बाईपास अनुपात

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एक टर्बोफैन इंजन का बाईपास अनुपात (बीपीआर) बाईपास धारा के द्रव्यमान प्रवाह दर और अन्तर्भाग में प्रवेश करने वाले द्रव्यमान प्रवाह दर के बीच का अनुपात है।[1] उदाहरण के लिए एक 10:1 बाईपास अनुपात का अर्थ है कि अन्तर्भाग से गुजरने वाली प्रत्येक 1 किलो वायु के लिए बाईपास नलिका से 10 किलो वायु गुजरती है ।

टर्बोफैन इंजन को सामान्यतौर पर बीपीआर के संदर्भ में वर्णित किया जाता है,जो इंजन दबाव अनुपात,टरबाइन प्रवेशिका तापमान और उत्तेजित दबाव अनुपात के साथ मिलकर एक महत्वपूर्ण मापदंड को रचित करते हैं। इसके अलावा,बीपीआर को टर्बोप्रोप और नलिका वाले पंखे स्थापित करने के लिए उद्धृत किया गया है क्योंकि उनकी उच्च प्रणोदक दक्षता उन्हें उच्च बाईपास टर्बोफैन की समग्र विशेष दक्षता देती है। यह उन्हें भूखंडों पर टर्बोफैन के साथ दिखाने की अनुमति देता है जो बढ़ते बीपीआर के साथ विशिष्ट ईंधन की खपत (एसएफसी) को कम करता है। बीपीआर को लिफ्ट फैन स्थापित करने के लिए उद्धृत किया गया है जहां पंखे का वायुप्रवाह इंजन से दूर है और इंजन के अन्तर्भाग को शारीरिक रूप से नहीं छूता है।

बाईपास एक ही बल के लिए एक कम ईंधन की खपत प्रदान करता है,जिसे थ्रस्ट विशिष्ट ईंधन खपत के रूप में मापा जाता है जो कि एसआई इकाइयों का उपयोग करके KN में बल की प्रति यूनिट ग्राम/सेकंड ईंधन के रूप में मापा जाता है। कम ईंधन की खपत जो उच्च बाईपास अनुपात के साथ आती है,टर्बोप्रॉप्स पर लागू होती है,एक नलिका वाले पंखे के बजाय एक प्रोपेलर (एरोनॉटिक्स) का उपयोग करती है।[2][3][4][5] व्यावसायिक यात्री विमान और नागरिक और सैन्य जेट परिवहन दोनों के लिए उच्च बाईपास डिजाइन प्रमुख प्रकार हैं। व्यावसायिक जेट मध्यम बीपीआर इंजन का उपयोग करते हैं।[6]

लड़ाकू विमान ईंधन अर्थव्यवस्था और युद्ध की आवश्यकताओं के बीच समझौता करने के लिए कम बाईपास अनुपात वाले इंजन का उपयोग करते हैं: जैसे उच्च शक्ति-से-वजन अनुपात,पराध्वनिक प्रदर्शन और अधिज्वालक का उपयोग करने की क्षमता।

सिद्धांत

यदि गैस टरबाइन से सभी गैस शक्ति को एक प्रोपेलिंग नोजल में गतिज ऊर्जा में बदल दिया जाता है,तो विमान उच्च पराध्वनिक गति के लिए सबसे उपयुक्त है। यदि यह सभी कम गतिज ऊर्जा के साथ वायु के एक अलग बड़े द्रव्यमान में स्थानांतरित हो जाता है,तो विमान शून्य गति (होवरिंग) के लिए सबसे उपयुक्त है। विमान के आवश्यकता अनुसार प्रदर्शन के लिए विमान की गति के बीच में गैस शक्ति को एक अलग वायु धारा और गैस टरबाइन के अपने नोजल प्रवाह के बीच एक अनुपात में साझा किया जाता है। 1936 (यू.के. पेटेंट 471,368) की शुरुआत में बाईपास प्रस्तावित किया गया था क्योंकि पहला जेट विमान अवध्वनिक था और उच्च ईंधन की खपत के कारण इन गति के लिए प्रोपेलिंग नोजल की खराब उपयुक्तता को समझा गया था।

