Возврат к гражданскому двигателю

19.0 Введение

При рассмотрении двигателя нового дальнемагистрального самолёта в  Темах 1 - 10, было принято множество допущений, направленных на то, чтобы сделать изложение материала настолько простым, насколько это возможно. При изложении материала для двигателя Нового самолёта-истребителя, в Темах 13 - 18 уровень сложности был увеличен. Это увеличение сложности включало, различие свойств газа для сожжённого и недожжённого воздуха; эффект добавленного массового расхода потока топлива к сожжённому воздуху, проходящему через турбину; эффект снабжения турбин охлаждающим воздухом, и учёт наличия потерь давления в камере сгорания, канале второго контура и реактивной трубе. Теперь произведём повторное вычисление параметров двигателя гражданского самолёта с учётом некоторых, ранее не учтённых, эффектов.

Рисунок 19.1. Двигатель без смешения, установленный на Аэробусе 330 и двигатель со смешением, установленный на Аэробусе 340 – 300.

Другим различием между стилями изложения материала для гражданского двигателя в Темах 1 - 10 и изложением материала для двигателя военного самолёта, стало смешение потоков газогенератора и второго контура перед реактивным соплом в военном. Некоторые двигатели транспортных дозвуковых самолётов также имели устройство, позволяющее производить смешение потоков; на рисунке 19.1 представлены фотографии двигателей, установленных на пилоне крыла, имеющих смеситель и без него, представителями стали самолёты семейства Аэробус: А - 330 и А - 340 - 300. Довольно простым изложением, не углубляясь в подробные детали, можно продемонстрировать преимущества, которые имеет конструкция двигателя со смешением. Тема начинается с представления расчётов и вычислений поведения двигателя со смешением, затем производится сравнение рабочих линий вентиляторов двигателей со смешением и без смешения потоков.

19.1 Смешение потоков в двигателе высокой степени двухконтурности

Рекомендуемые материалы

Подход вычисления переменных гражданского двигателя со смешением подобен тому, какой был выбран для расчёта переменных военного двигателя со смешением. В соответствии с замечаниями, принятыми в Темах 1 – 10, сечение двигателя вниз по потоку за вентилятором в канале второго контура обозначается как «13 », а сечение при выходе на горячую сторону ротора НД, в соответствии с Темой 12, обозначается как «23 ». Если пренебрегать потерями во втором контуре, тогда давление торможения в вентиляторе Р₀₁₃, равно давлению торможения на выходе из турбины НД - Р₀₅. В схеме со смешением давления вниз по потоку турбины НД, устанавливается не только выход мощности от турбины НД, но и отношение давлений в вентиляторе. Для данной величины температуры на входе в турбину, полная отношение давлений и мощность НД установлены и, так как отношение давлений вентилятора также определена, определяется и степень двухконтурности. (Это является главным отличием от двигателя без смешения, для которого степень двухконтурности и отношение давлений вентилятора могут быть выбраны независимо, по крайней мере, в некотором диапазоне).

В данном случае рассматривается двигатель с двумя валами с основной подпорной ступенью компрессора расположенной на валу НД. Величина политропической эффективности для всех компрессоров (сюда относятся: вентилятор во втором контуре, вентилятор с подпорной  ступенью на  стороне газогенератора и компрессор ВД) принята равной 0.90; аналогично величина политропической эффективности для турбин ВД и НД принята равной 0.90. В проектной точке полная отношение давлений  Р₀₃ / Р₀₂ = 40, а отношение давлений в вентиляторе для основного потока, составляет 2.5. Принимается, что при работе двигателя на нерасчётном режиме, коэффициент температурного повышения основного потока, проходящего через вентилятор и подпорную ступень, пропорционален коэффициенту повышения температуры в потоке второго контура, так же проходящего через вентилятор. Охлаждение потока турбины ВД здесь происходит так же, как это было устроено на двигателе военного самолёта, где 5 % охлаждающего воздуха, проходящего через компрессор ВД, было отдано ротору. Охлаждающий воздух, подаваемый к лопаткам СА ВД, предварительно смешивается с основным потоком ещё до выхода из горла сопла, поэтому при определении температуры на входе в турбину учитывается его эффект. Так же как и в Темах 16 - 17, воздух, охлаждающий ротор, с температурой за компрессором, смешивается с газом, выходящим из ротора турбины ВД; в процессе смешения принимается, что величина давления торможения остаётся постоянной до тех пор, пока происходит уменьшение величины температуры торможения. Также принимается, что существуют потери давления торможения в камере сгорания, которые влияют на величину давления на входе в турбину, которая определяется как Р₀₄ = 0.95 · Р₀₃, однако потерями давления в канале второго контура и реактивной трубе здесь пренебрегают. Для недожжённого воздуха принимается k = 1.40 (чему соответствует величина C_P = 1 005 Дж / кг · К), в то время как для смеси воздуха и сожжённого топлива, принимается k  = 1.30 (чему соответствует величина C_P = 1244 Дж / кг · К).

