제트 엔진 성능

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제트 엔진의 동작과 항공기 및 환경에 미치는 영향은 다른 엔지니어링 영역 또는 분야로 분류됩니다.특정 연료 흐름이 비행 엔벨로프의 특정 지점에서 어떻게 일정한 양의 추력을 생성하는지를 이해하는 것을 제트 엔진 성능이라고 하며, 배기 가스는 연소라고 불리는 그룹에 속하며, 기체에 전달되는 진동의 원점은 로터 다이내믹스라고 불리는 영역에 속합니다.성능은 에어로 엔진 설계 및 개발의 전문 분야입니다.

하나 이상의 제트 엔진에 의해 구동되는 고정익 항공기에서 추력과 같은 성능의 특정 측면은 항공기의 안전 운용과 직접적으로 관련되는 반면 소음과 엔진 배출물과 같은 엔진 운용의 다른 측면은 환경에 영향을 미친다.제트 엔진 작동의 추력, 소음 및 배출 요소는 항공기 작동의 이륙 단계에서 매우 중요하다.추력 및 연료 소비 요소 및 고도에 따른 변화는 항공기 운영의 상승 및 크루즈 단계에서 매우 중요하다.

단일축 터보제트의 기본 성능 작업은 컴프레서, 터빈 및 추진 노즐의 작동에 맞추는 것입니다.예를 들어 컴프레서가 작동하는 방식은 연소기, 터빈, 테일파이프 및 추진 ^[1]노즐에서 발생하는 흐름 저항에 따라 결정됩니다.

매칭은 압축기, 터빈 및 추진 노즐의 작동 특성을^[2] 설계, 크기 조정 및 조작하는 것으로 정의할 수 있습니다.

구성 요소를 효율적으로 일치시키기 위해 필요한 이해도를 높이기 위해 아래에 설명된 세 가지 기본 관찰을 기반으로^[3] 합니다.컴프레서를 통과하는 흐름은 터빈을 통과하는 흐름과 동일합니다.속도는 똑같아요.터빈이 생성하는 전력은 컴프레서가 흡수하는 전력과 동일합니다.또한 컴프레서에서 볼 수 있는 흐름 저항은 터빈 노즐 영역과 추진 노즐 출구 영역 등 하류의 2개의 제한 장치에 의해 결정된다.

컴프레서와 터빈 사이의 위의 세 가지 타이(tie)는 예를 들어 컴프레서 흐름 및 전기 및 유압^[4] 전력이 기체로 전환되어 흐름과 출력이 동일하지 않음을 고려하여 조정 및 조정됩니다.따라서 성능은 열역학 ^[5]및 공기역학의 실용적인 공학적 응용을 통해 파악되고 정의됩니다.

이 문서에서는 제트 엔진 성능의 광범위한 분야를 다룹니다.

이 기사의 네비게이트

추력 및 연료 소비의 구체적인 값은 예비 항공기 고객에게 약속되며, 이러한 값은 섹션 "설계점 성능 방정식"과 "단순 설계 외 계산"에 설명된 절차를 사용하여 도출된다."비설계"에 대한 설명은 "일반"에 나와 있습니다.

항공기는 공급하는 연료의 일부에 대한 대가로 공압, 전기 및 유압 동력을 받습니다.이것은, 「인스톨 효과」에 기재되어 있습니다.이러한 효과는 (테스트 베드에서 측정된) 미설치 엔진의 성능과 항공기에 설치된 엔진의 성능 간의 차이를 정의한다.

컴프레서로부터 공기를 받아 터빈을 냉각하는 데 사용할 경우 필요한 추력을 제공하는 데 필요한 연료량에 악영향을 미칩니다.이것은 "Cooling Bleeds"에서 다룹니다.

압력비 증가 및 터빈 입구 온도 증가 등 엔진에 대한 근본적인 설계 변경의 영향은 "사이클 개선"에서 다룹니다.압력 비율을 높이는 방법도 다룹니다.

추력 수요의 변화와 함께 발생하는 과연료 및 저연료의 영향은 "과도적 모델"에서 다룹니다.

엔진의 성능을 요약하는 간결한 방법인 허스크 그림에 대한 설명이 있습니다.

사용 가능한 추력은 "정격 성능" 섹션에서 설명한 바와 같이 높은 외부 온도에서 터빈 온도 제한에 의해 제한됩니다.

설계점

TS 다이어그램

온도 대 엔트로피(TS) 다이어그램(예: RHS 참조)은 보통 가스터빈 엔진의 사이클을 설명하기 위해 사용됩니다.엔트로피는 유체 내 분자의 무질서 정도를 나타내며 에너지가 다른 형태(예: 화학 및 기계) 사이에서 전환될 때 증가하는 경향이 있습니다.

우측에 표시된 TS 다이어그램은 단일 스풀 터보제트를 위한 것으로, 단일 구동축이 터빈 유닛과 컴프레서 유닛을 연결합니다.

스테이션 0과 8s와는 별도로 정체 압력과 정체 온도가 사용됩니다.스테이션 0은 주변입니다.정체량은 흐름 속도에 대한 지식이 필요하지 않기 때문에 가스터빈 사이클 연구에서 자주 사용됩니다.

다음에 나타내는 프로세스를 나타냅니다.

프리스트림(스테이션 0 ~1)

이 예에서 항공기는 정지 상태이므로 스테이션 0과 스테이션 1은 일치합니다.스테이션 1은 다이어그램에 표시되어 있지 않습니다.

흡입구(스테이션 1 ~

이 예에서는 100% 흡기 압력 회복이 가정되므로 스테이션 1과 스테이션 2는 일치합니다.

압축(스테이션 2 ~ 3)

이상적인 프로세스는 TS 다이어그램에 세로 방향으로 표시됩니다.실제 프로세스에서는 마찰, 난류, 그리고 경우에 따라서는 충격손실이 있어 특정 압력비의 출구온도가 이상적으로 높아집니다.TS 다이어그램에서 양의 기울기가 낮을수록 압축 프로세스의 효율이 떨어집니다.

연소(스테이션 3~4)

열(일반적으로 연료 연소에 의해)이 추가되어 유체의 온도가 상승합니다.관련된 압력 손실이 있으며, 그 중 일부는 피할 수 없습니다.

터빈(4~5번 스테이션)

컴프레서의 온도 상승은 터빈 전체에서 관련 온도 강하가 발생함을 나타냅니다.이 프로세스는 TS 다이어그램에서 수직이 되는 것이 이상적입니다.그러나 실제 공정에서는 마찰과 난류가 이상 압력 강하를 일으킨다.TS 다이어그램의 음의 기울기가 낮을수록 확장 프로세스의 효율이 떨어집니다.

제트파이프(스테이션 5~8)

이 예에서는 제트 파이프가 매우 짧기 때문에 압력 손실이 없습니다.따라서 스테이션 5, 8은 TS 다이어그램과 일치한다.

노즐(스테이션 8~8s)

이들 2개의 스테이션은 모두 (컨버전트)노즐의 후두부에 있습니다.스테이션 8s는 정적 상태를 나타냅니다.TS 다이어그램 예에는 노즐 외부에서 외부 압력까지 확장 프로세스가 나와 있지 않습니다.

설계점 성능 방정식

이론적으로 비행 조건/스로틀 설정의 조합은 엔진 성능 설계점으로 지명될 수 있다.그러나 일반적으로 설계점은 압축 시스템 입구(예: Top-of-Climb, Mach 0.85, 35,000ft, ISA)에서 가장 높은 보정 유량에 해당합니다.

제트 엔진의 설계점 순 추력은 엔진 사이클을 통해 단계별로 작업함으로써 추정할 수 있습니다.단일 스풀 터보제트의 ^[6]공식은 다음과 같습니다.

프리스트림

엔진에 접근하는 자유 흐름의 정체(또는 총) 온도는 정상 흐름 에너지 방정식에서 도출된 다음 방정식을 사용하여 추정할 수 있습니다.

$\displaystyle T_{1}=t_{0}\cdot(1+({\display}_{c}-1)\cdot M^{2}/2)}$

대응하는 프리스트림 정체(또는 총) 압력은 다음과 같습니다.

${\displaystyle P_{1}=p_{0}\cdot (T_{1}/t_{0})^{\gamma}_{c}/({\gamma}_{c}-1)}}$

섭취

정상 상태 조건에서는 흡기구에 작업이나 열 손실이 없기 때문에:

${\displaystyle T_{2}=T_{1},}$

그러나 흡기 시스템의 마찰 및 충격 손실은 다음과 같이 설명해야 합니다.

${\displaystyle P_{2}=P_{1}\cdot RR}$

여기서 RR은 흡입구 내 총 압력 손실에 해당하는 RAM 복구 계수입니다.

압축기

압축기의 실제 배출 온도는 폴리트로피 효율이 다음과 같이 계산된다고 가정합니다.

${\displaystyle T_{3}=T_{2}\cdot(P_{3}/P_{2})^{(\gamma}_{c}-1)/({\cdot}_{c}\cdot {eta}pc}}}}}$

일반적으로 압축기 압력비가 가정됩니다. 따라서 다음과 같습니다.

${\displaystyle P_{3}=P_{2}\cdot(P_{3}/P_{2})}$

연소기

터빈 로터 입구 온도는 일반적으로 다음과 같이 가정합니다.

${\displaystyle T_{4}=\mathrm {RIT},}$

연소기의 압력 손실은 터빈 입구에서의 압력을 감소시킵니다.

${\displaystyle P_{4}=P_{3}\cdot(P_{4}/P_{3})}$

터빈

터빈과 압축기의 동력을 동등하게 하고 동력 오프테이크(예: 교류 발전기, 펌프 등)를 무시하면 다음과 같은 이점이 있습니다.

