터보 팬 엔진의 관도비 (관도비라고도 함) 는 연소실을 통과하지 않는 공기질량과 연소실을 통과하는 공기질의 비율입니다. 관도비가 0 인 터보 팬 엔진은 터빈 제트 엔진이다. 현대 전투기가 사용하는 초기 소용돌이 엔진과 소용돌이 엔진의 통로가 비교적 낮다. 예를 들어, 세계 최초의 터보 팬 엔진인 롤스로이스 콘웨이는 암도비가 0.3 에 불과하다. 대부분의 현대 민간 항공기 엔진의 배수관은 보통보다 5 이상 많다. 고수도는 터보 팬 엔진보다 기름 소모가 적지만, 추진력과 터보 제트 엔진이 비슷해서 운행할 때 훨씬 조용하다.
터보 팬 엔진의 탄생.
제 2 차 세계 대전 후, 시간이 지남에 따라 기술 혁신으로 터보 제트 엔진은 새로운 항공기의 동력 수요를 충족시키기에 충분하지 않았습니다. 특히 제 2 차 세계대전 이후 급속히 발전한 아음속 민용 항공기와 대형 수송기는 비행 속도가 높은 아음속으로, 연료 소비가 적기 때문에 엔진 효율이 높아야 한다. 터빈 제트 엔진의 효율은 이미 이런 수요를 충족시킬 수 없어 상술한 비행기의 항로를 단축시켰다. 그 결과, 한동안 소용돌이 엔진을 사용하는 대형 비행기가 점점 더 많아지고 있다. 사실, 일찍이 1930 년대에는 외부 우회로가 있는 제트 엔진의 대략적인 초기 설계가 있었다. 1940 년대와 50 년대에 초기 소용돌이 엔진이 테스트를 받기 시작했다. 그러나 팬 블레이드의 설계 및 제조에 대한 요구가 매우 높기 때문입니다. 그래서 1960 년대까지는 터보 팬 엔진의 요구 사항을 충족하는 팬 블레이드를 만들 수 없어 터보 팬 엔진의 실용적인 단계가 열렸다. 1950 년대에 미국 NACA (미국항공우주국의 전신) 는 소용돌이 엔진 방면에서 매우 중요한 과학연구를 진행했다. 1955-56 년 연구 결과는 추가 개발을 위해 GE (General Electrical Company) 로 이전되었습니다. GE 는 1957 에서 CJ805-23 터보 팬 엔진을 성공적으로 출시하여 초음속 제트 엔진의 대량의 기록을 깨뜨렸다. 그러나 가장 초기의 실용적인 터보 팬 엔진은 프랫&; 휘트니의 JT3D 터보 팬 엔진. 사실, 푸혜사는 GE 보다 늦게 소용돌이 엔진 개발 프로젝트를 시작했다. GE 가 CJ805 의 비밀을 개발한 것을 알게 되자 그들은 서둘러 일을 다그쳐 실용적인 JT3D 를 선보였다. 1960 년 롤스 로이스의' 콘웨이' 터보 엔진이 보잉 707 대형 원격 제트 여객기에 채택돼 민간 여객기가 사용하는 첫 번째 터보 엔진이 됐다. 1960 년대 록히드의' 삼성' 여객기와 보잉사의 747' 보배로운' 여객기는 롤스 로이스의 대형 터보 엔진 RB2 1 1-22B 를 채택하여 소용돌이 엔진의 전면 성숙을 표시했다. 그 이후로 터보 제트 엔진은 서방 민항업에 의해 신속하게 버려졌다. 터보 팬 제트 엔진 원리 터빈 프로펠러 엔진은 추진력이 제한되어 비행기의 비행 속도에 영향을 미친다. 따라서 제트 엔진의 효율을 높일 필요가 있다. 엔진의 효율은 열효율과 추진 효율을 포함한다. 터빈 전 기체의 온도와 압축기의 증압비를 높이면 열효율을 높일 수 있다. 고온과 고밀도 기체에 더 많은 에너지가 함유되어 있기 때문이다. 하지만 비행 속도가 변하지 않는 상태에서 터빈 앞의 온도를 높이면 당연히 배기 속도가 높아진다. 유속이 빠른 가스는 배출할 때 많은 운동 에너지를 잃는다. 