19.4 Высокоскоростной гражданский транспорт
Для гражданского авиалайнеров даже со временем не получается разработать летательный аппарат, скорость полёта которого превысит скорость Boeing 707 (кроме неэкономного самолёта Concorde), а в некоторых случаях величина скорости даже занижена. Многие из самолётов-близнецов (например, Аэробус A - 300 или Boeing 767), способны совершать полёт на крейсерском режиме с числом Маха М = 0.80, а более старые большие реактивные самолёты способны лететь с числом Маха около M = 0.85. Уже давно проявляется интерес к созданию нового сверхзвукового транспортного самолёта, который был бы больше, чем Concorde (напомним, Concorde позволяет перевозить около 100 пассажиров одновременно), способного совершать полёты на дальние дистанции (например, для самолёта Concorde максимальный диапазон составляет 3 500 миль, что позволяет ему совершать перелёт от Парижа до Вашингтона), с возможно более высокой скоростью выполнения круиза (крейсерское число Маха полёта, для самолёта Concorde, составляет
М = 2.0). (Поскольку при полёте с числом Маха M = 2.0 испускается большой шум, этому транспортному средству категорически запрещается совершать полёты над населёнными пунктами, а для двигателей летательных аппаратов, способных совершать полёт с числом Маха M = 2.2, необходимо своевременное охлаждение рубашки мотогондолы, а так же вместо алюминиевых сплавов должны использоваться титановые). Однако при проектировании сталкиваются с множеством всевозможных проблем, это и регулирование уровня издаваемых шумов, и высокая величина расхода топлива, и огромная стоимость летательного аппарата. Но всё же темной проблемой, встречающейся на пути к созданию нового сверхзвукового транспортного средства, является беспокойство за окружающую среду.
19.5 Проект самолета большой дальности
В первой части этой курса был представлен Новый большой самолёт, предназначенный для совершения полёта с максимальным полезным грузом на дальность около 8 000 навигационных миль. Этот замысел был неоднозначно воспринят людьми, трудящимися в авиационной промышленности. Насколько желателен подобный диапазон для самолёта этого класса, хотя он и открывает возможность безостановочного полёта между отдаленными городами.
За последние несколько лет возросло беспокойство по поводу воздействия авиационной промышленности (и самого процесса полёта) на окружающую среду. До сих пор существуют противоречия о воздействии будущего самолёта на климат и на озоновый слой, однако совсем немногие будут рационально полагать, что присутствие окислов азота, дополнительного количества водяного пара, или диоксида углерода в верхней тропосфере или более низкой стратосфере, являются желательными. Окиси азота могут быть, до некоторой степени, уменьшены в соответствии с улучшенными проектами камер сгорания, но водный углерод (или его диоксид) являются неизбежными продуктами сгорания углеводородного топлива. Сжигание водорода как топлива, конечно, позволило бы сократить количество CO2, но существуют такие практические и логистические проблемы по использованию жидкого (или ликвидного) водорода, что совсем немногие полагают, рациональную реалистичность использования водородного топлива в будущем (или вообще когда-либо). В любом случае, сжигание водорода, предполагает образование капель водяного пара в верхних слоях атмосферы, и как принято полагать, именно это является первоначальной причиной изменения климата. Следовательно, единственный способ, связанный с уменьшением уровня эмиссии CO2 и воды, связан с уменьшением количества сожжённого топлива, приходящегося на одну навигационную милю.
