바이패스비

Bypass ratio
High bypass
Low bypass
Turbojet (No air bypasses the engine)
터보팬 엔진 설계도하이 바이패스 엔진(위)에는 터빈 주위에 많은 공기를 배출하는 큰 팬이 있고, 로우 바이패스 엔진(중간)에는 더 많은 공기를 터빈으로 배출하는 작은 팬이 있으며, 터보젯(아래)에는 바이패스가 없으며, 모든 공기가 터빈을 통과합니다.

터보팬 엔진의 바이패스 비율(BPR)은 바이패스 스트림의 질량 유량과 [1]코어에 유입되는 질량 유량의 비율입니다.예를 들어 바이패스 비율이 10:1인 경우 1kg의 공기가 코어를 통과할 때마다 10kg의 공기가 바이패스 덕트를 통과합니다.

터보팬 엔진은 보통 엔진 압력비, 터빈 입구 온도 및 팬 압력비와 함께 중요한 설계 매개변수로 기술됩니다.또한 BPR은 높은 추진 효율로 매우 높은 바이패스 터보팬의 전체적인 효율성 특성을 제공하기 때문에 터보프롭 및 비전도 팬 설치에 대해 인용됩니다.이를 통해 터보팬과 함께 BPR의 증가에 따른 특정 연료 소비량(SFC) 감소 추세를 플롯에 표시할 수 있습니다. BPR은 팬 기류가 엔진에서 멀리 떨어져 있고 엔진 코어에 물리적으로 닿지 않는 리프트 팬 설치에도 사용됩니다.

바이패스는 스러스트 고유 연료 소비량(SI 장치를 사용하는 kN 단위당 grams/second 연료량)으로 측정되는 동일한 스러스트에 대한 낮은 연료 소비량을 제공합니다.높은 바이패스 비율에 따른 낮은 연료 소비량은 덕트 팬이 [2][3][4][5]아닌 프로펠러를 사용하는 터보프롭에 적용됩니다.하이 바이패스 설계는 상용 여객기와 민간 및 군용 제트 수송의 지배적인 유형이다.

비즈니스 제트기는 중형 BPR [6]엔진을 사용합니다.

전투기는 연비와 전투 요건 사이의 타협을 위해 낮은 우회 비율을 가진 엔진을 사용한다: 높은 출력 대 중량 비율, 초음속 성능, 그리고 애프터 버너를 사용하는 능력.

원칙

만약 가스터빈의 모든 가스 동력이 추진 노즐에서 운동 에너지로 변환된다면, 항공기는 높은 초음속에 가장 적합합니다.운동 에너지가 낮은 별도의 큰 공기 덩어리로 모두 전달된다면 항공기는 제로 스피드(hovering)에 가장 적합합니다.중간 속도의 경우, 가스 동력은 별도의 공기 흐름과 가스터빈 자체 노즐 흐름 간에 항공기에 필요한 성능을 제공하는 비율로 공유됩니다.최초의 제트 항공기는 아음속이었으며, 높은 연료 소비로 인해 이러한 속도에 대한 추진 노즐의 부적합한 적합성은 1936년에 이해되었고 우회적으로 제안되었다(영국 특허 471,368).바이패스의 기본 원리는 배기 속도를 추가적인 질량 흐름과 교환하는 것입니다. 이 흐름은 여전히 필요한 추력을 제공하지만 연료는 적게 사용합니다.Frank Whittle은 그것을 "흐름을 줄여나가는 것"[7]이라고 불렀다.동력은 가스 발생기에서 여분의 공기 덩어리, 즉 더 큰 직경의 추진 제트로 전달되어 더 느리게 움직입니다.바이패스는 사용 가능한 기계적 동력을 더 많은 공기로 분산시켜 [8]제트 속도를 감소시킵니다.질량 흐름과 속도 사이의 균형은 디스크 부하와 동력 [9]부하를 비교함으로써 프로펠러와 헬리콥터 로터에서도 확인할 수 있다.예를 들어, 동일한 헬리콥터 중량은 고출력 엔진과 소경 로터에 의해 지지될 수 있으며, 연료는 저출력 엔진과 로터를 통과하는 속도가 낮은 대형 로터에 의해 지지될 수 있다.

