ТРДД

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

Отношение массового расхода воздуха, проходящего через активную зону двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через активную зону, называется степенью двухконтурности . Двигатель производит тягу через комбинацию этих двух порций, работающих вместе. Двигатели, которые используют больше струйного тяги по сравнению с тягой вентилятора, известны как турбообцы с низким баллом ; И наоборот, те, которые имеют значительно больше тяги фанатов, чем струйная тяга, известны как высокий байпас . Большинство используемых двигателей коммерческих авиационных реактивных двигателей принадлежат высокому типу, ^{[ 2 ]}^{[ 3 ]} и большинство современных истребительных двигателей являются малообходными. ^{[ 4 ]}^{[ 5 ]} Форсажные камеры применяются на малоконтурных ТРДД с байпасом и перемешиванием активной зоны перед форсажной камерой.

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

Принципы

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

Турбовине был изобретен для улучшения расхода топлива турбоевского. Это достигается за счет подачи большего количества воздуха, что увеличивает массу и снижает скорость реактивной струи по сравнению со скоростью турбореактивного двигателя. Это делается механически путем добавления канального вентилятора, а не за счет использования сил вязкости. ^{[ 6 ]} Вакуумный эжектор используется в сочетании с вентилятором, как впервые задумано изобретатель Фрэнк Уиттл . ^{[ 7 ]}

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

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

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

Рабочим телом термодинамического цикла является единственная масса, ускоряющаяся для создания тяги в турбореактивном двигателе, что является серьезным ограничением (высокий расход топлива) для самолетов со скоростями ниже сверхзвуковых. Для дозвуковой скорости полета скорость двигательной струи должна быть снижена, потому что есть цена, которая должна быть выплачена при производстве тяги. Энергия, необходимая для ускорения газа внутри двигателя (увеличение кинетической энергии), расходуется двумя способами: путем изменения импульса (т. е. силы) и следа, который является неизбежным следствием создания тяги воздушно-реактивным двигателем. ^{[ 11 ]} (или пропеллер). Скорость следа и топливо, сжигаемое для его производства, могут быть уменьшены, и требуемая тяга все еще поддерживается при увеличении массового ускорения. Турбореактивный двигатель делает это путем передачи энергии, имеющейся внутри двигателя, от газогенератора канальному вентилятору , который производит вторую, дополнительную массу ускоренного воздуха.

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

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

Отношение массового расхода воздуха, проходящего через активную зону двигателя, к массовому расходу воздуха, проходящего через активную зону, называется степенью двухконтурности . Двигатели с большей реактивной тягой по сравнению с тягой вентилятора известны как турбовентиляторные двигатели с малым двухконтурным режимом , а двигатели, у которых тяга вентилятора значительно превышает тягу реактивного двигателя, известны как турбовентиляторные с большим двухконтурным режимом . Большинство использования реактивных двигателей коммерческих авиации-высокие байпассы, ^{[ 2 ]}^{[ 3 ]} и большинство современных истребительных двигателей являются малообходными. ^{[ 4 ]}^{[ 5 ]} Поздравления используются на турбовинах с низким уровнем пищи на боевых самолетах.

Коэффициент двухконтурности

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

Турбореактивные двигатели обычно описываются с помощью BPR, который вместе с общей степенью давления, температурой на входе в турбину и степенью давления вентилятора являются важными параметрами конструкции. Кроме того, BPR указывается для турбовинтовых и вентиляторных установок без воздуховода, поскольку их высокий тяговый КПД дает им общие характеристики эффективности турбовентиляторных двигателей с очень высокой двухконтурностью. Это позволяет им показать вместе с турбозубными на графиках, которые показывают тенденции снижения определенного расхода топлива (SFC) с увеличением BPR. ^{[ 14 ]} BPR также может быть указан для установки вентилятора Lift , где воздушный поток вентилятора находится удаленным от двигателя и не протекает мимо сердечника двигателя.

