Почему военные турбовентиляторные двигатели используют малую степень двухконтурности?

Не военный против гражданского, а дозвуковой против сверхзвукового

Обратите внимание, что дозвуковые военные самолеты используют те же двигатели, что и гражданские самолеты, даже если их названия могут отличаться.

• Первоначально KC-135 использовал J-57 , который назывался JT-3C, когда он использовался в Boeing 707-120 . Сейчас они летают на CFM-56 , который используется на Boeing 737 и A320.
• C - 5 Galaxy использует GE TF39 , который стал CF6 при установке на Boeing 747-100 или DC-10 .
• Fairchild A-10 использует GE TF34 , который называется CF34 , при установке на гражданские самолеты, такие как Bombardier Challenger .

Нет, различия возникают только тогда, когда самолет предназначен для полетов на сверхзвуке. Это требует совсем другого подхода к интеграции движка:

• Двигатели сверхзвуковых самолетов устанавливаются близко к центральной линии. По возможности они располагаются прямо за впускными отверстиями, чтобы всасывающему потоку не нужно было менять направление. Исключения вроде SR-71 редки.
• Сверхзвуковые воздухозаборники длиннее и имеют острые края, в отличие от коротких и тупых воздухозаборников дозвуковых самолетов. Кроме того, большинство из них имеют изменяемую геометрию для адаптации к очень различным условиям потока на сверхзвуковой скорости.
• Поскольку работа воздухозаборника состоит в том, чтобы замедлять воздух, поступающий в двигатель , сверхзвуковые воздухозаборники не могут иметь большую площадь захвата, иначе их сопротивление разбрызгиванию в сверхзвуковом полете было бы чрезмерным. Сверхзвуковые двигатели должны создавать свою тягу с гораздо меньшей воздушной массой, чем чисто дозвуковые двигатели. Забудьте о малозаметности, это настоящая причина меньших диаметров сверхзвуковых двигателей.
• Сопло сверхзвукового самолета также переменное, в отличие от неподвижного сопла дозвукового самолета. Это опять же помогает приспособить его к условиям потока, но в этом случае основная разница заключается в включении и выключении повторного нагрева. Форсажные двигатели способны развивать гораздо более высокие скорости на выходе, чтобы компенсировать их меньший диаметр. Они разгоняют меньше воздуха до более высокой скорости, чтобы создать сопоставимую тягу.
• Последний пункт упоминал об этом, но он заслуживает отдельной пули: сверхзвуковые двигатели используют форсажную камеру, чтобы иметь достаточную тягу для перехода на сверхзвук вообще. Горячие выхлопные газы имеют гораздо больший объем, чем холодный впускной поток, который необходимо компенсировать за счет расширения сопла.

Отметим, что на гражданском Concorde использовались также регулируемые впускные и сопловые и форсажные камеры. У него был двигатель, который раньше использовался на BAC TSR-2 , сверхзвуковом военном самолете.

Настоящая разница не между гражданскими и военными, а между чисто дозвуковыми и сверхзвуковыми. Первоначально и то, и другое было достигнуто с помощью одних и тех же двигателей. Упомянутый выше J-57 также использовался на сверхзвуковом военном самолете F-100 . Только в 1960-х годах эти линии разошлись, и в дозвуковых самолетах ступени компрессора низкого давления стали еще больше. Они снова приводились в движение сердечниками высокого давления, которые использовались на сверхзвуковых самолетах.

Задний план

Тяга - это массовый расход воздуха, умноженный на разность скоростей полета и скорости сопла двигателя. Чтобы увеличить тягу, дозвуковые двигатели пытаются максимизировать массовый расход (за счет увеличения степени двухконтурности), в то время как сверхзвуковые двигатели больше полагаются на увеличение скорости сопла (за счет использования форсажных камер). Поскольку чистая тяга возможна только тогда, когда выходная скорость выше скорости полета, выходная скорость двигателя должна увеличиваться с расчетной скоростью полета.

