Тяга газотурбинного двигателя

В известном исследовании реактивных самолетов реактивная тяга рассматривается как «черный ящик», в котором рассматривается только то, что входит в реактивный двигатель — воздух и топливо, а что выходит — выхлопные газы и неуравновешенная сила. Эта сила, называемая тягой, представляет собой сумму разницы импульсов между входом и выходом и любой несбалансированной силы давления между входом и выходом, как объяснено в разделе «Расчет тяги».

Например, один из первых турбореактивных двигателей Bristol Olympus Mk. 101, имел импульсную тягу 9300 фунтов и тягу давления 1800 фунтов, что в сумме составляло 11100 фунтов. Заглянув внутрь «черного ящика», можно увидеть, что тяга возникает в результате всех несбалансированных сил импульса и давления, создаваемых внутри самого двигателя. Эти силы, некоторые вперед, некоторые назад, действуют на все внутренние части, как неподвижные, так и вращающиеся, такие как воздуховоды, компрессоры и т. д., которые находятся в первичном потоке газа, протекающем через двигатель спереди назад. Алгебраическая сумма всех этих сил передается на планер для приведения в движение. В книге «Полет» приводятся примеры этих внутренних сил для двух первых реактивных двигателей Rolls-Royce Avon Ra.14. и де Хэвилленд Гоблин .

Передача тяги самолету

Тяга двигателя действует вдоль осевой линии двигателя. Самолет «держит» двигатель на внешнем кожухе двигателя на некотором расстоянии от его осевой линии (у опор двигателя). Такое расположение приводит к изгибу корпуса двигателя (так называемому изгибу позвоночника) и деформации круглых корпусов ротора (овализации). Деформацию конструкции двигателя необходимо контролировать с помощью подходящих мест крепления, чтобы поддерживать приемлемые зазоры ротора и уплотнений и предотвращать трение. Широко разрекламированный пример чрезмерной деформации конструкции произошел с оригинальной установкой двигателя Pratt & Whitney JT9D на самолете Boeing 747 . Компоновку крепления двигателя пришлось пересмотреть с добавлением дополнительной упорной рамы, чтобы уменьшить прогибы корпуса до приемлемой величины.

Тяга ротора

Тяга ротора на подпятнике не связана с тягой двигателя. Он может даже изменить направление на некоторых оборотах в минуту. Нагрузка на подшипник определяется исходя из срока службы подшипника. Хотя аэродинамические нагрузки на лопатки компрессора и турбины способствуют увеличению тяги ротора, они невелики по сравнению с нагрузками в полости внутри ротора, возникающими в результате давления в системе вторичного воздуха, диаметров уплотнений на дисках и т. д. Удерживать нагрузку в пределах уплотнения, указанного в технических характеристиках подшипника. диаметры подобраны соответственно как и много лет назад на задней стороне крыльчатки в двигателе de Havilland Ghost . Иногда внутри ротора необходимо добавить дополнительный диск, известный как балансировочный поршень. Ранний пример турбореактивного двигателя с уравновешивающим поршнем. был Роллс-Ройс Эйвон .

Расчет тяги

Чистая тяга ( F _N ) двигателя определяется по формуле:

$F_{N}=({\dot {m}}_{air}+{\dot {m}}_{fuel})v_{e}-{\dot {m}}_{air}v$

где:
Я вкл .	= массовый расход воздуха через двигатель
ṁ топливо	= массовая скорость потока топлива, поступающего в двигатель
в е	= эффективная скорость истечения струи (скорость выхлопного шлейфа относительно самолета)
v	= скорость воздухозаборника = истинная воздушная скорость самолета
( ṁ воздух + ṁ топливо ) v e	= полная тяга сопла ( F G )
ṁ на v	= сопротивление всасываемого воздуха

Большинство типов реактивных двигателей имеют воздухозаборник, который обеспечивает выход большей части жидкости через выхлоп. Однако обычные ракетные двигатели не имеют воздухозаборника, поэтому ṁ _{воздуха} равна нулю. Следовательно, ракетные двигатели не имеют тягового сопротивления, а полная тяга сопла ракетного двигателя представляет собой чистую тягу двигателя. Следовательно, тяговые характеристики ракетного двигателя отличаются от характеристик воздушно-реактивного двигателя, а тяга не зависит от скорости.

