Vés al contingut

Relació de derivació

De la Viquipèdia, l'enciclopèdia lliure

La relació de derivació (BPR) d'un motor turbofan és la relació entre el cabal màssic del corrent de derivació i el cabal màssic que entra al nucli. Una relació de derivació de 10:1, per exemple, significa que 10 kg d'aire passa pel conducte de bypass per cada 1 kg d'aire que passa pel nucli.

High bypass
Low bypass
Turbojet (No air bypasses the engine)
Schematic turbofan engines. The high-bypass engine (top) has a single-stage fan that routes most of its air along the outside of a gas generator (core); the low-bypass engine (middle) has a several-stage fan routing less of its air outside the core; the bottom schematic shows the core with no bypass, an engine in its own right (turbojet)

Els motors turbofan es descriuen normalment en termes de BPR, que juntament amb la relació de pressió del motor, la temperatura d'entrada de la turbina i la relació de pressió del ventilador són paràmetres de disseny importants. A més, el BPR es cita per a instal·lacions de turbohèlix i ventiladors sense conductes perquè la seva alta eficiència propulsiva els dóna les característiques d'eficiència general dels turbofans de bypass molt alt. Això permet que es mostrin juntament amb els turbofans en gràfics que mostren tendències de reducció del consum específic de combustible (SFC) amb l'augment del BPR. El BPR també es cita per a instal·lacions de ventiladors d'elevació on el flux d'aire del ventilador és allunyat del motor i no toca físicament el nucli del motor.

El bypass proporciona un consum de combustible més baix per al mateix empenyiment, mesurat com a consum de combustible específic d'empenyiment (grams/segon de combustible per unitat d'empenyiment en kN utilitzant unitats SI). El consum de combustible més baix que ve amb ràtios de bypass elevades s'aplica als turbohèlixs, que utilitzen una hèlix en lloc d'un ventilador canalitzat.[1][2] Els dissenys de bypass alt són el tipus dominant per a avions comercials de passatgers i transports de reacció tant civils com militars.

Els avions de negocis utilitzen motors BPR mitjans.

Els avions de combat utilitzen motors amb baixes ràtios de bypass per aconseguir un compromís entre el consum de combustible i els requisits del combat: altes relacions de potència-pes, rendiment supersònic i la capacitat d'utilitzar postcombustidors.

Principis

[modifica]
El Rolls-Royce Trent XWB que impulsa l' Airbus A350, amb el seu nucli i el seu conducte de derivació observables des d'aquesta vista.

Si tota la potència del gas d'una turbina de gas es converteix en energia cinètica en una broqueta propulsora, l'aeronau és més adequada per a altes velocitats supersòniques. Si tota es transfereix a una gran massa d'aire separada amb baixa energia cinètica, l'aeronau és més adequada per a velocitat zero (volant en suspensió). Per a velocitats intermèdies, la potència del gas es comparteix entre un corrent d'aire separat i el flux de la pròpia broqueta de la turbina de gas en una proporció que dóna el rendiment requerit a l'aeronau. Els primers avions de reacció eren subsònics i la mala idoneïtat de la broqueta propulsora per a aquestes velocitats a causa de l'alt consum de combustible es va entendre, i es va proposar la derivació, ja el 1936 (patent del Regne Unit 471.368). El principi subjacent de la derivació és intercanviar la velocitat d'escapament per un flux de massa addicional que encara proporciona l'empenta necessària però utilitza menys combustible. L'inventor del turborreactor Frank Whittle ho va anomenar "reduir el flux". La potència es transfereix del generador de gas a una massa d'aire addicional, és a dir, un jet propulsor de diàmetre més gran, que es mou més lentament. La derivació distribueix la potència mecànica disponible a través de més aire per reduir la velocitat del jet. El compromís entre el flux màssic i la velocitat també es veu amb hèlixs i rotors d'helicòpters comparant la càrrega del disc i la càrrega de potència. Per exemple, el mateix pes d'helicòpter pot ser suportat per un motor d'alta potència i un rotor de petit diàmetre o, per a menys combustible, un motor de menor potència i un rotor més gran amb una velocitat més baixa a través del rotor.

