Производительность реактивного двигателя

Самолетный двигатель работает , преобразуя топливо в тягу. Насколько хорошо он работает, является признаком того, что доля его топлива проходит впустую. Он передает тепло от сжигания топлива в воздух, проходящего через двигатель. При этом он производит работу по тяге при продвижении транспортного средства, но большая часть топлива потрачена впустую и появляется только как тепло. Инженеры движителя стремятся минимизировать деградацию энергии топлива в непригодную тепловую энергию. Повышение акцента на улучшении производительности для коммерческих авиалайнеров было сделано в 1970 -х годах по сравнению с ростом стоимости топлива.

Значение производительности реактивного двигателя было сформулировано как «конечный продукт, который продает компания реактивного двигателя» ^{[ 1 ]} И, как таковые, критерии включают в себя тягу и расход топлива, жизнь, вес, выбросы, диаметр и стоимость. Критерии производительности отражают уровень технологии, используемой при разработке двигателя, и технология постоянно продвигается с тех пор, как в 1940 -х годах появился реактивный двигатель. Категории производительности включают улучшение производительности, ухудшение производительности, удержание производительности, производительность голого двигателя (удаляемое) и производительность, когда они являются частью силовой установки самолета (установлена).

Производительность реактивного двигателя (потребление тяги и топлива) для пилота отображается в кабине в виде коэффициента давления двигателя (EPR) и температуры выхлопного газа (EGT) или скорости вентилятора (N1) и EGT. EPR и N1 являются показателями для тяги. EGT является показателем потока топлива, но, что более важно, является монитором здоровья ^{[ 2 ]} По мере того, как он постепенно поднимается с использованием двигателя в течение тысяч часов, по мере того, как детали износя, пока он не достигнет ограничивающей стоимости.

Производительность двигателя рассчитывается с использованием термодинамического анализа цикла двигателя. Это работает, что происходит внутри двигателя. Условия внутри двигателя, вместе с используемым топливом и произведенным тягой, могут быть показаны в удобной табличной форме, обобщающей анализ. ^{[ 3 ]}

Введение

Вступительный взгляд на производительность реактивного двигателя может быть использован беглым, но интуитивно понятным образом с помощью диаграмм и фотографий, которые показывают функции, которые влияют на производительность. Примером диаграммы является треугольник скорости , который в повседневной жизни рассказывает велосипедистам, почему они борются с ветром с определенных кварталов (и где лоб является худшим), а в контексте двигателя показывает, что угол воздух приближается Лучше всего для низких потерь). Использование треугольников скорости в компрессорах и турбинах, чтобы показать очень важный угол, при котором воздух приближается к лечению, восходит к ранним паровым турбинам. ^{[ 4 ]}

Фотографии показывают, что функции повышают производительность, такие как существование обходного воздушного потока (повышенная двигательная эффективность) только визуально очевидно на двигателях с отдельным выходящим форсунком для обходного воздуха. Они также используются, чтобы показать редко встречающиеся внутренние детали, такие как сотовые уплотнения, которые уменьшают утечку и экономит топливо (повышенная тепловая эффективность), а также деградирующие детали, такие как следы потертости на лезвиях центробежных работ, которые указывают на потерю материала, увеличение утечки воздуха и потребление топлива Полем

Дворные двигатели работают двумя основными способами, комбинированный эффект, определяющий, сколько отходов они производят в качестве побочного продукта горящего топлива для выполнения работы на самолете. ^{[ 5 ]} Во -первых, преобразование энергии, так как сжигание топлива ускоряет воздух, через который в то же время производит тепло отходов от потерь компонентов (тепловая эффективность). Во -вторых, часть мощности, которая была отдана воздуху двигателем, передается в самолет, так как оставшаяся часть - отходы кинетической энергии во время кинетической энергии (двигательная эффективность). Две эффективность были впервые разработаны в 19 -м веке для парового двигателя (тепловая эффективность $\eta _{th}$ ) и винт корабля (движущая или фрудная эффективность $\eta _{pr}$ ).

Визуальное введение в производительность реактивного двигателя, с точки зрения топливной эффективности, представляет собой диаграмму энтропии (T ~ S). Диаграмма возникла в 1890 -х годах для оценки тепловой эффективности паровых двигателей. В то время энтропия была введена в графической форме на диаграмме T ~ S, которая дает термическую эффективность в качестве отношения областей диаграммы. Диаграмма также относится к воздушным реактивным двигателям с областью, представляющей кинетическую энергию ^{[ 6 ]} Добавлен в воздух, текущий через двигатель. Устройство двигателя, сопло, должно быть добавлено в газовый турбинный двигатель, чтобы преобразовать его энергию в тягу. Эффективность этого преобразования (Froude или двигательная эффективность) отражает работу, выполненную в 1800 -х годах на корабельных пропеллерах. Актуальностью для самолетов с газовым турбин является использование вторичного самолета воздуха с пропеллером или, для производительности реактивного двигателя, внедрение обходного двигателя. Общая эффективность реактивного двигателя - тепловая эффективность, умноженная на двигательную эффективность ( $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{pr}$ ).

С тех пор, как реактивные двигатели вступили в службу в 1940-х годах, в 1940-х годах произошли быстрые успехи. Например, за первые 20 лет коммерческого реактивного транспорта от призрачного двигателя Comet 1 до 747 JT9D Hawthorne ^{[ 7 ]} Рассказывает о призраке, чтобы дать JT9D взлету, и в четыре с половиной раза тяжелее. Гаффин и Льюис ^{[ 8 ]} Сделайте оценку, используя знания одной компании в дизайне. Используя технологию JT3D -LEVEL (1958) для производства цикла JT9D (1966), с его более высоким соотношением обхода и коэффициентом давления, гипотетический двигатель вышел на 70% тяжелее, на 90% дольше и с большим диаметром на 9%, чем двигатель JT9D.

Превращение топлива в тягу

Тип реактивного двигателя, используемого для объяснения преобразования топлива в тягу, является Ramjet . Это проще, чем турбоев , который, в свою очередь, проще турбовенти . Это действительно использовать пример Ramjet, потому что ядро Ramjet, Turbojet и TurbON использует один и тот же принцип для получения тяги, который состоит в том, чтобы ускорить воздух, проходящий через них. Все устройства реактивного двигателя развивают тягу, увеличивая скорость рабочей жидкости.

Преобразование топлива в тягу может быть показано на эскизе, который в принципе иллюстрирует местоположение силы тяги во очень упрощенной внутренней форме, представляющей рамджат. В результате сжигания топливной тяги является силой вперед на внутренних поверхностях, будь то в диффузоре рамжета или компрессора реактивного двигателя. Хотя импульс потока, покидающего форсунку, используется для расчета тяги, импульс - это только реакция на статические силы давления внутри двигателя, и эти силы являются то, что производит тягу. ^{[ 9 ]}

Марквардт RJ43 Supersonic Ramjet. На этой выставке музея вырезок показаны 3 компонента Ramjet, Diffuser, камеры сгорания и сопло. При сверхзвуковой воздушной скорости сжатие воздуха начинается на кончике конуса диффузора и продолжается внутренне из-за внутренних контуров воздушного прохода между черным центральным телом и внутренней стеной протока до красной сетки с высокой блокировкой ^{[ 10 ]} Затем сжигание в цилиндрическом сечении после сопла желтого топлива и до входа сопла, затем расширение через конвергентное/ дивергентное сопло. ^{[ 11 ]}
Эта цель этого эскиза состоит в том, чтобы показать, что внутри двигателя существуют силы, действующие в дальней части, и силы действующего наоборот, а вперед больше, чем взади, поэтому является результатом. Типичное распределение давления в рамках по всем внутренним поверхностям показано Томасом. ^{[ 11 ]} Сгорание топлива в рамке, в районе, показанной красной, вызывает расширение воздуха. Рамджат показан, движущийся влево, а повышение давления ОЗУ (P1) в диффузоре (Diffusore) поддерживается расширяющимся газом, который может ускоряться только в присутствии повышения оперативной памяти. Уточнение (SD) происходит от давления, действующего на задние поверхности диффузора. Если включено ограничение сопла (Ugello), как показано, но не необходимо для производства тяги, ^{[ 12 ]} Также присутствует сила сопротивления (SU), которая уменьшает тягу.

Превращение топлива в тягу и отходы

Отходы, выходящие из реактивного двигателя, находятся в форме следа, в котором есть два составляющих, один механический, называемый остаточной потерей скорости (RVL) из -за его кинетической энергии, а другой термодинамический, из -за его высокой температуры. Тепло отходов в выхлопном гастрономе реактивного двигателя может быть уменьшено только в источнике, обращаясь к процессам потерь и энтропии, генерируемой, когда воздух течет через двигатель. Например, более эффективный компрессор имеет более низкие потери, генерирует меньше энтропии и вносит меньшую способность к температуре выхлопа, покидающего двигатель. Другим примером является передача энергии от двигателя в воздух, обходной по двигателю. В случае высокого обходного двигателя существует большая доля (~ 90%) безумного (~ 60 ° F теплее, чем окружающая среда), продуцирующий воздух, с вкладом только 10% от более горячего выхлопа от мощности. Создание основного двигателя. Таким образом, Struchtrup et al. ^{[ 15 ]} Покажите преимущество высокого обходного турботентированного двигателя с точки зрения снижения энтропии вместо обычного преимущества двигательной эффективности.

Расходы на электроэнергию для производства тяги состоит из двух частей, утянувшейся мощности от скорости изменения импульса и скорости самолетов, а также мощности, представленной кинетической энергией. ^{[ 16 ]}

Энтропия, идентифицированная как «s», представлена здесь, потому что, хотя ее математическое значение признается как трудное, ^{[ 17 ]} Его общее представление на диаграмме температуры ~ энтропии (T ~ S) для цикла реактивного двигателя является графическим и интуитивно понятным, поскольку ее влияние показано как области диаграммы. Диаграмма T ~ была изобретена, чтобы помочь инженерам, отвечающим за работу паровых двигателей, понять эффективность их двигателей. Он дополнял уже существующую диаграмму P ~ V, которая дала только половину тепловой истории эффективности двигателя, показывая только проделанную работу цилиндра без ссылки на тепло, поставляемое, и потраченной впустую при этом. Необходимость дополнительной диаграммы, в отличие от понимания трудных теорий, признала ценность графического представления тепловых передач в двигатель и обратно. ^{[ 18 ]} Он покажет области, репрезентативные для тепла, преобразованными в работу по сравнению с поставляемым тепловой (тепловой эффективностью). ^{[ 19 ]}

Математическое значение энтропии, применимое к реактивному двигателю газовой турбины, может быть обойден, чтобы позволить использовать термин в связи с диаграммой T ~ S:

Quoting Frank Whittle:^[20] "Entropy is a concept which many students have a difficulty in assimilating. It is a somewhat intangible quantity...".  Entropy is generated when energy is converted into an unusable form analogous to the loss of energy in a waterfall where the original potential energy is converted to unusable energy of turbulence.

Cumpsty says^[21] "... a rise in entropy is a loss in the capability of turning thermal energy into work".

Denton compares it with aircraft drag, which is intuitive, "For an aircraft the ultimate measure of lost performance is the drag of its components....entropy creation reflects loss of efficiency in jet engines".^[22] He uses an analogy which imagines any inefficiency mechanism, such as the creation of whirls in the airflow, as producing smoke. Once created it cannot be destroyed and the concentration at the exit of the engine includes contributions from all loss-producing sources in the engine. The loss of efficiency is proportional to the concentration of the smoke at the exit.^[23]

Внутренние компоненты генерируется тяга, поскольку они заряжают поток газа. ^{[ 24 ]} Энергия топлива, выпущенная в сборе, учитывается в двух основных категориях: ускорение массового потока через двигатель и остаточное тепло. ^{[ 25 ]} Ускорение потока через двигатель вызывает одновременное производство кинетической энергии, сопровождающего продуцирующую тягу назад. Кинетическая энергия остается за двигателем, не способствуя упорной мощности ^{[ 26 ]} и известен как потеря остаточной скорости. Упорная сила от стационарного двигателя становится тягой, когда самолет движется под его влиянием.

Zhemchuzhin et al. ^{[ 27 ]} Покажите энергетический баланс для турбоевского двигателя в полете в виде диаграммы Санки . Потери компонентов оставляют двигатель в качестве отработанного тепла и добавляют в отклоненную площадь тепла на диаграмме T ~ S, уменьшая рабочую зону на то же количество. ^{[ 16 ]}

Двигатель работает на воздухе, проходящем через него, и эта работа в форме увеличения кинетической энергии. Увеличение кинетической энергии происходит от сжигания топлива, а соотношение двух - это тепловая эффективность, которая равна увеличению кинетической энергии, деленной на тепловую энергию от топлива (скорость массового расхода топлива x более низкое калори). Расширение после сжигания используется для управления компрессором-турбином и обеспечения работы оперативной памяти во время полета, оба из которых вызывают начальное повышение температуры на диаграмме T ~ S. Остальная часть работы по расширению диаграмм T ~ S доступна для движения, но не все из которых производят работу по тяге, поскольку она включает в себя остаточную кинетическую энергию ^{[ 28 ]} или RVL.

Потери в трех областях для повышения производительности, которые являются газовым генератором, передаваемыми частями мощности на байпас и мощность следа, каждый из них объединяется в своей собственной эффективности, ядра, переносе и двигателе. Кроме того, все три объединяются в общей эффективности, которая получается путем умножения вместе термической эффективности ядра, эффективности переноса и движительной эффективности, $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{tr}\eta _{pr}$

Это изображение реактивного двигателя в качестве теплового двигателя показывает, что значительная энергия потрачена впустую при производстве работы, а энергетический баланс - W = QH - QA. ^{[ 29 ]} Существует теплопередача QH от непрерывного сжигания в TH до воздушного потока в сгоре, и одновременное производство кинетической энергии W и рассеяние энергии с QA теплопередачи при оставлении двигателя в окружающую атмосферу в TA.
Диаграмма T ~ S (абсолютная температура, T и энтропия, S,) представляет собой графическое представление двух тепловых передач, представленных областями диаграммы, и площадью (синей подкладкой), представляющей механическую работу, но в тепловых единицах. Теплопередача в двигатель QZU находится площадью между линией 2-3 и осью X. Тепло, передаваемое в атмосферу, является площадью между линией 1–4 и осью X, и разница между областями заключается в тепловой энергии, преобразованной в кинетическую энергию WI. ^{[ 6 ]} Для реального двигателя, с потерей потока (процессы производителя энтропии), площадь WI (полезный выход) сокращается в области добавленной тепла, поскольку в выхлопной газе преобразуется меньшее количество тепла, а в выхлопной газе отвергается больше. ^{[ 30 ]}
Диаграмма черной линии представляет собой цикл реактивного двигателя с максимальным давлением P2 и температурой T3. Когда неэффективность компонентов включена для реального двигателя, в каждом процессе увеличивается энтропия, которая показывает, что энтропия увеличивается в каждом процессе, включая потерю давления сгорания от P3 TP P3 ', из-за потерь характеристики воздушного потока, таких как трение, через каждое. ^{[ 31 ]} Afterburing добавляет область в цикл за пределами строки 3–4. Диаграмма также применяется к циклу ядра турбовентирования и дополнительной меньшей диаграммы ^{[ 31 ]} Требуется для обходного сжатия, потери давления в воздухе и расширения форсунки вентилятора. ^{[ 28 ]}

Конфигурации реактивного двигателя

Каждый из реактивных двигателей, Ramjet, Turbojet, After -Turning Turbojet, Turboun и Afterburing Turboun имеет другой набор компонентов, которые сжимают, нагревают и расширяют проходящий воздух. Часть сжатия цикла может быть получена только от компрессора без движущихся частей (впускной/диффузор Ramjet) или впускного отверстия самолета и компрессор двигателя. После выстрела происходит в дополнительном сборе. Часть расширения имеет место в сопло, которой обычно предшествуют турбины. Для переноса энергии TurbON с использованием турбины и вентилятора происходит от ядра, чтобы обходить воздух.

Marquardt RJ43 Рамджат выставка музея. Ramjet - это двигатель, в котором высокоскоростный воздух преобразуется в давление в диффузоре, добавляется тепло, а воздух листья с более высокой скоростью. Для этого конкретного сверхзвукового сжатия Ramjet происходит, начиная с кончика всплеска входа и заканчиваясь на сетке с высоким блоком красного цвета, эта длина представляет собой диффузор. Сгорание происходит от начала цилиндрического сечения до форсунки, и расширение происходит в сопло сходящегося дивергента.
Pratt & Whitney J57 Turbojet (модель масштаба 1/4). Turbojet использует свой термодинамический цикл газ в качестве движущего самолета. Скорость реактивной реакции превышает скорость дозвукового самолета на слишком большой сумме, чтобы быть экономичным методом дозвукового движения самолета. Целью реактивного двигателя является преобразование энергии топлива в кинетическую энергию воздуха цикла, но после того, как импульс, производимый тягой, появился нежелательным побочным продуктом-это скорость следа, которая приводит к потере кинетической энергии, известной как остаточная потеря скорости (RVL). Скорость пробуждения за самолетом с турбоейсом на дозвуковой скорости составляет около 600 миль в час. На максимальной скорости, управляемой пропеллером, скорость пробуждения за пропеллером, которую он заменил в качестве производителя тяги, составляет около 10 миль в час с незначительным RVL. ^{[ 32 ]} Невозможно полностью преобразовать кинетическую энергию, полученную внутри двигателя в работу тяги. Весь увеличение кинетической энергии, полученной внутри двигателя, тратятся на работу по тяге и потери кинетической энергии за пределами двигателя. Таким образом, внутри двигателя есть кинетическая энергия, которая останется неиспользованной. В случае стационарного двигателя перед взлетом вся кинетическая энергия превращается в потери, поскольку сила тяги не работает. ^{[ 33 ]}
Klimov VK-1 F Turbojet с Afterburner. Afterburner - это двигатель, в котором высокоскоростный выхлоп из турбины двигателя преобразуется в давление в диффузоре. Топливо с ярожниками сжигается с кислородом в воздухе разбавления, который не участвовал в процессе сжигания двигателя. Газ расширяется в сопло с увеличением скорости. Turbojet Afterburner имеет те же три требования, что и Ramjet, оба являются движущими воздуховодами. Это преобразование высокоскоростного газа в давление в диффузоре, сжигание и расширение в более высокую скорость в сопло. Таким образом, комбинация турбоевта/явив после грунта иногда рассматривалась в конце 1940-х годов турбо-рамжетом. ^{[ 34 ]}^{[ 35 ]}

С момента введения в обслуживание принципа обхода в XX прогрессивно большую долю обходного воздуха по сравнению с прохождением через ядро, производящее мощность, была включена увеличением мощности ядра на фунт на секунду воздушного потока (конкретная мощность ядра).

