer Luft (Bruttoschub) - Motorströme Röhrchenwiderstand (Verlust des Impulses von Freistrom zum Eintritt, dh der Luftmenge, die Luft vermittelt wird, um die Luft von einer stationären Atmosphäre bis zur Flugzeuggeschwindigkeit zu beschleunigen). Dies ist der Schub, der auf die Flugzeugzelle einwirkt.

Gesamtdruckverhältnis

Gesamtdruck der Gesamtdruck/Ansaugabgabe des Brennstichs Einlass Einlass

Gesamteffizienz

thermische Effizienz * Antriebsffizienz

Antriebseffizienz

Treibkraft/Produktionsrate von treibenden kinetischen Energie (maximaler treibender Effizienz tritt auf, wenn die Strahlgeschwindigkeit der Fluggeschwindigkeit entspricht, was impliziert, dass kein Nettoschub impliziert!)

Spezifischer Kraftstoffverbrauch (SFC)

Total Kraftstofffluss/Nettoschub (proportional zur Fluggeschwindigkeit/Gesamtthermieeffizienz)

Spulen

Erhöhung der Drehzahl (umgangssprachliche)

Bühnenbeladung

Für eine Turbine, deren Leistung die Leistung erzeugt, ist die Belastung ein Indikator für die Leistung, die pro lb/s Gas (spezifische Leistung) entwickelt wurde. Eine Turbinenstufe dreht das Gas aus einer axialen Richtung und beschleunigt es (in den Düsenführer), um den Rotor am effektivsten zu drehen (Rotorblätter müssen einen hohen Auftrieb erzeugen), wobei die Voraussetzungen effizient erfolgen, dh mit akzeptablen Verlusten.^[67] Für eine Kompressorstufe, deren Zweck darin besteht, einen Druckanstieg zu erzeugen, wird ein Diffusionsprozess verwendet. Wie viel Diffusion zulässig (und erhaltener Druckaufnahme), bevor eine nicht akzeptable Durchflusstrennung (dh Verluste) auftritt, kann als Belastungsgrenze angesehen werden.^[68]

Statischer Druck

Druck der Flüssigkeit, der nicht mit seiner Bewegung, sondern mit seinem Zustand verbunden ist^[69] oder alternativ Druck aufgrund der zufälligen Bewegung der Flüssigkeitsmoleküle, die bei der Bewegung mit dem Fluss spürbar oder gemessen werden würden^[70]

Spezifischer Schub

Nettoschub-/Einlassluftstrom

Thermischen Wirkungsgrad

Produktionsrate von treibenden kinetischen Energie/Kraftstoffkraft

Gesamtbrennstofffluss

Comnustor (plus ein Nachbrenner) Kraftstoffdurchflussrate (z.

Gesamtdruck

statischer Druck Plus Kinetischer Energiebegriff

Turbinenrotoreinlasstemperatur

Maximale Zyklusstemperatur, dh Temperatur, bei der die Arbeitsübertragung stattfindet

Siehe auch

• Düsentriebwerk
• Turbojet
• Turboprop
• Turbushaft
• Propfan
• Axial -Lüfter -Design
• Variabler Zyklus -Engine
• Jet Engine -Leistung
• Gasturbine
• Turbinenmotorausfall

Verweise

Externe Links

• Wikibooks: Jet Antrieb
• Malcolm Gibson (August 2011). "Die Chevron -Düse: Ein neuartiger Ansatz zur Reduzierung des Jet -Rauschens" (PDF). NASA-Innovation in der Luftfahrt NASA/TM-2011-216987.
• "Das Motorjahrbuch". UBM Aviation. 2012.
• "Commercial Engines 2017". Flug global.
• Bjorn Fehrm (14. April 2017). "Bjorn's Corner: Flugzeugmotoren, zusammenfassen". LEAMAM CO. und vorherige Serie