따라서 일방적으로 열동력을 늘리는 것, 즉 터빈 앞의 온도를 높이면 추진효율이 떨어질 수 있다. 엔진 효율을 전면적으로 높이려면 열효율과 추진효율 사이의 모순을 해결해야 한다. 터보 팬 엔진의 묘미는 배기 속도를 높이지 않고 터빈 앞의 온도를 높이는 데 있다. 터보 팬 엔진의 구조는 실제로 터보 제트 엔진 앞에 몇 개의 터빈을 추가하는 것입니다. 이 터빈은 일정 수의 팬을 구동합니다. 일반적인 제트 엔진과 마찬가지로 팬이 흡입하는 공기 흐름의 일부는 압축기 ("내부 도관" 이라고 함) 로 전달되고, 다른 부분은 터보 제트 엔진 하우징 외부에서 직접 배출됩니다 ("외부 도관"). 따라서 터보 팬 엔진의 가스 에너지는 각각 팬과 연소실에서 발생하는 두 가지 배기 기류에 할당됩니다. 이때 열효율을 높이고 터빈 전 온도를 높이기 위해 적절한 터빈 구조와 팬 지름을 늘려 팬을 통해 외부 파이프로 더 많은 가스 에너지를 전송할 수 있으므로 배기 속도가 크게 증가하지 않도록 할 수 있습니다. 이렇게 하면 열효율과 추진 효율을 균형있게 조절하여 엔진의 효율을 크게 높일 수 있다. 고효율은 저연료 소비와 더 긴 항로를 의미한다.
이 터보 팬 엔진의 장단점을 편집하세요.
앞서 언급한 바와 같이 터보 팬 엔진은 효율이 높고, 기름 소비가 낮고, 비행기의 항로가 멀다.
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터보 제트 엔진
이것은 터빈 엔진입니다. 기류에 전적으로 의존하여 추력을 발생시키는 것이 특징이다. 일반적으로 고속 항공기의 동력으로 쓰인다. 연료 소비가 터보 팬 엔진보다 높다. 터빈 제트 엔진에는 원심식과 축류의 두 가지 유형이 있습니다. 원심식은 1930 년 영국인 프랭크 휘틀 경에게 특허를 신청했지만 194 1 까지 이런 엔진이 장착된 비행기가 처음으로 하늘로 올라갔다. 제 2 차 세계대전에 참가하지 않았고, 축식은 독일에서 태어났고, 최초의 실용제트 전투기 Me-262 로 1945 에 참가했다. 원심식 소용돌이 엔진에 비해 축류는 단면이 작고 압축비가 높다는 장점이 있다. 현재의 터보 제트 엔진은 모두 축류이다.
원리와 작동 방식 ...
터보 제트 엔진은 제트 추진을 채택하여 로켓과 펀치 제트 엔진의 고유 약점을 피했다. 터빈으로 구동되는 압축기를 사용했기 때문에 엔진도 저속으로 강한 추진력을 발생시킬 수 있는 충분한 압력을 가지고 있다. 터보 제트 엔진은 "작업주기" 에 따라 작동합니다. 대기로부터 공기를 흡입하고 압축 및 가열 과정을 거쳐 에너지와 운동량이 있는 공기가 최대 2000 피트/초 (6 10 미터/초) 또는 약 1400 마일/시간 (2253km/ 고속 제트가 엔진에서 흘러나올 때, 압축기와 터빈을 움직이면서 동시에 회전을 계속하여' 작업주기' 를 유지한다. 터빈 엔진의 기계적 레이아웃은 두 가지 주요 회전 부품, 즉 압축기와 터빈, 하나 이상의 연소실만 포함하기 때문에 비교적 간단합니다. 그러나, 이 엔진의 모든 측면이 이런 단순성을 가지고 있는 것은 아니다. 왜냐하면 열문제와 공기역학 문제가 더 복잡하기 때문이다. 이러한 문제는 연소실과 터빈의 높은 작동 온도, 압축기와 터빈 블레이드를 통한 변화하는 공기 흐름, 가스를 배출하고 추진제트를 형성하는 배기 시스템의 설계로 인해 발생합니다.