Заявление, которое иллюстрирует соединение между вентилятором и основным двигателем высокого обходного двигателя, приписывается Морану. ^{[ 36 ]} «Вентилятор обеспечивает тягу (sic.). Ядро обеспечивает способность управлять вентилятором + немного тяги». Эквивалент можно сказать о комбинации поршневого двигателя/винта. «Пропеллер обеспечивает тягу. Двигатель обеспечивает мощность для управления пропеллером + немного тяги (от выхлопных заглушек)». Сходство между двумя технологиями заключается в том, что функции производителя мощности и производителя тяги разделены. Термодинамическая и движущая эффективность независима. Тем не менее, для турбояжа любое улучшение, которое повысило коэффициент давления цикла или температуру турбины на входе, также повысило температуру и давление реактивной трубы, давая более высокую скорость реактивной реакции по сравнению со скоростью самолета. По мере того, как тепловая эффективность повысилась, движущая эффективность снизилась. Эта взаимозависимость была сломана с помощью обходного двигателя.

Турбовант (CF-6) вход и вентилятор. Область ядра, 1/6, видна через вентилятор. Сравнение того, насколько эффективно дозвуковая вход в сжатие воздуха по сравнению с вентилятором дается при повышении температуры впускного ОЗУ и вентилятора для CFM56 около 30 и 40 ° F при круизе 0,85 мН. ^{[ 3 ]} Повышение температуры связано с повышением давления путем потерь, понесенных в том, как достигается сжатие, и все три визуально очевидны на диаграмме T ~ S.
Турбон ( IAE V2500 ), показывающий машины, необходимую для передачи энергии от сердечника в обход воздуха, который течет вдоль прохождения обрезания. Эти детали представляют собой 5-ступенчатую турбину, экстремальные правые, идентифицированные с кольцами с наконечниками, и вентилятором, крайне слева. Эти детали вносят свои собственные потери двигателя в достижении усиления в двигательной эффективности.
V2500 Турбина с низким давлением. Часть власти этой турбины управляет внутренней частью вентилятора и 3 стадию бустера, которые способствуют производительности ядра. Другая часть передает энергию в воздушный воздух, управляя гораздо большей внешней частью вентилятора.
Турбовант (Трент), показывающий основные сопло и лопасти турбины, а также обходные сопла и фанатов. Две пробуждения сопла состоят из отходов, которые сочетаются с производством тяги. Оба имеют остаточную потерю скорости от их кинетической энергии, которая учитывается PR EFF. Ядро отклонено от термодинамического цикла и потерь компонентов. Также из основной части движительной системы, т.е. сопла и потери LPT, связанные с потоком вентилятора. Сопло вентилятора пропускает тепловые потери из системы мощного движения, то есть генерация внешней энтропии вентилятора, производство энтропии из потери давления в воздухе и сопло. ^{[ 37 ]}
Низкий обход турбовентов ( Turbo-Union RB199 ) с Awherburner. Слева виден обходной канал, окружающий турбины. Для Afterburner можно увидеть обходные топливные форсунки, а также обходные владельцы огня и ядро -пламен в центре. Ядерный впрыск топлива невидится вверх по течению. Надежное сжигание в воздушном воздухе, которое может быть столь же холодно, как 300 К, гарантируется путем сбора некоторых турбинных выхлопных потоков для нагрева обходных пламени. Ведра, показанные на полпути между развернутыми и утированными позициями, предназначены для реверсатора тяги.

Упор и расход топлива

Улива и расход топлива являются ключевыми показателями производительности для реактивного двигателя. Улучшения в тяге и потреблении топлива широко цитируются для новой конструкции двигателя по сравнению с предыдущим, чтобы показать, что была включена новая технология, которая снижает расход топлива. В качестве примера, Pearl 10x сообщалось, что Turboun производит на 8% больше тяги и использует на 5% меньше топлива, чем BR725 . ^{[ 38 ]} Потребление тяги и топлива объединяются в одной измерениях, удельный расход топлива (SFC), который отражает уровень технологии, используемой в двигателе, поскольку это топливо, необходимое для производства одного фунта или Ньютона из тяги независимо от размера двигателя. Два двигателя, разделенные примерно на пятьдесят лет, получили знания в области проектирования реактивных двигателей, Pratt & Whitney JT3C и Pratt & Whitney 1100G, иллюстрируют сокращение SFC на 50% с 26 до 13 мг/нс. ^{[ 39 ]}

Внутри двигателя разрабатывается тяга, когда компоненты включают подачу газового потока. ^{[ 40 ]} Такое же значение тяги проявляется без учета того, что происходит внутри двигателя. Обработка двигателя как черного ящика рассчитывается, зная, что массовая скорость потока и скорость воздуха попадает в двигатель, и увеличенную скорость выхлопного газа покидают двигатель. Наблюдение за этим увеличением подразумевает, что к газому двигателю была приложена сила ускорения задних направлений. Тяга - это равная и противоположная реакция на внутренние детали двигателя, которая передается в самолет через крепления двигателя.

Коэффициент давления двигателя (EPR), скорость компрессора низкого давления (N1) и температура выхлопного газа (EGT)

Airbus A340-300 Электронный централизованный воздушный монитор (ECAM) , показывающий N1 и EGT для каждого из четырех двигателей

EPR или N1 используются в качестве индикаторов кабины для тяги, потому что один или другой, в зависимости от предпочтения производителя двигателя, является действительной альтернативой для тяги, которая не измеряется в самолете. Таким образом, они известны как параметры настройки тяги. N1 предпочтительнее General Electric Aviation и CFM International , а EPR предпочтится Pratt & Whitney и Rolls-Royce . Значение EPR для турбояжника сравнивает давление в реактивной трубе с давлением вне двигателя, и повышение давления является результатом насосного действия двигателя. Комбинированное действие двигателя и добавленной форсунки состоит в том, чтобы произвести тягу. Функция основного двигателя (компрессор, сгорание и турбина) состоит в том, чтобы накачать воздух до давления выше, чем у окружающего воздуха. ^{[ 41 ]} Затем он ускоряется путем прохождения его через суженную область, известную как сопло. Для обходного двигателя с двумя отдельными сопелами давление в каждом из них взвешивается по сравнению с областями сопла. Таким образом, индикатор тяги Rolls-Royce RB211 известен как интегрированный EPR (IEPR). Тяга легко контролируется регулированием воздушного потока, и, поскольку весь воздушный поток накачивается вентилятором N1, используется для установки тяги General Electric Aviation . ^{[ 42 ]}

EGT является индикатором кабины для потока топлива, поскольку топливо, сжигаемое в сгоре, определяет температуру входа турбины, которая не может быть надежно измерена, и EGT является подходящей альтернативой. Любое ухудшение от двигателя, как новое состояние, потребует большего топлива, что приведет к более высокой температуре газа для производства тяги. Например, при взлете EPR поток топлива и, следовательно, EGT поднимаются со временем в обслуживании, поскольку двигатель ухудшается от своего нового состояния. Он постепенно использует больше топлива, пока детали не должны быть заменены для восстановления исходной более низкой рабочей температуры и снижения стоимости покупки топлива. ^{[ 43 ]}

Индикаторы производительности кабины могут вводить в заблуждение

Хотя EPR напрямую связан с уточнением по поводу перелета American Airlines с их первыми реактивными двигателями, Pratt & Whitney JT3C , была омрачена проблемами инструментальных инструментов, чтобы чтение кабины было подвергнуто сомнению, а другие параметры, FF и N1 отчаяние. ^{[ 44 ]}

EPR основан на измерениях давления с пробирными трубками, уязвимыми для блокировки. Air Florida Flight 90 разбился при взлете в снегу и условиях обледенения. Необходимый удар взлета составлял 14 500 фунтов, что обычно будет установлено путем продвижения рычагов тяги, чтобы дать чтение EPR 2,04. Из -за того, что EPR зонд обнаружен набор значений, то есть 2.04, был ошибочным и фактически эквивалентным 1,70, что дало фактическую тягу всего 10 750 фунтов. Медленное ускорение заняло на 15 секунд больше, чем обычно, чтобы достичь скорости подъема, и способствовало аварии. ^{[ 45 ]}

EGT показания также могут вводить в заблуждение. Температура газа, покидающая турбину, увеличивается с использованием двигателя по мере того, как запасные части изношены, но стратегическое воздушное командование одобрило двигатели J57 и TF33 для полета, не зная, что у них были согнутые и сломанные турбинные детали. Они были введены в заблуждение с помощью низкочитывающего EGT, который, когда он принимал за стоимость лица, о том, что двигатели находились в приемлемом состоянии. Было обнаружено, что зонды EGT не были правильно расположены для образца репрезентативной температуры газа для истинного состояния двигателя. ^{[ 46 ]}

Улучшение производительности

Производительность с точки зрения SFC, а не веса или размера, - это общая эффективность преобразования энергии всей силовой установки или степень, в которой отходы минимизируются. Общая эффективность всей силовой установки зависит от эффективности составляющих деталей, которые производят отходы.

Улучшение производительности реактивного двигателя, сначала в качестве турбояжника, а затем в качестве турбовина, происходит из -за непрерывного увеличения коэффициента давления (PR) и эффективности компонентов, снижения потерь давления и развития материалов, которые вместе с технологиями охлаждения позволили более высокий турбин температура входа (сиська). Это также произошло из -за уменьшения утечки от газовой дорожки, потому что только поток газа над поверхностями аэродинамического профиля способствует тяге. Увеличение TIT означает более высокую выходную мощность, которая для турбоейта приводит к слишком высокой скорости выхлопных выхлопных газов для дозвукового полета. Для дозвукового самолета мощность высокой ядры, доступная от повышенной сиськи, используется для управления большим вентилятором, который добавляет меньше кинетической энергии к большому количеству воздуха. ^{[ 47 ]} Кинетическая энергия - это нежелательный побочный продукт, известный как потеря остаточной скорости, увеличивающегося импульса, который производит тягу. Целью двигателя инженера является минимизация преобразования или деградации энергии в тепло, а не на работу. Поршневые двигатели использовали часть их отработанного тепла с турбонаддувом и турбокомпендированием. Некоторые были использованы для тяги с обратной стороны, обращенной к выхлопным заглушкам. Нельзя использовать тепло отходов от реактивного двигателя, поэтому производительность улучшается путем уменьшения количества, полученного, когда воздух проходит через двигатель. Это включает в себя потерю общего давления от производства энтропии в воздуховодах, как объяснено Салливаном: ^{[ 48 ]}

Irreversibility or entropy production is a measure of the destruction in the conversion of energy from a high quality form to a low quality form. Fluid flow in a duct with high kinetic energy is a high quality energy datum and the boundary layer converts some of the kinetic energy to a lower quality form thermal energy.

Причина увеличения обхода при увеличении основной власти дается Хартманном: ^{[ 49 ]}

Higher specific output, ie greater conversion of heat from fuel to KE of a jet, is poor exploitation of the KE needed for the production of thrust due to high energy losses at the outlet.

Увеличение общего коэффициента давления

Повышенное соотношение давления является улучшением термодинамического цикла, поскольку сжигание при более высоком давлении имеет уменьшенный рост энтропии, что является основной причиной для достижения более высоких коэффициентов давления в цикле реактивного двигателя, который известен как цикл Брайтона . ^{[ 50 ]} Повышенное соотношение давления может быть достигнуто с помощью большего количества стадий или увеличения коэффициента давления на стадии. Значение более высокого отношения давления к расходу топлива была продемонстрирована в 1948 году, когда J57 (12: 1) был выбран для стратофортрии B-52 Boeing вместо турбовинтового. ^{[ 51 ]} Предыдущим опытом работы с использованием специфического для использования топлива для турбоевских топлива был General Electric J47 (5.4: 1), используемый в Boeing B-47 StratoJet , который изначально привел к решению турбоприза.

Компрессор радиального потока широко использовался для ранних турбоевских двигателей, но преимущества в производительности, которые поставлялись с осевым компрессором с точки зрения соотношения давления, SFC, удельного веса и тяги для каждого квадратного фута лобной области, были представлены в 1950 году постоянной Хейна ^{[ 52 ]} Тем не менее, компрессор радиального потока по -прежнему является лучшим выбором для мелких турбо новостей в качестве последней стадии высокого давления, потому что альтернативные очень маленькие осевые стадии будут слишком легко повреждены и неэффективны, а зазоры на вершине значительны по сравнению с высотой лезвия. ^{[ 53 ]}

Ранний Turbojet, De Havilland Goblin , компрессор радиального потока с соотношением давления 3.3: 1, 1942.
Два стадию центробежного компрессора, как показано здесь в турбовинтовом положении Rolls-Royce Dart, использовали в реактивном двигателе, турбовентирующий Garrett F109 с соотношением давления 13: 1. ^{[ 54 ]}
Ранний Turbojet, General Electric J47 , 1947. 11 -этажный компрессор имеет коэффициент давления 5,4: 1.
IAE V2500 TurbOwan (1987) с общим соотношением давления около 35: 1, который генерируется 1 вентилятором, 4 низким давлением и 10 стадиями компрессора высокого давления. К 2016 году общий коэффициент давления достиг 60: 1 в General Electric GE9X . ^{[ 55 ]}
Pratt & Whitney Canada PW500 Business Jet PW530 Turboun, показывающий компрессор HP с 2 осевым и центробежным компрессором на последнем этапе с развертыванием спины и диффузорами трубы. Общее соотношение давления около 13: 1
Honeywell/ITEC F124 Jet Trainer/Light Combat Turbust, показывающий компрессор HP с 4 осевой и центробежной последней стадией с высокой задним ходом, лезвиями сплиттера и передовым краем. Общее соотношение давления 19.4: 1 от 3 осевого вентилятора, 4 осевого HP и 1 центробеж.

Включение технологий для высокого общего коэффициента давления

Осевой компрессор имеет геометрию, применимую к его высокоскоростному условию конструкции, при котором воздушный поток приближается к всему лезвию с небольшим количеством или отсутствием заболеваемости, что является минимальным требованием, чтобы свести потери потока. Как только условия изменятся от точки конструкции, угол падения лезвия изменится от значения с низким уровнем потери, и в конечном итоге компрессор больше не будет работать стабильным образом. Отклонения от дизайна приемлемы, если компрессор не должен слишком сильно повышать давление воздуха, скажем, до 5 атмосфер. Для больших значений должны быть включены переменные функции, которые изменяют геометрию компрессора ниже скорости конструкции. Двигатели, которые появились после J47 с его PR 5.4: 1, имели компрессоры с более высокими PR, которые нуждались в какой -то форме переменной функции, которая работала на низких скоростях, чтобы предотвратить сбой на передней стадии и разрыв трепета и задумчивость задних стадий. Это были клапаны, которые открывались для сброса воздуха, когда все этапы не могли пройти одинаковый поток и лопатки с переменным углом, чтобы поддерживать приемлемые треугольники скорости, состоящие из скорости приближающегося воздуха, скорости лезвия и относительной скорости воздуха в лезвие. В качестве альтернативы компрессор был разделен на два отдельно вращающихся компрессоре ^{[ 56 ]} Каждый с соотношением низкого давления, такого как J57, с 3,75 л.п. x 3,2 л.с. = 12: 1 в целом. ^{[ 57 ]} Клапаны кровотечения, переменные углы лезвия и разделенные компрессоры используются вместе на современных двигателях для достижения высокого давления. Rolls -Royce Trent 700 из 1990-х годов, с коэффициентом давления 36: 1 и 3 отдельных роторов компрессора, требуется 3 ряда переменных лопастей и 7 кровотечения.

