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Motor turbofan utilizado en los B 747.

Motor turbofan utilizado en los B 747.

Los motores de aviación tipo turbofan, son la nueva generación de motores a reacción que reemplazo a los motores turbojet. Se caracterizan por tener un ventilador (fan) en la parte frontal del motor desde el cual el aire se divide en dos tipos: Aire de bypass y aire primario. Este tipo de motores tiene las ventajas de consumir menos combustible (aerokerosene JPA1) lo cual resulta más económico para el operador, contaminan menos el aire y reducen la contaminación sonora.

Tabla de contenidos

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Clasificación [editar]

  • Turbofan de Bajo índice de derivación (Bypass). Poseen desde 1 hasta 3 ventiladores en la parte frontal por medio de los cuales se produce parte del empuje de la aeronave. Se caracterizan por tener un porcentaje de flujo de bypass con respecto al flujo total que entra al motor de un 10 a un 65%.
  • Turbofan de Alto índice de derivación (Bypass). Estos motores representan una generación más moderna, en la cual la mayor parte del empuje del motor proviene de un solo gran ventilador situado en la parte delantera del motor cuyo movimiento proviene de un eje conectado directamente a una serie de turbinas independientes de las demás. Esto trae como resultado un menor consumo de combustible a velocidades de entre 650 y 900 km/h que son las velocidades en las cuales se realizan muchos de los vuelos comerciales de más de 30 minutos de duración.

Componentes [editar]

Diagrama de funcionamiento del turbofan. Sistema de baja presión en verde. Sistema de alta presión en púrpura

Diagrama de funcionamiento del turbofan. Sistema de baja presión en verde. Sistema de alta presión en púrpura
  • Fan: situado al frente del motor (Aunque hay que tomar en cuenta que también puede colocarse en la parte trasera, no siempre en la delantera). La propulsión comienza en él. A través de él, circula el flujo de aire que se divide en dos corrientes: la principal o bypass air que es mayor a un 65% del total para los motores turbofan de alto bypass y es entre el 10% y 65% para los motores turbofan de bajo bypass. La corriente secundaria llamada primary air, que se trata del porcentaje restante representa la cantidad de aire que entra a los compresores y a la cámara de combustión. Normalmente se consideran los motores turbofan más eficientes a medida que poseen un mayor grado de bypass, llegando este de ser hasta del 95% en algunos motores de ultima generación. Aunque tiene muchas ventajas como una disminución el el ruido, la contaminación, el consumo especifico de combustible y el rendimiento; un aumento en el bypass reduce el empuje especifico a velocidades cercanas o superiores a las del sonido, por lo que para aeronaves militares supersónicas se utilizan motores turbofan de bajo bypass aunque actualmente todavía quedan muchos casos de aeronaves comerciales utilizando motores de bajo bypass (como el JT8D)
  • Compresores: el flujo de aire secundario pasa a través de diversas etapas de compresores que giran en el mismo sentido del fan. Comúnmente se poseen compresores de alta y de baja presión en distintos ejes. A través de estos compresores se consigue un aumento significativo de la presión y la temperatura del aire.
  • Cámara de combustión: una vez realizada la etapa de compresión, el aire sale con una presión treinta veces superior de la que tenía en la entrada y a una temperatura próxima a los 600 ºC. Se hace pasar este aire a la cámara de combustión, donde se mezcla con el combustible y se combustiona la mezcla, alcanzándose una temperatura superior a los 1100 ºC.
  • Turbinas: el aire caliente que sale de la cámara, pasa a través de los álabes de varias turbinas, haciendo girar diversos ejes. En los motores turbofan de bajo bypass se mueven con un mismo eje, el compresor de baja presión junto con el fan; mientras que para los turbofan de alto bypass se posee un eje para cada componente (fan, compresor de baja presión y compresor de alta presión).
  • Escape: una vez el aire caliente ha pasado a través de las turbinas, es expulsado a través del escape en la parte posterior del motor. Las estrechas paredes de este escape fuerzan al aire a acelerarse. El peso del aire, combinado con esta aceleración produce parte del empuje total del motor dependiendo que tipo de turbofan, analizándose como regla general el hecho de que un aumento en el bypass trae como consecuencia una menor participación de la tobera de escape en el empuje total del motor...


