Турбовант

Турбовине , или фанат - это тип реактивного двигателя с аэроставом который широко используется в движении самолета . Слово «турбовент» представляет собой комбинацию ссылок на предыдущую технологию двигателя генерации турбояжника и дополнительную фанатскую стадию. Он состоит из газового турбинного двигателя , который достигает механической энергии от сжигания, ^{[ 1 ]} и канальный вентилятор , который использует механическую энергию из газовой турбины для принудительного воздуха. Таким образом, в то время как весь воздух, взятый турбоейтом , проходит через камеру сгорания и турбины, в турбовенте некоторые из этих воздуха обходят эти компоненты. Таким образом, турбовина можно рассматривать как турбоейт, который используется для управления канальным вентилятором, причем оба из них способствуют тяге .

Соотношение массового потока воздуха, обходящего ядро двигателя к массовому потоку воздуха, проходящего через ядро, называется соотношением обхода . Двигатель производит тягу через комбинацию этих двух порций, работающих вместе. Двигатели, которые используют больше струйного тяги по сравнению с тягой вентилятора, известны как турбообцы с низким баллом ; И наоборот, те, которые имеют значительно больше тяги фанатов, чем струйная тяга, известны как высокий байпас . Большинство используемых двигателей коммерческих авиационных реактивных двигателей принадлежат высокому типу, ^{[ 2 ]}^{[ 3 ]} И большинство современных истребителей имеют низкий бал. ^{[ 4 ]}^{[ 5 ]} Поздравления используются на турбовентивных машинах с низким уровнем пищи с байпасом и смешиванием ядра перед выборочным домом.

Современные турбовины имеют либо большой одноступенчатый вентилятор, либо меньший вентилятор с несколькими этапами. Ранняя конфигурация объединила турбину и вентилятора низкого давления в одном заднем устройстве.

Принципы

Схематическая диаграмма, иллюстрирующая современную установку турбовентируемого 2-закула в гондоле. Катушка с низким давлением окрашена в синий цвет, а высокий оранжевый.

Турбовине был изобретен для улучшения расхода топлива турбоевского. Это достигает этого, выдвигая больше воздуха, увеличивая массу и снижая скорость движущейся самолета по сравнению с скоростью турбоята. Это делается механически путем добавления канального вентилятора, а не использования вязких сил. ^{[ 6 ]} Вакуумный эжектор используется в сочетании с вентилятором, как впервые задумано изобретатель Фрэнк Уиттл . ^{[ 7 ]}

Уиттл предположил, что скорость полета со скоростью 500 миль в час в своем марте 1936 года в Великобритании Патент 471 368 «Улучшения, связанные с движением самолета», в котором он описывает принципы турбовента, ^{[ 8 ]} Хотя в то время не называется таковым. В то время как Turbojet использует газ из своего термодинамического цикла в качестве движущего самолета, для скорости самолетов ниже 500 миль в час существует два штрафа в этой конструкции, которые решаются турботентом.

Во -первых, энергия потрачена впустую, так как двигатель движется намного быстрее, чем самолет движется вперед, оставляя очень быстрый след. Этот след содержит кинетическую энергию, которая отражает топливо, используемое для его производства, а не топливо, используемое для перемещения самолетов вперед. Турбовиновой урожай, который потратил впустую скорость и использует его для питания канального вентилятора, который дует воздух в байпасах вокруг остальной части турбины. Это уменьшает скорость движущейся струи, толкая больше воздуха и, следовательно, больше массы.

Другой штраф заключается в том, что сжигание менее эффективно на более низких скоростях. Любое действие по снижению расхода топлива двигателя путем увеличения его коэффициента давления или температуры турбины для достижения лучшего сгорания вызывает соответствующее повышение давления и температуры в выхлопном протоке, что, в свою очередь, вызывает более высокую скорость газа из форсунного сопла (и более высокий ке и впустую топливо). Хотя двигатель будет использовать меньше топлива для производства фунта тяги, в более быстром движении. Другими словами, независимость тепловой и движущей эффективности, как существует с комбинацией поршневого двигателя/винта, которая предшествовала турбояжнику, теряется. ^{[ 9 ]} Напротив, Рот ^{[ 10 ]} Считает восстановление этой независимости единственной наиболее важной особенностью турбовина, которая позволяет выбрать конкретную тягу независимо от цикла генератора газа.

Рабочее вещество термодинамического цикла является единственной массой, ускоренной для получения тяги в турбоевском, который является серьезным ограничением (высокий расход топлива) для скоростей самолетов ниже сверхзвуковых. Для дозвуковой скорости полета скорость двигательной струи должна быть снижена, потому что есть цена, которая должна быть выплачена при производстве тяги. Энергия, необходимая для ускорения газа внутри двигателя (увеличение кинетической энергии), тратируется двумя способами, путем изменения импульса (то есть сила) и след, который является неизбежным следствием производства тяги авиационно ^{[ 11 ]} (или пропеллер). Скорость следа и топливо, сжигаемое для его производства, могут быть уменьшены, и требуемая тяга все еще поддерживается при увеличении массового ускорения. Турбофан делает это, передавая энергию, доступную внутри двигателя, от генератора газа, на канальный вентилятор , который дает вторую дополнительную массу ускоренного воздуха.

Передача энергии от сердечника в обход воздуха приводит к более низкому давлению и температуре газа, попадающего в сопло ядра (более низкая скорость выхлопа), и температуре, полученной вентилятором и давлением, попадающим в сопло вентилятора. Количество передаваемой энергии зависит от того, какое повышение давления предназначено для производства (коэффициент давления вентилятора). Лучший обмен энергией (самый низкий расход топлива) между двумя потоками, и как сравниваются скорости реактивных веществ, зависит от того, насколько эффективно происходит перенос, что зависит от потерь в фанате-турбине и вентиляторе. ^{[ 12 ]}

Поток вентилятора имеет более низкую скорость выхлопных газов, придавая гораздо большую тягу на единицу энергии (более низкая удельная тяга ). Оба воздушных потоков способствуют грубым направлениям двигателя. Дополнительный воздух для обходного потока увеличивает сопротивление оперативной памяти в пробирке воздушного впуска, но все еще наблюдается значительное увеличение чистой тяги. Общая эффективная скорость выхлопных газов двух выхлопных струй может быть сделана ближе к нормальной скорости полета дозвукового самолета и приближается к идеальной эффективности Froude . Турбовенщик ускоряет большую массу воздуха медленнее по сравнению с турбоейтом, который быстрее ускоряет меньшее количество, что является менее эффективным способом создания той же тяги (см. Раздел эффективности ниже).

Соотношение массового потока воздуха, обходящего ядро двигателя по сравнению с массовым потоком воздуха, проходящего через ядро, называется соотношением обхода . Двигатели с большим количеством струйной тяги по сравнению с тягой вентилятора известны как турбообцы с низким бамбором , а те, которые имеют значительно большую тягу вентилятора, чем реактивная тяга, известны как высокий байпас . Большинство использования реактивных двигателей коммерческих авиации-высокие байпассы, ^{[ 2 ]}^{[ 3 ]} И большинство современных истребителей имеют низкий бал. ^{[ 4 ]}^{[ 5 ]} Поздравления используются на турбовинах с низким уровнем пищи на боевых самолетах.

Обходной коэффициент

Коэффициент байпаса (BPR) турбовентируемого двигателя - это отношение между массовым расходом обходного потока к массовой скорости потока, попадающего в ядро. ^{[ 13 ]} Например, коэффициент байпаса 6 означает, что в 6 раз больше воздуха проходит через обходной канал, чем количество, которое проходит через камеру сгорания.

Турбомированные двигатели обычно описываются с точки зрения BPR, который вместе с общим соотношением давления, температура на входе турбины и коэффициент давления вентилятора является важными проектными параметрами. Кроме того, BPR цитируется для турбовинтового и внедренного вентилятора, потому что их высокая эффективность дает им общие характеристики эффективности очень высоких обходных турбовениров. Это позволяет им показать вместе с турбозубными на графиках, которые показывают тенденции снижения определенного расхода топлива (SFC) с увеличением BPR. ^{[ 14 ]} BPR также может быть указан для установки вентилятора Lift , где воздушный поток вентилятора находится удаленным от двигателя и не протекает мимо сердечника двигателя.

Учитывая постоянное ядро (то есть соотношение фиксированного давления и температура турбины), равные скорости ядра и обходной струи и конкретное условие полета (то есть число и высота MACH), расход топлива на фунт тяги (SFC) уменьшается с увеличением BPR. В то же время валовые и чистые тяги увеличиваются, но на разные суммы. ^{[ 15 ]} Существует значительный потенциал для снижения расхода топлива для одного и того же основного цикла за счет увеличения BPR. Это достигается из -за снижения фунтов тяги на фунт/с воздушного потока (конкретная тяга) и результирующего снижения потерянной кинетической энергии в струях (Jets (Jets (конкретная тяга). Увеличение двигательной эффективности). ^{[ 16 ]}

Если вся газовая мощность из газовой турбины преобразуется в кинетическую энергию в двигательном соевом форме, самолет лучше всего подходит для высоких сверхзвуковых скоростей. Если все это перенесено в отдельную большую массу воздуха с низкой кинетической энергией, самолет лучше всего подходит для нулевой скорости (колебания). Для скорости между ними мощность газа распределяется между отдельным воздушным потоком и собственным потоком сопла газовой турбины в пропорции, которая дает необходимые производительность самолета. Обмен между массовым потоком и скоростью также наблюдается с пропеллерами и вертолетными роторами путем сравнения нагрузки на диск и нагрузки питания. ^{[ 17 ]} Например, тот же вес вертолета может быть поддержан с помощью двигателя с высокой мощностью и ротора малого диаметра или, для меньшего количества топлива, более низким мощным двигателем и большим ротором с более низкой скоростью через ротор.

Обход обычно относится к передаче газовой энергии из газовой турбины в обходной поток воздуха, чтобы уменьшить расход топлива и струйный шум. В качестве альтернативы, может быть требование для движения после переживания, где единственным требованием обхода является обеспечение охлаждающего воздуха. Это устанавливает нижний предел для BPR, и эти двигатели были названы «протекающими» или непрерывными турбоятами с кровотечением ^{[ 18 ]} (General Electric YJ-101 BPR 0,25) и низкие турбокеты BPR ^{[ 19 ]} (Pratt & Whitney PW1120). Низкий BPR (0,2) также использовался, чтобы обеспечить охлаждение всплеска , а также охлаждение после грунта для Pratt & Whitney J58 . ^{[ 20 ]}

Эффективность

Пропеллерные двигатели наиболее эффективны для низких скоростей, турбоевских двигателей для высоких скоростей и турбовентирующих двигателей между ними. Турбофлансы являются наиболее эффективными двигателями в диапазоне скоростей от 500 до 1000 км/ч (от 270 до 540 кН; от 310 до 620 миль в час), с скоростью, с которой работает большинство коммерческих самолетов. ^{[ 21 ]}^{[ 22 ]}

В двигателе с турбоятным (нулевым бипассовым) высокая температура и выхлопное газ высокого давления ускоряется, когда он подвергается расширению через движущуюся насадку и производит всю тягу. Компрессор поглощает механическую мощность, полученную турбиной. В проекте байпаса дополнительные турбины управляют канальным вентилятором , который ускоряет воздух сзади от передней части двигателя. В дизайне с высоким уровнем бипаса канальный вентилятор и форсунка производят большую часть тяги. Турбо новостей в принципе тесно связаны с турбопроволами , потому что оба передают часть газовой мощности газовой турбины, используя дополнительную машину, в обходной поток, оставляя меньше, чтобы горячая сопло для преобразования в кинетическую энергию. Турбофальные представляют промежуточную стадию между турбояжничами , которые получают всю свою тягу от выхлопных газов, и турбопроводки, которые получают минимальную тягу от выхлопных газов (обычно 10% или менее). ^{[ 23 ]} Извлечение мощности вала и передача его в обходной поток вносит дополнительные потери, которые более чем составляют улучшенную двигательную эффективность. Турбовинтовой с высокой скоростью полета обеспечивает значительную экономию топлива на турбоев, даже если в конус, коробку передач и пропеллер, добавляются в сопло с низким потерью турбоейта. ^{[ 24 ]} У турбовина есть дополнительные потери от большего количества стадий/лезвий компрессора, вентилятора и обходного воздуховода. ^{[ нужно разъяснения ]}

Froude, или движущая сила, эффективность может быть определена как:

$\eta _{f}={\frac {2}{1+{\frac {V_{j}}{V_{a}}}}}$

где:

$V j$ = эквивалентная скорость струи
$V A$ = скорость самолета

Толкать

В то время как турбоевский двигатель использует все выходные сигналы двигателя для производства тяги в виде горячей высокоскоростной струи выхлопного газа, прохладный воздушный воздух с низким уровнем скорости турботентируется от 30% до 70% от общей тяги, производимой турбованткой системой. Полем ^{[ 25 ]}

Тяга ( f _n ), сгенерированная турбовентиром, зависит от эффективной скорости выхлопных газов общего выхлопа, как при любом реактивном двигателе, но поскольку присутствует два выхлопных струй, уравнение тяги может быть расширено как: ^{[ 26 ]}

$F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c})v_{f}$

где:

$• M E$ = Скорость массы потока выхлопного выхлопного сгорания из основного двигателя
$• m o$ = скорость массы общего воздушного потока, попадающего в турбовант = $• m c + • m f$
$• M C$ = скорость массы впускного воздуха, которая течет к двигателю ядра
$• M F$ = скорость массы впускного воздуха, которая обходит двигатель Core Engine
$v f$ = скорость воздушного потока, обойденная вокруг двигателя ядра
$v He$ = скорость горячего выхлопного газа из основного двигателя
$v O$ = скорость общего потребления воздуха = истинная скорость воздушного воздуха самолета
$BPR$ = соотношение обхода

Сопла

Системы сопла в холодном канале и ядро -воздуховоде относительно сложны из -за использования двух отдельных выхлопных потоков. В двигателях с высоким объемом байпасов вентилятор расположен в коротком протоке вблизи передней части двигателя и обычно имеет сходящуюся холодную форсунку, причем хвост протока образует форсунку с низким содержанием давления, которое в нормальных условиях задыхается, создавая сверхзвуковые схемы потока вокруг ядро ^{[ Цитация необходима ]}Полем Основное сопло является более традиционным, но генерирует меньше тяги, и в зависимости от выбора дизайна, таких как шумовые соображения, может не задушить. ^{[ 27 ]} В двигателях с низким уровнем шунтирования эти два потока могут объединяться внутри воздуховодов и иметь общую форсунку, которая может быть оснащена послеподъемниками.

Шум

Большая часть воздушного потока через турбоюшн с высоким содержанием бипассии представляет собой кровопролитие нижнего скорости: даже в сочетании с выхлопом двигателя с гораздо высокой скоростью средняя скорость выхлопа значительно ниже, чем в чистом турбоейте. Турбоевский двигатель шум является преимущественно струйным шумом от высокой скорости выхлопа. Следовательно, турбовентивные двигатели значительно тише, чем чистый струй с одной и той же тягой, а реактивный шум больше не является преобладающим источником. ^{[ 28 ]} Шум турбон-ин двигателя распространяется как вверх по течению через вход, так и вниз по течению через первичный сопло и простоя. Другими источниками шума являются вентилятор, компрессор и турбина. ^{[ 29 ]}

Современные коммерческие самолеты используют двигатели с высоким уровнем ратио (HBPR) с отдельным потоком, несмешивающимися, краткосрочными выхлопными системами. Их шум связан с скоростью, температурой и давлением выхлопной струи, особенно в условиях высокой броска, такими как те, которые требуются для взлета. Основным источником реактивного шума является турбулентное смешивание слоев сдвига в выхлопной газе двигателя. Эти слои сдвига содержат нестабильность, которые приводят к очень турбулентным вихрям, которые генерируют колебания давления, ответственные за звук. Чтобы уменьшить шум, связанный с потоком струй, аэрокосмическая промышленность стремилась нарушить турбулентность слоя сдвига и снизить общий шум. ^{[ Цитация необходима ]}

Шум вентилятора может исходить от взаимодействия вентиляционного лезвия, пробуждая с полем давления нисходящего вентиляционного веерного лопанка. Это может быть сведено к минимуму путем адекватного осевого расстояния между лезвием и входом статора. ^{[ 30 ]} На высоких скоростях двигателя, как и при взлете, ударные волны от сверхзвуковых наконечников вентилятора, из -за их неравного характера, вызывают шум дискордирующей природы, известной как шум "гузская пила". ^{[ 31 ]}^{[ 32 ]}

Все современные турбовентивные двигатели имеют акустические лайнеры в гондоле, чтобы укрепить свой шум. Они простираются как можно больше, чтобы покрыть самую большую площадь поверхности. Акустические характеристики двигателя могут быть экспериментально оценены с помощью наземных испытаний ^{[ 33 ]} или в специальных экспериментальных испытательных установках. ^{[ 34 ]}

В аэрокосмической промышленности Chevrons -это «пище-зубные» узоры на задние края некоторых реактивного двигателя форсунок ^{[ 35 ]} которые используются для снижения шума . Крайки в форме сглаживают смешивание горячего воздуха из сердечника двигателя и прохладного воздуха, протекающего через вентилятор двигателя, что уменьшает турбулентность, создавая шум. ^{[ 35 ]} Chevrons были разработаны GE по контракту НАСА . ^{[ 35 ]}^{[ 36 ]} Некоторые заметные примеры таких конструкций- Boeing 787 и Boeing 747-8 -на двигателях Rolls-Royce Trent 1000 и General Electric Genx . ^{[ 37 ]}

История

Ранние турбоевские двигатели были не очень экономичными, потому что их общее соотношение давления и температура турбины были сильно ограничены технологией и материалами, доступными в то время.

Первым турбовентным двигателем, который был запущен только на испытательном стенде, был немецкий Daimler-Benz DB 670 , обозначенный 109-007 немецким RLM ( Министерство авиации ), с датой первой пробежки 27 мая 1943 года, после Тестирование турбомашины с использованием электродвигателя, который был проведен 1 апреля 1943 года. ^{[ 38 ]} Разработка двигателя была заброшена с его проблемами нерешенными, поскольку военная ситуация ухудшилась для Германии.

Позже, в 1943 году, британская земля проверила Metrovick F.3 ^{[ 39 ]} Турбофан, который использовал Turbojet Metrovick F.2 в качестве газового генератора с выхлопным выбросом в модуль AFT-FAN в тесном соединении, включающий в себя систему LP-турбины с противоположностью, управляющая двумя коасиальными вентиляторами. ^{[ 40 ]}

Улучшенные материалы и введение двойных компрессоров, таких как в Bristol Olympus , ^{[ 41 ]} и двигатели Pratt & Whitney JT3C , увеличили общее соотношение давления и, следовательно, термодинамическую эффективность двигателей. У них также была плохая движущая эффективность, потому что чистые турбоязыки имеют высокую специфическую тягу/высокую скорость выхлопа, что лучше подходит для сверхзвукового полета.

Оригинальные турбомироченные двигатели с низким бассором были разработаны для повышения двигательной эффективности путем снижения скорости выхлопа до значения, ближе к уровне самолета. Rolls -Royce Conway , первый в мире производственный турбовант, имел коэффициент обхода 0,3, аналогичный современному General Electric F404 истребителю . Гражданские турбовентивные двигатели 1960-х годов, такие как Pratt & Whitney JT8D и The Rolls-Royce Spey , имели соотношение обхода ближе к 1 и были похожи на их военные эквиваленты.

Первым советским авиалайнером, работающим турбовентирующими двигателями, был Tupolev TU-124, введенный в 1962 году. Он использовал Soloviev D-20 . ^{[ 42 ]} 164 самолета были произведены в период с 1960 по 1965 год для авиакомпаний Aeroflot и других восточных блок -авиакомпаний, при этом некоторые работают до начала 1990 -х годов.

Первым General Electric Turboun был AFT-FAN CJ805-23 , основанный на турбояте CJ805-3. За ним последовал двигатель AFT-FAN General Electric CF700 , с обходным соотношением 2,0. Это было получено из турбоджея 2850 фунтов (12 700 Н) CJ610 2850 фунтов (12 700 Н) для питания более крупного модельного самолета Rockwell Sabreliner 75/80, а также Dassault Falcon 20 , примерно на 50% увеличивается до 4200 фунтов (19 000 (19 000 (19 000 N). CF700 был первым небольшим турбовентиром, который был сертифицирован Федеральной авиационной администрацией (FAA). Одно время было более 400 самолетов CF700 в работе по всему миру, с базой опыта более 10 миллионов часов обслуживания. Турбовентивный двигатель CF700 также использовался для обучения астронавтов с луной в Project Apollo в качестве силовой установки для автомобиля по исследованию лунной посадки .

Общие типы

Турбовант с низким баллом

Высокий специфический турбон-тренон с высоким уровнем высокого уровня/низкого уровня BYPASS обычно имеет многоэтапный вентилятор за входом в напускные лопасти, развивая относительно высокое отношение давления и, таким образом, дает высокую (смешанную или холодную) скорость выхлопа. Основной воздушный поток должен быть достаточно большим, чтобы убедиться, что существует достаточная мощность основной мощности для управления вентилятором. Меньший цикл потока/более высокого уровня баланса может быть достигнут путем повышения температуры на входе турбинного ротора высокого давления (HP).

Чтобы проиллюстрировать один аспект того, как турбовант отличается от турбоята, сравнения могут быть проведены в одном и том же воздушном потоке (например, для поддержания общего потребления) и одной и той же чистой тяги (т.е. той же конкретной тяги). Обходной поток может быть добавлен только в том случае, если температура на входе турбины не слишком высока, чтобы компенсировать меньший поток ядра. Будущие улучшения в технологии охлаждения/материала турбины могут позволить более высокую температуру на входе турбины, что необходимо из -за повышения температуры охлаждения воздуха, в результате общего увеличения коэффициента давления .

Полученный турбовентинг, с разумной эффективностью и потерей воздуховодов для добавленных компонентов, вероятно, будет работать при более высоком соотношении давления сопла, чем турбоейт, но с более низкой температурой выхлопа для удержания чистой тяги. Поскольку повышение температуры по всему двигателю (потребление на форсунку) будет ниже, поток топлива (сухой мощности) также будет снижен, что приведет к лучшему удельному расходу топлива (SFC).

Некоторые военные турбообцы с низким уровнем бипаса (например, F404 , JT8D ) имеют переменные впускные лопасти для направления воздуха на первую стадию ротора вентилятора. вентилятора Это улучшает поле (см. Карту компрессора ).

Широко произведенный Pratt & Whitney JT8D, используемый во многих ранних узких реактивных пиковых аппаратах . Вентилятор расположен за входными направлениями.
Soloviev D-30 , который питает Ильюшин IL-76 и IL-62M ; Микоян Миг-31 ; Сянь H-6 K и Y-20
Saturn AL-31 , который владеет Чэнду J-10 и J-20 ; Shenyang J-11 , J-15 и J-16 ; Sukhoi Su-30 и Su-27
Williams F107 , который управляет Raytheon BGM-109 Tomahawk Cruise ракета
NPO Saturn AL-55 , который приводит к тому, что HAL HJT-36 SITARA
Pratt & Whitney TF-30 , которая поддерживает Grumman F-14 Tomcat
Eurojet ej200, который питает Eurofighter Typhoon
Ишикаваджимаджима-Харима F3, который владеет кавасаки T-4
GTRE GTX-35VS Kaveri разработал GTRE

После выживания турбовина

С 1970 -х годов большинство двигателей реактивных истребителей были низко/средними обходными турбовинами с смешанным выхлопным газом, послеподностью и переменной площадью. Afterburner-это сгорание, расположенное ниже по течению от лопастей турбины и прямо вверх по течению от сопла, которое сжигает топливо от специфичных для заповедника топливных форсунок. При освещении, большие объемы топлива сжигаются в ярогане, что повышает температуру выхлопных газов в значительной степени, что приводит к более высокой скорости выхлопных выхлопных газов/удельной тяги двигателя. Сопло с переменной геометрией должна открываться в большую область горла, чтобы вместить дополнительный объем и увеличить скорость потока, когда зажжен Afleburner. После выстрела часто предназначено, чтобы дать значительный усилитель тяги для взлета, трансонического ускорения и боевых маневров, но это очень интенсивно. Следовательно, послеохороды может использоваться только для коротких частей миссии.