비행기의 속도가 약 450 마일/시간 (724km/시간) 이하일 때, 순수 제트 엔진의 효율은 프로펠러 엔진보다 낮다. 그 추진 효율은 비행 속도에 크게 달려 있기 때문이다. 따라서 순수 터보 제트 엔진은 더 높은 비행 속도에 가장 적합합니다. 하지만 프로펠러의 높은 잎 끝 속도로 인한 기류 교란으로 인해 프로펠러의 효율성은 시간당 350 마일 (563 킬로미터/시간) 이상 빠르게 떨어졌습니다. 이러한 특징으로 인해 일부 중속 비행 항공기는 프로펠러와 가스 터빈 엔진의 조합인 소용돌이 엔진을 사용하여 단순한 터빈 제트 장치가 아닌 소용돌이 엔진을 사용합니다.
프로펠러/터빈 조합의 장점은 내부 및 외부 덕트 엔진, 덕트 팬 엔진 및 프로펠러 팬 엔진의 도입으로 어느 정도 대체되었습니다. 이러한 엔진은 순수 제트 엔진보다 더 큰 흐름과 낮은 제트 속도를 가지고 있으므로 추진 효율은 소용돌이 엔진과 비슷하며 순수 제트 엔진을 능가합니다.
터보 스프레이/펀치 엔진은 터보 제트 엔진 (마하수 3 이하의 다양한 회전 속도에 자주 사용됨) 과 펀치 엔진을 결합하여 높은 마하 수에서 우수한 성능을 제공합니다. 엔진은 도관으로 둘러싸여 있고, 앞쪽에는 조절식 흡입구가 있고, 뒤쪽에는 조절식 노즐이 있는 가력 연소실이 있다. 이륙이 가속화될 때, 그리고 마하수 3 의 비행 조건 하에서 엔진은 기존의 터보 제트 엔진의 작동 모드를 채택한다. 비행기가 마하수 3 이상으로 가속되었을 때, 그 터빈 제트 기구가 닫히고, 공기 중의 공기가 도엽의 도움으로 압축기를 우회하여 바로 가력 연소실로 유입되어 펀치 엔진의 연소실이 되었다. 이런 엔진은 고속 비행을 요구하고 고마하수 순항 상태를 유지해야 하는 비행기에 적용된다. 이러한 조건 하에서 엔진은 펀치 엔진으로 작동한다.
터빈/로켓 엔진은 터빈/펀치 엔진과 구조적으로 유사하며, 중요한 차이점은 자체 연소용 산소가 있다는 것입니다. 이 엔진에는 다단 터빈에 의해 구동되는 저압 압축기가 있는데, 터빈을 구동하는 동력은 로켓 연소실에서 연료와 액체 산소를 연소하여 발생한다. 가스 온도가 최대 3500 도까지 올라갈 수 있기 때문에 가스가 터빈에 들어가기 전에 연소실에 추가 연료를 주입하여 냉각해야 한다. 그런 다음 이 기름이 풍부한 혼합물 (가스) 은 압축기의 공기에 의해 희석되고 나머지 연료는 기존의 가력 연소실 시스템에서 연소된다. 이런 엔진은 터빈/펀치 엔진보다 작고 가볍지만 연료 소비가 더 많다. 이러한 추세는 그것을 요격기나 우주선 운반 로켓에 더 적합하게 한다. 이 비행기들은 고공 고속 성능을 요구하며, 일반적으로 높은 가속 성능이 필요하며, 긴 항속 시간이 필요하지 않다.
..... 구조
공기 흡입구
축류 터빈 제트 엔진의 주요 구조는 그림과 같습니다. 공기가 먼저 입구로 들어간다. 비행기의 비행 상태가 변하기 때문에 입구는 공기가 결국 다음 구조인 압축기로 순조롭게 들어갈 수 있도록 보장해야 한다. 공기 흡입구의 주요 역할은 공기를 엔진이 정상적으로 작동할 수 있는 상태로 조절한 후 압축기에 들어가는 것이다. 초음속 비행에서는 기수와 입구가 모두 급파를 일으키고, 급파를 통과하면 기압이 증가하기 때문에, 진입로는 어느 정도 사전 압축 작용을 할 수 있지만, 급파 위치가 부적절하면 국부 압력이 고르지 않게 될 수 있으며, 심지어 압축기를 손상시킬 수도 있다. (데이비드 아셀, Northern Exposure (미국 TV 드라마), 스포츠명언) 그래서 초음속 비행기의 공기 흡입구에는 급파 조절 원추가 있어 공속도에 따라 급파의 위치를 조절한다.