Расчет проектной точки

На графиках рисунка 19.2 представлены результаты вычислений проектной точки для двигателя со смешением потоков, совершающего полёт на крейсерском режиме при числе Маха полёта М = 0.85, и на высоте 31 000 футов. Вычисления выполнены для двух величин температур на входе в турбину Т₀₄ = 1 450 К и 1 550 K. Графики рисунка 19.2 построены по данным, представленным Таблицей 19.2. Расчёт величины удельной тяги (которая определяется как величина тяги нетто, приходящаяся на единицу массы потока воздуха, проходящего через двигатель) также был выполнен для обеих температур. Однако кривые обеих величин Т₀₄ практически неразличимы, что укрепляет пункт, сделанный в контексте для военных двигателей о том, что отношение давлений вентилятора кардинально определяет величину удельной тяги. Увеличение степени повышения давления вентилятора приводит к увеличению удельной тяги и, соответственно, повышению величины удельного расхода топлива. (Величины удельного расхода топлива и удельной тяги, представленные на графиках рисунка 19.2, отражают характеристики «голого» двигателя, не испытывающего сопротивления машинной мотогондолой).

Рисунок 19.2. Графики параметров работы двухконтурного двигателя, выраженные через функцию от степени повышения давления вентилятора.

Как показано на рисунке 19.2, степень двухконтурности определяется степенью повышения давления вентилятора для заданной величины температуры на входе в турбину: с повышением величины температуры перед турбиной (фактически повышением величины отношения температур T₀₄ / T₀₂) увеличиваются мощность, доступная от турбины и степень двухконтурности (при постоянной величине степени повышения давления). Увеличение степени двухконтурности, таким образом, не затрагивает продвигающую эффективность, потому что величина удельная тяга остаётся неизменной, однако это приводит к понижению величины температуры истекающего газа. Следовательно, увеличение температуры на входе в турбину даёт сокращение величины удельного расхода топлива, в то время как величины степеней повышения давления остаются постоянными.

Вычисления с вентилятором, работающим на нерасчетном режиме               (с характеристикой вентилятора)

Рисунок 19.3. Изменение характеристик работы вентилятора.

В этом разделе внимание уделено вентилятору, проектная точка которого соответствует условиям на высоте в 31 000 футов и числу Маха полёта М = 0.85. При этих условиях величина степени повышения давления вентилятора составляет 1.81, при 100 % приведённого относительного массового расхода потока воздуха, используемого двигателем со смешением. Эта величина степени повышения давления может быть получена при выборе степени двухконтурности, составляющей 6.00, при величине температуры на входе в турбину 1 572 K, тогда величина отношения температур составит T₀₄ / T₀₂ = 6.058. На рисунке 19.3, представлены графики изменения характеристик работы вентилятора (ранее подобные графики были представлены на рисунке 11.4), с двумя нанесёнными рабочими линиями, одна рабочая линия – для двигателя со смешением, другая - для подобного двигателя, имеющего раздельный газогенератор и реактивное сопло второго контура. В проектной точке, отношение давлений достигает величины 1.81, полная отношение давлений – 40, составляющая политропической эффективности – 90%.