फ्रैंक व्हिटल के अनुसार बाईपास के पीछे अंतर्निहित सिद्धांत यह है की कम ईंधन का उपयोग करके अतिरिक्त द्रव्यमान प्रवाह के लिए निकास वेग का व्यवसाय करके आवश्यक बल प्राप्त करना है।[7]विद्युत् को गैस जनरेटर से वायु के एक अतिरिक्त द्रव्यमान में स्थानांतरित किया जाता है तब एक बड़ा व्यास जेट कम आगे बढ़ता है। जेट के वेग को कम करने के लिए बायपास उपलब्ध यांत्रिक शक्ति को अधिक हवा में फैलाता है।[8] डिस्क लोडिंग और पावर लोडिंग की तुलना करके प्रोपेलर और हेलीकॉप्टर घूर्णक के साथ बड़े पैमाने पर प्रवाह और वेग के बीच सामंजस्य भी देखा जाता है।[9] उदाहरण के लिए,एक ही हेलीकॉप्टर वजन को एक उच्च शक्ति इंजन और छोटे व्यास घूर्णक को समर्थित किया जा सकता है या,कम ईंधन के लिए,कम विद्युत् इंजन और घूर्णक के माध्यम से कम वेग के साथ बड़े घूर्णक को समर्थित किया जा सकता है।

सामान्यतौर पर बाईपास.गैस टरबाइन से गैस शक्ति को ईंधन की खपत और जेट शोर को कम करने के लिए वायु की बाईपास धारा में स्थानांतरित करने के लिए संदर्भित करता है। वैकल्पिक रूप से,बाईपास की एकमात्र आवश्यकता अधिज्वालक इंजन के लिए शीतलन वायु प्रदान करना है। यह बीपीआर के लिए निचली सीमा निर्धारित करता है और इन इंजनों को छिद्रयुक्त या निरंतर ब्लीड टर्बोजेट [10] (जनरल इलेक्ट्रिक YJ-101 बीपीआर 0.25) और कम बीपीआर टर्बोजेट्स[11] (प्रैट एंड व्हिटनी पीडब्लू1120)कहा जाता है। प्रैट एंड व्हिटनी J58 के लिए बेहतर प्रदर्शनऔर अधिज्वालक शीतलता प्रदान करने के लिए कम बीपीआर (0.2) का भी उपयोग किया जाता है।[12]

विवरण

विभिन्न गैस टरबाइन इंजन विन्यास के लिए प्रणोदक दक्षता तुलना

एक शून्य-बायपास (टर्बोजेट) इंजन में उच्च तापमान और उच्च दबाव निकास गैस को एक प्रोपेलिंग नोजल के माध्यम से विस्तार से त्वरित किया जाता है और सभी बल पैदा करता है। टरबाइन द्वारा उत्पादित सभी यांत्रिक शक्ति को कंप्रेसर अवशोषित करता है। बायपास डिज़ाइन में अतिरिक्त टर्बाइन एक नलिका वाले पंखे को चलाते हैं जो इंजन के सामने से पीछे की ओर हवा को गति देता है। एक उच्च-बाईपास डिज़ाइन में,नलिका वाला पंखा और नोज़ल अधिकांश बल उत्पन्न करते हैं। टर्बोफैन सैद्धांतिक रूप से टर्बोप्रॉप से ​​निकटता से संबंधित हैं क्योंकि दोनों गैस टर्बाइन की कुछ गैस शक्ति को स्थानांतरित करते हैं,अतिरिक्त मशीनरी का उपयोग करके,गतिज ऊर्जा में परिवर्तित करने के लिए गर्म नोजल के लिए कम गैस छोड़कर बायपास धारा में स्थानांतरित करते हैं। टर्बोफैन टर्बोजेट के बीच एक मध्यवर्ती चरण का प्रतिनिधित्व करते हैं,जो निकास गैसों से उनके सभी बल को प्राप्त करते हैं और टर्बो-प्रॉप जो निकास गैसों (सामान्यतौर पर 10% या उससे कम) से न्यूनतम बल देते हैं।[13] शाफ्ट शक्ति को निकालने और इसे बाईपास धारा में स्थानांतरित करने से अतिरिक्त नुकसान होता है जो बेहतर प्रणोदन क्षमता से अधिक होता है। टर्बोप्रॉप अपनी सर्वश्रेष्ठ उड़ान गति पर एक टर्बोजेट पर महत्वपूर्ण ईंधन बचत देता है,भले ही टर्बोजेट के कम-नुकसान वाले प्रोपेलिंग नोजल में एक अतिरिक्त टरबाइन,गियरबॉक्स और एक प्रोपेलर जोड़ा गया हो।[14] टर्बोफैन को टर्बोजेट के एकल नोजल की तुलना में अपने अतिरिक्त टर्बाइनों,पंखे,बाईपास नलिका और अतिरिक्त प्रोपेलिंग नोजल से अतिरिक्त नुकसान है।