$\displaystyle w_{4}\cdot C_{\mathrm {pt}(T_{4}-T_{5})=w_{2}\cdot C_{\mathrm {pc}}(T_{3}-T_{2})$

경우에 따라서는 연료 흐름의 추가가 오버컴프레서 블리딩에 의해 정확하게 상쇄되므로 전체 사이클에서 질량 흐름이 일정하게 유지된다고 가정할 수 있습니다.

터빈 전체의 압력비는 터빈 폴리트로픽 효율을 가정하여 계산할 수 있습니다.

${\displaystyle P_{4}/P_{5}=(T_{4}/T_{5})^{\gamma}_{t}/({\gamma}_{t}-1)({eta}_{\mathrm {pt}}})$

명백하게:

$({displaystyle P_{5}=P_{4}/(P_{4}/P_{5}),$

제트파이프

정상 상태 조건에서는 제트 파이프에 작업이나 열 손실이 없기 때문입니다.

${\displaystyle T_{8}=T_{5},}$

그러나 제트파이프 압력 손실은 다음과 같이 설명해야 한다.

$({displaystyle P_{8}=P_{5}\cdot (P_{8}/P_{5}),}$

노즐

노즐이 막혔나요?Through 마하 수치가 = 1.0이면 노즐이 질식됩니다.노즐 압력비가 임계 레벨에 도달하거나 초과하면 이 문제가 발생합니다.

${\displaystyle (P_{8}/p_{\mathrm {8s}}}crit=({\display}_{t}+1)/2)^{\cisco}_{t}/({\cisco}_{t}-1)},}$

( / 0 ) > ( 8 / s ) { $displaystyle$( P$_$ { $8$} / p$_$ { 0 } > crit , }$=$ ( $P$_ { $8$} / $p$_ { \ $mathrm${8 s$}$ } crit , } )의 경우 노즐은 초프입니다.

/ )< ( 8 / ) r { $displaystyle$( P$_$ { $8$} / $p$_ { $0$} ) < ( $P$_ { $8$} / $p$_ { \ $mathrm${$8s$} }$crit ,$ } )노즐은 UNCOKED 입니다.

초크 노즐

다음 계산 방법은 초크 노즐에만 적합합니다.

노즐이 막혔다고 가정하면, 노즐의 정적 온도는 다음과 같이 계산됩니다.

${\displaystyle t_{\mathrm {8s} } = T_{8}/({\gamma}_{t}+1)/2),$

마찬가지로 노즐 정압:

${\displaystyle p_{\mathrm {8s}}=P_{8}/(T_{8}/t_{\mathrm {8s})}^{\display }_{t}/({\display }_{t}-1)}}}}}$

노즐 슬로트 속도(제곱)는 정상 흐름 에너지 방정식을 사용하여 계산됩니다.

$({displaystyle V_{8}^2}=2gJC_{pt}(T_{8}-t_{\mathrm {8s}}) }$

노즐 후두부의 가스 밀도는 다음과 같습니다.

${\displaystyle {rho}_{\mathrm {8s}}=p_{\mathrm {8s}}/(R\cdot t_{\mathrm {8s}}}}}$

노즐 후두부의 유효 면적은 다음과 같이 추정됩니다.

$\displaystyle A_{8}=w_{8}/({\rho}_{\mathrm {8s}}\cdot V_{8})}$

총추력

노즐 총추력 방정식에는 이상적인 운동량 추력과 이상적인 압력 추력이라는 두 가지 용어가 있습니다.후자의 항은 노즐이 초크된 경우에만 0이 아닙니다.

${\displaystyle F_{g}=C_{\mathrm {x}}(((w_{8}\cdot V_{8}/g)+A_{8}(p_{\mathrm {8s} }-p_{0}),}$

미작동 노즐

노즐이 분리될 경우 다음과 같은 특별한 계산이 필요합니다.

일단 해제되면 노즐 정압은 주변 압력과 동일합니다.

${\displaystyle p_{\mathrm {8s}}=p_{0},}$

노즐 정적 온도는 노즐 총/정압 비율에서 계산합니다.

${\displaystyle t_{\mathrm {8s}}=T_{8}/(P_{8}/p_{\mathrm {8s})}^{(\display }_{t}-1)/{\mathrm {t}}}}$

노즐 슬로트 속도(제곱)는 이전과 같이 정상 흐름 에너지 방정식을 사용하여 계산됩니다.

$({displaystyle V_{8}^2}=2gJC_{pt}(T_{8}-t_{\mathrm {8s}}) }$

총추력

노즐이 꺼진 경우 노즐 압력 추력 조건은 0이므로, 운동량 추력만 계산하면 됩니다.

${\displaystyle F_{g}=C_{\mathrm {x}}(w_{8}\cdot V_{8}/g),}$

램 드래그

일반적으로 흡기구를 통해 기내에 공기를 주입할 경우 램 드래그 패널티가 발생합니다.

${\displaystyle F_{r}=w_{0}\cdot V_{0}/g}$

그물 추력

램 드래그는 노즐 총 추력에서 공제되어야 합니다.

${\displaystyle F_{n}=F_{g}-F_{r},}$

연소기 연료 흐름의 계산은 이 텍스트의 범위를 벗어나지만 연소기 입구 공기 흐름 및 연소기 온도 상승 함수에 비례합니다.

질량 흐름은 공기 흐름의 두 배, 추력 및 연료 흐름의 두 배라는 크기 매개 변수입니다.그러나 규모 효과가 무시된다고 가정할 때 특정 연료 소비량(연료 흐름/순 추력)은 영향을 받지 않는다.

터보팬, 터보프롭, 램젯 등과 같은 다른 유형의 제트 엔진에도 유사한 설계점 계산을 수행할 수 있습니다.

위에 표시된 계산 방법은 상당히 조잡하지만 항공 엔진 성능을 기본적으로 이해하는 데 유용합니다.대부분의 엔진 제조업체는 True Specific Heat로 알려진 보다 정확한 방법을 사용합니다.높은 수준의 초음속에서의 고압과 온도는 훨씬 더 이국적인 계산, 즉 냉동 화학과 평형 화학의 사용을 야기할 것이다.

작업 예

질문.

설명 목적으로 영국식 장치를 사용하여 ISA 해수면 정적 위치에서 다음과 같은 단일 스풀 터보젯 사이클의 순 추력을 계산합니다.

주요 설계 파라미터:

$흡입{\displaystyle {}_{}}$ 공기량, ${\displaystyle {w\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle 2}$ ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle \mathrm{100}}$ l${\displaystyle }$b /${\displaystyle }{\displaystyle s\mathrm{}}$ { $displaystyle w_{$2} =$100$\ \$mathrm${ $lb$/ s }$$}

(45.359 kg/s (SI 단위)

엔진 전체에 걸쳐 가스 흐름이 일정하다고 가정합니다.

전체 압력비, ${\displaystyle {P3\mathrm{}}_{}}$/ ${\displaystyle {P2\mathrm{}}_{}}$ $=$ ${\displaystyle 10.}$0$({$ P_${3}/P_{2$}= $10.0,})$

터빈 로터 입구 온도, ${\displaystyle {T\mathrm{}}_{}}$ 4 ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle \mathrm{R}}$ ${\displaystyle \mathrm{I}}$ T $=$ ${\displaystyle \text{1400K}\mathrm{}}${\$displaystyle T_{4$} =\$mathrm${RIT$} =tatrix\\\mathrm$ {$K} ,}$

(랭킨 도수로 작업하는 경우 계수가 1.8씩 상승

설계 컴포넌트 성능 전제 조건:

$흡기{\displaystyle \mathrm{}}$ 압력 회복 계수 p ${\displaystyle \mathrm{r}}$ ${\displaystyle \mathrm{f}}$ ${\displaystyle =}$ ${\displaystyle 1}$.0$${$displaystyle \mathrm {prf} = 1$.0$,}$

컴프레서 폴리트로픽 효율, ${\displaystyle \mu }$ p ${\displaystyle c}$ ${\displaystyle =0.89}$ ${\displaystyle \text{(}예:}$ . ${\displaystyle e}$ .${\displaystyle 89\mathrm{}\%)}$ ${{${\$eta }pc = 0.89\ (예: 89\%)},$

터빈 폴리트로픽 효율, ${\displaystyle \mu }$ p ${\displaystyle t}$ ${\displaystyle =0}$.${\displaystyle \mathrm{90}(.\mathrm{}e}$ . ${\displaystyle 90\mathrm{}\%)}${{$displaystyle${\$eta }pt= 0.90\$ (. $90\%)},$

연소기 압력 손실은 5%이므로 연소기 $압력비{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {P\mathrm{}}_{}}$4 / ${\displaystyle P{}_{}}$ ${\displaystyle {3\mathrm{}}_{}}$ $=${{$style$ P_${4}/P_{3$}=$0.95,}$

제트파이프 압력 손실은 1%이므로 제트파이프 $압력비{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {P8\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {P5\mathrm{}}_{}}$ $=$ ${$ P_${8}/P_{5$}=$0.99,}$

노즐 추력 계수, ${\displaystyle {C\mathrm{}}_{}}$ x $({$ C_${\mathrm {x}$ } $= 0.995,})$

상수:

공기에 대한 비열 비율, ${\displaystyle {}_{}}$ c ${\displaystyle {}_{}1}$.4$${$디스플레이$ 스타일 ${displaystyle }$ _ {c} =$$1$.4,$

연소 생성물에 대한 비열 비율, ${\displaystyle {}_{}}$ t${\displaystyle \mathrm{=}}$ 1$.$ {$디스플레이$ 스타일 ${t}_{t$} $=$1.$333,}$

공기의 일정한 압력에서의 비열, ${\displaystyle {C\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{p}}_{}}$ c ${\displaystyle {=}_{}0.6111}$ ${\displaystyle \frac{\mathrm{h}}{}}$ p${\displaystyle \frac{s\mathrm{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{s}{\mathrm{}}}$ l ${\displaystyle \frac{\mathrm{b}k\mathrm{}}{}\frac{}{}}$K { $displaystyle C_{\mathrm {pc$} $= 0.6111$\ $frac$\ $mathrm${ $hp }$ \ $cdot$\ mathrm { $s }$ } { \ $cdot$\$mathrm${$k }$} ,

(SI 유닛을 사용할 때는 1.004646 kW/(kg·K)를 사용하고, 미국 유닛을 사용할 때는 0.3395 hp·s/(lb·°R)를 사용합니다.)