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Welcome to BW tool world! We are an experienced tool maker specialized in cutting tools. We focus on what you need and endeavor to research the best cutter to satisfy users demand. Our customers involve wide range of industries, like mold & die, aerospace, electronic, machinery, etc. We are professional expert in cutting field. We would like to solve every problem from you. Please feel free to contact us, its our pleasure to serve for you. BW product including: cutting toolaerospace tool .HSS Cutting toolCarbide end millsCarbide cutting toolNAS Cutting toolCarbide end millAerospace cutting toolФрезерыCarbide drillHigh speed steelMilling cutterCVDD(Chemical Vapor Deposition Diamond )PCBN (Polycrystalline Cubic Boron Nitride) Core drillTapered end millsCVD Diamond Tools Inserts’PCD Edge-Beveling Cutter(Golden Finger’PCD V-Cutter’PCD Wood tools’PCD Cutting tools’PCD Circular Saw Blade’PVDD End Mills’diamond tool Single Crystal Diamond Metric end millsMiniature end millsСпециальные режущие инструменты Пустотелое сверло Pilot reamerFraisesFresas con mango PCD (Polycrystalline diamond) FreseElectronics cutterStep drillMetal cutting sawDouble margin drillGun barrelAngle milling cutterCarbide burrsCarbide tipped cutterChamfering toolIC card engraving cutterSide cutterNAS toolDIN toolSpecial toolMetal slitting sawsShell end millsSide and face milling cuttersSide chip clearance sawsLong end millsStub roughing end millsDovetail milling cuttersCarbide slot drillsCarbide torus cuttersAngel carbide end millsCarbide torus cuttersCarbide ball-nosed slot drillsMould cutterTool manufacturer.

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اصول کار موتور توربوفن

اصول کار موتور توربوفن

توربوفن نوعی موتور جت است که در آن بخش بزرگی از هوای مکیده شده بدون رفتن به اتاق احتراق از روزنه انتهائی خارج می‌شود. این نوع موتور برای سرعت‌های متوسط مناسب است و به‌همین دلیل موتور بیشتر هواپیماهای جت مسافری توربوفن است.

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Tá an t-inneall turbai-fean cosúil leis an inneall turba-scairde. Go bunúsach, bíonn gaothrán nó fean duchtaithe le hinneall turba-scairde suite taobh thiar de, a thugann cumhacht don ghaothrán.

Seolann cuid d'aershrútha an ghaothráin tríd an inneall turbai-scairde, áit a dhóitear é chun cumhachta a thabhairt don ghaothrán. Téann mórchuid den aershrútha áfach i mbealach eile agus gineann sé bunús an tsá nó an fhórsa a bhogann an t-eitleán tríd an aer.

Léiriúchán de 'Scairdinneall turbai-fean', ón taobh istigh.

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Un turboventola Pratt and Whitney provato nella base aerea di Robins, Georgia, USA. La galleria dietro allo scarico del motore serve a raffreddare il flusso ed a diminuirne l'intenso rumore. La grata attaccata davanti alla presa d'aria serve ad evitare l'ingestione da parte del motore di corpi estranei e non è parte integrante dello stesso.

Un turboventola Pratt and Whitney provato nella base aerea di Robins, Georgia, USA. La galleria dietro allo scarico del motore serve a raffreddare il flusso ed a diminuirne l'intenso rumore. La grata attaccata davanti alla presa d'aria serve ad evitare l'ingestione da parte del motore di corpi estranei e non è parte integrante dello stesso.