В отличие от основного двигателя, где должны быть снижены стехиометрические температуры в сгоне, прежде чем они достигнут турбины, послеочислитель при максимальном топливе предназначен для получения стехиометрических температур при входе в сопло, около 2100 К (3800 ° R; 3300 ° F, около 2100 К (3800 ° R; 3300 ° F, около 2100 К (3800 ° ; 1800 ° C). При фиксированном общем приложенном топливе: соотношение воздуха общий поток топлива для данного воздушного потока вентилятора будет таким же, независимо от сухой удельной тяги двигателя. Тем не менее, высокий специфический турбовант, по определению, будет иметь более высокий коэффициент давления сопла, что приведет к более высокой чистой тяге после обгорания и, следовательно, более низкого специфического расхода топлива после выстрела (SFC). Тем не менее, высокие специфические двигатели тяги имеют высокий сухой SFC. Ситуация изменена для среднего специфического упорного турбовина: т.е., плохой послеохородок SFC/Good Dry SFC. Бывший двигатель подходит для боевого самолета, который должен оставаться в ярости в течение довольно длительного периода, но должен сражаться лишь довольно близко к аэродрому (например, стычки по пересеченным границам). Последний двигатель лучше для самолета, который должен пролететь на некоторое расстояние, или на долгое время, прежде чем вступить в бой. Тем не менее, пилот может позволить себе остаться в послеоперационном отаратном ожоге только на короткий период, прежде чем запасы топлива для самолета станут опасно низкими.

Первым производственным турботентированным двигателем был Pratt & Whitney TF30 , который первоначально приводил в действие F-111 Aardvark и F-14 Tomcat . Военные турбофальтонологии с низким уровнем пика включают Pratt & Whitney F119 , Eurojet EJ200 , General Electric F110 , KliMov RD-33 и Saturn Al-31 , которые имеют смешанный выхлоп, послеповедник и переменную площадь, подкрепляющую сону.

Высоко-байпас-турбовант

Для дальнейшего улучшения экономии топлива и снижения шума почти все реактивные авиалайнеры и большинство военных транспортных самолетов (например, C-17 ) работают с низкоспецифическими турбоминтами с низким уровнем высокого уровня/высокой байпас. Эти двигатели эволюционировали из высокоспецифичных турбообеда, используемых в таких самолетах в 1960-х годах. Современные боевые самолеты, как правило, используют турбообцы с низким уровнем коэффициента, а некоторые военные транспортные самолеты используют турбовинтовые оборудование .

Низкий специфический тяга достигается путем замены многоэтапного вентилятора на одноступенчатую единицу. В отличие от некоторых военных двигателей, у современных гражданских турбо новостей не хватает стационарного входного гида перед лопастями перед вентилятором. Вентилятор масштабируется для достижения желаемого чистого тяги.

Ядро (или генератор газа) двигателя должен генерировать достаточную мощность, чтобы привести вентилятор при его номинальном соотношении массового потока и давления. Улучшения в технологии охлаждения/материала турбины позволяют повысить более высокую температуру ротора турбинного ротора, что позволяет меньшую (и более легкую) ядро, потенциально повышая тепловую эффективность ядра. Сокращение массового потока ядра имеет тенденцию увеличивать нагрузку на турбину LP, поэтому для этого блока может потребоваться дополнительные этапы для снижения средней нагрузки на стадию и поддержания эффективности турбины LP. Снижение потока ядра также увеличивает коэффициент байпаса. Коэффициенты обхода более 5: 1 становятся все более распространенными; Pratt & Whitney PW1000G , которая вступила в коммерческий сервис в 2016 году, достигает 12,5: 1.

Дальнейшие улучшения в тепловой эффективности ядра могут быть достигнуты путем повышения общего коэффициента давления сердечника. Улучшения в аэродинамике лезвия могут уменьшить количество необходимых дополнительных стадий компрессора, а статоры переменной геометрии позволяют компрессорам высокого давления для работы без вспышек во всех настройках дроссельной заслонки.

Первым (экспериментальным) турбовантованным двигателем с высоким содержанием Bypass был Avco-Lycoming PLF1A-2, двигатель Honeywell T55, полученный из турбошафта, который впервые прошел в феврале 1962 года. , создал статическую тягу 4320 фунтов (1 960 кг), ^{[ 43 ]} и имел обходной коэффициент 6: 1. ^{[ 44 ]} General Electric TF39 стал первой производственной моделью, предназначенной для питания военного транспортного самолета Lockheed C-5 Galaxy . ^{[ 22 ]} Двигатель Civil General Electric CF6 использовал производную конструкцию. Другими турбокульстами с высоким содержанием Bypass являются Pratt & Whitney JT9D , трех валу Rolls-Royce RB211 и CFM International CFM56 ; Также меньший TF34 . Более поздние крупные турбо новостей с высоким содержанием Bypass включают Pratt & Whitney PW4000 , трех валу Rolls-Royce Trent , General Electric GE90 / Genx и GP7000 , созданные совместно GE и P & W. Двигатель Pratt & Whitney JT9D был первым реактивным двигателем с высоким уровнем обхода для питания широкого тела авиалайнера. ^{[ 45 ]}

Чем ниже специфическая тяга турбовина, тем ниже средняя скорость выходов струи, что, в свою очередь, приводит к высокой скорости упор (то есть уменьшение тяги с увеличением скорости полета). См. Техническое обсуждение ниже, пункт 2. Следовательно, двигатель, размером с подключения самолета на высокой дозвуковой скорости полета (например, MACH 0,83), генерирует относительно высокую тягу с низкой скоростью полета, тем самым повышая производительность взлетно -посадочной полосы. Низкие специфические двигатели тяги имеют тенденцию иметь высокий коэффициент шунтирования, но это также является функцией температуры турбинной системы.

Турбовины на транспортном самолете с двумя двигателями производят достаточную тягу для взлета, чтобы продолжить взлет на одном двигателе, если другой двигатель отключается после критической точки при взлете. С этого момента на самолете менее половины тяги по сравнению с двумя рабочими двигателями, потому что не функционирующий двигатель является источником сопротивления. Современные двойные авиалайнеры обычно поднимаются очень круто сразу после взлета. Если один двигатель отключается, вылечение гораздо более мелкое, но достаточное для устранения препятствий в пути полета.

Технология двигателя Советского Союза была менее продвинутой, чем у Запад, а его первый самолет с широким телом, Ilyushin IL-86 , работал с помощью двигателей с низким содержанием Bypass. Яковлев YAK-42 , средний диапазон самолетов с задним двигателем до 120 пассажиров, представленных в 1980 году, стало первым советским самолетом, использующим двигатели с высоким баллом.

Powerjet SAM146, который поддерживает Sukhoi Superjet 100
General Electric CF6 , который питает Airbus A300 , Boeing 747 , Douglas DC-10 и другие самолеты
Rolls-Royce Trent 900 , питание Airbus A380
Pratt & Whitney PW4000 , питание Boeing 777 , MD-11 и Airbus A330
CFM56 , который поддерживает Boeing 737 , Airbus A320 и другие самолеты
Альянс двигателя GP7000 Turboun для Airbus A380
Aviadvigatel PS-90, который приводит к тому, что Ilyushin IL-96 , Tupolev Tu-204 , Ilyushin IL-76
Lycoming Alf 502 , который поддерживает британскую аэрокосмическую аэрокосмию 146
Aviadvigatel PD-14 , который будет использоваться на Irkut MC-21
Прогресс три вала D-436
Трент 1000 питает Boeing 787
GE90 питание Boeing 777 , самого мощного самолетного двигателя

Турбовиновые конфигурации

Турбомированные двигатели бывают различных конфигураций двигателя. Для данного цикла двигателя (то есть, тот же воздушный поток, коэффициент обхода, коэффициент давления вентилятора, общее соотношение давления и температуру ротора турбины HP), выбор конфигурации турбовина оказывает небольшое влияние на производительность точки конструкции (например, чистая тяга, SFC) , пока общая производительность компонентов сохраняется. Производительность и стабильность вне дизайна зависит от конфигурации двигателя.

Основным элементом турбовина является катушка , единственная комбинация вентилятора/компрессора, турбины и вала, вращающихся на одной скорости. Для данного коэффициента давления запас всплеска может быть увеличена двумя разными путями конструкции:

Разделение компрессора на две меньшие катушки, вращающиеся на разных скоростях, как и в случае с Pratt & Whitney J57 ; или
Создание регулируемого шага статора, как правило, на передних этапах, как и в случае с J79 .

Большинство современных западных гражданских турбовинов используют компрессор высокого давления относительно высокого давления (HP), причем многие ряды переменных статоров для контроля заезда всплеска при низких оборотах. В трехпулевом RB211 / TRENT система сжатия ядра разделена на два, с IP-компрессором, который нагружает компрессор HP, находится на другом коаксиальном валу и приводимо к отдельной (IP) турбине. Поскольку компрессор HP имеет скромное соотношение давления, его скорость может быть уменьшена без применения, без использования геометрии переменной. Однако, поскольку неглубокая рабочая линия IP -компрессора неизбежна, МПК имеет одну стадию геометрии переменной на всех вариантах, кроме −535, у которого нет. ^{[ 46 ]}

Одиночный турбовант

Несмотря на то, что он далека не общий, турбовен, вероятно, является самой простой конфигурацией, включающей вентилятор и компрессор высокого давления, управляемый одним турбинным блоком, все на одной и той же катушке. SNECMA M53 , который питает истребители Dassault Mirage 2000 , является примером турбовента с одним валом. Несмотря на простоту конфигурации турбомашины, M53 требует переменной зоны смесителя для облегчения работы с частичной дорогой.

Кормовой турбовант

Одним из самых ранних турбо новостей была производная турбоята General Electric J79 , известного как CJ805-23 , в котором был встроенный турбинный блок FAN/низкого давления (LP), расположенный в выхлопной трубе Turbojet. Горячий газ из турбоджевого выхлопа турбины расширился через турбину LP, лопасти вентилятора являются радиальным расширением турбинных лопастей. Это расположение вводит дополнительный путь утечки газа по сравнению с конфигурацией переднего палата и была проблемой с этим двигателем с протеканием турбинного газа с более высоким давлением в воздушный поток вентилятора. ^{[ 47 ]} Позднее конфигурация AFT-FAN использовалась для демонстратора General Electric GE36 UDF (Propfan) начала 1980-х годов.

В 1971 году была выдвинута концепция исследовательского центра НАСА Льюиса для сверхзвукового транспортного двигателя, который действовал в качестве турбовина с кормовой частью на взлеты и дозвуковых скоростях и турбоев с более высокими скоростями. Это дало бы низкий шум и высокие характеристики турбовина при взлете, а также с турбовентированной высокой движущейся эффективностью на дозвуковых скоростях полета. Это будет иметь высокую движущую эффективность турбоята на Supersonic Cruise Speeds. ^{[ 48 ]}

Основной два запуска

Многие турбовины имеют как минимум базовую конфигурацию двух пул, где вентилятор находится на отдельной катушке с низким давлением (LP), концентрически работает с катушкой компрессора или высокого давления (HP); Катушка LP работает с более низкой угловой скоростью , в то время как катушка HP становится быстрее, а его компрессор дополнительно сжимает часть воздуха для сгорания. ^{[ Цитация необходима ]} BR710 . типичен для этой конфигурации При меньших размерах тяги, вместо все-осевого лезвия конфигурация компрессора HP может быть осевой центрифугальной (например, CFE CFE738 ), двойной центрифугальными или даже диагональными/центробежными (EG Pratt & Whitney Canada PW600 ).

Увеличенный два запуска

Более высокие общие отношения давления могут быть достигнуты либо путем повышения отношения давления компрессора HP, либо добавления компрессора (не Bypass) к катушке LP, между вентилятором и компрессором HP, чтобы повысить последнее. Все крупные американские турбо новостей (например, General Electric CF6 , GE90 , GE9X и Genx Plus Pratt & Whitney JT9D и PW4000 ) используют стадии бустера. Rolls-Royce BR715 является еще одним примером. Высокие коэффициенты шунтирования, используемые в современных гражданских турбовентах, как правило, уменьшают относительный диаметр стадий усилителей, снижая их среднюю скорость наконечника. Следовательно, для развития необходимого повышения давления требуется больше стадий бустера.

Трехпул

Rolls-Royce выбрал конфигурацию с тремя путями для своих крупных гражданских турбовинов (то есть семейства RB211 и Trent ), где стадии усиления усиленной конфигурации с двумя зала Полем Первым двигателем с тремя зарослями был более ранний Rolls-Royce RB.203 Trent 1967 года.

Гарретт ATF3 , питающий бизнес Dassault Falcon 20 , имеет необычную схему трех катушек с кормовой катушкой, не концентрической с двумя другими.