В начале более высоких коэффициентов давления должны были быть получены со многими этапами, потому что отношения давления стадии были низкими, около 1,16 для компрессора J79, который нуждался в 17 этапах. ^{[ 58 ]} Современные компрессоры имеют более высокий PR на стадию и все еще требуют одинаковых переменных. Компрессор HP International CFM International HP с PR 22: 1 из 10 этапов требует переменных впускных лопастей и 4 этапа переменных лопастей статора. Общее соотношение давления для двигателя ограничено температурой, которая идет с ним. Температура выходов компрессора около 900 К - это предел, который определяется пригодностью материала с точки зрения веса и стоимости. ^{[ 59 ]}

Pratt & Whitney JT3 (1/4 -й шкала) с PR 12: 1, пример раннего реактивного двигателя с разделенным компрессором. Он также нуждался в начальном/низком уровне кровотечения за борт между двумя компрессорами, закрытым выше 90% N2. ^{[ 60 ]} Видно видно вентиляционное отверстие с кровотечением с синей сеткой (наполовину удалена).
Rolls-Royce Avon Ранний реактивный двигатель показывает 1 из 2 наборов из 3 клапанов в верхней части и 1 из 2 клапанов внизу, которые освобождают воздух из компрессора, соотношение давления 7.45: 1, для запуски и низкой скорости. Также на передней части виден ряд подшипников для лопаток в входе. ^{[ 61 ]}
General Electric CJ805 PR 13: 1, показывающий механизм приведения в действие для переменных входных лопастей и 6 стадий переменных статоров с различными углами в соответствии с началом и низкой скоростью.
General Electric J79 /CJ805 компрессор, показывающий, только что виден в горизонтальном расщепленном фланце корпуса компрессора, переменные статоры, очевидные по функции круговой конечной конечности для вращения, для запуски и низкоскоростной работы.
J79/CJ805 передний компрессор стадии с VSV - показывает сужение воздуха, когда объем каждого фунта воздуха уменьшается, с увеличением давления
Эти фотографии поврежденного корпуса компрессора иллюстрируют угловое перемещение переменных статоров и значение терминологии, открытой и закрытой. Он показывает, что Stator Vanes закрыт для запуски и низкой скорости (левая фотография) и открывается для более высоких скоростей. Klimov TV2-117 Компрессор турбоссафта с PR 6.6: 1
Pratt & Whitney J58 Bleed Требуется от компрессора, PR 9: 1. Двери с кровотечением 4 -го этапа, необходимые для запуска двигателя и вентиляции до гондолы, видны непосредственно вперед от верхней пробирки. 3 из 6 трубок для 4 -й стадии обходной кровотечение до опоры, необходимого при низких скорректированных скоростях, вызванных высокой температурой оперативной памяти. ^{[ 62 ]}
J58 2-позиционные прицельные лопатки дают переменную функцию направляющей лопатки, необходимую для предотвращения размены лопасти на передней сцене (вибрация). ^{[ 63 ]}
PW530 Business Jet TurbOwan с кровотеченным клапаном, вид с первой стадии лопастей компрессора высокого давления. Он проходит сжатый воздух из входа рабочего колеса в байпасный воздуховод на низких скоростях.
Переменные входные лопасти используются на современных двигателях. переменные заслонки с норками, цветные коричневые. В этом General Electric F414 видны
CFM Leap Engine, показывающий механизмы применяющегося для входа в нагрузку с высоким давлением лопаток и статоров на первых 4 этапах.

Повышенное соотношение давления на стадии

Сжатие воздуха в газовой турбине достигается путем преобразования доли кинетической энергии (генерируемого ротора компрессора, либо центробежным рабочим колесом, либо осевым рядом) воздуха в статическое давление по одному этапе за раз. Большинство ранних реактивных двигателей использовали одноступенчатый центробежный компрессор с соотношениями давления, такими как 3,3: 1 ( De Havilland Goblin ). Более высокие отношения давления поставляются с осевым компрессором, потому что, хотя отношения давления стадии были очень низкими в сравнении (1,17: 1 BMW 003 ) ^{[ 64 ]} Больше этапов можно использовать по мере необходимости для более высокого общего коэффициента давления. Более продвинутые центробежные этапы используются в небольших турбовентах в качестве последней стадии высокого давления за осевыми этапами ( Pratt & Whitney Canada PW300 и другие). Тот же технологический уровень производит 8: 1, когда используется в качестве единственной стадии в Pratt & Whitney PW200 . двигателях вертолета ^{[ 65 ]} Центробежная стадия состоит из витрин и лопаток диффузора, ^{[ 66 ]} или в качестве альтернативы диффузор ^{[ 67 ]} которые, как считается, дают меньшую блокировку, когда статическое давление повышается с диффузией. ^{[ 68 ]}

Осевой компрессор состоит из чередующихся рядов вращающихся и стационарных диффузоров, ^{[ 69 ]} Каждая пара была сценой. Эти диффузоры расходятся по мере необходимости для дозвукового потока. ^{[ 70 ]} Канал, образованный соседними лезвиями, количество диффузии, корректируется путем изменения их угла относительно тангенциального, известного как угол поражения. ^{[ 71 ]} Большая диффузия дает более высокий коэффициент давления, но поток в компрессорах очень восприимчив к разделению потока, потому что оно идет против повышающего давления (газ естественным образом течет от высокого до низкого давления). Коэффициент давления на стадии увеличился к 2016 году, так что 11 этапов могли достичь 27: 1 (компрессор высокого давления GE9X). ^{[ 55 ]}

К комплексные лопасти с низким соотношением сторон, с их лучшей эффективностью как аэродинамической, так и структурной, и в турбояжнике 1950 -х годов Tumanansky R -11 , а впоследствии примеры широких лопастей вентилятора аккордов, введенных в 1983 году в Garrett TFE731 -5 ^{[ 72 ]} и в 1984 году в RB211 -535E4 ^{[ 73 ]} и Pratt & Whitney Canada JT15d -5. ^{[ 74 ]}

1942 De Havilland Goblin с одной центробежной стадией с коэффициентом давления 3.3: 1
1940 BMW 003 с коэффициентом давления на стадии 1,17: 1 для каждого из 7 этапов
Центробежная стадия имеет диффузорные лопасти, которые замедляют воздушный поток после того, как он оставляет кончик рабочего колеса, видимый в этом Turbomeca Artouste двигателе . Они способствуют коэффициенту давления на сцене.
Климов VK-1 показывает типичную центробежную стадию измельченных лопастей диффузора, но на небольшом рабочее колесо для охлаждения для внутренней воздушной системы. Для двухсторонней стадии центробежного компрессора двигателя эквивалент не был замечен с разрезом.
Pratt & Whitney Canada JT15D Работочница с коэффициентом давления 7: 1 потребовало бы 6 или 7 осевых стадий на его месте. ^{[ 75 ]} На этой центробежной стадии используются диффузоры труб, а не лопасти диффузора. Лезвия вентилятора не установлены в центре вентилятора, который находится перед небольшими бустерными лопастями.

Эта неопознанная авиационная газовая турбина показывает подробности осевого компрессора, прохождения лезвия, где диффузия происходит в лопастях ротора и стационарных статорах (не виден, но их ориентация очевидна из появления сварных швов, фиксирующих лопы на месте). Первый ряд лопастей - это входные лопасти, показанные с горизонтальной ориентацией, что означает, что воздух покидает лопасти в осевом направлении. Сразу же приведены лезвия вращающегося ротора, которые воздух должен попасть в узкий диапазон углах с низким уровнем потери. Очевидное несоответствие направлений разрешено в реальности, потому что осевая скорость и тангенциальная или периферическая скорость быстро движущихся лезвий добавляют в свой определяющий треугольник скорости, чтобы дать необходимый узкий диапазон заболеваний по сравнению с лезвиями.
Треугольники скорости используются, чтобы показать скорость воздуха относительно стационарных лопастей и вращающихся лезвий. На этом рисунке показана диффузирующая форма для воздушного потока между лезвиями, площадь выхода B больше, чем площадь входа A для движущихся лопастей ротора (Loopschoepen) и стационарных лопастей (Leidschoepen). Он также показывает конструкцию треугольников скорости, которые определяют угол, который воздух поражает ведущие края. W ₁ -это скорость относительно лезвия, движущегося в U, и выровнена под углом низкого уровня с первым ротором, C ₂ аналогично выровнению со стационарным лопатом, W ₃ выровнен со вторым ротором. Треугольники скорости позволяют смешать движущиеся и стационарные точки зрения. Например, воздух движется со скоростью по сравнению с лезвием ротора, поскольку он оставляет задний край, а треугольник со скоростью лезвия преобразуется в лобовую скорость, когда он ударяет на стационарный лод. ^{[ 76 ]}
General Electric J85 Turbojet компрессор, показывающий осевое расстояние между вращающимися и стационарными лезвиями, необходимыми для предотвращения прикосновения лезвий, когда они сгибаются во время прискорки.
Эта диаграмма показывает некоторые особенности в сложном поле потока в осевом роторе компрессора. Это механизмы потерь, которые генерируют энтропию. Поток неустойчив из -за относительного движения между каждым рядом движущихся и стационарных лезвий. Показанные схемы потока известны как вторичный поток и отвечают за половину потерь в компрессоре. ^{[ 77 ]}
Rolls-Royce Avon High Asposio Catio (узкий) компрессор, типичный в военных двигателях до 1970-х годов.
1950-е годы Tumanansky R-11 с низким соотношением сторон (широкий) лезвие, которое предшествовало его введению в других военных двигателях на 20 лет. ^{[ 78 ]}

Эффективность вентилятора

Лезвия вентилятора на современных двигателях имеют широкий аккорд , который заменил обычные узкие аккорды, которые нуждались в схватке, или кожухах, чтобы они не вибрировали в неприемлемой степени. Увеличение длины аккорда на количество, которое заставило лезвие достаточно жестким, чтобы не потребовать, чтобы кусочки также сделали лезвие более устойчивым к повреждениям, вызванным птицей, градом и проглатыванием льда, ^{[ 79 ]} и принесли несколько не связанных преимуществ повышения эффективности, резервного отрыва и снижения шума. ^{[ 80 ]} Существует также большее осевое расстояние для центрифугирования мусора от входа компрессора, чтобы предотвратить эрозию поверхностей аэродинамического профиля, что снижает эффективность компрессора.

1960 -е годы Pratt & Whitney JT9D 92 -дюймовый вентилятор диаметра с длинными узкими лезвиями, известными как высокое соотношение сторон. Этот тип лезвия был разработан, предполагая, что воздушный поток был двумерным, т.е. вдоль аккордов без массы, импульса или энергии, обмененной по длине лезвия. Они были заменены широким аккордом, когда вводили CFD, который моделирует реальный поток вокруг лезвий, который является трехмерным.
1970 Garrett TFE731 с ранним примером вентилятора транссона (сверхзвуковых относительных скоростей над внешней частью лезвия), разработанного с помощью трехмерной вычислительной динамики жидкости (CFD). ^{[ 81 ]}
-1 до -4 1967 года Pratt & Whitney JT15D от -4 с -4 с частично -простирающимися кожухами и местными жесткости, которые снижают эффективность вентилятора
Представлено в 1984 году Pratt & Whitney JT15D -5 с широкими лопатками вентилятора аккордов и удаленных суставов и жесткости.
Rolls-Royce Trent 900 116-дюймовый вентилятор диаметра. Вентилятор имеет сверхзвуковые относительные скорости во внешней половине, что приводит к ударным волнам в отрывках. Визуально очевидным является передвижение лопасти, которое изменяется от концентратора до кончика от вперед к назад к вперед, и поворот лезвия, который варьируется от почти осевого в концентраторе до почти окружности на кончике. Форма лезвия позиционирует удар, достаточно далеко за передовым краем, чтобы предотвратить изгнание ударной волны за пределы передней края кончика (предотвращает всплеск и трепетание). Каждый радиальный раздел с его вкладом в переднюю краю и поворот лезвия имеет центробежную силу, действующую близко к радиальной линии, которая сводит к минимуму напряжение из -за вращения. ^{[ 82 ]}^{[ 83 ]}

Сжигание

Влияние теплопередачи и трения в сгорании, как двигателе, так и после грунта , вызывают потерю давления застой и увеличение энтропии. Потеря в давлении показана на диаграмме T ~ S, где можно увидеть, чтобы уменьшить площадь рабочей части диаграммы. Потеря давления в сборе имеет два вклада. Один из -за того, что вывозит воздух из компрессора в зону сгорания, в том числе через все охлаждающие отверстия (потеря давления трения), то есть с текучим воздухом, но не происходит сжигания. Добавление тепла к плавному газу добавляет еще один тип потери давления (потеря давления импульса).

В дополнение к потере давления в застоя другой мерой производительности сгорания является неполным сгоранием. Эффективность сжигания всегда была близка к 100% на высоких уровнях тяги, что означает, что присутствуют лишь небольшие количества HC и CO, но большие улучшения должны были быть сделаны вблизи работы на холостом ходу. В 1990 -х годах снижение оксидов азота (NOX) стало фокусом из -за его вклада в смог и кислотный дождь, например. Технология сгорания для снижения NOx - это богатое ожог, быстрое микс, Lean Burn (RQL) ^{[ 84 ]} Представлено Pratt & Whitney с Talon (Technology for Advance Low Nox) PW4098 Combustor. ^{[ 85 ]} Технология RQL также используется в сгорании Rolls-Royce Phase 5 Trent 1000 и General Electric LEC (сгорание с низким уровнем выбросов). ^{[ 86 ]}

Конфигурации сгорания двигателя представляют собой обратное потоковое расходы отдельные, простые отдельные, канкулярные (все три исторических, потому что камера кольцевого потока дает больше площади и больше ровного потока в турбину), а также современный и кольцевой и кольцевой поток. Подготовка топлива для сгорания осуществляется либо путем преобразования в небольшие капли (атомизация), либо нагревание воздуха в трубки, погруженных в пламя (испарение).

Примеры ранних реактивных двигателей с центробежными компрессорами, Rolls-Royce Welland и General Electric J31 , использовали сгорания обратного потока. Более современные небольшие реактивные двигатели, включающие центробежный конечный стадию компрессора, также используют сборы обратного потока и варьируются от 1000 фунтов на Thrust Pratt & Whitney Canada PW600 в 6000 фунтов Eclipse 500 легкого самолета до очень 7000 фунтов. Британская аэрокосмическая аэрокосмическая авиалайнер.

General Electric J31 с десятью сгораниями обратного потока. 18-8 Сжатый воздух протекает между внешним корпусом из нержавеющей стали и внутренней трубкой пламенной пламени, затем через серию отверстий к внутренней части трубки, где он смешивается с топливом. Сжигание продолжается по длине и завершено перед обращением направления на турбину. ^{[ 87 ]}
Де Хэвилленд Гоблин с шестнадцатью простыми камерами сгорания. Каждый состоит из пламенной трубки, заключенной в наружный корпус под давлением. Они соединены трубками, которые уравновешивают давление и распространяют пламя во время запуска из двух трубок с зажиганиями, один из которых показан на верхней трубке. ^{[ 88 ]}
Rolls-Royce Nene с девятью камерами сгорания. Cutaway - одна из 2 камер, оснащенных воспламенением пламени, которая помещает воспламенение в более холодное место, чем прямо в потоке горячих газов. Во время начала топлива с распыленным от небольшого автономного блока (показан соленоид оранжевого цвета) зажигается зажиганием зажигания, а пылающая струя топлива проецируется в основной топливный спрей от горелки. Сгорание распространяется во все камеры через взаимосвязанные трубки. ^{[ 89 ]}
Westinghouse J46 "Walking Stick" Топливные варень в кольцевой сгоре. ^{[ 90 ]} Топливная пара также использовалась в двигателях Sapphire, Viper, Pegasus, Olympus 593 и RB211. В противном случае двигатели используют какую -то форму распылительного сопла ^{[ 91 ]} который преобразует давление топлива в топливной трубе в кинетическую энергию в сгорании, производящем хорошо атомированный спрей.
Pratt & Whitney J57 с восемью консервными сгораниями, а это означает, что пламени-отдельные, но содержатся в кольцевом пространстве между внешними и внутренними оболочками. Каждая банка представляла собой камеру кольцевого сгорания в миниатюре с центральной трубкой для охлаждающего воздуха и шестью горелками, расположенными вокруг него. ^{[ 92 ]}
PW500 обратный поток кольцевой сгорание. Серия следующих бигеров, PW300 , использует прямое сжигание, но все еще с центробежным компрессором, поставляющим воздух.
JT9D Прямое кольцевое сгорание, воздушный поток слева направо. Атомизирующее топливное сопло представляет собой двойное отверстие или дуплексное тип. Основной или пилотный поток поступает из небольшого отверстия (отверстия) в центре на низких скоростях двигателя через топливную трубку слева. Вторичный, или основной поток происходит от большего отверстия вокруг него на более высоких скоростях через трубку справа. Воздушный поток от направляющего выхода небольшого компрессора слева поступает в рассеятель, усиливающий участок, который делит его на три части. Центральный поток попадает в сгорание и смешивается с топливом. Внешние и внутренние детали постепенно входят в сгорание через отверстия, показанные, завершающие сгорание, а затем разбавляя, чтобы придать конечную температуру выхода, подходящую для турбины.
Сгоревнику двигателя нуждается в высоком скоростном воздухе, оставляющем значительно замедление компрессора, что выполняется с увеличением площади потока (диффузор), до низкого Mn до того, как произойдет сгорание, чтобы обеспечить низкую потерю давления сгорания. Рециркуляционная зона (показанная круглыми путями воздушного потока) должна поддерживать вблизи топливного сопла для начального сжигания входящего топлива для происходящего. Эта зона (первичная зона) поддерживается двумя первичными воздушными путями, поток вихрь, проникающий через вихревые лопасти (изображенные серыми квадратами) вокруг топливного форсунка и первого ряда первичных отверстий для радиального притока воздуха. Сгорание завершается промежуточным воздухом, а температура газа снижается с помощью воздуха разбавления до значения, необходимого для длительного срока службы турбины. ^{[ 93 ]}
J85 Endulal Curstor, отображается задняя часть. При установке в двигателе этот открытый конец закрыт первой ступенчатой кольцом для насадки турбины. карта
Rolls-Royce Turbomeca Adour Adour Turbrown . Существует необходимость поддерживать определенный минимальный потери давления в сгораниях, а не уменьшить его как можно больше, чтобы минимизировать производство энтропии. Его нужно поддерживать, чтобы предотвратить обратный поток в схемах охлаждения турбины, поскольку охлаждающий воздух от компрессора HP нуждается в более низком давлении на турбинах, чтобы течь. ^{[ 94 ]}^{[ 95 ]} Охлаждающий воздух от компрессора (синий) должен течь в область турбины (направляющая насадка на оранжевый оранжевый цвет). Это включено путем падения давления, которое происходит в сгорании. Также очевидно увеличение площади от компрессора в сгорание, которое необходимо для замедления воздуха.