Самой значительной возможностью по сокращению величины сжигаемого топлива, приходящегося на единицу навигационной мили, является сокращение дальности полёта. Это можно заметить, если рассматривать самолёт, разработанный для совершения полётов в диапазоне до 15 000 км (или 8 095 миль). Величина сожжённого топлива тогда была бы сравнена с величиной сожжённого топлива, если тот же самый полезный груз, переносили бы на ту же самую дистанцию с двумя промежуточными посадками на самолёте, разработанном совершать полёт с максимальной дальностью в 6 000 км. Сокращение величины топлива, приходящейся на единицу мили, имеет порядка 40 % больше, чем выгоды от улучшения проектов двигателей или улучшенного качества крыла самолёта. Объяснение этому простое: для дальнего полёта большая часть оборудования и экипировки (создающей дополнительный вес) удаляется (или демонтируются) ради размещения большего количества топлива на борту для совершения круиза, сокращая диапазон, если ту же самую величину полезной нагрузки перевозить на маленьком, более лёгком летательном аппарате. Возникают очевидные выгоды в экономии времени и уменьшенных затратах мощности (и финансов) на совершение приземления, совершая длительные перелёты, однако и детальное изучение этих процессов доказало, что существует потенциал по сокращению количества топлива, сожжённого при длительных перелётах, если возникшее количество стимулов благоприятствует этому.
Резюме темы 19
При рассмотрении гражданского двигателя в предыдущих темах было допущено множество всевозможных упрощений, которые теперь не имеют актуальности в связи с вновь возникшим уровнем сложности, характерным для военных двигателей. Также теперь можно предположить, что двигатель высокой степени двухконтурности со смешением является наиболее актуальным для современной авиации.
Если потоки газогенератора и второго контура смешиваются перед реактивным соплом, тогда происходит сокращение величины удельного расхода топлива. Появляются преимущества непосредственно от процесса смешения потоков и от различия прохождения рабочих линий вентилятора; для двигателя со смешанной конфигурацией, рабочая линия вентилятора располагается ближе к линии максимальной эффективности, предоставляя более благоприятные условия для совершения полёта на крейсерском режиме.
Были произведены вычисления для двигателя со смешением, при постоянной степени повышения давления вентилятора и полной степени повышения давления (эти вычисления были проведены на расчётном режиме, предусмотренным проектом), позволяющие оценить значение различных параметров, типа составляющих полезных действий, эффекта охлаждения ротора турбины и наличия потерь давления в камере сгорания. Эти вычисления показали, что при постоянных величинах степеней повышения давлений и величине отношения температур T04 / T02, изменения в составляющих переменных имеют ярко выраженный эффект на величину степени двухконтурности. В свою очередь изменение величины степени двухконтурности имеет выраженный эффект на величину тяги, приходящуюся на единицу массы воздуха, протекающего через газогенератор, и на величину удельного расхода топлива. Компрессор ВД имеет ярко выраженный эффект на величину тяги также, приходящуюся на единицу массы воздуха, проходящую через газогенератор, и на величину удельного расхода топлива; для наиболее вероятного проекта двигателя, величина удельного расхода топлива повышается примерно на 1.1 % для каждого процента сокращения эффективности компрессора. Уменьшение охлаждающей нормы вентиляционной струи вдвое, если это вообще возможно, может привести к сокращению величины удельного расхода топлива приблизительно в 1.6 %; так же возможно существенное увеличение величины степени двухконтурности, ведущее к увеличению тяги на 4 % для того же размера газогенератора.
Шум и его регулирование
Ограничение уровня шума
Работа реактивного воздушного транспорта в 1960-ых стала настолько интенсивной, что увеличила раздражение людей, проживающих и работающих вокруг главных аэропортов. Инструкции, воздействующие на международный воздушный транспорт управляются Международной Организацией Гражданской Авиации (IСАО), но этот орган действовал настолько медленно, что в 1969 Федеральное авиационное агентство США (FAA) внесло предложения о максимуме разрешенного уровня шума. После обширных обсуждений в США они были формально одобрены как Федеральное Авиационное Регулирование (FAR) Часть 36 от 1971 с обратной силой до 1969, но только для нового самолета. Вскоре комитет ИКАО по шуму самолета издал подобные рекомендации, известные как Приложение 16, формальное приложение к Чикагскому Соглашению по Гражданской Авиации1944; каждое государство - член должно было тогда принять правила в Приложении 16 и придать им юридическую (законную) силу. Основной принцип оценки шума самолета с уровнями и правилами по FAR Часть 36 и Приложению 16 фактически идентичны, подобны, и остались неизменными с тех пор,
Оценка шума полагается на измерения в трех позициях, два для взлета, именуемые как боковой и в коридоре, и один для приземления . Уровни выражены в децибелах (EPNdB), в величинах эффективного воспринятого уровня шума (EPNL), описаны в схеме классификации, показанной на рис ниже.