연소 생성물에 대한 일정한 압력에서의 비열, $C{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {p\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{t}}_{}}$ ${\displaystyle {=}_{}0}$.${\displaystyle \text{697255}\frac{\mathrm{}}{}}$ h ${\displaystyle \frac{\mathrm{p}s\mathrm{}}{}}$ s ${\displaystyle \frac{\mathrm{l}}{}}$ b${\displaystyle \frac{k\mathrm{}}{}\frac{}{}}$K { \ $displaystyle$C _ { \ $mathrm { hp$}$= 0.697255 \ frac$\ $mathrm${ $s }$ } { \$cdot$ \$mathrm$ { lb } { K $}$} 。메리칸 단위)

중력 가속도, $g{\displaystyle }$ ${\displaystyle =}$ ${\displaystyle 32.\text{199}\mathrm{}}$ ${\displaystyle \mathrm{f}}$t / ${\displaystyle s{}^{}}{\displaystyle {\mathrm{}}^{}}$ {\$displaystyle$ g$=32.199\\mathrm {ft} /\mathrm {s}$^{$2},}$ (SI 단위 작업 시 10.00 사용)

$J{\displaystyle }$ ${\displaystyle =}$ ${\displaystyle \text{550}\mathrm{}}$ f ${\displaystyle t\mathrm{}\mathrm{f}}$ l ${\displaystyle \mathrm{b}}$ / ( ${\displaystyle s\mathrm{}/}$h p$$) { $display$ J $= 550$\ \ $mathrm${ ft } \ $cdot$\ $mathrm${$lb }$ / ( $mathrm${ $s$} \ $cdot$\$mathrm${$hp$} ,$$} ) （ SI 단위 사용 시 1 ）

가스 상수, $R{\displaystyle }$ ${\displaystyle =}$ ${\displaystyle 96.\text{034}\mathrm{}}$ ${\displaystyle \mathrm{f}}$ t${\displaystyle l\mathrm{}}$ ${\displaystyle \mathrm{l}}$ ${\displaystyle \mathrm{b}}$/${\displaystyle }$( ${\displaystyle l\mathrm{}}$ ${\displaystyle \mathrm{b}k\mathrm{}}$K $){$ $display style$ R $= 96.034 \$ \ $mathrm${$ft }$ \ $cdot$\ mathrm { $lbf$} / ( $mathrm { lb$} \ $cdot$\$mathrm${ K} ) ,$$（$$ KG · K ） 。

정답.

환경 조건

해수면 압력 고도는 다음을 의미한다.

주변 압력, ${\displaystyle {p\mathrm{}}_{}}$ 0 $=$ ${\displaystyle 14.\text{696}\mathrm{}}$ ${\displaystyle \mathrm{psi}}$a {$displaystyle p_{0$}=$14.696\\mathrm {psia}$ ,}$$(SI 단위로 작업하는 경우 101.120 kN/m²)

해수면, ISA 조건(즉, 표준일)은 다음을 의미한다.

주변 온도, $t{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {0\mathrm{}}_{}}$ $=$ ${\displaystyle 288.\text{15}\mathrm{}}$K ({$displaystyle t_{0$}=$288.15\\mathrm {K}$ ,$$)

(주의: 이것은 절대 온도입니다. 즉, ${\displaystyle 15°{}^{}\mathrm{}}$ + ${\displaystyle \mathrm{273입니다.}}$$displaystyle$$15\^{\circ}\mathrm {C$ )

(미국 제품을 사용하는 경우 518.67°R 사용)

프리스트림

엔진이 정지 상태이므로 비행 속도 ${\displaystyle {V\mathrm{}}_{}}$ 0$displaystyle V_{0},})$과 비행 마하 수 $({$ M$})$은 모두 0입니다.

그래서:

${\displaystyle T_{1}=t_{0}=288.15\\mathrm {K},}$

${\displaystyle P_{1}=p_{0}=14.696\\mathrm {psia},}$

섭취

${\displaystyle T_{2}=T_{1}=288.15\\mathrm {K},}$

${\displaystyle P_{2}=P_{1}\cdot \mathrm {prf},}$

${\displaystyle P_{2}=14.696*1.0=14.696\\mathrm {psia},$

압축기

${\displaystyle T_{3}=T_{2}\cdot((P_gamma}/{c}-1)/({\display}_{c}\cdot {eta }pc}=288.15*10^{(1.4-1)/1.03})$

${\displaystyle P_{3}=P_{2}\cdot(P_{3}/P_{2}),}$

${\displaystyle P_{3}=14.696*10=162.96\\mathrm {psia},}$

연소기

${\displaystyle T_{4}=\mathrm {RIT}=\mathrm {K},}$

${\displaystyle P_{4}=P_{3}\cdot(P_{4}/P_{3})=132.96*0.95=180.612\\mathrm {psia},}$

터빈

$\displaystyle w_{4}\cdot C_{\mathrm {pt} }(T_{4}-T_{5})=w_{2}\cdot C_{\mathrm {pc} }(T_{3}-T_{2}),$

$({displaystyle 100*0.697255*(1400-T_{5})=100*0.6111*(603.456-288.15)}$

${\displaystyle T_{5}=1123.65419\\mathrm {K},}$

${\displaystyle P4/P5=(T4/T5)^{\gamma}_{t}/({\display }_{t}-1){\mathrm {pt} },}$

$({displaystyle P4/P5=(1400/1123.65419)^{1.333/((1.333-1)*0.9)},}$

$(\displaystyle P4/P5=2.65914769,}$

제트파이프

${\displaystyle T_{8}=T_{5}=1123.65419\\mathrm {K},}$

$({displaystyle P_{5}=P_{4}/(P_{4}/P_{5}),$

$({displaystyle P_{5}=182.612/2.65914769=52.502537\\mathrm {psia} , )$

$({displaystyle P_{8}=P_{5}\cdot (P_{8}/P_{5}),}$

${\displaystyle P_{8}=52.502537*0.99=51.9775116\\mathrm {psia},}$

노즐

$({displaystyle P_{8}/p_{0}=51.9775116/14.696=3.53684755,}$

${\displaystyle (P_{8}/p_{\mathrm {8s}}}crit=({\display}_{t}+1)/2)^{\cisco}_{t}/({\cisco}_{t}-1)},}$

${{displaystyle (P_{8}/{\mathrm {8s}}}crit=(1.333+1)/2)^{1.333/(1.333-1)}=1.85242156,$

/ > / s \ $displaystyle P_{8}$ / $p_{0}$ >$P_{8}/p_{\mathrm {8s}$ 노즐은 초크입니다.

초크 노즐

${\displaystyle t_{\mathrm {8s} } = T_{8}/({\gamma}_{t}+1)/2),$

${\displaystyle t_{\mathrm {8s}}=1123.65419/(1.333+1)/2),}$

${\displaystyle t_{\mathrm {8s}}=963.269773\\mathrm {K},}$

${\displaystyle p_{\mathrm {8s}}=P_{8}/(T_{8}/{\mathrm {8s}})^{\display }_{t}/({\display }_{t}-1})}$

$({displaystyle p_{\mathrm {8s}}=51.9775116/(1123.65419/963.269773)^{1.333/(1.333-1)}},$

${\displaystyle p_{\mathrm {8s}}=28.059224\\mathrm {psia},$

$({displaystyle V_{8}^2}=2gJC_{pt}(T_{8}-t_{\mathrm {8s}}) },$

$({displaystyle V_{8}^2}=2*32.174*550*0.697255*(1123.65419-963.2697773)=395779.09,}$

${\displaystyle V_{8}=395779.09^{0}.5} = 132.41677 \ \mathrm {ft} / \mathrm {s} , }$

$({displaystyle {rho}_{\mathrm {8s}}=p_{\mathrm {8s}}/(R\cdot t_{\mathrm {8s} }),$

${\displaystyle {rho}_{\mathrm {8s}}=(28.059224*display)/(963.269773)=0.046782467\\mathrm {lb}/\mathrm {ft}^{3},}$

메모: 144in²/ft²를 포함하여 lb/ft† 단위의 밀도를 구합니다.

$({displaystyle A_{8}=w_{8}/({\rho}_{\mathrm {8s}}\cdot V_{8}),$

$({displaystyle A_{8}=(100*144)/(0.0436782467*1989.41677)=1801in^{2},}$

참고: 144in²/ft²를 포함하면 면적(단위: in²)이 됩니다.

총추력

${\displaystyle F_{g}=C_{\mathrm {x}}(((w_{8}\cdot V_{8}/g)+A_{8}(p_{\mathrm {8s} }-p_{0}),}$

$({displaystyle F_{g}=0.995((100*1989.41677)/32.174)+(165.718701*(28.059224-14.696))),$

$({displaystyle F_{g}=6152.38915+2203.46344,)$

첫 번째 항은 노즐 총 추력의 대부분을 차지하는 운동량 추력입니다.노즐은 (터보젯의 표준인) 초크 상태이기 때문에 두 번째 항인 압력 추력은 0이 아닙니다.

${\displaystyle F_{g}=8355.85259\\mathrm {lbf},}$

램 드래그

${\displaystyle F_{r}=w_{0}\cdot V_{0}/g,}$

${\displaystyle F_{r}=(100*0)/32.174=0,}$

이 예에서 램 드래그(ram drag)는 0입니다.엔진이 정지해 있기 때문에 비행속도는 0입니다.

그물 추력

${\displaystyle F_{n}=F_{g}-F_{r},}$

${\displaystyle F_{n}=8355.85259-0=8356\\mathrm {lbf},$

정확성을 유지하기 위해 최종 답안만 ^[7]반올림해야 합니다.

