نسبة التجاوز

مخططات لمحركات التوربوفان. المحرك ذو نسبة الالتفاف العالية (أعلى) مزود بمروحة أحادية المرحلة توجه معظم الهواء على طول السطح الخارجي لمولد الغاز (القلب)؛ أما المحرك ذو نسبة الالتفاف المنخفضة (وسط) فمزود بمروحة متعددة المراحل توجه كمية أقل من الهواء خارج القلب؛ ويُظهر المخطط السفلي القلب بدون أي التفاف، وهو محرك مستقل بذاته (توربيني نفاث).

نسبة التجاوز ( BPR ) لمحرك توربيني مروحي هي النسبة بين معدل تدفق كتلة تيار التجاوز ومعدل تدفق كتلة الهواء الداخل إلى قلب المحرك. ^{[ 1 ]} على سبيل المثال، نسبة تجاوز 10:1 تعني أن 10  كجم من الهواء تمر عبر قناة التجاوز مقابل كل 1  كجم من الهواء يمر عبر قلب المحرك.

تُوصَف محركات التوربوفان عادةً بنسبة الالتفافية (BPR)، والتي تُعدّ، إلى جانب نسبة ضغط المحرك ودرجة حرارة مدخل التوربين ونسبة ضغط المروحة، من أهم معايير التصميم. بالإضافة إلى ذلك، تُستخدم نسبة الالتفافية (BPR) في محركات التوربينات المروحية وأنظمة المراوح غير الموجهة، نظرًا لكفاءتها العالية في الدفع التي تُكسبها خصائص الكفاءة الإجمالية لمحركات التوربوفان ذات نسبة الالتفافية العالية جدًا. وهذا يسمح بعرضها جنبًا إلى جنب مع محركات التوربوفان في الرسوم البيانية التي تُظهر اتجاهات انخفاض استهلاك الوقود النوعي (SFC) مع زيادة نسبة الالتفافية (BPR). كما تُستخدم نسبة الالتفافية (BPR) أيضًا في أنظمة مراوح الرفع حيث يكون تدفق هواء المروحة بعيدًا عن المحرك ولا يلامس قلب المحرك.

يُقلل نظام الالتفاف من استهلاك الوقود لنفس قوة الدفع، ويُقاس باستهلاك الوقود النوعي (غرام/ثانية من الوقود لكل وحدة دفع بالكيلو نيوتن باستخدام وحدات النظام الدولي للوحدات ). وينطبق انخفاض استهلاك الوقود الناتج عن نسب الالتفاف العالية على المحركات التوربينية المروحية ، التي تستخدم مروحة دافعة بدلاً من مروحة أنبوبية. ^{[ 2 ] [ 3 ]} وتُعدّ تصاميم الالتفاف العالي هي النوع السائد في طائرات الركاب التجارية، وكذلك في طائرات النقل النفاثة المدنية والعسكرية.

تستخدم طائرات رجال الأعمال محركات متوسطة الحجم. ^{[ 4 ]}

تستخدم الطائرات المقاتلة محركات ذات نسب تجاوز منخفضة لتحقيق التوازن بين اقتصاد الوقود ومتطلبات القتال: نسب عالية من الطاقة إلى الوزن ، وأداء يفوق سرعة الصوت، والقدرة على استخدام الحارق اللاحق .

إذا تم تحويل كامل طاقة الغاز من التوربين الغازي إلى طاقة حركية في فوهة الدفع، فإن الطائرة تكون في أفضل حالاتها للسرعات فوق الصوتية العالية. أما إذا تم نقلها بالكامل إلى كتلة كبيرة منفصلة من الهواء ذات طاقة حركية منخفضة، فإن الطائرة تكون في أفضل حالاتها للتحليق بسرعة صفرية. بالنسبة للسرعات المتوسطة، يتم توزيع طاقة الغاز بين تيار هواء منفصل وتدفق فوهة التوربين الغازي بنسبة تُحقق الأداء المطلوب للطائرة. كانت أولى الطائرات النفاثة دون سرعة الصوت، وقد تم إدراك عدم ملاءمة فوهة الدفع لهذه السرعات بسبب استهلاكها العالي للوقود، وتم اقتراح نظام التجاوز في وقت مبكر من عام 1936 (براءة الاختراع البريطانية رقم 471,368). يقوم مبدأ التجاوز على استبدال سرعة العادم بتدفق كتلة إضافي، مما يوفر قوة الدفع المطلوبة مع استهلاك أقل للوقود. أطلق فرانك ويتل، مخترع المحرك النفاث التوربيني، على هذه التقنية اسم "تقليل التدفق". ^{[ 5 ]} تُنقل الطاقة من مولد الغاز إلى كتلة إضافية من الهواء، أي إلى تيار دافع ذي قطر أكبر، يتحرك بسرعة أبطأ. يعمل نظام التجاوز على توزيع الطاقة الميكانيكية المتاحة على مساحة أكبر من الهواء لتقليل سرعة التيار النفاث. ^{[ 6 ]} يُلاحظ التوازن بين تدفق الكتلة والسرعة أيضًا في المراوح ودوارات المروحيات عند مقارنة حمل القرص وحمل الطاقة. ^{[ 7 ]} على سبيل المثال، يمكن دعم نفس وزن المروحية بمحرك عالي القدرة ودوار صغير القطر، أو، بكمية وقود أقل، بمحرك أقل قدرة ودوار أكبر ذي سرعة أقل عبر الدوار.