В двигателе со смешением и без него, отношение давлений вентилятора, в проектной точке, составляет Р₀₁₃ / P₀₂ = 1.81 для основного вентилятора и степенью повышения давления подпорной ступени равной 2.5, а полная отношение давлений  всего двигателя составляет 40; в обоих случаях, двигатели имеют те же самые величины составляющих полезных действий, норму вентиляционной струи охлаждения и потери давления, дающие в проектной точке величину степени двухконтурности, равной 6.00.

Рабочие линии, изображённые на рисунке 19.3, были рассчитаны методом (или подходом), используемым в разделе 12.4 для двигателя без смешения, и двигателя со смешением подобно разделу 17.3. Величина температуры на входе в турбину для каждого случая лежит в диапазоне от 1 155 К до 1 622 К (другими словами 4.45 > Т₀₄ / Т₀₂ > 6.25). Очевидно, что для двигателя со смешением, рабочая линия намного круче, так, что отношение давлений падает быстрее при уменьшении величины температуры на входе в турбину, а величина массового потока воздуха, проходящего через вентилятор, соответственно уменьшается. Эта более крутая рабочая линия вентилятора становится первоначальной причиной для начала процесса смешения потоков. Далее, при анализе кривых эффективности вентилятора, будет замечено, что при наличии более крутой рабочей линии, вентилятор способен работать ближе к своей максимальной эффективности в более широком диапазоне. Максимальная отношение давлений вентилятора достигается во время совершения подъёма, но большее беспокойство вызывает величина полного расхода топлива при выполнении круиза, потому что двигатель, в этом состоянии, работает  намного дольше. Выгода, которой заручаются, определив рабочую линию, дополняет малое увеличение тяги для двигателя со смешением, возникающей непосредственно от процесса смешения потоков газогенератора и второго контура (что можно наблюдать при решении Упражнения 19.2). Далее появляется ещё одна выигрышная ситуация, когда происходит меньшее падение угловой скорости (или вращательной скорости), требуемой для уменьшения величины тяги, характерной для более крутой рабочей линии; наличие более высокой величины угловой скорости (при рассмотрении двигателя без смешения), означает, что при уменьшении величины тяги, во время выполнения круиза, турбина НД будет работать при более низкой величине , которая, вероятно, приведёт к дальнейшему увеличению эффективности.

Упражнение 19.1

         Используйте рабочие линии на рис. 19.2, чтобы оценить увеличение в эффективности вентилятора, достигнутой, используя смешение в реактивном сопле, когда приведенная  скорость вентилятора уменьшена до 85 %.

(Ответ: 1.5 %)

Упражнение 19.2

         Сравните полную тягу от двух двигателей, у каждого степень двухконтурности 6, один со смешением потоков, другой - без. В каждом случае давление торможения на выходе из второго контура и газогенератора равно 1.65 от давления входа P₀₂ и P₀₂ = 1.60P_а, где P_а - окружающее давление. Температура торможения основного потока на выходе из турбины НД- 737К, в то время как для потока второго контура - 305 К. Принимая k = 1.40 для второго контура и 1.30 для основного потока; для смешанного потока берут k=1.38. Вычислите полную тягу на единицу массы через газогенератор (игнорирование массового расхода топлива), для двигателя без смешения (когда эти два потока расширяются отдельно до окружающего давления) и для двигателя со смешением потоков (когда они сначала смешиваются без потери в давлении к однородному давлению и температуре, а затем расширяются до окружающего давления). Примите расширение изоэнтропическим в каждом случае.

( Ответ: Несмешанный F_G = 2919 Н/кг/с; Смешанным F_G = 3014 Н/кг/с)

Если скорость полета - 256 м/с, найдите относительное изменение в тяге нетто F_N.

