Turbofan

Ej att förväxla med propfan eller turboprop .

Den här artikeln handlar om mekanismen som används i jetplan. För den turboliknande lufttrycksfläkten som ibland kallas för turbofläkt, se Centrifugalfläkt .

Animation av en 2-spolar, högbypass turbofläkt

1. Lågtrycksspole
2. Högtrycksspole
3. Stationära komponenter

1. Gondol
2. Fläkt
3. Lågtryckskompressor
4. Högtryckskompressor
5. Förbränningskammare
6. Högtrycksturbin
7. Lågtrycksturbin
8. Kärnmunstycke
9. Fläktmunstycke

Turbofan eller fanjet är en typ av luftandande jetmotor som används ofta i flygplansframdrivning . Ordet "turbofläkt" är en portmanteau av "turbin" och "fläkt": turbodelen hänvisar till en gasturbinmotor som uppnår mekanisk energi från förbränning, och fläkten , en kanalfläkt som använder den mekaniska energin från gasturbinen till pressa luften bakåt. Sålunda, medan all luft som tas in av en turbojet passerar genom förbränningskammaren och turbinerna, i en turbofläkt går en del av den luften förbi dessa komponenter. En turbofläkt kan alltså ses som en turbojet som används för att driva en kanalfläkt, där båda dessa bidrar till dragkraften .

Förhållandet mellan massflödet av luft som passerar förbi motorkärnan och massflödet av luft som passerar genom kärnan kallas bypass- förhållandet . Motorn producerar dragkraft genom en kombination av dessa två delar som arbetar tillsammans; motorer som använder mer strålkraft i förhållande till fläktdragkraft är kända som lågbypass-turbofläktar , omvänt kallas de som har avsevärt mer fläktdragkraft än strålkraft som högbypass . De flesta kommersiella flygjetmotorer som används idag är av typen med hög bypass, och de flesta moderna militära stridsmotorer är lågbypass. Efterbrännare används på lågbypass turbofläktmotorer med bypass och härdblandning före efterbrännaren.

Moderna turbofläktar har antingen en stor enstegsfläkt eller en mindre fläkt med flera steg. En tidig konfiguration kombinerade en lågtrycksturbin och fläkt i en enda bakmonterad enhet.

Principer

Schematiskt diagram som illustrerar en modern 2-spolar turbofläktmotorinstallation i en gondol. Lågtrycksspolen är färgad blå och högtrycksspolen orange.

Turbofläkten uppfanns för att förbättra turbojetens bränsleförbrukning. Det skulle göra detta genom att öka massan och sänka hastigheten på drivstrålen jämfört med turbojetens. Detta skulle göras mekaniskt genom att lägga till en kanalfläkt istället för att använda viskösa krafter genom att lägga till en ejektor, som Whittle först förutsåg.

Frank Whittle föreställde sig flyghastigheter på 500 mph när han skrev sitt brittiska patent 471 368 "Förbättringar i samband med framdrivning av flygplan", inlämnat i mars 1936, och där han beskriver principerna bakom turbofanen, även om han inte kallades som sådan vid den tiden. Turbojeten använder gasen från sin termodynamiska cykel som sin framdrivningsjet. Det finns två påföljder för att använda cykelgasen för framdrivningsjeten för flygplanshastigheter på 500 mph och de åtgärdas av turbofläkten.

Det slösas energi eftersom det framdrivande jetplanet går mycket snabbare bakåt än flygplanet går framåt, vilket lämnar ett mycket snabbt kölvatten. Den kinetiska energin i kölvattnet är en reflektion av bränslet som används för att producera kölvattnet snarare än bränsle som används för att föra flygplanet framåt och är därför slöseri med bränsle. Det är emellertid en grundläggande aspekt av att producera dragkraft i en vätska genom att accelerera en del av den bakåt, antingen med en propeller eller en brännare i en kanal (ramjet) och kan som sådan endast reduceras och inte elimineras. Turbofläkten minskar hastigheten på drivstrålen.

Den andra påföljden är närvarande eftersom varje åtgärd för att minska motorns bränsleförbrukning genom att öka dess tryckförhållande eller turbintemperatur orsakar en motsvarande ökning av tryck och temperatur i avgaskanalen vilket i sin tur orsakar en högre gashastighet från framdrivningsmunstycket (och högre KE och slöseri med bränsle). Även om motorn använder mindre bränsle för att producera ett halvt kilo dragkraft, slösas mer bränsle i den snabbare framdrivna jeten. Med andra ord förloras oberoendet av termiska och framdrivande verkningsgrader, som existerar med kolvmotor/propellerkombinationen som föregick turbojeten. Däremot anser Roth att återfå denna självständighet är den enskilt viktigaste egenskapen hos turbofläkten som gör att specifik drivkraft kan väljas oberoende av gasgeneratorns cykel.

Arbetssubstansen i den termodynamiska cykeln är den enda massan som accelereras för att producera dragkraft i en turbojet, vilket är en allvarlig begränsning (hög bränsleförbrukning) för flygplanshastigheter under överljud. För subsoniska flyghastigheter måste hastigheten på det drivande jetplanet reduceras eftersom det finns ett pris att betala för att producera dragkraften. Den energi som krävs för att accelerera gasen inuti motorn (ökning av kinetisk energi) förbrukas på två sätt, genom att skapa en förändring i momentum (dvs. en kraft), och ett vak som är en oundviklig konsekvens av att producera dragkraft från en luftandande motor ( eller propeller). Väckningshastigheten och bränsle som förbränns för att producera det kan minskas och den erforderliga dragkraften fortfarande bibehållas genom att öka massan accelereras. En turbofläkt gör detta genom att överföra tillgänglig energi inuti motorn, från gasgeneratorn, till en kanalfläkt som producerar en andra, extra massa av accelererad luft.

Överföringen av energi från kärnan till bypass-luft resulterar i att lägre tryck och temperatur gas kommer in i härdmunstycket (lägre avgashastighet) och fläktproducerad temperatur och tryck kommer in i fläktmunstycket. Mängden energi som överförs beror på hur mycket tryckstegring fläkten är konstruerad för att ge (fläkttryckförhållande). Det bästa energiutbytet (lägsta bränsleförbrukningen) mellan de två flödena, och hur jethastigheterna jämförs, beror på hur effektivt överföringen sker vilket beror på förlusterna i fläktturbinen och fläkten.

Fläktflödet har lägre avgashastighet, vilket ger mycket mer dragkraft per energienhet (lägre specifik dragkraft) . Båda luftströmmarna bidrar till motorns grova dragkraft. Den extra luften för bypassströmmen ökar tryckkraften i luftintagsströmröret, men det finns fortfarande en betydande ökning av nettodragkraften. Den totala effektiva avgashastigheten för de två avgasstrålarna kan göras närmare ett normalt subsoniskt flygplans flyghastighet och närmar sig den ideala Froude-effektiviteten . En turbofläkt accelererar en större luftmassa långsammare, jämfört med en turbojet som accelererar en mindre mängd snabbare, vilket är ett mindre effektivt sätt att generera samma dragkraft (se effektivitetsavsnittet nedan ).

Förhållandet mellan massflödet av luft som passerar motorkärnan jämfört med massflödet av luft som passerar genom kärnan kallas bypass- förhållandet . Motorer med mer strålkraft i förhållande till fläktdragkraft är kända som lågbypass-turbofläktar , de som har avsevärt mer fläktdragkraft än strålkraft är kända som högbypass . De flesta kommersiella flygjetmotorer som används idag är högbypass, och de flesta moderna stridsmotorer är lågbypass. Efterbrännare används på lågbypass-turbofläktar på stridsflygplan.

Bypass-förhållande

Huvudartikel: Bypass-förhållande

Bypass -förhållandet (BPR) för en turbofläktmotor är förhållandet mellan bypassströmmens massflöde och massflödet som kommer in i kärnan. Ett bypass-förhållande på till exempel 6 betyder att 6 gånger mer luft passerar genom bypasskanalen än den mängd som passerar genom förbränningskammaren.

Turbofläktmotorer brukar beskrivas i termer av BPR, som tillsammans med övergripande tryckförhållande, turbininloppstemperatur och fläkttryckförhållande är viktiga designparametrar. Dessutom är BPR noterat för installationer med turboprop och okanaliga fläktar eftersom deras höga framdrivningsverkningsgrad ger dem de totala effektivitetsegenskaperna hos turbofläktar med mycket hög bypass. Detta gör att de kan visas tillsammans med turbofläktar på tomter som visar trender för att minska specifik bränsleförbrukning ( SFC) med ökande BPR. BPR kan också erbjudas för hissfläktinstallationer där fläktluftflödet är avlägset från motorn och inte strömmar förbi motorkärnan.

Med tanke på en konstant kärna (dvs. fast tryckförhållande och turbinens inloppstemperatur), härd- och bypass-jethastigheter lika och ett speciellt flygtillstånd (dvs. Mach-tal och höjd) minskar bränsleförbrukningen per lb dragkraft (sfc) med ökning av BPR. Samtidigt ökar brutto- och nettoeffekten, men med olika mycket. Det finns avsevärd potential för att minska bränsleförbrukningen för samma kärncykel genom att öka BPR. Detta uppnås på grund av minskningen av pounds av dragkraft per lb/sek luftflöde (specifik dragkraft) och den resulterande minskningen av förlorad kinetisk energi i jetstrålarna ( ökad framdrivningseffektivitet).