Il turboventola, o turbofan, è un tipo di motore a getto. A differenza di un normale motore turbogetto, il turboventola utilizza due flussi d'aria separati. Un flusso, detto "flusso caldo", attraversa tutti gli stadi del motore, vale a dire: presa d'aria, che ha la funzione di instradare il flusso generando una prima compressione dell'aria rallentandola, negli stadi successivi, la ventola (uno o più stadi), il compressore, la camera di combustione, la turbina (uno o più stadi), e l'ugello di scarico, dove si esercita tutta la propulsione. Un flusso freddo che invece attraversa solo ventola ed ugello, nel caso di "turboventola a flussi associati", oppure la sola ventola nel caso di "turboventola a flussi separati". Il rapporto tra la portata in massa di flusso freddo e flusso caldo si dice rapporto di diluizione o, in inglese, bypass ratio o BPR.

Tutti gli aeroplani moderni a getto adottano il turboventola, in quanto è il motore che permette il minimo consumo ed ottime prestazioni rispetto al sorpassato turbogetto. Questo per motivi legati alla presenza della ventola e del flusso freddo. Infatti a causa del fatto che il combustibile sia miscelato solo nel flusso caldo, il turboventola genera più spinta a parità di combustibile consumato da un turbogetto, o, che è lo stesso, consuma meno combustibile a parità di spinta con un turbogetto.

Molti aeroplani passeggeri adottano turboventole ad alto rapporto di diluizione, possiamo riconoscerli grazie al loro più grande ingombro frontale, determinato dalla ventola appunto, mentre gli aeroplani ad alte prestazioni, come possono esserlo i caccia, adottano turboventole a basso rapporto di diluizione, per un fatto legato alla loro velocità operativa molto elevata, dove quindi l'ingombro è paragonabile a quello di un turbogetto semplice.

La ventola è mossa da un albero della turbina più a valle, detta turbina di bassa pressione, mentre il compressore è mosso da un altro albero, concentrico e più esterno rispetto al primo, collegato alla turbina più a monte ed immediatamente posta a valle del combustore, detta turbina di alta pressione. Questa configurazione è detta bialbero, ma il compressore potrebbe essere mosso anche da più di un albero, generando configurazioni trialbero.

Il rumore prodotto da questo tipo di motori è strettamente in relazione alla velocità dei gas di scarico. I motori a rapporto di diluizione più alto, cioè a più bassa spinta specifica (spinta per unità di flusso di massa), sono relativamente silenziosi, se comparati con i turbogetti ed i turboventola a basso rapporto di diluizione (e quindi ad alta spinta specifica). Un motore ad bassa spinta specifica ha una velocità allo scarico molto più bassa, per convincercene basta far riferimento all'equazione approssimata della spinta, valida anche per i turbogetti:

T = \dot m (V_s - V_a)

dove \dot m è il flusso di massa che attraversa la presa d'aria nell'unità di tempo (massa diviso tempo), V_s\! è la velocità dei gas di scarico e V_a\! è la velocità di volo.

Quindi la spinta specifica è data da:

\frac{T}{\dot m} = (V_s - V_a)

Così, se l'aeromobile è fermo, la spinta specifica è direttamente proporzionale alla velocità del getto.

Gli aeroplani a getto sono spesso considerati rumorosi, ma un propulsore a pistoni od un turboelica che erogassero la stessa potenza sarebbero molto più rumorosi. La NASA ha una pagina web dedicata al rumore degli aviogetti.

A differenza del turbogetto dove l'unica parte del motore che fornisce la spinta è l'ugello, nel turboventola l'80% circa della spinta è fornito dalla ventola, in inglese fan.

Turboventola a flussi separati [modifica]

Diagramma che illustra un turboventola bialbero ad alto rapporto di diluizione a flussi separati. In verde il complesso a bassa pressione, mentre in blu il complesso ad alta pressione.

Diagramma che illustra un turboventola bialbero ad alto rapporto di diluizione a flussi separati. In verde il complesso a bassa pressione, mentre in blu il complesso ad alta pressione.