Ранние тесты на послеохоронения показали потерю давления из -за быстрого увеличения, если число Маха при входе в зону сгорания составляло более 0,3. Это ниже, чем MN, покидая турбину, поэтому для замедления газа необходимо рассеянная секция перед пламени, где начинается сгорание и поддерживается в зоне рециркуляции. ^{[ 96 ]} Ранним сюрпризом в тестировании после грунта было то, что топливо не зажигает по собственному желанию в выхлопной выхлопе с горячей турбиной, поэтому яростные перегрузки используют различные методы зажигания. Достаточно низкий Mn, где начинается пламя (0,2–0,25 EJ200 ^{[ 97 ]}) и достаточно большой диаметр воздуховодов для зоны сжигания необходим, чтобы сохранить потерю общего давления в послеподном договоре до приемлемо низкого уровня. Как и в случае сжигания двигателя, воздух должен быть замедлен с предыдущего компонента, начиная с диффузора. Стабилизация пламени достигается в сжигании двигателя только с использованием только воздушного потока, получая обращение потока, например, с использованием вихрях лопастей вокруг топливного форсунка в сочетании с воздухом, проникающим через отверстия в лайнере. Поздравления используют препятствия для потока, известного как пламени-пламени-блеф-тела («Vee» желоба). Топливные форсунки с атмосфером расположены перед зоной сжигания, чтобы позволить распыленному топливу в достаточной степени смешиваться с выхлопом турбины, чтобы пламя распространялось по воздуху от пламени.

Существуют потери давления из -за трения стенки воздуховода во всех воздуховодах, но у ярожника есть дополнительные потери, вызванные пламени и трубки для подачи топлива. Фундаментальная потеря давления, которая из -за сжигания увеличивается с MN при входе в зону сжигания и с количеством топлива, сжигаемого с точки зрения повышения температуры в ярости. ^{[ 98 ]}

Хотя нет турбины, чтобы ограничить температуру послеподъемника, все еще существует потребность в охлаждающем воздухе для подкладки воздуховода и сопла с переменной формой, которая составляет около 10% от воздушного потока въезда двигателя. Кислород в этом воздухе недоступен для сжигания. ^{[ 99 ]}

Туманский турбоятный вспышка турбояжника R-11 (диффузирующий участок), необходимый для уменьшения потока Mn до того, как произойдет сжигание. Вспышка заканчивается сразу за видимыми пламени. Отсутствует раздел сгорания и выйти из форсунки.
Rolls-Royce Turbomeca Adour TurbOwn Afterburner, показывающий 4 концентрических блефовых пламени-пламени, пробирки топлива, 2 каталитических зажигателя, все из которых являются препятствиями для потока газа, которые вызывают потерю полного давления из-за трения из-за добавленной турбулентности и разделения потока. Также выказываются 2 из 8 рабочих звеньев сопла из 1 из 4 операционных баранов сопла.
Эта точка зрения почти в линии с путем потока газа показывает все препятствия, ответственные за часть общей потери давления в послепончике. Вниз по течению, за пределами пламени, находится длина сжигания воздуховода, где потери давления происходит с добавлением тепла.
Adour Afterburner задний вид, показывающий 4 концентрических паровских желоба (пламени), которые обеспечивают топливо, необходимое для минимального повышения, большая часть топлива, известного как Fill Fuel, для полного повышения поступает из 4 концентрических коллекторов выше по течению от водосточных желоб. За исключением охлаждающего воздуха вдоль поверхности воздуховода. Также виден анти -визг -лайнер для предотвращения колебаний давления, которые могут вызвать повреждение от перегрева. ^{[ 100 ]}
Adour Afterburner, показывающий площадь сопла, эксплуатационные ссылки и переменные сопла в «нет послеохородок» или закрытого положения. Скорость массового потока воздуха через двигатель не изменяется при эксплуатации After Gurner, потому что площадь увеличивается, чтобы позволить увеличенному объемом горячего газа сбежать.
Adour форсунок в послеобедении или открытой позиции.

Уменьшенная потеря давления в воздуховодах

Воздух, проходящий через двигатель, проходит через два компонента, где скорости должны быть высокими, порядок скорости звука . Это компоненты, в которых выполняется работа, компрессор и турбина. Во всех оставшихся компонентах не выполнена работы, и необходимость снижения потерь давления требует более низких чисел Маха. Эти компоненты являются сгоранием двигателя и послепончика, а также соединительным воздуховодом между компонентами, такими как выхлопная труба между турбиной и движущаяся насадка.

Первый канал на силовой установке - это вход, и потеря общего давления перед двигателем особенно важно, потому что он дважды появляется в производстве тяги. Тяга пропорциональна массовому потоку, который пропорционален общему давлению. Давление струйного сопла и, следовательно, тяга также пропорциональны общему давлению при входе двигателя. ^{[ 101 ]} На дозвуковых входах единственные общие потери давления являются из -за трения вдоль стен проходов. Для сверхзвуковых впускных потери шоковой волны также присутствуют, и для минимизации потери давления необходимы системы ударов, чтобы минимизировать потерю давления с увеличением сверхзвуковой MN. Дополнительные потери в общем давлении происходят с ростом пограничного слоя, когда поток замедляется. Пограничные слои должны быть удалены до расположения терминального шока, чтобы предотвратить вызванное шоком разделение и чрезмерную потерю.

De Havilland Ghost Engine. Поворот лопастей, чтобы уменьшить потери давления, можно увидеть в изгибах 90 градусов, ведущих к камерам сгорания.
Klimov VK-1 Ранний дозвуковой вход, показывающий изогнутые поворотные лопаты, которые направляют впускной воздух в глаза передней и задней части рабочего колеса. Это улучшение производительности было представлено Фрэнком Уиттлом в 1939 году для Power Jets W.1 A «Чтобы помочь воздуху за углом». ^{[ 102 ]} Эквивалентные лопасти на Rolls-Royce Nene уменьшили потери входа до такой степени, что тяга была увеличена с 4000 до 5000 фунтов при той же температуре турбины. ^{[ 103 ]}
Современный дозвуковой вход с округлой входной губой, чтобы предотвратить разделение пограничного слоя при поперечных ветрах на земле и высокий угол атаки во время вращения взлета.
Эта фотография показывает отношение самолета на взлету, которая требует достаточно округлой нижней губы на входе гондолов.

Convair B-58 Hustler Ранний Mach 2 Supersonic Inlet с центром (перевод) конус, который имеет различные осевые положения (5-дюймовые перемещения), чтобы уменьшить полную потерю давления в диапазоне полета MN. Косой шок от кончика конуса и обычной формы шока на сверхзвуковых скоростях.
Увеличение потери с Mn уменьшается с большим количеством шоков (Urti).
Вид на вход на смешанный внешний впуск SR71 MACH 3.2, смотрящий в направлении воздушного потока к двигателю. Центр, переводящий конус, имеет 26 дюймов движения между расширенным, до M1.6 (показано) и полностью втянутым в M3.2. Косой шок от кончика конуса, внутренний косой шок от губы капота и нормальный шок ^{[ 104 ]} Дайте необходимое восстановление давления на M3.2. Пограничные слои на внутренней поверхности конуса и капота должны быть удалены до конечной ударной волны, где поток становится дозвуковым. В противном случае происходит индуцированное шоковым разделением. Две особенности удаления просто видны. Граничный слой конуса удаляется через полосу отверстий (пористый кровотечение). Пограничный слой на внутренней поверхности капюшков удаляется через ударную ловушку ^{[ 105 ]} провести кровотечение. Это кровотечение для ОЗУ просто видно на нижней поверхности перед рядом обтекаемых комков, называемых «мышами», которые снижают скорость диффузии. ^{[ 106 ]}
Ударные волны на смешанном внешнем/внутреннем входе, как это используется на Blackbird BlockHeed SR-71 . Изображение справа показывает входную работу правильно с минимальной потерей давления. Он имеет 2 ударные волны, первая виден, происходящая на кончике конуса, а второй, который возникает в результате замедления потока от сверхзвуковой до дозвуковой скорости, не видно, поскольку он расположен внутри входного отверстия. Вход называется внешним/внутренним или смешанным входом сжатия, так как внутри протока происходит некоторая сверхзвуковая диффузия. Левое изображение показывает вход, работающий с чрезмерной потерей общего давления, поскольку внутренний ударный удар был вытеснен вперед из входа.

Поток по обходным каналам подвергается потери трения и препятствиями, вызывающим разделение потока. Необходимо соблюдать осторожность, чтобы избежать шагов и пробелов, которые увеличивают потери потока, как и их присутствие на поверхностях самолетов, где они вызывают сопротивление. ^{[ 107 ]} Воздуховоды нуждаются в внутренней оптимизировании так же, как и внешние поверхности. Пробирки должны пересечь воздуховоды, приносящий сжатый воздух от газового генератора к пилону самолета для его ECS. Пробирки создают турбулентные пробуждения в воздухе, который проявляется в качестве потери давления, увеличение энтропии. Упрощенное обтекатель вокруг трубки - это улучшение производительности, она снижает рост энтропии. Чем выше поток мн, тем больше потеря давления. ^{[ 108 ]}

Pratt & Whitney TF30 . Ранний военный обходной двигатель с двумя пробирками с кровотечением, препятствующим воздушному потоку в байпасах
Pratt & Whitney Canada PW500 PW305 Бизнес -реактивный турбовен
Rolls-Royce Spey Ранний гражданский обходной двигатель. Белые топливные трубки, по одному для каждого пламени, только 3 показано, имеют литые обтекаемые внешние профиля, где они пересекают воздушный поток обхода.
Airbus A380 двигатель. Интерьер гладкого шума минимизирует потери потока. Пробелы должны быть заполнены серым герметиком, и также очевидно смещение частей.

В протоках с постоянной площадью (Jetpipe) и протоками с постоянными площадью с добавлением тепла (сгорание двигателя и послепончика) газ ускоряется из -за нагрева с трениями стен (воздуховоды), препятствиями (пламени, пламени и топливными коллекторами) и добавлением тепла. Он ускоряется подносительно, с увеличением потери давления, к скорости звука. Чтобы удержать потерю давления до приемлемого значения, поток, попадающий в воздуховод, замедляется, используя увеличение площади потока.

Power Jets W.2 для его первоначальной установки в Gloster E28/39 была протестирована без диффузии с выхода турбины 0,8. Область кольцевой зоны турбинного лезвия использовалась для длины трубы, необходимой для достижения хвоста самолета. Выхлоп достиг скорости звука при низкой тяге, но при ограничении температуры турбины из -за чрезмерной потери давления и нагрева трения. Диффузия была добавлена за турбиной с конусом, показанным, чтобы уменьшить количество входа в трубу. ^{[ 109 ]}
Турбопейт с Afterburner. Выхлоп должен быть достаточно низким Mn до добавления тепла, чтобы предотвратить чрезмерную потерю давления. Диффузор добавляется, чтобы уменьшить MN в начале зоны сгорания. Затем Afterburner сходится, чтобы соответствовать размеру сопла.

Контроль утечки

Двигатель реактивного двигателя имеет много мест для герметизации, более пятидесяти в большом двигателе. Совокупное влияние утечки на расход топлива может быть значительным. Запечатывание газового пути влияет на эффективность двигателя и становится все более важным по мере введения компрессоров более высокого давления. ^{[ 110 ]}

Существуют нежелательные утечки от первичного газового пути и необходимые кровотечения от компрессора, которые входят в систему вторичного или внутреннего потока. Все они контролируются уплотнениями с дизайнерскими зазорами. Когда уплотнения втираются и износ, открывают зазоры, наблюдается ухудшение производительности (увеличение расхода топлива).

Запечатывание статоров было первоначально выполнено с использованием плавников с ножом на вращающейся части и гладкой поверхности для статора. Примерами являются Avon и Tumansky R-11. При изобретении уплотнения соты у тюленя лабиринт имеет абразивную сотовую кожуху, которая легко разрезана вращающимися зубами уплотнения, не перегревая и повреждая их. ^{[ 111 ]} Уплотнения лабиринт также используются во вторичной воздушной системе между вращающимися и стационарными частями. Пример местоположения для них показаны Бобо. ^{[ 112 ]} Забор наконечников между лопастями компрессора и турбин ^{[ 113 ]} и их случаи является важным источником потери производительности. Большая часть потерь в компрессорах связана с потоком зазора. ^{[ 114 ]} Для двигателя CFM56 увеличение зазора кончика турбины высокого давления на 0,25 мм заставляет двигатель работать на 10 ° C более горячее (сниженная эффективность) для достижения тяги. ^{[ 115 ]} Зазоры наконечника должны быть достаточно большими, чтобы предотвратить втирание, когда они имеют тенденцию закрываться во время изгиба автомобилей, искажение случая от переноса тяги, закрытие центральной линии, когда корпус компрессора сжимается на диаметре ротора (быстрое снижение температуры воздуха въезжает в двигатель) , изменения настройки тяги (управляется активным управлением зазором с использованием охлаждения ротора компрессора и охлаждения корпуса турбины).

Tumanansky R-11, прокурованный лопаточным междонамным лабиринт, (нож/зубы) на роторе, уплотнение, видимое между LP Stage 2 и 3 ^{[ 116 ]}
Pratt & Whitney TF30 . Ранний военный обходной двигатель показывает, что сброс компрессора шестифинент-лабиринт ^{[ 117 ]}
Двигатель Turbomeca Marboré IV, показывающий местоположение утечки между лопастями рабочего колеса и стационарным кожухом, показан в секции и окрашенных в синий цвет. Это путь утечки для центробежного рабочего колеса, эквивалентного кончику осевого лезвия с разрешением обсанки. ^{[ 118 ]}
Вентилятор EJ200, показывающий разрешение между кончиками лезвия и истираемой кожурой.
Турбинные лезвия с герметичным кожухом на наконечниках с ножом края плавников, которые являются частью лабиринтозного уплотнения с открытыми соты на турбинном корпусе. ^{[ 119 ]} Платформы у основания аэродинамического профиля останавливают утечку горячего газа, которая перегревает турбинные диски.

Зазоры на наконечниках с изменениями тяги

Двигатель предназначен для запуска устойчивого состояния в точках проектирования, таких как взлета, подъема и круиз с запусками, которые минимизируют использование топлива. Устойчивое состояние означает находиться в постоянном обороне в течение достаточно долгого времени (несколько минут), чтобы все части перестали перемещаться по сравнению друг с другом от преходящего теплового роста. В течение этого времени зазоры между частями могут закрываться до потертости контакта и износа, чтобы обеспечить большие зазоры и расход топлива при важном стабилизированном состоянии. Этот сценарий внутри двигателя предотвращается внутренним компрессором охлаждением. ^{[ 120 ]} и охлаждение внешней турбины на больших вентиляционных двигателях (активный контроль зазора). ^{[ 121 ]}^{[ 122 ]}^{[ 123 ]}

В этом заднем виде турборея Klimov VK-1 показывают детали, ответственные за превышение температуры турбины после увеличения тяги от холостого хода до взлета, известных как переходные EGT. ^{[ 124 ]} Виден зазором наконечника турбинного лезвия, который является путем утечки для газа, который не способствует мощности, разработанной турбиной. Увеличение разрыва и утечка, что означает больше топлива, обозначенное более высоким EGT, требуется для получения удара взлета. Зазор временно увеличивается каждый раз, когда двигатель переходит от холостого хода до взлета, потому что световой корпус быстро расширяется до температуры газа турбины, но ротор тяжелой турбины занимает минуты, чтобы расширить его до горячего диаметра.
В этом представлении показано, как зазор наконечника турбинного лезвия активно контролируется (пассивный контроль при выборе материала и охлаждении внутреннего воздушной системы), используя пробирки с охлаждением (для кончика лезвия низкого давления для контроля зазора кожуха), которые окружают радующуюся турбинную корпус на CFM International CFM56 . Охлаждающий воздушный коллектор (гладкая плоская поверхность), слева от трубок LPTCC, для контроля зазора на колене лезвия высокого давления. ^{[ 125 ]} Активный контроль поступает от активации клапанов, которые подают охлаждающий воздух в трубки в соответствующих условиях полета.

Запечатывание на кончиках лезвия и кожуха статора

В конце 1940-х годов большинство производителей американских двигателей рассмотрели, что оптимальный PR составлял 6: 1 в свете количества потока утечки, ожидаемого при тогдашних вещественных знаниях о герметике. P & W рассчитано 12: 1 может быть достигнуто ^{[ 126 ]} Но во время тестирования разработки Pre-J57 был протестирован компрессор с 8: 1, и утечка была настолько высокой, что не было бы полезной работы. ^{[ 127 ]} Одним из преимуществ последующей талии осы была уменьшенная утечка от уменьшенного диаметра герметизации. В 1954 году инженер GE изобрел очень эффективную схему запечатывания, уплотнение Honeycomb ^{[ 128 ]} что существенно снижает область контакта и полученные температуры. Вращающаяся часть врезается в клеточную структуру, не будучи постоянно поврежденной. Это широко используется сегодня. Основной поток газа через компрессор и турбину должны следовать за поверхностями аэродинамического профиля, чтобы обмениваться энергией с турбомашиной. Любая протекание потока мимо кончиков лезвия генерирует энтропию и снижает эффективность компрессора и турбины. На кончиках турбинных лезвий с низким давлением присутствуют взаимосвязанные кожуды, чтобы обеспечить внешнюю полосу для потока, что уменьшает утечку наконечника. Утечка дополнительно уменьшается с добавлением зубьев уплотнения на внешней периферии кожухов, которые втирают соты с открытыми клетками.