Design Bureau Ivchenko выбрало ту же конфигурацию, что и Rolls-Royce для своего двигателя Lotarev D-36 , а затем Lotarev/Progress D-18T и Progress D-436 .

Военный турбовант Turbo -Union RB199 также имеет конфигурацию с тремя путями, как и военные Кузнецы NK-25 и NK-321 .

Гронный вентилятор

По мере увеличения отношения обхода скорость наконечника лезвия вентилятора увеличивается по сравнению со скоростью лезвия LPT. Это снизит скорость лезвия LPT, потребуя больше турбинных стадий, чтобы извлечь достаточно энергии, чтобы управлять вентилятором. Внедрение (планетарное) редуктора с помощью подходящего передаточного числа между валом LP и вентилятором позволяет как вентилятор, так и турбину LP работать на их оптимальной скорости. Примерами этой конфигурации являются давно установленная Garrett TFE731 , Honeywell ALF 502 /507 и недавние Pratt & Whitney PW1000G .

Военные турбо новостей

Большинство конфигураций, обсуждаемых выше, используются в гражданских турбовентах, в то время как современные военные турбованты (например, SNECMA M88 ), как правило, являются основными двумя заплыками.

Турбина высокого давления

Большинство гражданских турбовинов используют высокоэффективную двухступенчатую турбину HP для управления компрессором HP. CFM International CFM56 использует альтернативный подход: одноступенчатая подразделение с высокой работой. Хотя этот подход, вероятно, менее эффективен, существует экономия на охлаждающем воздухе, весах и стоимости.

В серии двигателей RB211 и Trent 3-Spool Engine коэффициент давления компрессора HP является скромным, поэтому требуется только одна стадия турбины HP. Современные военные турбовины также имеют тенденцию использовать одну стадию турбины HP и скромный компрессор HP.

Турбина низкого давления

Современные гражданские турбообцы имеют многоэтапные турбины LP (где-то от 3 до 7). Количество требуемых этапов зависит от коэффициента обхода цикла двигателя и повышения (на увеличенных двухмесках). Вентилятор с заправленным может уменьшить количество необходимых стадий LPT в некоторых приложениях. ^{[ 49 ]} Из -за гораздо более низких используемых коэффициентов шунтирования военным турбовентам требуется только один или две стадии турбины LP.

Общая производительность

Улучшение цикла

Рассмотрим смешанный турбовант с фиксированным коэффициентом обхода и воздушным потоком. Увеличение общего коэффициента давления системы сжатия повышает температуру входа сгорания. Следовательно, при фиксированном потоке топлива наблюдается увеличение температуры (HP) турбинного ротора. Хотя повышение температуры в системе сжатия подразумевает больший падение температуры по турбинной системе, температура смешанной форсунки не зависит от того, поскольку в систему добавляется то же количество тепла. Однако существует повышение давления сопла, потому что общее соотношение давления увеличивается быстрее, чем коэффициент расширения турбины, вызывая увеличение давления ввода горячего миксера. Следовательно, чистая тяга увеличивается, в то время как конкретный расход топлива (поток топлива/чистая тяга) уменьшается. Аналогичная тенденция происходит с несмешиваемыми турбо новостей.

Турботенфанные двигатели могут быть более эффективными, повышая общее соотношение давления и температуры турбинного ротора в унисон. Тем не менее, лучшие турбинные материалы или улучшенное охлаждение лопасти/лезвия требуются, чтобы справиться с повышением температуры как температуры на входе ротора турбины, так и температуры доставки компрессора. Увеличение последнего может потребовать лучших материалов компрессора.

Общее соотношение давления может быть увеличено за счет улучшения соотношения давления компрессора LP вентилятора (OR) или соотношения давления компрессора HP. Если последнее поддерживается постоянным, повышение температуры доставки компрессора (HP) (от повышения общего коэффициента давления) подразумевает увеличение механической скорости HP. Тем не менее, соображения стресса могут ограничить этот параметр, подразумевая, несмотря на увеличение общего коэффициента давления, снижение коэффициента давления компрессора HP.

Согласно простой теории, если сохраняется соотношение температуры на входе в нахождение турбинного ротора/(HP) компрессора, может быть сохранена область горла Turbine HP. Тем не менее, это предполагает, что улучшения цикла достигаются, сохраняя при этом функцию выхода компрессора Datum (HP) компрессора (неразмерный поток). На практике изменения в неразмерной скорости компрессора (HP) и извлечения охлаждающих кровотечений, вероятно, сделают это предположение недействительным, что делает некоторую корректировку в область HP турбины горла неизбежным. Это означает, что направляющие лопатки турбинных сопла HP должны отличаться от оригинала. По всей вероятности, направляющие лопатки турбинных турбин вниз по течению должны быть изменены в любом случае.

Упорный рост

Рост тяги получается путем увеличения основной мощности . Доступны два основных маршрута:

Горячий маршрут: увеличить температуру ротора турбины HP
Холодный маршрут: увеличить массовый поток ядра

Оба маршрута требуют увеличения потока топлива для сгорания и, следовательно, тепловой энергии, добавленной в поток ядра.

Горячий маршрут может потребовать изменения в турбинных лезвиях/лопаточном материалах или лучшем охлаждении лезвия/лопасти. Холодный маршрут может быть получен одним из следующих действий:

Добавление стадий бустера в сжатие LP/IP
Добавление нулевой стадии к сжатию HP
Улучшение процесса сжатия, без добавления этапов (например, более высокое соотношение давления вентилятора)

Все это увеличивает как общий коэффициент давления, так и сердечный поток воздуха.

Альтернативно, размер ядра может быть увеличен, чтобы поднять воздушный поток ядра без изменения общего коэффициента давления. Этот маршрут стоит дорого, поскольку также требуется новая (всплывающая) турбинная система (и, возможно, более крупный компрессор IP).

Изменения также должны быть внесены в вентилятор, чтобы поглотить дополнительную энергию. На гражданском двигателе соображения реактивного шума означают, что какое-либо значительное увеличение удаления взлета должно сопровождаться соответствующим увеличением массового потока вентилятора (для поддержания специфической тяги T/O около 30 фунтов/фунт/с).

Техническое обсуждение

Конкретная тяга (чистая тяга/впускная воздушный поток) является важным параметром для турбо новостей и реактивных двигателей в целом. Представьте себе вентилятор (приводимый в систему электродвигателя соответствующего размера), работающий в трубе, которая подключена к движущемуся сопла. Это довольно очевидно, чем выше коэффициент давления вентилятора (давление выгрузки вентилятора/давление вентилятора), тем выше скорость реактивной реакции и соответствующая удельная тяга. Теперь представьте, что мы заменяем эту настройку эквивалентным турбовином-одинаковым воздушным потоком и тем же соотношением давления вентилятора. Очевидно, что ядро турбовина должна производить достаточную мощность для управления вентилятором через турбину низкого давления (LP). Если мы выберем низкую (HP) температуру турбины для газового генератора, сердечный поток воздуха должен быть относительно высоким, чтобы компенсировать. Поэтому соответствующий коэффициент обхода относительно низкий. Если мы повышим температуру турбины на входе, ядро -воздушный поток может быть меньше, что увеличивает коэффициент обхода. Повышение температуры на входе турбины имеет тенденцию повышать тепловую эффективность и, следовательно, улучшать топливная эффективность .
Естественно, по мере увеличения высоты наблюдается снижение плотности воздуха и, следовательно, чистая тяга двигателя. Существует также эффект скорости полета, называемая скоростью ускорения. Снова рассмотрим приблизительное уравнение для чистого тяги: $F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).$ С высоким специфическим тягой (например, истребителем), скорость реактивной реакции относительно высока, поэтому интуитивно можно видеть, что увеличение скорости полета оказывает меньшее воздействие на чистую тягу, чем средняя конкретная тяга (например, тренер), где двигатель, где двигатель, где двигатель, где двигатель, где двигатель, где двигатель. Скорость струи ниже. Влияние скорости уклонения на низкую конкретную тягу (например, гражданский) двигатель еще более серьезно. При высоких скоростях полета двигатели с высоким специфическим выбросом могут набирать чистую тягу через повышение оперативной памяти в потреблении, но этот эффект имеет тенденцию уменьшаться на сверхзвуковых скоростях из-за потерь ударных волн.
Рост тяги гражданских турбо новостей обычно получается путем увеличения воздушного потока вентилятора, что предотвращает слишком высокий шум реактивного шума. Тем не менее, более крупный воздушный поток вентилятора требует большей мощности от сердечника. Это может быть достигнуто путем повышения общего коэффициента давления (давление на входе в входы/впускного приема), чтобы вызвать больше воздушного потока в сердечнику и повышая температуру на входе турбины. Вместе эти параметры имеют тенденцию повышать тепловую эффективность и повысить эффективность использования топлива.
Некоторые гражданские турбообцы с высоким уровнем бипаса используют чрезвычайно низкое соотношение площади (менее 1,01), конвергентного дивергентного сопла на рубашке (или смешанном выхлопном), для управления рабочей линией вентилятора. Сопло действует так, как будто имеет переменную геометрию. При низких скоростях полета сопло не остается в курсе (меньше, чем количество единиц), поэтому выхлопные газы ускоряются, когда он приближается к горлу, а затем немного замедляется, когда он достигает дивергентного участка. Следовательно, область выхода сопла контролирует матч вентилятора и, будучи больше, чем горло, немного вытаскивает рабочую линию вентилятора от всплеска. При более высоких скоростях полета повышение оперативной памяти в потреблении увеличивает коэффициент давления форсунки до точки, где горло становится задыхаемой (M = 1,0). В этих обстоятельствах область горла диктует вентиляционное соответствие и, будучи меньше, чем выход, слегка толкает рабочую линию вентилятора к всплеску. Это не проблема, так как маржа всплеска вентилятора намного лучше при высоких скоростях полета.
Заключенное поведение турбо новостей иллюстрируется на карте компрессоров и карте турбины .
Поскольку современные гражданские турбообцы работают при низком определенном тяге, они требуют только одной стадии вентилятора для разработки необходимого соотношения давления вентилятора. Желаемый общий коэффициент давления для цикла двигателя обычно достигается с помощью нескольких осевых стадий на сжатии ядра. Rolls-Royce, как правило, разделяют сжатие ядра на два с промежуточным давлением (IP), перегружая компрессор HP, оба подразделения управляются турбинами с помощью одной ступени, установленной на отдельных валах. Следовательно, компрессор HP нуждается в разработке только скромного отношения давления (например, ~ 4,5: 1). Гражданские двигатели США используют гораздо более высокие коэффициенты давления компрессора HP (например, ~ 23: 1 на General Electric GE90 ) и, как правило, управляются двухэтапной турбиной HP. Несмотря на это, обычно на вентиляторе, за вентилятором, установлено несколько осевых стадий IP, для дальнейшей перегрузки системы сжатия ядра. Гражданские двигатели имеют многоэтапные турбины LP, количество стадий, определяемых коэффициентом обхода, количеством сжатия IP на валу LP и скоростью лезвия LP.
Поскольку военные двигатели обычно должны быть в состоянии летать очень быстро на уровне моря, ограничение на температуру доставки компрессора HP достигается с довольно скромным общим коэффициентом давления в конструкции по сравнению с ограничением гражданского двигателя. Кроме того, соотношение давления вентилятора относительно высокое, чтобы достичь среднего и высокого удельного тяги. Следовательно, современные военные турбо новорожденные обычно имеют только 5 или 6 ст. Военные турбо новостей с низким бассором, обычно имеют одну стадию турбины LP, но более высокие двигатели обхода нуждаются в двух этапах. Теоретически, добавляя стадии компрессора IP, современный военный турбовентный компрессор HP может быть использован в производном гражданского турбоюна, но ядро было бы слишком мало для применений с высокой тягой.