يشير مصطلح "التحويل الجانبي" عادةً إلى نقل طاقة الغاز من التوربين الغازي إلى تيار هواء جانبي لتقليل استهلاك الوقود وضوضاء المحرك النفاث. وبدلاً من ذلك، قد يكون هناك حاجة إلى محرك ذي احتراق لاحق، حيث يكون الغرض الوحيد من التحويل الجانبي هو توفير هواء التبريد. يحدد هذا الحد الأدنى لنسبة ضغط الاحتراق (BPR)، وقد أُطلق على هذه المحركات اسم "المحركات النفاثة ذات التسريب" أو "المحركات النفاثة ذات التسريب المستمر" ^{[ 8 ]} (مثل محرك General Electric YJ-101 بنسبة ضغط احتراق 0.25) و"المحركات النفاثة ذات نسبة ضغط احتراق منخفضة" ^{[ 9 ]} (مثل محرك Pratt & Whitney PW1120). كما استُخدمت نسبة ضغط احتراق منخفضة (0.2) لتوفير هامش أمان للتدفق المفاجئ، بالإضافة إلى تبريد غرفة الاحتراق اللاحق لمحرك Pratt & Whitney J58 . ^{[ 10 ]}

في محرك التوربين النفاث (بدون مسار جانبي)، يتم تسريع غاز العادم ذي درجة الحرارة والضغط العاليين عن طريق التمدد عبر فوهة دافعة ، مما يُنتج كامل قوة الدفع. ويمتص الضاغط كامل الطاقة الميكانيكية التي ينتجها التوربين. أما في تصميم المسار الجانبي، فتُشغل توربينات إضافية مروحة أنبوبية تُسرّع الهواء باتجاه الخلف من مقدمة المحرك. وفي تصميم المسار الجانبي العالي، تُنتج المروحة الأنبوبية والفوهة معظم قوة الدفع. وترتبط محركات التوربين المروحية ارتباطًا وثيقًا بمحركات التوربين المروحية من حيث المبدأ، حيث ينقل كلاهما جزءًا من طاقة غاز التوربين الغازي، باستخدام آلات إضافية، إلى تيار جانبي، مما يقلل الطاقة المتاحة للفوهة الساخنة لتحويلها إلى طاقة حركية. وتمثل محركات التوربين المروحية مرحلة وسيطة بين محركات التوربين النفاثة ، التي تستمد كامل قوة دفعها من غازات العادم، ومحركات التوربين المروحية التي تستمد الحد الأدنى من قوة الدفع من غازات العادم (عادةً 10% أو أقل). ^{[ 11 ]} يؤدي استخلاص طاقة عمود الدوران ونقلها إلى تيار جانبي إلى خسائر إضافية، يتم تعويضها بالكامل بفضل كفاءة الدفع المحسّنة. يوفر المحرك التوربيني المروحي، عند أفضل سرعة طيران له، وفورات كبيرة في استهلاك الوقود مقارنةً بالمحرك النفاث التوربيني، على الرغم من إضافة توربين إضافي وعلبة تروس ومروحة إلى فوهة الدفع منخفضة الخسائر في المحرك النفاث التوربيني. ^{[ 12 ]} يعاني المحرك التوربيني المروحي من خسائر إضافية ناتجة عن التوربينات الإضافية والمروحة وقناة التجاوز وفوهة الدفع الإضافية، مقارنةً بفوهة الدفع المفردة في المحرك النفاث التوربيني.