L'introduzione degli statori a geometria variabile nel compressore fece sì che i compressori ad alta pressione potessero lavorare senza pericolo di stallo. Questa innovazione fece il suo debutto col General Electric J79, un turbogetto monoalbero militare. Quando il compressore a geometria variabile fu accoppiato alla ventola, fu possibile aumentare drammaticamente la pressione di combustione. Inoltre, una più alta temperatura in turbina, grazie ai nuovi materiali e ai nuovi metodi di raffreddamento, rese possibile adottare delle camere di combustione più piccole.

Queste migliorie portarono anche allo sviluppo di un motore ad alto rapporto di diluizione, dove la ventola elabora una grande quantità d'aria, rispetto al resto del motore. Oggi BPR ≥ 5 sono assai comuni, la ventola assomiglia ad un elica intubata, la quale soffia aria fredda attorno alle componenti del motore più a valle. Il flusso della ventola poi si miscela con quello dell'ugello di scarico, rendendo il motore meno rumoroso. Inoltre la ventola, in questo caso, partecipa alla generazione della spinta insieme all'ugello.

Il primo turboventola ad alto rapporto di diluizione fu il General Electric TF39, progettato per il Lockheed C-5 Galaxy, un enorme aeroplano da trasporto militare. Il General Electric CF6 usava un disegno simile, ma per impiego civile. Seguirono il Pratt & Whitney JT9D, il trialbero Rolls-Royce RB211 e il CFM International CFM56. I più recenti sono il Pratt & Whitney PW4000, il trialbero Rolls-Royce Trent, il General Electric GE90, ed il General Electric GEnx.

La loro grande spinta ed il loro consumo più ridotto resero i turboventola ad alto rapporto di diluizione indispensabili per l'impiego civile.

Una rappresentazione schematica di un turbofan a flussi separati è illustrata in figura. A valle del diffusore (presa d'aria) comune all'intera portata d'aria (principale e secondaria), si trovano alcuni stadi del compressore che costituiscono la ventola e sono attraversati anch'essi dall'intera portata d'aria. Da questo punto in poi i due flussi seguono percorsi diversi. In particolare il flusso secondario non verrà ulteriormente compresso, mentre il flusso primario verrà compresso dal compressore che sviluppa un rapporto di compressione (rapporto tra pressione in uscita e pressione in entrata) superiore a quello della ventola ed è quindi caratterizzato da più stadi. Questa portata evolve successivamente come nel turbogetto semplice sino all'uscita dalla prima turbina. La prima turbina è infatti quella che fornisce la potenza necessaria a muovere il compressore. A valle della prima turbina i gas combusti, ad alta temperatura e a pressione ancora superiore a quella atmosferica, vengono ulteriormente espansi nella seconda turbina che fornisce la potenza necessaria a muovere il fan. Soltanto a valle della seconda turbina il flusso principale verrà accelerato sfruttando la frazione di potenza utile ancora disponibile. Il flusso secondario a valle del fan puo essere accelerato in un ugello. Sebbene l'ugello del flusso secondario sia posizionato lontano dal fan, spesso, soprattutto nel caso di elevate portate di flusso secondario, per risparmiare peso, l'ugello del getto secondario è posizionato appena a valle della ventola.

Turboventola a flussi associati [modifica]

Diagramma che illustra un turboventola bialbero a basso rapporto di diluizione a flussi associati. In verde il complesso a bassa pressione, mentre in blu il complesso ad alta pressione.

Diagramma che illustra un turboventola bialbero a basso rapporto di diluizione a flussi associati. In verde il complesso a bassa pressione, mentre in blu il complesso ad alta pressione.

I primi turbogetti avevano un consumo assai elevato, mentre la pressione di tutto il ciclo come la temperatura interna erano molto limitate dalla tecnologia del tempo. Materiali più evoluti e l'introduzione del doppio compressore adottato da motori come il Pratt & Whitney JT3C, aumentarono le pressioni sostenibili e l'efficienza termodinamica del motore, ma portarono ad una ben povera efficienza propulsiva, dato che i turbogetti in genere avevano un piccolo flusso di massa ed una grande velocità di scarico.