Улучшения

Аэродинамическое моделирование

Aerodynamics представляет собой смесь дозвукового , трансонного и сверхзвукового воздушного потока на одном лезвии вентилятора/ газового компрессора в современном турбовенте. Поток воздуха мимо лезвий должен поддерживать в тесных угловых пределах, чтобы воздух течет к увеличению давления. В противном случае воздух будет отклонен от потребления. ^{[ 50 ]}

Полный авторитет управления цифровым двигателем (FADEC) требует точных данных для управления двигателем. Критическая температура на входе турбины (TIT) слишком суровая среда, при 1700 ° C (3100 ° F) и 17 бар (250 фунтов на квадратный дюйм) для надежных датчиков . Следовательно, во время разработки новой связи типа A устанавливается между более легкой измеренной температурой, такой как температура выхлопного газа и сиськой. Мониторинг температуры выхлопного газа затем используется, чтобы убедиться, что двигатель не работает слишком горячим. ^{[ 50 ]}

Технология лезвия

лезвие 100 г (3,5 унции) Турбинное подвергается 1700 ° C (3100 ° F), при 17 бар (250 фунтов на квадратный дюйм) и центробежной силе 40 кН (9000 фунтов), намного выше точки пластической деформации и даже выше. температура плавления . Экзотические сплавы , сложные схемы воздушного охлаждения и специальная механическая конструкция необходимы для поддержания физических напряжений в силе материала. Вращающиеся уплотнения должны выдерживать жесткие условия в течение 10 лет, 20 000 миссий и вращения со скоростью от 10 до 20 000 об / мин. ^{[ 50 ]}

Фан -лезвия

Клетки вентилятора растут, поскольку реактивные двигатели становятся больше: каждое фанатское лезвие имеет эквивалент девяти двухэтажных автобусов и проглатывает, а эквивалентный объем суда сквоша каждую секунду. Достижения в моделировании вычислительной динамики жидкости (CFD) разрешали сложные, трехмерные изогнутые формы с очень широким аккордом , сохраняя возможности вентилятора, в то же время минимизируя количество лезвий для снижения затрат. По совпадению, коэффициент байпаса рос для достижения более высокой эффективности движущей силы , а диаметр вентилятора увеличился. ^{[ 51 ]}

Rolls-Royce впервые зарегистрировал полый титана лезвие вентилятора с широким аккордом к повреждению постороннего объекта в 1980-х годах для аэродинамической эффективности и устойчивости в RB211, а затем для Трента . GE Aviation представила композитные лопасти вентилятора углеродного волокна на GE90 в 1995 году, изготовленную с 2017 года с процессом слоя из углеродного волокна . Партнер GE Safran разработал 3D -тканую технологию с композитами Олбани для CFM56 и двигателей скачков CFM . ^{[ 51 ]}

Будущий прогресс

Двигатели сокращаются, поскольку они работают при более высоких коэффициентах давления и становятся более эффективными и меньшими по сравнению с вентилятором, поскольку увеличение коэффициентов обхода. лезвия Зазор наконечника труднее поддерживать на выходе компрессора высокого давления, где лопасти имеют высоту 0,5 в (13 мм) или менее; Изгиб на основе далее влияет на контроль зазора, так как ядро пропорционально дольше и тоньше, а вентилятор до вентилятора до дивчатного вала турбины с низким давлением ограничено в сердечнике. ^{[ 52 ]}

Pratt & Whitney Технология и окружающая среда VP Алан Эпштейн утверждал: «В истории коммерческой авиации мы перешли с 20% до 40% [круизная эффективность], и среди сообщества двигателей существует консенсус, который мы, вероятно, можем достичь 60%» Полем ^{[ 53 ]}

Гроновые турбообцы вентилятора и дальнейшее снижение коэффициента давления могут продолжать повысить силу эффективность . Второй этап программы непрерывной более низкой энергии, выбросов и шума FA ^{[ 54 ]} Летом 2017 года в исследовательском центре НАСА Гленн в Кливленде, штат Огайо , Пратт закончил тестирование вентилятора с очень низким давлением на PW1000G , напоминающего открытый ротор с меньшим количеством лезвий, чем у PW1000G 20. ^{[ 53 ]}

Вес и размер гондолы будут уменьшены на впускную отверстие в коротком воздуховоде, навязывая более высокие аэродинамические поворотные нагрузки на лезвия и оставив меньше места для звукоизоляции, но вентилятор с более низким давлением медленнее. Аэрокосмические системы UTC Aerostructures будут проходить полномасштабную наземную тест в 2019 году своей интегрированной двигательной системы с низким содержанием DRAG с реверс-реверсией тяги , улучшая сжигание топлива на 1% и с более низким шумом EPNDB 2,5-3. ^{[ 53 ]}

Safran рассчитывает доставить еще 10–15% в топливной эффективности до середины 2020-х годов, прежде чем достичь асимптоты , а затем придется увеличить коэффициент байпаса до 35: 1 вместо 11: 1 для скачка CFM . Он демонстрирует контратирующий открытый ротор, введенный вентилятором (Propfan) в Исстреле, Франция , в рамках европейской программы технологий Clean Sky . Продолжительность моделирования и высокие удельные материалы могут помочь ему добиться успеха, если предыдущие попытки потерпели неудачу. Когда уровни шума находятся в пределах существующих стандартов и аналогичны двигателю прыжков, будет доступно 15% более низкого ожога топлива, и для этого Safran тестирует свои элементы управления, вибрацию и эксплуатацию, в то время как интеграция планера все еще является сложной задачей. ^{[ 53 ]}

Для авиации GE энергоэнергетическая плотность реактивного топлива по -прежнему максимизирует уравнение диапазона Breguet и ядра более высокого уровня давления; Вентиляторы с более низким соотношением давления, впускные отверстия с низким потери и более легкие конструкции могут дополнительно улучшить тепловую, переносную и движительную эффективность. В рамках ВВС США программы адаптивного перехода адаптивные термодинамические циклы будут использоваться для реактивного истребителя шестого поколения на основе модифицированного цикла Брайтона и постоянного сжигания объема. Аддитивное производство в расширенном турбовинтовом проживании уменьшит вес на 5%, а топливо сжигает на 20%. ^{[ 53 ]}

Вращающиеся и статические керамические матричные композитные (CMC) детали управляют 500 ° F (260 ° C) горячее, чем металл, и на одну треть его вес. Имея 21,9 млн. Долл. США от исследовательской лаборатории ВВС , GE инвестирует 200 миллионов долларов в объект CMC в Хантсвилле, штат Алабама , в дополнение к своему участку в Эшвилле, Северной Каролине , массово-производящим кремниевым карбидным матрицам с кремниевыми волокнами в 2018 году. CMCs будут использоваться в десять раз больше к середине 2020-х годов: для LEAP CFM требуется 18 турбинных коктейлей CMC на двигатель, а GE9X будет использовать его в сборе и для сопла 42 л.с. ^{[ 53 ]}

Rolls-Royce PLC стремится к сердечнику с соотношением давления 60: 1 для Ultrafan 2020-х годов и начал наземные испытания его передач 100 000 л.с. (75 000 кВт) для 100 000 фунтов (440 кН) и 15: 1 коэффициентов байпаса. Почти стехиометрическая температура входа турбины приближается к теоретическому пределу, и его влияние на выбросы должно быть сбалансировано с целями экологической производительности. Открытые роторы, вентиляторы с более низким давлением и потенциально распределенная движущая сила предлагают больше места для повышения эффективности двигательной синхронизации. Экзотические циклы, теплообменники и усиление давления/постоянное сжигание объема могут повысить термодинамическую эффективность . Аддитивное производство может быть фактором для промежуточных охладителей и рекуператоров . Ближее интеграция планера и гибридный или электрический самолет может сочетаться с газовыми турбинами. ^{[ 53 ]}

Двигатели Rolls-Royce имеют 72–82% двигательную эффективность и термическую эффективность 42–49% для 0,63–0,49 фунтов/фунт/ч (64 000–50 000 г/кН/ч) в махах 0,8, и стремиться к теоретическим пределам 95% для двигательной эффективности открытого ротора и 60% для термической эффективности с температурой ввода стехиометрической турбины 80: 1 и общим соотношением давления для TSFC 0,35 фунта/ч (36000 г/кН/ч) ^{[ 55 ]}

Поскольку проблемы с прорезыванием зубов могут не появляться до нескольких тысяч часов, технические проблемы с турбокульстратами нарушают операции авиакомпаний и производители, в то время как производственные показатели резко возрастают. Трент 1000 потрескавшихся лезвий обосновался почти на 50 Boeing 787S и уменьшил ETOPS до 2,3 часа по сравнению с 5,5, что стоило Rolls-Royce Plc почти 950 миллионов долларов. PW1000G Переломы печати с ножом заставили Пратт и Уитни отставать от поставки, оставив около 100 бесконечных A320NES в ожидании их силовых установок. Введение CFM Leap было более плавным, но керамическое композитное покрытие турбины HP было преждевременно потеряно, что потребовало нового дизайна, что привело к 60 -летним удалению двигателя A320NEO для модификации и задержкой поставки на шесть недель опоздавших. ^{[ 56 ]}

На широком теле, SAFRAN оценивает 5–10% топлива, можно сэкономить путем снижения потребления мощности для гидравлических систем, в то время как обмен на электрическую мощность может сэкономить 30% веса, как инициировано на Boeing 787 , в то время как Rolls-Royce Plc надеется на Up Up до 5%. ^{[ 57 ]}

Производители

На рынке турбовенированных двигателей преобладают General Electric , Rolls-Royce PLC и Pratt & Whitney в порядке доли рынка. General Electric и Safran из Франции имеют совместное предприятие, CFM International . У Pratt & Whitney также есть совместное предприятие, международные аэро -двигатели с японской корпорацией Aero Engine и MTU Aero Engines of Germany, специализирующиеся на двигателях для семейства Airbus A320 . Pratt & Whitney и General Electric имеют совместное предприятие, альянс двигателей, продающий ряд двигателей для самолетов, таких как Airbus A380 .

Для авиалайнеров и грузовых самолетов флот в 2016 году составляет 60 000 двигателей и должен вырасти до 103 000 в 2035 году с 86 500 поставками по данным Flight Global . Большинство будут двигателями средней тяги для самолетов с узким телом с 54 000 поставок, для флота, растущего с 28 500 до 61 000. Высокие двигатели для самолетов широкого тела стоимостью 40–45% от рынка по стоимости будут расти с 12 700 двигателей до более чем 21 000 с 18 500 поставками. Региональные реактивные двигатели менее 20 000 фунтов (89 кН) будут расти с 7500 до 9 000, а парк турбовинторов для авиалайнеров увеличится с 9 400 до 10 200. производителей Доля рынка должна возглавлять CFM с 44%, за которыми следуют Pratt & Whitney с 29%, а затем Rolls-Royce и General Electric с 10% каждый. ^{[ 58 ]}