Om all gaskraft från en gasturbin omvandlas till kinetisk energi i ett framdrivningsmunstycke är flygplanet bäst lämpat för höga överljudshastigheter. Om det hela överförs till en separat stor luftmassa med låg kinetisk energi är flygplanet bäst lämpat för nollfart (hovering). För hastigheter däremellan delas gaskraften mellan en separat luftström och gasturbinens eget munstycksflöde i en proportion som ger flygplanets prestanda som krävs. Avvägningen mellan massflöde och hastighet ses även med propellrar och helikopterrotorer genom att jämföra skivbelastning och effektbelastning. Till exempel kan samma helikoptervikt bäras upp av en motor med hög effekt och en rotor med liten diameter eller, för mindre bränsle, en motor med lägre effekt och en större rotor med lägre hastighet genom rotorn.

Bypass hänvisar vanligtvis till att överföra gaskraft från en gasturbin till en bypass-luftström för att minska bränsleförbrukningen och jetbuller. Alternativt kan det finnas krav på en efterbränningsmotor där det enda kravet för bypass är att ge kylluft. Detta sätter den nedre gränsen för BPR och dessa motorer har kallats "läckande" eller kontinuerliga blödande turbojets (General Electric YJ-101 BPR 0,25) och låga BPR-turbojets (Pratt & Whitney PW1120). Lågt BPR (0,2) har också använts för att ge överspänningsmarginal samt efterbrännarkylning för Pratt & Whitney J58 .

Effektivitet

Framdrivningseffektivitetsjämförelse för olika gasturbinmotorkonfigurationer

Propellermotorer är mest effektiva för låga varvtal, turbojetmotorer för höga hastigheter och turbofläktmotorer mellan de två. Turbofläktar är de mest effektiva motorerna i hastigheter från cirka 500 till 1 000 km/h (270 till 540 kn; 310 till 620 mph), den hastighet med vilken de flesta kommersiella flygplan fungerar.

I en turbojetmotor (noll-bypass) accelereras avgaserna med hög temperatur och högt tryck när den genomgår expansion genom ett framdrivningsmunstycke och producerar all dragkraft. Kompressorn absorberar den mekaniska kraften som produceras av turbinen. I en bypass-design driver extra turbiner en kanalfläkt som accelererar luften bakåt från framsidan av motorn. I en design med hög bypass, producerar den kanalförsedda fläkten och munstycket det mesta av dragkraften. Turbofläktar är i princip nära besläktade med turboprops eftersom båda överför en del av gasturbinens gaskraft, med hjälp av extra maskiner, till en bypass-ström som lämnar mindre för det varma munstycket att omvandla till kinetisk energi. Turbofläktar representerar ett mellansteg mellan turbojets , som får all sin dragkraft från avgaser, och turbo-props som härleder minimal dragkraft från avgaser (vanligtvis 10 % eller mindre). Att extrahera axelkraft och överföra den till en bypassström introducerar extra förluster som mer än kompenseras av den förbättrade framdrivningseffektiviteten. Turbopropen vid sin bästa flyghastighet ger betydande bränslebesparingar jämfört med en turbojet även om en extra turbin, en växellåda och en propeller läggs till turbojetens lågförlustdrivna munstycke. Turbofläkten har ytterligare förluster från sitt större antal kompressorsteg/blad, fläkt och bypass-kanal.

Froude, eller Propulsive, Efficiency kan definieras som:

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

var:

V j	= ekvivalent dragkraft jethastighet
V a	= flygplanets hastighet

Sticka

Medan en turbojetmotor använder hela motorns effekt för att producera dragkraft i form av en het höghastighets avgasstråle, ger en turbofans kyla låghastighetsbypassluft mellan 30 % och 70 % av den totala dragkraften som produceras av ett turbofläktsystem .

Drivkraften ( F _N ) som genereras av en turbofläkt beror på den effektiva avgashastigheten för de totala avgaserna, som med alla jetmotorer, men eftersom två avgasstrålar finns kan dragkraftsekvationen utökas som:

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

var:

ṁ e	= masshastigheten för heta förbränningsavgasflöde från kärnmotorn
ṁ o	= masshastigheten för det totala luftflödet som kommer in i turbofläkten = ṁ c + ṁ f
ṁ c	= masshastigheten för insugningsluften som strömmar till kärnmotorn
ṁ f	= masshastigheten för insugningsluften som går förbi kärnmotorn
v f	= hastigheten för luftflödet som passeras runt kärnmotorn
v han	= hastigheten för de heta avgaserna från kärnmotorn
v o	= hastigheten för det totala luftintaget = flygplanets verkliga flyghastighet
BPR	= Förbikopplingsförhållande

Munstycken

Kallkanalen och kärnkanalens munstyckssystem är relativt komplexa på grund av användningen av två separata avgasflöden. I motorer med hög bypass är fläkten belägen i en kort kanal nära motorns framsida och har vanligtvis ett konvergent kallt munstycke, där kanalens bakdel bildar ett munstycke med lågt tryckförhållande som under normala förhållanden kommer att strypa och skapa överljudsflödesmönster runt kärnan . Kärnmunstycket är mer konventionellt, men genererar mindre av dragkraften, och beroende på designval, såsom bulleröverväganden, kan det tänkas inte choka. I motorer med låg bypass kan de två flödena kombineras i kanalerna och dela ett gemensamt munstycke, som kan förses med efterbrännare.

Ljud

Chevrons på en Air India Boeing 787 GE GEnx- motor

Det mesta av luftflödet genom en turbofläkt med hög bypass är ett bypassflöde med lägre hastighet: även i kombination med motoravgaserna med mycket högre hastighet är den genomsnittliga avgashastigheten betydligt lägre än i en ren turbojet. Turbojetmotorljud är övervägande jetljud från den höga avgashastigheten. Därför är turbofläktmotorer betydligt tystare än en ren jet med samma dragkraft, och jetljud är inte längre den dominerande källan. Turbofläktmotorljud sprids både uppströms via inloppet och nedströms via primärmunstycket och by-pass-kanalen. Andra bullerkällor är fläkt, kompressor och turbin.

Moderna kommersiella flygplan använder motorer med hög bypass-kvot (HBPR) med separata, icke-blandande, korta avgassystem. Deras ljud beror på hastigheten, temperaturen och trycket i avgasstrålen, särskilt under förhållanden med hög dragkraft, såsom de som krävs för start. Den primära källan till jetljud är den turbulenta blandningen av skjuvlager i motorns avgaser. Dessa skjuvskikt innehåller instabiliteter som leder till mycket turbulenta virvlar som genererar tryckfluktuationer som är ansvariga för ljud. För att minska det buller som är förknippat med jetflöde har flygindustrin försökt att störa turbulensen i skjuvskiktet och minska det totala ljudet som produceras.

Fläktljud kan komma från växelverkan mellan fläktbladsvågorna och tryckfältet för nedströms fläkt-utgångsstatorvingarna. Det kan minimeras genom tillräckligt axiellt avstånd mellan bladets bakkant och statorns ingång. Vid höga motorvarvtal, som vid start, producerar stötvågor från de överljudsfläktspetsar, på grund av deras ojämlika natur, brus av en disharmonisk karaktär som kallas "buzz saw"-ljud.

Alla moderna turbofläktmotorer har akustiska liners i gondolen för att dämpa deras ljud. De sträcker sig så mycket som möjligt för att täcka den största ytan. Motorns akustiska prestanda kan experimentellt utvärderas med hjälp av marktester eller i dedikerade experimentella testriggar.

Inom flygindustrin är chevrons "sågtands"-mönstren på bakkanterna av vissa jetmotormunstycken som används för brusreducering . De formade kanterna jämnar ut blandningen av varm luft från motorkärnan och svalare luft som strömmar genom motorfläkten, vilket minskar bullerskapande turbulens. Chevrons utvecklades av GE under ett NASA- kontrakt. Några anmärkningsvärda exempel på sådana konstruktioner är Boeing 787 och Boeing 747-8 – på Rolls-Royce Trent 1000 och General Electric GEnx- motorer.

Historia

Rolls-Royce Conway lågbypass turbofläkt från en Boeing 707 . Bypassluften kommer ut från fenorna, medan utblåsningen från kärnan kommer ut från det centrala munstycket. Denna räfflade jetpipe-design är en ljudreducerande metod utarbetad av Frederick Greatorex på Rolls-Royce

General Electric GEnx-2B turbofläktmotor som används på en Boeing 747–8 . Vy in i bypass-kanalen och titta framåt från bypass-munstycket och visar fläktutgångsstatorer/fläktblad

Tidiga turbojetmotorer var inte särskilt bränslesnåla eftersom deras totala tryckförhållande och turbininloppstemperatur var allvarligt begränsade av den teknik och material som fanns tillgängliga vid den tiden.

Den första turbofläktmotorn, som endast kördes på en testbädd, var den tyska Daimler-Benz DB 670 , betecknad 109-007 av det nazistiska luftfartsministeriet, med ett första körningsdatum den 27 maj 1943, efter testningen av turbomaskineri med elmotor, som hade genomförts den 1 april 1943. Utvecklingen av motorn övergavs med dess problem olösta, eftersom krigssituationen förvärrades för Tyskland.

