Evaluation of performance properties of two combustor turbofan engine

• Autorzy: Jakubowski R.

Identyfikatory

DOI

10.17531/ein.2015.4.13

Warianty tytułu

PL

Ocena właściwości eksploatacyjnych dwuprzepływowego silnika turbinowego z dwiema komorami spalania

• Języki publikacji: EN PL

Abstrakty

EN

This article presents issues connected with modification of a bypass engine with an additional combustion chamber placed between the high pressure and low pressure turbines. At the beginning, on the basis of scientific literature analysis possible benefits were pointed out which follow from modification of a turbofan aircraft engine. First of all, the attention was drawn to a possibility to limit the gas temperature in the exhaust area of a combustion chamber, which helps to reduce NOx in relation to currently used aircraft engines. Then, a design solution scheme of a two combustor engine was presented. It was discussed how this solution modifies the engine cycle. The assumptions and the adopted limitations in the stage of preparing a numerical model of the engine were presented. The main parameters of the engine operating which were used to estimate its functional qualities were characterized. On the bases of an existing high bypass ratio turbofan engine and the assumptions concerning the influence of the mentioned modification of the engine to its internal characteristics performance properties of a two combustor engine in variable performance conditions were determined: for different speeds and flight altitudes. The results were graphically illustrated in the charts in the form of dependences of thrust, specific thrust, fuel consumption and specific fuel consumption vs. the flight speed for different altitudes. In the discussion of the obtained results performance characteristics for standard a high bypass ratio turbofan engine were referred to. On this basis possible benefits which follow from exploitation of the two combustor engine were shown. This engine is characterized by better performance characteristics in comparison to a conventional turbofan engine in the range of transonic velocity. It was pointed out that despite a little higher specific fuel consumption in take-off conditions it can be more economic in further exploitation cycle, which in the case of the aircraft for which it is dedicated, takes place mostly at a transonic velocity at the altitude of about 11 km.

PL

W artykule przedstawiono zagadnienia związane z modyfikacją silnika dwuprzepływowego o dodatkową komorę spalania usytuowaną pomiędzy turbiną wysokiego i niskiego ciśnienia. Na wstępie, na podstawie analizy literatury, wskazano możliwe korzyści wynikające z zastosowania takiej modyfikacji lotniczego silnika dwuprzepływowego. Przede wszystkim zwrócono uwagę na możliwość ograniczenia maksymalnej temperatury spalin w przekroju wylotowym komory spalania w silniku tego typu, przez co istnieje możliwość istotnej redukcji NOx w odniesieniu do współcześnie eksploatowanych silników lotniczych. Następnie przedstawiono schemat rozwiązania konstrukcyjnego silnika z dwiema komorami spalania. Omówiono, jak takie rozwiązanie modyfikuje obieg silnika. Przedstawiono założenia i przyjęte ograniczenia na etapie przygotowywania modelu numerycznego silnika oraz scharakteryzowano główne parametry pracy silnika, które wykorzystano do oceny jego właściwości eksploatacyjnych. Na bazie danych istniejącego silnika dwuprzepływowego o dużym stopniu dwuprzepływowości oraz przyjętych założeń odnośnie wpływu omawianej modyfikacji silnika na jego charakterystyki wewnętrzne, wyznaczono osiągi silnika z dwiema komorami spalania w zmieniających się warunkach eksploatacji tj. dla różnej prędkości i wysokości lotu. Wyniki zilustrowano graficznie na wykresach w postaci zależności ciągu, ciągu jednostkowego, zużycia paliwa i jednostkowego zużycia paliwa od prędkości lotu dla różnych wysokości. W dyskusji uzyskanych wyników odniesiono się do charakterystyk eksploatacyjnych dla standardowych silników dwuprzepływowych o dużym stopniu dwuprzepływowości. Na tej podstawie wykazano możliwe korzyści wynikające z eksploatacji silnika z dwiema komorami spalania. Silnik ten cechuje korzystniejszy przebieg charakterystyk eksploatacyjnych od klasycznego silnika dwuprzepływowego w zakresie prędkości okołodźwiękowych. Zaznaczono, że pomimo nieco wyższych wartości jednostkowego zużycia paliwa w warunkach startowych, może on być ekonomiczniejszy w całym cyklu eksploatacyjnym, który w przypadku statków powietrznych do których jest dedykowany, odbywa się w zdecydowanej większości czasu z prędkością okołodźwiękową na wysokości ok 11 km.

Słowa kluczowe

EN

aircraft engine; turbofan engine; modifications and development of a turbofan engine; characteristics of turbofan engine

PL

silnik turbinowy; silnik dwuprzepływowy; modyfikacje i rozwój silnika turbinowego; charakterystyka silnika turbinowego

• Wydawca: Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne
• Czasopismo: Eksploatacja i Niezawodność
• Rocznik: 2015
• Tom: Vol. 17, no. 4
• Strony: 575--581
• Opis fizyczny: Bibliogr. 23 poz., rys., tab.

Twórcy

autor

Jakubowski R.