바이패스는 보통 연료 소비와 제트 소음을 줄이기 위해 가스터빈에서 바이패스 기류로 가스 동력을 전달하는 것을 말합니다.또는 바이패스에 대한 유일한 요건이 냉각 공기를 제공하는 경우 애프터 연소 엔진에 대한 요건이 있을 수 있다.이는 BPR의 하한을 설정하며, 이러한 엔진을 "누출" 또는 연속 블리딩 터보젯[10](General Electric YJ-101 BPR 0.25) 및 로우 BPR 터보젯[11](Pratt & Whitney PW1120)이라고 부릅니다.또한 낮은 BPR(0.2)은 Pratt & Whitney J58의 [12]서지 마진 및 애프터버너 냉각에도 사용되고 있습니다.

묘사

다양한 가스터빈 엔진 구성에 대한 추진 효율 비교

제로 바이패스(터보젯) 엔진에서는 고온 및 고압 배기 가스가 추진 노즐을 통해 팽창하여 가속되고 모든 추력을 생성합니다.컴프레서는 터빈에서 발생하는 모든 기계적 출력을 흡수합니다.바이패스 설계에서는 여분의 터빈이 덕트 팬을 구동하여 엔진 전면에서 후방으로 공기를 가속합니다.하이 바이패스 설계에서는 덕트 팬과 노즐이 대부분의 추력을 생성합니다.터보팬은 원칙적으로 터보프롭과 밀접하게 관련되어 있는데, 그 이유는 두 가지 모두 여분의 기계를 사용하여 가스터빈의 가스 동력 중 일부를 바이패스 스트림으로 전달하여 뜨거운 노즐이 운동 에너지로 변환되는 것을 덜 남기 때문입니다.터보팬은 배기 가스로부터 모든 추력을 도출하는 터보젯과 배기 가스로부터 최소 추력을 도출하는 터보 프롭(일반적으로 10% 이하)[13] 사이의 중간 단계를 나타냅니다.샤프트 파워를 추출하여 바이패스 스트림으로 전송하면 향상된 추진 효율로 보충된 것보다 더 많은 손실이 발생합니다.터보프롭은 터보제트의 [14]저손실 추진 노즐에 터빈, 기어박스 및 프로펠러가 추가되었음에도 불구하고 터보제트에 비해 최고의 비행 속도에서 상당한 연료 절감을 제공합니다.터보팬은 터보제트의 단일 노즐에 비해 여분의 터빈, 팬, 바이패스 덕트 및 추가적인 추진 노즐로 인해 추가적인 손실이 발생합니다.

BPR이 항공기의 전체 효율에 미치는 영향(예: SFC)을 확인하려면 공통 가스 발생기를 사용해야 한다. 즉, 브레이튼 주기 매개변수 또는 구성요소 효율성의 변화가 없어야 한다.이[15] 경우 Bennett은 SFC의 대폭적인 개선과 함께 배기 손실의 빠른 감소와 동시에 바이패스로의 동력 전달 손실이 상대적으로 느리다는 것을 보여준다.실제로 시간이 지남에 따라 BPR의 증가는 가스 발생기 효율 마스킹의 증가와 함께 BPR의 영향을 어느 정도 받습니다.

중량 및 재료의 한계(예: 터빈 내 재료의 강도 및 녹는점)만이 터보팬 가스터빈이 이 열에너지를 기계적 에너지로 변환하는 효율성을 감소시킵니다. 배기 가스는 여전히 추출 가능한 에너지가 있을 수 있지만, 추가 스테이터 및 터빈 디스크는 pr.중량 단위당 기계 에너지가 현저히 감소하고 압축기 단계에 추가하여 시스템의 압축 비율을 증가시켜 전체 시스템 효율성을 높임으로써 터빈 면의 온도를 증가시킵니다.그럼에도 불구하고, 하이 바이패스 엔진은 높은 추진 효율을 가지고 있습니다. 왜냐하면 매우 큰 부피와 결과적으로 공기의 질량을 증가시켜도 운동량과 추력에 매우 큰 변화를 일으키기 때문입니다. 추력은 엔진의 질량 흐름(엔진을 통과하는 공기량)에 흡입구와 공기 사이의 차이를 곱한 값입니다.배기 속도는 선형 관계이지만, 배기량의 운동 에너지는 질량 흐름에 속도 [16][17]차이의 1/2을 곱한 값이다.낮은 디스크 로딩(디스크 면적당 스러스트)은 항공기의 에너지 효율을 증가시켜 연료 [18][19][20]사용을 감소시킨다.

