7.3 Удельный расход топлива с учетом установки двигателя на самолет
Фактический уровень удельного расхода топлива, рассчитанный в упражнении 7.1, характерен для степени двухконтурности равной 5 или 6, что на современных подобных двигателях соответствует 0.57 и 0.6. Допущения, касающиеся потерь CP и k , охлаждения воздухом, изоэнтропической эффективности компрессора и турбины способны несколько скорректировать факты и суждения о процессах. Тем не менее по результатам, определённым в упражнении 7.1 и приведённым на рисунке 7.3, можно судить о понижении удельного расхода топлива, так как в связи с увеличением степени двухконтурности возрастает продвигающая эффективность (т.е. по мере увеличения степени двухконтурности уменьшается скорость VJ, продвигающая эффективность при этом стремится к предельному значению, равному 1.0), когда реактивная скорость стремится к скорости полёта . Но с увеличением степени двухконтурности появляются проблемы для данного размера газогенератора: двигатель становится большим и более тяжелым. Увеличение размеров мотогондолы вызывает увеличенное сопротивление, что заметно сокращает тягу нетто, которая и приводит к увеличению удельного расхода топлива. При степени двухконтурности, равной 5 (для ранних проектов двигателей «RB211», «CF6», «JT9D») увеличение удельного расхода топлива, связанное с наличием сопротивления мотогондол, составляет приблизительно 8 %, из которых 1 % на входе, 2 % в канале внешнего контура и 6 % на внешней стороне мотогондолы. (Это процентное соотношение сопротивлений будет получено в упражнении 7.2, рассмотренном ниже). Современные мотогондолы имеют лучшие аэродинамические характеристики, позволяющие уменьшить сопротивление потоку и повысить тягу, но это приведёт к увеличению веса относительно полной массы летательного аппарата, так как непременно повысится степень двухконтурности.
Сравнивание удельных расходов топлива для «голого» и «установленного» двигателей изображено на рисунке 7.4. При увеличении степени двухконтурности от 6 до 10 произойдёт сокращение удельного расхода топлива на 2.0 %. Выгоды от увеличенной степени двухконтурности на тягу нетто будут также незначительны. При создании двигателя с большей степенью двухконтурности повысятся масса двигателя и габариты мотогондолы, которая также станет более тяжелой; такие увеличения в весе повлекут уменьшение полезной нагрузки и сокращение дальности полёта.
Нельзя забывать о том, что целью изготовителя является не создание наиболее эффективного двигателя, а увеличение дальности полёта летательного аппарата. Так как вес двигателя, несомненно, увеличивается, те же самые крылья способны поднять меньшее количество полезного груза, что существенно понижает доход. Во-вторых, для данных крыльев тяга – пропорциональна подъёмной силе, а малейшей увеличение в весе двигателя ведет к столь же малым, по величине, увеличениям тяги и расхода топлива. В-третьих, при увеличении степени двухконтурности увеличиваются габариты двигателя, что приводит к иным воздействиям на летательный аппарат; крылья должны располагаться намного выше поверхности земли, а их аэродинамическим характеристикам вредят подвешенные крупногабаритные двигатели. При креплении крыльев к фюзеляжу летательного аппарата на большой высоте от поверхности земли возникает новая проблема с увеличением стойки шасси, решение которой является тяжёлым, и позволит осуществлять посадку пассажиров только в специализированных аэропортах. На рисунке 7.4 представлен график функции изменения удельного расхода топлива от степени двухконтурности (пустой и установленный двигатели). Условия для построения графика взяты из графика, изображённого на рисунке 7.3, при условии, что:
Рисунок 7.4. График функции изменения удельного расхода топлива от степени двухконтурности (пустой и установленный двигатели).
По этим причинам было невозможно правильно выбрать степень двухконтурности только на основе вычисления, например, из упражнения 7.1, даже если вычисление было правильным. Как было отмечено ранее, при проектировании самолёта Boeing 777 заводы-изготовители двигателей разделились; двигатели компаний Pratt & Whitney и Rolls-Royce имели степень двухконтурности равную 6, а компания General Electric выбрала для своего двигателя марки «GE90» степень двухконтурности, равную 9. Позже эксплуатируемые двигатели прошли длительную наработку и подверглись переоценке. Данные, представленные компанией Boeing показывают, что самым низким расходом топлива обладает двигатель «GE90», но эта разница, по сравнению с другим двигателем составляет меньше 1%. К тому же «GE90» значительно тяжелее, создавая массу пустого летательного аппарата на 3 тонны больше чем для самолёта, с двигателем компании Rolls-Royce. В результате, самолет с более легкими двигателями, может нести до 6% больше дополнительного полезного груза, или при том же самом удельном расходе топлива совершать перелёт на максимально возможные расстояния.
В аэропортах, где эксплуатируют двигатели «GE90», заметно понижаются уровни шумов. Повышение степени двухконтурности приводит к уменьшению степени повышения давления в вентиляторе, что в свою очередь позволит понизить уровень шума. Выигрышный вариант степени двухконтурности двигателя «GE90» был быстро подхвачен и одобрен компанией Rolls-Royce,которая для Аэробусов А340-500 и А340-600 создала двигатель «Trent 500» со степенью двухконтурности равной 8.5. Со временем улучшаются технологии, увеличивается выходная мощность для данного размера газогенератора. Другими словами оптимальная степень двухконтурности для снижения расхода топлива увеличится со временем. Однако полагается, что при нынешнем уровне технологии, степень двухконтурности выше 8 великовата.
БИЛЕТ № 4
1. Типы боевых самолетов. Влияние на требования к двигателю. (13.1).