विमान में समग्र दक्षता पर एकमात्र बीपीआर का बढ़ता प्रभाव देखने के लिए अर्थात ब्रेटन चक्र मापदंडों या घटक क्षमता में कोई बदलाव किये बिना एक सामान्य गैस जनरेटर का उपयोग किया जाता है,यानी एसएफसी। बेनेट[15] इस मामले में एसएफसी में एक महत्वपूर्ण सुधार के साथ निकास नुकसान में तेजी से गिरावट के रूप में एक ही समय में बाईपास को बिजली स्थानांतरित करने वाले नुकसान में अपेक्षाकृत धीमी वृद्धि दिखाता है। वास्तविकता में कुछ हद तक बीपीआर के प्रभाव के कारण,समय के साथ गैस जनरेटर दक्षता मास्किंग में वृद्धि के साथ बीपीआर में वृद्धि होती है।

केवल वजन और सामग्रियों की सीमाएं (जैसे, टरबाइन में सामग्री की ताकत और पिघलने वाले बिंदु) उस दक्षता को कम करते हैं जिस पर एक टर्बोफैन गैस टरबाइन इस थर्मल ऊर्जा को यांत्रिक ऊर्जा में परिवर्तित करता है, जबकि निकास गैसों में अभी भी उपलब्ध ऊर्जा हो सकती है।निकाले गए, प्रत्येक अतिरिक्त स्टेटर और टरबाइन डिस्क वजन की प्रति यूनिट उत्तरोत्तर कम यांत्रिक ऊर्जा को प्राप्त करता है, और टरबाइन चेहरे पर समग्र प्रणाली दक्षता बढ़ाने के लिए कंप्रेसर चरण में जोड़कर सिस्टम के संपीड़न अनुपात को बढ़ाता है।फिर भी, उच्च-बाइपास इंजनों में एक उच्च प्रणोदक दक्षता होती है क्योंकि यहां तक कि एक बहुत बड़ी मात्रा के वेग को थोड़ा बढ़ाते हुए और परिणामस्वरूप वायु का द्रव्यमान गति और बल में एक बहुत बड़ा परिवर्तन पैदा करता है: थ्रस्ट इंजन का द्रव्यमान प्रवाह है (वायु की मात्रा के माध्यम से बहती हैइंजन) इनलेट और निकास वेगों के बीच के अंतर से गुणा-एक रैखिक संबंध में-लेकिन निकास की गतिज ऊर्जा द्रव्यमान प्रवाह वेगों में अंतर के एक-आधे वर्ग से गुणा किया जाता है।[16][17] एक कम डिस्क लोडिंग (प्रति डिस्क क्षेत्र में बल) विमान की ऊर्जा दक्षता को बढ़ाता है, और यह ईंधन के उपयोग को कम करता है।[18][19][20]

रोल्स-रॉयस लिमिटेड | रोल्स-रोयस रोल्स रॉयस कॉनवे टर्बोफैन इंजन, जिसे 1950 के दशक की शुरुआत में विकसित किया गया था, एक बाईपास इंजन का एक प्रारंभिक उदाहरण था।विन्यास एक 2-स्पूल टर्बोजेट के समान था, लेकिन इसे एक बाईपास इंजन में बनाने के लिए यह एक ओवरसाइज़्ड लो प्रेशर कंप्रेसर से सुसज्जित था: कंप्रेसर ब्लेड के आंतरिक भाग के माध्यम से प्रवाह कोर में चला गया जबकि ब्लेड के बाहरी हिस्से में उड़ गयाबाकी बल प्रदान करने के लिए कोर के चारों ओर वायु।कॉनवे के लिए बाईपास अनुपात भिन्नता के आधार पर 0.3 और 0.6 के बीच भिन्न होता है[21]