El bypass normalment es refereix a la transferència de potència de gas d'una turbina de gas a un corrent d'aire de bypass per reduir el consum de combustible i el soroll del jet. Alternativament, pot haver-hi un requisit per a un motor de postcombustió on l'únic requisit per al bypass és proporcionar aire de refrigeració. Això estableix el límit inferior per al BPR i aquests motors s'han anomenat turboreactors de "fugues" o de sagnat continu (General Electric YJ-101 BPR 0.25) i turboreactors de baix BPR (Pratt & Whitney PW1120). També s'ha utilitzat un BPR baix (0.2) per proporcionar marge de sobrecàrrega, així com refrigeració de la postcombustió per al Pratt & Whitney J58.

Descripció

[modifica]
Comparació de l'eficiència propulsiva per a diverses configuracions de motors de turbina de gas

En un motor de derivació zero (turboreactor), els gasos d'escapament a alta temperatura i alta pressió s'acceleren per expansió a través d'una tovera propulsora i produeixen tot l'empenta. El compressor absorbeix tota la potència mecànica produïda per la turbina. En un disseny de derivació, turbines addicionals impulsen un ventilador conducte que accelera l'aire cap enrere des de la part frontal del motor. En un disseny d'alta derivació, el ventilador conducte i la tovera produeixen la major part de l'empenta. Els turbofans estan estretament relacionats amb els turbohèlixs en principi perquè tots dos transfereixen part de la potència del gas de la turbina de gas, utilitzant maquinària addicional, a un corrent de derivació, deixant menys perquè la tovera calenta la converteixi en energia cinètica. Els turbofans representen una etapa intermèdia entre els turboreactors, que obtenen tot el seu empenta dels gasos d'escapament, i els turbohèlixs, que obtenen una empenta mínima dels gasos d'escapament (normalment un 10% o menys).[3] L'extracció de la potència de l'eix i la transferència a un corrent de derivació introdueix pèrdues addicionals que es compensen amb escreix per la millora de l'eficiència propulsiva. El turbohèlix a la seva millor velocitat de vol permet un estalvi de combustible significatiu respecte a un turborreactor, tot i que s'han afegit una turbina addicional, una caixa de canvis i una hèlix a la tovera propulsora de baixes pèrdues del turborreactor. El turbofan té pèrdues addicionals a causa de les seves turbines addicionals, el ventilador, el conducte de derivació i la tovera propulsora addicional en comparació amb la tovera única del turborreactor.

Per veure la influència de l'augment de la BPR per si sola en l'eficiència general de l'aeronau, és a dir, l'SFC, s'ha d'utilitzar un generador de gas comú, és a dir, no hi ha canvis en els paràmetres del cicle de Brayton ni en l'eficiència dels components. Bennett mostra en aquest cas un augment relativament lent de les pèrdues que transfereixen potència al bypass alhora que una ràpida disminució de les pèrdues d'escapament amb una millora significativa de l'SFC. En realitat, els augments de la BPR al llarg del temps van acompanyats d'augments en l'eficiència del generador de gas, emmascarant, fins a cert punt, la influència de la BPR.

Un General Electric GEnx-1B d'alt bypass que impulsa el Boeing 787 Dreamliner, amb l'escapament calent observable que flueix des del nucli del motor.

Només les limitacions de pes i materials (per exemple, les resistències i els punts de fusió dels materials de la turbina) redueixen l'eficiència amb què una turbina de gas turbofan converteix aquesta energia tèrmica en energia mecànica, ja que, mentre que els gasos d'escapament encara poden tenir energia disponible per ser extreta, cada estator i disc de turbina addicional recupera progressivament menys energia mecànica per unitat de pes, i augmentar la relació de compressió del sistema afegint a l'etapa del compressor per augmentar l'eficiència general del sistema augmenta les temperatures a la cara de la turbina. No obstant això, els motors d'alt bypass tenen una alta eficiència propulsiva perquè fins i tot augmentar lleugerament la velocitat d'un volum molt gran i, en conseqüència, la massa d'aire produeix un canvi molt gran en el moment i l'empenta: l'empenta és el flux màssic del motor (la quantitat d'aire que flueix a través del motor) multiplicat per la diferència entre les velocitats d'entrada i d'escapament en una relació lineal, però l'energia cinètica de l'escapament és el flux màssic multiplicat per la meitat del quadrat de la diferència de velocitats.[4][5] Una baixa càrrega de disc (empenta per àrea del disc) augmenta l'eficiència energètica de l'aeronau i això redueix el consum de combustible.[6][7][8]