Senare 1943 testade den brittiska marken Metrovick F.3 turbofläkt, som använde Metrovick F.2 turbojet som en gasgenerator med avgaser som släpptes ut i en nära kopplad akterfläktmodul bestående av ett kontraroterande LP-turbinsystem som driver två koaxiala kontraroterande fläktar.

Förbättrade material och introduktionen av dubbla kompressorer, som i Bristol Olympus- och Pratt & Whitney JT3C- motorerna, ökade det totala tryckförhållandet och därmed den termodynamiska effektiviteten hos motorer. De hade också dålig framdrivningseffektivitet, eftersom rena turbojets har en hög specifik dragkraft/höghastighetsavgas, vilket är bättre lämpat för överljudsflygning.

De ursprungliga lågbypass-turbofläktmotorerna var designade för att förbättra framdrivningseffektiviteten genom att minska avgashastigheten till ett värde närmare flygplanets. Rolls -Royce Conway , världens första produktionsturbofläkt, hade ett bypass-förhållande på 0,3, liknande den moderna General Electric F404- stridsmotorn. Civila turbofläktmotorer från 1960-talet, såsom Pratt & Whitney JT8D och Rolls-Royce Spey , hade bypass-förhållanden närmare 1 och liknade deras militära motsvarigheter.

Det första sovjetiska flygplanet som drevs av turbofläktmotorer var Tupolev Tu-124 som introducerades 1962. Det använde Soloviev D-20 . 164 flygplan tillverkades mellan 1960 och 1965 för Aeroflot och andra flygbolag i östblocket , med några i drift fram till början av 1990-talet.

Den första General Electric turbofläkten var akterfläkten CJ805-23 , baserad på CJ805-3 turbojet. Den följdes av General Electric CF700- motorn med akterfläkt, med ett bypass-förhållande på 2,0. Detta härrörde från General Electric J85/CJ610 turbojet 2 850 lbf (12 700 N) för att driva det större Rockwell Sabreliner 75/80 modellflygplanet, såväl som Dassault Falcon 20 , med cirka 50 % ökning av dragkraften till 4 200 000 lbf N). CF700 var den första lilla turbofläkten som certifierades av Federal Aviation Administration (FAA). Det fanns vid en tidpunkt över 400 CF700-flygplan i drift runt om i världen, med en erfarenhetsbas på över 10 miljoner drifttimmar. CF700-turbofläktmotorn användes också för att träna månbundna astronauter i Project Apollo som kraftverket för Lunar Landing Research Vehicle .

Vanliga typer

Lågbypass turbofläkt

Schematiskt diagram som illustrerar en 2-spolar, lågbypass turbofläktmotor med blandade avgaser, som visar lågtrycksspolarna (gröna) och högtrycksspolarna (lila). Fläkten (och boosterstegen) drivs av lågtrycksturbinen, medan högtryckskompressorn drivs av högtrycksturbinen.

En turbofläkt med hög specifik dragkraft/lågt bypass-förhållande har normalt en flerstegsfläkt bakom inloppsledskovlarna, som utvecklar ett relativt högt tryckförhållande och därmed ger en hög (blandad eller kall) avgashastighet. Kärnluftflödet måste vara tillräckligt stort för att säkerställa att det finns tillräckligt med kärnkraft för att driva fläkten. En cykel med mindre kärnflöde/högre bypassförhållande kan uppnås genom att höja inloppstemperaturen på högtrycksturbinrotorn (HP).

För att illustrera en aspekt av hur en turbofläkt skiljer sig från en turbojet kan jämförelser göras vid samma luftflöde (för att till exempel hålla ett gemensamt intag) och samma nettodragkraft (dvs. samma specifika dragkraft). Ett bypassflöde kan endast läggas till om turbinens inloppstemperatur inte är för hög för att kompensera för det mindre härdflödet. Framtida förbättringar av turbinkylning/materialteknik kan tillåta högre turbininloppstemperatur, vilket är nödvändigt på grund av ökad kylluftstemperatur, som ett resultat av en ökning av det totala tryckförhållandet .

Den resulterande turbofläkten, med rimliga verkningsgrader och kanalförluster för de tillsatta komponenterna, skulle troligen arbeta vid ett högre munstyckstryckförhållande än turbojeten, men med en lägre avgastemperatur för att bibehålla nettotrycket. Eftersom temperaturökningen över hela motorn (intag till munstycke) skulle vara lägre, skulle (torreffekt) bränsleflödet också minska, vilket resulterar i en bättre specifik bränsleförbrukning (SFC).

Vissa militära turbofläktar med lågt bypass-förhållande (t.ex. F404 , JT8D ) har variabla inloppsledskovlar för att rikta luft till det första fläktrotorsteget. Detta förbättrar fläktens överspänningsmarginal (se kompressorkarta) .

• 

  Den allmänt producerade Pratt & Whitney JT8D som används på många tidiga smalkroppsflygplan . Fläkten är placerad bakom inloppsledskovlarna.

• 

  Soloviev D-30 som driver Ilyushin Il-76 & Il-62M ; Mikoyan MiG-31 ; Xian H-6 K & Y-20

• 

  Saturn AL-31 som driver Chengdu J-10 & J-20 ; Shenyang J-11 , J-15 & J-16 ; Sukhoi Su-30 och Su-27

• 

  Williams F107 som driver kryssningsmissilen Raytheon BGM-109 Tomahawk

• 

  NPO Saturn AL-55 som driver vissa HAL HJT-36 Sitara

• 

  Eurojet EJ200 som driver Eurofighter Typhoon

• 

  Ishikawajima-Harima F3 som driver Kawasaki T-4

• 

  GTRE GTX-35VS Kaveri utvecklad av GTRE

Efterbrännande turbofläkt

Ytterligare information: Efterbrännare

Pratt & Whitney F119 efterbrännande turbofläkt på test

Sedan 1970-talet har de flesta jetjaktmotorer varit låg/medium bypass-turbofläktar med blandade avgaser, efterbrännare och utgångsmunstycke med variabelt område. En efterbrännare är en brännkammare placerad nedströms turbinbladen och direkt uppströms munstycket, som förbränner bränsle från efterbrännarspecifika bränsleinsprutare. När den är tänd förbränns stora volymer bränsle i efterbrännaren, vilket höjer temperaturen på avgaserna avsevärt, vilket resulterar i en högre avgashastighet/motorspecifik dragkraft. Munstycket med variabel geometri måste öppnas till en större halsyta för att rymma den extra volymen och ökade flödeshastigheten när efterbrännaren är tänd. Efterbränning är ofta utformad för att ge en betydande dragkraftsboost för start, transonisk acceleration och stridsmanövrar, men är mycket bränslekrävande. Följaktligen kan efterbränning endast användas för korta delar av ett uppdrag.

Till skillnad från i huvudmotorn, där stökiometriska temperaturer i brännkammaren måste sänkas innan de når turbinen, är en efterbrännare vid maximal bränslepåfyllning utformad för att ge stökiometriska temperaturer vid ingången till munstycket, cirka 2 100 K (3 800 °R; 3 300 °F) 1800°C). Vid ett fast totalt tillfört bränsle:luft-förhållande kommer det totala bränsleflödet för ett givet fläktluftflöde att vara detsamma, oavsett den torra specifika dragkraften hos motorn. En turbofläkt med hög specifik dragkraft kommer emellertid per definition att ha ett högre munstyckstryckförhållande, vilket resulterar i en högre nettoeffekt för efterbränning och därför en lägre specifik bränsleförbrukning för efterbränning (SFC). Motorer med hög specifik dragkraft har dock en hög torr SFC. Situationen är omvänd för en efterbrännande turbofläkt med medelspecifik dragkraft: dvs dålig efterbrännande SFC/bra torr SFC. Den förstnämnda motorn är lämplig för ett stridsflygplan som måste förbli i efterbrännande strid under en ganska lång period, men som bara måste kämpa ganska nära flygfältet (t.ex. gränsöverskridande skärmytslingar). Den sistnämnda motorn är bättre för ett flygplan som måste flyga en bit, eller slentra länge, innan det går i strid. Piloten har dock råd att stanna i efterförbränning bara en kort period, innan flygplanens bränslereserver blir farligt låga.

Den första produktionen efterbrännande turbofläktmotorn var Pratt & Whitney TF30 , som ursprungligen drev F-111 Aardvark och F-14 Tomcat . Nuvarande lågbypass militära turbofläktar inkluderar Pratt & Whitney F119 , Eurojet EJ200 , General Electric F110 , Klimov RD-33 och Saturn AL-31 , som alla har ett blandat avgas, efterbrännare och drivmunstycke med variabelt område.

Högbypass turbofläkt

Ytterligare information: Bypass-förhållande

Schematiskt diagram som illustrerar en 2-spolar, högbypass turbofläktmotor med oblandat avgas. Lågtrycksspolen är färgad grön och högtrycksspolen lila. Återigen drivs fläkten (och boosterstegen) av lågtrycksturbinen, men fler steg krävs. Ett blandat avgasrör används ofta nuförtiden.

, drivs nästan alla dagens jetflygplan och de flesta militära transportflygplan (t.ex. C- 17 ) av turbofläktar med låg dragkraft/hög bypassförhållande. Dessa motorer utvecklades från turbofläktar med hög specifik dragkraft/lågt bypass-förhållande som användes i sådana flygplan på 1960-talet. Moderna stridsflygplan tenderar att använda turbofläktar med lågt bypassförhållande, och vissa militära transportflygplan använder turboprops .

