ТРДД

Турбореактивный реактивный двигатель или вентиляторный — это тип воздушно-реактивного двигателя , который широко используется в авиационных двигателях . Слово «турбовентиляторный двигатель» представляет собой комбинацию турбореактивного двигателя предыдущего поколения и отсылку к добавленной дополнительной ступени вентилятора. Он состоит из газотурбинного двигателя , который получает механическую энергию от сгорания. ^[1] и канальный вентилятор , который использует механическую энергию газовой турбины для нагнетания воздуха назад. Таким образом, в то время как весь воздух, всасываемый турбореактивным двигателем, проходит через камеру сгорания и турбины, в турбовентиляторном двигателе часть этого воздуха обходит эти компоненты. Таким образом, турбовентиляторный двигатель можно рассматривать как турбореактивный двигатель, используемый для привода канального вентилятора, причем оба они способствуют созданию тяги .

Отношение массового расхода воздуха, проходящего через активную зону двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через активную зону, называется степенью двухконтурности . Двигатель создает тягу за счет сочетания этих двух частей, работающих вместе; Двигатели, в которых используется большая реактивная тяга по сравнению с тягой вентилятора, известны как турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурным режимом , и наоборот, те, у которых тяга вентилятора значительно больше, чем реактивная тяга, известны как турбовентиляторные двигатели с большим двухконтурным режимом . Большинство используемых реактивных двигателей коммерческой авиации относятся к типу с большим байпасом. ^[2]^[3] и большинство современных истребительных двигателей являются малообходными. ^[4]^[5] Форсажные камеры применяются на малоконтурных ТРДД с байпасом и перемешиванием активной зоны перед форсажной камерой.

Современные ТРДД имеют либо большой одноступенчатый вентилятор, либо вентилятор меньшего размера с несколькими ступенями. Ранняя конфигурация объединяла турбину низкого давления и вентилятор в одном заднем агрегате.

Принципы

Принципиальная схема, иллюстрирующая установку современного двухконтурного турбовентиляторного двигателя в гондоле. Золотник низкого давления окрашен в синий цвет, а золотник высокого давления — в оранжевый.

ТРДДД был изобретен для снижения расхода топлива турбореактивного двигателя. Это достигается за счет подачи большего количества воздуха, что увеличивает массу и снижает скорость реактивной струи по сравнению со скоростью турбореактивного двигателя. Это делается механически путем добавления канального вентилятора, а не за счет использования вязкостных сил. ^[6] путем добавления эжектора, как впервые предложил Уиттл. ^[7]

Фрэнк Уиттл предвидел скорость полета 500 миль в час в своем патенте Великобритании № 471,368 «Усовершенствования, касающиеся двигательной установки самолетов», от марта 1936 года, в котором он описывает принципы, лежащие в основе турбовентиляторного двигателя. ^[8] хотя в то время так и не назывался. Хотя турбореактивный двигатель использует газ из своего термодинамического цикла в качестве движущей силы, для скорости самолета ниже 500 миль в час в этой конструкции есть два недостатка, которые устраняются турбовентиляторным двигателем.

Во-первых, энергия тратится впустую, поскольку реактивный самолет движется назад гораздо быстрее, чем самолет вперед, оставляя за собой очень быстрый след. Этот след содержит кинетическую энергию, которая отражает топливо, использованное для его создания, а не топливо, используемое для движения самолета вперед. Турбореактивный двигатель собирает эту потерянную скорость и использует ее для питания канального вентилятора, который продувает воздух в перепускные каналы вокруг остальной части турбины. Это снижает скорость движущейся струи, одновременно выталкивая больше воздуха и, следовательно, большую массу.

Другим недостатком является то, что сгорание менее эффективно на более низких скоростях. Любое действие по снижению расхода топлива двигателя путем увеличения степени сжатия или температуры турбины для достижения лучшего сгорания вызывает соответствующее увеличение давления и температуры в выхлопном тракте, что, в свою очередь, приводит к более высокой скорости газа из рабочего сопла (и более высокому КЭ и потраченное топливо). Хотя двигатель будет использовать меньше топлива для создания фунта тяги, в более быстром реактивном двигателе тратится больше топлива. Другими словами, теряется независимость теплового и тягового КПД, которая существовала в комбинации поршневой двигатель/винт, предшествовавшей турбореактивному двигателю. ^[9] Напротив, Рот ^[10] считает восстановление этой независимости единственной наиболее важной особенностью турбовентиляторного двигателя, которая позволяет выбирать удельную тягу независимо от цикла газогенератора.

Рабочим телом термодинамического цикла является единственная масса, ускоряющаяся для создания тяги в турбореактивном двигателе, что является серьезным ограничением (высокий расход топлива) для самолетов со скоростями ниже сверхзвуковых. Для дозвуковых скоростей полета скорость реактивной струи приходится уменьшать, поскольку за создание тяги приходится платить. Энергия, необходимая для ускорения газа внутри двигателя (увеличение кинетической энергии), расходуется двумя способами: путем изменения импульса (т. е. силы) и следа, который является неизбежным следствием создания тяги воздушно-реактивным двигателем. ^[11] (или пропеллер). Скорость следа и топливо, сжигаемое для его создания, можно уменьшить, а требуемую тягу сохранить, увеличив ускоренную массу. Турбореактивный двигатель делает это путем передачи энергии, имеющейся внутри двигателя, от газогенератора канальному вентилятору , который производит вторую, дополнительную массу ускоренного воздуха.

Передача энергии от активной зоны к байпасному воздуху приводит к более низкому давлению и температуре газа, поступающего в сопло активной зоны (более низкая скорость выхлопа), а также к температуре и давлению, создаваемым вентилятором, поступающим в сопло вентилятора. Количество передаваемой энергии зависит от того, на какое повышение давления рассчитан вентилятор (коэффициент давления вентилятора). Наилучший энергетический обмен (наименьший расход топлива) между двумя потоками и соотношение скоростей струи зависит от того, насколько эффективно происходит передача, которая зависит от потерь в вентиляторе-турбине и вентиляторе. ^[12]

Поток вентилятора имеет более низкую скорость выхлопа, что дает гораздо большую тягу на единицу энергии (меньшую удельную тягу ). Оба воздушных потока способствуют созданию полной тяги двигателя. Дополнительный воздух для перепускного потока увеличивает сопротивление плунжера в воздухозаборной трубе, но по-прежнему происходит значительное увеличение полезной тяги. Общую эффективную скорость выхлопа двух выхлопных струй можно приблизить к скорости полета обычного дозвукового самолета и приблизить к идеальному КПД Фруда . Турбореактивный двигатель ускоряет большую массу воздуха медленнее по сравнению с турбореактивным двигателем, который ускоряет меньшую часть воздуха быстрее, что является менее эффективным способом создания той же тяги (см. раздел, посвященный эффективности ниже).

Отношение массового расхода воздуха, проходящего через активную зону двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через активную зону, называется степенью двухконтурности . Двигатели с большей реактивной тягой по сравнению с тягой вентилятора известны как турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурным режимом , а те, у которых тяга вентилятора значительно больше, чем тяга реактивного двигателя, известны как турбовентиляторные с большим двухконтурным режимом . Большинство используемых реактивных двигателей коммерческой авиации имеют высокий двухконтурный режим. ^[2]^[3] и большинство современных истребительных двигателей являются малообходными. ^[4]^[5] Форсажные камеры используются на малоконтурных ТРДД боевых самолетов.

Коэффициент двухконтурности

Степень двухконтурности (BPR) турбовентиляторного двигателя представляет собой отношение массового расхода двухконтурного потока к массовому расходу, поступающему в активную зону. ^[13] Например, степень двухконтурности, равная 6, означает, что через перепускной канал проходит в 6 раз больше воздуха, чем то количество, которое проходит через камеру сгорания.

Турбореактивные двигатели обычно описываются с помощью BPR, который вместе с общей степенью давления, температурой на входе в турбину и степенью давления вентилятора являются важными параметрами конструкции. Кроме того, BPR указывается для турбовинтовых и вентиляторных установок без воздуховода, поскольку их высокий тяговый КПД дает им общие характеристики эффективности турбовентиляторных двигателей с очень высокой двухконтурностью. Это позволяет отображать их вместе с ТРДД на графиках, показывающих тенденции снижения удельного расхода топлива (УТР) с увеличением BPR. ^[14] BPR также может быть указан для установок подъемного вентилятора , в которых поток воздуха от вентилятора удален от двигателя и не проходит мимо активной зоны двигателя.

Учитывая постоянство активной зоны (т. е. фиксированную степень сжатия и температуру на входе в турбину), равные скорости активной зоны и байпасной струи, а также определенные условия полета (т. е. число Маха и высоту), расход топлива на фунт тяги (sfc) уменьшается с увеличением BPR. При этом валовая и полезная тяги увеличиваются, но в разной степени. ^[15] Существует значительный потенциал для снижения расхода топлива для того же основного цикла за счет увеличения BPR. Это достигается за счет уменьшения количества фунтов тяги на фунт/сек воздушного потока (удельная тяга) и, как следствие, снижения потерь кинетической энергии в струях ( увеличение тяговой эффективности). ^[16]

Если вся энергия газа газовой турбины преобразуется в кинетическую энергию в реактивном сопле, самолет лучше всего подходит для высоких сверхзвуковых скоростей. Если все это перенести в отдельную большую массу воздуха с малой кинетической энергией, то самолету лучше всего подойдет нулевая скорость (зависание). На промежуточных скоростях мощность газа распределяется между отдельным воздушным потоком и собственным потоком сопла газовой турбины в пропорции, которая обеспечивает требуемые характеристики самолета. Компромисс между массовым расходом и скоростью также можно увидеть на воздушных винтах и несущих винтах вертолета путем сравнения нагрузки на диск и силовой нагрузки. ^[17] Например, один и тот же вес вертолета может поддерживаться двигателем высокой мощности и несущим винтом малого диаметра или, при меньшем количестве топлива, двигателем меньшей мощности и несущим винтом большего размера с меньшей скоростью вращения несущего винта.

Под байпасом обычно подразумевается передача энергии газа от газовой турбины в обходной поток воздуха для снижения расхода топлива и шума реактивной струи. В качестве альтернативы может потребоваться двигатель с дожиганием, где единственным требованием для байпаса является подача охлаждающего воздуха. Это устанавливает нижний предел для BPR, и эти двигатели называются «негерметичными» или турбореактивными двигателями с непрерывной продувкой. ^[18] (General Electric YJ-101 BPR 0,25) и турбореактивные двигатели с низким BPR ^[19] (Пратт и Уитни PW1120). Низкое значение BPR (0,2) также использовалось для обеспечения запаса по помпажу, а также форсажного охлаждения двигателя Pratt & Whitney J58 . ^[20]

Эффективность

Винтовые двигатели наиболее эффективны для низких скоростей, турбореактивные двигатели для высоких скоростей и турбовентиляторные двигатели между ними. Турбореактивные двигатели являются наиболее эффективными двигателями в диапазоне скоростей от 500 до 1000 км/ч (от 270 до 540 узлов; от 310 до 620 миль в час), скорости, на которой работает большинство коммерческих самолетов. ^[21]^[22]

В турбореактивном двигателе (с нулевым байпасом) выхлопные газы с высокой температурой и высоким давлением ускоряются, когда они расширяются через рабочее сопло , и создают всю тягу. Компрессор поглощает механическую энергию, вырабатываемую турбиной. В конструкции с байпасом дополнительные турбины приводят в действие канальный вентилятор , который ускоряет воздух назад от передней части двигателя. В конструкции с высоким байпасом большую часть тяги создают канальный вентилятор и сопло. Турбореактивные двигатели в принципе тесно связаны с турбовинтовыми двигателями , поскольку оба передают часть газовой мощности газовой турбины, используя дополнительное оборудование, в обходной поток, оставляя горячему соплу меньше энергии для преобразования в кинетическую энергию. Турбореактивные двигатели представляют собой промежуточную ступень между турбореактивными двигателями , которые получают всю свою тягу от выхлопных газов, и турбовинтовыми двигателями, которые получают минимальную тягу от выхлопных газов (обычно 10% или меньше). ^[23] Извлечение мощности вала и передача ее в обходной поток приводит к дополнительным потерям, которые с лихвой компенсируются улучшенным тяговым КПД. Турбовинтовой двигатель на максимальной скорости полета обеспечивает значительную экономию топлива по сравнению с турбореактивным двигателем, даже несмотря на то, что к реактивному соплу турбореактивного двигателя с низкими потерями добавляются дополнительная турбина, коробка передач и воздушный винт. ^[24] ТРДД имеет дополнительные потери из-за большего количества ступеней/лопастей компрессора, вентилятора и перепускного канала. ^{[ нужны разъяснения ]}