냉각 블리드

위의 계산에서는 연소기에 추가된 연료 흐름이 컴프레서 공급 시 배출되는 블리딩 공기를 완전히 상쇄하여 터빈 시스템을 냉각시킨다고 가정합니다.블리딩 공기는 (추진 노즐을 우회하여) 직접 외부로 방출되고 엔진의 추력에 기여할 수 없다고 가정하기 때문에 이는 비관적이다.

보다 정교한 성능 모델에서는 (정적) 터빈 노즐 가이드 베인의 첫 번째 열(연소기의 바로 다운스트림)에 대한 냉각 공기는 연소기 연료 흐름 또는 엔진의 순 추력에 영향을 미치지 않으므로 안전하게 무시할 수 있습니다.단, 터빈 로터 냉각 공기는 이러한 모델에 포함되어야 합니다.로터 냉각 블리딩 공기는 컴프레서 공급에서 추출되어 좁은 통로를 지나 회전 블레이드의 베이스로 분사됩니다.블리딩 공기는 날개 표면과 인접한 가스 스트림으로 방출되기 전에 에어로 오일 내부의 복잡한 통로 세트를 협상합니다.정교한 모델에서 터빈 로터 냉각 공기는 터빈에서 발생하는 주요 가스 흐름을 억제하여 온도를 낮추지만 질량 흐름도 증가시키는 것으로 가정됩니다.

예.

$\displaystyle w_{\mathrm {rotorexit}\cdot C_{\mathrm {pt}}\cdot T_{\mathrm {rotorexit}}=w_{\mathrm {pc}}\cdot T_{\mathrm {p}+w}$

$\displaystyle w_{\mathrm {rotorexit} =w_{\mathrm {rotorentry} },$

터빈 디스크를 냉각시키는 블리딩 공기도 비슷한 방식으로 처리됩니다.일반적으로 저에너지 디스크 냉각 공기는 날개 또는 베인의 한 열을 통과할 때까지 엔진 사이클에 기여할 수 없다고 가정합니다.

당연히 사이클로 되돌아오는 블리딩 공기(또는 외부로 방출되는 공기)도 컴프레서에서 블리딩되는 지점에서 주 기류에서 빼야 합니다.일부 냉각 공기가 컴프레서를 따라(즉, 단계 간) 블리딩되는 경우 장치에 흡수되는 전력을 적절히 ^[8]조정해야 합니다.

사이클 개선

압축 시스템의 설계 전체 압력 비율을 높이면 연소기 진입 온도가 높아집니다.따라서 고정된 연료 흐름과 공기 흐름에서는 터빈 입구 온도가 증가합니다.압축 시스템 전체의 온도 상승은 터빈 시스템 전체의 온도 강하를 의미하지만, 전체 시스템에 동일한 양의 열이 가해지기 때문에 노즐 온도는 영향을 받지 않습니다.그러나 터빈 팽창비가 전체 압력 비율보다 느리게 증가하기 때문에(TS 다이어그램의 일정한 압력 라인의 분산을 통해 추론됨) 노즐 압력이 상승합니다.결과적으로 순추력이 증가하며, 이는 특정 연료 소비량(연료 흐름/순추력)이 감소함을 의미한다.따라서 터보젯은 전체 압력비와 터빈 입구 온도를 동시에 높임으로써 보다 연비를 높일 수 있습니다.

그러나 터빈 입구 온도 및 컴프레서 공급 온도 상승에 대처하려면 보다 나은 터빈 재료 및/또는 개선된 베인/블레이드 냉각이 필요합니다.후자를 증가시키려면 더 나은 압축기 재료가 필요할 수도 있습니다.또한 연소 온도가 높을수록 산성비와 관련된 질소 산화물 배출량이 증가할 수 있습니다.

컴프레서에 후단을 추가하여 전체 압력 비율을 높이면 샤프트 속도를 높일 필요가 없지만 코어 크기를 줄이고 더 작은 흐름 크기의 터빈을 사용해야 하므로 변경 비용이 많이 듭니다.

또는 전체 압력 비율을 높이기 위해 컴프레서에 0단계(즉, 프론트)를 추가하는 경우 샤프트 속도를 높여야 합니다(각 단계의 공급 온도가 기준보다 높기 때문에 원래 컴프레서 단계에서 동일한 블레이드 팁 마하 수치를 유지해야 함).샤프트 속도가 증가하면 터빈 블레이드 및 디스크 모두에서 원심 응력이 증가합니다.이는 뜨거운 가스 및 냉각 공기(압축기에서 나오는) 온도 상승과 함께 구성 요소 수명 감소 및/또는 구성 요소 재료의 업그레이드를 의미합니다.0단계를 추가하면 엔진으로 더 많은 공기 흐름이 유도되어 순 추력이 증가합니다.

증가된 전체 압력비를 공기역학적으로(즉, 단계를 추가하지 않고) 얻을 경우 샤프트 속도의 증가가 필요할 수 있으며, 이는 블레이드/디스크 응력과 구성 요소 수명/자재에 영향을 미칩니다.

기타 가스터빈 엔진 유형

다른 가스터빈 엔진 유형에 대한 설계점 계산은 단일 스풀 터보젯에 대해 위에 주어진 형식과 유사하다.

스풀 터보제트 2개의 설계점 계산에는 저압(LP) 컴프레서용과 고압(HP) 컴프레서용 두 가지 압축 계산이 있습니다.HP 터빈과 LP 터빈의 두 가지 터빈 계산도 있습니다.

혼합되지 않은 2스풀 터보 팬의 경우 LP 컴프레서 계산은 일반적으로 팬 내부(허브) 및 팬 외부(팁) 압축 계산으로 대체됩니다.이 두 개의 "구성 요소"에 의해 흡수되는 전력은 LP 터빈의 부하로 간주됩니다.팬 외측 압축 계산 후에는 Bypass Dut 압력 손실/Bypass Nozzle 확장 계산이 있습니다.순 추력은 코어 노즐과 바이패스 노즐 총 추력의 합에서 흡기 램 드래그를 차감하여 구합니다.

2스풀 혼합 터보팬 설계점 계산은 혼합되지 않은 엔진과 매우 유사하지만 바이패스 노즐 계산은 혼합 평면에서 코어 및 바이패스 스트림의 정적 압력이 일반적으로 동일한 것으로 가정되는 혼합기 계산으로 대체됩니다.

오프 디자인

일반

엔진은 다음 중 하나에 해당하는 경우 설계에서 벗어난 상태로 작동한다고 합니다.

a) 스로틀 설정 변경

b) 고도 변경

c) 비행 속도 변경

d) 기후 변화

e) 설치 변경(예: 고객 블리딩, 전원 꺼짐 테이크 또는 흡기 압력 복구)

f) 지오메트리 변경

설계점 이외의 각 지점이 효과적으로 설계점 계산이지만, 결과 사이클(일반적으로)은 엔진 설계점과 동일한 터빈 및 노즐 형상을 가집니다.최종 노즐은 유량을 초과 또는 과소 채울 수 없습니다.이 규칙은 작은 노즐처럼 작동하는 터빈 노즐 가이드 베인에도 적용됩니다.

간단한 설계 외 계산

설계점 계산은 보통 컴퓨터 프로그램에 의해 이루어집니다.반복 루프를 추가함으로써 이러한 프로그램을 사용하여 단순한 설계 ^[9]외 모델을 작성할 수도 있습니다.

반복에서는 변수에 대해 추측된 값을 사용하여 계산이 수행됩니다.계산의 마지막에, 제약치를 해석해, 변수의 추정치를 개선하려고 한다.그런 다음 새로운 추측을 사용하여 계산이 반복됩니다.이 절차는 구속조건이 원하는 공차 범위(예: 0.1%) 내에 도달할 때까지 반복됩니다.

반복 변수

단일 스풀 터보젯 반복에 필요한 세 가지 변수는 주요 설계 변수입니다.

1) 연소기 연료 흐름의 일부 기능(예: 터빈 로터 입구 $온도{\displaystyle }$ ${\displaystyle \mathrm{RI}}$ T$({$ RIT$})$

2) 엔진 질량 흐름 보정(${\displaystyle {예\mathrm{}}_{}}$: w 2 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}{}_{}}$r {\$displaystyle$w_{\$mathrm$ {$2cor}$},})

3) 컴프레서 압력비, 즉$displaystyle P_{$

반복 제약 조건(또는 일치하는 수량)

일반적으로 부과되는 세 가지 제약사항은 다음과 같습니다.

1) 엔진 일치(예:$($ Fn$)$ $또는$ $디스플레이$ 스타일 $w_{\mathrm {fe},})$ $또는$ $디스플레이 스타일$ T_${3$ 등)

2) 노즐 영역(예:${\displaystyle {A\mathrm{}}_{}}$ 8 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}{}_{}}${ $displaystyle$ A _ { \ $mathrm${ 8 $calc }$ , , , } $vs$ ${\displaystyle {\mathrm{8}}_{}}$ d ${\displaystyle {\mathrm{e}}_{}}$ s${\displaystyle {}_{}}{\displaystyle {\mathrm{p}}_{}}$ { \ $display$ A $_${ \ $mathrm${ 8 $despt$} ,$$} , }

3) 터빈 흐름 용량(${\displaystyle {예\mathrm{}}_{}}$: w 4 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}{}_{}}{\displaystyle {\mathrm{a}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{l}}_{}}$ {\$displaystyle w_{\mathrm {4corcalc}},}$ ${\displaystyle {vs}_{}}$ 4 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{e}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{s}}_{}{}_{}}{\displaystyle {\mathrm{p}}_{}}$ {\$displaystyle w_{\mathrm {4corcalc}},},})$

후자는 반드시 충족해야 하는 물리적 구속조건이며, 후자는 스로틀 설정의 일부 측정값입니다.