Låg specifik dragkraft uppnås genom att ersätta flerstegsfläkten med en enstegsenhet. Till skillnad från vissa militära motorer saknar moderna civila turbofläktar stationära inloppsledskovlar framför fläktrotorn. Fläkten skalas för att uppnå önskad nettotryckkraft.

Motorns kärna (eller gasgenerator) måste generera tillräckligt med kraft för att driva fläkten vid dess nominella massflöde och tryckförhållande. Förbättringar i turbinkylning/materialteknik möjliggör en högre (HP) turbinrotorinloppstemperatur, vilket möjliggör en mindre (och lättare) kärna, vilket potentiellt förbättrar kärnans termiska effektivitet. En minskning av kärnmassflödet tenderar att öka belastningen på LP-turbinen, så denna enhet kan kräva ytterligare steg för att minska den genomsnittliga belastningen på LP-turbinen och för att bibehålla LP-turbinens effektivitet. Att minska kärnflödet ökar också bypass-förhållandet. Bypass-förhållanden större än 5:1 är allt vanligare; Pratt & Whitney PW1000G , som togs i kommersiell tjänst 2016, uppnår 12,5:1.

Ytterligare förbättringar av kärnans termiska effektivitet kan uppnås genom att höja kärnans totala tryckförhållande. Förbättringar i bladaerodynamiken kan minska antalet extra kompressorsteg som krävs, och variabel geometri (dvs statorer ) gör att kompressorer med högt tryck kan arbeta överspänningsfritt vid alla gaspådragsinställningar.

Utskärningsdiagram över General Electric CF6 -6-motorn

Den första (experimentella) högbypass-turbofläktmotorn var AVCO-Lycoming PLF1A-2, en T55 turboaxel-härledd motor som kördes första gången i februari 1962. PLF1A-2 hade en 40 i diameter (100 cm) växlad fläktsteg, producerade en statisk dragkraft på 4 320 lb (1 960 kg) och hade ett bypass-förhållande på 6:1. General Electric TF39 blev den första produktionsmodellen, designad för att driva det militära transportflygplanet Lockheed C-5 Galaxy . Den civila General Electric CF6- motorn använde en härledd design. Andra högbypass-turbofläktar är Pratt & Whitney JT9D , den treaxlade Rolls-Royce RB211 och CFM International CFM56 ; även den mindre TF34 . Nyare stora turbofläktar med hög bypass inkluderar Pratt & Whitney PW4000 , den treaxlade Rolls-Royce Trent , General Electric GE90 / GEnx och GP7000 , tillverkade gemensamt av GE och P&W.

Ju lägre den specifika dragkraften för en turbofläkt är, desto lägre är den genomsnittliga jetutloppshastigheten, vilket i sin tur översätts till en hög dragkraftsförfallohastighet (dvs. minskande dragkraft med ökande flyghastighet). Se teknisk diskussion nedan, punkt 2. Följaktligen genererar en motor som är dimensionerad för att driva ett flygplan med hög subsonisk flyghastighet (t.ex. Mach 0,83) en relativt hög dragkraft vid låg flyghastighet, vilket förbättrar banans prestanda. Motorer med låg dragkraft tenderar att ha ett högt bypassförhållande, men detta är också en funktion av turbinsystemets temperatur.

Turbofläktarna på tvåmotoriga transportflygplan producerar tillräckligt med startkraft för att fortsätta en start på en motor om den andra motorn stängs av efter en kritisk punkt i startkörningen. Från den tidpunkten har flygplanet mindre än halva dragkraften jämfört med två motorer i drift eftersom den icke-fungerande motorn är en källa till motstånd. Moderna tvåmotoriga flygplan klättrar normalt mycket brant direkt efter start. Om en motor stängs av är utstigningen mycket grundare, men tillräcklig för att ta bort hinder i flygbanan.

Sovjetunionens motorteknologi var mindre avancerad än västvärldens, och dess första bredkroppsflygplan, Ilyushin Il-86 , drevs av lågbypassmotorer. Yakovlev Yak-42 , ett medeldistans, bakmotoriskt flygplan med plats för upp till 120 passagerare, introducerades 1980, var det första sovjetiska flygplanet som använde högbypassmotorer.

• 

  PowerJet SaM146 som driver Sukhoi Superjet 100

• 

  General Electric CF6 som driver Airbus A300 , Boeing 747 , Douglas DC-10 och andra flygplan

• 

  Rolls-Royce Trent 900 , som driver Airbus A380

• 

  Pratt & Whitney PW4000 , driver Boeing 777 , MD-11 och Airbus A330

• 

  CFM56 som driver Boeing 737 , Airbus A320 och andra flygplan

• 

  Engine Alliance GP7000 turbofläkt för Airbus A380

• 

  Aviadvigatel PS-90 som driver Ilyushin Il-96 , Tupolev Tu-204 , Ilyushin Il-76

• 

  Lycoming ALF 502 som driver British Aerospace 146

• 

  Aviadvigatel PD-14 som kommer att användas på Irkut MC-21

• 

  Treaxel Progress D-436

• 

  Trent 1000 driver Boeing 787

• 

  GE90 driver Boeing 777 , den kraftfullaste flygmotorn

Turbofläktkonfigurationer

Turbofläktmotorer finns i en mängd olika motorkonfigurationer. För en given motorcykel (dvs samma luftflöde, bypass-förhållande, fläkttryckförhållande, totalt tryckförhållande och HP-turbinrotorns inloppstemperatur), har valet av turbofläktkonfiguration liten inverkan på designpunktens prestanda (t.ex. nettodragkraft, SFC) , så länge som övergripande komponentprestanda bibehålls. Off-design prestanda och stabilitet påverkas dock av motorkonfigurationen.

Grundelementet i en turbofläkt är en spole , en enda kombination av fläkt/kompressor, turbin och axel som roterar med en enda hastighet. För ett givet tryckförhållande kan överspänningsmarginalen ökas med två olika designvägar:

1. Dela upp kompressorn i två mindre spolar som roterar med olika hastigheter, som med Pratt & Whitney J57 ; eller
2. Att göra statorvingens stigning justerbar, vanligtvis i de främre stegen, som med J79 .

De flesta moderna västerländska civila turbofläktar använder en relativt högtrycksförhållande högtryckskompressor (HP), med många rader av variabla statorer för att kontrollera överspänningsmarginalen vid låga varvtal. I trespolen RB211 / Trent är kärnkompressionssystemet delat i två, där IP-kompressorn, som överladdar HP-kompressorn, är på en annan koaxialaxel och drivs av en separat (IP) turbin. Eftersom HP-kompressorn har ett måttligt tryckförhållande kan dess hastighet reduceras utan överspänning, utan att använda variabel geometri. Men eftersom en ytlig IP-kompressorarbetslinje är oundviklig, har IPC:n ett steg med variabel geometri på alla varianter utom -535, som inte har någon.

Enaxlad turbofläkt

Även om den är långt ifrån vanlig, är den enaxlade turbofläkten förmodligen den enklaste konfigurationen, som består av en fläkt och högtryckskompressor som drivs av en enda turbinenhet, allt på samma spole. Snecma M53 , som driver Dassault Mirage 2000 stridsflygplan, är ett exempel på en enaxlad turbofläkt. Trots enkelheten i turbomaskinkonfigurationen kräver M53 en mixer med variabel yta för att underlätta delgasdrift.

Bakre fläkt turbofläkt

En av de tidigaste turbofläktarna var ett derivat av General Electric J79 turbojet, känd som CJ805-23 , som innehöll en integrerad akterfläkt/lågtrycksturbinenhet placerad i turbojetavgas jetpipe. Het gas från turbojetturbinens avgaser expanderade genom LP-turbinen, varvid fläktbladen var en radiell förlängning av turbinbladen. Detta arrangemang introducerar en ytterligare gasläckageväg jämfört med en frontfläktkonfiguration och var ett problem med denna motor med turbingas med högre tryck som läckte in i fläktens luftflöde. En akter-fläktkonfiguration användes senare för General Electric GE36 UDF (propfan) demonstrator från början av 1980-talet.

1971 lades ett koncept fram av NASA Lewis Research Center för en överljudstransportmotor som fungerade som en turbofläkt akterut vid start- och underljudshastigheter och en turbojet vid högre hastigheter. Detta skulle ge en turbofläkts låga brus och höga dragkraftsegenskaper vid start, tillsammans med turbofan hög framdrivningseffektivitet vid subsoniska flyghastigheter. Den skulle ha den höga framdrivningseffektiviteten hos en turbojet vid överljudsfart.

Grundläggande tvåspolar

Många turbofläktar har åtminstone en grundläggande konfiguration med två spolar där fläkten är på en separat lågtrycksspole (LP) som körs koncentriskt med kompressorn eller högtrycksspolen (HP); LP-spolen går med en lägre vinkelhastighet , medan HP-spolen roterar snabbare och dess kompressor komprimerar ytterligare en del av luften för förbränning. BR710 är typisk för denna konfiguration . Vid de mindre dragkraftsstorlekarna, istället för allaxiella blad, kan HP-kompressorkonfigurationen vara axiell-centrifugal (t.ex. CFE CFE738 ), dubbelcentrifugal eller till och med diagonal/centrifugal (t.ex. Pratt & Whitney Canada PW600 ).