Эффективность Фруда, или движущая сила, может быть определена как:

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

где:

$V j$ = эквивалентная скорость струи тяги
$Va самолета$ = скорость

Толкать

В то время как турбореактивный двигатель использует всю мощность двигателя для создания тяги в виде горячей высокоскоростной струи выхлопных газов, холодный низкоскоростной обходной воздух турбовентиляторного двигателя дает от 30% до 70% общей тяги, создаваемой турбовентиляторной системой. . ^[25]

Тяга ( F _N ), создаваемая турбовентиляторным двигателем, зависит от эффективной скорости полного выхлопа, как и в любом реактивном двигателе, но поскольку присутствуют две выхлопные струи, уравнение тяги можно расширить как: ^[26]

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

где:

$• m e$ = массовая скорость потока горячих выхлопных газов основного двигателя.
$• m o$ = массовый расход общего потока воздуха, поступающего в ТРДД = $• m c + • m f$
$• m c$ = массовый расход всасываемого воздуха, поступающего в основной двигатель.
$• m f$ = массовый расход всасываемого воздуха, обходящего основной двигатель.
$v f$ = скорость воздушного потока, обтекающего основной двигатель
$v he$ = скорость горячих выхлопных газов основного двигателя
$v o$ = скорость всего воздухозаборника = истинная воздушная скорость самолета
$BPR$ = коэффициент байпаса

Насадки

Системы сопел холодного воздуховода и основного воздуховода относительно сложны из-за использования двух отдельных выхлопных потоков. В двигателях с высокой степенью двухконтурности вентилятор расположен в коротком воздуховоде рядом с передней частью двигателя и обычно имеет сужающееся холодное сопло, при этом хвостовая часть воздуховода образует сопло с низким коэффициентом сжатия, которое в нормальных условиях будет дросселироваться, создавая сверхзвуковые потоки вокруг ядро ^{[ нужна ссылка ]}. Сопло активной зоны более традиционное, но создает меньшую тягу и, в зависимости от конструктивных решений, например, из соображений шума, предположительно может не засоряться. ^[27] В двигателях с низким байпасом два потока могут объединяться в каналах и использовать общее сопло, которое может быть оснащено форсажной камерой.

Шум

Большая часть потока воздуха через турбовентиляторный двигатель с высокой степенью двухконтурности представляет собой обходной поток с более низкой скоростью: даже в сочетании с выхлопом двигателя с гораздо более высокой скоростью средняя скорость выхлопа значительно ниже, чем в чистом турбореактивном двигателе. Шум турбореактивного двигателя представляет собой преимущественно реактивный шум из-за высокой скорости выхлопа. Таким образом, турбовентиляторные двигатели значительно тише, чем чистореактивные той же тяги, и реактивный шум больше не является преобладающим источником. ^[28] Шум ТРДД распространяется как вверх по потоку через входное отверстие, так и вниз по потоку через главное сопло и перепускной канал. Другими источниками шума являются вентилятор, компрессор и турбина. ^[29]

В современных коммерческих самолетах используются двигатели с высокой степенью двухконтурности (HBPR) с раздельными, несмешивающимися выхлопными системами с короткими воздуховодами. Их шум обусловлен скоростью, температурой и давлением выхлопной струи, особенно в условиях большой тяги, например, необходимых для взлета. Основным источником реактивного шума является турбулентное перемешивание сдвиговых слоев в выхлопных газах двигателя. Эти слои сдвига содержат нестабильности, которые приводят к сильно турбулентным вихрям, которые генерируют колебания давления, ответственные за звук. Чтобы снизить шум, связанный с реактивным потоком, аэрокосмическая промышленность попыталась разрушить турбулентность сдвигового слоя и снизить общий производимый шум. ^{[ нужна ссылка ]}

Шум вентилятора может возникать из-за взаимодействия следа лопастей вентилятора с полем давления выходных лопаток статора вентилятора. Его можно свести к минимуму за счет достаточного осевого расстояния между задней кромкой лопатки и входом в статор. ^[30] На высоких оборотах двигателя, например, при взлете, ударные волны от законцовок сверхзвуковых вентиляторов из-за своей неодинаковой природы создают шум несогласованного характера, известный как шум «циркулярной пилы». ^[31]^[32]

Все современные турбовентиляторные двигатели имеют акустические вкладыши в гондоле для снижения шума. Они простираются настолько, насколько это возможно, чтобы покрыть наибольшую площадь поверхности. Акустические характеристики двигателя можно оценить экспериментально посредством наземных испытаний. ^[33] или на специальных экспериментальных испытательных стендах. ^[34]

В аэрокосмической промышленности шевроны представляют собой «пилообразные» узоры на задних кромках некоторых реактивных двигателей. сопел ^[35] которые используются для снижения шума . Формованные кромки сглаживают смешивание горячего воздуха из сердцевины двигателя и более холодного воздуха, проходящего через вентилятор двигателя, что снижает шумовую турбулентность. ^[35] Шевроны были разработаны GE по контракту с НАСА . ^[35]^[36] Яркими примерами таких конструкций являются Boeing 787 и Boeing 747-8 – на двигателях Rolls-Royce Trent 1000 и General Electric GEnx . ^[37]

История

Ранние турбореактивные двигатели были не очень экономичными, поскольку их общая степень сжатия и температура на входе в турбину были серьезно ограничены технологиями и материалами, доступными в то время.

Первым турбовентиляторным двигателем, который был запущен только на испытательном стенде, был немецкий Daimler-Benz DB 670 , получивший обозначение 109-007 немецким RLM ( Министерством авиации ) с датой первого запуска 27 мая 1943 года, после испытания турбомашины с использованием электродвигателя, проведенные 1 апреля 1943 года. ^[38] Разработка двигателя была прекращена, поскольку проблемы не были решены, поскольку военная ситуация в Германии ухудшилась.

Позже, в 1943 году, на британской земле прошли испытания Metrovick F.3. ^[39] турбовентиляторный двигатель, в котором в качестве газогенератора использовался турбореактивный двигатель Metrovick F.2 с выпуском выхлопных газов в моноблочный кормовой вентиляторный модуль, включающий турбинную систему НД встречного вращения, приводящую в движение два коаксиальных вентилятора противоположного вращения. ^[40]

Улучшенные материалы и внедрение сдвоенных компрессоров, как, например, в Бристольском Олимпе . ^[41] и двигатели Pratt & Whitney JT3C , увеличили общую степень сжатия и, следовательно, термодинамический КПД двигателей. У них также была низкая двигательная эффективность, поскольку чистые турбореактивные двигатели имеют высокую удельную тягу и высокую скорость выхлопа, что лучше подходит для сверхзвукового полета.

Оригинальные турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурным режимом были разработаны для повышения тяговой эффективности за счет снижения скорости выхлопа до значения, близкого к скорости самолета. Rolls -Royce Conway , первый в мире серийный турбовентиляторный двигатель, имел степень двухконтурности 0,3, аналогичную современному истребительному двигателю General Electric F404 . Гражданские турбовентиляторные двигатели 1960-х годов, такие как Pratt & Whitney JT8D и Rolls-Royce Spey , имели степень двухконтурности, близкую к 1, и были аналогичны своим военным аналогам.

Первым советским авиалайнером с турбовентиляторными двигателями стал Ту-124, представленный в 1962 году. На нем использовался Соловьев Д-20 . ^[42] было произведено 164 самолета В период с 1960 по 1965 год для «Аэрофлота» и других авиакомпаний Восточного блока , некоторые из которых эксплуатировались до начала 1990-х годов.

Первым ТРДД General Electric стал кормовой вентилятор CJ805-23 , созданный на базе ТРДД CJ805-3. За ним последовал двигатель General Electric CF700 с кормовым вентилятором и степенью двухконтурности 2,0. Он был заимствован из турбореактивного двигателя General Electric J85/CJ610 тягой 2850 фунтов силы (12700 Н) для привода в действие более крупной модели самолета Rockwell Sabreliner 75/80, а также Dassault Falcon 20 , с увеличением тяги примерно на 50% до 4200 фунтов силы (19 000 Н). Н). CF700 был первым небольшим турбовентиляторным двигателем, сертифицированным Федеральным управлением гражданской авиации (FAA). Когда-то по всему миру эксплуатировалось более 400 самолетов CF700 с опытом работы более 10 миллионов часов. Турбореактивный двигатель CF700 также использовался для обучения лунных астронавтов в рамках проекта «Аполлон» в качестве силовой установки для исследовательского корабля, приземляющегося на Луну .

Распространенные типы

ТРДДД с малым байпасом

ТРДДД с высокой удельной тягой и низкой степенью двухконтурности обычно имеет многоступенчатый вентилятор за впускными направляющими лопатками, развивающий относительно высокую степень сжатия и, таким образом, обеспечивающий высокую скорость (смешанного или холодного) выхлопа. Поток основного воздуха должен быть достаточно большим, чтобы обеспечить достаточную мощность ядра для привода вентилятора. Меньший цикл потока активной зоны и более высокая степень двухконтурности могут быть достигнуты за счет повышения температуры на входе в ротор турбины высокого давления (ВД).

Чтобы проиллюстрировать один из аспектов отличия турбовентиляторного двигателя от турбореактивного двигателя, можно провести сравнения при одном и том же расходе воздуха (например, чтобы сохранить общий воздухозаборник) и одинаковой полезной тяге (т. е. одинаковой удельной тяге). Байпасный поток можно добавить только в том случае, если температура на входе в турбину не слишком высока, чтобы компенсировать меньший поток в активной зоне. Будущие улучшения в охлаждении турбины/технологии материалов могут позволить повысить температуру на входе в турбину, что необходимо из-за повышения температуры охлаждающего воздуха в результате увеличения общего коэффициента давления .

Получившийся в результате турбовентиляторный двигатель с разумной эффективностью и потерями в воздуховоде для добавленных компонентов, вероятно, будет работать при более высокой степени давления в сопле, чем турбореактивный двигатель, но с более низкой температурой выхлопных газов для сохранения полезной тяги. Поскольку повышение температуры во всем двигателе (от впуска до сопла) будет ниже, поток топлива (сухой мощности) также будет уменьшен, что приведет к лучшему удельному расходу топлива (SFC).

Некоторые военные турбовентиляторные двигатели с низкой степенью двухконтурности (например, F404 , JT8D ) имеют регулируемые входные направляющие лопатки для направления воздуха на первую ступень ротора вентилятора. вентилятора Это увеличивает запас по помпажу (см. схему компрессора ).

Широко выпускаемый Pratt & Whitney JT8D использовался на многих первых узкофюзеляжных лайнерах . Вентилятор расположен за входными направляющими лопатками.
Соловьев Д-30, на котором установлены Ил-76 и Ил-62М ; Микоян МиГ-31 ; Сиань H-6 K и Y-20
Сатурн AL-31 , на котором установлены Chengdu J-10 и J-20 ; Шэньян J-11 , J-15 и J-16 ; Сухие Су-30 и Су-27
Williams F107 на базе Raytheon BGM-109 Tomahawk. крылатой ракеты
НПО Сатурн АЛ-55 , которое приводит в действие некоторые HAL HJT-36 Sitara
Pratt & Whitney TF-30 на базе Grumman F-14 Tomcat
Eurojet EJ200, установленный на Eurofighter Typhoon
Исикавадзима-Харима F3, на котором установлен Kawasaki T-4.
GTRE GTX-35VS Kaveri разработки GTRE

ТРДД дожига

С 1970-х годов большинство двигателей реактивных истребителей представляли собой турбовентиляторные двигатели с малым или средним двухконтуром со смешанным выхлопом, форсажной камерой и выходным соплом изменяемой площади. Форсажная камера — это камера сгорания, расположенная после лопаток турбины и непосредственно перед соплом, в которой сжигается топливо из топливных форсунок, предназначенных для форсажной камеры. При горении большие объемы топлива сгорают в форсажной камере, что значительно повышает температуру выхлопных газов, что приводит к более высокой скорости выхлопа / удельной тяге двигателя. Сопло с изменяемой геометрией должно открываться с большей площадью горловины, чтобы обеспечить дополнительный объем и увеличенную скорость потока при зажигании камеры дожигания. Форсажный режим часто предназначен для значительного увеличения тяги при взлете, околозвуковом ускорении и боевых маневрах, но требует очень большого расхода топлива. Следовательно, форсаж можно использовать только на коротких участках миссии.