Шум в боковой позиции - самый высокий шум, измеренный по линии, параллельной взлетно-посадочной полосе, пока самолет взлетает на полной мощности, и максимум которого обычно приходится на высоту, когда самолет поднялся приблизительно на 1000 футов. Шум в коридоре измеряется непосредственно под курсом полета, пока происходит набор безопасной высоты, после чего возможно сокращение мощности и уменьшение шума. Шум подхода также измерен непосредственно под курсом полета, пока самолет готовится приземляться с тщательно управляемым скользящим наклоном. Оценки выполняются для полетов с максимумом позволенного веса самолета и соответствуют стандартным температурам дня. Само собой разумеется, самолет не всегда работает как определено для испытаний, но испытания, по крайней мере, предусматривают стандартный путь сравнения самолета и ограничения.
Уровни шума, чтобы приобрести официальную квалификацию приводят к взлетному весу брутто до 400 тонн для бокового шума, 385 тонн для коридора и 280 тонн для подхода. Допустимый шум эстакады (коридора) самый высокий для четырехмоторных самолетов и самый низкий для двухмоторных, чтобы делать послабление на более медленный подъем с четырьмя двигателями. Показанные на рисунках величины уровней ограничений для современного самолета, показывают очень ясно, что недавние типы самолетов - значительно хуже допустимых уровней
Глава 4 Приложения 16 была ратифицирована ИКАО осенью 2001, и как ожидается, будет включено в закон всеми его членами. Глава 4 требует сокращения шума не менее 10 EPNdB от уровней в Главее 3. Глава 4 применима только к новым проектам самолета, то есть тем, которые еще не в производстве, но промышленность предполагает, что правила будут ко всем самолетам.
Рисунок 2. Ограничения уровня шума по FAR Части 36 и Приложения 16 ИКАО
Измерение шума
Шум состоит из колебаний давления, распространяющихся через воздух как акустические волновые колебания. Звуковой уровень давления (SPL) связывает уровень амплитуды давления к тому, который человеческое ухо может только обнаруживать в его наиболее чувствительной частоте, pref =20x10 ' 6 Pa. Поскольку ухо способно воспринимать широкий диапазон амплитуд, общепринято использовать логарифмический масштаб, чтобы задать звуковой уровень давления
и выражают его в децибелах (dB). Изменение 3 dB м. б. замечено, тогда как изменение 1 dB обычно незаметно. Достаточно далеко от источника шума в открытой окружающей среде уменьшение давления пропорционально квадрату расстояния от источника, так что при удвоении расстояния SPL падает примерно до 6 dB.
Человеческое ухо наиболее чувствительно к частотам в среднем диапазоне ( приблизительно 3 кГц) и полученную меру раздражения SPL необходимо исправить, чтобы учесть это. Эффективный Воспринятый Шумовой Уровень, EPNL, который измерен в единицах EPNdB. Инструкции, принятые FAA, ИКАО, и многими аэропортами, изложены в терминах EPNdB.
