Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель — воздушно-реактивный двигатель , который обычно используется в самолетах. Он состоит из газовой турбины с рабочим соплом . Газовая турбина имеет воздухозаборник, который включает в себя входные направляющие лопатки, компрессор, камеру сгорания и турбину (приводящую в движение компрессор). Сжатый воздух из компрессора нагревается за счет сжигания топлива в камере сгорания, а затем расширяется через турбину. Затем выхлоп турбины расширяется в реактивном сопле, где он разгоняется до высокой скорости, обеспечивая тягу. ^[1] Два инженера, Фрэнк Уиттл из Великобритании и Ханс фон Охайн из Германии , независимо друг от друга разработали эту концепцию и превратили ее в практические двигатели в конце 1930-х годов.

Турбореактивные двигатели имеют низкую эффективность на низких скоростях транспортных средств, что ограничивает их полезность в транспортных средствах, кроме самолетов. Турбореактивные двигатели использовались в отдельных случаях для привода транспортных средств, кроме самолетов, обычно для попыток установления рекордов наземной скорости . Если транспортные средства имеют «турбинный привод», то чаще всего используется турбовальный двигатель , вариант газотурбинного двигателя, в котором дополнительная турбина используется для приведения в движение вращающегося выходного вала. Они распространены в вертолетах и судах на воздушной подушке.

Турбореактивные двигатели использовались на Конкорде и дальнемагистральных версиях Ту-144 , которым требовалось длительное время путешествовать на сверхзвуке. Турбореактивные двигатели широко распространены в крылатых ракетах средней дальности из-за их высокой скорости истечения, небольшой лобовой площади и относительной простоты. Они используются на некоторых сверхзвуковых истребителях, таких как МиГ-25 , но большинство истребителей тратят мало времени на сверхзвуковые путешествия, поэтому используют турбовентиляторные двигатели и форсажные камеры для повышения скорости выхлопа для периодов сверхзвукового полета.

История

Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году французом Максимом Гийомом . ^[2] Его двигатель должен был представлять собой турбореактивный двигатель с осевым потоком, но так и не был построен, поскольку для этого потребовались бы значительные усовершенствования по сравнению с современными компрессорами. ^[3]

В 1928 году Крэнвелла британского колледжа Королевских ВВС. курсант ^[4] Фрэнк Уиттл официально представил начальству свои идеи относительно турбореактивного двигателя. В октябре 1929 года он развил свои идеи дальше. ^[5] 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году). ^[6] В патенте показан двухступенчатый осевой компрессор, питающий односторонний центробежный компрессор . Практические осевые компрессоры стали возможными благодаря идеям А. А. Гриффита, изложенным в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбин»). Позже Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре по ряду практических причин. Двигатель Уиттла был первым турбореактивным двигателем Power Jets WU , запущенным 12 апреля 1937 года. Он работал на жидком топливе. Команда Уиттла испытала близкую к панике во время первых попыток запуска, когда двигатель вышел из-под контроля и достиг относительно высокой скорости, несмотря на прекращение подачи топлива. Впоследствии было обнаружено, что топливо просочилось в камеру сгорания во время предпусковых проверок и скопилось в лужах, поэтому двигатель не прекращал ускорение до тех пор, пока все вытекшее топливо не сгорело. Уиттлу не удалось заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

В Германии Ганс фон Охайн запатентовал аналогичный двигатель в 1935 году. Его конструкция, двигатель с осевым потоком, в отличие от двигателя с центробежным потоком Уиттла, в конечном итоге была принята большинством производителей к 1950-м годам. ^[7]^[8]

27 августа 1939 года Heinkel He 178 , оснащенный двигателем конструкции фон Охайна, стал первым в мире самолетом, летавшим с использованием тяги турбореактивного двигателя. Пилотировал его летчик-испытатель Эрих Варситц . ^[9] Gloster E.28/39 (также называемый «Gloster Whittle», «Gloster Pioneer» или «Gloster G.40») совершил первый британский полет с реактивным двигателем в 1941 году. Он был разработан для испытаний Whittle. реактивный двигатель в полете и привел к разработке Gloster Meteor. ^[10]

Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262 , а затем Gloster Meteor , поступили на вооружение в 1944 году, ближе к концу Второй мировой войны , Me 262 в апреле и Gloster Meteor в июле. Всего около 15 Meteor участвовали в боевых действиях во время Второй мировой войны, но было произведено до 1400 Me 262, из которых 300 вступили в бой, нанеся первые наземные атаки и одержав победы в воздушных боях реактивных самолетов. ^[11]^[12]^[13]

Воздух всасывается во вращающийся компрессор через воздухозаборник и сжимается до более высокого давления перед попаданием в камеру сгорания. Топливо смешивается со сжатым воздухом и сгорает в камере сгорания. Продукты сгорания покидают камеру сгорания и расширяются через турбину , где извлекается мощность для привода компрессора. Выходящие газы турбины по-прежнему содержат значительную энергию, которая преобразуется в реактивном сопле в высокоскоростную струю.

В первых турбореактивных двигателях использовался либо центробежный компрессор (как в Heinkel HeS 3 ), либо осевой компрессор (как в Junkers Jumo 004 ), что давало двигатель меньшего диаметра, хотя и более длинный. Заменив пропеллер, используемый в поршневых двигателях, на высокоскоростную выхлопную струю, удалось достичь более высоких скоростей самолета.

Одним из последних применений турбореактивного двигателя был Concorde , в котором использовался двигатель Olympus 593 . Однако совместные исследования Rolls-Royce и Snecma по двигателю SST второго поколения с ядром 593 были проведены более чем за три года до того, как Concorde поступил на вооружение. Они оценили двухконтурные двигатели со степенью двухконтурности от 0,1 до 1,0, чтобы обеспечить улучшенные взлетные и крейсерские характеристики. ^[14] Тем не менее, 593 отвечал всем требованиям программы «Конкорд». ^[15] Оценки, сделанные в 1964 году для конструкции Конкорда со скоростью 2,2 Маха, показали, что потеря дальности полета сверхзвукового авиалайнера в милях на галлон по сравнению с дозвуковыми авиалайнерами со скоростью 0,85 Маха (Boeing 707, DC-8) была относительно небольшой. Это связано с тем, что большое увеличение лобового сопротивления в значительной степени компенсируется увеличением эффективности силовой установки (КПД двигателя увеличивается за счет повышения давления в плунжере, что приводит к увеличению давления в компрессоре, чем более высокая скорость самолета приближается к скорости выхлопной струи, что увеличивает тяговую эффективность). ^[16]

Турбореактивные двигатели оказали значительное влияние на коммерческую авиацию . Помимо обеспечения более высоких скоростей полета, турбореактивные двигатели обладали большей надежностью, чем поршневые двигатели, при этом некоторые модели демонстрировали надежность диспетчеризации, превышающую 99,9%. Предреактивные коммерческие самолеты проектировались с четырьмя двигателями, отчасти из-за опасений по поводу отказов в полете. Траектории полетов за рубежом были проложены так, чтобы самолеты находились в пределах часа от посадочной площадки, что удлиняло полеты. Повышение надежности, которое произошло с появлением турбореактивного двигателя, позволило использовать трех- и двухдвигательные конструкции, а также совершать более прямые полеты на большие расстояния. ^[17]

Жаропрочные сплавы были обратным явлением , ключевой технологией, которая тормозила прогресс в реактивных двигателях. Реактивные двигатели, произведенные за пределами Великобритании, построенные в 1930-х и 1940-х годах, приходилось ремонтировать каждые 10 или 20 часов из-за поломки ползучести и других типов повреждений лопастей. Однако в британских двигателях использовались сплавы Nimonic , которые позволяли длительное использование без капитального ремонта, такие двигатели, как Rolls-Royce Welland и Rolls-Royce Derwent , ^[18] и к 1949 году de Havilland Goblin , прошедший типовые испытания в течение 500 часов без технического обслуживания. ^[19] Лишь в 1950-х годах технология суперсплавов позволила другим странам производить экономически практичные двигатели. ^[20]