Компрессор Avon Compressor Susted Tepstage Seals с лабиринтными зубами на роторе
Круты с перекрыванием лезвий LPT с зубами уплотнения, которые втирают в соты с открытыми клетками
V2500 компрессор, показывающий зубы уплотнения между строками лезвия.
Соты с открытыми клетками на кожухах на границе раздела барабана/компрессора, показывающие канавки, разрезанные путем спаривания зубьев уплотнения на вращающемся барабане.
TFE 731 Гроновые турбовант
CFM International CFM56 -2 показывает косяки наконечника вентилятора, которые предотвращают циркуляцию воздуха вокруг концов лезвия.

Зазоры наконечника с изгибом магистра

Появление гражданских двигателей High Swarp, JT9D и CF6, показало важность мест для ускорения тяги в делах двигателя. Кроме того, крупные двигатели имеют относительно гибкие случаи, присущие конструкциям по взрыву полета большого диаметра, дают относительно большие относительные смещения между тяжелыми жесткими роторами и гибкими случаями. ^{[ 129 ]} Искажение корпуса с последующим потертостью кончика лезвия и потеря производительности появилось на установке JT9D в Boeing 747 в результате того, что тяга была взята из одной точки на вершине выхлопного корпуса двигателя. Утолкнув с задней плоскости ^{[ 130 ]} По сравнению с 15 000 фунтов JT3D с четырьмя структурными случаями, 40 000 фунтов TLUCK JT9D, создавшего экономичное использование вспомогательной структуры, при этом только три структурных случая делали компактный легкий дизайн. ^{[ 131 ]} Во время летных испытаний двигатели перенесли насильственные скачки и потерю производительности ^{[ 132 ]} которые были прослежены до изгиба магистральной цепи двигателя на 0,043 дюйма. В случае сгорания, а случай турбины, выходящего за пределы раунда, что, в свою очередь, вызвало втирание наконечника лезвия и увеличение зазора кончика. ^{[ 133 ]}

Три крупных вентилятора, представленные в 1960-х годах для авиалайнеров с широким телом, Boeing 747, Lockheed Tristar, DC-10, имели гораздо более высокую тягу и размер по сравнению с двигателями, питающими предыдущие поколения авиалайнеров. JT9D и CF6 показали, что зазоры кончиков ротора были чувствительны к тому, как были установлены двигатели, и производительность была потеряна из -за втирания кончика ротора из -за изгиба основы и локального искажения кожух в точке переноса тяги к пилону самолета. ^{[ 134 ]} В то же время производительность RB211 не ухудшилась так быстро из-за его более короткой, более жесткой конфигурации трех валов. Для Boeing 777 ^{[ 135 ]}^{[ 136 ]} Трент 800 ^{[ 137 ]} и GE90 будет включать в себя двухточечный монтаж для уменьшения овализации. ^{[ 138 ]}

Первый двигатель вентилятора высокой байпаса, TF39, перенес свою тягу к пилону C5 с заднего крепления. Это было одно точечное местоположение на турбине в середине часа, которое локально искажало оболочки, вызывая из округлости статоров турбины, повышенные зазоры и потерю производительности. CF6-6, полученный из TF39, был взят для DC-10 из плоскости передней крепления, а также от одной точки. Это также вызвало искажение одной точки и неприемлемую потерю производительности для авиалайнера. Искажение было уменьшено, взяв тяну из двух точек, что позволило меньшим запускам компрессора и лучшим SFC.

В нормальных условиях наиболее тяжелая нагрузка на воздушную нагрузку на машине двигателя находится при взлете, когда высокий массовый поток при взлетном направлении сочетается с высоким углом атаки, что означает большое изменение импульса и сила, чтобы выровнять воздушный поток с двигатель.
General Electric CF6 -6 двигатель. Аэродинамические нагрузки на впускном капюшке (слева) являются самыми высокими под высокими углами атаки во время взлета и подъема. Воздух приближается снизу ^{[ 139 ]} Приходится превратиться в вход двигателя, а сила, необходимая для изменения его импульса, реагирует как вверх силу на входе CF6-50 около 4 тонн. ^{[ 140 ]} Вход прикреплен к корпусу вентилятора, а изгибающий момент передается внутренне через стойки, показанные в корпусе ядра.
Стоики CF6, связывающие корпус вентилятора с корпусом компрессора, передают воздушные нагрузки с входа на основную цепь двигателя, вызывая изгиб, искажение корпуса и натирание кончика лезвия. Зазоры должны быть увеличены, чтобы предотвратить втирание, а производительность теряется.

Pratt & Whitney JT3D является примером раннего турбовенского двигателя. Эти двигатели обычно сталкивались с изгибом вдоль длины двигателя и локализованы из округлости, где тяга была перенесена с двигателя. Эти проблемы не вызывали реальной обеспокоенности, потому что уровни тяги, которые вызвали искажения, были достаточно низкими, а зазоры лезвия были достаточно большими. ^{[ 141 ]}
Музейная выставка Pratt & Whitney JT9D без каких -либо аксессуаров, трубок, проводки и капот, которые покрывают функциональный двигатель. Выявлены кожухи, скрепленные вместе, которые составляют структурную основу двигателя. ^{[ 142 ]} Тяга двигателя передается в пилон самолета в верхней части корпуса турбины. Поскольку это выше центральной линии двигателя, где тяга действует ^{[ 143 ]} что, в свою очередь, вызывает вызывает втирание наконечника лезвия и потерю производительности.
General Electric GE90 показывает одно из двух мест (45 градусов по обе стороны от верхнего центра) на рамке вентилятора, где тяга двигателя передается ссылками на заднее крепление тяги для переноса в пилон самолета. ^{[ 136 ]}
GE90 показывает одну из двух тяжких ссылок на заднее крепление на выхлопной корпусе. Ранние двигатели JT9D и CF6 были переданы в одном месте на вершине основной цепи двигателя, что искажало корпус, требующий увеличения зазоров наконечника, чтобы предотвратить втирание. Приемлемое искажение, с меньшими зазорами наконечника, было получено, если тяга была разделена между двумя местами, по одной из сторон вертикали. Это распространено на современных двигателях такого типа.
Трентные нагрузки на то, как двигатель переносится из двигателя через 2 тяги (показано с оранжевыми защитными рукавами), подключенными к заднему креплению двигателя и пилону крыла.

Внутренняя или вторичная воздушная система

Использование воздуха для внутренних систем увеличивает расход топлива, поэтому необходимо минимизировать требуемый поток воздуха. Внутренняя воздушная система использует вторичный воздух для охлаждения, удержание нефти в камерах подшипника, для управления нагрузкой на подшипник для срока службы подшипника и предотвращения приема горячих газов от потока турбинного газа в полости диска. Это система охлаждения, которая использует воздушный поток для переноса тепла от горячих частей и поддержания их при температуре, которая обеспечивает срок службы таких частей, как турбинные диски и лезвия. Это также система чистки, которая использует воздух для давления полостей, чтобы предотвратить въезд и перегрев дисков, где прикреплены лезвия. Он используется для охлаждения или тепловых деталей для управления радиальными зазорами (система управления зазором). Ранние радиальные компрессорные двигатели использовали дополнительные средства для охлаждающего воздуха, например, специального рабочего колеса или вентиляционного интеграла с турбинным диском. Источники воздуха для осевых двигателей представляют собой разные этапы вдоль компрессора в зависимости от различных требований давления воздушной системы. Использование одноэтапного рабочего колеса в качестве последней стадии высокого давления на малых турбовентирующих двигателях дает гибкость трех различных давлений источника от единой ступени, вход в рабочее колесо, на полпути через стадию (наконечник рабочего колеса) и выход диффузора (при давлении сгорания). Положники воздушной системы являются основной газовой дорожкой, где, например, возвращается охлаждающий воздух турбинного охлаждения, а нефтяная система вентиляется за борт.

Pratt & Whitney J42 показывает рабочее колесо вторичной воздушной системы для охлаждающего воздуха.
General Electric J31 Вторичный воздушный вентилятор, интеграл с турбинным диском для охлаждения диска.
De Havilland Ghost показывает лабиринт -зубы на заднем плане, чтобы уменьшить потерю воздуха от рабочего колеса и контролировать давление на задней поверхности. Радиальное положение уплотнения выбирается, чтобы установить площадь, на которой действует давление, поэтому передняя тяга на рабочее колесо существенно уравновешивает заднюю тягу от турбины, которая уменьшает осевую силу на подшипнике тяги ротора. ^{[ 144 ]}
Rolls-Royce Turbomeca Adour Labyrinth Seals с сотовыми кожухами на турбинных дисках. Тот, видимый влево, уменьшает утечку между двумя турбинными этапами. Тот, видимый справа, уменьшает утечки от газа с подготовителем высокого давления, необходимого турбине.
Adour Labyrinth Seal с 3 плавниками на платформах Blade и сотовой кожурой - это тип уплотнения обода для предотвращения приема горячих газов на турбинном диске. ^{[ 145 ]}
CFM56 показывает внутреннее воздушное вентиляционное отверстие для нефтяной системы (вентиляционная трубка в выхлопе). Вторичный воздух попадает в подшипники через лабиринтные уплотнения, чтобы не допустить нефть в противоположном направлении. Воздух постоянно выходит из системы через вентиляционное отверстие с некоторым нефтяным туманом после прохождения через центробежный воздух/масляный сепаратор. ^{[ 146 ]}

Ухудшение производительности

Уничтожение газового пути и увеличение сосуществования EGT. Поскольку газовый путь ухудшает предел EGT, в конечном итоге предотвращает достижение удаления взлета, и двигатель должен быть отремонтирован. ^{[ 147 ]} Производительность двигателя ухудшается с использованием в качестве износа деталей, что означает, что двигатель должен использовать больше топлива, чтобы получить необходимую тягу. Новый двигатель начинается с резерва производительности, который постепенно разрушается. Заповедник известен как его температурный запас и рассматривается пилотом как поля EGT. Для нового CFM International CFM56 -3 маржа составляет 53 ° C. ^{[ 148 ]}^{[ 43 ]} Краус ^{[ 149 ]} оказывает влияние на увеличение расхода топлива типичного деградации компонентов во время обслуживания.

Pratt & Whitney JT8D имеет полную длину вентилятор, который представляет собой жесткую конструкцию корпуса, которая противостоит впускным воздушным нагрузкам во время вращения самолета. По сравнению с более поздним JT9D он имеет относительно свободные зазоры между вращающимися и стационарными частями, поэтому наконечник лезвия втирает, поскольку источник ухудшения производительности не был проблемой. ^{[ 150 ]}
Pratt & Whitney JT9D с большим увеличением тяги к JT8D повысил осведомленность о том, как перенести тягу двигателя в самолет, не изгиба двигателя слишком сильно и вызывая втирание и ухудшение производительности. ^{[ 151 ]}
Центробежное рабочее колесо Klimov VK-1 показывает, что лезвия потерли кожух, вызывая увеличение зазора и потери утечки.
Двигатель Turbomeca Marboré IV, показывающий местоположение утечки между лопастями рабочего колеса и стационарным кожухом, показан в секции и окрашенных в синий цвет. Это путь утечки для центробежного рабочего колеса, эквивалентного кончику осевого лезвия с разрешением обсанки. ^{[ 118 ]} Зазор между лопастями рабочего колеса и их кожухом виден и должен быть максимально небольшим, насколько это возможно, не вызывая контакта втирания. Это сведет к минимуму утечки и способствует эффективности двигателя.
Пример появления незначительного наконечника лезвия компрессора втирает их кожухи.
Используемый турбинный лезвие с высоким давлением CFM56. Новые лезвия имеют 3 различных глубины на кончике, чтобы помочь визуальной оценке (с использованием борескопа) вытирающего материала и последующего увеличения зазора наконечника. 0,25 мм потерянного лезвия приводит к потерьм потери EGT на 10 градусов. ^{[ 152 ]}
CFM56 Турбинные сопло направляющие лопатки. Площадь для потока газа сгорания для полного кольца лопастей в самой узкой части прохода известна как область турбины. Когда лопатки затягивают края ухудшаются, область увеличивается, а двигатель работает более горячее, что вызывает все более быстрое ухудшение и использует больше топлива для достижения тяги взлета. ^{[ 153 ]}
Vane Vane, показывающий тепловые повреждения на заднем крае, что вызывает потерю производительности, изменяя область потока.
Поверхности аэродинамического профиля грубой турбины имеют более высокий коэффициент трения, чем гладкие поверхности и вызывают сопротивление трения, которое является источником потери в турбине. ^{[ 154 ]}

American Airlines Operience с турбоейтом JT3C включал в себя растрескивание и поклонение направляющих турбинных сопло, которые отрицательно влияли на поток газа к вращающимся турбинным лопастям, вызывая увеличение расхода топлива. Более значимой была эрозия турбинных частей с помощью твердых углеродных компок, которые образовались вокруг топливных сог и периодически разрыва, а также ударяя и разрушают лопасти турбины и направляющие сопло, вызывающие потерю EGT поля. ^{[ 155 ]}

До удвоения и удвоенной цены на топливо в начале 1970-х годов восстановление производительности после ухудшения было в значительной степени побочным продуктом поддержания надежности двигателя. Рост стоимости топлива и новая осведомленность о сохранении энергии привели к необходимости понять, какой тип и объем ухудшения компонентов вызвали количество увеличения расхода топлива. ^{[ 156 ]} Было показано, что двигатели более высокого обхода более восприимчивы к структурным деформациям, которые вызывали открытие кончика лезвия и зазоров уплотнения.

American Airlines провели тесты на ранних обходных двигателях, чтобы понять, какой износ компонентов и накопление атмосферных грязи затронута. Было обнаружено, что поверхности газового пути в вентиляторе и компрессоре покрыты отложениями грязи, соли и масла, которые увеличивали шероховатость поверхности и вызывали потерю производительности. ^{[ 157 ]} Компрессор промывает конкретный обходной двигатель Pratt & Whitney JT8D, уменьшил расход топлива на 110 фунтов топлива за каждый час. ^{[ 158 ]}

Зазоры между вращающимися и стационарными частями необходимы для предотвращения контакта. Увеличение зазоров, которые происходят в результате втирания, снижают тепловую эффективность, которая появляется, когда двигатель использует больше топлива, чем раньше. Американский тест авиакомпании на двигателе Pratt & Whitney JT3D обнаружил, что увеличение зазора кончика турбины HP на 0,031 дюйма приводило к увеличению использования топлива на 0,9%. ^{[ 159 ]}

Появление высоких двигателей байпасов внесло новые структурные требования, необходимые для предотвращения втирания лезвия и ухудшения производительности. Например, до этого JT8D имел отклонений от изгиба ускорения, минимизированные с помощью длинного жесткого цельного вентилятора, который изолировал случаи внутренних двигателей из аэродинамических нагрузок. JT8D имел хорошее удержание производительности с его умеренной температурой турбины и жесткой структурой. Жесткая конструкция корпуса Установлен двигатель, не отрицательно влияя на осевые изгибы нагрузки с входа на вращение. Двигатель имел относительно большие зазоры между вращающимися и стационарными компонентами, поэтому наконечники компрессора и турбинного лезвия не были значимыми, а деградация производительности произошла от бедствия до горячей секции и увеличения шероховатой лопасти компрессора и эрозии. ^{[ 160 ]}

Выбросы

Связь между выбросами и расходным расходом - это неэффективность сжигания, которая тратит впустую топливо. Топливо должно быть полностью сожжено, поэтому вся химическая энергия освобождается как тепло. ^{[ 161 ]} Образование загрязняющих веществ означает, что топливо было потрачено впустую, и для производства определенного тяги требуется больше топлива, чем в противном случае.

Шум

Шум влияет на социальную приемлемость самолетов, и максимальные уровни, измеренные во время взлета и подхода к эстакаде, законодательны вокруг аэропортов. Военный самолетный шум является предметом жалоб людей, живущих недалеко от военных аэродромов и в отдаленных районах под траекториями полетов низкоуровневых тренировочных маршрутов. До введения в эксплуатацию первых авиалайнеров-авиалайнеров уже был предметом действий граждан вокруг аэропортов из-за неприемлемого шума из последнего поколения авиалайнеров с поршневым двигателем, таких как XXX. Предупреждающие ранние операторы реактивных авиалайнеров представили свои услуги с процедурами взлета шума, Комета Каравель,

Пассажирский салон и шум кабины в гражданских самолетах и шум кабины в военном самолете вносят вклад от реактивных двигателей как в виде шума двигателя, так и структурного шума, происходящего из ротора двигателя.