Förstärkt tvåspolar

Högre totala tryckförhållanden kan uppnås genom att antingen höja HP-kompressorns tryckförhållande eller lägga till kompressorsteg (icke-bypass) eller T-steg till LP-spolen, mellan fläkten och HP-kompressorn, för att öka den senare. Alla de stora amerikanska turbofläktarna (t.ex. General Electric CF6 , GE90 , GE9X och GEnx plus Pratt & Whitney JT9D och PW4000 ) har T-steg. Rolls-Royce BR715 är ett icke-amerikanskt exempel på detta. De höga bypass-förhållandena som används i moderna civila turbofläktar tenderar att minska T-stegens relativa diameter, vilket minskar deras genomsnittliga spetshastighet. Följaktligen krävs fler T-steg för att utveckla den nödvändiga tryckökningen.

Tre-spolar

Rolls-Royce valde en konfiguration med tre spolar för sina stora civila turbofläktar (dvs. RB211- och Trent -familjerna), där T-stegen i den förstärkta konfigurationen med två spolar är separerade i en separat mellantrycksspole (IP) som drivs av dess egen turbin. Den första trespolade motorn var den tidigare Rolls-Royce RB.203 Trent från 1967.

Garrett ATF3 , som driver affärsjetplanet Dassault Falcon 20 , har en ovanlig layout med tre spolar med en akterspole som inte är koncentrisk med de två andra.

Ivchenko Design Bureau valde samma konfiguration som Rolls-Royce för deras Lotarev D-36- motor, följt av Lotarev/Progress D-18T och Progress D-436 .

Turbo -Union RB199 militär turbofläkt har också en tre-spolar konfiguration, liksom militären Kuznetsov NK-25 och NK-321 .

Växelfläkt

Huvudartikel: Geared turbofan

Växlad turbofläkt. Växellådan är märkt 2.

När bypass-förhållandet ökar, ökar fläktbladets spetshastighet i förhållande till LPT-bladhastigheten. Detta kommer att minska LPT-bladhastigheten, vilket kräver fler turbinsteg för att extrahera tillräckligt med energi för att driva fläkten. Införandet av en (planet)reduktionsväxellåda , med ett lämpligt utväxlingsförhållande, mellan LP-axeln och fläkten gör att både fläkten och LP-turbinen kan arbeta med sina optimala hastigheter. Exempel på denna konfiguration är den sedan länge etablerade Garrett TFE731 , Honeywell ALF 502/507 och den senaste Pratt & Whitney PW1000G .

Militära turbofläktar

De flesta av de konfigurationer som diskuterats ovan används i civila turbofläktar, medan moderna militära turbofläktar (t.ex. Snecma M88 ) vanligtvis är grundläggande tvåspolar.

Högtrycksturbin

De flesta civila turbofläktar använder en högeffektiv 2-stegs HP-turbin för att driva HP-kompressorn. CFM International CFM56 använder ett alternativt tillvägagångssätt: en enstegs enhet med högt arbete. Även om detta tillvägagångssätt förmodligen är mindre effektivt, finns det besparingar på kylluft, vikt och kostnad.

I serierna RB211 och Trent 3-spolar är HP-kompressorns tryckförhållande blygsamt så endast ett enda HP-turbinsteg krävs. Moderna militära turbofläktar tenderar också att använda ett enda HP-turbinsteg och en blygsam HP-kompressor.

Lågtrycksturbin

Moderna civila turbofläktar har flerstegs LP-turbiner (allt från 3 till 7). Antalet steg som krävs beror på motorcykelns bypass-förhållande och förstärkningen (på förstärkta tvåspolar). En växlad fläkt kan minska antalet nödvändiga LPT-steg i vissa applikationer. På grund av de mycket lägre bypass-förhållandena som används kräver militära turbofläktar endast ett eller två LP-turbinsteg.

Prestanda

Cykelförbättringar

Tänk på en blandad turbofläkt med ett fast bypass-förhållande och luftflöde. Att öka det totala tryckförhållandet för kompressionssystemet höjer brännarens ingångstemperatur. Vid ett fast bränsleflöde sker därför en ökning av (HP) turbinrotorns inloppstemperatur. Även om den högre temperaturökningen över kompressionssystemet innebär ett större temperaturfall över turbinsystemet, påverkas den blandade munstyckstemperaturen opåverkad, eftersom samma mängd värme tillförs systemet. Det finns emellertid en ökning av munstyckstrycket, eftersom det totala tryckförhållandet ökar snabbare än turbinexpansionsförhållandet, vilket orsakar en ökning av varmblandarens ingångstryck. Följaktligen ökar nettodragkraften, medan den specifika bränsleförbrukningen (bränsleflöde/nettodragkraft) minskar. En liknande trend inträffar med oblandade turbofläktar.

Turbofläktmotorer kan göras mer bränsleeffektiva genom att höja det totala tryckförhållandet och turbinrotorns inloppstemperatur unisont. Det krävs dock bättre turbinmaterial eller förbättrad kylning av skovel/blad för att klara av ökningar av både turbinrotorns inloppstemperatur och kompressorns leveranstemperatur. Att öka den senare kan kräva bättre kompressormaterial.

Det totala tryckförhållandet kan ökas genom att förbättra fläkten (eller) LP-kompressorns tryckförhållande eller HP-kompressorns tryckförhållande. Om den senare hålls konstant, innebär ökningen av (HP) kompressorns leveranstemperatur (från höjning av det totala tryckförhållandet) en ökning av HP:s mekaniska hastighet. Emellertid kan stressöverväganden begränsa denna parameter, vilket innebär, trots en ökning av det totala tryckförhållandet, en minskning av HP-kompressorns tryckförhållande.

Enligt enkel teori, om förhållandet mellan turbinrotorns inloppstemperatur/(HP) kompressorns leveranstemperatur bibehålls, kan HP-turbinens halsarea bibehållas. Detta förutsätter dock att cykelförbättringar erhålls, samtidigt som kompressorns utgångsflödesfunktion (icke-dimensionellt flöde) bibehålls. I praktiken skulle förändringar av den icke-dimensionella hastigheten för (HP) kompressorn och kylluftsutdrag förmodligen göra detta antagande ogiltigt, vilket gör en viss justering av HP-turbinens halsarea oundviklig. Detta innebär att HP-turbinmunstyckets ledskenor måste skilja sig från originalet. Med all sannolikhet skulle de nedströms belägna LP-turbinmunstyckenas ledskenor ändå behöva bytas.

Drivkraftstillväxt

Drivkraftstillväxt erhålls genom att öka kärnkraften. Det finns två grundläggande vägar tillgängliga:

1. varm väg: öka HP turbinrotorns inloppstemperatur
2. kall väg: öka kärnmassflödet

Båda vägarna kräver en ökning av förbränningsbränsleflödet och därför värmeenergin som tillförs härdströmmen.

Den varma vägen kan kräva förändringar i turbinblad/vingematerial eller bättre kylning av blad/vingar. Den kalla vägen kan erhållas genom något av följande:

1. lägga till T-steg till LP/IP-komprimeringen
2. lägga till ett nollsteg till HP-komprimeringen
3. förbättra kompressionsprocessen, utan att lägga till steg (t.ex. högre fläktnavtrycksförhållande)

som alla ökar både det totala tryckförhållandet och kärnluftflödet.

Alternativt kan kärnans storlek ökas för att öka luftflödet i kärnan utan att ändra det totala tryckförhållandet. Denna väg är dyr, eftersom ett nytt (uppströms) turbinsystem (och eventuellt en större IP-kompressor) också krävs.

Ändringar måste också göras på fläkten för att absorbera den extra kärnkraften. På en civil motor innebär överväganden om jetbuller att varje betydande ökning av startdragkraften måste åtföljas av en motsvarande ökning av fläktmassflödet (för att upprätthålla en T/O-specifik dragkraft på cirka 30 lbf/lb/s).