Коммерческие турбо новостей в производстве

Коммерческие турбо новостей в производстве ^{[ 59 ]}
Модель	Начинать	Обход	Длина	Вентилятор	Масса	Толкать	Основные приложения
GE GE90	1992	8.7–9.9	5,18–5,40 м	3.12–3,25 м	7,56–8,62 т	330–510 кН	B777
P & W PW4000	1984	4.8–6.4	3.37–4,95 м	2,84 м	4.18–7,48 т	222–436 кН	A300 / A310 , A330 , B747 , B767 , B777 , MD-11
Только RR Трент	2010	9.3	5,22 м	3,00 м	7,28 т	330–430 кН	A350XWB
RR Трент 800	1993	5.7–5.79	4,37 м	2,79 м	5,96–5,98 т	411–425 кН	B777
GP7000	2004	8.7	4,75 м	2,95 м	6,09–6,71 т	311–363 кН	A380
RR Трент 900	2004	8.7	4,55 м	2,95 м	6.18–6,25 т	340–357 кН	A380
RR Трент 1000	2006	10.8–11	4,74 м	2,85 м	5,77 т	265.3–360,4 кН	B787
GE Genx ^{[ 60 ]}	2006	8.0–9.3	4.31-4,69 м	2.66-2,82 м	5,62-5,82 т	296-339 кН	B747-8 , B787
RR Трент 700	1990	4.9	3,91 м	2,47 м	4,79 т	320 кН	A330
GE CF6	1971	4.3–5.3	4,00–4,41 м	2.20–2,79 м	3,82–5,08 т	222–298 кН	A300 / A310 , A330 , B747 , B767 , MD-11 , DC-10
RR Трент 500	1999	8.5	3,91 м	2,47 м	4,72 т	252 кН	A340 -500/600
P & W PW1000G ^{[ 61 ]}	2008	9.0–12.5	3,40 м	1,42–2,06 м	2,86 т	67–160 кН	A320NEO , A220 , E-Jets E2
CFM Leap ^{[ 62 ]}	2013	9.0–11.0	3.15–3,33 м	1,76–1,98 м	2.78–3,15 т	100–146 кН	A320NEO , B737MAX , C919
CFM56	1974	5.0–6.6	2.36–2,52 м	1,52–1,84 м	1,95–2,64 т	97,9-151 кН	A320 , A340-200 /300, B737 , KC-135 , DC-8
IAE V2500	1987	4.4–4.9	3,20 м	1,60 м	2.36–2,54 т	97,9-147 кН	A320 , MD-90
P & W PW6000	2000	4.90	2,73 м	1,44 м	2,36 т	100,2 кН	Airbus A318
RR BR700	1994	4.2–4.5	3.41–3,60 м	1,32–1,58 м	1,63–2,11 т	68,9–102,3 кН	B717 , Global Express , Gulfstream V
GE Passport	2013	5.6	3,37 м	1,30 м	2,07 т	78,9–84,2 кН	Глобальный 7000 /8000
GE CF34	1982	5.3–6.3	2.62–3,26 м	1,25–1,32 м	0,74–1,12 т	41–82,3 кН	Challenger 600 , CRJ , E-Jets
P & WC PW800	2012	5.5		1,30 м		67,4–69,7 кН	Gulfstream G500/G600
RR Tay	1984	3.1–3.2	2,41 м	1,12–1,14 м	1,42–1,53 т	61,6–68,5 кН	Gulfstream IV , Fokker 70 / 100
Серебряные	2012	5.9	1,90 м	1,08 м	1,09 т	50,9 кН	Цитирование полушария , сокол 5x
RR AE 3007	1991	5.0	2,71 м	1,11 м	0,72 т	33,7 кН	ERJ , Citation x
P & WC PW300	1988	3.8–4.5	1,92–2,07 м	0,97 м	0,45–0,47 т	23,4–35,6 кН	Citation Sovereign , G200 , Falcon 7x , Falcon 2000
HW HTF7000	1999	4.4	2,29 м	0,87 м	0,62 т	28,9 кН	Challenger 300 , G280 , Legacy 500
HW TFE731	1970	2.66–3.9	1,52–2,08 м	0,72–0,78 м	0,34–0,45 т	15,6–22,2 кН	Learjet 70/75 , G150 , Falcon 900
Уильямс FJ44	1985	3.3–4.1	1,36–2,09 м	0,53–0,57 м	0,21–0,24 т	6,7–15,6 кН	CitationJet , Citation M2
P & WC PW500	1993	3.90	1,52 м	0,70 м	0,28 т	13,3 кН	Цитата Excel , Phenom 300
GE-H HF120	2009	4.43	1,12 м	0,54 м	0,18 т	7,4 кН	Hondajet
Уильямс FJ33	1998		0,98 м	0,53 м	0,14 т	6,7 кН	Cirrus SF50
P & WC PW600	2001	1.8–2.8	0,67 м	0,36 м	0,15 т	6,0 кН	Цитация Mustang , Eclipse 500 , феномен 100
PS-90	1992	4.4	4,96 м	1,9 м	2,95 т	157–171 кН	IL-76 , IL-96 , TU-204
Powerjet SAM146	2008	4–4.1	3,59 м	1,22 м	2.260 т	71,6–79,2 кН	Sukhoi Superjet 100

Экстремальные обходные реактивные двигатели

В 1970-х годах Rolls-Royce/Snecma проверил турбовентинг M45SD-02, оснащенные лопастями вентилятора с переменной питкой для улучшения управляемости при коэффициентах давления вентилятора ультраловы и для обеспечения скорости обратного удара до нулевой скорости самолета. Двигатель был нацелен на самолеты Ultraquiet Stol , работающие из городских аэропортов.

В стремлении к повышению эффективности с скоростью была создана разработка турбовентирующих и турбовинтовых , известных как двигатель пропфана, который имел информированный вентилятор. Лезвия вентилятора расположены за пределами воздуховода, так что они выглядят как турбовинтовой с широкими мысами лезвия. И General Electric, и Pratt & Whitney/Allison продемонстрировали двигатели Propfan в 1980 -х годах. Чрезмерный шум кабины и относительно дешевое реактивное топливо предотвращали внедрение двигателей. Прогресс D-27 Propfan, разработанный в СССР, был единственным двигателем пропфана, оснащенным на производственном самолете.

Терминология

Afterburner: JetPipe, оснащенная для послеохоронения ^{[ 63 ]}
Акментор: After Gurner для турбовенти ^{[ 63 ]}
Обход: Эта часть двигателя в отличие от ядра с точки зрения компонентов и воздушного потока, например, эта часть лезвия вентилятора (внешняя вентилятор) и статоров, которые проходят подводный воздух, обходной канал, обходной форсунок
Обходной коэффициент: Обход массового потока воздуха /массового потока воздуха. ^{[ 64 ]}
Основной: Эта часть двигателя отличается от обхода с точки зрения компонентов и воздушного потока, например, ядра, ядра, ядра, воздушного потока и связанных машин, сгорания и топливной системы
Основная сила: Также известен как «доступная энергия» или «газовая мощность». Он используется для измерения теоретической (Isentropic расширения) работы вала, доступной от газового генератора или ядра, путем расширения горячего газа высокого давления до давления окружающей среды. Поскольку мощность зависит от давления и температуры газа (и давления окружающей среды), связанная с ним фигура заслуги для двигателей, производящих тягу Полем Он получается путем расчета скорости, полученной с изонтропным расширением до атмосферного давления. Значимость полученного тяги появляется при умножении на скорость самолета, чтобы привести к работе. Работа с тягой, которая потенциально доступна, гораздо меньше, чем газовая мощность из -за увеличения отходов в выхлопной кинетической энергии с увеличением давления и температуры до расширения до атмосферного давления. Эти два связаны с движущейся эффективностью, ^{[ 65 ]} Мера энергии, потраченная впустую в результате создания силы (то есть тяги) в жидкости путем увеличения скорости (то есть импульса) жидкости.
Сухой: Оценки двигателя/ позиции рычага дроссельной заслонки ниже выбора после выбора
Эгт: температура выхлопного газа
Епр: Коэффициент давления двигателя
Вентилятор: Компрессор турбовина LP
Вентилятор: турботенф или самолет, работающий на турбовант (разговорной) ^{[ 66 ]}
Коэффициент давления вентилятора: Общее давление входного вентилятора вентиляционного отверстия/
Flex Temp: При уменьшенном взлетном весах коммерческие самолеты могут использовать уменьшенную тягу, которая увеличивает срок службы двигателя и снижает затраты на техническое обслуживание. Температура гибкой температуры выше, чем фактическая температура внешнего воздуха (OAT), которая вводится в компьютер мониторинга двигателя для достижения требуемой пониженной тяги (также известного как «предполагаемое снижение температурной тяги»). ^{[ 67 ]}
Газовой генератор: Эта часть сердечника двигателя, которая обеспечивает горячий газ высокого давления для турбин, управляемых вентиляторами (турбовина), для подъема форсунок (турбоев), для турбин, управляемых пропеллером и роторами (турбовинтовой и турбошафт), для промышленных и морских властных турбин ^{[ 68 ]}
Hp.: Высокое давление
Впускной баран перетаскивает: Потеря импульса трубки потока двигателя от FreeStream до входа впуска, то есть количество энергии, передаваемое воздуху, необходимому для ускорения воздуха от стационарной атмосферы до скорости самолетов.
IEPR: Интегрированное соотношение давления двигателя
IP: промежуточное давление
LP: низкий давление
Чистая тяга: Утолождение сопла в стационарном воздухе (валовая тяга) - Труп оперативной памяти двигателя (потеря импульса от FreeStream до входа в вход, то есть количество энергии, передаваемое воздуху, необходимому для ускорения воздуха от стационарной атмосферы до скорости самолета). Это тяга, действуя на планере.
Общее соотношение давления: Общее давление на входе в напуск
Общая эффективность: тепловая эффективность * движительную эффективность
Движущая эффективность: Джуневая мощность/скорость производства движущейся кинетической энергии (максимальная движительная эффективность происходит, когда скорость реактивной реакции равна скорости полета, что подразумевает нулевую чистую тягу!)
Удельный расход топлива (SFC): Общий поток топлива/чистая тяга (пропорциональная скорости полета/общей тепловой эффективности)
Катушка: Увеличение оборотов (разговорная)
Катушка вниз: уменьшение оборотов (разговорная)
Нагрузка на стадию: Для турбины, целью которой является создание мощности, нагрузка является показателем мощности, разработанной на фунт/с газа (конкретная мощность). Стадия турбины выворачивает газ из осевого направления и ускоряет его (в направляющих соплах), чтобы наиболее эффективно повернуть ротор (лезвия ротора должны производить высокий подъем), что является то, что это выполняется эффективно, т.е. с приемлемыми потери. ^{[ 69 ]} Для стадии компрессора, целью которой является создание повышения давления, используется процесс диффузии. Сколько диффузии может быть разрешено (и повышение давления) до того, как возникает неприемлемое разделение потока (т.е. потери) может рассматриваться как предел нагрузки. ^{[ 70 ]}
Статическое давление: давление жидкости, которое связано не с ее движением, а с его состоянием ^{[ 71 ]} Или, альтернативно, давление из -за случайного движения молекул жидкости, которые ощущаются или измерены при движении с потоком ^{[ 72 ]}
Конкретный тяга: Чистая тяга/впускной воздушный поток
Тепловая эффективность: скорость производства движущейся кинетической энергии/топливной энергии
Общий поток топлива: Сгорание (плюс любое вспомогательное расход (например, фунт/с или г/с)
Общее давление: Статическое давление плюс кинетическая энергия
Температура на входе турбинного ротора: максимальная температура цикла, т.е. температура, при которой происходит перенос работы