Время начала

Время начала - это время, взятое с начала начальной последовательности до достижения скорости холостого хода. Типичное время начала CFM -56 составляет 45–60 секунд. ^{[ 162 ]} Время начала - это проблема безопасности полета для Airstarts, потому что запуск должен быть завершен до того, как будет потеряна слишком большая высота. ^{[ 163 ]}

Масса

Вес двигателя отражается в весе самолета и вводит некоторый штраф за сопротивление. Дополнительный вес двигателя означает более тяжелую структуру и уменьшает полезную нагрузку самолетов. ^{[ 164 ]}

Размер

Размер двигателя должен быть установлен в конверте установки двигателя, согласованного во время проектирования самолета. Уклон регулирует область потока, следовательно, размер двигателя. Критерий фунтов тяги на квадратный фут входа компрессора является фигурой заслуг. У первых операционных турбонежников в Германии были осевые компрессоры, чтобы удовлетворить запрос 1939 года от Министерства воздуха Германии на разработку двигателей, производящих 410 фунтов/кв. ^{[ 165 ]}

Расходы

Более низкий двигатель расхода топлива снижает расходы авиакомпании на покупку топлива для данной стоимости топлива. Ухудшение производительности (увеличение расхода топлива) в обслуживании оказывает совокупное влияние на затраты на топливо, поскольку ухудшение и рост потребления прогрессирует. Стоимость замены деталей должна рассматриваться по сравнению с экономией в топливе. ^{[ 166 ]}

Терминология и объяснительные заметки

Уточнение импульса, работы, энергии, власти

Основное объяснение того, как сжигание топлива приводит к тому, что тяга двигателя использует терминологию, такую как импульс, работа, энергия, мощность и скорость. Правильное использование терминологии может быть подтверждено с использованием идеи фундаментальных единиц, которые являются массой m , длиной L и времени t , вместе с идеей измерения, то есть власти, фундаментальной единицы, скажем, l ¹ На расстоянии и в полученном блоке, скажем, скорость, которая находится с течением времени, с размерами l ¹ Т ⁻¹^{[ 167 ]} Объектом реактивного двигателя является создание тяги, которое он делает, увеличив импульс воздуха, проходящего через него. Но тяга не вызвана изменением импульса. Это вызвано скоростью изменения импульса. Таким образом, тяга, которая является силой, должна иметь те же размеры, что и скорость изменения импульса, а не импульс. Эффективности могут быть выражены как соотношения скорости энергии или мощности, которые имеют одинаковые размеры.

Силовые размеры m ¹ Л ¹ Т ⁻² , импульс имеет размеры m ¹Л ¹ Т ⁻¹ и скорость изменения импульса имеет размеры m ¹ Л ¹Т ⁻², т.е. то же самое, что и сила. Работа и энергия - это сходные величины с размерами m ¹ Л ²Т ⁻²Полем Сила имеет размеры m ¹ Л ²Т ⁻³. ^{[ 168 ]}

Ссылки

^ Производительность газовой турбины, второе издание, Walsh and Fletcher 2004, ISBN 0 632 06434-X , Prepace
^ "EGT Margin указывает на здоровье двигателя", стр. 5–11, безопасность сначала журнал Airbus Safety, февраль 2022 г.
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} «Двигатель переменного цикла для дозвуковых транспортных приложений - PDF бесплатно скачать» . docplayer.net . Получено 2023-11-16 .
^ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.9176?journalcode=jpp , «Идеи и методы турбомачинорией аэродинамики: исторический взгляд», Cumpsty и Greitzer, рис. 1
^ Двигатель применяет силу тяги к стационарному самолету, и на самолете выполняются работы, когда он движется под влиянием.
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Курцке, Иоахим; Halliwell, Ian (2018). «Движение и власть» . Springerlink . doi : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN 978-3-319-75977-7 .
^ Хоторн, Уильям (1978). «Движение самолета из задней комнаты» . Авиационный журнал . 82 (807): 93–108. doi : 10.1017/s0001924000090424 . ISSN 0001-9240 . S2CID 117522849 .
^ Гаффин, Уильям О.; Льюис, Джон Х. (1968). «Развитие высокого обходного турбовина» . Анналы нью -йоркской академии наук . 154 (2): 576–589. Bibcode : 1968nyasa.154..576G . doi : 10.1111/j.1749-6632.1968.tb15216.x . ISSN 0077-8923 . S2CID 84722218 .
^ Аэротермодинамика газовых турбинных двигателей авиации, Oates, редактор, AFAPL-TR-78- = 52, WP AFB, Огайо, с. 1–41
^ Agard (консультативная группа для аэрокосмических исследований и разработок), серия лекций № 136: Системы двигателя Ramjet и Ramrocket для ракет .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} «Некоторые фундаментальные аспекты движения Рамджета» . ARS Journal . Тол. 27, нет. 4. Американский институт аэронавтики. Апрель 1957 г. - через интернет -архив.
^ «Суперзвуковые плиты» . Инженер Корнелла . Тол. 16, нет. 6. Корнелльский университет. Март 1951 г. с. 9 - через интернет -архив.
^ «Газовые турбины и их проблемы», Hayne Constant, Todd Reference Library, Todd Publishing Group Ltd., 1948, с. 46
^ Киран Сиддаппаджи (ноябрь 2008 г.). Преимущества GE 90 репрезентативного турбоюна посредством анализа цикла (отчет). doi : 10.13140/rg.2.2.25078.50243 .
^ Хеннинг Струхтуп; Гвинн Эльфринг (июнь 2008 г.). «Внешние потери в воздушных двигателях с высоким бамбасом» . Международный журнал Exergy . 5 (4): 400. doi : 10.1504/ijex.2008.019112 .
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Руберт, Кеннеди Ф. (1945-02-01). Анализ реактивных систем, которые прямо используют рабочую вещество термодинамического цикла (отчет).
^ Смит, Тревор I.; Кристенсен, Уоррен М.; Маунткасл, Дональд Б.; Томпсон, Джон Р. (2015-09-23). «Определение трудностей студента с энтропией, тепловыми двигателями и циклом карно» . Физические обзоры Специальные темы - Исследование физического образования . 11 (2): 020116. Arxiv : 1508.04104 . BIBCODE : 2015PRPER..11B0116S . doi : 10.1103/physrevstper.11.020116 .
^ Транзакции Манчестерская ассоциация инженеров 1904 года, диаграмма температур-энтропии, г-н Дж. Джеймс Уэллс, с. 237
^ Отчет комитета, назначенный 31 марта 1896 года, для рассмотрения и отчетности Совету по предмету определения стандарта или стандартов тепловой эффективности для паровых двигателей. Лондон, учреждение. 1898.
^ "Газовая турбинная аэротерермодинамика", сэр Фрэнк Уиттл, ISBN 0-08-026718-1 , P. 2
^ Cumpsty, NA (1997). Столеточное движение: простое руководство по аэродинамическому и термодинамическому дизайну и производительности реактивных двигателей . Кембридж; Нью -Йорк: издательство Кембриджского университета. ISBN 978-0-521-59330-4 - через интернет -архив.
^ Генерация энтропии в турбоматических потоках «Дентон, SAE 902011, стр. 2251
^ «Механизмы потерь в турбоманах» Дентон, ASME 93-GT-435, с. 4
^ «Jet Engine | Engineering, Design & Funcyation | Britannica» . Британская . 2023-10-24 . Получено 2023-11-16 .
^ Журнал самолета сентябрь-октябрь 1966 года: том 3 ISS 5 . Американский институт аэронавтики и космонавтики. Сентябрь 1966 г. - через интернет -архив.
^ 'Jet Jopulsion для самолетов », Buckingham, NACA Report 159, p. 85
^ Zhemchuzhin, N. A.; Levin, M. A.; Merkulov, I. A.; Naumov, V. I.; Pozhidayev, O. A.; Frolov, S. P.; Frolov, V. S. (1977-01-01). Soviet aircraft and rockets . NASA.
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Льюис, Джон Хирам (1976). «Передвижная эффективность с точки зрения использования энергии» . Журнал самолетов . 13 (4): 299–302. doi : 10.2514/3.44525 . ISSN 0021-8669 .
^ Рейнер Джоэл (1960). тепловые двигатели . Интернет -архив.
^ Вебер, Ричард Дж.; Маккей, Джон С. (1958-09-01). Анализ двигателей Ramjet с использованием сверхзвукового сгорания (отчет).
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Маттингли, Джек Д.; Бойер, Кит М. (2016-01-20). Элементы движения: газовые турбины и ракет, второе издание . Reston, VA: Американский институт аэронавтики и астронавтики, Inc. doi : 10.2514/4.103711 . ISBN 978-1-62410-371-1 .
^ Смит Дж. Джеффри (1946). Газовые турбины и реактивное движение для самолетов .
^ Теория реактивных двигателей (отчет).
^ «Производительность и диапазоны применения различных типов системы пропульсионного пропульсии» . DOUN ЦИФРОВАННАЯ БИБЛИОТЕКА . Август 1947 года . Получено 2023-11-16 .
^ «Проектирование хвостовых труб для реактивных двигателей, включающих передох, Эдвардс, Журнал« Аэронавтика » , том 54, выпуск 472, рис. 1.
^ «Разработка технологий двигателя для решения местных проблем качества воздуха», Моран, Икао -коллоквиум об авиационных выбросах с выставкой, 14–16 мая 2007 г.
^ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.44525?journalcode=ja «Прожигающая эффективность с точки зрения использования энергии», Льюис, Рис. 2
^ «Rolls-Royce's Pearl 10x установлен для 747 Оценка испытательного стенка .
^ О конструкции энергоэффективных аэро -двигателей, Ричард Авеллан, 2011, ISBN 978-91-7385-564-8 , Рисунок 6
^ «Jet Engine | Engineering, Design & Funcyation | Britannica» . 6 декабря 2023 года.
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19930082605 , NACA TN 1927 Обобщение производительности турбоевского двигателя с точки зрения характеристик накачки
^ Дворки и двигательные двигатели для инженеров, под редакцией Фаддеуса Фаулера, GE Aircraft Engines 1989, с. 11–19
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Производительность самолета реактивного транспорта, Young 2018, ISBN 978-1-118-53477-9 , Рис. 8.19
^ «Американские авиакомпании с турбоукжерами/турбовванными двигателями», Wathley, ASME 62-GTP-16
^ «Специальный отчет: Air Florida Flight 90» . Airdisaster.com . Архивировано с оригинала 12 июня 2015 года . Получено 30 мая 2015 года . , с. 80
^ Кому нужен мониторинг двигателей?, Диагностика двигателей самолетов, НАСА CP2190, 1981, с. 214
^ Реактивное движение, Николас Кампсти, ISBN 0 521 59674 2 , P. 40
^ Новый метод анализа аэродинамических потерь, основанный на прогнозах производства энтропии CFD, Sullivan, SAE 951430, с. 343
^ https://arc.aiaa.org/doi/10.2514/3.43978 «Теория и проверка смешивания потока турбовенированных двигателей», Hartmann, Journal of Aircraft , Vol. 5, № 6, введение
^ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1964-243 , о термодинамическом спектре движения аэродинамической работы, Builder, p.2
^ «Дорога к 707», ISBN 0-9629605-0-0 , P. 204
^ https://journals.sagepub.com/doi/10.1243/pime_proc_1950_163_022_02 , «газовая турбина в перспективе», Hayne Constant, рис. 3, 8, 9, 10
^ https://patents.google.com/patent/us3357176a/en , «Турбинный турбинный двигатель с двойной катушкой с осевыми и центробежными компрессорами, столб 1, строки 46–50
^ «Проектирование и разработка турбовентивного двигателя Garrett F109», Krieger et al., Canadian Aeronautics and Space Journal , Vol. 34, № 3, сентябрь 1988 г. 9.171
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} https://drs.faa.gov/browse/excelexternalwindow/drsdocid114483736420230203181002.0001?modalopened=tru
^ https://archive.org/details/aviation_week_1952-10-20 , p. 13 'Split Compressors открыть в эпоху новой реактивной эры'
^ «Двигатели Пратта и Уитни: техническая история», 978-1-60086-711-8 , с. 232
^ Джут-движения для аэрокосмических приложений, Второе издание, Гесс и Мамфорд, Каталог Библиотеки Конгресса № 64-18757, с. 185
^ https://archive.org/details/aircraftpropulsion2ed_201907 , «Движение самолета», второе издание Farokhi 2014, с. 638
^ Конференция НАСА по прилавке и всплеску двигателя, бумага IV, НАСА TM-X-67600, рис.16-19
^ Flight International, 16 декабря 1955 г., с. 901
^ https://www.enginehistory.org/convention/2013/sr-71propul/sr-71propul.shtml , Cutaway J58 Внутренние детали и внешние детали J58
^ https://www.roadrunnersinternationale.com/pw_tales.htm p.4
^ Lundquist, WG; Коул, RW (1946). «BMW-003 Turbo-Jet Engine по сравнению с Jumo 004» . SAE транзакции . 54 : 503–510 [506]. JSTOR 44548294 .
^ https://engineering.purdue.edu/~propulsi/propulsion/jets/tprops/pw200.html , pw206 8: 1
^ "Двигатель Jet", Rolls-Royce Limited, Publication Ref. TSD 1302, июль 1969 г., 3-е издание, рис. 3-6 «Поток воздуха при входе в диффузор»
^ https://patents.google.com/patent/us3420435 , "Строительство диффузора"
^ https://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/gt1972/79818/v001t01a053/231014 , «Сравнение прогнозируемой и измеренной характеристики центрифужного компрессора высокого давления», Kenney, p. 19
^ https://archive.org/details/dtic_ada059784/page/n45/mode/2up , «Все сжатие в двигателях требует диффузионного процесса», раздел 1.4.2.3
^ Суперзвуковой поток замедляется в сходящемся воздуховоде, как показано на входной губе до кровотечения ударной ловушки.
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19650013744 , «Аэродинамическая конструкция осевых компрессоров», с. 126
^ https://www.sae.org/publications/technical-papers/content/861837/ , «Компрессоры с осевым потоком низкого соотношения: почему и что это значит», Wennerstrom, p. 11
^ https://www.worldcat.org/title/history-of-the-rolls-royce-rb211-turboran-engine/oclc/909128142 ^{[ только URL ]}
^ https://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/igt1985/79429/v001t01a006/259190 , «Разработка новой технологии небольшого фан-двигателя», Boyd, ASME 85-IG-139, p. 2
^ https://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/gt1969/79832/v001t01a088/231986 , «Введение в двигатель JT15D»
^ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.9176?journalcode=jpp , «Идеи и методы турбомачинейной аэродинамики: исторический взгляд», Cumpsty и Greitzer, рисунок 1
^ https://journals.sagepub.com/doi/10.1243/0954406991522680 , «Осевой компрессор дизайн», Gallimore, p. 439
^ https://asmedigitalcollection.asme.org/torbomachinery/article-abstract/111/4/357/419178/low-aspect-ratio-axial-flow-compresser Компрессоры потока: почему и что это значит », Wennerstrom, SAE 861837, п. 6
^ Amoo, Leye M. (2013). «О дизайне и конструктивном анализе конструкций лезвий реактивного двигателя». Прогресс в аэрокосмических науках . 60 : 1–11. Bibcode : 2013praes..60 .... 1a . doi : 10.1016/j.paerosci.2012.08.002 .
^ https://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/gt1988/79191/v002t02a017/236878 , «Развитие Rolls-royce tay», Уилсон, 88-GT-302
^ Влияние трехмерного анализа на дизайн вентилятора, Clemmons et al., ASME 83-GT-136
^ https://patents.google.com/patent/us6071077a/en , "Sweet Fan Blade"
^ «Современные достижения в дизайне вентилятора и компрессора с использованием CFD», Балин, Университет Колорадо, Боулдер, Колорадо. 80309
^ МакКинни, Рэндал; Чунг, Альберт; Соу, Уильям; Sepulveda, Domingo (2007). «Pratt & Whitney Talon x Своира сбои выбросов: революционные результаты с эволюционными технологиями» . 45th Aiaa Aerospace Sciences Meeting and Exhip . doi : 10.2514/6.2007-386 . ISBN 978-1-62410-012-3 .
^ Лю, Йиз; Солнце, Xiaoxiao; Сети, Вишал; Налянида, Девая; Ли, И-Гуан; Ван, Лу (2017). «Обзор современных технологий сжигания с низким уровнем выбросов для двигателей аэро -газовой турбины». Прогресс в аэрокосмических науках . 94 : 15. Bibcode : 2017praes..94 ... 12L . doi : 10.1016/j.paerosci.2017.08.001 . HDL : 1826/12499 .
^ «Развитие технологий двигателя для решения местных проблем качества воздуха», Моран, Икао-коллоквиум об авиационных выбросах с выставкой, 14-16 мая 2007 г.
^ «Прогресс реактивного движения», Невилл и Силсби, первое издание, McGraw-Hill Book Company, Inc., 1948, с. 127
^ «Серия II Goblin», журнал Flight, 21 февраля 1946 г.
^ https://archive.org/details/in.ernet.dli.2015.19428/page/n71/mode/2up , газовые турбины и реактивное движение "4 -е издание, Смит, рис. 73 и 77
^ «Westinghouse J46 Axial Turbojet Family. История развития и технические профили», Пол Дж. Кристиансен, ISBN 978-0-692-76488-6 , Рисунок 3 и 8
^ https://asmedigitalcollection.asme.org/gasturbinespower/article/132/11/116501/464800/gas-turbine-combustion-alternative-fuels-and , p. 237
^ «Двухместная турбо-оса», журнал Flight , 27 ноября 1953 года.
^ "Сжигание газовой турбины" Третье издание, Лефевр и Баллал, ISBN 978 1 4200 8605 8 , с. 15–16, Рисунок 1.16
^ https://patents.google.com/patent/us20150059355a1/en , метод и система для управления производительностью газовой турбины с переменным краем обратного потока »
^ http://www.netl.doe.gov > Gas.turbine.handbook, "4.2.1 Анализ дизайна охлаждения, стр. 304
^ «Отгревание выхлопных газов для турбонежников - опрос о разработке пятилетнего развития - Часть 1», Flight Magazine, 8 сентября 1949 г.
^ https://archive.org/details/dtic_ada361702 , «Принципы и методы проектирования и методы для двигателей авиационных газовых турбин», RTO-MP-8, с. 19-5
^ Курцке, Иоахим; Halliwell, Ian (2018). Движение и сила . С. 544–545. doi : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN 978-3-319-75977-7 .
^ Курцке, Иоахим; Halliwell, Ian (2018). Движение и сила . п. 545. DOI : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN 978-3-319-75977-7 .
^ «Быстрые Джетс-История развития разогрева в Дерби», Cyril Elliott, Trust Rolls-Royce Heritage, Техническая серия № 5, ISBN 1 872922 20 1 , с. 116
^ «Обзор проблем с сверхзвуковым воздушным входом, Уайетт», Agardograph № 27, с. 22
^ Первая лекция Джеймса Клейтона, «Ранняя история газовой турбины Уиттл -реактивного движения», Air Commodore F. Whittle, p. 430 Рис. 20
^ Не так много инженера, сэр Стэнли Хукер и автобиография, ISBN 1 85310 285 7 , с. 90
^ https://patents.google.com/patent/us3477455a/en , «Суперзвуковой вход для реактивных двигателей»
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19930090035 , «Использование кровотечения удара для улучшения восстановления давления ...»,
^ https://www.semanticscholar.org/paper/ramjet-intakes-cain/96dc23a101c094f19d185f7497755c0cb0d19ec8 , «потребление Ramjet», Cain, Figure 19
^ «Перетаскивание жидкости-динамического», Hoerner 1965, Библиотека Конгресса Каталога № 64-19666, Глава 5 Перетаскивание несовершенных поверхностей, с. 5-1
^ https://www.hindawi.com/journals/ijae/2022/3637181/ , Анализ генерации энтропии и ингибирования потенциала в среде Aeroengine System, Liu et al., Введение
^ https://www.cambridge.org/core/journals/aeronautical-journal/article/abs/aircraft-propulsion-from-the-back-room/771675086cde0e766be700cd6b3198e7 "от воздушного проживания из зала", Pothorne, P ". 101
^ «Технология уплотнения в газовых турбинных двигателях», Agard CP 237, с. 1–2
^ Выбор материала для пайковых сотов в турбинных двигателях, спорера и Фортуне, пайки и пайки сегодня, февраль 20014 г., с. 44
^ https://patents.google.com/patent/us2963307 , "Honeycomb Seal" Рис.1
^ https://www.yumpu.com/en/document/view/33920940/8th-israeli-symposium-on-jet-engine-and-gas-turbine , слайд «Влияние разрешения на кончики на эффективность турбины '
^ Текущие аэродинамические проблемы для авиационных двигателей, Cumpsty, 11 -я австралийская конференция по механике жидкости, Университет Тасмании, 14–18 декабря 1992 г., с. 804
^ CFM Flight Ops Поддержка, ухудшение производительности p. 48
^ Agard CP 237 «Герметизация газовой дорожки в турбинных двигателях», Людвиг, Рисунок 6 (а)
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19780013166 "Запечатывание газпата в турбинных двигателях", Людвиг Рис. 6 (D)
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Agard CP 237 «Герметизация газовой дорожки в турбинных двигателях», Рисунок 6 (а)
^ Agard CP 237 «Герметизация газовой дорожки в турбинных двигателях», Рисунок 7 (b)
^ «Дворные двигатели и двигатели для инженеров, GE Aircraft Engines 1989, с. 8–10
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/20060051674 «Проходное зазор». Рис.1 Рис.1
^ https://patents.google.com/patent/us6126390a/en "Система управления пассивным зазором для газовой турбины"
^ «Системы управления клиренсом турбинного двигателя: текущая практика и будущие направления» . Сентябрь 2002 г.
^ https://www.easa.europa.eu/en/document-library/product-certification-consultations/proposed-special-condition-1 , easa "турбинные двигатели переходные переходные, чрезмерные и чрезмерные пределы Torque утверждение »,« Когда характеристики двигателя таковы, что ускорение от холода производит переходную чрезмерную температуру, превышающую это для устойчивого состояния бег...'
^ Руководство по обучению CFM56-5A Системы двигателей, главы управления клиренсом 75-21-00 и 75-22-00
^ https://arc.aiaa.org/doi/book/10.2514/4.867293 «Двигатели Пратта и Уитни: техническая история», Коннорс, с. 219
^ https://www.enginehistory.org , "Турбоприз Райта T35 и др. Даг Клики, 1 сентября 2020 года" ... постоянный внешний диаметр и коэффициент давления 8: 1 ... утечка уплотнения была такой Плохо, что постоянный подход внешнего диаметра был прекращен. "
^ 'Honeycomb Seal ", патент США 2963 307
^ https://archive.org/stream/dtic_ada060293/dtic_ada060293_djvu.txt , "Agard CP 237", с. 1–9
^ «Рамка реактивного двигателя», патент США 3675 418
^ https://nyaspubs.onlinelibrary.wiley.com/doi/abs/10.1111/j.1749-6632.1968.tb15216.x , «Разработка высокого обходного турбованного», с. 588 «Продвинутые структурные концепции»
^ "747 Создание первого в мире Jumbo Jet и других приключений из жизни в авиации", Саттер, 978 078 08 088241 9 , с. 187
^ Flight International, 13 ноября 1969 г., с. 749
^ Кофф, Б. (1991). «Охватывает земной шар с реактивным движением» . 21 -е годовое собрание и выставка . п. 8. doi : 10.2514/6.1991-2987 .
^ https://patents.google.com/patent/us5320307a/en , «крепление для авиационного двигателя», Аннотация
^ Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} https://www.freepatentsonline.com/5873547.html , «Мональки с самолетом двигателя», лист 2
^ https://archive.org/details/boeing-777-ian-allan-abc ", Boeing 777, Campion-smith, p. 52
^ https://asmedigitalcollection.asme.org/memagazineselect/article-abstract/133/03/46/380174/mounting-troublesthe-first-jumbo-jet-was-an ? п. 7
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19820020420 , НАСА CR-165573, Рисунок 4-1 'Угол атаки на входе
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19790012903 , "Программа повышения производительности реактивного двигателя CF6.
^ Нагрузка на распределение тяги, патент на США 3844,115, столбец 1 строка 66
^ Лэнгстон, Ли С. (2011). «Монтажные проблемы» . Машиностроение . 133 (3): 46–49. doi : 10.1115/1.2011-Mar-6 .
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19790022018 , «Система электроэнергии по энергоэффективным двигателям», «Система монтажа» 4.11.2.3
^ «Полет», 6 февраля 1947 года, «Призрак De Havilland (DGT/50)», с. 143
^ «Герметизация газовой дорожки в турбинных двигателях», Ludwig, NASA TM-73890, p. 1-2, 2. Места уплотнения и типы уплотнений
^ Руководство по обучению CFM56-5C Engine Systems, январь 2003 г., опубликованное Центром обучения клиентов CFMI, глава 79-00-00 Page 7
^ Диагностика двигателей самолетов, НАСА CP 2190, 1981, JT8D -удержание двигателя, с. 64
^ https: Smart Cockpit.com, поддержка полетов CFM, стр. 37
^ https://reposit.haw-hamburg.de/handle/20.500.12738/5576 , «Дальнейшее исследование потери производительности двигателя, в частности температуру выхлопного газа, в реактивном двигателе CF6-80C2 и рекомендациях для тестовых модификаций для Запишите дополнительные критерии, таблицы 2.1–2.4
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19810022654 , «Диагностика авиационных двигателей», удержание производительности двигателя JT-8D, с. 66
^ Flight International, 13 ноября 1969 г., с. 749
^ CFM CFM56 Series Руководство по обучению , с. 142
^ Планте, Роберт Д. (1988). «Проблема с направляющей насадкой на лопате» . Операционные исследования . 36 (1): 18–33. doi : 10.1287/opre.36.1.18 . JSTOR 171375 .
^ Реактивные двигатели и двигательные системы для инженеров, GE Aircraft Engines 1989, с. 5–17
^ https://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/gt1962/79931/v001t01a016/227591 , «Американские авиалинии с двигателями Turbojet/Turbofan», с. 4
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 , p. 2
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 , «Анализ ухудшения производительности турбон-подошва двигателя и предлагаемые последующие тесты», с. 22
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 с.20
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 , рис.13
^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19810022654 , «Диагностика авиационных двигателей», удержание производительности двигателя JT-8D, с. 69
^ https://archive.org/details/gasturbinecombus0000lefe , сжигание газовых турбин, Lefebvre 1983, ISBN 0 07 037029X с. 4
^ CFM Flight Ops поддержка 13 декабря 2005 г., с. 85
^ «Прогнозирование производительности и моделирование эксплуатации двигателя газового турбин для самолетов, морских, транспортных средств и производства электроэнергии», RTO Технический отчет TR-AVT-036, с. 2–50
^ «Движение самолета», PJ McMahon, ISBN 0 273 42324 x , P. 58
^ Гермелл, политика здесь; Зе, Хорст; Молнг, Герро (2004). Авиационные исследования в Германии . п. 226. DOI : 10 1007 / 978-3-642-18484-0 . ISBN 978-3-642-62129-1 .
^ «Эволюция авиалайнера», Уитфорд, 978 1 86126 870 9 , с. 119
^ Инженерная термодинамика работа и теплопередача, Роджерс и Мэйхью 1967, 978-0-582–4727-1 , с. 15
^ https://archive.org/details/masslengthtime0000norm_v5r2/page/150/mode/2up , масса, длина и время, нормандское переность 1959, с. 150