Ранние проекты

Ранние немецкие турбореактивные двигатели имели серьезные ограничения по продолжительности работы из-за отсутствия подходящих высокотемпературных материалов для турбин. В британских двигателях, таких как Rolls-Royce Welland, использовались более качественные материалы, обеспечивающие повышенную долговечность. Первоначально Welland получил сертификат типа на 80 часов, позже срок между капитальными ремонтами был увеличен до 150 часов в результате увеличенного 500-часового пробега, достигнутого в ходе испытаний. ^[21]

Компания General Electric в США имела хорошие возможности для входа в бизнес по производству реактивных двигателей благодаря своему опыту работы с высокотемпературными материалами, используемыми в их турбонагнетателях во время Второй мировой войны. ^[22]

Впрыск воды был распространенным методом, используемым для увеличения тяги, обычно во время взлета, в первых турбореактивных двигателях, тяга которых ограничивалась допустимой температурой на входе в турбину. Вода увеличивала тягу при предельной температуре, но препятствовала полному сгоранию, часто оставляя очень заметный дымный след.

Допустимые температуры на входе в турбину со временем неуклонно повышались как с внедрением более совершенных сплавов и покрытий, так и с внедрением и повышением эффективности конструкций охлаждения лопаток. В ранних двигателях пилоту приходилось контролировать предел температуры турбины и избегать его, обычно во время запуска и при максимальной тяге. Было введено автоматическое ограничение температуры, чтобы уменьшить рабочую нагрузку пилота и снизить вероятность повреждения турбины из-за перегрева.

Компоненты

Воздухозаборник

Перед компрессором необходим воздухозаборник или трубка, которая поможет плавно направлять поступающий воздух во вращающиеся лопатки компрессора. Старые двигатели имели неподвижные лопатки перед движущимися лопастями. Эти лопасти также помогали направлять воздух на лопасти. Воздух, поступающий в турбореактивный двигатель, всегда дозвуковой, независимо от скорости самого самолета.

Воздухозаборник должен подавать воздух в двигатель с приемлемо небольшим изменением давления (так называемое искажение) и с минимально возможной потерей энергии на пути (так называемое восстановление давления). Повышение давления напора во впуске является вкладом впуска в общую степень сжатия и тепловой КПД двигательной установки .

Впуск приобретает особое значение на высоких скоростях, когда он обеспечивает большее сжатие, чем ступень компрессора. Хорошо известными примерами являются силовые установки Concorde и Lockheed SR-71 Blackbird , где вклад впуска и двигателя в общее сжатие составлял 63%/8%. ^[23] на скорости 2 Маха и 54%/17% ^[24] на скорости 3+. Потребления варьировались от «нулевой длины». ^[25] на установке Pratt & Whitney TF33 турбовентиляторной в Lockheed C-141 Starlifter , до сдвоенных воздухозаборников длиной 65 футов (20 м) на North American XB-70 Valkyrie , каждый из которых питает три двигателя с расходом всасываемого воздуха около 800 фунтов на каждый. второй (360 кг/с).

Компрессор

Турбина вращает компрессор на высокой скорости, добавляя энергию воздушному потоку и одновременно сжимая его в меньшее пространство. Сжатие воздуха увеличивает его давление и температуру. Чем меньше компрессор, тем быстрее он вращается. (Большой) вентилятор GE90-115B вращается со скоростью около 2500 об/мин, а небольшой компрессор вертолетного двигателя — со скоростью около 50 000 об/мин.