Смотрите также

Ссылки

^ Маршалл Брейн (апрель 2000 г.). «Как работают двигатели газовой турбины» . Howstuffworks.com . Получено 2010-11-24 .
^ Jump up to: ^а ^{беременный} Холл, Нэнси (5 мая 2015 г.). «Турбовенский двигатель» . Гленнский исследовательский центр . НАСА . Получено 25 октября 2015 года . Большинство современных авиалайнеров используют турботентированные двигатели из -за их высокой тяги и хорошей топливной эффективности.
^ Jump up to: ^а ^{беременный} Майкл Хакер; Дэвид Бургардт; Линнея Флетчер; Энтони Гордон; Уильям Перуцци (18 марта 2009 г.). Инженерная и технология . Cengage Learning. п. 319. ISBN 978-1-285-95643-5 Полем Получено 25 октября 2015 года . Все современные реактивные коммерческие самолеты используют высокие обходные турботентированные двигатели [...]
^ Jump up to: ^а ^{беременный} Верма, Бхарат (1 января 2013 г.). Индийская оборотная обзор: апрель - июнь 2012 года . Lancer Publishers. п. 18. ISBN 978-81-7062-259-8 Полем Получено 25 октября 2015 года . Военные электростанции могут быть разделены на некоторые основные категории - низкие обходные турбовладные средства, которые, как правило, истребительские истребители…
^ Jump up to: ^а ^{беременный} Фрэнк Нортен Магилл, изд. (1993). Опрос науки Магилла: серия прикладной науки, том 3 . Салем Пресс. п. 1431. ISBN 9780893567088 Полем Большинство тактических военных самолетов работают с помощью турботентированных двигателей с низким уровнем байпас.
^ Увеличение тяги с помощью систем смесителя/эжектора, Пресц, Рейнольдс, Хантер, AIAA 2002-0230, с.3
^ Аэротермодинамика газовой турбины со специальной ссылкой на движение самолетов, сэр Фрэнк Уиттл 1981, ISBN 08 026719 X , с.217
^ Аэротермодинамика газовой турбины со специальной ссылкой на движение самолетов, сэр Фрэнк Уиттл 1981, ISBN 0 08 026719 X , с.218
^ Руберт, Кеннеди Ф. (1945-02-01). «Анализ реактивных систем, использующих прямое использование рабочего вещества термодинамического цикла» : 2–3. {{cite journal}}: CITE Journal требует |journal= ( помощь )
^ Рот, Брайс Александр (2000-09-01). Теоретическая обработка технического риска в современной проектировании двигательной системы (тезис). Бибкод : 2000 млрд. Патч ....... 101r . с.76
^ Журнал самолета сентябрь-октябрь 1966 года: том 3 ISS 5 . Американский институт аэронавтики и космонавтики. Сентябрь 1966 г. с. 386.
^ Журнал самолета сентябрь-октябрь 1966 года: том 3 ISS 5 . Американский институт аэронавтики и космонавтики. Сентябрь 1966 г. с. 387.
^ «Коэффициент обхода» , Britannica
^ Термодинамика , MIT, архивирована из оригинала 2013-05-28
^ Реактивное движение, Николас Кампсти 2003, ISBN 978 0 521 54144 2 , Рисунок 7.3 Прогнозируемое изменение тяги и SFC с соотношением обхода для постоянного ядра
^ «Практические соображения при разработке цикла двигателя», MG Philpot, Agard LS 183, Устойчивое и переходное прогноз, прогноз, ISBN 92 835 0674 x , p.2-12
^ «Flight Global» (PDF) . FlightGlobal.com .
^ Тейлор, Джон В.Р. (ред.), Все мировые самолеты 1975–1976 , Паултон Хаус, 8 Шепердесса Уолк, Лондон N1 7LW: Jane's, p. 748 {{citation}}: CS1 Maint: местоположение ( ссылка )
^ Труды , ASME, 15 апреля 2015 года, DOI : 10.1115/84-GT-230
^ "PW сказки" , Road Runners Internationale
^ «Турбовенский двигатель» . GRC NASA . Получено 2010-11-24 .
^ Jump up to: ^а ^{беременный} Neumann, Gerhard (2004) [впервые опубликовано Morrow 1984]. Герман немец: просто повезло, я думаю . Блумингтон, Индиана, США: Authorhouse. С. 228–30. ISBN 1-4184-7925-х .
^ «Турбовинный двигатель» архивировал 2015-04-18 в The Wayback Machine , p. 7. Институт науки и техники SRM , Департамент аэрокосмической инженерии.
^ Коэн; Роджерс; Saravanamuttoo (1972). Теория газовой турбины (2 -е изд.). Лонгманы. п. 85. ISBN 0-582-44927-8 .
^ FAA-H-8083-3B Справочник по лету самолета (PDF) . Федеральное авиационное управление. 2004. Архивировано из оригинала (PDF) 2012-09-21.
^ "Турбовине, тяну" . Grc.nasa.gov . Получено 1 марта 2022 года .
^ Гулос, Иоаннис; Stankowski, Tomasz; Макман, Дэвид; Вудроу, Филипп; Шиф, Кристофер (февраль 2018 г.). «Гражданская турбовневая механизм выхлопа аэродинамика: влияние конструкции обходной форсунки после тела» (PDF) . Аэрокосмическая наука и техника . 73 : 85–95. Bibcode : 2018aest ... 73 ... 85G . doi : 10.1016/j.ast.2017.09.002 . HDL : 1826/12476 . Получено 1 марта 2022 года .
^ Кемптон, А., «Акустические лайнеры для современных аэро-инжевов» , 15-й семинар CEAS-ASC и 1-й научный семинар X-Noise EV, 2011. Win.tue.nl.
^ Смит, Майкл Д.Т. (19 февраля 1970 г.). «Мягко, мягко к тихой струи». Новый ученый . инжир. 5
^ Кестер, JD; Slaiby, TG (1968). «Разработка двигателя JT-9D для удовлетворения требований к низкому шуму для будущих транспортов». SAE транзакции . 76 (2): 1332. DOI : 10.4271/670331 . JSTOR 44565020 . Бумага 670331.
^ Смит, MJT (17 августа 1972 г.). «Тихое движение». Flight International . п. 241.
^ McAlpine, A., Исследовательский проект: шум с шумом и нелинейная акустика , Университет Саутгемптона
^ Schuster, B.; Lieber, L.; Vavalle, A. (2010), «Оптимизация бесшовного входного вкладыша с использованием эмпирически проверенного метода прогнозирования», 16-я конференция AIAA/CEAS Aeroacoustics , Стокгольм, SE , DOI : 10.2514/6.2010-3824 , ISBN 978-1-60086-955-6 , S2CID 113015300
^ Ferrante, pg; Copiello, D.; Beutke, M. (2011), «Проектирование и экспериментальная проверка акустических лайнеров« истинного нулевого сплайса »в универсальной адаптации фанатов (UFFA), 17H AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference , Portland, OR, DOI : 10.2514// 6.2011-2728 , ISBN 978-1-60086-943-3 , AIAA-2011-2728
^ Jump up to: ^а ^{беременный} ^в Банке, Джим (2012-12-13). «НАСА помогает создать более молчаливую ночь» . НАСА . Получено 12 января 2013 года .
^ Заман, KBMQ; Мосты, JE; Huff, DL (17–21 декабря 2010 г.). «Эволюция от« вкладок »до« Chevron Technology » - обзор» (PDF) . Труды 13 -го азиатского конгресса механики жидкости 17–21 декабря 2010 г., Дакка, Бангладеш . Кливленд, Огайо : B НАСА Гленн Исследовательский центр . Получено 29 января 2013 года .
^ «Приглашен» (PDF) , 13-й ACFM , CN : AFMC, архивировано из оригинала (PDF) 2014-03-25
^ «История и развитие турбоев 1930–1960 гг. Том 1», The Crowood Press Ltd. 2007, 978 1 86126 912 6 , с. 241.
^ «Metrovick F3 Cutaway - фотографии и фотографии в воздушном пространстве FlightGlobal» . FlightGlobal.com. 2007-11-07 . Получено 2013-04-29 .
^ "Страница 145" . Flight International . 1946.
^ «1954 | 0985 | Архив летного» . FlightGlobal.com. 1954-04-09 . Получено 2013-04-29 .
^ Разработка реактивных и турбинских аэро -двигателей 4 -е издание, Билл Ганстон 2006, ISBN 0 7509 4477 3 , P. В 197.
^ Boyne, Walter J., ed. (2002). Воздушная война: международная энциклопедия: a - l . ABC-Clio. п. 235. ISBN 978-1-57607-345-2 .
^ "Lycoming PLF1A-2 Турбовентивный двигатель" . Смитсоновский национальный музей воздуха и космоса . Получено 31 декабря 2021 года .
^ Эль-Сайед, Ахмед Ф. (25 мая 2016 г.). Основы самолета и ракетного движения . Спрингер. ISBN 978-1-4471-6796-9 .
^ "RB211-535E4" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 3 января 2011 года . Получено 1 марта 2022 года .
^ "P.01.7" (PDF ) Icas.r 2022Марш
^ Уэббер, Ричард Дж. (1971). Переменная геометрия AFT-FAN FortakeOffquietingor Увеличение турбоятного двигателя . Огайо: исследовательский центр Льюиса, НАСА.
^ «Гроновая турбовентивная технология - возможности, проблемы и статус готовности» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 2013-05-20. C. Riegler, C. Bichlmaier: 1 -я европейская конференция по воздушной и космической конференции CEAS, 10–13 сентября 2007 г., Берлин, Германия
^ Jump up to: ^а ^{беременный} ^в Бьорн Ферм (21 октября 2016 г.). «Уголок Бьорна: вызов двигателя» . Leeham News .
^ Jump up to: ^а ^{беременный} Бен Харгривз (28 сентября 2017 г.). «Понимание сложностей больших лопастей фанатов» . Авиационная неделя сеть .
^ Гай Норрис и Грэм Уорик (26 марта 2015 г.). "Обратное, наклонное будущее для турбовентированного Пратта?» Полем Авиационная неделя и космическая технология .
^ Jump up to: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин Гай Норрис (8 августа 2017 г.). «Турбо новостей еще не закончено» . Авиационная неделя и космическая технология .
^ «Программа непрерывной более низкой энергии, выбросов и шума (Cleen)» . www.faa.gov . Федеральное авиационное управление . Получено 11 февраля 2023 года .
^ Ульрих Венгер (20 марта 2014 г.), технология Rolls-Royce для будущих авиационных двигателей (PDF) , Rolls-Royce Deutschland
^ Доминик Гейтс (15 июня 2018 г.). «Проблемные передовые двигатели для Boeing, Airbus Jets разрушили авиакомпании и встряхиваемые путешественники» . Сиэтл времена .
^ Керри Реал (6 сентября 2019 г.). «Как будущее электрического самолета выходит за рамки двигателей» . Flightglobal .
^ «Образ двигателя флота полета» . Полет Global . 2 ноября 2016 года.
^ Джейн - весь мировой самолет . 2005. С. 850–853. ISSN 0075-3017 .
^ "Genx" . Гей
^ "PW1000G" . MTU . Архивировано с оригинала 2018-08-18 . Получено 2016-07-01 .
^ «Двигатель прыжков» . CFM International.
^ Jump up to: ^а ^{беременный} Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон 2004, ISBN 978 0 511 33833 5
^ Реактивное движение, Николас Кампсти 1997, ISBN 0 521 59674 2 , с.65
^ Рот, Брайс; Mavris, Dimitri (2000-07-24). «Сравнение моделей термодинамических потерь, подходящих для движения газовой турбины - теории и таксономии» . 36 -я AIAA/ASME/SAE/ASEE COMIT CONPERPION и выставка . Лас -Вегас, NV, США: Американский институт аэронавтики и астронавтики: 4–8. doi : 10.2514/6.2000-3714 .
^ Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон 2004, ISBN 978 0 511 33833 5
^ «Уменьшенный взлет тяги» . 30 мая 2021 года.
^ Газовые турбины второе издание, Walsh and Fletcher 2004, ISBN 0 632 06434 X , с.5
^ Реактивные двигатели и двигательные системы для инженеров, разработка человеческих ресурсов, GE Aircraft Engines 1989, с.5-9
^ Аэродинамическая конструкция осевых компрессоров потока, N65 23345,1965, НАСА SP-36, с.68
^ Clancy, LJ, Aerodynamics , Page 21
^ Введение в аэрокосмическую инженерию с перспективой летных испытаний, Стивен Корда 2017, ISBN 9781118953389 , с.185

Внешние ссылки

Викибук: реактивное движение
Малкольм Гибсон (август 2011 г.). «Chevron сопло: новый подход к уменьшению шумового шума» (PDF) . НАСА Инновации в Aeronautics NASA/TM-2011-216987 . Архивировано из оригинала (PDF) 2020-03-23 . Получено 2017-03-24 .
«Ежегодник двигателя» . UBM Aviation . 2012
«Коммерческие двигатели 2017» . Полет Global .
Бьорн Ферм (14 апреля 2017 г.). «Уголок Бьорна: авиационные двигатели, суммируются» . Leeham Co. и предыдущая серия

[stuffworks-1] Маршалл Брейн (апрель 2000 г.). «Как работают двигатели газовой турбины» . Howstuffworks.com . Получено 2010-11-24 .

[Hall-2] Jump up to: ^а ^{беременный} Холл, Нэнси (5 мая 2015 г.). «Турбовенский двигатель» . Гленнский исследовательский центр . НАСА . Получено 25 октября 2015 года . Большинство современных авиалайнеров используют турботентированные двигатели из -за их высокой тяги и хорошей топливной эффективности.

[HackerBurghardt2009-3] Jump up to: ^а ^{беременный} Майкл Хакер; Дэвид Бургардт; Линнея Флетчер; Энтони Гордон; Уильям Перуцци (18 марта 2009 г.). Инженерная и технология . Cengage Learning. п. 319. ISBN 978-1-285-95643-5 Полем Получено 25 октября 2015 года . Все современные реактивные коммерческие самолеты используют высокие обходные турботентированные двигатели [...]

[Verma2013-4] Jump up to: ^а ^{беременный} Верма, Бхарат (1 января 2013 г.). Индийская оборотная обзор: апрель - июнь 2012 года . Lancer Publishers. п. 18. ISBN 978-81-7062-259-8 Полем Получено 25 октября 2015 года . Военные электростанции могут быть разделены на некоторые основные категории - низкие обходные турбовладные средства, которые, как правило, истребительские истребители…

[Magill-5] Jump up to: ^а ^{беременный} Фрэнк Нортен Магилл, изд. (1993). Опрос науки Магилла: серия прикладной науки, том 3 . Салем Пресс. п. 1431. ISBN 9780893567088 Полем Большинство тактических военных самолетов работают с помощью турботентированных двигателей с низким уровнем байпас.

[6] Увеличение тяги с помощью систем смесителя/эжектора, Пресц, Рейнольдс, Хантер, AIAA 2002-0230, с.3

[7] Аэротермодинамика газовой турбины со специальной ссылкой на движение самолетов, сэр Фрэнк Уиттл 1981, ISBN 08 026719 X , с.217

[8] Аэротермодинамика газовой турбины со специальной ссылкой на движение самолетов, сэр Фрэнк Уиттл 1981, ISBN 0 08 026719 X , с.218

[9] Руберт, Кеннеди Ф. (1945-02-01). «Анализ реактивных систем, использующих прямое использование рабочего вещества термодинамического цикла» : 2–3. {{cite journal}}: CITE Journal требует |journal= ( помощь )

[10] Рот, Брайс Александр (2000-09-01). Теоретическая обработка технического риска в современной проектировании двигательной системы (тезис). Бибкод : 2000 млрд. Патч ....... 101r . с.76

[11] Журнал самолета сентябрь-октябрь 1966 года: том 3 ISS 5 . Американский институт аэронавтики и космонавтики. Сентябрь 1966 г. с. 386.