Teknisk diskussion

1. Specifik dragkraft (netto dragkraft/intagsluftflöde) är en viktig parameter för turbofläktar och jetmotorer i allmänhet. Föreställ dig en fläkt (driven av en elmotor av lämplig storlek) som arbetar i ett rör, som är anslutet till ett framdrivningsmunstycke. Det är ganska uppenbart, ju högre fläkttryckförhållandet (fläktens utloppstryck/fläktinloppstryck), desto högre strålhastighet och motsvarande specifika dragkraft. Föreställ dig nu att vi byter ut den här uppsättningen med en likvärdig turbofläkt – samma luftflöde och samma fläkttryckförhållande. Naturligtvis måste kärnan i turbofläkten producera tillräcklig effekt för att driva fläkten via lågtrycksturbinen (LP). Om vi ​​väljer en låg (HP) turbininloppstemperatur för gasgeneratorn, måste kärnluftflödet vara relativt högt för att kompensera. Motsvarande bypass-förhållande är därför relativt lågt. Om vi ​​höjer turbinens inloppstemperatur kan kärnluftflödet bli mindre, vilket ökar bypass-förhållandet. Att höja turbinens inloppstemperatur tenderar att öka den termiska effektiviteten och därför förbättra bränsleeffektiviteten .
2. Naturligtvis, när höjden ökar, minskar luftdensiteten och därför nettoeffekten av en motor. Det finns också en flyghastighetseffekt, kallad thrust lapse rate. Betrakta den ungefärliga ekvationen för nettodragkraft igen:
   $$F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).$$
   Med en motor med hög specifik dragkraft (t.ex. stridsflygplan) är jethastigheten relativt hög, så intuitivt kan man se att ökningar i flyghastighet har mindre inverkan på nettodragkraften än en medelspecifik dragkraft (t.ex. träningsmotor) där jethastigheten är lägre. Effekten av dragkraftens förfallohastighet på en motor med låg specifik dragkraft (t.ex. civil) är ännu allvarligare. Vid höga flyghastigheter kan motorer med hög specifik dragkraft ta upp nettotrycket genom kolvstigningen i intaget, men denna effekt tenderar att minska vid överljudshastigheter på grund av stötvågsförluster.
3. Drivkraftstillväxt på civila turbofläktar uppnås vanligtvis genom att öka fläktens luftflöde, vilket förhindrar att jetljudet blir för högt. Det större fläktluftflödet kräver dock mer kraft från kärnan. Detta kan uppnås genom att höja det totala tryckförhållandet (brännkammarens inloppstryck/intagstryck) för att inducera mer luftflöde in i kärnan och genom att öka turbinens inloppstemperatur. Tillsammans tenderar dessa parametrar att öka kärnans termiska effektivitet och förbättra bränsleeffektiviteten.
4. Vissa civila turbofläktar med hög bypass-kvot använder ett extremt lågt ytförhållande (mindre än 1,01), konvergent-divergent, munstycke på bypass- (eller blandat avgasflöde) för att styra fläktens arbetslinje. Munstycket fungerar som om det har variabel geometri. Vid låga flyghastigheter är munstycket okokt (mindre än ett Mach-tal i enhet), så avgaserna ökar hastigheten när den närmar sig halsen och saktar sedan ner något när den når den divergerande sektionen. Följaktligen kontrollerar munstyckets utgångsyta fläktmatchningen och, eftersom den är större än halsen, drar fläktarbetslinjen något bort från överspänningen. Vid högre flyghastigheter ökar tryckkolvens höjning av insugningen munstyckstryckförhållandet till den punkt där halsen blir täppt (M=1,0). Under dessa omständigheter dikterar halsområdet matchningen av fläkten och, eftersom det är mindre än utgången, skjuter fläktens arbetslinje något mot svallvågen. Detta är inget problem, eftersom fläktens ökningsmarginal är mycket bättre vid höga flyghastigheter.
5. Turbofläktarnas off-design beteende illustreras under kompressorkarta och turbinkarta .
6. Eftersom moderna civila turbofläktar arbetar med låg specifik dragkraft, kräver de endast ett enda fläktsteg för att utveckla det erforderliga fläkttryckförhållandet. Det önskade totala tryckförhållandet för motorcykeln uppnås vanligtvis genom flera axiella steg på kärnans kompression. Rolls-Royce tenderar att dela kärnkompressionen i två med ett mellantryck (IP) som överladdar HP-kompressorn, båda enheterna drivs av turbiner med ett enda steg, monterade på separata axlar. Följaktligen behöver HP-kompressorn endast utveckla ett måttligt tryckförhållande (t.ex. ~4,5:1). Amerikanska civila motorer använder mycket högre HP-kompressortryckförhållanden (t.ex. ~23:1 på General Electric GE90 ) och tenderar att drivas av en tvåstegs HP-turbin. Trots det finns det vanligtvis några IP-axialsteg monterade på LP-axeln, bakom fläkten, för att ytterligare överladda kärnkompressionssystemet. Civila motorer har flerstegs LP-turbiner, antalet steg bestäms av bypass-förhållandet, mängden IP-kompression på LP-axeln och LP-turbinens bladhastighet.
7. Eftersom militära motorer vanligtvis måste kunna flyga mycket snabbt på havsnivå, uppnås gränsen för HP-kompressorns leveranstemperatur vid ett ganska blygsamt konstruktionsövergripande tryckförhållande, jämfört med det för en civil motor. Även fläkttrycksförhållandet är relativt högt för att uppnå en medium till hög specifik dragkraft. Följaktligen har moderna militära turbofläktar vanligtvis bara 5 eller 6 HP kompressorsteg och kräver endast en enstegs HP-turbin. Militära turbofläktar med lågt bypassförhållande har vanligtvis ett LP-turbinsteg, men motorer med högre bypassförhållande behöver två steg. I teorin, genom att lägga till IP-kompressorsteg, skulle en modern militär turbofan HP-kompressor kunna användas i ett civilt turbofanderivat, men kärnan skulle tendera att vara för liten för applikationer med hög dragkraft.

Förbättringar

Aerodynamisk modellering

Aerodynamik är en blandning av subsoniskt , transoniskt och överljudsluftflöde på ett enda fläkt-/ gaskompressorblad i en modern turbofläkt. Luftflödet förbi bladen måste hållas inom nära vinkelgränser för att hålla luften flödande mot ett ökande tryck. Annars kommer luften tillbaka ut ur intaget.

Full Authority Digital Engine Control (FADEC) behöver korrekta data för att styra motorn. Den kritiska turbinens inloppstemperatur (TIT) är för tuff miljö, vid 1 700 °C (3 100 °F) och 17 bar (250 psi), för pålitliga sensorer . Under utvecklingen av en ny motortyp etableras därför ett samband mellan en lättare mätbar temperatur som avgastemperatur och TIT. Övervakning av avgastemperaturen används sedan för att se till att motorn inte går för varm.

Bladteknik

Ett 100 g (3,5 oz) turbinblad utsätts för 1 700 °C (3 100 °F), vid 17 bar (250 psi) och en centrifugalkraft på 40 kN (9 000 lbf), långt över punkten för plastisk deformation och till och med över smältpunkten . _ Exotiska legeringar , sofistikerade luftkylningsscheman och speciell mekanisk design behövs för att hålla de fysiska påfrestningarna inom materialets styrka. Roterande tätningar måste tåla tuffa förhållanden i 10 år, 20 000 uppdrag och rotera med 10 till 20 000 rpm.

Fläktblad

Fläktbladen har vuxit i takt med att jetmotorerna har blivit större: varje fläktblad har motsvarande nio dubbeldäckare och sväljer luft motsvarande volymen av en squashbana varje sekund. Framsteg inom Computational Fluid Dynamics) har tillåtit komplexa 3D-böjda former med mycket brett korda , vilket bibehåller fläktens kapacitet samtidigt som bladantalet minimeras för att sänka kostnaderna. Av en slump bypass-förhållandet för att uppnå högre framdrivningseffektivitet och fläktdiametern ökade.

Rolls-Royce var en pionjär med det ihåliga, titanbrädda fläktbladet på 1980-talet för aerodynamisk effektivitet och motstånd mot skador på främmande föremål i RB211 sedan för Trent . GE Aviation introducerade kolfiberkompositfläktblad på GE90 1995, tillverkade idag med en tejpskiktsprocess i kolfiber . GE-partnern Safran utvecklade en vävd 3D -teknik med Albany Composites för CFM56- och CFM LEAP- motorerna.

Framtida framsteg

Motorkärnor krymper när de arbetar med högre tryckförhållanden och blir effektivare, och blir mindre jämfört med fläkten när bypass-förhållandena ökar. Bladspetsavstånd är svårare att upprätthålla vid utgången av högtryckskompressorn där bladen är 0,5 tum (13 mm) höga eller mindre ; ryggradsböjning påverkar spelregleringen ytterligare eftersom kärnan är proportionellt längre och tunnare och fläkten till lågtrycksturbinens drivaxel är i ett begränsat utrymme i kärnan.

För Pratt & Whitney VP teknologi och miljö Alan Epstein "Under det kommersiella flygets historia har vi gått från 20 % till 40 % [kryssningseffektivitet], och det finns en konsensus bland motorsamfundet att vi förmodligen kan nå 60 %" .

Växlade turbofläktar och ytterligare minskningar av fläkttrycksförhållandet kommer att fortsätta att förbättra framdrivningseffektiviteten . Den andra fasen av FAA:s program för kontinuerligt lägre energi, utsläpp och buller (CLEEN) är inriktat på minskningar av 33 % bränsleförbränning, 60 % utsläpp och 32 dB EPNdb-brus i slutet av 2020-talet jämfört med 2000-talets toppmoderna. Sommaren 2017 vid NASA Glenn Research Center i Cleveland, Ohio, har Pratt testat en fläkt med mycket lågt tryckförhållande på en PW1000G , som liknar en öppen rotor med färre blad än PW1000G:s 20.

Vikten och storleken på gondolen skulle minskas genom ett kort kanalinlopp, vilket skulle lägga högre aerodynamiska vridbelastningar på bladen och lämna mindre utrymme för ljudisolering, men en fläkt med lägre tryckförhållande är långsammare. UTC Aerospace Systems Aerostructures kommer att ha ett fullskaligt marktest under 2019 av sitt lågdragande Integrated Propulsion System med en dragkraftsomkastare , vilket förbättrar bränsleförbränningen med 1 % och med 2,5-3 EPNdB lägre ljud.