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

Если вся энергия газа газовой турбины преобразуется в кинетическую энергию в реактивном сопле, самолет лучше всего подходит для высоких сверхзвуковых скоростей. Если все это перенесено в отдельную большую массу воздуха с низкой кинетической энергией, самолет лучше всего подходит для нулевой скорости (колебания). На промежуточных скоростях мощность газа распределяется между отдельным воздушным потоком и собственным потоком сопла газовой турбины в пропорции, которая обеспечивает требуемые характеристики самолета. Обмен между массовым потоком и скоростью также наблюдается с пропеллерами и вертолетными роторами путем сравнения нагрузки на диск и нагрузки питания. ^{[ 17 ]} Например, один и тот же вес вертолета может поддерживаться двигателем высокой мощности и несущим винтом малого диаметра или, при меньшем количестве топлива, двигателем меньшей мощности и несущим винтом большего размера с меньшей скоростью вращения несущего винта.

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

Эффективность

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

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

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

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

где:

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

Толкать

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

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

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

где:

$• M E$ = Скорость массы потока выхлопного выхлопного сгорания из основного двигателя
$• m o$ = скорость массы общего воздушного потока, попадающего в турбовант = $• m c + • m f$
$• m c$ = массовый расход всасываемого воздуха, поступающего в основной двигатель.
$• M F$ = скорость массы впускного воздуха, которая обходит двигатель Core Engine
$v f$ = скорость воздушного потока, обойденная вокруг двигателя ядра
$v He$ = скорость горячего выхлопного газа из основного двигателя
$v O$ = скорость общего потребления воздуха = истинная скорость воздушного воздуха самолета
$BPR$ = коэффициент байпаса

Насадки

Системы сопла в холодном канале и ядро -воздуховоде относительно сложны из -за использования двух отдельных выхлопных потоков. В двигателях с высокой степенью двухконтурности вентилятор расположен в коротком воздуховоде рядом с передней частью двигателя и обычно имеет сужающееся холодное сопло, при этом хвостовая часть воздуховода образует сопло с низким коэффициентом сжатия, которое в нормальных условиях будет дросселироваться, создавая сверхзвуковые потоки вокруг ядро ^{[ нужна ссылка ]}. Сопло активной зоны более традиционное, но создает меньшую тягу и в зависимости от конструктивных решений, например, из соображений шума, предположительно может не засоряться. ^{[ 27 ]} В двигателях с низким уровнем шунтирования эти два потока могут объединяться внутри воздуховодов и иметь общую форсунку, которая может быть оснащена послеподъемниками.

Шум

Большая часть потока воздуха через турбовентиляторный двигатель с высокой степенью двухконтурности представляет собой обходной поток с более низкой скоростью: даже в сочетании с выхлопом двигателя с гораздо более высокой скоростью средняя скорость выхлопа значительно ниже, чем в чистом турбореактивном двигателе. Шум турбореактивного двигателя представляет собой преимущественно реактивный шум из-за высокой скорости выхлопа. Следовательно, турбовентивные двигатели значительно тише, чем чистый струй с одной и той же тягой, а реактивный шум больше не является преобладающим источником. ^{[ 28 ]} Шум турбон-ин двигателя распространяется как вверх по течению через вход, так и вниз по течению через первичный сопло и простоя. Другими источниками шума являются вентилятор, компрессор и турбина. ^{[ 29 ]}

Современные коммерческие самолеты используют двигатели с высоким уровнем ратио (HBPR) с отдельным потоком, несмешивающимися, краткосрочными выхлопными системами. Их шум обусловлен скоростью, температурой и давлением выхлопной струи, особенно в условиях большой тяги, например, необходимых для взлета. Основным источником реактивного шума является турбулентное перемешивание сдвиговых слоев в выхлопных газах двигателя. Эти слои сдвига содержат нестабильность, которые приводят к очень турбулентным вихрям, которые генерируют колебания давления, ответственные за звук. Чтобы снизить шум, связанный с реактивным потоком, аэрокосмическая промышленность попыталась разрушить турбулентность сдвигового слоя и снизить общий производимый шум. ^{[ нужна ссылка ]}

Шум вентилятора может исходить от взаимодействия вентиляционного лезвия, пробуждая с полем давления нисходящего вентиляционного веерного лопанка. Это может быть сведено к минимуму путем адекватного осевого расстояния между лезвием и входом статора. ^{[ 30 ]} На высоких оборотах двигателя, например, при взлете, ударные волны от законцовок сверхзвуковых вентиляторов из-за своей неодинаковой природы создают шум несогласованного характера, известный как шум «циркулярной пилы». ^{[ 31 ]}^{[ 32 ]}

