30991

طراحي آيروديناميكي فن جريان محوري موتورهاي توربوفن دو و سه اسپول با ضريب كنارگذر حدود (10)

كارشناسي ارشد

مهندسي مكانيك- تبديل انرژي ـ ديناميك سيالات

1398

1402/3/6

محمد اخلاقي

ندارم

مهندسي مكانيك

موتور توربوفن در 60 سال اخير پيشرفت زيادي داشته است و از منابع قدرت رايج در هر دو هواپيماهاي مسافربري و نظامي مي باشد. اين موتور، مزيت هاي هردوي موتور هاي توربوپراپ (راندمان پيشرانش بالا و تراست زياد) و توربوجت (سرعت و ارتفاع پروازي بالا) را دارا است. جهت برآورده كردن نياز به نيروي تراست بالا كه بتواند هواپيماهاي با بدنه بزرگ را براند و ظرفيت بار و برد آن ها را افزايش داده و قابليت مانورپذيري بالايي براي هواپيماهاي نظامي نيز داشته باشد، توسعه موفق موتورهاي توربوفن نياز است. اين توسعه ها در طراحي موتور توربوفن در راستاي افزايش نيروي تراست، كاهش نويز و آلودگي و مصرف سوخت كمتر مي باشد. اين هدف با افزايش نسبت كنارگذر (BPR)، افزايش نسبت فشار فن ورودي (FPR)، نسبت فشار كلي (OPR) و افزايش دماي ورودي توربين (TIT) با بهبود متريال كاربردي، قابل دستيابي است. اين تغييرات باعث بهبود راندمان هاي حرارتي، پيشرانش و كلي مي شود و نسبت مصرف سوخت ويژه را كاهش داده و در نهايت تراست ويژه را افزايش مي دهد. گزارش پيش رو به مطالعه پارامتري و طراحي مقدماتي آيروديناميكي فن ورودي موتور توربوفن غيرنظامي با نسبت كنارگذر بالا در دو پيكربندي دو و سه اسپول (نزديك به موتورهاي GEnx-1B70 و Trent1000-A) مي پردازد. اين نوع از موتور ها داراي ماخ پروازي حدود (8/0) و نسبت كنار گذر حدود (10) بوده و فن ورودي آن ها داراي قطر زياد و وتر نسبتا پهن و ضخامت كم مي باشند. از اين رو نسبت شعاع ريشه به شعاع نوك پره (نسبت اقطار) در اين نوع فن ها كوچك است و نسبت منظري بزرگي تا حدود (4) مي توانند داشته باشند . تغييرات ماخ در اين فن ها از مادون صوت در قسمت ريشه تا مافوق صوت در قسمت نوك پره متغير است و به همين دليل ماكزيموم ماخ نوك پره فن ورودي به عنوان يك محدوديت براي كل موتور تلقي مي شود و با پيشرفت متريال كاربردي، ماكزيموم ماخ پره فن تا (8/1) افزايش يافته است. يكي ديگر از پارامتر هاي محدود كننده كل موتور ، قطر فن است چراكه هرچه قطر فن افزايش يابد وزن كلي موتور زياد مي شود و وزن موتور از ملاحظات و محدوديت هاي مهم در طراحي هر موتور هواپيما است. فن هاي با نسبت كنار گذر بالا داراي قطر زياد در حدود 3 متر مي باشند و كاهش هرچند اندك اين قطر با حفظ كيفيت مابقي پارامتر هاي فن، اثر ويژه اي در طراحي كل موتور دارد. در اين گزارش به طراحي مقدماتي ايروديناميكي فن ورودي اين موتورها و بررسي جامع قيود و پارامتر هاي مورد نياز طراحي مي پردازيم. در ابتدا روش ها و معادلات طراحي بيان شده و خصوصيات فن هاي ورودي بررسي مي شود و در نهايت يك نوع فن طراحي شده براي هردو موتور دو و سه اسپول ارائه مي گردد. لازم به ذكر است خروجي اين طراحي در واقع ارائه يك فن با خصوصيات ايروديناميكي مشخص است كه بتواند در مراحل ديگر طراحي و شبيه سازي هاي عددي مورد استفاده قرار گيرد. آناليز ها و حل معادلات با كد اكسل به گونه اي انجام شده است كه هركاربري به راحتي بتواند با وارد كردن اندك داده هاي ورودي به طراحي يك فن بپردازد و نتايج و دياگرام هاي حاصل از طراحي خود را ببيند و همچنين با اين كد اكسل به سادگي ميتوان پارامترهاي مهم و موثر در طراحي يك فن را تشخيص داد و به بررسي رفتار هركدام از پارامترها پرداخت و اثر آن ها را بر روي ديگر پارامتر هاي مهم موتور تحقيق كرد. كد هاي اكسل در پيوست اين گزارش جهت استفاده دوستان اهل علم و توسعه هرچه بيشتر آمده است.