 (Ответ: 8 %)

Примечание: увеличение в тяге нетто, рассчитанной в упражнении 19.2, очень существенны, но в действительности, выгоды являются намного меньшими и увеличение на 3 % в тяге брутто, расчетной, здесь оценивается слишком высоко по нескольким причинам. Если будет использоваться более реалистическая величина k для основного потока (k= 1.345), увеличение в F_G уменьшится до приблизительно 2%. А эта оценка опять должна быть уменьшена, если принять во внимание снижение давления торможения, связанное с обменом теплотой между горячим и холодным газом и потерей давления торможения, связанной с вязкими жидкими механическими эффектами. Кроме того, смешивание газогенератора и потоков обхода неполно,  не вся потенциальная выгода будет достигнута, и выгода (увеличение) в F_G - только приблизительно 1 %, который переводит в увеличение в тяге нетто приблизительно 2.5 %. Но даже это не будет достигнуто, потому что более длинная мотогондола вокруг внешней стороны двигателя увеличивает сопротивление, и остаточное увеличение в F_N - меньше чем 1%.

             Обратите внимание: увеличение в тяге нетто, расчетной в Упражнении 19.2, очень существенны, но в действительности, выгоды являются намного меньшими и увеличение на 3 % в тяге брутто, расчетной, здесь оценивает слишком высоко по нескольким причинам. Если будет использоваться более реалистическая величина у для основного потока (k = 1.345), увеличение в F_G уменьшится до приблизительно 2 %. А эта оценка опять должна быть уменьшена, если принять во внимание снижение давления торможения, связанное с обмен теплотой между горячим и холодным газом и потерей давления торможения, связанной с вязкими жидкими механическими эффектами. Кроме того, смешение газогенератора и потоков обхода неполно,  не вся потенциальная выгода будет достигнута, и выгода (увеличение) в F_G - только приблизительно 1 %, который переводит в увеличение в тяге нетто приблизительно 2.5 %. Но даже это не будет достигнуто, потому что более длинная мотогондола вокруг внешней стороны двигателя увеличивает сопротивление , и остаточное увеличение в F_N - меньше чем 1 %.

19.2 Эффекты изменения параметров на стадии проектирования

В этом разделе  будет оценено воздействие изменений параметров, составляющих работу в тот момент, когда они находятся на стадии проектирования. При установленных степенях повышения давления, определены и величины отношений температур на входе в турбину к температуре на входе в компрессор T₀₄ / T₀₂. Значит, изменение в работе одного компонента должно быть компенсировано изменением другого компонента. Это означает, что, если, например, произошло падение эффективности компрессора, величина подачи мощности на компрессор, должна быть увеличена, чтобы поддержать ту же величину полной степени повышения давления. Чистая мощность, производимая турбиной НД, будет уменьшена увеличением мощности компрессора; так как отношение давлений вентилятора поддерживается постоянной, величина степени двухконтурности должна быть понижена. При собранном двигателе подобных явлений, что происходят при проектировании, не наблюдается; при износе, повреждении или неправильном изготовлении, степени повышения давления не будут оставаться постоянными, (об этом пойдёт речь в разделе 19.4).

Для выполнения сравнения удобно использовать двигатель со смешением, потому как его ограничение по давлению торможения на выходе из турбины НД равняется давлению за вентилятором; если определена отношение давлений вентилятора, тогда определена и  степень двухконтурности. Принятая выше процедура должна изменить параметры двигатель. Двигатель подобный тому, что был представлен в разделе 19.1, способен работать на высоте 31 000 футов при числе Маха полёта М. = 0.85 в 31000 футов, чему соответствует температура перед компрессором, равная Т₀₂ = 259.5 K. Полная отношение давлений остаётся постоянной при величине отношения давлений P₀₃ / P₀₂ = 40, а отношение давлений вентилятора, поддерживается постоянной при Р₀₁₃ / P₀₂ = 1.65, и степени повышения давления основного потока на валу НД - Р₀₂₃ / P₀₂ = 2.5. В неизменном двигателе данной размерности, составляющие политропических полезных действий, приняты равными 90 %, с 5 % воздуха, сжатого в газогенераторе, необходимого для охлаждения ротора турбины ВД и потерей давления, величиной в 5 %, происходящей в камере сгорания. Эти степени повышения давления соответствующие температуре на входе в турбину 1 450 К (что даёт вличину отношения температур Т₀₄ / Т₀₂ = 5.588), определяют величину степени двухконтурности, равную 5.99 (при наличии коэффициентов полезных действий характерных для данной величины). При этой комбинации параметров, величина реактивной скорости составляет - 432 м / сек, величина удельной тяги  = 176 м / сек, величина тяги нетто, приходящаяся на единицу массы основного потока - 1 234 м / сек, а величина удельного расхода топлива - 0.583 кг / час / кг.