Турбореактивные двигатели подают отбираемый воздух из компрессора в самолет для работы различных подсистем. Примеры включают систему экологического контроля , противообледенительную защиту и наддув топливного бака. Самому двигателю для поддержания работы необходим воздух при различных давлениях и скоростях потока. Этот воздух поступает из компрессора, а без него турбины перегревались бы, смазочное масло вытекало бы из полостей подшипников, подпятники несущего винта буксовали бы или перегружались бы, а на носовом обтекателе образовывался бы лед. Воздух из компрессора, называемый вторичным воздухом, используется для охлаждения турбины, герметизации полостей подшипников, защиты от обледенения и обеспечения того, чтобы осевая нагрузка ротора на его упорный подшипник не приводила к его преждевременному износу. Подача отбираемого воздуха в самолет снижает эффективность двигателя, поскольку он сжимается, но не способствует созданию тяги.

Типы компрессоров, используемые в турбореактивных двигателях, обычно были осевыми или центробежными. Ранние турбореактивные компрессоры имели низкую степень сжатия примерно до 5:1. Аэродинамические улучшения, включая разделение компрессора на две отдельно вращающиеся части, включение переменных углов наклона лопаток для входных направляющих лопаток и статоров, а также отбор воздуха из компрессора, позволили более поздним турбореактивным двигателям иметь общую степень сжатия 15:1 или более. После выхода из компрессора воздух попадает в камеру сгорания.

Камера сгорания

Процесс горения в камере сгорания существенно отличается от процесса горения в поршневом двигателе . В поршневом двигателе горящие газы ограничены небольшим объемом, а по мере сгорания топлива давление увеличивается. В турбореактивном двигателе смесь воздуха и топлива сгорает в камере сгорания и поступает в турбину непрерывным потоком без повышения давления. Вместо этого в камере сгорания происходит небольшая потеря давления.

Топливно-воздушная смесь может гореть только в медленно движущемся воздухе, поэтому топливными форсунками поддерживается зона обратного потока для примерно стехиометрического горения в первой зоне. Далее подается сжатый воздух, который завершает процесс сгорания и снижает температуру продуктов сгорания до уровня, который может принять турбина. Для сгорания обычно используется менее 25% воздуха, поскольку для поддержания температуры в пределах температур турбины требуется общая бедная смесь.

Турбина

Горячие газы, выходящие из камеры сгорания, расширяются через турбину. Типичные материалы для турбин включают инконель и нимоник . ^[26] Самые горячие лопатки и лопатки турбины двигателя имеют внутренние каналы охлаждения. Через них проходит воздух из компрессора, чтобы поддерживать температуру металла в определенных пределах. Остальные ступени в охлаждении не нуждаются.

На первой ступени турбина представляет собой в основном импульсную турбину (похожую на пельтонное колесо ) и вращается за счет воздействия потока горячего газа. Более поздние стадии представляют собой сходящиеся каналы, ускоряющие газ. Энергия передается на вал путем обмена импульсом, противоположным передаче энергии в компрессоре. Мощность, развиваемая турбиной, приводит в движение компрессор и вспомогательное оборудование, такое как топливный, масляный и гидравлический насосы, которые приводятся в движение вспомогательной коробкой передач.

Сопло

После турбины газы расширяются через выхлопное сопло, создавая высокоскоростную струю. В суживающемся сопле воздуховод постепенно сужается к горловине. Степень давления в сопле турбореактивного двигателя достаточно высока при более высоких настройках тяги, что приводит к дросселированию сопла.

Однако если установлено сужающееся-расширяющееся сопло Лаваля , расширяющаяся секция (с увеличенным проходным сечением) позволяет газам достигать сверхзвуковой скорости внутри расширяющейся секции. Дополнительная тяга создается за счет более высокой скорости выхлопа.

Увеличение тяги

Тяга чаще всего увеличивалась в турбореактивных двигателях с впрыском воды/метанола или дожиганием . Некоторые двигатели использовали оба метода.