I turboventola a basso rapporto di diluizione furono progettati per migliorare l'efficienza propulsiva riducendo la velocità del getto a valori più vicini alle velocità di volo. Il Rolls-Royce Conway, il primo turboventola, aveva un BPR = 0,3, simile al moderno General Electric F404, motore montato su aerei quali il McDonnell Douglas F/A-18 Hornet. Il turboventola civile degli anni 60', come il Pratt & Whitney JT8D ed il Rolls-Royce Spey possedevano un BPR = 1.

In un turboventola a flussi separati i due getti sono caratterizzati da temperature diverse. Poiché a parità di salto di pressione la velocità di efflusso è proporzionale alla radice quadrata della temperatura totale del flusso, si può cercare di aumentare la temperatura del flusso secondario grazie all'elevata temperatura di quello primario. Questo principio è alla base della realizzazione del turboventola a flussi associati che, ridistribuendo tra i due flussi non solo il lavoro utile ma anche l'energia termica, permette di ottenere prestazioni superiori rispetto al caso del turbofan a flussi separati, anche se per ottenere tale vantaggio bisogna tener conto del peso aggiuntivo necessario. In un turboventola a flussi associati il flusso freddo dopo essere stato compresso viene miscelato con quello caldo. Nello schema è presente un nuovo componente, la camera di miscelazione, dove i due flussi vengono miscelati prima di essere espansi in un unico ugello. Bisogna considerare che c'è un vincolo aggiuntivo rispetto al caso del turboventola a flussi separati. Infatti all'ingresso della camera di miscelazione i due flussi devono avere la stessa pressione statica. Questo comporta che in fase di progetto il rapporto di compressione della ventola ed il rapporto di diluizione non possono essere scelti entrambi arbitrariamente.

L'inusuale General Electric CF700 fu sviluppato come un "aft-fan" (cioè un motore con la ventola a valle del ciclo), con un BPR = 2. Era un derivato del turbogetto General Electric J85/CJ610, imbarcato sul Northrop T-38 Talon e sul Learjet da 12 650 N, sviluppato per il Rockwell Sabreliner 75/80. Il CF700 fu il primo piccolo turboventola al mondo ad essere certificato dalla Federal Aviation Administration (FAA). Ora volano non meno di 400 aeroplani con questo propulsore con più di 10 milioni di ore di volo.

Sin dagli anni 70' i motori a getto erano turboventole a basso rapporto di diluizione a flussi associati e post-combustore. Il primo turboventola con postbruciatore fu il Pratt & Whitney TF30 che equipaggiava il General Dynamics F-111, il Grumman F-14 Tomcat ed il Vought A-7 Corsair II.

Ricordiamo anche i turboventola del blocco sovietico, con il celebre Lyulka AL-31F, disegnato da Arkhip Mikhailovich Lyul'ka e probabilmente uno dei migliori della guerra fredda, montato sui Sukhoj Su-27 Flanker, ed il Thumanskij RD-33 adottato dal Mikoyan-Gurevich MiG-29 Fulcrum.


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幾何公差


公差記入枠を用いた指示方法
幾何公差を個々に公差記入枠を用いて指示する方法は、JIS B 0021 による(図41)。
なお、関連形体に幾何公差を指示する場合には、JIS B 0022 によってデータムを指示する(図42)。
図41 真直度公差の指示例
図41 真直度公差の指示例
図42 直角度公差の指示例
図42 直角度公差の指示例


最大実体公差方式の指示
はまり合う形体に対して、最大実体公差方式を要求する場合には、JIC B 0023 によって、公差記入枠の中の公差値又はデータム文字記号のすぐ後に記号Mを指示する(図43)。最大実体公差方式を同軸度公差及びデータムに指示した一般的な例を 図44 に示す。
図43 a) 位置度公差への指示例(公差値にMを指示)
図43 a) 位置度公差への指示例(公差値にMを指示)
図43 b) 位置度公差への指示例(公差値及びデータムにMを指示)
図43 b) 位置度公差への指示例(公差値及びデータムにMを指示)
図43 c) 位置度公差への指示例(データムにもMを指示)
図43 c) 位置度公差への指示例(データムにもMを指示)
図44 同軸度公差及びデータムにMを指示した例
図44 同軸度公差及びデータムにMを指示した例