В отличие от основного двигателя, где стехиометрические температуры в камере сгорания должны быть снижены до того, как они достигнут турбины, форсажная камера при максимальной заправке топлива рассчитана на создание стехиометрических температур на входе в сопло, около 2100 К (3800 °R; 3300 °F). 1800 °С). При фиксированном общем соотношении подаваемого топлива и воздуха общий расход топлива для данного расхода воздуха вентилятора будет одинаковым, независимо от удельной тяги двигателя всухую. Однако турбовентиляторный двигатель с высокой удельной тягой по определению будет иметь более высокую степень сжатия в сопле, что приведет к более высокой полезной тяге на дожигании и, следовательно, к более низкому удельному расходу топлива на дожигании (SFC). Однако двигатели с большой удельной тягой имеют высокий сухой КТР. Ситуация обратная для турбовентиляторного двигателя с форсажным режимом средней удельной тяги: т.е. плохой форсажный SFC/хороший сухой SFC. Первый двигатель подходит для боевого самолета, который должен оставаться в форсажном бою в течение довольно длительного периода, но должен сражаться только достаточно близко к аэродрому (например, в трансграничных стычках). Последний двигатель лучше подходит для самолета, которому предстоит пролететь некоторое расстояние или долгое время стоять перед боем. Однако пилот может позволить себе оставаться в режиме форсажа лишь непродолжительное время, прежде чем запасы топлива самолета станут опасно низкими.

Первым серийным турбовентиляторным двигателем с дожиганием был Pratt & Whitney TF30 , который первоначально использовался на F-111 Aardvark и F-14 Tomcat . К военным турбовентиляторным двигателям с низким байпасом относятся Pratt & Whitney F119 , Eurojet EJ200 , General Electric F110 , Климов РД-33 и Сатурн АЛ-31 , все из которых имеют смешанный выхлоп, форсажную камеру и рабочее сопло переменной площади.

Двухконтурный турбовентиляторный двигатель

Для дальнейшего улучшения экономии топлива и снижения шума почти все реактивные авиалайнеры и большинство военно-транспортных самолетов (например, C-17 ) оснащаются турбовентиляторными двигателями с низкой удельной тягой и высокой степенью двухконтурности. Эти двигатели произошли от турбовентиляторных двигателей с высокой удельной тягой и малой степенью двухконтурности, использовавшихся в таких самолетах в 1960-х годах. Современные боевые самолеты, как правило, используют турбовентиляторные двигатели с малой степенью двухконтурности, а некоторые военно-транспортные самолеты используют турбовинтовые двигатели .

Низкая удельная тяга достигается за счет замены многоступенчатого вентилятора одноступенчатым агрегатом. В отличие от некоторых военных двигателей, в современных гражданских ТРДД отсутствуют стационарные входные направляющие аппараты перед ротором вентилятора. Вентилятор масштабируется для достижения желаемой полезной тяги.

Сердечник (или газогенератор) двигателя должен генерировать достаточную мощность для приведения в движение вентилятора при его номинальном массовом расходе и соотношении давлений. Усовершенствования в охлаждении турбины/технологии материалов позволяют обеспечить более высокую температуру на входе в ротор турбины, что позволяет использовать сердечник меньшего (и более легкого) размера, что потенциально повышает тепловой КПД активной зоны. Уменьшение массового расхода активной зоны приводит к увеличению нагрузки на турбину НД, поэтому для этого агрегата могут потребоваться дополнительные ступени, чтобы снизить среднюю нагрузку ступеней и сохранить эффективность турбины НД. Уменьшение потока в активной зоне также увеличивает степень байпаса. Коэффициенты байпаса более 5:1 становятся все более распространенными; Pratt & Whitney PW1000G , поступивший в коммерческую эксплуатацию в 2016 году, достигает 12,5:1.

Дальнейшее повышение термического КПД активной зоны может быть достигнуто за счет повышения общего коэффициента давления активной зоны. Улучшения аэродинамики лопаток могут сократить количество необходимых дополнительных ступеней компрессора, а статоры с изменяемой геометрией позволяют компрессорам с высокой степенью давления работать без помпажей при любых настройках дроссельной заслонки.

Первым (экспериментальным) турбовентиляторным двигателем с большим двухконтурным режимом был AVCO-Lycoming PLF1A-2, турбовальный двигатель Honeywell T55 , который впервые был запущен в феврале 1962 года. PLF1A-2 имел ступень вентилятора с зубчатой передачей диаметром 40 (100 см). , производил статическую тягу 4320 фунтов (1960 кг), ^[43] и имел степень двухконтурности 6:1. ^[44] General Electric TF39 стал первой серийной моделью, предназначенной для оснащения военно-транспортного самолета Lockheed C-5 Galaxy . ^[22] В гражданском двигателе General Electric CF6 использовалась усовершенствованная конструкция. Другими турбовентиляторными двигателями с высоким байпасом являются Pratt & Whitney JT9D , трехвальный Rolls-Royce RB211 и CFM International CFM56 ; также меньший TF34 . К более поздним крупным турбовентиляторным двигателям с большим байпасом относятся Pratt & Whitney PW4000 , трехвальный Rolls-Royce Trent , General Electric GE90 / GEnx и GP7000 , производимые совместно GE и P&W. Двигатель Pratt & Whitney JT9D был первым реактивным двигателем с высокой степенью двухконтурности , установленным на широкофюзеляжном авиалайнере. ^[45]

Чем ниже удельная тяга турбовентиляторного двигателя, тем ниже средняя скорость истечения реактивной струи, что, в свою очередь, приводит к высокому градиенту тяги (т. е. уменьшению тяги с увеличением скорости полета). См. техническое обсуждение ниже, пункт 2. Следовательно, двигатель, рассчитанный на движение самолета на высокой дозвуковой скорости полета (например, 0,83 Маха), создает относительно высокую тягу на низкой скорости полета, тем самым улучшая характеристики взлетно-посадочной полосы. Двигатели с низкой удельной тягой, как правило, имеют высокую степень двухконтурности, но это также зависит от температуры турбинной системы.

Турбореактивные двигатели двухмоторных транспортных самолетов создают достаточную взлетную тягу, чтобы продолжить взлет на одном двигателе, если другой двигатель выключится после критической точки разбега. С этого момента тяга самолета составляет менее половины тяги по сравнению с двумя работающими двигателями, поскольку неработающий двигатель является источником сопротивления. Современные двухмоторные авиалайнеры обычно сразу после взлета очень круто набирают высоту. Если один двигатель отключится, набор высоты будет намного меньше, но этого будет достаточно, чтобы преодолеть препятствия на траектории полета.

Технология двигателей в Советском Союзе была менее развитой, чем на Западе, и его первый широкофюзеляжный самолет Ил-86 был оснащен двигателями с малым двухконтурным ходом. Як -42 , среднемагистральный заднемоторный самолет, вмещающий до 120 пассажиров, представленный в 1980 году, был первым советским самолетом, в котором использовались двигатели с большим двухконтурным расположением каналов.

PowerJet SaM146, на котором установлен Sukhoi Superjet 100
General Electric CF6 , который используется в Airbus A300 , Boeing 747 , Douglas DC-10 и других самолетах.
Rolls-Royce Trent 900 на Airbus A380
Pratt & Whitney PW4000 , установленный на Boeing 777 , MD-11 и Airbus A330.
CFM56 , установленный на Boeing 737 , Airbus A320 и других самолетах.
ТРДДД Engine Alliance GP7000 для Airbus A380
Авиадвигатель ПС-90, на котором установлены Ил-96 , Туполев Ту-204 , Ил-76.
Lycoming ALF 502 , установленный на British Aerospace 146
«Авиадвигатель ПД-14» , который будет использоваться на Иркуте МС-21.
Трехвальный Прогресс Д-436
Трент 1000 на Боинге 787
GE90, используемый в Boeing 777 , самом мощном авиационном двигателе

Конфигурации ТРДД

Турбореактивные двигатели бывают различных конфигураций. Для данного цикла двигателя (т. е. при одинаковом расходе воздуха, степени двухконтурности, степени давления вентилятора, общей степени давления и температуре на входе в ротор турбины ВД) выбор конфигурации турбовентилятора мало влияет на расчетные характеристики (например, полезную тягу, SFC). , пока сохраняется общая производительность компонента. Однако на нерасчетные характеристики и стабильность влияет конфигурация двигателя.

Основным элементом турбовентиляторного двигателя является золотник , представляющий собой единую комбинацию вентилятора/компрессора, турбины и вала, вращающуюся с одной скоростью. Для данного коэффициента давления запас по помпажу может быть увеличен двумя различными расчетными путями:

Разделение компрессора на две золотники меньшего размера, вращающиеся с разной скоростью, как в Pratt & Whitney J57 ; или
Делается регулировка шага лопаток статора, обычно в передних ступенях, как в J79 .

В большинстве современных западных гражданских турбовентиляторных двигателей используется компрессор высокого давления (HP) с относительно высокой степенью сжатия и множеством рядов регулируемых статоров для контроля запаса по помпажу на низких оборотах. В трехкатушечном двигателе RB211 / Trent система сжатия сердечника разделена на две части: компрессор IP, который нагнетает компрессор высокого давления, находится на другом коаксиальном валу и приводится в действие отдельной турбиной (IP). Поскольку компрессор ВД имеет умеренную степень сжатия, его скорость можно снизить без скачков напряжения, без использования изменяемой геометрии. Однако, поскольку неглубокая рабочая линия компрессора IP неизбежна, IPC имеет одну ступень с изменяемой геометрией на всех вариантах, кроме -535, у которого ее нет. ^[46]

Одновальный ТРДД

Одновальный турбовентиляторный двигатель, хотя и далеко не распространенный, но, вероятно, представляет собой самую простую конфигурацию, состоящую из вентилятора и компрессора высокого давления, приводимого в движение одной турбинной установкой, и все на одном золотнике. Snecma M53 , установленный на истребителе Dassault Mirage 2000 , является примером одновального турбовентиляторного двигателя. Несмотря на простоту конфигурации турбомашины, для M53 требуется смеситель переменной площади для облегчения работы с частичным дросселем.

Кормовой турбовентиляторный двигатель

Один из первых турбовентиляторных двигателей был производным от турбореактивного двигателя General Electric J79 , известного как CJ805-23 , который имел встроенный хвостовой вентилятор/турбинную установку низкого давления (LP), расположенную в выхлопной трубе турбореактивного двигателя. Горячий газ из выхлопных газов турбореактивной турбины проходил через турбину низкого давления, причем лопатки вентилятора являлись радиальным продолжением лопаток турбины. Такое расположение создает дополнительный путь утечки газа по сравнению с конфигурацией с передним вентилятором и является проблемой для этого двигателя, поскольку турбинный газ под более высоким давлением попадает в воздушный поток вентилятора. ^[47] Конфигурация с задним вентилятором позже использовалась для демонстратора General Electric GE36 UDF (винтовой вентилятор) начала 1980-х годов.

В 1971 году Исследовательским центром Льюиса НАСА была выдвинута концепция сверхзвукового транспортного двигателя, который работал бы как турбовентиляторный турбовентилятор на взлетных и дозвуковых скоростях и турбореактивный двигатель на более высоких скоростях. Это обеспечит низкий уровень шума и высокие тяговые характеристики ТРДД на взлете, а также высокую тяговую эффективность ТРДД на дозвуковых скоростях полета. Он будет обладать высокой тяговой эффективностью турбореактивного двигателя на сверхзвуковых крейсерских скоростях. ^[48]

Базовая двухшпульная

Многие турбовентиляторные двигатели имеют, по крайней мере, базовую конфигурацию с двумя золотниками, в которой вентилятор находится на отдельном золотнике низкого давления (НД), работающем концентрично с компрессором или золотником высокого давления (ВД); золотник низкого давления работает с более низкой угловой скоростью , в то время как золотник высокого давления вращается быстрее, а его компрессор дополнительно сжимает часть воздуха для сгорания. ^{[ нужна ссылка ]} BR710 . является типичным представителем этой конфигурации При меньших размерах тяги вместо полностью осевых лопаток конфигурация компрессора ВД может быть аксиально-центробежной (например, CFE CFE738 ), двухцентробежной или даже диагонально-центробежной (например, Pratt & Whitney Canada PW600 ).