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

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

История

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

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

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

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

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

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

Первым General Electric Turboun был AFT-FAN CJ805-23 , основанный на турбояте CJ805-3. За ним последовал двигатель AFT-FAN General Electric CF700 , с обходным соотношением 2,0. Он был заимствован из турбореактивного двигателя General Electric J85/CJ610 тягой 2850 фунтов силы (12700 Н) для привода в действие более крупной модели самолета Rockwell Sabreliner 75/80, а также Dassault Falcon 20 , с увеличением тяги примерно на 50% до 4200 фунтов силы (19 000 Н). Н). CF700 был первым небольшим турбовентиром, который был сертифицирован Федеральной авиационной администрацией (FAA). Одно время было более 400 самолетов CF700 в работе по всему миру, с базой опыта более 10 миллионов часов обслуживания. Турбореактивный двигатель CF700 также использовался для обучения лунных астронавтов в рамках проекта «Аполлон» в качестве силовой установки для исследовательского корабля, приземляющегося на Луну .

Распространенные типы

ТРДДД с малым байпасом

ТРДДД с высокой удельной тягой и низкой степенью двухконтурности обычно имеет многоступенчатый вентилятор за впускными направляющими лопатками, развивающий относительно высокую степень сжатия и, таким образом, обеспечивающий высокую скорость (смешанного или холодного) выхлопа. Основной воздушный поток должен быть достаточно большим, чтобы убедиться, что существует достаточная мощность основной мощности для управления вентилятором. Меньший цикл потока/более высокого уровня баланса может быть достигнут путем повышения температуры на входе турбинного ротора высокого давления (HP).

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

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

Некоторые военные турбовентиляторные двигатели с низкой степенью двухконтурности (например, F404 , JT8D ) имеют регулируемые входные направляющие лопатки для направления воздуха на первую ступень ротора вентилятора. вентилятора Это улучшает поле (см. Карту компрессора ).

Широко произведенный Pratt & Whitney JT8D, используемый во многих ранних узких реактивных пиковых аппаратах . Вентилятор расположен за входными направляющими лопатками.
Soloviev D-30 , который питает Ильюшин IL-76 и IL-62M ; Микоян МиГ-31 ; Сиань H-6 K и Y-20
Saturn AL-31 , который владеет Чэнду J-10 и J-20 ; Шэньян J-11 , J-15 и J-16 ; Сухие Су-30 и Су-27
Williams F107 , который управляет Raytheon BGM-109 Tomahawk Cruise ракета
NPO Saturn AL-55 , который приводит к тому, что HAL HJT-36 SITARA
Pratt & Whitney TF-30 на базе Grumman F-14 Tomcat
Eurojet ej200, который питает Eurofighter Typhoon
Ишикаваджима-Харима F3, который владеет Кавасаки Т-4
GTRE GTX-35VS Kaveri разработки GTRE

ТРДД дожига

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

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

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

Двухконтурный турбовентиляторный двигатель

Для дальнейшего улучшения экономии топлива и снижения шума почти все реактивные авиалайнеры и большинство военно-транспортных самолетов (например, C-17 ) оснащаются турбовентиляторными двигателями с низкой удельной тягой и высокой степенью двухконтурности. Эти двигатели эволюционировали из высокоспецифичных турбообеда, используемых в таких самолетах в 1960-х годах. Современные боевые самолеты, как правило, используют турбообцы с низким уровнем коэффициента, а некоторые военные транспортные самолеты используют турбовинтовые оборудование .

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

Ядро (или генератор газа) двигателя должен генерировать достаточную мощность, чтобы привести вентилятор при его номинальном соотношении массового потока и давления. Усовершенствования в охлаждении турбины и технологии материалов позволяют добиться более высокой температуры на входе в ротор турбины, что позволяет использовать сердечник меньшего (и более легкого) размера, что потенциально повышает тепловой КПД активной зоны. Уменьшение массового расхода активной зоны приводит к увеличению нагрузки на турбину НД, поэтому для этого агрегата могут потребоваться дополнительные ступени, чтобы снизить среднюю нагрузку ступеней и сохранить эффективность турбины НД. Уменьшение потока в активной зоне также увеличивает степень байпаса. Коэффициенты обхода более 5: 1 становятся все более распространенными; Pratt & Whitney PW1000G , которая вступила в коммерческий сервис в 2016 году, достигает 12,5: 1.