Safran kan troligen leverera ytterligare 10–15 % i bränsleeffektivitet till mitten av 2020-talet innan den når en asymptot , och nästa måste införa ett genombrott: att öka bypass-förhållandet till 35:1 istället för 11:1 för CFM LEAP , det demonstrerar en motroterande öppen rotor utan kanalfläkt (propfan) i Istres, Frankrike , under det europeiska Clean Sky- teknologiprogrammet. Modelleringsframsteg och material med hög specifik hållfasthet kan hjälpa det att lyckas där tidigare försök misslyckades. När ljudnivåerna kommer att ligga inom nuvarande standarder och liknar Leap-motorn, kommer 15 % lägre bränsleförbränning att vara tillgänglig och för det testar Safran sina kontroller, vibrationer och funktion, medan integreringen av flygplansskrov fortfarande är utmanande .

För GE Aviation maximerar flygbränslets energitäthet fortfarande Breguet -intervallekvationen och kärnor med högre tryckförhållande ; fläktar med lägre tryckförhållande, lågförlustinlopp och lättare strukturer kan ytterligare förbättra termisk, överförings- och framdrivningseffektivitet. Under det amerikanska flygvapnets Adaptive Engine Transition Program kommer adaptiva termodynamiska cykler att användas för sjätte generationens jetjaktplan, baserat på en modifierad Brayton-cykel och konstant volymförbränning . Additiv tillverkning i den avancerade turboproppan kommer att minska vikten med 5 % och bränsleförbränningen med 20 %.

Roterande och statiska keramiska matriskompositdelar (CMC) fungerar 500 °F (260 °C) varmare än metall och väger en tredjedel av dess vikt. Med 21,9 miljoner dollar från Air Force Research Laboratory investerar GE 200 miljoner dollar i en CMC-anläggning i Huntsville, Alabama , utöver sin plats i Asheville, North Carolina , och massproducerar kiselkarbidmatris med kiselkarbidfibrer under 2018. CMC:s kommer att användas tio gånger mer i mitten av 2020-talet: CFM LEAP kräver 18 CMC-turbinhöljen per motor och GE9X kommer att använda den i brännkammaren och för 42 HP turbinmunstycken.

Rolls-Royce Plc siktar på en kärna i tryckförhållandet 60:1 för 2020-talets Ultrafan och påbörjade marktester av sin 100 000 hk (75 000 kW) växel för 100 000 lbf (440 kN) och 15:1 bypass-förhållanden. Nästan stökiometriska ingångstemperaturer för turbiner närmar sig den teoretiska gränsen och dess påverkan på utsläpp måste balanseras med miljöprestandamål. Öppna rotorer, fläktar med lägre tryckförhållande och potentiellt fördelad framdrivning ger mer utrymme för bättre framdrivningseffektivitet. Exotiska cykler, värmeväxlare och tryckökning/konstant volymförbränning kan förbättra termodynamisk effektivitet . Additiv tillverkning kan vara en möjliggörare för intercooler och rekuperatorer . Närmare integrering av flygplan och hybrid- eller elflygplan kan kombineras med gasturbiner.

Nuvarande Rolls-Royce-motorer har en 72–82 % framdrivningsverkningsgrad och 42–49 % termisk verkningsgrad för en TSFC på 0,63–0,49 lb/lbf/h (64 000–50 000 g/kN/h) vid Mach 0,8, och siktar på teoretiska gränser av 95 % för framdrivningseffektivitet med öppen rotor och 60 % för termisk verkningsgrad med stökiometrisk ingångstemperatur för turbinen och 80:1 totalt tryckförhållande för en TSFC på 0,35 lb/lbf/h (36 000 g/kN/h)

Eftersom barnsjukdomar kanske inte visar sig förrän flera tusen timmar, stör de senaste turbofläktarnas tekniska problem flygbolagens verksamhet och tillverkarnas leveranser samtidigt som produktionstakten ökar kraftigt. Trent 1000 spruckna blad jordade nästan 50 Boeing 787 och minskade ETOPS till 2,3 timmar från 5,5, vilket kostade Rolls-Royce plc nästan 950 miljoner dollar. PW1000G knivseggstätningsbrott har gjort att Pratt & Whitney hamnat långt efter i leveranserna, vilket lämnar omkring 100 motorlösa A320neos som väntar på sina kraftverk. CFM LEAP -introduktionen var smidigare men en keramisk komposit HP Turbine-beläggning går förlorad i förtid, vilket kräver en ny design, vilket gör att 60 A320neo-motorer tas bort för modifiering, eftersom leveranserna är upp till sex veckor försenade.

På en widebody uppskattar Safran att 5–10 % av bränslet kan sparas genom att minska kraftintaget för hydrauliska system, medan byte till elektrisk kraft kan spara 30 % av vikten, som initierats på Boeing 787 , medan Rolls-Royce plc hoppas på upp till 5 %.

Tillverkare

Huvudartikel: Lista över turbofläkttillverkare

Marknaden för turbofläktmotorer domineras av General Electric , Rolls-Royce plc och Pratt & Whitney , i marknadsandelsordning. General Electric och SNECMA i Frankrike har ett joint venture, CFM International . Pratt & Whitney har också ett joint venture, International Aero Engines med Japanese Aero Engine Corporation och MTU Aero Engines of Germany, specialiserade på motorer för Airbus A320-familjen . Pratt & Whitney och General Electric har ett joint venture, Engine Alliance , som säljer en rad motorer för flygplan som Airbus A380 .

För flygplan och fraktflygplan är den intjänade flottan 2016 60 000 motorer och bör växa till 103 000 2035 med 86 500 leveranser enligt Flight Global . En majoritet kommer att vara medelhöga motorer för smalkroppsflygplan med 54 000 leveranser, för en flotta som växer från 28 500 till 61 000. Motorer med hög dragkraft för bredkroppsflygplan , värda 40–45 % av marknaden i värde, kommer att växa från 12 700 motorer till över 21 000 med 18 500 leveranser. De regionala jetmotorerna under 20 000 lb (89 kN) flottan kommer att växa från 7 500 till 9 000 och flottan av turboprops för flygplan kommer att öka från 9 400 till 10 200. Tillverkarens marknadsandel bör ledas av CFM med 44 % följt av Pratt & Whitney med 29 % och sedan Rolls-Royce och General Electric med 10 % vardera.

Kommersiella turbofläktar i produktion

Kommersiella turbofläktar i produktion

Modell	Start	Gå förbi	Längd	Fläkt	Vikt	Sticka	Stora applikationer
GE GE90	1992	8,7–9,9	5,18–5,40 m	3,12–3,25 m	7,56–8,62 t	330–510 kN	B777
P&W PW4000	1984	4,8–6,4	3,37–4,95 m	2,84 m	4,18–7,48 t	222–436 kN	A300 / A310 , A330 , B747 , B767 , B777 , MD-11
RR Trent XWB	2010	9.3	5,22 m	3,00 m	7,28 t	330–430 kN	A350XWB
RR Trent 800	1993	5,7–5,79	4,37 m	2,79 m	5,96–5,98 t	411–425 kN	B777
EA GP7000	2004	8.7	4,75 m	2,95 m	6,09–6,71 t	311–363 kN	A380
RR Trent 900	2004	8.7	4,55 m	2,95 m	6,18–6,25 t	340–357 kN	A380
RR Trent 1000	2006	10.8–11	4,74 m	2,85 m	5,77 t	265,3–360,4 kN	B787
GE GEnx	2006	8,0–9,3	4,31-4,69 m	2,66-2,82 m	5,62-5,82 t	296-339 kN	B747-8 , B787
RR Trent 700	1990	4.9	3,91 m	2,47 m	4,79 t	320 kN	A330
GE CF6	1971	4,3–5,3	4.00–4.41 m	2,20–2,79 m	3,82–5,08 t	222–298 kN	A300 / A310 , A330 , B747 , B767 , MD-11 , DC-10
RR Trent 500	1999	8.5	3,91 m	2,47 m	4,72 t	252 kN	A340 -500/600
P&W PW1000G	2008	9.0–12.5	3,40 m	1,42–2,06 m	2,86 t	67–160 kN	A320neo , A220 , E-Jets E2
CFM LEAP	2013	9.0–11.0	3,15–3,33 m	1,76–1,98 m	2,78–3,15 ton	100–146 kN	A320neo , B737Max
CFM56	1974	5,0–6,6	2,36–2,52 m	1,52–1,84 m	1,95–2,64 t	97,9-151 kN	A320 , A340 -200/300, B737 , KC-135 , DC-8
IAE V2500	1987	4,4–4,9	3,20 m	1,60 m	2,36–2,54 t	97,9-147 kN	A320 , MD-90
P&W PW6000	2000	4,90	2,73 m	1,44 m	2,36 t	100,2 kN	Airbus A318
RR BR700	1994	4,2–4,5	3,41–3,60 m	1,32–1,58 m	1,63–2,11 t	68,9–102,3 kN	B717 , Global Express , Gulfstream V
GE Passport	2013	5.6	3,37 m	1,30 m	2,07 t	78,9–84,2 kN	Global 7000 /8000
GE CF34	1982	5,3–6,3	2,62–3,26 m	1,25–1,32 m	0,74–1,12 t	41–82,3 kN	Challenger 600 , CRJ , E-jets
P&WC PW800	2012	5.5		1,30 m		67,4–69,7 kN	Gulfstream G500/G600
RR Tay	1984	3.1–3.2	2,41 m	1,12–1,14 m	1,42–1,53 t	61,6–68,5 kN	Gulfstream IV , Fokker 70/100
Silvercrest	2012	5.9	1,90 m	1,08 m	1,09 t	50,9 kN	Citation Hemisphere , Falcon 5X
RR AE 3007	1991	5.0	2,71 m	1,11 m	0,72 t	33,7 kN	ERJ , Citation X
P&WC PW300	1988	3,8–4,5	1,92–2,07 m	0,97 m	0,45–0,47 t	23,4–35,6 kN	Citation Sovereign , G200 , Falcon 7X , Falcon 2000
HW HTF7000	1999	4.4	2,29 m	0,87 m	0,62 t	28,9 kN	Challenger 300 , G280 , Legacy 500
HW TFE731	1970	2,66–3,9	1,52–2,08 m	0,72–0,78 m	0,34–0,45 t	15,6–22,2 kN	Learjet 70/75 , G150 , Falcon 900
Williams FJ44	1985	3,3–4,1	1,36–2,09 m	0,53–0,57 m	0,21–0,24 t	6,7–15,6 kN	CitationJet , Citation M2
P&WC PW500	1993	3,90	1,52 m	0,70 m	0,28 t	13,3 kN	Citation Excel , Phenom 300
GE-H HF120	2009	4,43	1,12 m	0,54 m	0,18 t	7,4 kN	HondaJet
Williams FJ33	1998		0,98 m	0,53 m	0,14 t	6,7 kN	Cirrus SF50
P&WC PW600	2001	1,8–2,8	0,67 m	0,36 m	0,15 t	6,0 kN	Citation Mustang , Eclipse 500 , Phenom 100
PS-90	1992	4.4	4,96 m	1,9 m	2,95 t	157–171 kN	Il-76 , Il-96 , Tu-204
PowerJet SaM146	2008	4–4.1	3,59 m	1,22 m	2,260 t	71,6–79,2 kN	Sukhoi Superjet 100