لبيان تأثير زيادة نسبة إعادة تدوير غاز العادم (BPR) وحدها على الكفاءة الإجمالية للطائرة، أي استهلاك الوقود النوعي (SFC)، يجب استخدام مولد غاز عادي، أي دون تغيير في معايير دورة برايتون أو كفاءة المكونات. يُظهر بينيت ^{[ 13 ]} في هذه الحالة ارتفاعًا بطيئًا نسبيًا في الفاقد الناتج عن نقل الطاقة إلى التجاوز، بالتزامن مع انخفاض سريع في فاقد العادم، مع تحسن ملحوظ في استهلاك الوقود النوعي. في الواقع، تترافق الزيادات في نسبة إعادة تدوير غاز العادم مع مرور الوقت مع ارتفاع في كفاءة مولد الغاز، مما يحجب، إلى حد ما، تأثير نسبة إعادة تدوير غاز العادم.

إن قيود الوزن والمواد (مثل قوة ودرجات انصهار المواد المستخدمة في التوربين) هي وحدها التي تقلل من كفاءة تحويل التوربين الغازي المروحي للطاقة الحرارية إلى طاقة ميكانيكية. فبينما قد تظل غازات العادم تحتوي على طاقة متاحة للاستخلاص، فإن كل جزء إضافي من الجزء الثابت وقرص التوربين يستخلص طاقة ميكانيكية أقل تدريجيًا لكل وحدة وزن، كما أن زيادة نسبة انضغاط النظام بإضافة مرحلة ضاغطة لزيادة كفاءة النظام الإجمالية ترفع درجات الحرارة على سطح التوربين. ومع ذلك، تتميز المحركات ذات نسبة الالتفافية العالية بكفاءة دفع عالية ، لأنه حتى الزيادة الطفيفة في سرعة حجم كبير جدًا، وبالتالي كتلة كبيرة من الهواء، تُحدث تغييرًا كبيرًا جدًا في الزخم والدفع: فالدفع هو معدل تدفق كتلة المحرك (كمية الهواء المتدفقة عبر المحرك) مضروبًا في الفرق بين سرعات الدخول والخروج - وهي علاقة خطية - بينما الطاقة الحركية للعادم هي معدل تدفق الكتلة مضروبًا في نصف مربع الفرق في السرعات. ^{[ 14 ] [ 15 ]} يؤدي انخفاض حمل القرص (الدفع لكل وحدة مساحة قرص) إلى زيادة كفاءة الطاقة للطائرة ، مما يقلل من استهلاك الوقود. ^{[ 16 ] [ 17 ] [ 18 ]}

كان محرك رولز رويس كونواي التوربيني المروحي ، الذي طُوّر في أوائل خمسينيات القرن العشرين، مثالًا مبكرًا على محركات الالتفاف. كان تصميمه مشابهًا لمحرك نفاث توربيني ثنائي المحور، ولكن لتحويله إلى محرك التفاف، زُوّد بضاغط ضغط منخفض كبير الحجم: يتدفق الهواء عبر الجزء الداخلي من شفرات الضاغط إلى قلب المحرك، بينما يقوم الجزء الخارجي من الشفرات بنفخ الهواء حول القلب لتوفير باقي قوة الدفع. تراوحت نسبة الالتفاف في محرك كونواي بين 0.3 و0.6 حسب الطراز ^{[ 19 ].}

أدى ازدياد نسب التجاوز في محركات الطائرات النفاثة خلال ستينيات القرن الماضي إلى رفع كفاءة استهلاك الوقود فيها لتضاهي كفاءة الطائرات ذات المحركات المكبسية. واليوم (2015)، تحتوي معظم محركات الطائرات النفاثة على نسبة تجاوز. تصل نسب التجاوز في المحركات الحديثة للطائرات الأبطأ، مثل الطائرات المدنية، إلى 12:1؛ أما في الطائرات الأسرع، مثل الطائرات المقاتلة ، فتكون نسب التجاوز أقل بكثير، حوالي 1.5؛ بينما تقل نسب التجاوز في الطائرات المصممة لسرعات تصل إلى ماخ 2 وما فوقها عن 0.5.