Регулирование шума на местности
Некоторые Европейские аэропорты приняли схему, основанную на системе квот для взлета и посадки. При взлете процедура для вычисления квоты должна брать арифметическое среднее уровня шума в EPNdB для измерений сбоку и в коридоре полета. Для вычисления квоты для посадки 9.0 EPNdB вычитается из измеренных EPNL при подходе с учетом различий в расстоянии измерения. Нижний уровень EPNL для каждой полосы квот (QC) следующий:
(QC) 0.5 (QC) 1 (QC) 2 (QC) 4 (QC) 8 (QC) 16 Минимум EPNL - 90 93 96 99 102 (EPNdB)
Точные правила действия системы счета квот были различны за эти годы, но есть некоторые общие особенности, которые могут быть иллюстрированы в соответствии с предложениями, становящимися эффективными в 2002 и которые служат, чтобы демонстрировать, как важен стал шум оператору авиалинии. Полная квота вечерних(ночных) полетов (то есть произведение числа полетов и соответствующего (QC) для типа самолета для Heathrow в течение целого года была установлена в 9750. Никакие намеченные взлеты для (QC)4 не будут позволяться между 23:30 и 6:00, тогда как для (QC) 8 и (QC) 16 это запрещение - с 23:00 до 7:00. Отсроченным вылетам (QC) 4 взлеты позволяются после 23:30, но (QC) 8 взлеты не разрешаются между 23:30 и 6:00, даже если вылет был отсрочен. В аэропорту Heathrow есть также система контроля шума, измеренного в dBA, гарантирующая, что фактические уровни шума не превышены, со штрафами, наложенными в случаях нарушений. В Лондоне правила распространяются на многих из клиентов Airbusа A380, и подобные строгие правила могут быть предъявлены в других аэропортах.
Генерация шума
Понимание генерации шума в количественном выражении - одна из наиболее актуальных задач в механике жидкости. Любой неустойчивый поток или любой движущийся объект, типа лопатки вентилятора, является источником шума. Проблема усложнена для двигателей самолета общей тенденцией для скоростей лопатки и скоростей потока внутри двигателя, которые близки к звуковой. Даже в качественном смысле нет полного соглашения ни по тому, что является источником шума, ни какова их относительная важность; это - наиболее ясно в случае с широкополосным шумом от вентилятора и от турбины НД. Самый большой широкополосный источник шума - шум реактивной струи с бурным смешиванием, которое обязательно имеет место. Известно, что шум пропорционален восьмой степени реактивной скорости; то есть акустическая мощность больше чем удваивается (увеличения 3dB) при увеличении на 10 % реактивном скорости.
Замечено, что с умеренно высокой степенью двухконтурности (и поэтому относительно низкой реактивной скоростью) реактивный шум - все еще самый большой источник в боковой позиции, и он сопоставим с излучаемым шумом вентилятора (вход и выход вентилятора) в коридоре полета. (Можно добавить, что маневр снижения тяги двигателя, когда безопасная высота была достигнута, точно предназначен, чтобы уменьшить реактивный шум.) Шум вентилятора на выхлопе более важен, чем шум от входа при взлете для этого двигателя, особенность, которая не соответствует субъективным полученным впечатлениям, полученным стоя около взлетно-посадочной полосы в течение взлета. При подходе реактивный шум незначителен, но вентилятор теперь наиболее важный источник от двигателя, более современный двигатель имеет значительно ниже реактивный шум,, чем шум вентилятора,
Рисунок A3. Приблизительная раскладка главных шумовых источников в трех условиях контроля . (Степень двухконтурности 4)
Важная особенность, показанная на рис. A3 для условия посадки - высокий уровень шума от корпуса. В показанном случае это почти сопоставимо шуму от двигателей, но с более современными двигателями, с более высокой степенью двухконтурности и низкой реактивной скоростью, типа Airbusа A 380, шум корпуса, вероятно, доминирует при посадке. Высокий уровень шума корпуса в целом не удивителен, когда рассматривается конфигурация самолета в течение подхода. По причинам стабильности откидные створки выдвинуты достаточно далеко, чтоб приводит к высокому сопротивлению с созданием крупномасштабных срывов, с бурей и шумом, который это влечет за собой. Высокий коэффициент подъемной силы при подходе, из-за низкой скорости, требует сильное перемещение предкрылков, которые являются бурными и шумными. Наконец щитки и колеса - серьезные источники шума.