Усиленная двухшпульная

Более высокие общие степени сжатия могут быть достигнуты либо за счет увеличения степени сжатия компрессора ВД, либо за счет добавления ступеней компрессора (без байпаса) к золотнику низкого давления, между вентилятором и компрессором ВД, для наддува последнего. Все крупные американские турбовентиляторные двигатели (например, General Electric CF6 , GE90 , GE9X и GEnx , а также Pratt & Whitney JT9D и PW4000 ) используют бустерные ступени. Rolls-Royce BR715 — еще один пример. Высокая степень двухконтурности, используемая в современных гражданских турбовентиляторных двигателях, имеет тенденцию уменьшать относительный диаметр ускорительных ступеней, снижая их среднюю концевую скорость. Следовательно, для достижения необходимого повышения давления требуется больше ступеней повышения давления.

Трехкатушечный

Компания Rolls-Royce выбрала трехзолотниковую конфигурацию для своих больших гражданских турбовентиляторных двигателей (т.е. семейств RB211 и Trent ), в которой ступени наддува в двухзолотниковой конфигурации с наддувом разделены на золотник промежуточного давления (IP), приводимый в движение собственной турбиной. . Первым трехкатушечным двигателем был более ранний Rolls-Royce RB.203 Trent 1967 года.

Двигатель Garrett ATF3 , установленный на бизнес-джете Dassault Falcon 20 , имеет необычную компоновку с тремя катушками, причем задняя катушка не концентрична двум другим.

ОКБ Ивченко ту же конфигурацию, что и Rolls-Royce выбрало для своего двигателя Лотарев Д-36 , за ней последовали Лотарев/Прогресс Д-18Т и Прогресс Д-436 .

Военный ТРДД « Турбо -Союз» РБ199 также имеет трехзолотниковую схему, как и военные «Кузнецов» НК-25 и НК-321 .

Вентилятор с редуктором

По мере увеличения степени двухконтурности скорость кончика лопасти вентилятора увеличивается относительно скорости лопасти LPT. Это снизит скорость лопастей LPT, и потребуется больше ступеней турбины, чтобы извлечь достаточно энергии для привода вентилятора. Установка (планетарного) редуктора с подходящим передаточным числом между валом низкого давления и вентилятором позволяет как вентилятору, так и турбине низкого давления работать на оптимальных скоростях. Примерами такой конфигурации являются давно зарекомендовавшие себя Garrett TFE731 , Honeywell ALF 502/507 и недавний Pratt & Whitney PW1000G .

Военные ТРДД

Большинство рассмотренных выше конфигураций используются в гражданских ТРДД, тогда как современные военные ТРДД (например, Snecma M88 ) обычно являются базовыми двухкатушечными.

Турбина высокого давления

В большинстве гражданских турбовентиляторных двигателей для привода компрессора ВД используется высокоэффективная двухступенчатая турбина высокого давления. В CFM International CFM56 используется альтернативный подход: одноступенчатый высокопроизводительный агрегат. Хотя этот подход, вероятно, менее эффективен, он позволяет сэкономить на охлаждении воздуха, весе и стоимости.

В сериях 3-золотниковых двигателей RB211 и Trent степень сжатия компрессора ВД невелика, поэтому требуется только одна ступень турбины ВД. Современные военные турбовентиляторные двигатели также имеют тенденцию использовать одну ступень турбины ВД и скромный компрессор ВД.

Турбина низкого давления

Современные гражданские ТРДД имеют многоступенчатые турбины низкого давления (от 3 до 7). Количество требуемых ступеней зависит от степени двухконтурности цикла двигателя и наддува (на двухкатушечных двигателях с наддувом). Вентилятор с редуктором может уменьшить количество необходимых ступеней LPT в некоторых приложениях. ^[49] Из-за гораздо более низкой степени двухконтурности для военных турбовентиляторных двигателей требуется только одна или две ступени турбины низкого давления.

Общая производительность

Улучшения цикла

Рассмотрим смешанный ТРДД с фиксированной степенью двухконтурности и расходом воздуха. Увеличение общей степени сжатия системы сжатия повышает температуру на входе в камеру сгорания. Следовательно, при фиксированном расходе топлива происходит увеличение температуры на входе в ротор турбины (ЛД). Хотя более высокий рост температуры в системе сжатия подразумевает больший перепад температуры в турбинной системе, температура смешанного сопла не затрагивается, поскольку в систему добавляется такое же количество тепла. Однако происходит повышение давления в сопле, поскольку общая степень сжатия увеличивается быстрее, чем степень расширения турбины, что приводит к увеличению давления на входе в горячий смеситель. Следовательно, полезная тяга увеличивается, а удельный расход топлива (расход топлива/полезная тяга) уменьшается. Аналогичная тенденция наблюдается и с турбовентиляторными двигателями без смешивания.

Турбореактивные двигатели можно сделать более экономичными за счет одновременного повышения степени общего давления и температуры на входе в ротор турбины. Однако для того, чтобы справиться с увеличением температуры как на входе в ротор турбины, так и на выходе из компрессора, необходимы более качественные материалы турбины или улучшенное охлаждение лопаток/лопастей. Увеличение последнего может потребовать использования более качественных материалов для компрессора.

Общая степень давления может быть увеличена за счет улучшения степени сжатия вентилятора (или) компрессора низкого давления или степени давления компрессора ВД. Если последнее поддерживается постоянным, увеличение температуры нагнетания компрессора (HP) (из-за повышения общей степени сжатия) подразумевает увеличение механической скорости HP. Однако соображения, вызывающие стресс, могут ограничить этот параметр, подразумевая, что, несмотря на увеличение общей степени сжатия, снижение степени сжатия компрессора ВД.

Согласно простой теории, если соотношение температуры на входе в ротор турбины/температуры нагнетания компрессора (ВД) сохраняется, площадь горловины турбины ВД может быть сохранена. Однако это предполагает, что улучшения цикла достигаются при сохранении функции выходного потока компрессора (HP) (безразмерный поток). На практике изменения в безразмерной скорости компрессора (ВД) и отводе охлаждающего воздуха, вероятно, сделают это предположение недействительным, делая неизбежным некоторую корректировку площади горловины турбины ВД. Это означает, что направляющие лопатки сопла турбины ВД должны будут отличаться от оригинальных. По всей вероятности, в любом случае придется заменить направляющие лопатки сопла турбины низкого давления на выходе.

Рост тяги

Рост тяги достигается за счет увеличения мощности сердечника . Доступны два основных маршрута:

Горячий путь: повысить температуру на входе в ротор турбины ВД.
Холодный путь: увеличить поток массы ядра

Оба маршрута требуют увеличения расхода топлива в камере сгорания и, следовательно, увеличения тепловой энергии, добавляемой в основной поток.

Горячий маршрут может потребовать изменения материалов лопаток турбины или улучшения охлаждения лопаток. Холодный маршрут можно получить одним из следующих способов:

добавление дополнительных этапов к сжатию LP/IP
добавление нулевой ступени к сжатию HP
улучшение процесса сжатия без добавления стадий (например, более высокая степень сжатия ступицы вентилятора)

все это увеличивает как общую степень давления, так и воздушный поток в активной зоне.

Альтернативно, размер активной зоны может быть увеличен, чтобы увеличить воздушный поток в активной зоне без изменения общего коэффициента давления. Этот маршрут является дорогостоящим, поскольку также требуется новая турбинная система (с восходящим потоком) (и, возможно, более крупный компрессор IP).

Также необходимо внести изменения в вентилятор, чтобы он поглощал дополнительную мощность ядра. В гражданском двигателе соображения реактивного шума означают, что любое значительное увеличение взлетной тяги должно сопровождаться соответствующим увеличением массового расхода вентилятора (для поддержания удельной тяги T/O на уровне около 30 фунт-сила/фунт/с).

Техническое обсуждение

Удельная тяга (полезная тяга/расход всасываемого воздуха) является важным параметром для турбовентиляторных и реактивных двигателей в целом. Представьте себе вентилятор (приводимый в движение электродвигателем подходящего размера), работающий внутри трубы, соединенной с движущим соплом. Совершенно очевидно, что чем выше соотношение давлений вентилятора (давление нагнетания вентилятора/давление на входе вентилятора), тем выше скорость струи и соответствующая ей удельная тяга. Теперь представьте, что мы заменяем эту установку эквивалентным турбовентилятором — с тем же потоком воздуха и той же степенью давления вентилятора. Очевидно, что ядро ТРДД должно производить достаточную мощность для приведения в движение вентилятора через турбину низкого давления (НД). Если мы выберем низкую температуру на входе турбины (HP) для газогенератора, для компенсации этого расход воздуха в активной зоне должен быть относительно высоким. Поэтому соответствующий коэффициент двухконтурности относительно низок. Если мы повысим температуру на входе в турбину, поток воздуха в активную зону может уменьшиться, что приведет к увеличению степени двухконтурности. Повышение температуры на входе в турбину приводит к увеличению теплового КПД и, следовательно, к улучшению топливная экономичность .
Естественно, с увеличением высоты плотность воздуха и, следовательно, полезная тяга двигателя уменьшаются. Существует также эффект скорости полета, называемый градиентом тяги. Снова рассмотрим приближенное уравнение полезной тяги: $F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).$ При двигателе с высокой удельной тягой (например, истребительном) скорость реактивной струи относительно высока, поэтому интуитивно можно увидеть, что увеличение скорости полета оказывает меньшее влияние на чистую тягу, чем двигатель со средней удельной тягой (например, учебно-тренировочный), где скорость струи меньше. Влияние градиента тяги на двигатель с малой удельной тягой (например, гражданский) еще более серьезное. На высоких скоростях полета двигатели с высокой удельной тягой могут создавать полезную тягу за счет подъема плунжера во впускном коллекторе, но этот эффект имеет тенденцию уменьшаться на сверхзвуковых скоростях из-за потерь на ударной волне.
Увеличение тяги гражданских ТРДД обычно достигается за счет увеличения расхода воздуха от вентилятора, что предотвращает слишком высокий уровень шума реактивной струи. Однако больший воздушный поток вентилятора требует большей мощности от ядра. Этого можно достичь за счет повышения общего соотношения давлений (давление на входе в камеру сгорания/давление нагнетания на входе), чтобы обеспечить больший поток воздуха в активную зону, а также за счет увеличения температуры на входе в турбину. В совокупности эти параметры способствуют увеличению теплового КПД активной зоны и повышению топливной эффективности.
Некоторые гражданские турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности используют сужающееся-расширяющееся сопло с чрезвычайно низкой степенью площади (менее 1,01) на байпасном (или смешанном выхлопном) потоке для управления рабочей линией вентилятора. Сопло действует так, как будто оно имеет изменяемую геометрию. На малых скоростях полета сопло не дросселируется (меньше числа Маха единицы), поэтому скорость выхлопных газов увеличивается по мере приближения к горловине, а затем немного замедляется по мере достижения расширяющейся части. Следовательно, область среза сопла контролирует согласование вентилятора и, будучи больше горловины, немного отводит рабочую магистраль вентилятора от помпажа. На более высоких скоростях полета подъем плунжера во впускном канале увеличивает степень сжатия сопла до такой степени, что горловина перекрывается (M = 1,0). В этих обстоятельствах область горла определяет соответствие вентилятора и, будучи меньше выхода, слегка подталкивает рабочую линию вентилятора в сторону помпажа. Это не проблема, поскольку запас по помпажу у вентилятора гораздо лучше на высоких скоростях полета.
Нерасчетное поведение турбовентиляторных двигателей показано на карте компрессора и карте турбины .
Поскольку современные гражданские турбовентиляторные двигатели работают с низкой удельной тягой, им требуется только одна ступень вентилятора для достижения необходимой степени сжатия вентилятора. Желаемая общая степень сжатия для цикла двигателя обычно достигается за счет нескольких осевых ступеней сжатия активной зоны. Компания Rolls-Royce склонна разделять сжатие активной зоны на две части с промежуточным давлением (IP) наддувом компрессора ВД, при этом оба агрегата приводятся в движение одноступенчатыми турбинами, установленными на отдельных валах. Следовательно, компрессору ВД необходимо развивать лишь умеренную степень сжатия (например, ~4,5:1). Гражданские двигатели США используют гораздо более высокую степень сжатия компрессора ВД (например, ~23:1 на General Electric GE90 ) и, как правило, приводятся в движение двухступенчатой турбиной ВД. Несмотря на это, на валу низкого давления за вентилятором обычно устанавливается несколько осевых ступеней IP, которые обеспечивают дополнительную наддув системы сжатия активной зоны. Гражданские двигатели имеют многоступенчатые турбины низкого давления, количество ступеней определяется степенью двухконтурности, степенью сжатия IP на валу низкого давления и скоростью лопаток турбины низкого давления.
Поскольку военные двигатели обычно должны иметь возможность летать очень быстро на уровне моря, предел температуры нагнетания компрессора ВД достигается при довольно скромной расчетной степени общего давления по сравнению с таковой у гражданского двигателя. Кроме того, степень давления вентилятора относительно высока, что позволяет достичь удельной тяги от средней до высокой. Следовательно, современные военные ТРДД обычно имеют только 5 или 6 ступеней компрессора HP и требуют только одноступенчатой турбины HP. Военные турбовентиляторные двигатели с низкой степенью двухконтурности обычно имеют одну ступень турбины низкого давления, но для двигателей с более высокой степенью двухконтурности требуются две ступени. Теоретически, добавив ступени компрессора IP, современный военный турбовентиляторный компрессор высокого давления можно было бы использовать в гражданской модификации турбовентиляторного двигателя, но активная зона будет слишком маленькой для приложений с высокой тягой.