1403/04/06

Aerodynamic Design for Axial fan of two and three-spool turbofan engine with BPR of (10)

1/1/1900 12:00:00 AM

The turbofan engine has made great progress in the last 60 years and is a common power source in both Civil and Military aircraft. This engine has the advantages of both turboprop engines (high propulsion efficiency and high thrust) and turbojet engines (high flight speed and altitude). Successful development of turbofan engines is needed to meet the need for high thrust force that can propel large-bodied aircraft and increase their payload and range, as well as high maneuverability for military aircraft. These developments in the design of the turbofan engine are aimed at increasing thrust, reducing noise and pollution, and reducing fuel consumption. This goal can be achieved by increasing the bypass ratio (BPR), increasing the fan inlet pressure ratio (FPR), overall pressure ratio (OPR) and increasing the turbine inlet temperature (TIT) by improving the applied material. These changes improve the thermal, propulsion and overall efficiencies and reduce the specific fuel consumption ratio and finally increase the specific thrust. The following report deals with the parametric study and preliminary aerodynamic design of a high bypass ratio civil turbofan engine inlet fan in two and three spool configurations (close to GEnx-1B70 and Trent1000-A engines). This type of engine has a flight Mach of about 0.8 and a bypass ratio of about 10, and their inlet fan has a large diameter and relatively wide chord and low thickness. Therefore, the ratio of the root radius to the blade tip radius (diameters ratio) in this type of fans is small and they can have a large aspect ratio of up to 5. Mach. Number in these fans vary from subsonic at the root to supersonic at the tip of the blade, and for this reason, the maximum Mach number of the tip of the inlet fan is considered as a limitation for the entire engine, and with the advancement of applied materials, the maximum Mach number of the fan blade is increased to 1.8. Another limiting parameter of the whole engine is the diameter of the fan, because as the diameter of the fan increases, the total weight of the engine increases, and the weight of the engine is one of the important considerations and limitations in the design of any aircraft engine. Fans with a high bypass ratio have a large diameter of about 3 meters, and the reduction of this diameter, however small, while maintaining the quality of the another parameters of the fan, has a special effect on the design of the entire engine. In this report, we deal with the preliminary aerodynamic design of the inlet fan of these engines and a comprehensive review of the limitations and parameters required for the design. At first, design methods and equations are stated and characteristics of inlet fans are checked, and finally, a type of fan designed for both two and three spool engines is presented. It should be noted that the output of this design is actually providing a fan with specific aerodynamic characteristics that can be used in other stages of design and numerical simulations. Analyzes and solving equations with Excel code have been done in such a way that any user can easily design a fan by entering a small amount of input data and see the results and diagrams of his design and also with this Excel code easily It is possible to identify the important and effective parameters in the design of a fan and investigate the behavior of each of the parameters and investigate their effect on other important parameters of the engine. Excel codes are included in the appendix of this report for the use of science and development friends as much as possible.

فن جريان محوري , موتور توربوفن , موتور دو اسپول , موتور سه اسپول , نسبت كنار گذر , پره فن

Axial flow fan , turbofan engine , Two Spool Engine , Three Spool Engine , Bypass Ratio , Fan Blade

Narges Montazeri

Dr. Mohammad Akhlaghi