Снижение шума
Весьма значительные сокращения шума самолета были достигнуты за последние порядка 30 лет. Сокращение при каждом из 3-х условии было достигнуто приблизительно 20 EPNdB, несмотря на происшедшее увеличение размера самолета и веса. В большой степени это было достигнуто выбором цикла двигателя, приведшего к уменьшению реактивного шума, осторожным выбором числа лопаток в вентиляторе и турбине НД, и использованием акустических покрытий на твердых стенках канала входного и выходного отверстий вентилятора. Принимая во внимание, что проектирование формы лопатки, необходимой для выполнения хорошей аэродинамической работы с максимальной эффективностью хорошо продвинуто; подобный выбор формы лопатки, чтобы минимизировать шум - в настоящее время в его младенчестве. Более широкие шаги, которые могут понизить шум , внесены в список ниже с некоторыми ограничениями и отмеченными трудностями.
Понижение реактивной скорости, для которого основными средствами является выбор более высокой степени двухконтурности и более низкой степени повышения давления в реактивном сопле. Это одновременно дает эффект увеличения тяговой эффективности и, при изменении степени двухконтурности от низких до скромных величин, ведет к существенному сокращению удельного топливного потребления. Для установленного уровня тяги двигателя, понижение реактивной скорости требует большего массового потока через двигатель. Величина реактивной тяги достигнута, но увеличивается сопротивление двигательной мотогондолы, за этим тянется деградация крыла и увеличенный вес, что ведет к большей полной топливной затрате. Для самых последних двигателей, предложенных для A380 оптимум был пересечен, так что уменьшение шума ведет уже к более высокому потреблению топлива на 1 %. Кроме того, еще и эффекты установки двигателя на самолете ограничивают возможности уменьшения шума реактивной струи.
Понижение скорости вращающихся компонентов, особенно вентилятора. Более низкие скорости лопатки вообще, хотя не всегда, связаны с более низким шумом. С движением к более низкой реактивной скорости снижается степень повышения давления, требуемая от вентилятора и частота вращения. Проблемы теперь связаны с турбиной НД, которые из-за уменьшенной вращательной скорости испытывает более высокую безразмерную нагрузку ступени. Одно решение состоит в том, чтобы добавить дополнительный ступень турбины НД, но они тяжелы и дороги. Может также быть предел на момент крутящий вала НД, диаметр которого ограничен диаметром ступицы дисков турбины и компрессора.
Предотвращение искажения потока в вентиляторе. Это желательно, но некоторые аспекты - вне управления проектировщиков: действует влияние ветра и углов атаки и скольжения, которые создают тенденцию возникновения неоднородности потока. Влияют пилоны (стойки) вниз по потоку вентилятора, это налагает постоянную неоднородность давления на вентилятор. Принимаются шаги, чтобы минимизировать все эти эффекты, но какое-то искажение потока окажется неизбежным в некоторых условиях полета.
Выбор число лопаток ротора и статора, чтобы избежать возникновения сильных высоких тонов. Это наклонные лопатки турбомашин, проектируют лопатки, отступая от оптимума по стоимости или эффективности. Практически это означает увеличение больше чем вдвое числа лопаток статора чем лопаток ротора для вентиляторов и приблизительно 1.5 раз больше в статоре чем в роторе для турбины НД. Предотвращение резонанса вынуждает также налагать ограничения на число лопаток.
Большой осевой промежуток между роторами и статорами, чтобы ослабить взаимодействие между перемещающейся и неподвижной лопаткой. Это наиболее важно для вентилятора потока обхода, но также важно для вентилятора основного потока и в турбине НД. Большие осевые промежутки также желательны для сокращения принудительной вибрации. Однако осевые промежутки добавляют проблемы в терминах длины двигателя, жесткости и веса, так что здесь есть пределы. насколько можно двигаться, чтобы ослабить взаимодействие статора ротора.