Улучшения

Аэродинамическое моделирование

Аэродинамика — это смесь дозвукового , околозвукового и сверхзвукового воздушного потока на одной лопатке вентилятора/ газового компрессора в современном турбовентиляторном двигателе. Поток воздуха мимо лопастей должен поддерживаться в узких угловых пределах, чтобы воздух проходил против возрастающего давления. В противном случае воздух будет выброшен обратно из воздухозаборника. ^[50]

Полной цифровой системе управления двигателем (FADEC) необходимы точные данные для управления двигателем. Критическая температура на входе в турбину (TIT) — слишком суровая среда: 1700 °C (3100 °F) и 17 бар (250 фунтов на квадратный дюйм) для надежных датчиков . Таким образом, при разработке нового типа двигателя устанавливается связь между более легко измеряемой температурой, такой как температура выхлопных газов , и TIT. Затем используется мониторинг температуры выхлопных газов, чтобы убедиться, что двигатель не перегревается. ^[50]

Технология лезвий

массой 100 г (3,5 унции) Лопатка турбины подвергается воздействию температуры 1700 °C (3100 °F), давления 17 бар (250 фунтов на квадратный дюйм) и центробежной силы 40 кН (9000 фунтов силы), что значительно выше точки пластической деформации и даже выше. точка плавления . Экзотические сплавы , сложные схемы воздушного охлаждения и специальная механическая конструкция необходимы, чтобы удерживать физические напряжения в пределах прочности материала. Вращающиеся уплотнения должны выдерживать суровые условия в течение 10 лет, 20 000 миссий и вращаться со скоростью от 10 до 20 000 об/мин. ^[50]

Лопасти вентилятора

Лопасти вентилятора растут по мере того, как становятся больше реактивные двигатели: каждая лопасть вентилятора несет эквивалент девяти двухэтажных автобусов и каждую секунду поглощает воздух, эквивалентный объему корта для сквоша . Достижения в области вычислительной гидродинамики (CFD) позволили создать сложные трехмерные изогнутые формы с очень широкой хордой , сохраняя при этом возможности вентилятора и одновременно минимизируя количество лопастей для снижения затрат. По совпадению, степень двухконтурности увеличилась для достижения более высокой тяговой эффективности , а диаметр вентилятора увеличился. ^[51]

Компания Rolls-Royce впервые применила полую титановую лопатку вентилятора с широкой хордой в 1980-х годах для обеспечения аэродинамической эффективности и к повреждениям посторонними предметами устойчивости в RB211, а затем в Trent . Компания GE Aviation представила лопасти вентилятора из композитного углеродного волокна на GE90 в 1995 году, которые с 2017 года производятся по технологии наплавки ленточного слоя из углеродного волокна . Партнер GE Safran разработал технологию 3D-плетения совместно с Albany Composites для двигателей CFM56 и CFM LEAP . ^[51]

Будущий прогресс

Сердечники двигателей сжимаются, поскольку они работают при более высокой степени сжатия , и становятся более эффективными и меньшими по сравнению с вентилятором по мере увеличения степени двухконтурности. лопаток Зазоры между кончиками труднее поддерживать на выходе компрессора высокого давления, где лопатки имеют высоту 0,5 дюйма (13 мм) или меньше; изгиб магистрали дополнительно влияет на контроль зазора, поскольку сердечник пропорционально длиннее и тоньше, а пространство между вентилятором и приводным валом турбины низкого давления ограничено внутри сердечника. ^[52]

Вице-президент Pratt & Whitney по технологиям и окружающей среде Алан Эпштейн утверждал: «За историю коммерческой авиации мы поднялись с 20% до 40% [крейсерская эффективность], и среди моторостроителей существует консенсус, что мы, вероятно, сможем достичь 60%». . ^[53]

Турбореактивные двигатели с редуктором и дальнейшее снижение степени сжатия вентилятора могут продолжать улучшать тяговую эффективность . Второй этап программы непрерывного снижения энергопотребления, выбросов и шума (CLEEN) ФАУ нацелен на снижение к концу 2020-х годов расхода топлива на 33%, выбросов на 60% и уровня шума EPNdb на 32 дБ по сравнению с современным состоянием 2000-х годов. ^[54] Летом 2017 года в Исследовательском центре Гленна НАСА в Кливленде, штат Огайо , Пратт завершил испытания вентилятора с очень низкой степенью сжатия на PW1000G , напоминающего открытый ротор с меньшим количеством лопастей, чем у PW1000G с 20 лопастями. ^[53]

Вес и размер гондолы будут уменьшены за счет короткого воздухозаборника, что создаст более высокие аэродинамические нагрузки при повороте лопастей и оставит меньше места для звукоизоляции, но вентилятор с более низкой степенью давления работает медленнее. В 2019 году компания UTC Aerospace Systems Aerostructures проведет полномасштабные наземные испытания своей интегрированной двигательной установки с низким лобовым сопротивлением и реверсом тяги , улучшающей расход топлива на 1% и снижающей уровень шума на 2,5-3 EPNдБ. ^[53]

Safran рассчитывает достичь еще 10–15% топливной эффективности к середине 2020-х годов, прежде чем достигнет асимптоты , а затем придется увеличить степень двухконтурности до 35:1 вместо 11:1 для CFM LEAP . компания демонстрирует бесканальный вентилятор с открытым ротором противоположного вращения (винтовой вентилятор) в Истре, Франция В рамках европейской «Чистое небо» технологической программы . Достижения в области моделирования и материалы с высокой удельной прочностью могут помочь добиться успеха там, где предыдущие попытки потерпели неудачу. Когда уровень шума будет соответствовать существующим стандартам и аналогичен двигателю LEAP, будет возможно снижение расхода топлива на 15 %, и для этого Safran тестирует свои органы управления, вибрацию и работу, в то время как интеграция в планер все еще остается сложной задачей. ^[53]

Для GE Aviation плотность энергии реактивного топлива по-прежнему максимизирует уравнение дальности Бреге и ядра с более высоким коэффициентом давления; Вентиляторы с более низким коэффициентом давления, воздухозаборники с низкими потерями и более легкие конструкции могут еще больше улучшить тепловую, передаточную и тяговую эффективность. В рамках ВВС США для программы перехода на адаптивные двигатели адаптивные термодинамические циклы будут использоваться реактивного истребителя шестого поколения , основанные на модифицированном цикле Брайтона и сгорании с постоянным объемом . Аддитивное производство в усовершенствованном турбовинтовом двигателе снизит вес на 5% и снизит расход топлива на 20%. ^[53]

Вращающиеся и статические детали из композита с керамической матрицей (CMC) работают при температуре на 500 ° F (260 ° C) выше, чем металл, и весят в три раза меньше их веса. Получив 21,9 миллиона долларов от Исследовательской лаборатории ВВС , GE инвестирует 200 миллионов долларов в предприятие CMC в Хантсвилле, штат Алабама , в дополнение к своему заводу в Эшвилле, Северная Каролина , где в 2018 году будет массово производиться матрица из карбида кремния с волокнами из карбида кремния. К середине 2020-х годов CMC будут использоваться в десять раз больше: для CFM LEAP требуется 18 кожухов турбины CMC на каждый двигатель, а для GE9X они будут использоваться в камере сгорания и для сопел турбины мощностью 42 л.с. ^[53]

Компания Rolls-Royce Plc стремится создать сердечник с коэффициентом давления 60: 1 для Ultrafan 2020-х годов и начала наземные испытания своего редуктора мощностью 100 000 л.с. (75 000 кВт) с усилием 100 000 фунтов силы (440 кН) и коэффициентом двухконтурности 15: 1. Почти стехиометрическая температура на входе в турбину приближается к теоретическому пределу, и ее влияние на выбросы должно быть сбалансировано с целями экологических показателей. Открытые роторы, вентиляторы с более низким коэффициентом давления и потенциально распределенная тяга предлагают больше места для повышения эффективности тяги. Экзотические циклы, теплообменники и увеличение давления/сгорание при постоянном объеме могут повысить термодинамическую эффективность . Аддитивное производство может способствовать созданию интеркулеров и рекуператоров . Более тесная интеграция планера и гибридные или электрические самолеты могут комбинироваться с газовыми турбинами. ^[53]

Двигатели Rolls-Royce имеют тяговый КПД 72–82% и тепловой КПД 42–49% при TSFC 0,63–0,49 фунта/фунт силы/ч (64 000–50 000 г/кН/ч) при скорости 0,8 Маха и стремятся к теоретическим пределам 95% для двигательного КПД открытого ротора и 60% для термического КПД при стехиометрической температуре на входе в турбину 80:1 и общем коэффициенте давления для TSFC 0,35 фунта/фунт силы/ч (36 000 г/кН/ч) ^[55]

Поскольку первые проблемы могут проявиться только через несколько тысяч часов, технические проблемы новейших турбовентиляторных двигателей нарушают работу авиакомпаний и поставки производителям , в то время как темпы производства резко возрастают. Trent 1000 Треснувшие лопасти остановили почти 50 самолетов Boeing 787 и сократили время ETOPS с 5,5 до 2,3 часа, что обошлось Rolls-Royce plc почти в 950 миллионов долларов. PW1000G Из-за перелома ножевого уплотнения Pratt & Whitney отстала в поставках, в результате чего около 100 безмоторных самолетов A320neo ждали своих силовых установок. Внедрение CFM LEAP прошло более гладко, но керамическое композитное покрытие турбины HP было преждевременно утеряно, что потребовало новой конструкции, что привело к снятию 60 двигателей A320neo для модификации и задержке поставок на срок до шести недель. ^[56]

, на широкофюзеляжном автомобиле По оценкам Safran можно сэкономить 5–10 % топлива за счет снижения потребляемой мощности гидравлических систем, а переход на электрическую мощность может сэкономить 30 % веса, как это было сделано в случае с Boeing 787 , в то время как Rolls-Royce plc надеется на увеличение до 5%. ^[57]

Производители

На рынке турбовентиляторных двигателей доминируют General Electric , Rolls-Royce plc и Pratt & Whitney (в порядке доли рынка). General Electric и французская Safran имеют совместное предприятие CFM International . У Pratt & Whitney также есть совместное предприятие International Aero Engines с японской Aero Engine Corporation и MTU Aero Engines немецкой , специализирующееся на двигателях для семейства Airbus A320 . Pratt & Whitney и General Electric имеют совместное предприятие Engine Alliance , продающее ряд двигателей для самолетов, таких как Airbus A380 .