주의: 보정 흐름은 진입 압력 및 온도가 표준일의 해수면 주변 조건에 부합할 경우 장치를 통과하는 흐름입니다.

결과.

위에 표시된 그림은 설계점 조건에서 제트 엔진을 조절하는 효과를 보여주는 설계 외 계산 결과입니다.이 라인은 컴프레서 정상 상태(과도한 라인이 아닌) 작동 라인으로 알려져 있습니다.대부분의 스로틀 범위에서 터보젯의 터빈 시스템은 초크된 평면 사이에서 작동합니다.마지막 노즐뿐만 아니라 모든 터빈의 목이 막혔어따라서 터빈 압력비는 기본적으로 일정하게 유지된다.이는 고정 ${\displaystyle \mathrm{}}$ ${\displaystyle {T\mathrm{}}_{}}$ r${\displaystyle {}_{}{\mathrm{b}}_{}}$ / ${\displaystyle R}$ ${\displaystyle I}$ R T${\displaystyle$ \$mathrm {display} }/$RIT$,\}$을(를) 의미합니다. 터빈 로터 입구 $온도$인 ${\displaystyle \mathrm{RI}}$ T$(\$ RIT$)$는 일반적으로 스로틀링과 함께 떨어지기 때문에 ${\displaystyle {}_{}}$ 시스템 전체에서 온도가 떨어집니다.$△{\displaystyle \mathrm{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{Tu}}_{}}$ r${\displaystyle {}_{}}{\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ r r r r $display tystyle$ T_display $tyle T_display$ \style T_display감소하다.그러나 압축 시스템 전체의 온도 상승 $△{\displaystyle \mathrm{}}$ ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ m${\displaystyle {}_{}}{\displaystyle {\mathrm{p}}_{}}$ {\$displaystyle$ \$mathrm {$comp},}은$($는) $△{\displaystyle \mathrm{}}$ ${\displaystyle {T\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{u}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{b}}_{}}$ $displaystyle \mathrm {display}$에 비례합니다. 따라서 ${\displaystyle {}_{}}$ $△{\displaystyle \mathrm{}}$ ${\displaystyle {T\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ m${\displaystyle {}_{}p{}_{}}$ / $txisplay$1${\displaystyle {}_{}}$\$style$ ${\displaystyle {1\mathrm{}}_{}}$t는 또한 떨어지며, 이는 압축 시스템 압력비의 감소를 의미합니다.컴프레서 출구의 비차원(또는 보정된 흐름)은 연소기 너머에서 초크 터빈의 일정한 보정 흐름을 '확인'하기 때문에 일정하게 유지되는 경향이 있습니다.따라서 컴프레서 압력비가 떨어짐에 따라 컴프레서 진입 보정 유량이 감소해야 합니다.따라서 컴프레서 정상 상태 작업 라인은 위와 같이 RHS에서 양의 기울기를 가집니다.

${\displaystyle R}$ ${\displaystyle I}$T / ${\displaystyle {T\mathrm{}}_{}{}_{}}$1(\$displaystyle$RIT/$T_{1},})$ $비율$은 엔진의 스로틀 설정을 결정하는 양입니다.따라서 예를 들어 $$한 ${\displaystyle \mathrm{RI}}$ T$(\$ RIT$,)$에서 비행 속도를 높여 흡기 정체 온도를 높이면 엔진이 더 낮은 보정 유량/압력비로 감속됩니다.

분명히 엔진이 감속되면 순추력을 잃게 됩니다.이러한 드롭인 추력은 주로 공기량 감소에 의해 발생하지만 터빈 로터 입구 온도 감소 및 구성 요소 성능 저하도 한몫합니다.

위에서 설명한 단순한 설계 외 계산은 다음과 같이 가정하기 때문에 다소 조잡합니다.

1) 스로틀 설정에 따른 압축기 및 터빈 효율 변화 없음

2) 컴포넌트 유입에 따른 압력손실 변화 없음

3) 스로틀 설정에 따른 터빈 유량 또는 노즐 배출계수 변화 없음

또한 상대축 속도 또는 컴프레서 서지 마진 표시가 없습니다.

복잡한 설계 외 계산

컴프레서 맵과 터빈 맵을 사용하여 보다 정교한 설계 외 모델을 생성하여 설계 외 보정 질량 흐름, 압력비, 효율성, 상대축 속도 등을 예측할 수 있습니다.또한 부품의 설계 외 압력 손실이 보정된 질량 흐름, 마하 수치 등에 따라 달라질 수 있도록 하는 것이 개선되었습니다.

반복 방식은 Simple Off-Design 계산 방식과 유사합니다.

반복 변수

다시 말하지만, 단일 스풀 터보젯 반복에는 일반적으로 다음 세 가지 변수가 필요합니다.

1) 연소기 연료 흐름의 일부 기능(${\displaystyle 예}$: R ${\displaystyle I}$ T$$\ $displaystyle$ RIT $,$ )

2) 컴프레서 보정 속도(예:$displaystyle$

3) 컴프레서 작동 지점을 나타내는 독립 변수($예$:${\displaystyle }$β {\$displaystyle${\displaystyle$},)$

따라서 컴프레서 보정 속도는 보정된 엔진 질량 흐름을 대체하고 베타는 컴프레서 압력 비율을 대체합니다.

반복 제약 조건(또는 일치하는 수량)

부과되는 세 가지 제약사항은 일반적으로 이전과 유사합니다.

1) 엔진 일치(예:${\displaystyle F_{}{}_{}}$n \ $displaystyle F$_ { $n$} , $$ e \ $displaystyle$ w $_${ \ $mathrm${$fe }$ , } $tた$ 、 $3$ \ $displaystyle$T _ { \ mathrm {$3} }$ , , , , , ,$$, etc etc 。

2) 노즐 영역(예:${\displaystyle {A\mathrm{}}_{}}$ 8 ${\displaystyle {\mathrm{g}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{e}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{m}}_{}}$ e ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{i}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{d}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{e}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{s}}_{}}$ n${\displaystyle {}_{}}${ $displaystyle$A _ { \ $mathrm${ 8 $geometric$ design } ,$$} $vs$ ${\displaystyle {A\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{8}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$/ ${\displaystyle {C\mathrm{}}_{}}$ d ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle 、{}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{l}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ \ $displaystyle$ A _ { \ $mathrm${ 8 calc } } / C _ { \ $mathrm${ $dcalc }$} } } } 。

3) 터빈 흐름 용량(${\displaystyle {예\mathrm{}}_{}}$: w 4 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}{}_{}}{\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ l {\displaystyle $w_{\mathrm {4$ corcalc$}},}$ $vs$ w ${\displaystyle {\mathrm{4}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{t}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{u}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{b}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{h}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{a}}_{}{}_{}}$r {\$displaystyle w_{\mathrm {4$ corcarbchar$}},})$

콤플렉스 오프 설계 계산 시 컴프레서 맵의 작동 지점은 ${\displaystyle {컴프레서\mathrm{}}_{}}$ 질량 흐름, 압력 비율 및 효율의 추정치를 얻기 위해 지속적으로 추정됩니다(N ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}{}_{}}{\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ r {$displaystyle N_{\mathrm {cor},}$ $및$ β {$displaystyle {beta$ $\},\}).$연소 계산이 완료되면 암시적 컴프레서 기계식 샤프트 속도를 사용하여 터빈 보정 속도를 추정합니다($예{\displaystyle {}_{}}$: ${\displaystyle {N\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{t}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{u}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{b}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}{}_{}}$r { $displaystyle N_{\mathrm {터브코어}$},}).$$일반적으로 터빈 부하(요구 전력) 및 진입 흐름 및 온도는 터빈 엔탈피 강하/흡입 온도(예$:{\displaystyle }$ ${\displaystyle h}$H /${\displaystyle {}_{}T}$ ) ${\displaystyle {\mathrm{t}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{u}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ b${\displaystyle {}_{}}${ $display ({\delta }H/T)_{\mathrm {turb},})$를 추정하는 데 사용됩니다.터빈 보정 속도 및 엔탈피 강하/흡입 온도 매개 변수는 터빈 맵에서 터빈 보정 흐름 추정치(${\displaystyle {w\mathrm{}}_{}}$ 4 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{t}}_{}}$${\displaystyle {}_{}}$${\displaystyle {\mathrm{u}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{b}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{h}}_{}}$ a${\displaystyle {}_{}}{\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ { {\$display w_{\mathrm {4$ corturbchar}$}$ $\}$ , )와 효율성(예: ${\displaystyle {\mathrm{t}}_{}}$ p {\$display style }$ {\mathrm {\$t}$ {{$t})$을 구하는 데 사용됩니다.그런 다음 터빈, 제트 파이프 및 노즐을 통해 일반적인 방식으로 계산이 계속됩니다.제약조건이 허용범위 내에 있지 않은 경우 반복엔진은 반복변수를 다시 추측하고 반복루프를 재시작합니다.

LHS에는 설계점 조건으로부터 제트 엔진을 조절하는 효과를 나타내는 설계 외 계산 결과가 몇 가지 표시되어 있습니다.생성된 라인은 위에 표시된 작업 라인과 유사하지만 이제 컴프레서 맵에 중첩되어 보정된 샤프트 속도와 컴프레서 서지 마진을 나타냅니다.

퍼포먼스 모델

정교함이 무엇이든, 오프 디자인 프로그램은 엔진의 설계 외 성능을 예측하는 데 사용될 뿐만 아니라 설계 프로세스(예: 구성 요소 응력을 지원하기 위한 최대 축 속도, 압력, 온도 추정 등)에도 사용됩니다.다른 모델은 다양한 개별 구성 요소(예: 컴프레서의 로터 2)의 거동을 시뮬레이션하기 위해 구성됩니다.

설치 효과

대부분의 경우 설계점 계산은 미장착 엔진에 대한 것입니다.설치 효과는 일반적으로 설계 외 조건에서 발생하며 엔진 용도에 따라 달라집니다.