1960 के दशक के दौरान बाईपास अनुपात के विकास ने जेट एयरलाइनर ईंधन दक्षता दी जो पिस्टन-संचालित विमानों के साथ प्रतिस्पर्धा कर सकती थी। आज (2015), अधिकांश जेट इंजनों में कुछ बाईपास हैं।धीमे विमानों में आधुनिक इंजन, जैसे कि एयरलाइनर, 12: 1 तक के अनुपात को बायपास करते हैं;उच्च गति वाले विमानों में, जैसे कि लड़ाकू विमान, बाईपास अनुपात बहुत कम हैं, लगभग 1.5;और मच 2 तक की गति के लिए डिज़ाइन किए गए शिल्प और ऊपर कुछ हद तक 0.5 से नीचे के अनुपात को बाईपास किया गया है।

टर्बोप्रॉप्स में 50-100 के अनुपात को बायपास किया जाता है,[2][3][4] हालांकि प्रोपल्शन एयरफ्लो प्रशंसकों की तुलना में प्रोपेलर के लिए कम स्पष्ट रूप से परिभाषित किया गया है[22] और प्रोपेलर एयरफ्लो टर्बोफैन नोजल से एयरफ्लो की तुलना में धीमा है।[20][23]


इंजन बायपास अनुपात

टर्बोफैन इंजन[24]
आदर्श फर्स्ट बीपीआर बल मेजर एप्लिकेशन
पी एंड डब्ल्यू पीडब्लू1000जी [25] 2008 9.0–12.5 67–160 केएन A320neo, A220, E-Jets E2, इरकुट MC-21
आरआर ट्रेंट 1000 2006 10.8–11 265.3–360.4 केएन बी787
सीएफएम लीप [26] 2013 9.0–11.0 100–146 केएन A320neo, B737Max, Comac C919
जीई जीई90 1992 8.7–9.9 330–510 केएन बी777
आरआर ट्रेंट केवल 2010 9.3 330–430 केएन A350XWB
जीई जीईएनएक्स [27] 2006 8.0–9.3 296-339 केएन बी747-8 , बी787
EA GP7000 2004 8.7 311–363 केएन A380
R-R Trent 900 2004 8.7 340–357 केएन A380
R-R Trent 500 1999 8.5 252 केएन A340-500/600
CFM56 1974 5.0–6.6 97.9-151 केएन A320, A340-200/300, B737, KC-135, DC-8
P&W PW4000 1984 4.8–6.4 222–436 केएन A300/A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
GE CF34 1982 5.3–6.3 41–82.3 केएन Challenger 600, CRJ, E-jets
Silvercrest 2012 5.9 50.9 केएन Cit. Hemisphere, Falcon 5X
R-R Trent 800 1993 5.7–5.79 411–425 केएन B777
GE Passport 2013 5.6 78.9–84.2 केएन Global 7000/8000
P&WC PW800 2012 5.5 67.4–69.7 केएन Gulfstream G500/G600
GE CF6 1971 4.3–5.3 222–298 केएन A300/A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
D-36 1977 5.6 63.75 केएन Yak-42, An-72, An-74
R-R AE 3007 1991 5.0 33.7 केएन ERJ, Citation X
R-R Trent 700 1990 4.9 320 केएन A330
IAE V2500 1987 4.4–4.9 97.9-147 केएन A320, MD-90
P&W PW6000 2000 4.90 100.2 केएन Airbus A318
R-R BR700 1994 4.2–4.5 68.9–102.3 केएन B717, Global Express, Gulfstream V
P&WC PW300 1988 3.8–4.5 23.4–35.6 केएन Cit. Sovereign, G200, F. 7X, F. 2000
GE-H HF120 2009 4.43 7.4 केएन HondaJet
HW HTF7000 1999 4.4 28.9 केएन Challenger 300, G280, Legacy 500
PS-90 1992 4.4 157–171 केएन Il-76, Il-96, Tu-204
PowerJet SaM146 2008 4–4.1 71.6–79.2 केएन Sukhoi Superjet 100
Williams FJ44 1985 3.3–4.1 6.7–15.6 केएन CitationJet, Cit. M2
P&WC PW500 1993 3.90 13.3 केएन Citation Excel, Phenom 300
HW TFE731 1970 2.66–3.9 15.6–22.2 केएन Learjet 70/75, G150, Falcon 900
R-R Tay 1984 3.1–3.2 61.6–68.5 केएन Gulfstream IV, Fokker 70/100
P&WC PW600 2001 1.83–2.80 6.0 केएन Cit. Mustang, Eclipse 500, Phenom 100
Turbojets 0.0 early jet aircraft, Concorde