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

Первым (экспериментальным) турбовентиляторным двигателем с большим двухконтурным режимом был AVCO-Lycoming PLF1A-2, турбовальный двигатель Honeywell T55 , который впервые был запущен в феврале 1962 года. PLF1A-2 имел ступень вентилятора с зубчатой передачей диаметром 40 (100 см). , создал статическую тягу 4320 фунтов (1 960 кг), ^{[ 43 ]} и имел степень двухконтурности 6:1. ^{[ 44 ]} General Electric TF39 стал первой производственной моделью, предназначенной для питания военного транспортного самолета Lockheed C-5 Galaxy . ^{[ 22 ]} Двигатель Civil General Electric CF6 использовал производную конструкцию. Другими турбокульстами с высоким содержанием Bypass являются Pratt & Whitney JT9D , трех валу Rolls-Royce RB211 и CFM International CFM56 ; также меньший TF34 . К более поздним крупным турбовентиляторным двигателям с большим байпасом относятся Pratt & Whitney PW4000 , трехвальный Rolls-Royce Trent , General Electric GE90 / GEnx и GP7000 , производимые совместно GE и P&W. Двигатель Pratt & Whitney JT9D был первым реактивным двигателем с высокой степенью двухконтурности , установленным на широкофюзеляжном авиалайнере. ^{[ 45 ]}

Чем ниже удельная тяга ТРДД, тем ниже средняя скорость истечения реактивной струи, что, в свою очередь, приводит к высокому градиенту тяги (т. е. уменьшению тяги с увеличением скорости полета). См. техническое обсуждение ниже, пункт 2. Следовательно, двигатель, рассчитанный на движение самолета на высокой дозвуковой скорости полета (например, 0,83 Маха), создает относительно высокую тягу на низкой скорости полета, тем самым улучшая характеристики взлетно-посадочной полосы. Низкие специфические двигатели тяги имеют тенденцию иметь высокий коэффициент шунтирования, но это также является функцией температуры турбинной системы.

Турбореактивные двигатели двухмоторных транспортных самолетов создают достаточную взлетную тягу для продолжения взлета на одном двигателе, если другой двигатель выключится после критической точки разбега. С этого момента тяга самолета составляет менее половины тяги по сравнению с двумя работающими двигателями, поскольку неработающий двигатель является источником сопротивления. Современные двойные авиалайнеры обычно поднимаются очень круто сразу после взлета. Если один двигатель отключается, вылечение гораздо более мелкое, но достаточное для устранения препятствий в пути полета.

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

PowerJet SaM146, на котором установлен Sukhoi Superjet 100
General Electric CF6 , который питает Airbus A300 , Boeing 747 , Douglas DC-10 и другие самолеты
Rolls-Royce Trent 900 на Airbus A380
Pratt & Whitney PW4000 , питание Boeing 777 , MD-11 и Airbus A330
CFM56 , который поддерживает Boeing 737 , Airbus A320 и другие самолеты
Альянс двигателя GP7000 Turboun для Airbus A380
Aviadvigatel PS-90, который приводит к тому, что Ilyushin IL-96 , Tupolev Tu-204 , Ilyushin IL-76
Lycoming Alf 502 , который поддерживает британскую аэрокосмическую аэрокосмию 146
Aviadvigatel PD-14 , который будет использоваться на Irkut MC-21
Трехвальный Прогресс Д-436
Трент 1000 на Боинге 787
GE90 питание Boeing 777 , самого мощного самолетного двигателя

Конфигурации турбовентиляторных двигателей

Турбомированные двигатели бывают различных конфигураций двигателя. Для данного цикла двигателя (т. е. при одинаковом расходе воздуха, степени двухконтурности, степени давления вентилятора, общей степени давления и температуре на входе в ротор турбины ВД) выбор конфигурации ТРДД мало влияет на расчетные характеристики (например, полезную тягу, SFC). , пока сохраняется общая производительность компонента. Производительность и стабильность вне дизайна зависит от конфигурации двигателя.

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

Разделение компрессора на две меньшие катушки, вращающиеся на разных скоростях, как и в случае с Pratt & Whitney J57 ; или
Делается регулировка шага лопаток статора, обычно в передних ступенях, как в J79 .