부분적으로 장착된 엔진에는 다음과 같은 효과가 있습니다.

a) 압력 회복률이 100% 미만인 실제 섭취량

b) 실내/기체 조절 및 항전 냉각을 위해 압축 시스템에서 블리딩되는 공기

c) HP 샤프트의 오일 및 연료 펌프 부하

또한 완전히 장착된 엔진에서는 다양한 드래그가 엔진의 유효 순 추력을 잠식합니다.

1) 흡기구에서 공기를 흘리면 항력이 생깁니다.

2) 뜨거운 노즐에서 나오는 배기 가스가 노즐 플러그의 외부 부분(해당하는 경우)을 문지르고 끌림을 발생시킬 수 있습니다.

3) 제트 엔진이 민간 터보 팬인 경우 냉간 노즐에서 나오는 바이패스 공기가 가스 발생기 뚜껑과 주탑의 침수 부분(해당하는 경우)을 문지르고 끌림을 발생시킬 수 있습니다.

위에서 계산한 순추력에서 스로틀 의존 항력(해당하는 경우)을 차감하면 스트림 튜브 순추력을 얻을 수 있습니다.

그러나 다른 설치 효과가 있습니다. 즉, 노출된 팬 뚜껑과 관련 주탑(해당하는 경우)을 에어 스크러빙하면 항력이 발생합니다.유량관 순추력에서 이 용어를 차감하면 엔진에 의해 적절한 기체에 가해지는 힘이 산출된다.

엔진이 기체 내에 파묻혀 있는 일반적인 군사 시설에서는 위의 일부 설치 효과만 적용됩니다.

과도 모델

지금까지 정상 상태 성능 ^[10][11]모델링을 살펴보았다.

설계 외 계산에 대한 비교적 작은 조정에 의해 대략적인 과도 성능 모델을 개발할 수 있다.과도 가속도(또는 감속)는 0.01초 지속시간의 많은 작은 시간 단계를 포함하는 것으로 가정한다.각 시간 단계 동안 축 속도는 순간적으로 일정하다고 가정합니다.변경된 설계 외 반복에서는 $N{\displaystyle }${\$displaystyle$ N$}$이(가) 동결되고 새로운 변수인 초과 터빈 출력 ${\displaystyle {\delta }_{}}$ P${\displaystyle {}_{}}$w {$delta }P_{w$가 대신 부동할 수 있습니다.반복이 수렴된 후에는 초과 동력이 축 속도의 변화를 추정하는 데 사용됩니다.

지금:

가속도 토크 = 스풀 관성 * 샤프트 각 가속도

$δ${$displaystyle$} { \ displaystyle $}$ $$=$I$ { \ $displaystyle$I$$, } $$$$\ $displaystyle$ $dN$$,$ $$} /$$ t { $displaystyle$dt ,

재배치:

$(\$ $dN$$,)$ =$$ $(\$$displaystyle {\displaystyle}$ /(\$$$displaystyle$ I$,)$ $K$$(\$ K$,$ ))$$ ${\displaystyle d}$ t$$(\$displaystyle dt,$ )

단,

$w${ $displaystyle$} P$_$ {$$w , $$} $=$ 2 {$$$displaystyle$ 2,$$}${\displaystyle }\pi$${\displaystyle }$ $N${ $displaystyle$ \$$$$${\displaystyle }$$}$ $、$ $kdisplay$ kdisplaydisplay / $1$ { displaystyle$K$ _ {$1$ }

그래서:

$(\$ =$$ (${\displaystyle K1}$${\displaystyle (\backslash {}_{}}$$displaystyle K_$${1},})$$P_{$w$\}$ / $($${\displaystyle }$\$displaystyle$ 2$,})$${\displaystyle }$/ (\$displaystyle$I$,}$ $N$${\displaystyle }$$(\$ K_{$w$$})$ $(\$$displaystyle$ ${\displaystyle D}$$)$

또는 대략:

$n$ N$${$displaystyle$} ${\displaystyle {}_{}}$$$= (${\displaystyle {}_{}}{\displaystyle {K\mathrm{}}_{}}$ 2 { $displaystyle$$K_{$2} $δ$ P$w$ {$$w $$$}$ / ( $I${ \$$$displaystyle$${\displaystyle }$ , ) $N$}$$ ${\displaystyle \delta }$δ δ \$displaystyle$ K _ { }$t$)

이 축 속도의 변화는 다음 시간 간격의 새로운(동결) 축 속도를 계산하는 데 사용됩니다.

${\displaystyle {}_{}}$$N$ ${\displaystyle {\mathrm{w}}_{}{}_{}}${\$displaystyle N_$${\$$mathrm {new},}$ =$$ ${\displaystyle {N\mathrm{}}_{}}$$$${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{l}}_{}{}_{}}$d {\$displaystyle$ {old$},}$ + N {\$displaystyle {\$ N,

위에서 설명한 모든 프로세스가 새로운 시간에 대해 반복됩니다.

${\displaystyle {t\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{n}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{w}}_{}{}_{}}${\$displaystyle t_{\mathrm {new},}$ =$$ ${\displaystyle {\mathrm{to}}_{}}$ l${\displaystyle {}_{}}{\displaystyle {\mathrm{d}}_{}}$ {\$displaystyle t_{\mathrm {old}},}$ + +$$ ${\displaystyle t}$ t${$ $displaystyle$ {\displaystyle$}t,}$

과도 상태의 시작 지점은 일정한 상태 지점(예: 지상 공회전, 해수면 정적, ISA)입니다.예를 들어 시간 대비 연료 흐름의 램프는 예를 들어 슬램 가속(또는 감속)을 시뮬레이션하기 위해 모델에 공급됩니다.과도 계산은 먼저 시간 0에 대해 수행되며, 엔진이 일치할 때 연료 흐름이 정상 상태로 유지되므로 터빈 출력이 0이 됩니다.정의에 따르면 첫 번째 과도 계산은 기준 정상 상태 포인트를 재현해야 합니다.${\$style $tnew}$의 연료 유량은 연료 유량 램프에서 계산되며, 다음 과도 반복 계산에서 수정된 엔진 일치로 사용됩니다.이 프로세스는 과도 시뮬레이션이 완료될 때까지 반복됩니다.

위에서 설명한 과도 모델은 관성 효과만 고려하고 다른 효과는 무시하기 때문에 매우 조잡하다.예를 들어, 과도 조건에서는 체적(예: 제트파이프)으로 가는 진입 질량 흐름이 출구 질량 흐름과 같을 필요는 없습니다. 즉, 체적이 가스를 저장하거나 배출하는 축전지의 역할을 할 수 있습니다.마찬가지로 엔진 구조의 일부(예: 노즐 벽)는 가스 흐름에서 열을 추출하거나 추가할 수 있으며, 이는 해당 구성 요소의 배출 온도에 영향을 미칠 수 있습니다.

단일 스풀 터보제트의 슬램 가속 중에 컴프레서의 작동 라인은 정상 상태 작동 라인에서 벗어나 곡선을 그리는 경향이 있으며, 처음에는 서지 방향으로 이동하다가 연료 흐름이 새롭고 더 높은 정상 상태 값에 도달함에 따라 서서히 정상 상태 라인으로 되돌아갑니다.초기 과급유 시 스풀의 관성으로 인해 샤프트 속도가 빠르게 가속되지 않는 경향이 있습니다.당연히 추가 연료 흐름으로 인해 터빈 로터 입구 온도(${\displaystyle R}$ I ${\displaystyle T}$\$displaystyle$ RIT$,)$가 증가합니다. 터빈은 두 초크 평면(즉, 터빈과 노즐 후두부) 사이에서 작동하므로 터빈 압력 비율과 그에 상응하는 온도 강하/진입 온도$({\displaystyle \mathrm{}{}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{tu}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{b}/}_{}R}$ ${\displaystyle I}$T \$trip$ style$)$$각도$ T_${\mathrm {turb} }/$RIT$,\}$은(는) 거의 일정하게 유지됩니다.${\displaystyle \mathrm{RI}}$ T$($ RIT$)$가 증가하므로 $터빈{\displaystyle }$ 및 터빈 출력 전체에서 온도가 떨어집니다.이러한 추가 터빈 출력은 컴프레서 전체의 온도 상승을 증가시키며, 따라서 컴프레서 압력 비율을 증가시킵니다.압축기의 보정속도는 거의 변하지 않기 때문에 작업점은 대략 일정한 보정속도의 라인을 따라 위쪽으로 이동하는 경향이 있습니다.시간이 경과함에 따라 샤프트가 가속하기 시작하고 방금 설명한 효과가 감소합니다.

슬램 감속 중에는 반대 경향이 관찰됩니다. 즉, 과도 컴프레서 작동 라인이 정상 상태 라인 아래로 내려갑니다.

터보팬의 고압(HP) 컴프레서의 과도 동작은 위에서 설명한 단일 스풀 터보젯의 경우와 유사합니다.

퍼포먼스 소프트웨어

수년간 다양한 유형의 가스터빈 엔진의 설계, 설계 외 및 과도 성능을 추정하기 위해 수많은 소프트웨어 패키지가 개발되었습니다.대부분은 다양한 에어로 엔진 제조업체에 의해 사내에서 사용되지만, 일반 대중은 몇 가지 소프트웨어 패키지를 이용할 수 있습니다(예: NPSS http://www.npssconsortium.org, GasTurb http://www.gasturb.de, EngineSim http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12//http/ngsim.http, GSP https://www.gspteam.com/, PROOSIS http://www.proosis.com).

허스크 플롯

허스크 플롯은 제트 엔진의 성능을 요약하는 간결한 방법입니다.다음 섹션에서는 플롯이 생성되는 방법과 사용할 수 있는 방법에 대해 설명합니다.

스러스트/SFC 루프

연료 흐름/순 추력으로 정의되는 특정 연료 소비량(SFC)은 엔진의 전체 열(또는 연료) 효율을 반영하는 중요한 매개변수이다.