양쪽에서 흡입기나 기복흡기가 있는 비행기는 흡입구가 기체에 접근하면 기체 경계층 (또는 경계층) 의 영향을 받아 경계층 조절 장치가 설치된다. 경계층이란 기체 표면에 바짝 달라붙어 흐르는 공기 층을 말한다. 속도는 주변 공기보다 훨씬 낮지만 정압은 주변 공기보다 높아 압력 그라데이션을 형성합니다. 에너지가 낮아 엔진에 들어가기에 적합하지 않아 도태가 필요하다. 항공기에 특정 공격 각 (AOA) 이 있을 때 압력 그라데이션의 변화로 인해 압력 그라데이션이 증가하는 부분 (예: 바람막이와 같은 부분) 에서 경계층 분리가 발생합니다. 즉, 원래 기체에 밀착되었던 경계층이 어느 지점에서 갑자기 분리되어 난기류를 형성합니다. 터뷸런스는 층류를 기준으로 하며, 층류는 간단하게 불규칙하게 움직이는 유체이다. 엄밀히 말하면, 모든 흐름은 난류이다. 난류의 메커니즘과 과정의 시뮬레이션은 아직 명확하지 않다. 그렇다고 난류가 나쁘다는 뜻은 아니다. 엔진의 여러 곳에서, 예를 들면 연소 과정에서 난류를 충분히 이용해야 한다.
압축기
압축기는 고정자 블레이드와 회 전자 블레이드로 구성됩니다. 한 쌍의 고정자 블레이드와 회 전자 블레이드를 첫 번째 단계라고합니다. 정자는 엔진 랙에 고정되어 있고 회전자는 회전자 축을 통해 터빈과 연결되어 있다. 현역 터보 제트 엔진은 보통 8- 12 압축기입니다. 단계가 많을수록 스트레스가 커진다. 전투기가 갑자기 높은 G 기동을 하면 압축기 앞 급으로 유입되는 공기압력이 급격히 떨어지고 후급의 압력이 높아질 것이다. 이때 후급의 고압 공기가 거꾸로 팽창하고 엔진이 매우 불안정하여 공사에서' 서지' 라고 부른다. 이것은 엔진에서 가장 치명적인 사고로, 가동 중지 시간과 심지어 구조적 손상을 초래할 가능성이 높다. "서지" 를 방지하는 몇 가지 방법이 있습니다. 경험에 따르면 서지는 압축기의 5 급과 6 급 사이에 많이 발생하며, 두 번째 구간에 방기 링을 설치하고, 압력이 이상할 때 제때에 압력을 방출하여 서지를 피한다. 또는 회전자 축을 두 개의 동심 빈 원통으로 만들어 각각 전면 저압 압축기와 터빈, 후면 고압 압축기와 다른 터빈을 연결합니다. 두 회전자 그룹은 서로 독립적이며, 압력이 이상할 때 회전 속도를 자동으로 조절하거나 서지를 피할 수 있다.
연소실과 터빈
공기는 압축기를 통해 압축한 후 연소실로 들어가 등유와 섞어서 연소하여 팽창하여 일을 한다. 그런 다음 터빈을 통해 터빈을 고속으로 회전합니다. 터빈과 압축기 로터가 같은 축에 연결되어 있기 때문에 압축기와 터빈의 회전 속도는 같다. 마지막으로 고온의 고속 가스가 노즐을 통해 분출되어 반응을 통해 동력을 공급한다. 처음에는 연소실이 몇 개의 작은 원통형 연소실이었는데, 회전자 축을 중심으로 원형으로 나란히 놓여 있었다. 각 실린더는 밀봉되지 않고 적절한 곳에 구멍을 열어 연소실 전체가 연결되도록 했다. 나중에 컴팩트한 환형 연소실로 발전했지만 전체 유체 환경은 원통형 연소실만큼 좋지 않아 두 가지 장점을 결합한 조합식 연소실이 나타났다.