El motor turbofan Rolls-Royce Conway, desenvolupat a principis dels anys cinquanta, va ser un exemple primerenc de motor de bypass. La configuració era similar a la d'un turborreactor de 2 carrets, però per convertir-lo en un motor de bypass estava equipat amb un compressor de baixa pressió sobredimensionat: el flux a través de la part interior de les pales del compressor anava cap al nucli mentre que la part exterior de les pales bufava aire al voltant del nucli per proporcionar la resta de l'empenta. La relació de bypass del Conway variava entre 0,3 i 0,6 segons la variant

El creixement de les ràtios de bypass durant la dècada del 1960 va donar als avions de passatgers una eficiència de combustible que podia competir amb la dels avions de pistó. Avui dia (2015), la majoria dels motors de reacció tenen alguna ràtio de bypass. Els motors moderns en avions més lents, com els avions de passatgers, tenen ràtios de bypass de fins a 12:1; en avions d'alta velocitat, com els caces, les ràtios de bypass són molt més baixes, al voltant d'1,5; i les aeronaves dissenyades per a velocitats de fins a Mach 2 i una mica superiors tenen ràtios de bypass inferiors a 0,5.

Els turbohèlixs tenen ràtios de derivació de 50-100,[9][10][11] tot i que el flux d'aire de propulsió està menys clarament definit per a les hèlixs que per als ventiladors[12] i el flux d'aire de l'hèlix és més lent que el flux d'aire de les broquetes del turboventilador.[13][14]

Ràtios de bypass del motor

[modifica]
Evolució de la relació de derivació del turbofan
Els avions de combat funcionen amb motors de baix bypass, com aquest Saturn AL-31, que tenia un BPR inferior a 1.
La majoria dels jets de negocis, jets regionals i avions comercials de mida petita utilitzen motors amb un BPR mitjà-alt. Un PW800 que mostra les mides relatives del nucli d'escapament i el conducte de derivació per a un BPR de 5,5.

Motors turbofan:

La sèrie PW1100G que mostra les àrees relatives per al bypass i el flux central per a una relació de bypass de 12:1.
Model Sortida BPR Empenta Aplicacions
P&W PW1000G 2008 9.0–12.5 67–160 kN A320neo, A220, E-Jets E2, Irkut MC-21
R-R Trent 1000 2006 10.8–11[15] 265.3–360.4 kN B787
R-R Trent 7000 2014 10[16] 324 kN A330neo
CFM LEAP[17] 2013 9.0–11.0 100–146 kN A320neo, B737Max, Comac C919
GE GE90 1992 8.7–9.9[15] 330–510 kN B777
R-R Trent XWB 2010 9.6:1 330–430 kN A350XWB
GE GEnx 2006 8.0–9.3 296-339 kN B747-8, B787
EA GP7000 2004 8.7[15] 311–363 kN A380
R-R Trent 900 2004 8.7[15] 340–357 kN A380
R-R Trent 500 1999 8.5[15] 252 kN A340-500/600
GE TF39[18] 1964 8.0 Lockheed C-5 Galaxy
CFM56 1974 5.0–6.6[15] 97.9-151 kN A320, A340-200/300, B737, KC-135, DC-8
P&W PW4000 1984 4.8–6.4[15] 222–436 kN A300/A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
GE CF34 1982 5.3–6.3[15] 41–82.3 kN Challenger 600, CRJ, E-jets
R-R Trent 800 1993 5.7–5.79 411–425 kN B777
GE Passport 2013 5.6 78.9–84.2 kN Global 7000/8000
P&WC PW800 2012 5.5 67.4–69.7 kN Gulfstream G500/G600
GE CF6 1971 4.3–5.3[15] 222–298 kN A300/A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
D-36 1977 5.6[15] 63.75 kN Yak-42, An-72, An-74
R-R AE 3007 1991 5.0[15] 33.7 kN ERJ, Citation X
R-R Trent 700 1990 4.9[15] 320 kN A330
IAE V2500 1987 4.4–4.9[15] 97.9-147 kN A320, MD-90
P&W PW6000 2000 4.90[15] 100.2 kN Airbus A318
R-R BR700 1994 4.2–4.5[15] 68.9–102.3 kN B717, Global Express, Gulfstream V
P&WC PW300 1988 3.8–4.5[15] 23.4–35.6 kN Cit. Sovereign, G200, F. 7X, F. 2000
HW HTF7000 1999 4.4[15] 28.9 kN Challenger 300, G280, Legacy 500
PS-90 1992 5.4[15] 157–171 kN Il-76, Il-96, Tu-204
PowerJet SaM146 2008 4.4:1 71.6–79.2 kN Sukhoi Superjet 100
Williams FJ44 1985 3.3–4.1[15] 6.7–15.6 kN CitationJet, Cit. M2
P&WC PW500 1993 3.90[15] 13.3 kN Citation Excel, Phenom 300
HW TFE731 1970 2.66–3.9[15] 15.6–22.2 kN Learjet 70/75, G150, Falcon 900
R-R Tay 1984 3.1–3.2[15] 61.6–68.5 kN Gulfstream IV, Fokker 70/100
GE-H HF120 2009 2.9 7.4 kN HondaJet
P&WC PW600 2001 1.83–2.80[15] 6.0 kN Cit. Mustang, Eclipse 500, Phenom 100
GE F101 1973 2.1 B-1
GE CF700[19] 1964 2.0 Falcon 20, Sabreliner 75A,
P&W JT8D-200[20] 1979 1.74 MD-80, 727 Super 27
P&W JT3D 1958 1.42 707-130B, 707-320B, DC-8-50, DC-8-60
P&W JT8D 1960 0.96 DC-9, 727, 737 Original
GE F110-100/400[21] 1980-1984 0.87 F-16 (-100), F-14B/D (-400)
R-R Turbomeca Adour 1968 0.75-0.80 T-45, Hawk, Jaguar
GE F110-129[21] Mid-1980s 0.76 F-16, F-15EX
P&W F100-220[22] 1986 0.71 105.7 kN F-15, F-16
GE F110-132[21] 2003-2005 0.68 F-16 Blk.60
R-R Spey[23] 1964 0.64 Trident, 1-11, Gulfstream II/III, Fokker F28
P&W F135 2006 0.57 191 kN F-35
Saturn AL-31 0.56 Su-27, Su-30, J-10
Klimov RD-33 1974 0.49 81.3 kN MiG-29
Honeywell/ITEC F124 1979 0.49 L-159, M-346
Eurojet EJ200 1991 0.40 Typhoon
P&W F100-229[22] 1989 0.36 129.7 kN F-16, F-15
GE F404 1978 0.34 F/A-18, T-50, F-117
R-R Conway[24] 1952 0.30 707-420, DC-8-40, VC-10, Victor
GE F414[25] 1993 0.25 F/A-18E/F
Turbojets 0.0 early jet aircraft, Concorde