Сокращение эффективности вентилятора, например, на 1 % до 89 % приведёт к уменьшению величины степени двухконтурности от 5.99 до 5.92. Поэтому величина реактивной температуры немного поднимется, а так как величина степени повышения давления P₀₁₃ / P₀₂ поддерживается постоянной, величина реактивной скорости повысится от 431.8 до 432.4 м/сек, с соответственно малым увеличением удельной тяги. Через терминологию зависимости тяги от данного размера газогенератора, однако, понижение степени двухконтурности больше, чем при повышении реактивной скорости, поэтому при падении величины эффективности вентилятора на 1 %, уменьшение величины тяги составляет 0.6 %.

Величина тяги, приходящаяся на единицу потока воздуха в газогенераторе, является лучшим индикатором или мерой тяги двигателя для данного размера и веса. Величина удельного расхода топлива имеет первичное значение, и эффект её изменения также приведён в Таблице 19.1, в которой также показаны изменения величины степени двухконтурности, что позволяет объяснить некоторые из наблюдаемых изменений. Таблица 19.1 составлена для двигателя, совершающего полёт на крейсерском режиме при числе Маха полёта M = 0.85, на высоте в 31 000 футов. Отношение давлений в вентиляторе составляет P₀₁₃ / P₀₂ = 1.65, полная отношение давлений в двигателе P₀₃ / P₀₂ составляет 40. Исходные параметры: температура перед турбиной T₀₄ = 1 450 K, политропическая составляющая коэффициента полезного действия равна 90 %, 5 % воздуха идёт на охлаждение ротора ВД, отношение давлений P₀₄ / P₀₃ = 0.95, для воздуха принимается величина k = 1.40, для продуктов сгорания k = 1.30.

Из изложенного материала становится ясно, что результаты работы двигателя не чувствительны к параметрам на входе, а больше зависят от компрометирующего наличия неточной величины полезных действий или возникающих потерь. Изменение переменных на входе и на выходе достаточно малы, так, что изменение одного из параметров может быть связано с изменением другого прямолинейной зависимостью. Это означает, что для малых величин и эффектов может быть принята линейно-пропорциональная зависимость входа-выхода, а эффекты, произведённые несколькими параметрами на входе, могут быть суммированы.

Таблица19.1. Изменения величин в проектной точке.

Для этого двигателя, компоненты турбомашин, имеющие самое большое воздействие на величину удельного расхода топлива и изменение степеней повышения давления в проектной точке, как и для компрессора ВД, поддерживаются постоянными.

Величина потерь в 1 % от эффективности компрессора приводит увеличению в 1.1 % удельного расхода топлива и потере 2 % тяге для того же количества воздуха, проходящего через газогенератор. Изменения, связанные с вентилятором  ВД и турбиной НД подобны друг другу. Увеличение температуры перед турбиной предполагает наличие выгодного эффекта на расход топлива и величину тяги, что происходит в значительной степени из-за увеличения величины степени двухконтурности. Если на стадиях проектирования и разработки определяют, что эффективность компонента низка, необходимо исправить эту проблему путём повышения величины температуры на входе в турбину. Таблица 19.1, показывает, как можно обращаясь с представленными выше линейно-зависимыми эффектами, определить величину потери тяги, последовавшей после сокращения величины эффективности компрессора ВД на 1 %, а так же, как можно восстановить эту величину путём, увеличения температуры перед турбиной 11.6 K. Однако возможно рассчитать и чистое увеличение удельного расхода топлива, которое равно  %.