Впрыск жидкости был испытан на Power Jets W.1 в 1941 году, сначала с использованием аммиака , затем его заменили на воду, а затем на воду-метанол. Система для испытания этой техники на Gloster E.28/39 была разработана, но так и не установлена. ^[27]

Форсаж

Форсажная камера или «реактивная труба повторного нагрева» представляет собой камеру сгорания, добавленную для подогрева выхлопных газов турбины. Расход топлива очень высокий, обычно в четыре раза больше, чем у главного двигателя. Форсажные камеры используются почти исключительно на сверхзвуковых самолетах , большинство из которых являются военными. Два сверхзвуковых авиалайнера, «Конкорд» и Ту-144 , также использовали форсажные камеры, как и Scaled Composites White Knight , самолет-носитель для экспериментального космического корабля SpaceShipOne суборбитального .

В 1944 году Reheat прошел летные испытания на W.2/700 двигателях самолета Gloster Meteor I. ^[28]

Чистая тяга

Чистая тяга $F_{N}\;$ турбореактивного двигателя определяется: ^[29]^[30]

$F_{N}=({\dot {m}}_{air}+{\dot {m}}_{f})V_{j}-{\dot {m}}_{air}V$

где:

${\dot {m}}_{air}$	это скорость потока воздуха через двигатель
${\dot {m}}_{f}$	это скорость потока топлива, поступающего в двигатель
$V_{j}\;$	- скорость струи (выхлопного шлейфа), которая считается меньше скорости звука.
$V\;$	истинная скорость самолета
$({\dot {m}}_{air}+{\dot {m}}_{f})V_{j}$	представляет полную тягу сопла
${\dot {m}}_{air}V$	представляет собой сопротивление впускного коллектора

Если скорость струи равна скорости звука, сопло называется « заглушенным ». Если сопло засорено, давление в плоскости среза сопла превышает атмосферное давление, и в приведенное выше уравнение необходимо добавить дополнительные члены, чтобы учесть тягу давления. ^[31]

Скорость потока топлива, поступающего в двигатель, очень мала по сравнению со скоростью потока воздуха. ^[29] Если пренебречь вкладом топлива в полную тягу сопла, чистая тяга составит:

$F_{N}={\dot {m}}_{air}(V_{j}-V)$

Скорость струи $V_{j}\;$ должна превышать истинную скорость самолета $V\;$ если на планере должна быть чистая тяга вперед. Скорость $V_{j}\;$ может быть рассчитан термодинамически на основе адиабатического расширения . ^[32]

Улучшения цикла

Работа турбореактивного двигателя моделируется примерно циклом Брайтона .

Эффективность газовой турбины повышается за счет повышения общей степени сжатия, что требует использования более высокотемпературных материалов для компрессора, и повышения температуры на входе в турбину, что требует более качественных материалов турбины и/или улучшенного охлаждения лопаток. Оно также увеличивается за счет уменьшения потерь при движении потока от впускного отверстия к рабочему соплу. Эти потери количественно выражаются эффективностью компрессора и турбины, а также потерями давления в воздуховодах. При использовании в турбореактивных двигателях, где мощность газовой турбины используется в реактивном сопле, повышение температуры турбины увеличивает скорость струи. На обычных дозвуковых скоростях это снижает тяговую эффективность, приводя к общим потерям, о чем свидетельствует более высокий расход топлива или SFC. ^[33] Однако для сверхзвуковых самолетов это может быть выгодно и является одной из причин, по которой в Конкорде использовались турбореактивные двигатели.Системы турбореактивных двигателей являются сложными системами, поэтому для обеспечения оптимального функционирования такой системы необходимо разрабатывать новые модели, совершенствовать ее системы управления, внедрять новейшие знания из областей автоматизации, тем самым повышая ее безопасность и эффективность. ^[34]