تتراوح نسب الالتفاف في المحركات التوربينية المروحية بين 50 و100، ^{[ 2 ] [ 3 ] [ 20 ]} على الرغم من أن تدفق هواء الدفع أقل وضوحًا في المراوح مقارنةً بالمراوح العادية ^{[ 21 ]} ، كما أن تدفق هواء المراوح أبطأ من تدفق الهواء الخارج من فوهات المحركات التوربينية المروحية. ^{[ 18 ] [ 22 ]}

نسب تجاوز المحرك

محركات توربينية مروحية

نموذج	أولاً	إعادة هندسة العمليات التجارية	قوة الدفع	التطبيقات الرئيسية
P&W PW1000G [ 23 ]	2008	9.0–12.5	67–160  كيلو نيوتن	A320neo ، A220 ، إي جيتس E2 ، إيركوت MC-21
قطار RR Trent 1000	2006	10.8–11 [ 24 ]	265.3–360.4  كيلو نيوتن	B787
RR Trent 7000	2014	10.0 [ 25 ]	324 كيلو نيوتن	A330neo
GE GE9X [ 26 ]	2016	10.0	489.3  كيلو نيوتن	B777X
CFM LEAP [ 27 ]	2013	9.0–11.0	100–146  كيلو نيوتن	A320neo ، B737Max ، Comac C919
GE GE90	1992	8.7–9.9 [ 24 ]	330–510  كيلو نيوتن	B777
RR Trent XWB	2010	9.6 [ 28 ]	330–430  كيلو نيوتن	A350XWB
GE GEnx [ 29 ]	2006	8.0–9.3	296 - 339 كيلو نيوتن	B747-8 ، B787
EA GP7000	2004	8.7 [ 24 ]	311–363  كيلو نيوتن	A380
قطار RR Trent 900	2004	8.7 [ 24 ]	340–357  كيلو نيوتن	A380
RR Trent 500	1999	8.5 [ 24 ]	252  كيلو نيوتن	A340 -500/600
GE TF39 [ 30 ]	1964	8.0		لوكهيد سي-5 جالاكسي
CFM56	1974	5.0–6.6 [ 24 ]	97.9-151  كيلو نيوتن	A320 ، A340 -200/300، B737 ، KC-135 ، DC-8
P&W PW4000	1984	4.8–6.4 [ 24 ]	222–436  كيلو نيوتن	A300 / A310 ، A330 ، B747 ، B767 ، B777 ، MD-11
GE CF34	1982	5.3–6.3 [ 24 ]	41–82.3  كيلو نيوتن	تشالنجر 600 ، سي آر جيه ، إي-جيتس
قطار RR Trent 800	1993	5.7–5.79	411–425  كيلو نيوتن	B777
جواز سفر جنرال إلكتريك	2013	5.6 [ 31 ]	78.9–84.2  كيلو نيوتن	جلوبال 7000 /8000
بي آند دبليو سي بي دبليو 800	2012	5.5 [ 32 ]	67.4–69.7  كيلو نيوتن	جلف ستريم G500/G600
جنرال الكتريك CF6	1971	4.3–5.3 [ 24 ]	222–298  كيلو نيوتن	A300 / A310 ، A330 ، B747 ، B767 ، MD-11 ، DC-10
D-36	1977	5.6 [ 24 ]	63.75  كيلو نيوتن	ياك-42 ، أن-72 ، أن-74
PS-90	1992	5.4 [ 24 ]	157–171  كيلو نيوتن	Il-76 ، Il-96 ، Tu-204
P&W JT9D [ 33 ]	1966	5.0	193-250  كيلو نيوتن	747-100/200/300 ، 767-200/300 ، A310 ، DC-10-40
RR AE 3007	1991	5.0 [ 24 ]	33.7  كيلو نيوتن	ERJ ، Citation X
قطار RR Trent 700	1990	4.9 [ 24 ]	320  كيلو نيوتن	A330
IAE V2500	1987	4.4–4.9 [ 24 ]	97.9-147  كيلو نيوتن	A320 ، MD-90
P&W PW6000	2000	4.90 [ 24 ]	100.2  كيلو نيوتن	إيرباص A318
RR BR700	1994	4.2–4.5 [ 24 ]	68.9–102.3  كيلو نيوتن	بوينغ 717 ، غلوبال إكسبريس ، غلف ستريم 5
بي آند دبليو سي بي دبليو 300	1988	3.8–4.5 [ 24 ]	23.4–35.6  كيلو نيوتن	سيتي. السيادية , G200 , F.7X , F.2000