[1] Производительность газовой турбины, второе издание, Walsh and Fletcher 2004, ISBN 0 632 06434-X , Prepace

[2] "EGT Margin указывает на здоровье двигателя", стр. 5–11, безопасность сначала журнал Airbus Safety, февраль 2022 г.

[doc-3] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} «Двигатель переменного цикла для дозвуковых транспортных приложений - PDF бесплатно скачать» . docplayer.net . Получено 2023-11-16 .

[4] ttps://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.9176?journalcode=jpp , «Идеи и методы турбомачинорией аэродинамики: исторический взгляд», Cumpsty и Greitzer, рис. 1

[5] Двигатель применяет силу тяги к стационарному самолету, и на самолете выполняются работы, когда он движется под влиянием.

[Propulsion_and_Power-6] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Курцке, Иоахим; Halliwell, Ian (2018). «Движение и власть» . Springerlink . doi : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN 978-3-319-75977-7 .

[7] Хоторн, Уильям (1978). «Движение самолета из задней комнаты» . Авиационный журнал . 82 (807): 93–108. doi : 10.1017/s0001924000090424 . ISSN 0001-9240 . S2CID 117522849 .

[8] Гаффин, Уильям О.; Льюис, Джон Х. (1968). «Развитие высокого обходного турбовина» . Анналы нью -йоркской академии наук . 154 (2): 576–589. Bibcode : 1968nyasa.154..576G . doi : 10.1111/j.1749-6632.1968.tb15216.x . ISSN 0077-8923 . S2CID 84722218 .

[9] Аэротермодинамика газовых турбинных двигателей авиации, Oates, редактор, AFAPL-TR-78- = 52, WP AFB, Огайо, с. 1–41

[10] Agard (консультативная группа для аэрокосмических исследований и разработок), серия лекций № 136: Системы двигателя Ramjet и Ramrocket для ракет .

[:0-11] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} «Некоторые фундаментальные аспекты движения Рамджета» . ARS Journal . Тол. 27, нет. 4. Американский институт аэронавтики. Апрель 1957 г. - через интернет -архив.

[12] «Суперзвуковые плиты» . Инженер Корнелла . Тол. 16, нет. 6. Корнелльский университет. Март 1951 г. с. 9 - через интернет -архив.

[13] «Газовые турбины и их проблемы», Hayne Constant, Todd Reference Library, Todd Publishing Group Ltd., 1948, с. 46

[14] Киран Сиддаппаджи (ноябрь 2008 г.). Преимущества GE 90 репрезентативного турбоюна посредством анализа цикла (отчет). doi : 10.13140/rg.2.2.25078.50243 .

[15] Хеннинг Струхтуп; Гвинн Эльфринг (июнь 2008 г.). «Внешние потери в воздушных двигателях с высоким бамбасом» . Международный журнал Exergy . 5 (4): 400. doi : 10.1504/ijex.2008.019112 .

[:1-16] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Руберт, Кеннеди Ф. (1945-02-01). Анализ реактивных систем, которые прямо используют рабочую вещество термодинамического цикла (отчет).

[17] Смит, Тревор I.; Кристенсен, Уоррен М.; Маунткасл, Дональд Б.; Томпсон, Джон Р. (2015-09-23). «Определение трудностей студента с энтропией, тепловыми двигателями и циклом карно» . Физические обзоры Специальные темы - Исследование физического образования . 11 (2): 020116. Arxiv : 1508.04104 . BIBCODE : 2015PRPER..11B0116S . doi : 10.1103/physrevstper.11.020116 .

[18] Транзакции Манчестерская ассоциация инженеров 1904 года, диаграмма температур-энтропии, г-н Дж. Джеймс Уэллс, с. 237

[19] Отчет комитета, назначенный 31 марта 1896 года, для рассмотрения и отчетности Совету по предмету определения стандарта или стандартов тепловой эффективности для паровых двигателей. Лондон, учреждение. 1898.

[20] "Газовая турбинная аэротерермодинамика", сэр Фрэнк Уиттл, ISBN 0-08-026718-1 , P. 2

[21] Cumpsty, NA (1997). Столеточное движение: простое руководство по аэродинамическому и термодинамическому дизайну и производительности реактивных двигателей . Кембридж; Нью -Йорк: издательство Кембриджского университета. ISBN 978-0-521-59330-4 - через интернет -архив.

[22] Генерация энтропии в турбоматических потоках «Дентон, SAE 902011, стр. 2251

[23] «Механизмы потерь в турбоманах» Дентон, ASME 93-GT-435, с. 4

[24] «Jet Engine | Engineering, Design & Funcyation | Britannica» . Британская . 2023-10-24 . Получено 2023-11-16 .

[25] Журнал самолета сентябрь-октябрь 1966 года: том 3 ISS 5 . Американский институт аэронавтики и космонавтики. Сентябрь 1966 г. - через интернет -архив.

[26] 'Jet Jopulsion для самолетов », Buckingham, NACA Report 159, p. 85

[27] Zhemchuzhin, N. A.; Levin, M. A.; Merkulov, I. A.; Naumov, V. I.; Pozhidayev, O. A.; Frolov, S. P.; Frolov, V. S. (1977-01-01). Soviet aircraft and rockets . NASA.

[Aircraft-28] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Льюис, Джон Хирам (1976). «Передвижная эффективность с точки зрения использования энергии» . Журнал самолетов . 13 (4): 299–302. doi : 10.2514/3.44525 . ISSN 0021-8669 .

[29] Рейнер Джоэл (1960). тепловые двигатели . Интернет -архив.

[30] Вебер, Ричард Дж.; Маккей, Джон С. (1958-09-01). Анализ двигателей Ramjet с использованием сверхзвукового сгорания (отчет).

[:2-31] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Маттингли, Джек Д.; Бойер, Кит М. (2016-01-20). Элементы движения: газовые турбины и ракет, второе издание . Reston, VA: Американский институт аэронавтики и астронавтики, Inc. doi : 10.2514/4.103711 . ISBN 978-1-62410-371-1 .

[32] Смит Дж. Джеффри (1946). Газовые турбины и реактивное движение для самолетов .

[33] Теория реактивных двигателей (отчет).

[34] «Производительность и диапазоны применения различных типов системы пропульсионного пропульсии» . DOUN ЦИФРОВАННАЯ БИБЛИОТЕКА . Август 1947 года . Получено 2023-11-16 .

[35] «Проектирование хвостовых труб для реактивных двигателей, включающих передох, Эдвардс, Журнал« Аэронавтика » , том 54, выпуск 472, рис. 1.

[36] «Разработка технологий двигателя для решения местных проблем качества воздуха», Моран, Икао -коллоквиум об авиационных выбросах с выставкой, 14–16 мая 2007 г.

[37] ttps://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.44525?journalcode=ja «Прожигающая эффективность с точки зрения использования энергии», Льюис, Рис. 2

[38] «Rolls-Royce's Pearl 10x установлен для 747 Оценка испытательного стенка .

[39] О конструкции энергоэффективных аэро -двигателей, Ричард Авеллан, 2011, ISBN 978-91-7385-564-8 , Рисунок 6

[40] «Jet Engine | Engineering, Design & Funcyation | Britannica» . 6 декабря 2023 года.