и парк авиалайнеров грузовых самолетов в эксплуатации в 2016 году составляет 60 000 двигателей и должен вырасти до 103 000 в 2035 году с 86 500 поставками По данным Flight Global, . Большую часть составят двигатели средней тяги для узкофюзеляжных самолетов , поставлено 54 000 самолетов, а парк самолетов вырастет с 28 500 до 61 000. Двигатели большой тяги для широкофюзеляжных самолетов , занимающие 40–45% рынка по стоимости, вырастут с 12 700 двигателей до более чем 21 000 при 18 500 поставках. Парк региональных реактивных двигателей мощностью менее 20 000 фунтов (89 кН) вырастет с 7 500 до 9 000, а парк турбовинтовых двигателей для авиалайнеров увеличится с 9 400 до 10 200. производителей Доля рынка должна возглавить CFM с 44%, за ней следуют Pratt & Whitney с 29%, а затем Rolls-Royce и General Electric с 10% каждая. ^[58]

Коммерческие ТРДД в производстве

Коммерческие ТРДД 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	Б777
П&В PW4000	1984	4.8–6.4	3,37–4,95 м	2,84 м	4,18–7,48 т	222–436 кН	А300 / А310 , А330 , Б747 , Б767 , Б777 , МД-11
ТОЛЬКО RR Трент	2010	9.3	5,22 м	3,00 м	7,28 т	330–430 кН	A350XWB
РР Трент 800	1993	5.7–5.79	4,37 м	2,79 м	5,96–5,98 т	411–425 кН	Б777
ЭА GP7000	2004	8.7	4,75 м	2,95 м	6,09–6,71 т	311–363 кН	А380
РР Трент 900	2004	8.7	4,55 м	2,95 м	6,18–6,25 т	340–357 кН	А380
РР Трент 1000	2006	10.8–11	4,74 м	2,85 м	5,77 т	265,3–360,4 кН	Б787
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	Б747-8 , Б787
РР Трент 700	1990	4.9	3,91 м	2,47 м	4,79 т	320 кН	А330
ГЭ CF6	1971	4.3–5.3	4,00–4,41 м	2,20–2,79 м	3,82–5,08 т	222–298 кН	А300 / А310 , А330 , Б747 , Б767 , МД-11 , ДК-10
РР Трент 500	1999	8.5	3,91 м	2,47 м	4,72 т	252 кН	А340-500 /600
P&W PW1000G ^[61]	2008	9.0–12.5	3,40 м	1,42–2,06 м	2,86 т	67–160 кН	А320нео , А220 , Э-Джетс Е2
СКАЧОК CFM ^[62]	2013	9.0–11.0	3,15–3,33 м	1,76–1,98 м	2,78–3,15 т	100–146 кН	А320нео , Б737Макс , С919
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	А320 , А340-200 /300, Б737 , КС-135 , ДК-8
ИАЭ В2500	1987	4.4–4.9	3,20 м	1,60 м	2,36–2,54 т	97,9-147 кН	А320 , МД-90
П&В PW6000	2000	4.90	2,73 м	1,44 м	2,36 т	100,2 кН	Аэробус А318
РР БР700	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 , Глобал Экспресс , Гольфстрим V
Паспорт GE	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	Челленджер 600 , CRJ , Электронные самолеты
P&WC PW800	2012	5.5		1,30 м		67,4–69,7 кН	Гольфстрим G500/G600
РР Тэй	1984	3.1–3.2	2,41 м	1,12–1,14 м	1,42–1,53 т	61,6–68,5 кН	IV , Фоккер 70/100 Гольфстрим
Сильверкрест	2012	5.9	1,90 м	1,08 м	1,09 т	50,9 кН	Полушарие цитирования , Falcon 5X
РР АЕ 3007	1991	5.0	2,71 м	1,11 м	0,72 т	33,7 кН	ERJ , Цитата 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	Челленджер 300 , G280 , Легаси 500
ГВ 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	Лирджет 70/75 , G150 , Сокол 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	ЦитатионДжет , Цитатион М2
P&WC PW500	1993	3.90	1,52 м	0,70 м	0,28 т	13,3 кН	Цитирование Excel , Phenom 300
ГЭ-Х HF120	2009	4.43	1,12 м	0,54 м	0,18 т	7,4 кН	ХондаДжет
Уильямс FJ33	1998		0,98 м	0,53 м	0,14 т	6,7 кН	Циррус SF50
P&WC PW600	2001	1.8–2.8	0,67 м	0,36 м	0,15 т	6,0 кН	Citation Mustang , Eclipse 500 , Phenom 100
ПС-90	1992	4.4	4,96 м	1,9 м	2,95 т	157–171 кН	Ил-76 , Ил-96 , Ту-204
PowerJet SaM146	2008	4–4.1	3,59 м	1,22 м	2,260 т	71,6–79,2 кН	Сухой Суперджет 100

Экстремальные двухконтурные реактивные двигатели

В 1970-х годах компания Rolls-Royce/SNECMA провела испытания турбовентиляторного двигателя M45SD-02 , оснащенного лопастями вентилятора с изменяемым шагом для улучшения управляемости при сверхнизких передаточных отношениях вентилятора и обеспечения реверса тяги вплоть до нулевой скорости самолета. Двигатель предназначался для сверхтихих самолетов взлета и посадки , выполняющих рейсы из аэропортов в центре города.

В стремлении повысить эффективность при увеличении скорости была создана разработка турбовентиляторного и турбовинтового двигателя, известная как винтовой двигатель, с вентилятором без воздуховода. Лопасти вентилятора расположены за пределами воздуховода, поэтому он выглядит как турбовинтовой двигатель с широкими лопастями, похожими на ятаган. И General Electric, и Pratt & Whitney/Allison продемонстрировали винтовентиляторные двигатели в 1980-х годах. Повышенный шум в кабине и относительно дешевое авиационное топливо помешали ввести двигатели в эксплуатацию. самолете . Разработанный в СССР винтовой двигатель «Прогресс Д-27» был единственным винтовым двигателем, установленным на серийном

Терминология

Форсаж: реактивная труба, оборудованная для дожигания ^[63]
Аугментор: форсажная камера для ТРДД с горением в горячем и холодном потоках ^[63]
Обход: та часть двигателя, которая отличается от активной зоны с точки зрения компонентов и воздушного потока, например, та часть лопаток вентилятора (внешняя часть вентилятора) и статоров, через которую проходит перепускной воздух, перепускной канал, перепускное сопло
Коэффициент двухконтурности: Массовый расход воздуха в байпасе/массовый расход воздуха в основной зоне ^[64]
Основной: та часть двигателя, отличная от байпаса с точки зрения компонентов и воздушного потока, например, кожух активной зоны, сопло активной зоны, воздушный поток активной зоны и связанное с ней оборудование, камера сгорания и топливная система
Основная мощность: также известный как «доступная энергия» или «газовая мощность». Он используется для измерения теоретической работы вала (изоэнтропического расширения), получаемой от газогенератора или активной зоны путем расширения горячего газа под высоким давлением до давления окружающей среды. Поскольку мощность зависит от давления и температуры газа (а также давления окружающей среды), соответствующим показателем качества двигателей, создающих тягу, является показатель, который измеряет потенциал создания тяги от горячего газа под высоким давлением и известен как «потоковая тяга». . Его получают путем расчета скорости, полученной при изоэнтропическом расширении до атмосферного давления. Значимость полученной тяги проявляется при умножении на скорость самолета, чтобы получить работу тяги. Потенциально доступная работа тяги намного меньше, чем мощность газа, из-за увеличения потерь кинетической энергии выхлопных газов с увеличением давления и температуры перед расширением до атмосферного давления. Эти два понятия связаны между собой движущей силой, ^[65] мера энергии, потраченной впустую в результате создания силы (т. е. тяги) в жидкости путем увеличения скорости (т. е. импульса) жидкости.
Сухой: мощность двигателя/положение рычага дроссельной заслонки ниже режима форсажного режима
ЕГТ: температура выхлопных газов
ЭПР: степень сжатия двигателя
Вентилятор: турбовентиляторный компрессор низкого давления
Фанджет: ТРДД или самолет с турбовентиляторным двигателем (разговорный) ^[66]
Коэффициент давления вентилятора: Общее давление на выходе вентилятора/общее давление на входе вентилятора
Гибкая температура: При уменьшенной взлетной массе коммерческие самолеты могут использовать уменьшенную тягу, что увеличивает срок службы двигателей и снижает затраты на техническое обслуживание. Температура гибкого двигателя — это температура выше фактической температуры наружного воздуха (OAT), которая вводится в компьютер мониторинга двигателя для достижения требуемой пониженной тяги (также известной как «предполагаемое температурное снижение тяги»). ^[67]
Газовый генератор: та часть активной зоны двигателя, которая обеспечивает подачу горячего газа под высоким давлением для приводных турбин (ТРДД), рабочих сопел (ТРДД), винтовых и роторных турбин (турбовинтовых и турбовальных), промышленных и судовых энергетических турбин. ^[68]
HP: высокое давление
Впускной плунжер: Потеря импульса струйной трубы двигателя от набегающего потока до впускного отверстия, т.е. количества энергии, сообщаемой воздуху, необходимой для ускорения воздуха из неподвижной атмосферы до скорости самолета.
ИЭПР: встроенный коэффициент давления двигателя
ИП: промежуточное давление
LP: низкого давления
Чистая тяга: тяга сопла в неподвижном воздухе (полная тяга) – сопротивление плунжера струйной трубы двигателя (потеря импульса от набегающего потока до входного отверстия, т.е. количества энергии, сообщаемой воздуху, необходимой для разгона воздуха из неподвижной атмосферы до скорости самолета). Это тяга, действующая на планер.
Общий коэффициент давления: общее давление на входе в камеру сгорания/общее давление на впуске
Общая эффективность: тепловой КПД * двигательный КПД
Пропульсивная эффективность: тяговая мощность/скорость производства кинетической энергии тяги (максимальный тяговый КПД достигается, когда скорость реактивной струи равна скорости полета, что подразумевает нулевую чистую тягу!)
Удельный расход топлива (SFC): общий расход топлива/полезная тяга (пропорциональна скорости полета/общему тепловому КПД)
Раскручивание: увеличение оборотов (разговорное)
Раскручивание: снижение оборотов (разговорное)
Загрузка сцены: Для турбины, целью которой является выработка электроэнергии, нагрузка является показателем мощности, развиваемой на фунт/сек газа (удельная мощность). Ступень турбины поворачивает газ в осевом направлении и разгоняет его (в направляющих аппаратах сопла) для наиболее эффективного вращения ротора (лопасти несущего винта должны создавать большую подъемную силу), при условии, что это делается эффективно, т.е. с приемлемыми потерями. ^[69] Для ступени компрессора, целью которой является создание повышения давления, используется процесс диффузии. Насколько можно допустить диффузию (и получить повышение давления), прежде чем произойдет неприемлемое разделение потока (т.е. потери), можно рассматривать как предел нагрузки. ^[70]
Статическое давление: давление жидкости, связанное не с ее движением, а с ее состоянием ^[71] или, альтернативно, давление из-за случайного движения молекул жидкости, которое можно было бы почувствовать или измерить, если бы они двигались вместе с потоком. ^[72]
Удельная тяга: чистая тяга/поток всасываемого воздуха
Термический КПД: скорость производства движущей кинетической энергии/мощности топлива
Общий расход топлива: камера сгорания (плюс любая камера дожигания) расход топлива (например, фунт/с или г/с)
Общее давление: статическое давление плюс кинетическая энергия
Температура на входе в ротор турбины: максимальная температура цикла, т.е. температура, при которой происходит передача работы