Из Таблицы также видно, насколько важно наличие охлаждающего потока воздуха и потерь давления в камере сгорания. В спецификации эксплуатационных режимов турбины существует взаимосвязь между выгодой от наличия более высокой температуры и проявления вредных эффектов от увеличенной нормы охлаждения. Эффект охлаждения проиллюстрирован на графиках рисунка 19.4, где в одном случае отображается величина удельного расхода топлива, зависящий от величины температуры T₀₄, а в другом - степень двухконтурности, так же зависящая от величины температуры перед турбиной Т₀₄. Для построения графиков, изображённых на рисунке 19.4 были приняты условия Таблицы 19.2. Через терминологию степени двухконтурности может быть замечено, что выгоды от повышения величины температуры на 50 К перед турбины, нейтрализуются увеличением количества подаваемого воздуха для охлаждения ротора турбины ВД на 5 %. Для величины удельного расхода топлива, эффект становится вдвое больше, при увеличении температуры перед турбиной T₀₄ на 100 К, что даёт компенсацию за увеличение количества подаваемого воздуха для охлаждения ротора в 5 %. Альтернативой может служить увеличение на 4%  величины удельного расхода топлива при постоянной температуре на входе в турбину, что приведёт к увеличению охлаждения ротора на 5%.

Рисунок 19.4. Графики функций изменения величин удельного расхода топлива и степеней двухконтурности от изменения величины температуры на входе в турбину.

            В Темах 1 – 13 наличие охлаждающего потока игнорировалось, что помогало при недостаточной оценке мощности турбины (когда для турбины принималась постоянная величина k = 1.40).Сейчас же это проиллюстрировано в Таблице 19.2, где учтены отдельные эффекты степени охлаждения, влияние величины k на степень двухконтурности и изменение величины расхода воздуха, а так же на величину тяги, приходящуюся на единицу массы воздуха, проходящую через газогенератор и величину удельного расхода топлива.

Таблица 19.2. Эффект газовых свойств и охлаждение турбины.

Также становится ясно, что пренебрежение охлаждающим потоком ведёт к существенному завышению оценки тяги и занижению оценки удельного расхода топлива.

19.3. Эффекты изменения параметров выполненного двигателя

В этом разделе будет рассмотрен случай изменения параметров работы двигателя, не предусмотренный проектом, в процессе эксплуатации. В этом случае величины степеней повышения давлений не остаются постоянными, а изменяются вместе со всеми параметрами. Результаты расчётов параметров, при этих случаях, представлены в Таблице 19.3. Наиболее очевидным является изменение величины температуры на входе в турбину, но так же наблюдается и ухудшение в составляющих величинах эффективности (и нормы потока), связанных с наличием таких процессов как износ, засор, и повреждение посторонними предметами. Сравнение, представленное в Таблице 19.3, всё так же выполнялось для двигателя заданной величины, совершающего крейсерский полёт при числе Маха М = 0.85 на высоте 31 000 футов. В этом случае происходит существенное изменение величины тяги нетто.

Эффект изменения параметров, здесь, значительно отличается от изменений происходящих при проектировании, представленных в Таблице 19.1 , где все величины степеней повышения давлений внутри двигателя, сохранялись постоянными, в то время как величины полезных действий временами изменялись. Изменения параметров на входе, представленные в Таблице 19.1, достаточно малы, значит, последовательные изменения в них могут быть приняты таким образом,, чтобы быть пропорциональными наложенным возмущениям, а эффекты возмущений, когда их больше, чем одно, поэтому могут быть суммированы. Большая потеря  в величине тяги, связанная со снижением эффективности подпорной ступени (или ещё большая от компрессора ВД), влияет, из-за эффекта  сокращения полной степени повышения давления, на массовый поток воздуха, проходящий через газогенератор. Основной массовый поток воздуха определяется запертым сопловым аппаратом турбины ВД, так, что:, поэтому его величина понижается пропорционально снижению давления за компрессором. Уменьшение основного массового потока воздуха проявляется с увеличением степени двухконтурности, в то время, когда понижаются величины полезных действий подпорного или основного компрессоров. Таблица 19.3. составлена для того же двигателя, который был объектом исследования в предыдущем случае, когда необходимо было заполнить Таблицу 19.1. Величина температуры на входе в турбину составляет T₀₄ = 1 450 К, а величина составляющей политропической эффективности составляет 90%.

Таблица 19.3.  Изменения параметров вне проекта.