Referències

[modifica]
  1. ↑ Ilan Kroo and Juan Alonso. "Aircraft Design: Synthesis and Analysis, Propulsion Systems: Basic Concepts Archive" Stanford University School of Engineering, Department of Aeronautics and Astronautics. Quote: "When the bypass ratio is increased to 10-20 for very efficient low speed performance, the weight and wetted area of the fan shroud (inlet) become large, and at some point it makes sense to eliminate it altogether. The fan then becomes a propeller and the engine is called a turboprop. Turboprop engines provide efficient power from low speeds up to as high as M=0.8 with bypass ratios of 50-100."
  2. ↑ Prof. Z. S. Spakovszky. "11.5 Trends in thermal and propulsive efficiency Archive" MIT turbines, 2002. Thermodynamics and Propulsion
  3. ↑ "The turbofan engine Arxivat 2015-04-18 a Wayback Machine.", page 7. SRM Institute of Science and Technology, Department of aerospace engineering
  4. ↑ Paul Bevilaqua : The shaft driven Lift Fan propulsion system for the Joint Strike Fighter Arxivat 2011-06-05 a Wayback Machine. page 3. Presented May 1, 1997. DTIC.MIL Word document, 5.5 MB. Accessed: 25 February 2012.
  5. ↑ Bensen, Igor. "How they fly - Bensen explains all Arxivat 2015-01-09 a Wayback Machine." Gyrocopters UK. Accessed: 10 April 2014.
  6. ↑ Johnson, Wayne. Helicopter theory pp3+32, Courier Dover Publications, 1980. Accessed: 25 February 2012. ISBN 0-486-68230-7
  7. ↑ Wieslaw Zenon Stepniewski, C. N. Keys. Rotary-wing aerodynamics p3, Courier Dover Publications, 1979. Accessed: 25 February 2012. ISBN 0-486-64647-5
  8. ↑ Philip Walsh, Paul Fletcher. "Gas Turbine Performance", page 36. John Wiley & Sons, 15 April 2008. Quote: "It has better fuel consumption than a turbojet or turbofan, due to a high propulsive efficiency.., achieving thrust by a high mass flow of air from the propeller at low jet velocity. Above 0.6 Mach number the turboprop in turn becomes uncompetitive, due mainly to higher weight and frontal area."
  9. ↑ Ilan Kroo and Juan Alonso. "Aircraft Design: Synthesis and Analysis, Propulsion Systems: Basic Concepts Archive" Stanford University School of Engineering, Department of Aeronautics and Astronautics. Quote: "When the bypass ratio is increased to 10-20 for very efficient low speed performance, the weight and wetted area of the fan shroud (inlet) become large, and at some point it makes sense to eliminate it altogether. The fan then becomes a propeller and the engine is called a turboprop. Turboprop engines provide efficient power from low speeds up to as high as M=0.8 with bypass ratios of 50-100."
  10. ↑ Prof. Z. S. Spakovszky. "11.5 Trends in thermal and propulsive efficiency Archive" MIT turbines, 2002. Thermodynamics and Propulsion
  11. ↑ Nag, P.K. "Basic And Applied Thermodynamics[Enllaç no actiu]" p550. Published by Tata McGraw-Hill Education. Quote: "If the cowl is removed from the fan the result is a turboprop engine. Turbofan and turboprop engines differ mainly in their bypass ratio 5 or 6 for turbofans and as high as 100 for turboprop."
  12. ↑ "Propeller thrust Arxivat 2021-03-19 a Wayback Machine." Glenn Research Center (NASA)
  13. ↑ Philip Walsh, Paul Fletcher. "Gas Turbine Performance", page 36. John Wiley & Sons, 15 April 2008. Quote: "It has better fuel consumption than a turbojet or turbofan, due to a high propulsive efficiency.., achieving thrust by a high mass flow of air from the propeller at low jet velocity. Above 0.6 Mach number the turboprop in turn becomes uncompetitive, due mainly to higher weight and frontal area."
  14. ↑ "Turboprop Engine Arxivat 2009-05-31 a Wayback Machine." Glenn Research Center (NASA)
  15. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 Jane's All the World's Aircraft, 2005, p. 850–853.
  16. ↑ «Trent 7000». Rolls-Royce Holdings. Arxivat de l'original el 22 February 2017. [Consulta: 3 gener 2026].
  17. ↑ «Bypass ratio | engineering».
  18. ↑ «Pulse Generator» (en anglès). [Consulta: 1r febrer 2026].
  19. ↑ «Arbitrary Waveform Generator - an overview | ScienceDirect Topics» (en anglès). [Consulta: 1r febrer 2026].
  20. ↑ Treaty on Conventional Armed Forces in Europe (en anglès). Organization for Security and Co-operation in Europe, 1989, p. 3.
  21. 1 2 3 «General Electric F110». MTU Aero Engines.
  22. 1 2 «Pratt & Whitney F100». Purdue University.
  23. ↑ «What Is an Arbitrary Waveform Generator Used For? | SpinQ» (en anglès). [Consulta: 1r febrer 2026].
  24. ↑ U.S. Air Force accepts first delivery of Raytheon Miniature Air Launched Decoy[Enllaç no actiu]
  25. ↑ «Function Generator Generadores y sintetizadores de funciones» (en anglès). [Consulta: 1r febrer 2026].
Obtingut de «https://ca.wikipedia.org/w/index.php?title=Relació_de_derivació&oldid=37086695»