Сердечники мало чем отличаются - ведь воздухозаборник обеспечит попадание воздуха в двигатель со скоростью от 0,4 до 0,5 Маха , независимо от скорости полета. Ядро General Electric F110 (установленного, в частности, на истребителях F-15 и F-16) стало ядром ТРДД CFM-56, который используется в Boeing 737 или Airbus A320. Основное различие заключается в степени их двухконтурности. Чем ниже расчетная скорость, тем больше может стать коэффициент байпаса. На очень низкой скорости безредукторный закрытый вентилятор заменяется свободно вращающимся пропеллером с редуктором, другими словами, реактивный двигатель превращается в турбовинтовой. Впуск и сопло, однако, действительно очень разные.

Оптимальная степень двухконтурности постоянно меняется, но поскольку коэффициент лобового сопротивления падает после пересечения 1 Маха, самолеты рассчитаны либо на максимальное число Маха 0,9 или меньше, либо на 1,6 и выше. Соответствующие степени двухконтурности сегодня составляют до 12 для дозвуковых двигателей и менее 1 для сверхзвуковых двигателей. Это создает резкую границу на скорости звука, и многие военные двигатели, предназначенные для сверхзвуковых полетов, лишились форсажных камер и были оснащены большим вентилятором, чтобы стать двигателями для дозвуковых транспортных самолетов.

Различия между дозвуковыми и сверхзвуковыми двигателями становятся тем больше, чем дальше вы удаляетесь от их ядра. Компрессор высокого давления, камера сгорания и турбина высокого давления выглядят и работают одинаково, но компрессор низкого давления дозвуковых двигателей поглощает намного больше воздуха и имеет гораздо больший диаметр. Сверхзвуковые двигатели, в свою очередь, в основном имеют форсажную камеру. Однако самая большая разница заключается в воздухозаборниках (большой воздухозаборник Пито с тупыми кромками для дозвуковых самолетов по сравнению с регулируемыми шипами или аппарелями для сверхзвуковых полетов) и сопле (фиксированное для дозвукового полета по сравнению со сложным регулируемым сужающимся-расходящимся соплом для сверхзвукового полета) . . Это связано с очень разными скоростями воздуха и гораздо более высокими выходными скоростями, необходимыми для сверхзвукового полета.

Посмотрите на впускную секцию XB-70, изображенную выше ( источник ). Площадь захвата довольно мала, а затем впускная труба расширяется, чтобы обеспечить замедление воздушного потока. Наклонные боковые стенки впускной секции вызывают сильное сопротивление на скорости 3 Маха. А теперь представьте, что шесть GE YJ-93 заменены двигателями еще большего диаметра. Увеличение волнового сопротивления из-за еще более тупого воздухозаборника сведет на нет все преимущества более высокой степени двухконтурности.

Что менее очевидно, так это тот факт, что эта впускная секция также создает примерно половину общей тяги силовой установки. Но этот ответ уже слишком длинный, поэтому я сохраняю его для другого ответа.

Потому что приоритеты для военных самолетов (двигателей) другие. Хотя верно то, что турбовентиляторные двигатели с большой степенью двухконтурности имеют лучшую экономию топлива (в крейсерском режиме) и менее шумные, двигатели с малой степенью двухконтурности предлагают значительные преимущества, если принять во внимание их предполагаемое использование в боевых самолетах, например:

• Реакция ТРДД с малой степенью двухконтурности на регулировку дроссельной заслонки быстрее по сравнению с ТРДД с высокой степенью двухконтурности; инерция меньше и задействована меньшая масса воздуха (для увеличения скорости) - это важно во время боя, когда быстро меняются требования к тяге.

• У них меньше лобовая площадь, что снижает создаваемое сопротивление. Для самолетов, которые, как ожидается, будут летать со сверхзвуковой скоростью, это важно.

• Лучшее соотношение тяги к массе — 6:1 у Trent 1000 по сравнению с 9:1 у F119 (используется в F-22 Raptor). означает, что двигатель может быть более компактным по размеру.

• ТРДД с малой степенью двухконтурности более эффективны на более высоких скоростях по сравнению с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

• Меньший размер ТРДД с малой степенью двухконтурности означает, что самолет можно сделать более незаметным, «похоронив» двигатели в фюзеляже, что практически невозможно в случае ТРДД с высокой степенью двухконтурности.