最小実体公差方式の指示
最小実体公差方式を要求する場合には、JIS B 0023 によって、公差値又はデータム文字記号のすぐ後に記号又はLを指示する(図45)。
図45 a) 位置度公差への指示例(公差値にLを指示)
図45 a) 位置度公差への指示例(公差値にLを指示)
図45 b) 位置度公差への指示例(公差値及びデータムにLを指示)
図45 b) 位置度公差への指示例(公差値及びデータムにLを指示)
図45 c) 位置度公差への指示例(データムにもLを指示)
図45 c) 位置度公差への指示例(データムにもLを指示)


突出公差域の指示
突出した形体に対して、姿勢又は位置の公差を要求する場合には、JIS B 0029 によって突出公差域を指示する(図46)。
図46 突出公差域の指示例
図46 突出公差域の指示例


一括指示方法
通常の努力で得られる幾何公差を指示する場合には、表題欄の中又はその付近に JIS B 0419 による普通幾何公差の公差等級を記号で指示する。
参考:
JIS B 0024 によって独立の原則の適用を要求した場合には、普通幾何公差を指示するのがよい。
例:
普通幾何公差のK級の場合 : ” JIS B 0419-K ”


なお、上記で引用されている、幾何公差、データム、最大実体公差方式、最小実体公差方式、突出公差域関連などのJIS規格は以下になります。

JIS B 0021
製品の幾何特性仕様(GPS)-幾何公差表示方式-形状,姿勢,位置及び振れの公差表示方式

JIS B 0022
幾何公差のためのデータム

JIS B 0023
製図-幾何公差表示方式-最大実体公差方式及び最小実体公差方式

JIS B 0029
製図-姿勢及び位置の公差表示方式-突出公差域

JIS B 0024
製図-公差表示方式の基本原則

JIS B 0419
普通公差-第2部:個々に公差の指示がない形体に対する幾何公差


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ターボファンエンジン(Turbofan engine)はジェットエンジンの一種。コアとなるターボジェットエンジンファンを 追加したものである。ファンを用いることにより、ターボジェットと異なり、コアエンジン部を迂回したエアフローが設定される。このエアフローにより、 ジェットエンジン推力の増大および効率化が行われる。1960年代より実用化が行われ、現代のジェットエンジンの主流となっているものである。

[編集] 概要

ター ボジェットエンジンは、燃焼室で燃焼した高熱排気をノズルより噴出させている。この高熱排気の噴流が、エンジンの推進力となる。しかし、ターボ ジェットエンジンの排気は、亜音速で飛行する航空機と比較して、噴流の速さが高速であった。ジェットエンジンにおける推進効率は、空気抵抗との関係により 飛行速度より若干速い程度の速度である場合に最も良いものとなる。また、高熱に耐えるブレードの開発など、技術の進歩によりコアエンジンのタービンから得 られる軸出力の向上は、コンプレッサー以外にも出力を与える余裕が得られるようになってきた。

そのため、開発されたのがターボファンエンジンである。基本的な構造は、コアエンジンとなるターボジェットのコンプレッサーの前部にファンを追加したものである。ファンはコンプレッサーと同じく、タービンと同軸であり、タービン出力によって駆動される[1]。 また、ファンの直径は、コンプレッサーより大きくなっており、コアエンジンのみよりも空気噴出量が増大している。ファンを通過した空気は、コアエンジンに 流入するものと、コアエンジンを迂回し、そのまま空気噴流として排気されるされものと分けられる。ファンのみを通過した空気噴流もエンジン推力の一部とな る。