HW HTF7000	1999	4.4 [ 24 ]	28.9  كيلو نيوتن	تشالنجر 300 ، جي 280 ، ليجاسي 500
باور جيت سام 146	2008	4.4:1 [ 34 ]	71.6–79.2  كيلو نيوتن	سوخوي سوبرجت 100
ويليامز إف جيه 44	1985	3.3–4.1 [ 24 ]	6.7–15.6  كيلو نيوتن	CitationJet ، Cit. M2
بي آند دبليو سي بي دبليو 500	1993	3.90 [ 24 ]	13.3  كيلو نيوتن	Citation Excel , Phenom 300
HW TFE731	1970	2.66–3.9 [ 24 ]	15.6–22.2  كيلو نيوتن	ليرجيت 70/75 ، جي 150 ، فالكون 900
آر آر تاي	1984	3.1–3.2 [ 24 ]	61.6–68.5  كيلو نيوتن	غلف ستريم 4 ، فوكر 70/100
GE-H HF120	2009	2.9 [ 35 ]	7.4  كيلو نيوتن	هوندا جيت
بي آند دبليو سي بي دبليو 600	2001	1.83–2.80 [ 24 ]	6.0  كيلو نيوتن	سيتي موستانج ، إكليبس 500 ، فينوم 100
سولوفييف D-30KU [ 36 ]	1971	2.42		Il-62M ، Tu-154M
سولوفييف دي-30 كيه بي [ 37 ]	1971	2.24		Il-76 ، Il-78 ، Y-20A ، H-6
غي F101 [ 38 ]	1973	2.1		ب-1
P&WC JT15D [ 39 ]	1967	2.0-3.3		هوكر 400 ، سايتيشن 1 ، سايتيشن 2 ، سايتيشن 5
GE CF700 [ 40 ]	1964	2.0		فالكون 20 ، سابريلاينر 75A ،
P&W JT8D -200 [ 41 ]	1979	1.74		MD-80 ، 727 سوبر 27
P&W JT3D [ 42 ]	1958	1.42		707-130B ، 707-320B ، DC-8-50 ، DC-8-60
كوزنيتسوف إن كيه-32 [ 43 ]	1982	1.4		Tu-160 ، Tu-144LL
سولوفييف دي-30 [ 44 ]	1963	1.0		توبوليف 134 ، سو 47 ، ميغ 31 ، إم 55
سولوفييف D-20 [ 45 ]	1959	1.0		Tu-124
P&W JT8D [ 46 ]	1960	0.96		DC-9 ، 727 ، 737 الأصلية
GE F110-100/400 [ 47 ]	1980-1984	0.87		F-16 (-100)، F-14B/D (-400)
RR Turbomeca Adour [ 48 ]	1968	0.75-0.80		تي-45 ، هوك ، جاغوار
GE F110-129 [ 47 ]	منتصف ثمانينيات القرن العشرين	0.76		إف-16 ، إف-15 إي إكس
P&W F100-220 [ 49 ]	1986	0.71	105.7 كيلو نيوتن	إف-15 ، إف-16
GE F110-132 [ 47 ]	2003-2005	0.68		إف-16 بلوك 60
آر آر سبي [ 50 ]	1964	0.64		ترايدنت ، 1-11 ، غلف ستريم II / III ، فوكر F28
كوزنيتسوف NK-144 [ 51 ]	1964	0.60	191 كيلو نيوتن	Tu-144S
P&W F135 [ 52 ]	2006	0.57	191 كيلو نيوتن	إف-35
زحل AL-31 [ 53 ]	1985	0.56		سو-27 ، سو-30 ، جيه-10
كليموف آر دي-33	1974	0.49	81.3 كيلو نيوتن	ميغ-29
هانيويل/آي تيك F124 [ 54 ]	1979	0.49		L-159 ، M-346
P&W F119 [ 55 ]	1996	0.45		إف-22 رابتور
يوروجيت EJ200 [ 56 ]	1991	0.40		إعصار
P&W F100-229 [ 49 ]	1989	0.36	129.7 كيلو نيوتن	إف-16 ، إف-15
GE F404 [ 57 ]	1978	0.34		F/A-18 ، T-50 ، F-117
آر آر كونواي [ 58 ]	1952	0.30		707-420 , DC-8-40 , VC-10 , فيكتور
GE F414 [ 59 ]	1993	0.25		F/A-18E/F
التوربينات النفاثة		0.0		الطائرات النفاثة المبكرة ، الكونكورد

• فهرس مقالات الطيران
• أنبوب الالتفاف