엔진이 감속되면 엔진 사이클의 변화(예: 전체 압력비)와 구성 요소 성능의 변화(예: 컴프레서 효율)로 인해 순 추력을 가진 SFC가 변화합니다.플롯이 표시될 때 결과 곡선은 스러스트/SFC 루프라고 합니다.이러한 곡선의 패밀리는 해수면, 표준일, 비행 속도 범위에 걸친 조건에서 생성될 수 있다.이 곡선군을 사용하여 허스크 그림(RHS)을 개발할 수 있습니다.순추력 척도는 단순히 ${\displaystyle Fn}$ / ${\displaystyle \{\backslash }$ (\$displaystyle$ $Fn/{\delta$ )로 라벨이 바뀝니다. 여기서 ${\displaystyle \{\backslash }$ (\displaystyle {\$delta},$ )는 주변 압력의 상대적인 라벨이고, ${\displaystyle \mathrm{SFC}}$ 척도는 S F ${\displaystyle C}$/ ${\displaystyle \{\backslash }$ (\$displaystyle SFC/{\sqrta},$ ta$})$로 $라벨$이 바뀝니다${\displaystyle .}$결과 그래프는 스로틀 설정 범위에 대한 모든 고도, 비행 속도 및 기후에서 엔진 순 추력 및 SFC를 추정하는 데 사용할 수 있습니다.

그림에서 점을 선택하면 순추력이 다음과 같이 계산됩니다.

${\displaystyle Fn=(Fn/{\delta})\cdot {\cdot}$

주변 압력의 감소로 인해 순 추력은 고도에 따라 떨어집니다.

대응하는 SFC는 다음과 같이 계산됩니다.

${\displaystyle SFC=(SFC/{\sqrt {theta }})\cdot {\cdot {\theta }$

허스크 플롯의 특정 지점에서 SFC는 주변 온도(예: 고도 증가 또는 한랭 기후)의 감소와 함께 떨어집니다.SFC가 비행 속도에 따라 증가하는 기본적인 이유는 램 드래그(ram drag)의 암묵적인 증가입니다.

허스크 플롯은 제트 엔진의 성능을 요약하는 간결한 방법이지만, 고도에서 얻은 예측은 약간 낙관적일 것입니다.예를 들어, 주변 온도가 11,000m(36,089ft) 고도 이상으로 일정하게 유지되기 때문에 고정 비차원 지점에서 Husk 플롯은 고도가 증가해도 SFC에 변화를 주지 않는다.실제로는 레이놀즈 수치가 하락했기 때문에 SFC의 소폭의 꾸준한 증가가 있을 것이다.

추력 감퇴

제트 엔진에 대해 인용된 공칭 순 추력은 일반적으로 국제 표준 대기(ISA) 또는 더운 날 조건(예: ISA+10°C)에 대한 해수면 정적(SLS) 조건을 참조한다.예를 들어 GE90-76B의 이륙 정적 추력은 SLS, ISA+15°C에서 76,000파운드힘(360kN)입니다.

당연히 공기 밀도가 낮기 때문에 고도에 따라 순추력이 감소합니다.그러나 비행 속도 효과도 있습니다.

처음에는 항공기가 활주로를 따라 속도를 올리면 흡입구의 램 상승이 매우 작기 때문에 노즐 압력과 온도가 거의 증가하지 않습니다.질량 흐름에도 변화가 거의 없을 것이다.결과적으로 노즐 총 추력은 처음에는 비행 속도에 따라 약간만 증가한다.그러나 (기존 로켓과 달리) 공기 호흡 엔진이기 때문에 대기 중 기내 공기를 흡입하는 데 따른 벌칙이 있습니다.이를 램 드래그라고 합니다.정적 조건에서는 벌칙이 0이지만, 순추력 침식을 야기하는 비행 속도에 따라 급격히 증가한다.

이륙 후 비행 속도가 증가하면 흡기구의 램 상승이 노즐 압력/온도 및 흡기 기류에 큰 영향을 미치기 시작하여 노즐 총 추력이 더욱 빠르게 상승합니다.이제 이 용어는 여전히 증가하는 램 드래그를 상쇄하기 시작하고, 결국 순 추력이 증가하기 시작합니다.일부 엔진에서는, 예를 들어 마하 1.0의 순추력이며, 해수면은 정적추력보다 약간 더 클 수 있습니다.마하 1.0 이상에서는 아음속 흡입구 설계로 충격 손실이 순추력을 감소시키는 경향이 있지만, 적절히 설계된 초음속 흡입구는 흡입 압력 회복의 감소를 줄 수 있으므로 순추력이 초음속 상태에서 계속 상승할 수 있다.

위에서 설명한 추력 감차는 설계 고유의 추력 및 어느 정도 흡기 온도로 엔진을 정격화하는 방법에 따라 달라집니다.엔진 등급을 매기는 세 가지 방법은 위의 허스크 그림에 나와 있습니다.엔진은 ${\displaystyle \mathrm{일정}}$한 터빈 입구 온도(플롯에 S O ${\displaystyle T}$/ ${\displaystyle \{\backslash }$ {\$display style$ SOT$/{\theta$로 $표시$됨)에서 정격될 수 있습니다. 또는 N ${\displaystyle F\sqrt{}{}_{}}$/ ${\displaystyle \{\backslash }$ {\$displaystyle N_{F}/{\sqrt {t$ {ta$\},\})$로 표시된 일정한 기계적 샤프트 속도를 가정할 수 있습니다. 다른 압축기.N ${\displaystyle F_{}}$/ ${\displaystyle t_{}}$ T${\displaystyle {}_{}}${ $displaystyle N_{F}/{\sqrt {theta$}}$_{T$로 $표시$된 peed. 비행 마하 수치에 따른 순 추력 변화는 허스크 플롯에서 명확하게 볼 수 있습니다.

기타 경향

또한 허스크 그림을 사용하여 다음 모수의 추세를 나타낼 수 있습니다.

1) 터빈 진입 온도

${\displaystyle SOT=(SOT/{\theta })\cdot {\theta },}$

따라서 주변 온도가 떨어지면(고도를 높이거나 더 차가운 기후를 통해) 터빈 진입 온도도 떨어져 허스크 플롯의 동일한 비차원 지점에 있어야 합니다.다른 모든 비차원 그룹(예: 보정된 흐름, 축방향 및 주변 마하 수, 압력비, 효율성 등)도 일정하게 유지됩니다.

2) 기계축 속도

${displaystyle N_{F}=(N_{F}/{\sqrt {theta }})\cdot {cdot {\theta },$

외부 온도가 떨어지면(고도를 높이거나 더 차가운 기후를 통해) 기계적 축 속도도 감소해야 동일한 비차원 지점을 유지할 수 있습니다.

정의상 컴프레서 보정 속도 ${\displaystyle {NF}_{}}$/ ${\displaystyle t_{}}$ T${\displaystyle {}_{}}${\$displaystyle N_{F}/{\sqrt {theta$}}$_{T$는 주어진 비차원 지점에서 일정하게 유지되어야 합니다.

정격 퍼포먼스

시민

오늘날, 토목 기관차는 보통 '킹 포인트' 기후까지 순추력 정격을 갖습니다.따라서 주어진 비행 조건에서 순 추력은 (HP) 터빈 로터 입구 온도(RIT 또는 SOT)를 증가시킴으로써 매우 광범위한 주변 온도에 걸쳐 거의 일정하게 유지됩니다.단, 꼬임 지점을 벗어나면 SOT는 일정하게 유지되며 주변 ^[12]온도의 추가 상승을 위해 순 추력이 떨어지기 시작한다.따라서 항공기 연료 부하 및/또는 페이로드가 감소해야 한다.

일반적으로, 주어진 정격에 대해, 킨크 포인트 SOT는 고도 또는 비행 속도에 관계없이 일정하게 유지됩니다.

일부 엔진에는 '덴버 범프'로 알려진 특수 등급이 있습니다.이는 여름 몇 달 동안 CO, 덴버에서 완전히 적재된 항공기가 안전하게 이륙할 수 있도록 평소보다 높은 RIT를 호출한다.덴버 공항은 여름에 매우 덥고 활주로가 해발 1마일 이상이다.이 두 가지 요소는 모두 엔진 추력에 영향을 미칩니다.

군사의

군용 엔진에 사용되는 등급 시스템은 엔진마다 다릅니다.전형적인 군사 등급 구조는 왼쪽에 표시되어 있습니다.이러한 정격 시스템은 터보 기계에 가해지는 공기역학 및 기계적 한계를 고려하면서 선택한 엔진 사이클에서 사용 가능한 추력을 극대화합니다.흡기 온도의 특정 범위에서 항공기의 임무를 충족하기에 충분한 추력이 있는 경우, 엔진 설계자는 터빈 로터 입구 온도를 낮추고 그에 따라 엔진 수명을 개선하기 위해 표시된 일정을 단축할 수 있다.

흡기 온도가 낮을 때 엔진은 최대 보정 속도 또는 보정 흐름으로 작동하는 경향이 있습니다.흡기 온도가 상승하면 (HP) 터빈 로터 입구 온도(SOT)에 대한 제한이 적용되어 보정된 흐름이 점진적으로 감소합니다.더 높은 흡기 온도에서는 컴프레서 공급 온도(T₃)에 대한 제한이 호출되어 SOT 및 보정된 흐름이 모두 감소합니다.

설계 흡기 온도의 효과는 오른쪽에 나와 있습니다.

설계 T가₁ 낮은 엔진은 높은 보정 흐름과 높은 로터 터빈 온도(SOT)를 결합하여 낮은₁ T 조건(예: 마하 0.9, 30000ft, ISA)에서 순 추력을 극대화합니다.그러나 터빈 로터 입구 온도는 T가 증가할수록₁ 일정하게 유지되지만 보정된 흐름의 지속적인 감소가 발생하여 높은₁ T 조건(예: 마하 0.9, 해수면, ISA)에서 순 추력이 저하됩니다.