            Система регулирования, чтобы справиться с падением в составляющей эффективности, должна увеличить температуру на входе в турбину, чтобы поддержать величину тягу постоянной. Однако один признак двигателя должен подвергнуться перестройке – величина температуры на входе (или на выходе из неё) в турбину превышает величину набора для данной тяги или отношение давлений вентилятора. Концентрируя внимание только на компрессоре ВД, например, данные Таблицы 19.3, показывают, что падение величины эффективности на 1 % даёт компенсацию, через терминологию тяги, величине температуры перед турбиной Т₀₄ в 17.5 K. Так же величина потери эффективности турбины ВД в 1 % была бы исправлена повышением  величины тяги для Т₀₄, как 2.84 K. Хотя увеличение величины температуры на входе в турбину может возвратить тягу, величина удельного расхода топлива увеличилась бы на 0.5 % относительно величины двигателя заданной в качестве потери эффективности 1% в вентиляторе, компрессоре ВД или любой из турбин. Если понизить величину каждого компонента на 1 %, тогда линейный характер изменений будет означать, что объединённое сокращение величины тяги будет в сумме составлять 0.43 + 4.01 + 1.33 + 0.65 + 0.65 = 7.07 %.

Тогда соответствующее повышение величины температуры на входе в турбину, необходимое для компенсации, станет равным  30.9 K, с повышением величины удельного расхода топлива на 2.3 %.

19.4 Высокоскоростной гражданский транспорт

            Для гражданского авиалайнеров даже со временем не получается разработать летательный аппарат, скорость полёта которого превысит скорость Boeing 707 (кроме неэкономного самолёта Concorde), а в некоторых случаях величина скорости даже занижена. Многие из самолётов-близнецов (например, Аэробус A - 300 или Boeing 767), способны совершать полёт на крейсерском режиме с числом Маха М = 0.80, а более старые большие реактивные самолёты способны лететь с числом Маха около M = 0.85. Уже давно проявляется интерес к созданию нового сверхзвукового транспортного самолёта, который был бы больше, чем Concorde (напомним, Concorde  позволяет перевозить около 100 пассажиров одновременно), способного совершать полёты на дальние дистанции (например, для самолёта Concorde максимальный диапазон составляет 3 500 миль, что позволяет ему совершать перелёт от Парижа до Вашингтона), с возможно более высокой скоростью выполнения круиза (крейсерское число Маха полёта, для самолёта Concorde, составляет

М = 2.0). (Поскольку при полёте с числом Маха M = 2.0 испускается большой шум, этому транспортному средству категорически запрещается совершать полёты над населёнными пунктами, а для двигателей летательных аппаратов, способных совершать полёт с числом Маха M = 2.2, необходимо своевременное   охлаждение рубашки мотогондолы, а так же вместо алюминиевых сплавов должны использоваться титановые). Однако при проектировании сталкиваются с множеством всевозможных проблем, это и регулирование уровня издаваемых шумов, и высокая величина расхода топлива, и огромная стоимость летательного аппарата. Но всё же темной проблемой, встречающейся на пути к созданию нового сверхзвукового транспортного средства, является беспокойство за окружающую среду.

19.5 Проект самолета большой дальности

            В первой части этой курса был представлен Новый большой самолёт, предназначенный для совершения полёта с максимальным полезным грузом на дальность около 8 000 навигационных миль. Этот замысел был неоднозначно воспринят людьми, трудящимися в авиационной промышленности. Насколько желателен подобный диапазон для самолёта этого класса, хотя он и открывает возможность безостановочного полёта между отдаленными городами.

За последние несколько лет возросло беспокойство по поводу воздействия авиационной промышленности (и самого процесса полёта) на окружающую среду. До сих пор существуют противоречия о воздействии будущего самолёта на климат и на озоновый слой, однако совсем немногие будут рационально полагать, что присутствие окислов азота, дополнительного количества водяного пара, или диоксида углерода в верхней тропосфере или более низкой стратосфере, являются желательными. Окиси азота могут быть, до некоторой степени, уменьшены в соответствии с улучшенными проектами камер сгорания, но водный углерод (или его диоксид) являются неизбежными продуктами сгорания углеводородного топлива. Сжигание водорода как топлива, конечно, позволило бы сократить количество CO₂, но существуют такие практические и логистические проблемы по использованию жидкого (или ликвидного) водорода, что совсем немногие полагают, рациональную реалистичность использования водородного топлива в будущем (или вообще когда-либо). В любом случае, сжигание водорода, предполагает образование капель водяного пара в верхних слоях атмосферы, и как принято полагать, именно это является первоначальной причиной изменения климата. Следовательно, единственный способ, связанный с уменьшением уровня эмиссии CO₂ и воды, связан с уменьшением количества сожжённого топлива, приходящегося на одну навигационную милю.