См. также

Ссылки

^ Маршалл Брэйн (апрель 2000 г.). «Как работают газотурбинные двигатели» . Howstuffworks.com . Проверено 24 ноября 2010 г.
^ Jump up to: ^а ^б Холл, Нэнси (5 мая 2015 г.). «Турбовентиляторный двигатель» . Исследовательский центр Гленна . НАСА . Проверено 25 октября 2015 г. Большинство современных авиалайнеров используют турбовентиляторные двигатели из-за их высокой тяги и хорошей топливной экономичности.
^ Jump up to: ^а ^б Майкл Хакер; Дэвид Бургхардт; Линнея Флетчер; Энтони Гордон; Уильям Перуцци (18 марта 2009 г.). Инженерия и технологии . Cengage Обучение. п. 319. ИСБН 978-1-285-95643-5 . Проверено 25 октября 2015 г. На всех современных коммерческих самолетах с реактивными двигателями используются турбовентиляторные двигатели с большим двухконтурным [...]
^ Jump up to: ^а ^б Верма, Бхарат (1 января 2013 г.). Обзор обороны Индии: апрель – июнь 2012 г. Издательство Лансер. п. 18. ISBN 978-81-7062-259-8 . Проверено 25 октября 2015 г. Военные электростанции можно разделить на несколько основных категорий – турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурным ходом, которые обычно используются в истребителях…
^ Jump up to: ^а ^б Фрэнк Нортен Мэгилл, изд. (1993). Обзор науки Мэгилла: серия прикладных наук, том 3 . Салем Пресс. п. 1431. ИСБН 9780893567088 . Большинство тактических военных самолетов оснащены турбовентиляторными двигателями с малой двухконтурностью.
^ Увеличение тяги с помощью систем смесителя/эжектора, Presz, Reynolds, Hunter, AIAA 2002-0230, стр.3
^ Аэротермодинамика газовых турбин с особым упором на двигательную установку самолетов, сэр Фрэнк Уиттл, 1981, ISBN 0 08 026719 X , стр. 217
^ Аэротермодинамика газовых турбин с особым упором на двигательную установку самолетов, сэр Фрэнк Уиттл, 1981, ISBN 0 08 026719 X , стр. 218
^ Руберт, Кеннеди Ф. (1 февраля 1945 г.). «Анализ реактивных двигательных установок с непосредственным использованием рабочего тела термодинамического цикла» : 2–3. {{cite journal}}: Для цитирования журнала требуется |journal= ( помощь )
^ Рот, Брайс Александр (1 сентября 2000 г.). Теоретическая трактовка технического риска при проектировании современных двигательных установок (Диссертация). Бибкод : 2000PhDT.......101R . стр.76
^ Журнал Aircraft, сентябрь-октябрь 1966 г.: Том 3, выпуск 5 . Американский институт аэронавтики и астронавтики. Сентябрь 1966 г. с. 386.
^ Журнал Aircraft, сентябрь-октябрь 1966 г.: Том 3, выпуск 5 . Американский институт аэронавтики и астронавтики. Сентябрь 1966 г. с. 387.
^ «Коэффициент двухконтурности» , Британика
^ Термодинамика , Массачусетский технологический институт, заархивировано из оригинала 28 мая 2013 г.
^ Реактивное движение, Николас Кампсти, 2003, ISBN 978 0 521 54144 2 , рисунок 7.3 Прогнозируемые изменения тяги и КПД при степени двухконтурности для постоянной активной зоны
^ «Практические соображения при проектировании цикла двигателя», М.Г. Филпот, AGARD LS 183, Прогнозирование устойчивых и переходных характеристик, ISBN 92 835 0674 X , стр. 2–12.
^ «Полет глобальный» (PDF) . Flightglobal.com .
^ Тейлор, Джон В.Р. (редактор), All The World's Aircraft 1975–1976 , Paulton House, 8 Sheperdess Walk, Лондон N1 7LW: Jane's, стр. 748 {{citation}}: CS1 maint: местоположение ( ссылка )
^ Протоколы ASME, 15 апреля 2015 г., номер документа : 10.1115/84-GT-230.
^ "PW-сказки" , Road Runners Internationale
^ «Турбовентиляторный двигатель» . ГРЦ НАСА . Проверено 24 ноября 2010 г.
^ Jump up to: ^а ^б Нойманн, Герхард (2004) [впервые опубликовано Морроу, 1984]. Герман Немец: Думаю, просто повезло . Блумингтон, Индиана, США: Авторский дом. стр. 228–30. ISBN 1-4184-7925-Х .
^ «Турбореактивный двигатель». Архивировано 18 апреля 2015 г. в Wayback Machine , стр. 7. Институт науки и технологий СРМ , факультет аэрокосмической техники.
^ Коэн; Роджерс; Сараванамутту (1972). Теория газовых турбин (2-е изд.). Лонгманс. п. 85. ИСБН 0-582-44927-8 .
^ FAA-H-8083-3B Справочник по полетам на самолете (PDF) . Федеральное управление гражданской авиации. 2004. Архивировано из оригинала (PDF) 21 сентября 2012 г.
^ «Турбовентиляторная тяга» . Grc.nasa.gov . Проверено 1 марта 2022 г.
^ Гулос, Иоаннис; Станковский, Томаш; Макманус, Дэвид; Вудроу, Филип; Шиф, Кристофер (февраль 2018 г.). «Аэродинамика выхлопных газов гражданских турбовентиляторных двигателей: влияние конструкции перепускного сопла на корпусе» (PDF) . Аэрокосмическая наука и технология . 73 : 85–95. Бибкод : 2018AeST...73...85G . doi : 10.1016/j.ast.2017.09.002 . hdl : 1826/12476 . Проверено 1 марта 2022 г.
^ Кемптон, А., «Акустические вкладыши для современных авиационных двигателей» , 15-й семинар CEAS-ASC и 1-й научный семинар X-Noise EV, 2011. Win.tue.nl.
^ Смит, Майкл Дж. Т. (19 февраля 1970 г.). «Мягко-тихо навстречу тихому самолету». Новый учёный . инжир. 5.
^ Кестер, доктор юридических наук; Слейби, Т.Г. (1968). «Разработка двигателя JT-9D с учетом требований по малошумности для транспорта будущего». Сделки SAE . 76 (2): 1332. дои : 10.4271/670331 . JSTOR 44565020 . бумага 670331.
^ Смит, MJT (17 августа 1972 г.). «Тихий ход». Рейс Интернешнл . п. 241.
^ Макэлпайн А., Исследовательский проект: Шум циркулярной пилы и нелинейная акустика , Университет Саутгемптона.
^ Шустер, Б.; Либер, Л.; Вавалле, А. (2010), «Оптимизация бесшовного воздухозаборника с использованием эмпирически подтвержденного метода прогнозирования», 16-я конференция AIAA/CEAS по аэроакустике , Стокгольм, Швеция , doi : 10.2514/6.2010-3824 , ISBN 978-1-60086-955-6 , S2CID 113015300
^ Ферранте, разыгрывающий; Копьелло, Д.; Бьютке, М. (2011), «Проектирование и экспериментальная проверка акустических вкладышей с «настоящим нулевым соединением» в модульной установке универсальной вентиляторной установки (UFFA), 17-я конференция по аэроакустике AIAA/CEAS , Портленд, Орегон, doi : 10.2514/ 6.2011-2728 , ISBN 978-1-60086-943-3 , АИАА-2011-2728
^ Jump up to: ^а ^б ^с Банке, Джим (13 декабря 2012 г.). «НАСА помогает сделать ночь более тихой» . НАСА . Проверено 12 января 2013 г.
^ Заман, КБМК; Бриджес, Дж. Э.; Хафф, Д.Л. (17–21 декабря 2010 г.). «Эволюция от вкладок к технологии Chevron – обзор» (PDF) . Материалы 13-го Азиатского конгресса по механике жидкости, 17–21 декабря 2010 г., Дакка, Бангладеш . Кливленд, Огайо : b Исследовательский центр Гленна НАСА . Проверено 29 января 2013 г.
^ «Приглашенный» (PDF) , 13-я ACFM , CN : AFMC, заархивировано из оригинала (PDF) 25 марта 2014 г.
^ «История и развитие турбореактивных двигателей 1930–1960, том 1», The Crowood Press Ltd., 2007, ISBN 978 1 86126 912 6 , с. 241.
^ «Metrowick F3 в разрезе - картинки и фотографии на сайте FlightGlobal Airspace» . Flightglobal.com. 07.11.2007 . Проверено 29 апреля 2013 г.
^ «страница 145» . Рейс международный . 1946 год.
^ «1954 | 0985 | Архив полетов» . Flightglobal.com. 9 апреля 1954 г. Проверено 29 апреля 2013 г.
^ Разработка реактивных и турбинных авиационных двигателей, 4-е издание, Билл Ганстон, 2006 г., ISBN 0 7509 4477 3 , с. 197.
^ Бойн, Уолтер Дж., изд. (2002). Воздушная война: Международная энциклопедия: А – Л. АВС-КЛИО. п. 235. ИСБН 978-1-57607-345-2 .
^ «Турбовентиляторный двигатель Lycoming PLF1A-2» . Смитсоновский национальный музей авиации и космонавтики . Проверено 31 декабря 2021 г.
^ Эль-Сайед, Ахмед Ф. (25 мая 2016 г.). Основы летательного аппарата и ракетного движения . Спрингер. ISBN 978-1-4471-6796-9 .
^ «РБ211-535Е4» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 3 января 2011 года . Проверено 1 марта 2022 г.
^ «п.01.7» (PDF) . Icas.rg. Проверено 1 марта 2022 г.
^ Уэббер, Ричард Дж. (1971). ВЫКЛЮЧЕНИЕ КОРМОВОГО ВЕНТИЛЯТОРА С ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЕЙ И УВЕЛИЧЕНИЕ ТЯГИ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ . Огайо: Исследовательский центр Льюиса, НАСА.
^ «Турбовентиляторная технология с редуктором – возможности, проблемы и состояние готовности» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 20 мая 2013 г. К. Риглер, К. Бихльмайер: 1-я Европейская авиационно-космическая конференция CEAS, 10–13 сентября 2007 г., Берлин, Германия.
^ Jump up to: ^а ^б ^с Бьорн Ферм (21 октября 2016 г.). «Уголок Бьорна: вызов паровоза» . Лихэм Ньюс .
^ Jump up to: ^а ^б Бен Харгривз (28 сентября 2017 г.). «Понимание сложностей больших лопастей вентилятора» . Сеть «Авиационная неделя» .
^ Гай Норрис и Грэм Уорвик (26 марта 2015 г.). «Перевернутое, перевернутое будущее турбовентиляторного двигателя с редуктором Пратта?» . Неделя авиации и космических технологий .
^ Jump up to: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г Гай Норрис (8 августа 2017 г.). «Турбовентиляторы еще не закончены» . Неделя авиации и космических технологий .
^ «Программа непрерывного снижения энергопотребления, выбросов и шума (CLEEN)» . www.faa.gov . Федеральное управление гражданской авиации . Проверено 11 февраля 2023 г.
^ 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 самолетов Boeing и Airbus нарушили работу авиакомпаний и потрясли путешественников» . Сиэтл Таймс .
^ Керри Реалс (6 сентября 2019 г.). «Как будущее электрических самолетов лежит за пределами двигателей» . Флайтглобал .
^ «Перспективы двигателей прогноза летного состава» . Полет Глобал . 2 ноября 2016 г.
^ Джейн «Все самолеты мира» . 2005. стр. 850–853. ISSN 0075-3017 .
^ «ГЭнкс» . ГЭ.
^ «PW1000G» . МТУ . Архивировано из оригинала 18 августа 2018 г. Проверено 1 июля 2016 г.
^ «Прыжковый двигатель» . ЦФМ Интернешнл.
^ Jump up to: ^а ^б Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон, 2004 г., ISBN 978 0 511 33833 5
^ Реактивное движение, Николас Кампсти 1997, ISBN 0 521 59674 2 , стр.65
^ Рот, Брайс; Маврис, Дмитрий (24 июля 2000 г.). «Сравнение моделей термодинамических потерь, подходящих для газотурбинных двигателей - Теория и таксономия» . 36-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательной технике . Лас-Вегас, Невада, США: Американский институт аэронавтики и астронавтики: 4–8. дои : 10.2514/6.2000-3714 .
^ Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон, 2004 г., ISBN 978 0 511 33833 5
^ «Взлёт с уменьшенной тягой» . 30 мая 2021 г.
^ Производительность газовой турбины, второе издание, Уолш и Флетчер, 2004 г., ISBN 0 632 06434 X , стр. 5
^ Реактивные двигатели и двигательные установки для инженеров, Развитие человеческих ресурсов, GE Aircraft Engines 1989, стр.5-9
^ Аэродинамическая конструкция компрессоров с осевым потоком, N65 23345, 1965, НАСА SP-36, стр.68
^ Клэнси, LJ, Аэродинамика , стр. 21
^ Введение в аэрокосмическую технику с точки зрения летных испытаний, Стивен Корда, 2017 г., ISBN 9781118953389 , стр.185

Внешние ссылки

Викибуки: Реактивное движение
Малкольм Гибсон (август 2011 г.). «Шевронное сопло: новый подход к снижению шума струи» (PDF) . Инновации НАСА в аэронавтике NASA/TM-2011-216987 . Архивировано из оригинала (PDF) 23 марта 2020 г. Проверено 24 марта 2017 г.
«Ежегодник двигателя» . УБМ Авиация . 2012.
«Коммерческие двигатели 2017» . Полет Глобал .
Бьорн Ферм (14 апреля 2017 г.). «Уголок Бьёрна: Авиационные двигатели, подведем итоги» . Лихэм Ко . и предыдущие серии

[stuffworks-1] Маршалл Брэйн (апрель 2000 г.). «Как работают газотурбинные двигатели» . Howstuffworks.com . Проверено 24 ноября 2010 г.

[Hall-2] Jump up to: ^а ^б Холл, Нэнси (5 мая 2015 г.). «Турбовентиляторный двигатель» . Исследовательский центр Гленна . НАСА . Проверено 25 октября 2015 г. Большинство современных авиалайнеров используют турбовентиляторные двигатели из-за их высокой тяги и хорошей топливной экономичности.

[HackerBurghardt2009-3] Jump up to: ^а ^б Майкл Хакер; Дэвид Бургхардт; Линнея Флетчер; Энтони Гордон; Уильям Перуцци (18 марта 2009 г.). Инженерия и технологии . Cengage Обучение. п. 319. ИСБН 978-1-285-95643-5 . Проверено 25 октября 2015 г. На всех современных коммерческих самолетах с реактивными двигателями используются турбовентиляторные двигатели с большим двухконтурным [...]