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

Одновальный ТРДД

Одновальный турбовентиляторный двигатель, хотя и далеко не распространенный, но, вероятно, представляет собой простейшую конфигурацию, состоящую из вентилятора и компрессора высокого давления, приводимого в движение одной турбинной установкой, и все это на одном золотнике. SNECMA M53 , который питает истребители Dassault Mirage 2000 , является примером турбовента с одним валом. Несмотря на простоту конфигурации турбомашины, M53 требует переменной зоны смесителя для облегчения работы с частичной дорогой.

Кормовой турбовентиляторный двигатель

Один из первых турбовентиляторных двигателей был производным от турбореактивного двигателя General Electric J79 , известного как CJ805-23 , который имел встроенный хвостовой вентилятор/турбинную установку низкого давления (LP), расположенную в выхлопной трубе турбореактивного двигателя. Горячий газ из турбоджевого выхлопа турбины расширился через турбину LP, лопасти вентилятора являются радиальным расширением турбинных лопастей. Такое расположение создает дополнительный путь утечки газа по сравнению с конфигурацией с передним вентилятором и является проблемой для этого двигателя, поскольку турбинный газ под более высоким давлением попадает в воздушный поток вентилятора. ^{[ 47 ]} Позднее конфигурация AFT-FAN использовалась для демонстратора General Electric GE36 UDF (Propfan) начала 1980-х годов.

В 1971 году Исследовательским центром Льюиса НАСА была выдвинута концепция сверхзвукового транспортного двигателя, который работал бы как турбовентиляторный турбовентилятор на взлетных и дозвуковых скоростях и как турбореактивный двигатель на более высоких скоростях. Это обеспечит низкий уровень шума и высокие тяговые характеристики ТРДД на взлете, а также высокую тяговую эффективность ТРДД на дозвуковых скоростях полета. Это будет иметь высокую движущую эффективность турбоята на Supersonic Cruise Speeds. ^{[ 48 ]}

Базовая двухшпульная

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

Усиленная двухшпульная

Более высокие общие степени сжатия могут быть достигнуты либо за счет увеличения степени сжатия компрессора ВД, либо за счет добавления ступеней компрессора (без байпаса) к золотнику низкого давления, между вентилятором и компрессором ВД, для наддува последнего. Все крупные американские турбо новостей (например, General Electric CF6 , GE90 , GE9X и Genx Plus Pratt & Whitney JT9D и PW4000 ) используют стадии бустера. Rolls-Royce BR715 — еще один пример. Высокие коэффициенты шунтирования, используемые в современных гражданских турбовентах, как правило, уменьшают относительный диаметр стадий усилителей, снижая их среднюю скорость наконечника. Следовательно, для развития необходимого повышения давления требуется больше стадий бустера.

Трехкатушечный

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

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

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

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

Вентилятор с редуктором

По мере увеличения отношения обхода скорость наконечника лезвия вентилятора увеличивается по сравнению со скоростью лезвия LPT. Это снизит скорость лезвия LPT, потребуя больше турбинных стадий, чтобы извлечь достаточно энергии, чтобы управлять вентилятором. Установка (планетарного) редуктора с подходящим передаточным числом между валом низкого давления и вентилятором позволяет как вентилятору, так и турбине низкого давления работать на оптимальных скоростях. Примерами этой конфигурации являются давно установленная Garrett TFE731 , Honeywell ALF 502 /507 и недавние Pratt & Whitney PW1000G .

Военные ТРДД

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

Турбина высокого давления

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

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

Турбина низкого давления

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

Общая производительность

Улучшения цикла

Рассмотрим смешанный турбовант с фиксированным коэффициентом обхода и воздушным потоком. Увеличение общего коэффициента давления системы сжатия повышает температуру входа сгорания. Следовательно, при фиксированном расходе топлива происходит увеличение температуры на входе в ротор турбины (ЛД). Хотя более высокий рост температуры в системе сжатия подразумевает больший перепад температуры в турбинной системе, температура смешанного сопла не затрагивается, поскольку в систему добавляется такое же количество тепла. Однако происходит повышение давления в сопле, поскольку общая степень сжатия увеличивается быстрее, чем степень расширения турбины, что приводит к увеличению давления на входе в горячий смеситель. Следовательно, чистая тяга увеличивается, в то время как конкретный расход топлива (поток топлива/чистая тяга) уменьшается. Аналогичная тенденция наблюдается и с турбовентиляторными двигателями без смешивания.