설계₁ T가 높은 엔진은 낮은₁ T 조건에서 높은 보정 유량을 가지지만, SOT는 낮기 때문에 순 추력이 떨어진다.높은₁ T 조건에서만 높은 보정 흐름과 높은 SOT의 조합이 있어 우수한 추력 특성을 제공합니다.

이 두 극단 사이의 타협은 중간 흡기 온도(290 K 등)를 설계하는 것입니다.

SOT 고원을 따라 T가 증가하면 엔진이₁ 감속하여 보정된 공기 흐름과 전체 압력 비율이 모두 감소합니다.그림과 같이, 이 차트는 낮은 설계 T 사이클과₁ 높은 설계 T 사이클 모두에 대한 공통₃ T 한계를 나타냅니다.대략적으로 말하면, T 한계치는₃ T 브레이크₃ 포인트의 일반적인 전체 압력 비율에 해당합니다.두 사이클 모두 T가 감소함에 따라 스로틀₁ 설정이 증가하지만, 낮은 설계의₁ T 사이클은 보정된 속도 제한에 도달하기 전에 더 큰 '스풀업'을 수행합니다.이것에₁ 의해, 저설계 T사이클은 설계 전체의 압력비가 ^[13]높아진다.

명명법

• $\$ A$,$ } 흐름$$ ${\displaystyle \mathrm{영역}}$
• ${\displaystyle A_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{8}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ c${\displaystyle {}_{}}$\ $displaystyle$ A _ { \ $mathrm${ 8 $calc$} , ,$$} 계산$$ 노즐 유효 후두 면적
• ${\displaystyle {\mathrm{A}}_{}}$ 8 ${\displaystyle {\mathrm{d}}_{}}$ e ${\displaystyle {\mathrm{s}}_{}{}_{}}{\displaystyle {\mathrm{p}}_{}}$ \ $style$ A _ { \ $mathrm${ 8 $despt }$ , , , } 설계점$$ 노즐 유효 후두 영역
• ${\displaystyle {A\mathrm{}}_{}}$ 8 ${\displaystyle {\mathrm{g}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{e}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{m}}_{}}$ e ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ i ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{d}}_{}}$ e ${\displaystyle {\mathrm{s}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{n}}_{}{}_{}}$\ $displaystyle$A _ { \ $mathrm${ 8 $Geometric$design $}$ , , , }노즐$$ 기하학적 후두부
• ${\displaystyle }$α$디스플레이$ 스타일 {\$alpha },}$축$$ ${\displaystyle \mathrm{각가속도}}$)
• ${\displaystyle }$β${\displaystyle }${\$displaystyle${\$displaystyle},$ 압축기$$ 특성을 수정한 속도 라인을 분석하는 ${\displaystyle \mathrm{임의}}$ 라인
• ${\displaystyle {C\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{p}}_{}{}_{}}$c \ $displaystyle$ C _ { \ $mathrm${ $pc$} , ,$$}공기압의$$ 비열
• ${\displaystyle {C\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{p}}_{}}$ t${\displaystyle {}_{}}$\ $displaystyle C_{\mathrm {pt} },}$ 연소$$ 생성물용 비열
• ${\displaystyle {C\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{d}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}{}_{}}$c {\$displaystyle$ C_${\mathrm {dcalc} },}$ 계산된$$ 노즐 배출 계수
• ${\displaystyle C_{}{}_{}}$x {\$displaystyle C_{x},}$ 스러스트$$ 계수
• ${\displaystyle \S }$ ${\displaystyle$ {\delta$$},} 주변$$ 압력/해면 주변 ${\displaystyle \mathrm{압력}}$
• ${\displaystyle (}$ ${\displaystyle h}$H /${\displaystyle {}_{}T}$ ) ${\displaystyle {\mathrm{tur}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{b}}_{}{}_{}}${ $displaystyle$({\$delta }H/T)_{\mathrm {turb}},}$ 터빈$$ 엔탈피 강하/흡입 온도
• $§ 기계축 속도$
• ${\displaystyle }$∙${\displaystyle {}_{}P{}_{}}$ $w$ \$displaystyle$ \ delta $} P$_ {$$w , }축$$ 출력 ${\displaystyle \mathrm{초과}}$
• ${\displaystyle \S }$ ${\displaystyle},{\$displaystyle$},초과축토크$
• ${\displaystyle {}_{}}$§ $c {\displaystyle {\mathrm${pc$}$},} ${\displaystyle {\mathrm{컴프레서}}_{}}$ 폴리트로픽 효율
• ${\displaystyle {}_{}}$§ $t {\displaystyle {\mathrm {pt},}$ 터빈$$ 폴리트로픽 ${\displaystyle {\mathrm{효율}}_{}}$
• $\$ g$,}$ 중력 가속도$$
• $디스플레이 스타일$ F_${g$$},)$ 총 추력
• $디스플레이 스타일$ F_${n},)$ 순추력$$
• $displaystyle F_{r},}$ 램$$ 드래그
• ${\displaystyle {}_{}\S {}_{}}$ $c {\displaystyle {\mathrm {c}$ 공기에$$ 대한 특정 발열 ${\displaystyle {\mathrm{비율}}_{}}$
• ${\displaystyle {}_{}\bullet {}_{}}$ $t$ \$displaystyle \ mathrm${ $t }$ 연소 $생성물$ 비열 ${\displaystyle {\mathrm{비율}}_{}}$
• $관성 스풀$을 합니다
• $\$ J$,$ 기계적인$$ 열의 상당량
• $(\$ K$,}$ 상수$$
• $K$ 1$displaystyle$ K_{$1},}$ 상수$$
• ${\displaystyle {K\mathrm{}}_{}}$ 2$표시 스타일$ K_${2},}$ 상수$$
• $M\$ M$,}$ 비행$$ 마하 번호
• $N${\$displaystyle$ N$,}$ 컴프레서$$ 기계식 샤프트 속도
• ${\displaystyle {N\mathrm{}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}{}_{}}{\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ r {\$displaystyle$ N_${\mathrm {cor}},}$ 컴프레서$$ 보정축 속도
• $N$ ${\displaystyle {\mathrm{t}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{u}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}{}_{}}$r {\$style$N_{\$mathrm {turbcor}},}$ 터빈$$ 보정 축 속도
• $\$ p$,}$ 정압$$
• ${\displaystyle P}$\ $display style$ P ,$$} 정체$$(또는 총) 압력
• ${\displaystyle {P\mathrm{}}_{}}$ 3${\displaystyle {}_{}}$/ ${\displaystyle {P\mathrm{}}_{}{}_{}}$2({$디스플레이 스타일$ P_{$3}/P_{2},})$ 컴프레서$$ 압력비
• ${\displaystyle p}$ ${\displaystyle r}$ f$$\ $display$ style $prf$ ,$$} 흡기$$ 압력 회복 계수
• ${\displaystyle R}${\$displaystyle$ R$,}$ 가스$$ 상수
• ${\displaystyle \S }$ $(\displaystyle$\rho$$$\,$ )$밀도$
• $($ SFC$)$ 고유$$ 연료 소비량
• ${\displaystyle S}$ ${\displaystyle O}$T($디스플레이 스타일$ SOT$,$ 스테이터$$ 출구 온도)
• ${\displaystyle R}$ ${\displaystyle I}$ T$($ RIT$,)($터빈) 로터 입구 온도
• $\$ t$,}$ 정적$$ 온도 또는 시간
• ${\displaystyle T}$\ $displaystyle$ T ,$$} 정체$$(또는 총) 온도
• ${\displaystyle {T\mathrm{}}_{}}$ 1$디스플레이 스타일$ T_${1},}$ 흡기$$ 정체 온도
• $T$ 3${\displaystyle {}_{}}${\$displaystyle$ T_${3},}$ 컴프레서$$ 공급 총 온도
• ${\displaystyle \S }$ ${\displaystyle$ {\theta$$}, 주변$$ 온도 / 해수면, 표준일, 주변 ${\displaystyle \mathrm{온도}}$
• ${\displaystyle {}_{}}$§ $T$\$displaystyle$ \ $theta } _$ { T$$} 총온도 / 해수면, 표준일, ${\displaystyle {\mathrm{주변온도}}_{}}$
• $($ V$)$ 속도$$
• $\$ w$,}$ 매스플로우$$
• ${\displaystyle {w\mathrm{}}_{}}$ 4 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ r ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{a}}_{}}$ l${\displaystyle {}_{}}{\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ {$style w_{\mathrm {4corcalc}},}$ 계산된$$ 터빈 엔트리 보정 흐름
• ${\displaystyle {w\mathrm{}}_{}}$ 2 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}{}_{}}$r \ $displaystyle w_{\mathrm {2cor} },}$ 컴프레서의$$ 흡기 흐름 수정
• ${\displaystyle {w\mathrm{}}_{}}$ 4 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{e}}_{}}$ s ${\displaystyle {\mathrm{p}}_{}}$ t${\displaystyle {}_{}}${ $displaystyle$w _ { \ $mathrm${ 4 spairespt $}$, , } 설계점$$ 터빈
• ${\displaystyle {w\mathrm{}}_{}}$ 4 ${\displaystyle {\mathrm{c}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{o}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{t}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{u}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{r}}_{}}$ b ${\displaystyle {\mathrm{h}}_{}}$ ${\displaystyle {\mathrm{a}}_{}{}_{}}$r {\$displaystyle$w_${\mathrm$ {4 subserbchar$}},}$ 터빈 특성(또는 맵)으로부터의$$ 엔트리 플로우를 수정
• $w$ f$displaystyle$w_${\mathrm {fe}},}$ 연소기$$ 연료 흐름

메모들

레퍼런스

• Kerrebrock, Jack L. (1992) 항공기 엔진 및 가스터빈, MIT Press, 매사추세츠 주 캠브리지. ISBN 0 262 11162 4