[12] Журнал самолета сентябрь-октябрь 1966 года: том 3 ISS 5 . Американский институт аэронавтики и космонавтики. Сентябрь 1966 г. с. 387.

[13] «Коэффициент обхода» , Britannica

[14] Термодинамика , MIT, архивирована из оригинала 2013-05-28

[15] Реактивное движение, Николас Кампсти 2003, ISBN 978 0 521 54144 2 , Рисунок 7.3 Прогнозируемое изменение тяги и SFC с соотношением обхода для постоянного ядра

[16] «Практические соображения при разработке цикла двигателя», MG Philpot, Agard LS 183, Устойчивое и переходное прогноз, прогноз, ISBN 92 835 0674 x , p.2-12

[17] «Flight Global» (PDF) . FlightGlobal.com .

[18] Тейлор, Джон В.Р. (ред.), Все мировые самолеты 1975–1976 , Паултон Хаус, 8 Шепердесса Уолк, Лондон N1 7LW: Jane's, p. 748 {{citation}}: CS1 Maint: местоположение ( ссылка )

[19] Труды , ASME, 15 апреля 2015 года, DOI : 10.1115/84-GT-230

[20] "PW сказки" , Road Runners Internationale

[grc_nasa-21] «Турбовенский двигатель» . GRC NASA . Получено 2010-11-24 .

[Neumann_2004_1984_pp228-230-22] Jump up to: ^а ^{беременный} Neumann, Gerhard (2004) [впервые опубликовано Morrow 1984]. Герман немец: просто повезло, я думаю . Блумингтон, Индиана, США: Authorhouse. С. 228–30. ISBN 1-4184-7925-х .

[srm-23] «Турбовинный двигатель» архивировал 2015-04-18 в The Wayback Machine , p. 7. Институт науки и техники SRM , Департамент аэрокосмической инженерии.

[24] Коэн; Роджерс; Saravanamuttoo (1972). Теория газовой турбины (2 -е изд.). Лонгманы. п. 85. ISBN 0-582-44927-8 .

[25] FAA-H-8083-3B Справочник по лету самолета (PDF) . Федеральное авиационное управление. 2004. Архивировано из оригинала (PDF) 2012-09-21.

[26] "Турбовине, тяну" . Grc.nasa.gov . Получено 1 марта 2022 года .

[27] Гулос, Иоаннис; Stankowski, Tomasz; Макман, Дэвид; Вудроу, Филипп; Шиф, Кристофер (февраль 2018 г.). «Гражданская турбовневая механизм выхлопа аэродинамика: влияние конструкции обходной форсунки после тела» (PDF) . Аэрокосмическая наука и техника . 73 : 85–95. Bibcode : 2018aest ... 73 ... 85G . doi : 10.1016/j.ast.2017.09.002 . HDL : 1826/12476 . Получено 1 марта 2022 года .

[Kempton2011-28] Кемптон, А., «Акустические лайнеры для современных аэро-инжевов» , 15-й семинар CEAS-ASC и 1-й научный семинар X-Noise EV, 2011. Win.tue.nl.

[29] Смит, Майкл Д.Т. (19 февраля 1970 г.). «Мягко, мягко к тихой струи». Новый ученый . инжир. 5

[30] Кестер, JD; Slaiby, TG (1968). «Разработка двигателя JT-9D для удовлетворения требований к низкому шуму для будущих транспортов». SAE транзакции . 76 (2): 1332. DOI : 10.4271/670331 . JSTOR 44565020 . Бумага 670331.

[31] Смит, MJT (17 августа 1972 г.). «Тихое движение». Flight International . п. 241.

[buzz_saw-32] McAlpine, A., Исследовательский проект: шум с шумом и нелинейная акустика , Университет Саутгемптона

[Schuster2010-33] Schuster, B.; Lieber, L.; Vavalle, A. (2010), «Оптимизация бесшовного входного вкладыша с использованием эмпирически проверенного метода прогнозирования», 16-я конференция AIAA/CEAS Aeroacoustics , Стокгольм, SE , DOI : 10.2514/6.2010-3824 , ISBN 978-1-60086-955-6 , S2CID 113015300

[Ferrante2011-34] Ferrante, pg; Copiello, D.; Beutke, M. (2011), «Проектирование и экспериментальная проверка акустических лайнеров« истинного нулевого сплайса »в универсальной адаптации фанатов (UFFA), 17H AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference , Portland, OR, DOI : 10.2514// 6.2011-2728 , ISBN 978-1-60086-943-3 , AIAA-2011-2728

[NASA-35] Jump up to: ^а ^{беременный} ^в Банке, Джим (2012-12-13). «НАСА помогает создать более молчаливую ночь» . НАСА . Получено 12 января 2013 года .

[chevron_technology-36] Заман, KBMQ; Мосты, JE; Huff, DL (17–21 декабря 2010 г.). «Эволюция от« вкладок »до« Chevron Technology » - обзор» (PDF) . Труды 13 -го азиатского конгресса механики жидкости 17–21 декабря 2010 г., Дакка, Бангладеш . Кливленд, Огайо : B НАСА Гленн Исследовательский центр . Получено 29 января 2013 года .

[37] «Приглашен» (PDF) , 13-й ACFM , CN : AFMC, архивировано из оригинала (PDF) 2014-03-25

[38] «История и развитие турбоев 1930–1960 гг. Том 1», The Crowood Press Ltd. 2007, 978 1 86126 912 6 , с. 241.

[39] «Metrovick F3 Cutaway - фотографии и фотографии в воздушном пространстве FlightGlobal» . FlightGlobal.com. 2007-11-07 . Получено 2013-04-29 .

[40] "Страница 145" . Flight International . 1946.

[41] «1954 | 0985 | Архив летного» . FlightGlobal.com. 1954-04-09 . Получено 2013-04-29 .

[42] Разработка реактивных и турбинских аэро -двигателей 4 -е издание, Билл Ганстон 2006, ISBN 0 7509 4477 3 , P. В 197.

[Boyne2002-43] Boyne, Walter J., ed. (2002). Воздушная война: международная энциклопедия: a - l . ABC-Clio. п. 235. ISBN 978-1-57607-345-2 .

[NASM-PLF1A-2-44] "Lycoming PLF1A-2 Турбовентивный двигатель" . Смитсоновский национальный музей воздуха и космоса . Получено 31 декабря 2021 года .

[45] Эль-Сайед, Ахмед Ф. (25 мая 2016 г.). Основы самолета и ракетного движения . Спрингер. ISBN 978-1-4471-6796-9 .

[46] "RB211-535E4" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 3 января 2011 года . Получено 1 марта 2022 года .

[47] "P.01.7" (PDF ) Icas.r 2022Марш

[48] Уэббер, Ричард Дж. (1971). Переменная геометрия AFT-FAN FortakeOffquietingor Увеличение турбоятного двигателя . Огайо: исследовательский центр Льюиса, НАСА.

[:0-49] «Гроновая турбовентивная технология - возможности, проблемы и статус готовности» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 2013-05-20. C. Riegler, C. Bichlmaier: 1 -я европейская конференция по воздушной и космической конференции CEAS, 10–13 сентября 2007 г., Берлин, Германия

[LN161021-50] Jump up to: ^а ^{беременный} ^в Бьорн Ферм (21 октября 2016 г.). «Уголок Бьорна: вызов двигателя» . Leeham News .

[MRO28sep2017-51] Jump up to: ^а ^{беременный} Бен Харгривз (28 сентября 2017 г.). «Понимание сложностей больших лопастей фанатов» . Авиационная неделя сеть .

[AvWeek26Mar2015-52] Гай Норрис и Грэм Уорик (26 марта 2015 г.). "Обратное, наклонное будущее для турбовентированного Пратта?» Полем Авиационная неделя и космическая технология .

[AvWeek8Aug2017-53] Jump up to: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин Гай Норрис (8 августа 2017 г.). «Турбо новостей еще не закончено» . Авиационная неделя и космическая технология .

[faa-cleen-54] «Программа непрерывной более низкой энергии, выбросов и шума (Cleen)» . www.faa.gov . Федеральное авиационное управление . Получено 11 февраля 2023 года .

[55] Ульрих Венгер (20 марта 2014 г.), технология Rolls-Royce для будущих авиационных двигателей (PDF) , Rolls-Royce Deutschland

[SeattleTimes15jun2018-56] Доминик Гейтс (15 июня 2018 г.). «Проблемные передовые двигатели для Boeing, Airbus Jets разрушили авиакомпании и встряхиваемые путешественники» . Сиэтл времена .

[57] Керри Реал (6 сентября 2019 г.). «Как будущее электрического самолета выходит за рамки двигателей» . Flightglobal .

[58] «Образ двигателя флота полета» . Полет Global . 2 ноября 2016 года.

[59] Джейн - весь мировой самолет . 2005. С. 850–853. ISSN 0075-3017 .

[60] "Genx" . Гей

[61] "PW1000G" . MTU . Архивировано с оригинала 2018-08-18 . Получено 2016-07-01 .

[62] «Двигатель прыжков» . CFM International.

[auto-63] Jump up to: ^а ^{беременный} Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон 2004, ISBN 978 0 511 33833 5

[64] Реактивное движение, Николас Кампсти 1997, ISBN 0 521 59674 2 , с.65

[65] Рот, Брайс; Mavris, Dimitri (2000-07-24). «Сравнение моделей термодинамических потерь, подходящих для движения газовой турбины - теории и таксономии» . 36 -я AIAA/ASME/SAE/ASEE COMIT CONPERPION и выставка . Лас -Вегас, NV, США: Американский институт аэронавтики и астронавтики: 4–8. doi : 10.2514/6.2000-3714 .

[66] Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон 2004, ISBN 978 0 511 33833 5

[67] «Уменьшенный взлет тяги» . 30 мая 2021 года.

[68] Газовые турбины второе издание, Walsh and Fletcher 2004, ISBN 0 632 06434 X , с.5

[69] Реактивные двигатели и двигательные системы для инженеров, разработка человеческих ресурсов, GE Aircraft Engines 1989, с.5-9

[70] Аэродинамическая конструкция осевых компрессоров потока, N65 23345,1965, НАСА SP-36, с.68

[71] Clancy, LJ, Aerodynamics , Page 21

[72] Введение в аэрокосмическую инженерию с перспективой летных испытаний, Стивен Корда 2017, ISBN 9781118953389 , с.185

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

[ 12 ]

[ 13 ]

[ 14 ]

[ 15 ]

[ 16 ]

[ 17 ]

[ 18 ]

[ 19 ]

[ 20 ]

[ 21 ]

[ 22 ]

[ 23 ]

[ 24 ]

[ 25 ]

[ 26 ]

[ 27 ]

[ 28 ]

[ 29 ]

[ 30 ]

[ 31 ]

[ 32 ]

[ 33 ]

[ 34 ]

[ 35 ]

[ 36 ]

[ 37 ]

[ 38 ]

[ 39 ]

[ 40 ]

[ 41 ]

[ 42 ]

[ 43 ]

[ 44 ]

[ 45 ]

[ 46 ]

[ 47 ]

[ 48 ]

[ 49 ]

[ 50 ]

[ 51 ]

[ 52 ]

[ 53 ]

[ 54 ]

[ 55 ]

[ 56 ]

[ 57 ]

[ 58 ]

[ 59 ]

[ 60 ]

[ 61 ]

[ 62 ]

[ 63 ]

[ 64 ]

[ 65 ]

[ 66 ]

[ 67 ]

[ 68 ]

[ 69 ]

[ 70 ]

[ 71 ]

[ 72 ]

v Т и Тепловые двигатели
Двигатель карно Флюидин Газовая турбина Горячий воздух Самолет Минто колесо Фото-карновый двигатель Поршень Поршень без (ротари) Трубка Ракета Расколоть Steam (возврат) Паровая турбина Aweset Стирлинг Термоакустический Мансон Двигатель
Бил номер Западный номер
Временная шкала технологии теплового двигателя
Термодинамический цикл