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

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

Согласно простой теории, если соотношение температуры на входе в ротор турбины/температуры нагнетания компрессора (ВД) сохраняется, площадь горловины турбины ВД может быть сохранена. Тем не менее, это предполагает, что улучшения цикла достигаются, сохраняя при этом функцию выхода компрессора Datum (HP) компрессора (неразмерный поток). На практике изменения в безразмерной скорости компрессора (ВД) и отводе охлаждающего воздуха, вероятно, сделают это предположение недействительным, делая неизбежным некоторую корректировку площади горловины турбины ВД. Это означает, что направляющие лопатки турбинных сопла HP должны отличаться от оригинала. По всей вероятности, направляющие лопатки турбинных турбин вниз по течению должны быть изменены в любом случае.

Рост тяги

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

Горячий маршрут: увеличить температуру ротора турбины HP
Холодный путь: увеличить поток массы ядра

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

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

добавление дополнительных стадий к сжатию LP/IP
добавление нулевой ступени к сжатию HP
Улучшение процесса сжатия, без добавления этапов (например, более высокое соотношение давления вентилятора)

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

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

Изменения также должны быть внесены в вентилятор, чтобы поглотить дополнительную энергию. В гражданском двигателе соображения реактивного шума означают, что любое значительное увеличение взлетной тяги должно сопровождаться соответствующим увеличением массового расхода вентилятора (для поддержания удельной тяги T/O на уровне около 30 фунт-сила/фунт/с).