См. также

Ссылки

^ «Турбореактивный двигатель» . Исследовательский центр Гленна НАСА . Проверено 6 мая 2009 г.
^ Максим Гийом, «Рабочее топливо при реакции на воздухе», французский патент. FR 534801 (подана: 3 мая 1921 г.; выдана: 13 января 1922 г.)
^ Эллис, Гай (15 февраля 2016 г.). Британский реактивный век: от метеора до морской лисицы . Эмберли. ISBN 978-1-44564901-6 .
^ «В погоне за солнцем — Фрэнк Уиттл» . ПБС . Проверено 26 марта 2010 г.
^ «История – Фрэнк Уиттл (1907–1996)» . Би-би-си . Проверено 26 марта 2010 г.
^ Фрэнк Уиттл, Усовершенствования, касающиеся силовой установки самолетов и других транспортных средств , британский патент №. 347 206 (подано: 16 января 1930 г.).
^ Экспериментальные и прототипы реактивных истребителей ВВС США, Jenkins & Landis, 2008 г.
^ Фодераро, Лиза В. (10 августа 1996 г.). «Фрэнк Уиттл, 89 лет, умер; его прогресс в использовании реактивного двигателя» . Нью-Йорк Таймс .
^ Варзиц, Лутц, 2009 г. Первый пилот реактивного самолета - История немецкого летчика-испытателя Эриха Варзица , Pen and Sword Books, Англия, ISBN 978-1-84415-818-8 , с. 125.
^ Листеманн, Фил Х. (6 сентября 2016 г.), The Gloster Meteor FI & F.III , Philedition, стр. 3, ISBN 978-291859095-8
^ Хитон, Колин Д.; Льюис, Анн-Мариен; Тиллман, Барретт (15 мая 2012 г.). Me 262 Stormbird: от пилотов, которые летали, сражались и выжили . Вояджер Пресс. ISBN 978-1-61058434-0 .
^ Листеманн 2016 , стр. 5 .
^ «День, когда первый немецкий истребитель вошел в историю» .
^ Мощность для SST второго поколения, Янг и Девриз, Выдержки из 25-й лекции Луи Блерио, Flight International, 11 мая 1972 г., стр.659
^ Двигатель для TSR2, JDWragg - TSR2 с ретроспективой, Историческое общество Королевских ВВС, ISBN 0 9519824 8 6 , стр. 120
^ https://journals-sagepub-com.wikipedialibrary.idm.oclc.org/doi/pdf/10.1177/0020348363178001159 , Силовые установки для сверхзвукового гражданского авиалайнера Concord, SGHooker, Труды Института инженеров-механиков, Летнее собрание 1964 г., стр. .1227
^ Ларсон, Джордж К. (апрель – май 2010 г.), «Old Faithful» , Air & Space , 25 (1): 80
^ «Всемирная энциклопедия авиационных двигателей – 5-е издание» Билла Ганстона , Sutton Publishing, 2006, стр.192
^ «сэр Алек | жаровые трубы | маршал сэр | 1949 | 0598 | Архив полетов» .
^ Симс, Коннектикут, Честер, История металлургии суперсплавов, Proc. 5-й симп. по суперсплавам, 1984.
^ «Роллс-Ройс Дервент | 1945 год» . Полет . Flightglobal.com: 448. 25 октября 1945 г. Проверено 14 декабря 2013 г.
^ Роберт В. Гарвин, «Начиная с чего-то большого» , ISBN 978-1-56347-289-3 , стр.5
^ "Летчик-испытатель" Брайан Трубшоу, Sutton Publishing 1999, ISBN 0 7509 1838 1 , Приложение VIIIb
^ «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 9 мая 2016 года . Проверено 16 мая 2016 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка ) Рис.26
^ «Компромиссы в конструкции воздухозаборника» Собестер, Journal of Aircraft, том 44, № 3, май – июнь 2007 г., рис.12
^ «1960 | Полет | Архив» .
^ «1947 | 1359 | Архив полетов» .
^ «Всемирная энциклопедия авиационных двигателей – 5-е издание» Билла Ганстона , Sutton Publishing, 2006, стр.160
^ Jump up to: ^а ^б Камсти, Николас (2003). «3.1». Реактивное движение (2-е изд.). Издательство Кембриджского университета. ISBN 0-521-54144-1 .
^ «Турбореактивная тяга» . Исследовательский центр НАСА имени Гленна . Проверено 6 мая 2009 г.
^ Кампсти, Реактивное движение , Раздел 6.3.
^ «11.6 Характеристики реактивных двигателей» . web.mit.edu .
^ «Теория газовых турбин» Коэн, Роджерс, Сараванамутту, ISBN 0 582 44927 8 , стр. 72-73, рис. 3.11.
^
SAMI 2010 • 8-й Международный симпозиум IEEE по прикладному машинному интеллекту и информатике • 28–30 января 2010 г. • Херляны, Словакия (Передовые методы управления турбореактивными двигателями), Р. Андога, Л. Фёзо, Л. Мадарас и Дж. Юдичак
- Кошицкий технический университет, факультет кибернетики и искусственного интеллекта, Кошице, Словакия ** Кошицкий технический университет, факультет экологических исследований и информационной инженерии, Кошице,))