[Verma2013-4] Jump up to: ^а ^б Верма, Бхарат (1 января 2013 г.). Обзор обороны Индии: апрель – июнь 2012 г. Издательство Лансер. п. 18. ISBN 978-81-7062-259-8 . Проверено 25 октября 2015 г. Военные электростанции можно разделить на несколько основных категорий – турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурным ходом, которые обычно используются в истребителях…

[Magill-5] Jump up to: ^а ^б Фрэнк Нортен Мэгилл, изд. (1993). Обзор науки Мэгилла: серия прикладных наук, том 3 . Салем Пресс. п. 1431. ИСБН 9780893567088 . Большинство тактических военных самолетов оснащены турбовентиляторными двигателями с малой двухконтурностью.

[6] Увеличение тяги с помощью систем смесителя/эжектора, Presz, Reynolds, Hunter, AIAA 2002-0230, стр.3

[7] Аэротермодинамика газовых турбин с особым упором на двигательную установку самолетов, сэр Фрэнк Уиттл, 1981, ISBN 0 08 026719 X , стр. 217

[8] Аэротермодинамика газовых турбин с особым упором на двигательную установку самолетов, сэр Фрэнк Уиттл, 1981, ISBN 0 08 026719 X , стр. 218

[9] Руберт, Кеннеди Ф. (1 февраля 1945 г.). «Анализ реактивных двигательных установок с непосредственным использованием рабочего тела термодинамического цикла» : 2–3. {{cite journal}}: Для цитирования журнала требуется |journal= ( помощь )

[10] Рот, Брайс Александр (1 сентября 2000 г.). Теоретическая трактовка технического риска при проектировании современных двигательных установок (Диссертация). Бибкод : 2000PhDT.......101R . стр.76

[11] Журнал Aircraft, сентябрь-октябрь 1966 г.: Том 3, выпуск 5 . Американский институт аэронавтики и астронавтики. Сентябрь 1966 г. с. 386.

[12] Журнал Aircraft, сентябрь-октябрь 1966 г.: Том 3, выпуск 5 . Американский институт аэронавтики и астронавтики. Сентябрь 1966 г. с. 387.

[13] «Коэффициент двухконтурности» , Британика

[14] Термодинамика , Массачусетский технологический институт, заархивировано из оригинала 28 мая 2013 г.

[15] Реактивное движение, Николас Кампсти, 2003, ISBN 978 0 521 54144 2 , рисунок 7.3 Прогнозируемые изменения тяги и КПД при степени двухконтурности для постоянной активной зоны

[16] «Практические соображения при проектировании цикла двигателя», М.Г. Филпот, AGARD LS 183, Прогнозирование устойчивых и переходных характеристик, ISBN 92 835 0674 X , стр. 2–12.

[17] «Полет глобальный» (PDF) . Flightglobal.com .

[18] Тейлор, Джон В.Р. (редактор), All The World's Aircraft 1975–1976 , Paulton House, 8 Sheperdess Walk, Лондон N1 7LW: Jane's, стр. 748 {{citation}}: CS1 maint: местоположение ( ссылка )

[19] Протоколы ASME, 15 апреля 2015 г., номер документа : 10.1115/84-GT-230.

[20] "PW-сказки" , Road Runners Internationale

[grc_nasa-21] «Турбовентиляторный двигатель» . ГРЦ НАСА . Проверено 24 ноября 2010 г.

[Neumann_2004_1984_pp228-230-22] Jump up to: ^а ^б Нойманн, Герхард (2004) [впервые опубликовано Морроу, 1984]. Герман Немец: Думаю, просто повезло . Блумингтон, Индиана, США: Авторский дом. стр. 228–30. ISBN 1-4184-7925-Х .

[srm-23] «Турбореактивный двигатель». Архивировано 18 апреля 2015 г. в Wayback Machine , стр. 7. Институт науки и технологий СРМ , факультет аэрокосмической техники.

[24] Коэн; Роджерс; Сараванамутту (1972). Теория газовых турбин (2-е изд.). Лонгманс. п. 85. ИСБН 0-582-44927-8 .

[25] FAA-H-8083-3B Справочник по полетам на самолете (PDF) . Федеральное управление гражданской авиации. 2004. Архивировано из оригинала (PDF) 21 сентября 2012 г.

[26] «Турбовентиляторная тяга» . Grc.nasa.gov . Проверено 1 марта 2022 г.

[27] Гулос, Иоаннис; Станковский, Томаш; Макманус, Дэвид; Вудроу, Филип; Шиф, Кристофер (февраль 2018 г.). «Аэродинамика выхлопных газов гражданских турбовентиляторных двигателей: влияние конструкции перепускного сопла на корпусе» (PDF) . Аэрокосмическая наука и технология . 73 : 85–95. Бибкод : 2018AeST...73...85G . doi : 10.1016/j.ast.2017.09.002 . hdl : 1826/12476 . Проверено 1 марта 2022 г.

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

[29] Смит, Майкл Дж. Т. (19 февраля 1970 г.). «Мягко-тихо навстречу тихому самолету». Новый учёный . инжир. 5.

[30] Кестер, доктор юридических наук; Слейби, Т.Г. (1968). «Разработка двигателя JT-9D с учетом требований по малошумности для транспорта будущего». Сделки SAE . 76 (2): 1332. дои : 10.4271/670331 . JSTOR 44565020 . бумага 670331.

[31] Смит, MJT (17 августа 1972 г.). «Тихий ход». Рейс Интернешнл . п. 241.

[buzz_saw-32] Макэлпайн А., Исследовательский проект: Шум циркулярной пилы и нелинейная акустика , Университет Саутгемптона.

[Schuster2010-33] Шустер, Б.; Либер, Л.; Вавалле, А. (2010), «Оптимизация бесшовного воздухозаборника с использованием эмпирически подтвержденного метода прогнозирования», 16-я конференция AIAA/CEAS по аэроакустике , Стокгольм, Швеция , doi : 10.2514/6.2010-3824 , ISBN 978-1-60086-955-6 , S2CID 113015300

[Ferrante2011-34] Ферранте, разыгрывающий; Копьелло, Д.; Бьютке, М. (2011), «Проектирование и экспериментальная проверка акустических вкладышей с «настоящим нулевым соединением» в модульной установке универсальной вентиляторной установки (UFFA), 17-я конференция по аэроакустике AIAA/CEAS , Портленд, Орегон, doi : 10.2514/ 6.2011-2728 , ISBN 978-1-60086-943-3 , АИАА-2011-2728

[NASA-35] Jump up to: ^а ^б ^с Банке, Джим (13 декабря 2012 г.). «НАСА помогает сделать ночь более тихой» . НАСА . Проверено 12 января 2013 г.

[chevron_technology-36] Заман, КБМК; Бриджес, Дж. Э.; Хафф, Д.Л. (17–21 декабря 2010 г.). «Эволюция от вкладок к технологии Chevron – обзор» (PDF) . Материалы 13-го Азиатского конгресса по механике жидкости, 17–21 декабря 2010 г., Дакка, Бангладеш . Кливленд, Огайо : b Исследовательский центр Гленна НАСА . Проверено 29 января 2013 г.

[37] «Приглашенный» (PDF) , 13-я ACFM , CN : AFMC, заархивировано из оригинала (PDF) 25 марта 2014 г.

[38] «История и развитие турбореактивных двигателей 1930–1960, том 1», The Crowood Press Ltd., 2007, ISBN 978 1 86126 912 6 , с. 241.

[39] «Metrowick F3 в разрезе - картинки и фотографии на сайте FlightGlobal Airspace» . Flightglobal.com. 07.11.2007 . Проверено 29 апреля 2013 г.

[40] «страница 145» . Рейс международный . 1946 год.

[41] «1954 | 0985 | Архив полетов» . Flightglobal.com. 9 апреля 1954 г. Проверено 29 апреля 2013 г.

[42] Разработка реактивных и турбинных авиационных двигателей, 4-е издание, Билл Ганстон, 2006 г., ISBN 0 7509 4477 3 , с. 197.

[Boyne2002-43] Бойн, Уолтер Дж., изд. (2002). Воздушная война: Международная энциклопедия: А – Л. АВС-КЛИО. п. 235. ИСБН 978-1-57607-345-2 .

[NASM-PLF1A-2-44] «Турбовентиляторный двигатель Lycoming PLF1A-2» . Смитсоновский национальный музей авиации и космонавтики . Проверено 31 декабря 2021 г.

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

[46] «РБ211-535Е4» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 3 января 2011 года . Проверено 1 марта 2022 г.

[47] «п.01.7» (PDF) . Icas.rg. Проверено 1 марта 2022 г.

[48] Уэббер, Ричард Дж. (1971). ВЫКЛЮЧЕНИЕ КОРМОВОГО ВЕНТИЛЯТОРА С ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЕЙ И УВЕЛИЧЕНИЕ ТЯГИ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ . Огайо: Исследовательский центр Льюиса, НАСА.

[:0-49] «Турбовентиляторная технология с редуктором – возможности, проблемы и состояние готовности» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 20 мая 2013 г. К. Риглер, К. Бихльмайер: 1-я Европейская авиационно-космическая конференция CEAS, 10–13 сентября 2007 г., Берлин, Германия.

[LN161021-50] Jump up to: ^а ^б ^с Бьорн Ферм (21 октября 2016 г.). «Уголок Бьорна: вызов паровоза» . Лихэм Ньюс .

[MRO28sep2017-51] Jump up to: ^а ^б Бен Харгривз (28 сентября 2017 г.). «Понимание сложностей больших лопастей вентилятора» . Сеть «Авиационная неделя» .

[AvWeek26Mar2015-52] Гай Норрис и Грэм Уорвик (26 марта 2015 г.). «Перевернутое, перевернутое будущее турбовентиляторного двигателя с редуктором Пратта?» . Неделя авиации и космических технологий .

[AvWeek8Aug2017-53] Jump up to: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г Гай Норрис (8 августа 2017 г.). «Турбовентиляторы еще не закончены» . Неделя авиации и космических технологий .

[faa-cleen-54] «Программа непрерывного снижения энергопотребления, выбросов и шума (CLEEN)» . www.faa.gov . Федеральное управление гражданской авиации . Проверено 11 февраля 2023 г.

[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 самолетов Boeing и Airbus нарушили работу авиакомпаний и потрясли путешественников» . Сиэтл Таймс .

[57] Керри Реалс (6 сентября 2019 г.). «Как будущее электрических самолетов лежит за пределами двигателей» . Флайтглобал .

[58] «Перспективы двигателей прогноза летного состава» . Полет Глобал . 2 ноября 2016 г.

[59] Джейн «Все самолеты мира» . 2005. стр. 850–853. ISSN 0075-3017 .

[60] «ГЭнкс» . ГЭ.

[61] «PW1000G» . МТУ . Архивировано из оригинала 18 августа 2018 г. Проверено 1 июля 2016 г.

[62] «Прыжковый двигатель» . ЦФМ Интернешнл.

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

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

[65] Рот, Брайс; Маврис, Дмитрий (24 июля 2000 г.). «Сравнение моделей термодинамических потерь, подходящих для газотурбинных двигателей - Теория и таксономия» . 36-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательной технике . Лас-Вегас, Невада, США: Американский институт аэронавтики и астронавтики: 4–8. дои : 10.2514/6.2000-3714 .

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

[67] «Взлёт с уменьшенной тягой» . 30 мая 2021 г.

[68] Производительность газовой турбины, второе издание, Уолш и Флетчер, 2004 г., ISBN 0 632 06434 X , стр. 5

[69] Реактивные двигатели и двигательные установки для инженеров, Развитие человеческих ресурсов, GE Aircraft Engines 1989, стр.5-9

[70] Аэродинамическая конструкция компрессоров с осевым потоком, N65 23345, 1965, НАСА SP-36, стр.68

[71] Клэнси, LJ, Аэродинамика , стр. 21

[72] Введение в аэрокосмическую технику с точки зрения летных испытаний, Стивен Корда, 2017 г., ISBN 9781118953389 , стр.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 Флюидайн Газовая турбина Горячий воздух Джет Колесо Минто Фото-двигатель Карно Поршень Беспоршневой (роторный) Богатая трубка Ракета Сплит-сингл Пар (возвратно-поступательный) Паровая турбина Аэрофил Стерлинг Термоакустический Двигатель Мэнсона
Число Билла Западный номер
Хронология технологии тепловых двигателей
Термодинамический цикл