Техническое обсуждение

Конкретная тяга (чистая тяга/впускная воздушный поток) является важным параметром для турбо новостей и реактивных двигателей в целом. Представьте себе вентилятор (приводимый в систему электродвигателя соответствующего размера), работающий в трубе, которая подключена к движущемуся сопла. Совершенно очевидно, что чем выше соотношение давлений вентилятора (давление нагнетания вентилятора/давление на входе вентилятора), тем выше скорость струи и соответствующая ей удельная тяга. Теперь представьте, что мы заменяем эту установку эквивалентным турбовентилятором — с тем же потоком воздуха и той же степенью давления вентилятора. Очевидно, что ядро турбовина должна производить достаточную мощность для управления вентилятором через турбину низкого давления (LP). Если мы выберем низкую температуру на входе турбины (HP) для газогенератора, для компенсации этого расход воздуха в активной зоне должен быть относительно высоким. Поэтому соответствующий коэффициент обхода относительно низкий. Если мы повысим температуру на входе в турбину, поток воздуха в активную зону может уменьшиться, что приведет к увеличению степени двухконтурности. Повышение температуры на входе турбины имеет тенденцию повышать тепловую эффективность и, следовательно, улучшать топливная экономичность .
Естественно, по мере увеличения высоты наблюдается снижение плотности воздуха и, следовательно, чистая тяга двигателя. Существует также эффект скорости полета, называемая скоростью ускорения. Снова рассмотрим приблизительное уравнение для чистого тяги: $F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).$ При двигателе с высокой удельной тягой (например, истребительном) скорость реактивной струи относительно высока, поэтому интуитивно можно увидеть, что увеличение скорости полета оказывает меньшее влияние на чистую тягу, чем двигатель со средней удельной тягой (например, учебно-тренировочный), где скорость струи меньше. Влияние скорости уклонения на низкую конкретную тягу (например, гражданский) двигатель еще более серьезно. На высоких скоростях полета двигатели с высокой удельной тягой могут создавать полезную тягу за счет подъема плунжера во впускном коллекторе, но этот эффект имеет тенденцию уменьшаться на сверхзвуковых скоростях из-за потерь на ударной волне.
Рост тяги гражданских турбо новостей обычно получается путем увеличения воздушного потока вентилятора, что предотвращает слишком высокий шум реактивного шума. Тем не менее, более крупный воздушный поток вентилятора требует большей мощности от сердечника. Этого можно достичь за счет повышения общего соотношения давлений (давление на входе в камеру сгорания/давление нагнетания на входе), чтобы обеспечить больший поток воздуха в активную зону, а также за счет увеличения температуры на входе в турбину. Вместе эти параметры имеют тенденцию повышать тепловую эффективность и повысить эффективность использования топлива.
Некоторые гражданские турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности используют сужающееся-расширяющееся сопло с чрезвычайно низкой степенью площади (менее 1,01) на байпасном (или смешанном выхлопном) потоке для управления рабочей линией вентилятора. Сопло действует так, как будто оно имеет изменяемую геометрию. На малых скоростях полета сопло не дросселируется (меньше числа Маха единицы), поэтому скорость выхлопных газов увеличивается по мере приближения к горловине, а затем немного замедляется по мере достижения расширяющейся части. Следовательно, область среза сопла контролирует согласование вентилятора и, будучи больше горловины, немного отводит рабочую магистраль вентилятора от помпажа. При более высоких скоростях полета повышение оперативной памяти в потреблении увеличивает коэффициент давления форсунки до точки, где горло становится задыхаемой (M = 1,0). В этих обстоятельствах область горла определяет соответствие вентилятора и, будучи меньше выхода, слегка подталкивает рабочую линию вентилятора в сторону помпажа. Это не проблема, так как маржа всплеска вентилятора намного лучше при высоких скоростях полета.
Заключенное поведение турбо новостей иллюстрируется на карте компрессоров и карте турбины .
Поскольку современные гражданские турбовентиляторные двигатели работают с низкой удельной тягой, им требуется только одна ступень вентилятора для достижения необходимой степени сжатия вентилятора. Желаемая общая степень сжатия для цикла двигателя обычно достигается за счет нескольких осевых ступеней сжатия активной зоны. Компания Rolls-Royce склонна разделять сжатие активной зоны на две части с промежуточным давлением (IP) наддувом компрессора ВД, при этом оба агрегата приводятся в движение одноступенчатыми турбинами, установленными на отдельных валах. Следовательно, компрессору ВД необходимо развивать лишь умеренную степень сжатия (например, ~4,5:1). Гражданские двигатели США используют гораздо более высокую степень сжатия компрессора ВД (например, ~23:1 на General Electric GE90 ) и, как правило, приводятся в движение двухступенчатой турбиной ВД. Несмотря на это, обычно на валу низкого давления, за вентилятором, обычно устанавливается несколько осевых ступеней IP, обеспечивающих дополнительную наддув системы сжатия активной зоны. Гражданские двигатели имеют многоступенчатые турбины низкого давления, количество ступеней определяется степенью двухконтурности, степенью сжатия IP на валу низкого давления и скоростью лопаток турбины низкого давления.
Поскольку военные двигатели обычно должны иметь возможность летать очень быстро на уровне моря, предел температуры нагнетания компрессора ВД достигается при довольно скромной расчетной степени общего давления по сравнению с таковой у гражданского двигателя. Кроме того, соотношение давления вентилятора относительно высокое, чтобы достичь среднего и высокого удельного тяги. Следовательно, современные военные турбо новорожденные обычно имеют только 5 или 6 ст. Военные турбо новостей с низким бассором, обычно имеют одну стадию турбины LP, но более высокие двигатели обхода нуждаются в двух этапах. Теоретически, добавив ступени компрессора IP, современный турбовентиляторный компрессор высокого давления военного назначения можно было бы использовать в гражданской модификации турбовентиляторного двигателя, но активная зона будет слишком маленькой для приложений с высокой тягой.

Улучшения

Аэродинамическое моделирование

Аэродинамика — это смесь дозвукового , околозвукового и сверхзвукового воздушного потока на одной лопатке вентилятора/ газового компрессора в современном турбовентиляторном двигателе. Поток воздуха мимо лезвий должен поддерживать в тесных угловых пределах, чтобы воздух течет к увеличению давления. В противном случае воздух будет отклонен от потребления. ^{[ 50 ]}

Полный авторитет управления цифровым двигателем (FADEC) требует точных данных для управления двигателем. Критическая температура на входе турбины (TIT) слишком суровая среда, при 1700 ° C (3100 ° F) и 17 бар (250 фунтов на квадратный дюйм) для надежных датчиков . Таким образом, при разработке нового типа двигателя устанавливается связь между более легко измеряемой температурой, такой как температура выхлопных газов , и TIT. Мониторинг температуры выхлопного газа затем используется, чтобы убедиться, что двигатель не работает слишком горячим. ^{[ 50 ]}