Дальнейшее чтение

Спрингер, Эдвин Х. (2001). Конструкция турбореактивного двигателя с турбокомпрессором . Турбореактивные технологии.

Внешние ссылки

Эрих Варзиц, первый в мире пилот реактивного самолета : включает редкие видео (Heinkel He 178) и аудиокомментарии.
Описание поршневого двигателя НАСА : включает модель программного обеспечения.
Возможности реактивного движения : обзор 1941 года с обсуждением экспериментальных проектов 1920-х и 1930-х годов.
Документы Whittle Power Jet - Переписка из архивов Питерхауса Кембриджского колледжа, касающаяся разработки поршневого двигателя Уиттла , в Кембриджской цифровой библиотеке.
[1]

[1] «Турбореактивный двигатель» . Исследовательский центр Гленна НАСА . Проверено 6 мая 2009 г.

[Guillaume-2] Максим Гийом, «Рабочее топливо при реакции на воздухе», французский патент. FR 534801 (подана: 3 мая 1921 г.; выдана: 13 января 1922 г.)

[3] Эллис, Гай (15 февраля 2016 г.). Британский реактивный век: от метеора до морской лисицы . Эмберли. ISBN 978-1-44564901-6 .

[4] «В погоне за солнцем — Фрэнк Уиттл» . ПБС . Проверено 26 марта 2010 г.

[5] «История – Фрэнк Уиттл (1907–1996)» . Би-би-си . Проверено 26 марта 2010 г.

[6] Фрэнк Уиттл, Усовершенствования, касающиеся силовой установки самолетов и других транспортных средств , британский патент №. 347 206 (подано: 16 января 1930 г.).

[7] Экспериментальные и прототипы реактивных истребителей ВВС США, Jenkins & Landis, 2008 г.

[8] Фодераро, Лиза В. (10 августа 1996 г.). «Фрэнк Уиттл, 89 лет, умер; его прогресс в использовании реактивного двигателя» . Нью-Йорк Таймс .

[9] Варзиц, Лутц, 2009 г. Первый пилот реактивного самолета - История немецкого летчика-испытателя Эриха Варзица , Pen and Sword Books, Англия, ISBN 978-1-84415-818-8 , с. 125.

[10] Листеманн, Фил Х. (6 сентября 2016 г.), The Gloster Meteor FI & F.III , Philedition, стр. 3, ISBN 978-291859095-8

[11] Хитон, Колин Д.; Льюис, Анн-Мариен; Тиллман, Барретт (15 мая 2012 г.). Me 262 Stormbird: от пилотов, которые летали, сражались и выжили . Вояджер Пресс. ISBN 978-1-61058434-0 .