터빈은 항상 극단적인 조건 하에서 일하며, 그 재료와 제조 기술에 대해 매우 엄격한 요구를 가지고 있다. 현재 분말 야금 중공 블레이드는 대부분 전체 주조, 즉 모든 블레이드와 원반의 일회성 주조이다. 각 블레이드와 디스크는 초기에 비해 개별적으로 주조한 다음 장부 모양으로 연결하여 연결 품질을 많이 절약할 수 있습니다. 제조 재료는 대부분 고온에 견디는 합금 소재로, 속이 빈 블레이드는 찬바람으로 냉각할 수 있다. 제 4 세대 전투기를 위해 개발된 신형 엔진에는 고온 성능이 더욱 뛰어난 세라믹 분말 야금 블레이드가 장착된다. 이러한 조치는 터빈 제트 엔진의 가장 중요한 매개변수 중 하나인 터빈 전 온도를 개선하기 위한 것이다. 높은 사전 소용돌이 온도는 고효율과 고전력을 의미한다.
노즐 및 애프터 버너
노즐 (또는 노즐) 의 모양과 구조에 따라 최종 제거된 공기 흐름 상태가 결정됩니다. 초기의 저속 엔진은 간단한 수렴 노즐을 사용하여 속도를 높이는 목적을 달성했다. 뉴턴의 제 3 법칙에 따르면, 가스 방출 속도가 클수록 항공기가 얻는 반작용력이 커진다. 그러나 이 방식의 성장 속도는 한계가 있다. 최종 기류 속도가 음속에 이르고 급파가 나타나 기체 속도의 증가를 막기 때문이다. 배율 조정 노즐 (라발 노즐이라고도 함) 을 사용하여 초음속 제트를 얻을 수 있습니다. 비행기의 기동성은 주로 날개면이 제공하는 공기동력에서 비롯되며 기동성이 높을 때 제트의 추진력을 직접 이용할 수 있다. 역사적으로 두 가지 방안이 있습니다. 즉, 노즐에 가스 제어면을 설치하거나 실제 적용 단계에 들어간 편향 노즐 (추력 벡터 노즐 또는 벡터 추력 노즐이라고도 함) 을 직접 사용하는 것입니다. 러시아의 유명한 수 -30 과 수 -37 전투기의 뛰어난 기동 성능은 루리카 설계국의 AL-3 1 추력 벡터 엔진 덕분이다. 기타 대표는 미국의 X-3 1 기술 검증기입니다.
고온기체가 터빈을 통과한 후에도 제때에 소모되지 않은 산소가 함유되어 있다. 만약 이 가스에 등유를 계속 주입한다면, 그것은 여전히 연소되어 추가적인 추진력을 생산할 수 있다. 따라서 일부 고성능 전투기의 엔진은 터빈 뒤에 가력 연소실 (또는 가력 연소실) 을 추가하여 단시간 내에 엔진 추력을 대폭 높이는 목적을 달성했다. 일반적으로 가력은 단시간 내에 최대 추력을 50% 증가시킬 수 있지만, 연료 소비량은 놀라울 정도로 이륙이나 치열한 공전에만 사용되며, 장시간 초음속 순항에는 사용할 수 없다.
..... 사용
터빈 제트 엔진은 저공 아음속부터 고공 초음속 항공기까지 광범위한 항해에 적합하다. 미그 -25 는 구소련의 전설적인 전투기로 류레카 설계국의 터보 제트 엔진을 동력으로 사용하여 3.3 마하의 전투기 속도 기록과 37250 미터의 상승 기록을 세웠다. 이 기록은 일정 기간 동안 깨질 것 같지 않다.
터보 팬 엔진에 비해 터보 제트 엔진의 연료 경제성은 떨어지지만 고속 성능은 터보 팬 엔진보다 우수합니다. 특히 고공 고속에서는 더욱 그렇습니다.