エンジン推力は、コアエンジンからの高熱排気による噴流とファン駆動により得られる空気噴流によるものの2つによって得られる。排気 は高熱排気が軸 となり、その周囲を空気噴流が覆う構造となる。ファン直径がコアエンジンより大きいことによって、空気噴出量が増大し、エンジン出力が向上しているほか、 排気に空気噴流が混合し、噴流速度が低下、亜音速飛行時におけるエンジン推力の効率化が得られる。なお、基本的に亜音速飛行に向いたエンジンであり、超音 速飛行には必ずしも適したものではないほか、構造の複雑化という問題もある。

また、噴流速度の低下は副次的な作用として騒音の低下にもつながっている。

[編集] 種類

コ アエンジンに使用する空気流入量とファンのみを通過する空気流入量の比率は、バイパス比と呼ばれる。バイパス比の比率により、低バイパス比エンジ ンと高バイパス比エンジンとに分類される。初期のターボファンエンジンは低バイパス比エンジンであり、後に高バイパス比エンジンが開発された。

[編集] 低バイパス比エンジン

一般的な低バイパス比エンジンの構造

一般的な低バイパス比エンジンの構造

低 バイパス比エンジンは、バイパス比が概ね1から2未満のものを指す。初期のターボファンエンジンは技術的な限界によりタービン出力が少なく、低バ イパス比のみであった。ファンのみからの空気排気量が少なく、ターボジェットエンジンとエンジン特性が似たものとなる。このため、高速飛行に適した特性を 持っているため、初期のものを除けば、超音速飛行の必要がある軍用機に用いられることが多くなっている。初期のターボファンエンジンであるP&W JT8Dはバイパス比が1程度でボーイング727ボーイング737などに用いれた。P&W TF30エンジンがF-111に用いられて以降、戦闘機のエンジンもターボジェットからターボファンを用いるようになった。超音速巡航を行うF-22戦闘機用のP&W F119エンジンも低バイパス比ターボファンである。

ファンからの空気排気はコアエンジンの外側を通り、ノズルにおいてコアエンジンからの排気と混合され排出されるものが多い。

[編集] 高バイパス比エンジン

一般的な高バイパス比エンジンの構造

一般的な高バイパス比エンジンの構造

高バイパス比エンジンは、バイパス比が概ね3から4以上のものを指す。1960年代後半から実用化が行われた。ファンからの空気噴出量がコアエンジンからの排気と比較し、圧倒的に大きく、比較的低速の飛行に適したエンジンである。現代のジェット旅客機エンジンの主流となっている。バイパス比の向上は、亜音速飛行における燃費の向上につながる。初期の高バイパス比エンジンであるP&W JT9Dボーイング747などに使用)はバイパス比5程度であるが、最新のエンジンアライアンス GP7000ではバイパス比8.7となっている。1段のファンにてほとんどの推力を得るため、このことを「プロペラへの回帰」と解説するむきもある。高バイパス比エンジンでは、ファンからの空気排気はノズルでの混合ではなく、ファンの直後でエンジン外に排気されるものが多い。

[編集] 脚注

  1. ^ 現代のターボファンエンジンの主流は、2軸式であり、高圧タービン部の出力で高圧コンプレッサーを、低圧タービン部の出力でファンと低圧コンプレッサーを駆動するものとなっている。


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이전의 제트 엔진터보제트 기관에 비해 높은 바이패스비(by-pass ratio)를 가지고 있다. 따라서, 터보제트 기관에 비해 대량의 산소와 연료가 혼합되어 산화됨으로써 완전연소가 가능하여, 터보제트 기관에 비해 높은 연비를 달성하였다. 터보팬 기관의 발명은 제트 엔진의 역사에서 가장 큰 진보 중 하나라고도 일컬어진다.

경제성이 중시되는 민간 여객기의 경우 대체로 터보팬 기관을 장착하고 있으며, 군용기의 상당수도 최근 개발된 것들은 터보팬 기관을 장착하고 있고 예전에 개발된 터보제트 기관을 장착한 기존 군용기들의 경우 개수 과정에서 엔진을 터보팬 엔진으로 교체되기도 한다.