[41] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19930082605 , NACA TN 1927 Обобщение производительности турбоевского двигателя с точки зрения характеристик накачки

[42] Дворки и двигательные двигатели для инженеров, под редакцией Фаддеуса Фаулера, GE Aircraft Engines 1989, с. 11–19

[Young-43] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Производительность самолета реактивного транспорта, Young 2018, ISBN 978-1-118-53477-9 , Рис. 8.19

[44] «Американские авиакомпании с турбоукжерами/турбовванными двигателями», Wathley, ASME 62-GTP-16

[45] «Специальный отчет: Air Florida Flight 90» . Airdisaster.com . Архивировано с оригинала 12 июня 2015 года . Получено 30 мая 2015 года . , с. 80

[46] Кому нужен мониторинг двигателей?, Диагностика двигателей самолетов, НАСА CP2190, 1981, с. 214

[47] Реактивное движение, Николас Кампсти, ISBN 0 521 59674 2 , P. 40

[48] Новый метод анализа аэродинамических потерь, основанный на прогнозах производства энтропии CFD, Sullivan, SAE 951430, с. 343

[49] ttps://arc.aiaa.org/doi/10.2514/3.43978 «Теория и проверка смешивания потока турбовенированных двигателей», Hartmann, Journal of Aircraft , Vol. 5, № 6, введение

[50] ttps://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1964-243 , о термодинамическом спектре движения аэродинамической работы, Builder, p.2

[51] «Дорога к 707», ISBN 0-9629605-0-0 , P. 204

[52] ttps://journals.sagepub.com/doi/10.1243/pime_proc_1950_163_022_02 , «газовая турбина в перспективе», Hayne Constant, рис. 3, 8, 9, 10

[53] ttps://patents.google.com/patent/us3357176a/en , «Турбинный турбинный двигатель с двойной катушкой с осевыми и центробежными компрессорами, столб 1, строки 46–50

[54] «Проектирование и разработка турбовентивного двигателя Garrett F109», Krieger et al., Canadian Aeronautics and Space Journal , Vol. 34, № 3, сентябрь 1988 г. 9.171

[Dynamic_Regulatory_System-55] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} https://drs.faa.gov/browse/excelexternalwindow/drsdocid114483736420230203181002.0001?modalopened=tru

[56] ttps://archive.org/details/aviation_week_1952-10-20 , p. 13 'Split Compressors открыть в эпоху новой реактивной эры'

[57] «Двигатели Пратта и Уитни: техническая история», 978-1-60086-711-8 , с. 232

[58] Джут-движения для аэрокосмических приложений, Второе издание, Гесс и Мамфорд, Каталог Библиотеки Конгресса № 64-18757, с. 185

[59] ttps://archive.org/details/aircraftpropulsion2ed_201907 , «Движение самолета», второе издание Farokhi 2014, с. 638

[60] Конференция НАСА по прилавке и всплеску двигателя, бумага IV, НАСА TM-X-67600, рис.16-19

[61] Flight International, 16 декабря 1955 г., с. 901

[62] ttps://www.enginehistory.org/convention/2013/sr-71propul/sr-71propul.shtml , Cutaway J58 Внутренние детали и внешние детали J58

[63] ttps://www.roadrunnersinternationale.com/pw_tales.htm p.4

[64] Lundquist, WG; Коул, RW (1946). «BMW-003 Turbo-Jet Engine по сравнению с Jumo 004» . SAE транзакции . 54 : 503–510 [506]. JSTOR 44548294 .

[65] ttps://engineering.purdue.edu/~propulsi/propulsion/jets/tprops/pw200.html , pw206 8: 1

[66] "Двигатель Jet", Rolls-Royce Limited, Publication Ref. TSD 1302, июль 1969 г., 3-е издание, рис. 3-6 «Поток воздуха при входе в диффузор»

[67] ttps://patents.google.com/patent/us3420435 , "Строительство диффузора"

[68] ttps://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/gt1972/79818/v001t01a053/231014 , «Сравнение прогнозируемой и измеренной характеристики центрифужного компрессора высокого давления», Kenney, p. 19

[69] ttps://archive.org/details/dtic_ada059784/page/n45/mode/2up , «Все сжатие в двигателях требует диффузионного процесса», раздел 1.4.2.3

[70] Суперзвуковой поток замедляется в сходящемся воздуховоде, как показано на входной губе до кровотечения ударной ловушки.

[71] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19650013744 , «Аэродинамическая конструкция осевых компрессоров», с. 126

[72] ttps://www.sae.org/publications/technical-papers/content/861837/ , «Компрессоры с осевым потоком низкого соотношения: почему и что это значит», Wennerstrom, p. 11

[73] ttps://www.worldcat.org/title/history-of-the-rolls-royce-rb211-turboran-engine/oclc/909128142 ^{[ только URL ]}

[74] ttps://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/igt1985/79429/v001t01a006/259190 , «Разработка новой технологии небольшого фан-двигателя», Boyd, ASME 85-IG-139, p. 2

[75] ttps://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/gt1969/79832/v001t01a088/231986 , «Введение в двигатель JT15D»

[76] ttps://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.9176?journalcode=jpp , «Идеи и методы турбомачинейной аэродинамики: исторический взгляд», Cumpsty и Greitzer, рисунок 1

[77] ttps://journals.sagepub.com/doi/10.1243/0954406991522680 , «Осевой компрессор дизайн», Gallimore, p. 439

[78] ttps://asmedigitalcollection.asme.org/torbomachinery/article-abstract/111/4/357/419178/low-aspect-ratio-axial-flow-compresser Компрессоры потока: почему и что это значит », Wennerstrom, SAE 861837, п. 6

[79] Amoo, Leye M. (2013). «О дизайне и конструктивном анализе конструкций лезвий реактивного двигателя». Прогресс в аэрокосмических науках . 60 : 1–11. Bibcode : 2013praes..60 .... 1a . doi : 10.1016/j.paerosci.2012.08.002 .

[80] ttps://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/gt1988/79191/v002t02a017/236878 , «Развитие Rolls-royce tay», Уилсон, 88-GT-302

[81] Влияние трехмерного анализа на дизайн вентилятора, Clemmons et al., ASME 83-GT-136

[82] ttps://patents.google.com/patent/us6071077a/en , "Sweet Fan Blade"

[83] «Современные достижения в дизайне вентилятора и компрессора с использованием CFD», Балин, Университет Колорадо, Боулдер, Колорадо. 80309

[84] МакКинни, Рэндал; Чунг, Альберт; Соу, Уильям; Sepulveda, Domingo (2007). «Pratt & Whitney Talon x Своира сбои выбросов: революционные результаты с эволюционными технологиями» . 45th Aiaa Aerospace Sciences Meeting and Exhip . doi : 10.2514/6.2007-386 . ISBN 978-1-62410-012-3 .

[85] Лю, Йиз; Солнце, Xiaoxiao; Сети, Вишал; Налянида, Девая; Ли, И-Гуан; Ван, Лу (2017). «Обзор современных технологий сжигания с низким уровнем выбросов для двигателей аэро -газовой турбины». Прогресс в аэрокосмических науках . 94 : 15. Bibcode : 2017praes..94 ... 12L . doi : 10.1016/j.paerosci.2017.08.001 . HDL : 1826/12499 .

[86] «Развитие технологий двигателя для решения местных проблем качества воздуха», Моран, Икао-коллоквиум об авиационных выбросах с выставкой, 14-16 мая 2007 г.

[87] «Прогресс реактивного движения», Невилл и Силсби, первое издание, McGraw-Hill Book Company, Inc., 1948, с. 127

[88] «Серия II Goblin», журнал Flight, 21 февраля 1946 г.

[89] ttps://archive.org/details/in.ernet.dli.2015.19428/page/n71/mode/2up , газовые турбины и реактивное движение "4 -е издание, Смит, рис. 73 и 77

[90] «Westinghouse J46 Axial Turbojet Family. История развития и технические профили», Пол Дж. Кристиансен, ISBN 978-0-692-76488-6 , Рисунок 3 и 8

[91] ttps://asmedigitalcollection.asme.org/gasturbinespower/article/132/11/116501/464800/gas-turbine-combustion-alternative-fuels-and , p. 237

[92] «Двухместная турбо-оса», журнал Flight , 27 ноября 1953 года.

[93] "Сжигание газовой турбины" Третье издание, Лефевр и Баллал, ISBN 978 1 4200 8605 8 , с. 15–16, Рисунок 1.16

[94] ttps://patents.google.com/patent/us20150059355a1/en , метод и система для управления производительностью газовой турбины с переменным краем обратного потока »

[95] ttp://www.netl.doe.gov > Gas.turbine.handbook, "4.2.1 Анализ дизайна охлаждения, стр. 304

[96] «Отгревание выхлопных газов для турбонежников - опрос о разработке пятилетнего развития - Часть 1», Flight Magazine, 8 сентября 1949 г.

[97] ttps://archive.org/details/dtic_ada361702 , «Принципы и методы проектирования и методы для двигателей авиационных газовых турбин», RTO-MP-8, с. 19-5

[98] Курцке, Иоахим; Halliwell, Ian (2018). Движение и сила . С. 544–545. doi : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN 978-3-319-75977-7 .

[99] Курцке, Иоахим; Halliwell, Ian (2018). Движение и сила . п. 545. DOI : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN 978-3-319-75977-7 .

[100] «Быстрые Джетс-История развития разогрева в Дерби», Cyril Elliott, Trust Rolls-Royce Heritage, Техническая серия № 5, ISBN 1 872922 20 1 , с. 116

[101] «Обзор проблем с сверхзвуковым воздушным входом, Уайетт», Agardograph № 27, с. 22

[102] Первая лекция Джеймса Клейтона, «Ранняя история газовой турбины Уиттл -реактивного движения», Air Commodore F. Whittle, p. 430 Рис. 20

[103] Не так много инженера, сэр Стэнли Хукер и автобиография, ISBN 1 85310 285 7 , с. 90

[104] ttps://patents.google.com/patent/us3477455a/en , «Суперзвуковой вход для реактивных двигателей»

[105] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19930090035 , «Использование кровотечения удара для улучшения восстановления давления ...»,

[106] ttps://www.semanticscholar.org/paper/ramjet-intakes-cain/96dc23a101c094f19d185f7497755c0cb0d19ec8 , «потребление Ramjet», Cain, Figure 19

[107] «Перетаскивание жидкости-динамического», Hoerner 1965, Библиотека Конгресса Каталога № 64-19666, Глава 5 Перетаскивание несовершенных поверхностей, с. 5-1

[108] ttps://www.hindawi.com/journals/ijae/2022/3637181/ , Анализ генерации энтропии и ингибирования потенциала в среде Aeroengine System, Liu et al., Введение

[109] ttps://www.cambridge.org/core/journals/aeronautical-journal/article/abs/aircraft-propulsion-from-the-back-room/771675086cde0e766be700cd6b3198e7 "от воздушного проживания из зала", Pothorne, P ". 101

[110] «Технология уплотнения в газовых турбинных двигателях», Agard CP 237, с. 1–2

[111] Выбор материала для пайковых сотов в турбинных двигателях, спорера и Фортуне, пайки и пайки сегодня, февраль 20014 г., с. 44

[112] ttps://patents.google.com/patent/us2963307 , "Honeycomb Seal" Рис.1

[113] ttps://www.yumpu.com/en/document/view/33920940/8th-israeli-symposium-on-jet-engine-and-gas-turbine , слайд «Влияние разрешения на кончики на эффективность турбины '

[114] Текущие аэродинамические проблемы для авиационных двигателей, Cumpsty, 11 -я австралийская конференция по механике жидкости, Университет Тасмании, 14–18 декабря 1992 г., с. 804

[115] CFM Flight Ops Поддержка, ухудшение производительности p. 48

[116] Agard CP 237 «Герметизация газовой дорожки в турбинных двигателях», Людвиг, Рисунок 6 (а)

[117] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19780013166 "Запечатывание газпата в турбинных двигателях", Людвиг Рис. 6 (D)

[AGARD-118] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} Agard CP 237 «Герметизация газовой дорожки в турбинных двигателях», Рисунок 6 (а)

[119] Agard CP 237 «Герметизация газовой дорожки в турбинных двигателях», Рисунок 7 (b)

[120] «Дворные двигатели и двигатели для инженеров, GE Aircraft Engines 1989, с. 8–10

[121] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/20060051674 «Проходное зазор». Рис.1 Рис.1

[122] ttps://patents.google.com/patent/us6126390a/en "Система управления пассивным зазором для газовой турбины"

[123] «Системы управления клиренсом турбинного двигателя: текущая практика и будущие направления» . Сентябрь 2002 г.

[124] ttps://www.easa.europa.eu/en/document-library/product-certification-consultations/proposed-special-condition-1 , easa "турбинные двигатели переходные переходные, чрезмерные и чрезмерные пределы Torque утверждение »,« Когда характеристики двигателя таковы, что ускорение от холода производит переходную чрезмерную температуру, превышающую это для устойчивого состояния бег...'

[125] Руководство по обучению CFM56-5A Системы двигателей, главы управления клиренсом 75-21-00 и 75-22-00

[126] ttps://arc.aiaa.org/doi/book/10.2514/4.867293 «Двигатели Пратта и Уитни: техническая история», Коннорс, с. 219

[127] ttps://www.enginehistory.org , "Турбоприз Райта T35 и др. Даг Клики, 1 сентября 2020 года" ... постоянный внешний диаметр и коэффициент давления 8: 1 ... утечка уплотнения была такой Плохо, что постоянный подход внешнего диаметра был прекращен. "

[128] 'Honeycomb Seal ", патент США 2963 307

[129] ttps://archive.org/stream/dtic_ada060293/dtic_ada060293_djvu.txt , "Agard CP 237", с. 1–9

[130] «Рамка реактивного двигателя», патент США 3675 418

[131] ttps://nyaspubs.onlinelibrary.wiley.com/doi/abs/10.1111/j.1749-6632.1968.tb15216.x , «Разработка высокого обходного турбованного», с. 588 «Продвинутые структурные концепции»

[132] "747 Создание первого в мире Jumbo Jet и других приключений из жизни в авиации", Саттер, 978 078 08 088241 9 , с. 187

[133] Flight International, 13 ноября 1969 г., с. 749

[134] Кофф, Б. (1991). «Охватывает земной шар с реактивным движением» . 21 -е годовое собрание и выставка . п. 8. doi : 10.2514/6.1991-2987 .

[135] ttps://patents.google.com/patent/us5320307a/en , «крепление для авиационного двигателя», Аннотация

[patent-136] Подпрыгнуть до: ^а ^{беременный} https://www.freepatentsonline.com/5873547.html , «Мональки с самолетом двигателя», лист 2

[137] ttps://archive.org/details/boeing-777-ian-allan-abc ", Boeing 777, Campion-smith, p. 52

[138] ttps://asmedigitalcollection.asme.org/memagazineselect/article-abstract/133/03/46/380174/mounting-troublesthe-first-jumbo-jet-was-an ? п. 7

[139] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19820020420 , НАСА CR-165573, Рисунок 4-1 'Угол атаки на входе

[140] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19790012903 , "Программа повышения производительности реактивного двигателя CF6.

[141] Нагрузка на распределение тяги, патент на США 3844,115, столбец 1 строка 66

[142] Лэнгстон, Ли С. (2011). «Монтажные проблемы» . Машиностроение . 133 (3): 46–49. doi : 10.1115/1.2011-Mar-6 .

[143] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19790022018 , «Система электроэнергии по энергоэффективным двигателям», «Система монтажа» 4.11.2.3

[144] «Полет», 6 февраля 1947 года, «Призрак De Havilland (DGT/50)», с. 143

[145] «Герметизация газовой дорожки в турбинных двигателях», Ludwig, NASA TM-73890, p. 1-2, 2. Места уплотнения и типы уплотнений

[146] Руководство по обучению CFM56-5C Engine Systems, январь 2003 г., опубликованное Центром обучения клиентов CFMI, глава 79-00-00 Page 7

[147] Диагностика двигателей самолетов, НАСА CP 2190, 1981, JT8D -удержание двигателя, с. 64

[148] ttps: Smart Cockpit.com, поддержка полетов CFM, стр. 37

[149] ttps://reposit.haw-hamburg.de/handle/20.500.12738/5576 , «Дальнейшее исследование потери производительности двигателя, в частности температуру выхлопного газа, в реактивном двигателе CF6-80C2 и рекомендациях для тестовых модификаций для Запишите дополнительные критерии, таблицы 2.1–2.4

[150] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19810022654 , «Диагностика авиационных двигателей», удержание производительности двигателя JT-8D, с. 66

[151] Flight International, 13 ноября 1969 г., с. 749

[152] CFM CFM56 Series Руководство по обучению , с. 142

[153] Планте, Роберт Д. (1988). «Проблема с направляющей насадкой на лопате» . Операционные исследования . 36 (1): 18–33. doi : 10.1287/opre.36.1.18 . JSTOR 171375 .

[154] Реактивные двигатели и двигательные системы для инженеров, GE Aircraft Engines 1989, с. 5–17

[155] ttps://asmedigitalcollection.asme.org/gt/proceedings/gt1962/79931/v001t01a016/227591 , «Американские авиалинии с двигателями Turbojet/Turbofan», с. 4

[156] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 , p. 2

[157] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 , «Анализ ухудшения производительности турбон-подошва двигателя и предлагаемые последующие тесты», с. 22

[158] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 с.20

[159] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 , рис.13

[160] ttps://ntrs.nasa.gov/citations/19810022654 , «Диагностика авиационных двигателей», удержание производительности двигателя JT-8D, с. 69

[161] ttps://archive.org/details/gasturbinecombus0000lefe , сжигание газовых турбин, Lefebvre 1983, ISBN 0 07 037029X с. 4

[162] CFM Flight Ops поддержка 13 декабря 2005 г., с. 85

[163] «Прогнозирование производительности и моделирование эксплуатации двигателя газового турбин для самолетов, морских, транспортных средств и производства электроэнергии», RTO Технический отчет TR-AVT-036, с. 2–50

[164] «Движение самолета», PJ McMahon, ISBN 0 273 42324 x , P. 58

[165] Гермелл, политика здесь; Зе, Хорст; Молнг, Герро (2004). Авиационные исследования в Германии . п. 226. DOI : 10 1007 / 978-3-642-18484-0 . ISBN 978-3-642-62129-1 .

[166] «Эволюция авиалайнера», Уитфорд, 978 1 86126 870 9 , с. 119

[167] Инженерная термодинамика работа и теплопередача, Роджерс и Мэйхью 1967, 978-0-582–4727-1 , с. 15

[168] ttps://archive.org/details/masslengthtime0000norm_v5r2/page/150/mode/2up , масса, длина и время, нормандское переность 1959, с. 150

[ 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 ]

[ 73 ]

[ 74 ]

[ 75 ]

[ 76 ]

[ 77 ]

[ 78 ]

[ 79 ]

[ 80 ]

[ 81 ]

[ 82 ]

[ 83 ]

[ 84 ]

[ 85 ]

[ 86 ]

[ 87 ]

[ 88 ]

[ 89 ]

[ 90 ]

[ 91 ]

[ 92 ]

[ 93 ]

[ 94 ]

[ 95 ]

[ 96 ]

[ 97 ]

[ 98 ]

[ 99 ]

[ 100 ]