Extrema bypass-jetmotorer

På 1970-talet testade Rolls-Royce/SNECMA en M45SD-02 turbofläkt utrustad med fläktblad med variabel stigning för att förbättra hanteringen vid ultralåga fläkttryckförhållanden och för att ge dragkraftsbackning ner till noll flygfart. Motorn var inriktad på ultratysta STOL- flygplan som opererade från flygplatser i stadens centrum.

skapades en utveckling av turbofläkten och turbopropen känd som en propfanmotor som hade en okanaliserad fläkt. Fläktbladen är placerade utanför kanalen, så att den ser ut som en turboprop med breda simitarliknande blad. Både General Electric och Pratt & Whitney/Allison demonstrerade propfanmotorer på 1980-talet. Överdrivet kabinljud och relativt billigt flygbränsle gjorde att motorerna inte kunde tas i bruk. Progress D-27 propfan, utvecklad i Sovjetunionen, var den enda propfanmotorn utrustad på ett produktionsflygplan.

Terminologi

Efterbrännares

jetpipe utrustat för efterbränning

Augmentor

efterbrännare för turbofläkt med förbränning i varma och kalla flöden

Förbi

den del av motorn som är skild från kärnan vad gäller komponenter och luftflöde, t.ex. den del av fläktblad (yttre fläkt) och statorer som passerar bypass-luft , bypass-kanal, bypass-munstycke

Bypass-förhållande

bypass-luftmassflöde/kärnluftmassflöde

Kärna

den del av motorn som skiljer sig från bypass när det gäller komponenter och luftflöde, t.ex. kärnkåpa, härdmunstycke, härdluftflöde och tillhörande maskineri, brännkammare och bränslesystem

Kärnkraft

även känd som "tillgänglig energi" eller "gas hästkrafter". Den används för att mäta det teoretiska (isentropiska expansionen) axelarbetet som är tillgängligt från en gasgenerator eller kärna genom att expandera het, högtrycksgas till omgivande tryck. Eftersom effekten beror på gasens tryck och temperatur (och omgivningstrycket) är ett relaterat värde för dragkraftproducerande motorer en som mäter dragkraftsproducerande potential från het, högtrycksgas och känd som "stream thrust". . Den erhålls genom att beräkna den hastighet som erhålls med isentropisk expansion till atmosfärstryck. Betydelsen av den erhållna dragkraften visas när den multipliceras med flygplanets hastighet för att ge dragkraften arbete. Drivkraften som är potentiellt tillgänglig är mycket mindre än gashästkraften på grund av det ökande slöseriet i avgasernas kinetiska energi med ökande tryck och temperatur före expansion till atmosfärstryck. De två hänger samman med den framdrivande effektiviteten, ett mått på den energi som går till spillo till följd av att en kraft (dvs. dragkraft) skapas i en vätska genom att öka vätskans hastighet (dvs. momentum).

Torrmotoreffekter

/gasspjällslägen under efterförbränningsval

EGT

avgastemperatur

EPR

motortryckförhållande Fläktturbofläkt

LP-kompressor

Fanjet

-turbofläkt eller flygplan som drivs av turbofläkt (vardagligt)

Fläkttryckförhållande fläktutlopp

totaltryck

/fläktinlopp totalttryck

Flextemp

Vid reducerad uttag- lågviktiga kommersiella flygplan kan använda reducerad dragkraft vilket ökar motorns livslängd och minskar underhållskostnaderna. Flextemperatur är en högre än den faktiska uteluftstemperaturen (OAT) som matas in till motorövervakningsdatorn för att uppnå den erforderliga reducerade dragkraften (även känd som "antagen temperatur dragkraftsreduktion").

Gasgenerator

den del av motorkärnan som tillhandahåller den heta högtrycksgasen för fläktdrivande turbiner (turbofläkt), för framdrivningsmunstycken (turbojet), för propeller- och rotordrivande turbiner (turboprop och turboaxel), för industri och marin kraftturbiner

HP

högtryckstryck

insugningscylindermotstånd

Förlust i rörelsemängd för motorströmsröret från friström till intagsinlopp, dvs. mängden energi som tillförs luften som krävs för att accelerera luft från en stationär atmosfär till flygplanshastighet.

IEPR

integrerat motortrycksförhållande

IP

mellantryck

LP

lågtryck

Nettotryckmunstyckets

dragkraft i stationär luft (bruttodragkraft) – motorströmsrörstryckmotstånd (förlust i rörelsemängd från friström till insugningsöppning, dvs. mängden energi som tillförs luften som krävs för att accelerera luften från en stationär atmosfär till flygplanshastighet). Detta är dragkraften som verkar på flygkroppen.

Totalt tryckförhållande

förbrännarens inlopp totalt tryck/intagsleverans totalt tryck Total

verkningsgrad

termisk verkningsgrad * framdrivningseffektivitet Framdrivningsverkningsgrad

framdrivningseffekt

/produktionshastighet av framdrivande kinetisk energi (maximal framdrivningsverkningsgrad uppstår när jethastighet är lika med flyghastighet, vilket innebär noll nettodragkraft!)

Specifik bränsleförbrukning (SFC)

totalt bränsleflöde/nettodragkraft (proportionell mot flyghastighet/övergripande termisk effektivitet)

Upprullande

ökning av RPM (vardagligt)

Stegbelastning

För en turbin, vars syfte är att producera kraft, är belastningen en indikator effekt utvecklad per lb/sek gas (specifik effekt). Ett turbinsteg vänder gasen från axiell riktning och snabbar upp den (i munstycksledskovlarna) för att vrida rotorn mest effektivt (rotorbladen måste ge hög lyftkraft), förutsatt att detta görs effektivt, dvs med acceptabla förluster. För ett kompressorsteg, vars syfte är att åstadkomma en tryckstegring, används en diffusionsprocess. Hur mycket diffusion som får tillåtas (och tryckökning erhålls) innan oacceptabel flödesseparation inträffar (dvs. förluster) kan betraktas som en belastningsgräns.

Statiskt

tryck hos vätskan som inte är associerat med dess rörelse utan med dess tillstånd eller, alternativt, tryck på grund av den slumpmässiga rörelsen hos vätskemolekylerna som skulle kännas eller mätas om den rörde sig med flödet Specifik dragkraft netto dragkraft

/

intagsluftflöde

Termisk effektivitetshastighet

för produktion av framdrivande kinetisk energi/bränsleeffekt

Totalt bränsleflöde

förbrännare (plus eventuell efterbrännare) bränsleflöde (t.ex. lb/s eller g/s)

Totalt tryck

statiskt tryck plus kinetisk energi term

Turbinrotors inloppstemperatur

maximal cykeltemperatur, dvs temperatur vid vilken arbetsförflyttning sker

Se även

• Jetmotor
• Turbojet
• Turboprop
• Turboaxel
• Propfan
• Axial fläktdesign
• Motor med variabel cykel
• Jetmotorprestanda
• Gasturbin
• Turbinmotorfel

externa länkar

• Wikibooks: Jetframdrivning
• Malcolm Gibson (aug 2011). "The Chevron Nozzle: A Novel Approach to Reducing Jet Noise" (PDF) . NASA Innovation in Aeronautics NASA/TM-2011-216987 .
• "Motorns årsbok" . UBM Aviation. 2012.
• "Kommersiella motorer 2017" . Flyg globalt .
• Björn Fehrm (14 april 2017). "Bjorn's Corner: Flygplansmotorer, summera" . Leeham Co. och tidigare serier