최근 개발되는 것들은 여러 번의 오일 쇼크 사태를 겪으면서 연료비의 상승으로 인해, 바이패스비가 높아지는 경향을 보이고 있어 예컨대 보잉 777에 장착되는 터보팬 기관의 경우 10:1의 바이패스비를 가지고 있다고 한다. 이는 보잉 777에서 터보 팬 기관의 블레이드(회전날개)의 회전에 의해 발생한 추력이 연소가스에 의한 추력에 비해 10배라는 의미로서, 극단적으로 말하자면 프로펠러기와 유사한 추진이 되었다고도 할 수도 있을 것이다.

[편집] 터보젯과의 비교

터보젯 엔진

터보젯 엔진
터보팬 엔진(낮은 바이패스 비)

터보팬 엔진(낮은 바이패스 비)
터보팬 엔진(높은 바이패스 비)

터보팬 엔진(높은 바이패스 비)

터보팬은 터보젯으로부터 발전한 것으로서 그 형태가 유사하므로, 서로 비교하여 설명하는 것이 각각의 특징을 이해하는 데 도움이 된다.

그 림에서 알 수 있듯이, 터보젯에서는 엔진으로 유입되는 모든 공기가 압축기 -> 연소기 -> 터빈을 통하는 유로를 거쳐 노즐로 배출되는 반면, 터보팬에서는 압축기로 유입된 공기의 일부가 연소기나 터빈을 거치지 않고 노즐로 배출된다. 이처럼 연소기 및 터빈을 통과하는 유동을 코어 유동(core flow), 주 유동(primary flow) 등으로 부르고, 이를 통과하지 않는 유동을 바이패스 유동(bypass flow), 2차 유동(secondary flow) 등으로 부른다.

코어 유동은 노즐에서 배출될 때 고온, 고압, 고속의 상태이며, 바이패스 유동은 코어 유동에 비해 상대적으로 노즐에서 배출될 때의 온도, 압력, 속도가 낮다. 대신 바이패스 유동은 코어 유동에 비해 터빈 일(turbine work)을 훨씬 적게 소모하기 때문에, 바이패스 유동을 사용하면 엔진이 배출하는 공기 유량을 크게 증가시킬 수 있게 된다.

엔진의 추력은 배출되는 기체의 운동량(momentum, P = mv) 에 비례하기 때문에 속도 증가와 유량 증가는 모두 추력 증가에 도움이 된다. 그러나 일반적인 경우 코어 유동으로 사용하여 속도를 증가시키는 것보다는 같은 에너지를 사용하여 바이패스 유동의 유량을 증가시키는 것이 추력 증가에 더 효율적이다. 바로 이러한 이유로 대부분의 항공기가 터보젯 대신 터보팬을 채용하게 되었다.

[편집] 바이패스 비

터 보팬에서 바이패스 유동의 유량과 코어 유동의 유량의 비율을 바이패스 비(bypass ratio)라고 한다. 바이패스 비 2:1이라고 하면 이는 바이패스 유동의 유량이 코어 유동의 유량의 2배라는 의미이다. 터보젯은 터보팬 중 바이패스 비가 0:1인 특수한 경우라고 할 수도 있을 것이다.

터보팬 엔진을 채용한 현대의 항공기를 보면, 전투기는 바이패스 비가 상대적으로 낮은 엔진을 사용하고(T-50에 사용되는 F-404는 바이패스 비가 0.34:1), 여객기는 이에 비해 바이패스 비가 높은 엔진을 사용한다(Bombardier CRJ200에 사용되는 CF34는 바이패스 비가 6.2:1).

이는, 바이패스 비가 높은 엔진의 경우 동일한 추력을 내는 데 필요한 연료량이 적은 반면, 엔진의 단면적이 커 비행 시의 공기 저항이 크고, 따라서 빠른 속도를 필요로 하는 항공기의 경우에는 적합하지 않기 때문이다.


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