Самой значительной возможностью по сокращению величины сжигаемого топлива, приходящегося на единицу навигационной мили, является сокращение дальности полёта. Это можно заметить, если рассматривать самолёт, разработанный для совершения полётов в диапазоне до 15 000 км (или 8 095 миль). Величина сожжённого топлива тогда была бы сравнена с величиной сожжённого топлива, если тот же самый полезный груз, переносили бы на ту же самую дистанцию с двумя промежуточными посадками на самолёте, разработанном совершать полёт с максимальной дальностью в 6 000 км. Сокращение величины топлива, приходящейся на единицу мили, имеет порядка 40 % больше, чем выгоды от улучшения проектов двигателей или улучшенного качества крыла самолёта. Объяснение этому простое: для дальнего полёта большая часть оборудования и экипировки (создающей дополнительный вес) удаляется (или демонтируются) ради размещения большего количества топлива на борту  для совершения круиза, сокращая диапазон, если ту же самую величину полезной нагрузки перевозить на маленьком, более лёгком летательном аппарате. Возникают очевидные выгоды в экономии времени и уменьшенных затратах мощности (и финансов) на совершение приземления, совершая длительные перелёты, однако и детальное изучение этих процессов доказало, что существует потенциал по сокращению количества топлива, сожжённого при длительных перелётах, если возникшее количество стимулов благоприятствует этому.

В лекции "70 Теория кодирования" также много полезной информации.

Резюме темы 19

При рассмотрении гражданского двигателя в предыдущих темах было допущено множество всевозможных упрощений, которые теперь не имеют актуальности в связи с вновь возникшим уровнем сложности, характерным для военных двигателей. Также теперь можно предположить, что двигатель высокой степени двухконтурности со смешением является наиболее актуальным для современной авиации.

Если потоки газогенератора и второго контура смешиваются перед реактивным соплом, тогда происходит сокращение величины удельного расхода топлива. Появляются преимущества непосредственно от процесса смешения потоков и от различия прохождения рабочих линий вентилятора; для двигателя со смешанной конфигурацией, рабочая линия вентилятора располагается ближе к линии максимальной эффективности, предоставляя более благоприятные условия для совершения полёта на крейсерском режиме.

Были произведены вычисления для двигателя со смешением, при постоянной степени повышения давления вентилятора и полной степени повышения давления (эти вычисления были проведены на расчётном режиме, предусмотренным проектом), позволяющие оценить значение различных параметров, типа составляющих полезных действий, эффекта охлаждения ротора турбины и наличия потерь давления в камере сгорания. Эти вычисления показали, что при постоянных величинах степеней повышения давлений и величине отношения температур T₀₄ / T₀₂, изменения в составляющих переменных имеют ярко выраженный эффект на величину степени двухконтурности. В свою очередь изменение величины степени двухконтурности имеет выраженный эффект на величину тяги, приходящуюся на единицу массы воздуха, протекающего через газогенератор, и на величину удельного расхода топлива. Компрессор ВД имеет ярко выраженный эффект на величину тяги также, приходящуюся на единицу массы воздуха, проходящую через газогенератор, и на величину удельного расхода топлива; для наиболее вероятного проекта двигателя, величина удельного расхода топлива повышается примерно на 1.1 % для каждого процента  сокращения эффективности компрессора. Уменьшение охлаждающей нормы вентиляционной струи вдвое, если это вообще возможно, может привести к сокращению величины удельного расхода топлива приблизительно в 1.6 %; так же возможно существенное увеличение величины степени двухконтурности, ведущее к увеличению тяги на 4 % для того же размера газогенератора.