1950년대 초에 개발된 Rolls-Royce Conway 터보팬 엔진은 바이패스 엔진의 초기 예입니다.구성은 2-스풀 터보젯과 비슷했지만 바이패스 엔진으로 만들기 위해 대형 저압 컴프레서가 장착되었습니다. 컴프레서 블레이드 내부를 통과하는 흐름은 코어 내부로 들어가고 블레이드 외부는 코어 주위에 공기를 불어 넣어 나머지 추력을 제공합니다.Conway의 바이패스비는 변종에[21] 따라 0.3에서 0.6 사이였습니다.

1960년대 우회로 비율의 증가는 제트 여객기에 피스톤으로 움직이는 비행기와 경쟁할 수 있는 연료 효율을 제공했다.현재(2015년) 대부분의 제트 엔진에는 우회로가 있습니다.여객기와 같은 저속 항공기의 최신 엔진은 최대 12:1의 우회율을 가지고 있고, 전투기와 같은 고속 항공기의 우회율은 약 1.5로 훨씬 낮으며, 마하 2 이상의 속도를 위해 설계된 기체는 우회율을 0.5 이하로 가지고 있다.

터보프롭의 바이패스 비율은 50-100입니다.[2][3][4]단, 프로펠러의 경우 팬에[22] 비해 프로펠러의 기류가 명확하지 않고 프로펠러의 기류도 터보팬 [20][23]노즐의 기류보다 느립니다.

엔진 바이패스 비율

터보팬 바이패스비의 진화
터보팬[24] 엔진
모델 첫번째 BPR 추력 주요 응용 프로그램
P&W PW1000G[25] 2008 9.0–12.5 67~160kN A320neo, A220, E-Jets E2, Irkut MC-21
R-R 트렌트 1000 2006 10.8–11 265.3~360.4kN B787
CFM LEAP[26] 2013 9.0–11.0 100 ~ 146 kN A320neo, B737Max, Comac C919
GE GE90 1992 8.7–9.9 330~510kN B777
R-R 트렌트 XWB 2010 9.3 330 ~ 430 kN A350XWB
GENX[27] 2006 8.0–9.3 296~339kN B747-8, B787
EA GP7000 2004 8.7 311 ~ 363 kN A380
R-R 트렌트 900 2004 8.7 340 ~ 357 kN A380
R-R 트렌트 500 1999 8.5 252kN A340-500/600
CFM56 1974 5.0–6.6 97.9~151kN A320, A340-200/300, B737, KC-135, DC-8
P&W PW4000 1984 4.8–6.4 222 ~ 436 kN A300/A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
GE CF34 1982 5.3–6.3 41 ~ 82.3 kN 챌린저 600, CRJ, E-Jets
실버크레스트 2012 5.9 50.9kN 시트. 반구, 팔콘 5X
R-R 트렌트 800 1993 5.7–5.79 411 ~ 425 kN B777
GE 여권 2013 5.6 78.9 ~ 84.2 kN 글로벌 7000/8000
P&WC PW800 2012 5.5 67.4~69.7kN 걸프스트림 G500/G600
GE CF6 1971 4.3–5.3 222 ~ 298 kN A300/A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
D-36 1977 5.6 63.75kN Yak-42, An-72, An-74
R-R AE 3007 1991 5.0 33.7kN ERJ, 인용 X
R-R 트렌트 700 1990 4.9 320kN A330
IAE V2500 1987 4.4–4.9 97.9-147kN A320, MD-90
P&W PW6000 2000 4.90 100.2kN 에어버스 A318
R-R BR700 1994 4.2–4.5 68.9~102.3kN B717, Global Express, 걸프스트림 V
P&WC PW300 1988 3.8–4.5 23.4 ~ 35.6 kN 시티 소버린, G200, F. 7X, F. 2000
GE-H HF120 2009 4.43 7.4kN 혼다젯
HW HTF7000 1999 4.4 28.9kN 챌린저 300, G280, 레거시 500
PS-90 1992 4.4 157~171kN Il-76, Il-96, Tu-204
PowerJet SaM146 2008 4–4.1 71.6~79.2kN 수호이 슈퍼젯 100
윌리엄스 FJ44 1985 3.3–4.1 6.7~15.6kN CitationJet, Cit. M2
P&WC PW500 1993 3.90 13.3kN 인용 엑셀, Phenom 300
HW TFE731 1970 2.66–3.9 15.6~22.2kN 리어젯 70/75, G150, 팔콘 900
R-R-Tay 1984 3.1–3.2 61.6~68.5kN 걸프스트림 IV, 포커 70/100
P&WC PW600 2001 1.83–2.80 6.0kN 시트 머스탱, 이클립스 500, 페넘 100
터보젯 1939 0.0 초기 제트 항공기 콩코드