Применение акустических панелей в каналах обхода и иногда в реактивнм сопле газогенератора. Они - обычно перфорированный металлический слой, под которым устанавливается сотовидная структура и затем твердая поддержка. Пористость перфорированной пластины и глубины сот настроены для того, чтобы максимизировать воздействие на EPNL. Для двигателей больших гражданских лайнеров обыкновенно используются в каналах обхода и иногда вниз по потоку канала турбины НД. Они существенно увеличивают стоимость и могут быть причиной увеличенного обслуживания. Лайнеры улучшенного выполнения исполнены с двухслойными панелями (то есть перфорированная пластина по сотам по другой перфорированной пластине и сотам различной глубины) - уже в эксплуатации (ПС90А).
Параметры двигателя в расчетной точке.
GT-90
Station W T P WRstd FN = 511,81
amb 288,15 101,325 TSFC = 9,0784
2 1549,999 288,15 101,325 1550,000 WF = 4,64635
13 1386,842 339,86 172,253 BPR = 8,5000
21 163,158 374,83 231,021 81,618 s NOx = 1,5315
25 163,158 374,83 231,021 81,618 Core Eff = 0,5017
3 159,895 868,97 3696,336 7,612 Prop Eff = 0,0000
31 146,842 868,97 3696,336
4 151,488 1873,00 3511,519 11,144 P3/P2 = 36,4800
41 159,646 1826,58 3511,519 11,598 P16/P13 = 1,00000
43 159,646 1413,66 957,417 P16/P6 = 0,99969
44 164,541 1398,84 957,417 P16/P2 = 1,70000
45 164,541 1398,84 957,417 38,367 P6/P5 = 1,00000
49 164,541 968,29 172,306 A8 = 0,78504
5 167,804 963,02 172,306 180,394 A18 = 3,81454
8 167,804 963,02 172,306 180,394 P8/Pamb = 1,70053
18 1386,842 339,86 172,253 885,975 P18/Pamb = 1,70000
P2/P1= 1,0000 CD8 = 0,97552
Efficiencies: isentr polytr RNI P/P CD18 = 0,97060
Outer LPC 0,9100 0,9165 1,000 1,700 XM8 = 0,92306
Inner LPC 0,8800 0,8930 1,000 2,280 XM18 = 0,90481
HP Compressor 0,8600 0,9008 1,462 16,000 V18/V8,id= 0,59088 <- !
Burner 0,9950 0,950 Loading %= 100,00
HP Turbine 0,9000 0,8858 1,591 3,668 PWX = 0
LP Turbine 0,9300 0,9151 0,675 5,556 ZWBLD = 0,00000
HP Spool mech 0,9950 Nominal Spd 8617 WBLD/W21 = 0,00000
LP Spool mech 0,9950 Nominal Spd 2642 WHcl/W25 = 0,03000
WLcl/W25 = 0,02000
ПС-90А
Station W T P WRstd FN = 156,09
amb 288,15 101,325 TSFC = 11,0065
2 472,300 288,15 101,325 472,300 WF Burner= 1,71806
13 384,577 341,04 170,834 s NOx = 1,3145
21 87,723 372,22 226,360 44,629 BPR = 4,3840
25 86,512 372,22 223,168 44,643 Core Eff = 0,4300
3 86,512 849,13 3256,919 4,620 Prop Eff = 0,0000
31 72,186 849,13 3256,919