Если скорость струи реактивного двигателя равна скорости звука, говорят, что сопло реактивного двигателя засорено. Если сопло заблокировано, давление в плоскости выхода сопла превышает атмосферное давление, и в приведенное выше уравнение необходимо добавить дополнительные члены, чтобы учесть тягу давления. Однако v _e — эффективная скорость истечения. Если турбореактивный двигатель имеет чисто сужающееся выхлопное сопло и фактическая скорость выхлопа достигает скорости звука в воздухе при температуре и давлении выхлопа, дальнейшее ускорение выхлопного газа с помощью сопла невозможно. В этом случае выхлопные газы сохраняют давление, которое выше давления окружающего воздуха. Это источник «давления».

Скорость потока топлива, поступающего в двигатель, часто очень мала по сравнению со скоростью потока воздуха. Если вклад топлива в полную тягу сопла можно пренебречь, чистая тяга составит:

$F_{N}={\dot {m}}_{air}(v_{e}-v)$

Скорость реактивной струи ( v _e ) должна превышать истинную воздушную скорость самолета ( v ), чтобы самолет имел чистую прямую тягу. Скорость ( v _e ) можно рассчитать термодинамически на основе адиабатического расширения .

Увеличение тяги

Увеличение тяги принимало множество форм, чаще всего для дополнения недостаточной взлетной тяги. Некоторым ранним реактивным самолетам требовалась ракетная помощь для взлета с высокогорных аэродромов или при высокой дневной температуре. Более поздний самолет, сверхзвуковой бомбардировщик Ту-22 , был оснащен четырьмя ускорителями СПРД-63 для взлета. Вероятно, самым крайним требованием, требующим помощи ракеты, и которое просуществовало недолго, был запуск с нулевой длины . Почти столь же экстремальным, но очень распространенным является катапультная помощь с авианосцев. Во время полета также использовалась ракетная помощь. Разгонный двигатель SEPR 841 использовался на Dassault Mirage для перехвата на большой высоте.

Ранние устройства с кормовым вентилятором, добавлявшие обходной поток воздуха к турбореактивному двигателю, были известны как усилители тяги. Кормовой вентилятор, установленный на турбореактивном двигателе General Electric CJ805-3 , увеличил взлетную тягу с 11 650 фунтов до 16 100 фунтов.

Вода или другая охлаждающая жидкость, впрыск в компрессор или камеру сгорания и впрыск топлива в реактивную трубу ( дожигание /повторный нагрев) стали стандартными способами увеличения тяги, известными как «мокрая» тяга, в отличие от «сухой» тяги без увеличения.

Впрыск охлаждающей жидкости (предкомпрессорное охлаждение) использовался вместе с дожиганием для увеличения тяги на сверхзвуковых скоростях. «Skyburner» McDonnell Douglas F-4 Phantom II установил мировой рекорд скорости, используя впрыск воды перед двигателем.

При высоких числах Маха форсажные камеры обеспечивают постепенно большую часть тяги двигателя, поскольку тяга турбомашины падает до нуля, при этом степень сжатия двигателя (epr) падает до 1,0, и вся тяга двигателя поступает от форсажной камеры. Форсажная камера также должна компенсировать потерю давления в турбомашине, которая представляет собой сопротивление на более высоких скоростях, где EPR будет меньше 1,0.

Увеличение тяги существующих форсажных двигательных установок для специальных кратковременных задач являлось предметом исследований при выводе небольших полезных грузов на низкие околоземные орбиты с использованием таких самолетов, как McDonnell Douglas F-4 Phantom II , McDonnell Douglas F-15 Eagle , Dassault Rafale и Mikoyan. МиГ-31 , а также для переноски экспериментальных пакетов на большие высоты с помощью Lockheed SR-71 . В первом случае требуется увеличение существующих максимальных скоростей орбитальных запусков. Во втором случае требуется увеличение тяги в пределах имеющихся скоростных возможностей. В первом случае используется охлаждение входа компрессора. Карта компрессора показывает, что поток воздуха уменьшается с увеличением температуры на входе в компрессор, хотя компрессор все еще работает на максимальных оборотах (но с пониженной аэродинамической скоростью). Охлаждение на входе компрессора увеличивает аэродинамическую скорость, расход и тягу. Во втором случае допускалось небольшое увеличение максимальной механической скорости и температуры турбины с впрыском закиси азота в форсажную камеру и одновременным увеличением расхода форсажного топлива.