संदर्भ

  1. ↑ "Bypass ratio | engineering".
  2. ↑ 2.0 2.1 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."
  3. ↑ 3.0 3.1 Prof. Z. S. Spakovszky. "11.5 Trends in thermal and propulsive efficiency Archive" MIT turbines, 2002. Thermodynamics and Propulsion
  4. ↑ 4.0 4.1 Nag, P.K. "Basic And Applied Thermodynamics" 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."
  5. ↑ Animated Engines
  6. ↑ "Archived copy" (PDF). Archived from the original (PDF) on 2017-05-16. Retrieved 2016-12-25.{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)
  7. ↑ Gas Turbine Aerodynamics, Sir Frank Whittle, Pergamon Press 1981, p.217
  8. ↑ Aircraft Engine Design Second Edition, Mattingley, Heiser, Pratt, AIAA Education Series, ISBN 1-56347-538-3, p.539
  9. ↑ "Archived copy". Archived from the original on 2016-12-24. Retrieved 2016-12-24.{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)
  10. ↑ Jane's All The World's Aircraft 1975-1976, edited by John W.R. Taylor, Jane's Yearbooks, Paulton House, 8 Sheperdess Walk, London N1 7LW, p.748
  11. ↑ Zipkin, M. A. (1984). "The PW1120: A High Performance, Low Risk F100 Derivative". Volume 2: Aircraft Engine; Marine; Microturbines and Small Turbomachinery. doi:10.1115/84-GT-230. ISBN 978-0-7918-7947-4.
  12. ↑ "Never Told Tales of Pratt & Whitney by Dr. Bob Abernethy".
  13. ↑ "The turbofan engine Archived 2015-04-18 at the Wayback Machine", page 7. SRM Institute of Science and Technology, Department of aerospace engineering
  14. ↑ Gas Turbine Theory Second Edition, Cohen, Rogers and Saravanamuttoo, Longmans Group Limited 1972, ISBN 0 582 44927 8, p.85
  15. ↑ Aero Engine Development for the Future, H.W. Bennett, Proc Instn Mech Engrs Vol 197A, Power Industries Division, July 1983, Fig.5
  16. ↑ Paul Bevilaqua : The shaft driven Lift Fan propulsion system for the Joint Strike Fighter Archived 2011-06-05 at the Wayback Machine page 3. Presented May 1, 1997. DTIC.MIL Word document, 5.5 MB. Accessed: 25 February 2012.
  17. ↑ Bensen, Igor. "How they fly - Bensen explains all Archived 2015-01-09 at the Wayback Machine" Gyrocopters UK. Accessed: 10 April 2014.
  18. ↑ Johnson, Wayne. Helicopter theory pp3+32, Courier Dover Publications, 1980. Accessed: 25 February 2012. ISBN 0-486-68230-7
  19. ↑ Wieslaw Zenon Stepniewski, C. N. Keys. Rotary-wing aerodynamics p3, Courier Dover Publications, 1979. Accessed: 25 February 2012. ISBN 0-486-64647-5
  20. ↑ 20.0 20.1 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."
  21. ↑ "Rolls-Royce Aero Engines" Bill Gunston, Patrick Stevens Limited, ISBN 1-85260-037-3, p.147
  22. ↑ "Propeller thrust" Glenn Research Center (NASA)
  23. ↑ "Turboprop Engine" Glenn Research Center (NASA)
  24. ↑ Jane's All the World's Aircraft. 2005. pp. 850–853. ISSN 0075-3017.
  25. ↑ "PW1000G". MTU. Archived from the original on 2018-08-18. Retrieved 2020-11-06.
  26. ↑ "The Leap Engine". CFM International.
  27. ↑ "GEnx". GE.
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