• Department of Aircrafts and Aircraft Engines Rzeszow University of Technology Al. Powstańców Warszawy 8; 35-959 Rzeszów, Poland

Bibliografia

• 1. Guha A. An efficient generic method for calculating the properties of combustion products. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers 2001; A3(215): 375-387, http://dx.doi.org/10.1243/0957650011538596.
• 2. Horlock J H, Watson D T, Jones T V. Limitations on Gas Turbine Performance Imposed by Large Turbine Cooling Flow. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power 2001; 123: 487-494, http://dx.doi.org/10.1115/1.1373398.
• 3. Huff D L. NASA Glenn's Contributions to Aircraft Engine Noise Research. Journal of Aerospace Engineering 2013; 2(26): 218-250, http://dx.doi.org/10.1061/(ASCE)AS.1943-5525.0000283.
• 4. Jakubowski R. Modeling and analysis of jet engine with cooling turbine. Journal of KONES Powertrain and Transport 2012; 2(19):235-243.
• 5. Jakubowski R. Two-Combustor Turbofan engine Performance Analysis. Journal of KONES Powertrain and Transport 2014; 3(21): 141-148, http://dx.doi.org/10.5604/12314005.1133191.
• 6. Jakubowski R, Orkisz M. Wpływ zmian procesów przepływowo-cieplnych w silniku turbinowym na jego charakterystyki użytkowe. Eksploatacja i Niezawodnosc - Maintenance and Reliability 2002; 2(14): 4-25.
• 7. Jakubowski R, Orkisz M, Wygonik P. Preliminary Analysis of Two Combustors Turbofan Engine. Journal of KONES Powertrain and Transport 2013; 2(20):175-180.
• 8. Lefebvre A H. Gas Turbine Combustion 3th ed. Taylor and Francis Group, 2010, http://dx.doi.org/10.1201/9781420086058.
• 9. Liew K H, Urip E, Yang S L. Parametric Cycle Analysis of a Turbofan with Interstage Turbine Burner. Journal of Propulsion and Power 2015; (3)21: 546-551, http://dx.doi.org/10.2514/1.2546.
• 10. Liew K H, Urip E, Yang S L, Mattingly J D, Marek C J. Performance Cycle Analysis of a Two-spool Separate-exhaust Turbofan with Interstage Turbine Burner. Journal of Propulsion and Power 2006; 2(22): 411-416, http://dx.doi.org/10.2514/1.13394.
• 11. Lin T, Lee J, Lwin T. Integrated approach for rotor blade manufacturing cost estimate. Aircraft Engineering and Aerospace Technology 2011; 4(83): 235-244, http://dx.doi.org/10.1108/00022661111138657.
• 12. Liu F, Sirignano W A. Turbojet and Turbofan Engine Performance Increases Through Turbine Burners. Journal of Propulsion and Power 2001; 3(17): 695-705, http://dx.doi.org/10.2514/2.5797.
• 13. Majka A. Multiple objective optimization of the power unit for a very light jet. Aircraft Engineering and Aerospace Technology 2014; 3(86): 234-241.
• 14. Merkisz J, Markowski J, Pielecha J. Emission tests of the F100-PW-229 turbine jet engine during pre-flight verification of the F-16 aircraft. AIR POLLUTION XXI Book Series: WIT Transactions on Ecology and the Environment 2013; 174: 219-230, http://dx.doi.org/10.2495/AIR130191.
• 15. Peitsch D. Propelling the future – the meaning of ACARE VISION 2050 for the future development of propulsion systems for aircraft. Combustion engines 2011; 4(147): 3-13.
• 16. Sieniawski J. Nickel and titanium alloys in aircraft turbine engines. Advances in Manufacturing Science and Technology 2003; 3(27): 23-33.
• 17. Sirignano W A, Liu F. Performance Increases for Gas-Turbine Engines Through Combustion Inside the Turbine. Journal of Propulsion and Power 1999; 1(15): 111-118, http://dx.doi.org/10.2514/2.5398.
• 18. Walsh P P, Fletcher P. Gas Turbine Performance 2nd ed. Blackwell Publishing and ASME, 2004, http://dx.doi.org/10.1002/9780470774533.
• 19. Witek L. Simulation of crack growth in the compressor blade subjected to resonant vibration using hybrid method. Engineering Failure Analysis 2015; 49: 57–66, http://dx.doi.org/10.1016/j.engfailanal.2014.12.004.
• 20. Witek L, Orkisz M, Wygonik P, Musili D N, Kowalski T. Fracture analysis of a turbine casing. Engineering Failure Analysis 2010; 3(18): 914-923.
• 21. Wygonik P. Engine and multitask airplane integration: criteria of engine parameters selection. Aircraft Engineering and Aerospace Technology 2013; 6(85): 460-466, http://dx.doi.org/10.1108/AEAT-12-2012-0249.
• 22. Wygonik P. Selection criteria of internal parameters of turbofan engine for the type of multi-task aircraft mission. Combustion Engines 2013; 154(3): 483-488.
• 23. http://web.stanford.edu/~cantwell/AA283_Course_Material/GE90_Engine_Data.pdf