레퍼런스

  1. ^ "Bypass ratio engineering".
  2. ^ a b 일란 크루와 후안 알론소."항공 설계: 합성 및 분석, 추진 시스템: 기본 개념 아카이브" 스탠포드 대학 공대 항공우주학부견적: 매우 효율적인 저속 퍼포먼스를 위해 바이패스 비율을 10~20으로 높이면 팬 에어플로 커버(흡입구)의 무게와 습윤 면적이 커지기 때문에 어느 시점에서 팬 에어플로 커버(흡입구)를 완전히 제거하는 것이 바람직합니다.그러면 팬이 프로펠러가 되고 엔진은 터보프롭이라고 불립니다.터보프롭 엔진은 바이패스 비율이 50-100인 M=0.8까지 저속에서 효율적인 출력을 제공합니다."
  3. ^ a b Z. S. Spakovszky 교수. "열 및 추진 효율 아카이브의 11.5 경향" MIT 터빈, 2002.열역학 및 추진
  4. ^ a b Nag, P.K. "기본 및 응용 열역학" p550.Tata McGraw-Hill Education 출판.견적: "팬에서 뚜껑을 제거하면 터보프롭 엔진이 됩니다.터보팬과 터보프롭 엔진은 주로 터보팬의 경우 바이패스 비율이 5 또는 6이고 터보프롭의 경우 100까지 차이가 납니다."
  5. ^ 애니메이션 엔진
  6. ^ "Archived copy" (PDF). Archived from the original (PDF) on 2017-05-16. Retrieved 2016-12-25.{{cite web}}: CS1 maint: 제목으로 아카이브된 복사(링크)
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  8. ^ 항공기 엔진 설계 제2판, 매팅리, 하이저, 프랫, AIAA 교육 시리즈, ISBN 1-56347-538-3, 페이지 539
  9. ^ "Archived copy". Archived from the original on 2016-12-24. Retrieved 2016-12-24.{{cite web}}: CS1 maint: 제목으로 아카이브된 복사(링크)
  10. ^ Jane's All The World's Aircraft 1975-1976, John W.R.에 의해 편집되었습니다.Taylor, Jane's Yearbooks, Paulton House, 8 Sherdess Walk, 런던 N1 7LW, 페이지 748
  11. ^ Zipkin, M. A. (1984). "The PW1120: A High Performance, Low Risk F100 Derivative". Volume 2: Aircraft Engine; Marine; Microturbines and Small Turbomachinery. doi:10.1115/84-GT-230. ISBN 978-0-7918-7947-4.
  12. ^ "Never Told Tales of Pratt & Whitney by Dr. Bob Abernethy".
  13. ^ "Wayback Machine에서 2015-04-18 터보팬 엔진 아카이브" (7페이지), SRM 항공우주공학부 과학기술연구소
  14. ^ 가스터빈 이론 제2판, Cohen, Rogers and Saravanamutoo, Longmans Group Limited 1972, ISBN 0 582 44927 8, 페이지 85
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  21. ^ "Rolls-Royce Aero Engines" Bill Gunston, Patrick Stevens Limited, ISBN 1-85260-037-3, 페이지 147
  22. ^ '프로펠러 추력' 글렌 리서치 센터(NASA)
  23. ^ '터보프롭 엔진' 글렌 리서치 센터(NASA)
  24. ^ Jane's All the World's Aircraft. 2005. pp. 850–853. ISSN 0075-3017.
  25. ^ "PW1000G". MTU. Archived from the original on 2018-08-18. Retrieved 2020-11-06.
  26. ^ "The Leap Engine". CFM International.
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