4 73,904 1635,45 3095,376 5,763 P3/P2 = 32,143
41 80,444 1576,41 3095,376 6,159 P16/P6 = 1,07357
43 80,444 1136,51 590,260 A63 = 0,67180
44 87,192 1115,54 590,260 A163 = 1,36694
45 87,192 1115,54 590,260 29,450 A64 = 2,03874
49 87,192 840,70 156,677 XM63 = 0,39570
5 88,230 840,80 156,677 97,469 XM163 = 0,52294
6 88,230 840,80 156,677 XM64 = 0,50001
16 385,788 341,14 168,203 P63/P6 = 0,98440
64 474,018 439,74 162,068 P163/P16 = 0,99590
8 474,018 439,74 162,068 366,101 A8 = 1,59709
P2/P1 = 1,0000 P6/P5 = 1,0000 CD8 = 0,9720 Ang8 = 10,00
Efficiencies: isentr polytr RNI P/P P8/Pamb = 1,59949
Outer LPC 0,8748 0,8836 1,000 1,686 P16/P13 = 0,98460
Inner LPC 0,8823 0,8948 1,000 2,234 W_NGV/W25= 0,07560
HP Compressor 0,8458 0,8896 1,429 14,594 WHcl/W25 = 0,07800
Burner 0,9950 0,950 Loading %= 100,00
HP Turbine 0,8750 0,8516 1,795 5,244 WLcl/W25 = 0,01200
LP Turbine 0,8868 0,8688 0,605 3,767 WBLD/W21 = 0,01380
Mixer 0,9900 WBLD/W25 = 0,00000
HP Spool mech 0,9930 Nominal Spd 4358 PWX = 0,0
LP Spool mech 0,9950 Nominal Spd 11834 ZWBld = 0,00000
АЛ-31
Station W T P WRstd FN = 118,89
amb 288,15 101,325 TSFC = 55,6951
2 112,506 288,15 101,325 112,506 WF Burner = 1,56922
13 43,062 438,88 360,514 s NOx = 0,7711
21 69,444 437,98 358,184 24,219 BPR = 0,6201
25 69,444 437,98 358,184 24,219 Core Eff = 0,4093
3 67,361 774,27 2247,604 4,978 Prop Eff = 0,0000
31 61,388 774,27 2247,604
4 62,958 1622,13 2112,748 7,164 P3/P2 = 22,182
41 66,777 1577,77 2112,748 7,494 P16/P6 = 1,17317
43 66,777 1282,43 722,550 A63 = 0,71772
44 68,930 1267,68 722,550 A163 = 0,07791
45 68,930 1267,68 722,550 20,274 A64 = 0,79563
49 68,930 1061,45 301,154 XM63 = 0,16105
5 71,013 1050,03 301,154 45,609 XM163 = 0,52467
6 71,013 1050,03 301,154 XM64 = 0,20000
16 43,062 438,88 353,304 P63/P6 = 0,99000
64 111,922 840,18 305,262 P163/P16 = 1,00000
7 116,974 2046,00 290,584 WF total = 6,62151
8 119,127 2022,03 290,584 110,036 A8 = 0,48441
P2/P1 = 1,0000 P6/P5 = 1,0000 CD8 = 0,9768 Ang8 = 11,60
Efficiencies: isentr polytr RNI P/P P8/Pamb = 2,86784
Outer LPC 0,8300 0,8570 1,000 3,558 P16/P13 = 0,98000
Inner LPC 0,8300 0,8568 1,000 3,535 W_NGV/W25 = 0,05500
HP Compressor 0,8500 0,8815 1,741 6, 275 WHcl/W25 = 0,03100
Burner 0,9900 0,940 Loading % = 100,00
HP Turbine 0,8600 0,8443 1,223 2,924 WLcl/W25 = 0,03000
LP Turbine 0,8700 0,8576 0,600 2,399 WBLD/W21 = 0,00000
Mixer 1,0000 WBLD/W25 = 0,00000
HP Spool mech 0,9900 Nominal Spd 98 PWX = 200,0