[FOOTNOTEListemann2016[httpsbooksgooglecombooksidDgakDAAAQBAJpgPA5_5]-12] Листеманн 2016 , стр. 5 .

[13] «День, когда первый немецкий истребитель вошел в историю» .

[14] Мощность для SST второго поколения, Янг и Девриз, Выдержки из 25-й лекции Луи Блерио, Flight International, 11 мая 1972 г., стр.659

[15] Двигатель для TSR2, JDWragg - TSR2 с ретроспективой, Историческое общество Королевских ВВС, ISBN 0 9519824 8 6 , стр. 120

[16] ttps://journals-sagepub-com.wikipedialibrary.idm.oclc.org/doi/pdf/10.1177/0020348363178001159 , Силовые установки для сверхзвукового гражданского авиалайнера Concord, SGHooker, Труды Института инженеров-механиков, Летнее собрание 1964 г., стр. .1227

[17] Ларсон, Джордж К. (апрель – май 2010 г.), «Old Faithful» , Air & Space , 25 (1): 80

[18] «Всемирная энциклопедия авиационных двигателей – 5-е издание» Билла Ганстона , Sutton Publishing, 2006, стр.192

[19] «сэр Алек | жаровые трубы | маршал сэр | 1949 | 0598 | Архив полетов» .

[20] Симс, Коннектикут, Честер, История металлургии суперсплавов, Proc. 5-й симп. по суперсплавам, 1984.

[21] «Роллс-Ройс Дервент | 1945 год» . Полет . Flightglobal.com: 448. 25 октября 1945 г. Проверено 14 декабря 2013 г.

[22] Роберт В. Гарвин, «Начиная с чего-то большого» , ISBN 978-1-56347-289-3 , стр.5

[23] "Летчик-испытатель" Брайан Трубшоу, Sutton Publishing 1999, ISBN 0 7509 1838 1 , Приложение VIIIb

[24] «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 9 мая 2016 года . Проверено 16 мая 2016 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка ) Рис.26

[25] «Компромиссы в конструкции воздухозаборника» Собестер, Journal of Aircraft, том 44, № 3, май – июнь 2007 г., рис.12

[26] «1960 | Полет | Архив» .

[27] «1947 | 1359 | Архив полетов» .

[28] «Всемирная энциклопедия авиационных двигателей – 5-е издание» Билла Ганстона , Sutton Publishing, 2006, стр.160

[JP3.1-29] Jump up to: ^а ^б Камсти, Николас (2003). «3.1». Реактивное движение (2-е изд.). Издательство Кембриджского университета. ISBN 0-521-54144-1 .

[30] «Турбореактивная тяга» . Исследовательский центр НАСА имени Гленна . Проверено 6 мая 2009 г.

[Cumpsty,_6.3-31] Кампсти, Реактивное движение , Раздел 6.3.

[32] «11.6 Характеристики реактивных двигателей» . web.mit.edu .

[33] «Теория газовых турбин» Коэн, Роджерс, Сараванамутту, ISBN 0 582 44927 8 , стр. 72-73, рис. 3.11.

[34] SAMI 2010 • 8-й Международный симпозиум IEEE по прикладному машинному интеллекту и информатике • 28–30 января 2010 г. • Херляны, Словакия (Передовые методы управления турбореактивными двигателями), Р. Андога, Л. Фёзо, Л. Мадарас и Дж. Юдичак
Кошицкий технический университет, факультет кибернетики и искусственного интеллекта, Кошице, Словакия ** Кошицкий технический университет, факультет экологических исследований и информационной инженерии, Кошице,))

[35] Кошицкий технический университет, факультет кибернетики и искусственного интеллекта, Кошице, Словакия ** Кошицкий технический университет, факультет экологических исследований и информационной инженерии, Кошице,))

[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]

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