LP Spool mech 0,9900 Nominal Spd 100 ZWBld = 0,00000
Reheat 0,8850 0,952 WF Reheat = 5,05229
XM64 = 0,20000
Con-Di Nozzle: XM7 = 0,37386
A9*(Ps9-Pamb) -23,575 A9/A8 = 1,35000
Fuel FHV humidity war2 XM9 = 1,66913
Generic 43,124 0,0 0,0000 CFGid = 0,95211
Composed Values:
1: FN*1000/9,8 = 12131,491211 2: WF_total*3,6*9,8/FN = 1,964921
3: P4q44*P45q5 = 7,015498 4: W2/14,94/WF_total = 1,137282
5: (4*A8/3,14)^0,5 = 0,785549 6: W4*(T41^0,5)/(0,00393*P4*0,995) = 302,696136
7: W45*(T45^0,5)/(0,00393*p45*0,96) = 900,286499 8: P3*0,95*0,99/P5 = 7,019229
РД-33
Station W T P WRstd FN = 88,26
amb 288,15 101,325 TSFC = 55,5296
2 80,000 288,15 101,325 80,000 WF Burner = 1,14142
13 25,205 431,46 354,638 s NOx = 0,7869
21 54,795 431,46 354,638 19,157 BPR = 0,4600
25 54,795 431,46 351,091 19,351 Core Eff = 0,4277
3 53,699 775,56 2325,979 3,838 Prop Eff = 0,0000
31 50,137 775,56 2325,979
4 51,278 1540,00 2209,680 5,436 P3/P2 = 22,956
41 52,922 1518,20 2209,680 5,570 P16/P6 = 1,00640
43 52,922 1214,09 731,049 A63 = 0,38313
44 54,566 1201,83 731,049 A163 = 0,08229
45 54,566 1201,83 731,049 15,446 A64 = 0,46542
49 54,566 1023,13 345,262 XM63 = 0,20669
5 55,662 1016,14 345,262 30,676 XM163 = 0,25381
6 55,662 1016,14 341,810 XM64 = 0,22000
16 25,205 431,46 343,998 P63/P6 = 0,99000
64 78,851 855,03 339,009 P163/P16 = 1,00000
7 82,611 2123,00 317,993 WF total = 4,90113
8 84,627 2089,94 317,993 72,621 A8 = 0,31952
P2/P1 = 1,0000 P6/P5 = 0,9900 CD8 = 0,9782 Ang8 = 10,90
Efficiencies: isentr polytr RNI P/P P8/Pamb = 3,13834
Outer LPC 0,8600 0,8820 1,000 3,500 P16/P13 = 0,97000
Inner LPC 0,8600 0,8820 1,000 3,500 W_NGV/W25 = 0,03000
HP Compressor 0,8500 0,8823 1,750 6,625 WHcl/W25 = 0,03000
Burner 0,9900 0,950 Loading % = 100,00
HP Turbine 0,8878 0,8741 1,363 3,023 WLcl/W25 = 0,02000
LP Turbine 0,9053 0,8972 0,663 2,117 WBLD/W21 = 0,00000
Mixer 1,0000 WBLD/W25 = 0,00500
HP Spool mech 0,9950 Nominal Spd 10834 PWX = 200,0
LP Spool mech 0,9900 Nominal Spd 13003 ZWBld = 0,00000
Reheat 0,9000 0,938 WF Reheat = 3,75971
XM64 = 0,22000
Con-Di Nozzle: A9*(Ps9-Pamb) -12,926 XM7 = 0,43153
A9/A8 = 1,35000
Fuel FHV humidity war2 XM9 = 1,66836
Generic 43,124 0,0 0,0000 CFGid = 0,94316
Composed Values:
1: FN*1000/9,8 = 9006,283203 2: WF_total*3,6*9,8/FN = 1,959085
3: P4q44*P45q5 = 6,400006 4: W2/14,94/WF_total = 1,092554
5: (4*A8/3,14)^0,5 = 0,637992 6: W4*(T41^0,5)/(0,00393*P4*0,993) = 231,701233
7: W45*(T45^0,5)/(0,00396*p45*0,98) = 666,770386