Технология лезвий

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

Лопасти вентилятора

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

Компания Rolls-Royce впервые применила полую титановую лопатку вентилятора с широкой хордой в 1980-х годах для обеспечения аэродинамической эффективности и к повреждениям посторонними предметами устойчивости в RB211, а затем в Trent . GE Aviation представила композитные лопасти вентилятора углеродного волокна на GE90 в 1995 году, изготовленную с 2017 года с процессом слоя из углеродного волокна . Партнер GE Safran разработал 3D -тканую технологию с композитами Олбани для CFM56 и двигателей скачков CFM . ^{[ 51 ]}

Будущий прогресс

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

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

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

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

Safran рассчитывает достичь еще 10–15% топливной эффективности к середине 2020-х годов, прежде чем достигнет асимптоты , а затем придется увеличить степень двухконтурности до 35:1 вместо 11:1 для CFM LEAP . Он демонстрирует контратирующий открытый ротор, введенный вентилятором (Propfan) в Исстреле, Франция , в рамках европейской программы технологий Clean Sky . Продолжительность моделирования и высокие удельные материалы могут помочь ему добиться успеха, если предыдущие попытки потерпели неудачу. Когда уровень шума будет соответствовать существующим стандартам и аналогичен двигателю LEAP, будет возможно снижение расхода топлива на 15 %, и для этого Safran тестирует свои органы управления, вибрацию и работу, в то время как интеграция в планер все еще остается сложной задачей. ^{[ 53 ]}

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

Вращающиеся и статические керамические составные (CMC) детали управляют 500 ° F (260 ° C) горячее, чем металл, и на одну треть его вес. Получив 21,9 миллиона долларов от Исследовательской лаборатории ВВС , GE инвестирует 200 миллионов долларов в предприятие CMC в Хантсвилле, штат Алабама , в дополнение к своему заводу в Эшвилле, Северная Каролина , где в 2018 году будет массово производиться матрица из карбида кремния с волокнами из карбида кремния. К середине 2020-х годов CMC будут использоваться в десять раз больше: для CFM LEAP требуется 18 кожухов турбины CMC на каждый двигатель, а для GE9X они будут использоваться в камере сгорания и для сопел турбины мощностью 42 л.с. ^{[ 53 ]}

Компания Rolls-Royce Plc стремится создать сердечник с коэффициентом давления 60: 1 для Ultrafan 2020-х годов и начала наземные испытания своего редуктора мощностью 100 000 л.с. (75 000 кВт) с усилием 100 000 фунтов силы (440 кН) и коэффициентом двухконтурности 15: 1. Почти стехиометрическая температура на входе в турбину приближается к теоретическому пределу, и ее влияние на выбросы должно быть сбалансировано с целями экологических показателей. Открытые роторы, вентиляторы с более низким давлением и потенциально распределенная движущая сила предлагают больше места для повышения эффективности двигательной синхронизации. Экзотические циклы, теплообменники и усиление давления/постоянное сжигание объема могут повысить термодинамическую эффективность . Аддитивное производство может быть фактором для промежуточных охладителей и рекуператоров . Ближее интеграция планера и гибридный или электрический самолет может сочетаться с газовыми турбинами. ^{[ 53 ]}

Двигатели Rolls-Royce имеют тяговый КПД 72–82% и тепловой КПД 42–49% при TSFC 0,63–0,49 фунта/фунт силы/ч (64 000–50 000 г/кН/ч) при скорости 0,8 Маха и стремятся к теоретическим пределам 95% для двигательной эффективности открытого ротора и 60% для термической эффективности при температуре входа в стехиометрическую турбину и 80:1 Общий коэффициент давления для TSFC 0,35 фунта/фунт силы/ч (36 000 г/кН/ч). ^{[ 55 ]}

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

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

Производители

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

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

Коммерческие ТРДД в производстве

Коммерческие ТРДД в производстве ^{[ 59 ]}
Модель	Начинать	Обход	Длина	Вентилятор	Масса	Толкать	Основные приложения
GE GE90	1992	8.7–9.9	5,18–5,40 м	3,12–3,25 м	7,56–8,62 т	330–510 кН	Б777
П&В PW4000	1984	4.8–6.4	3,37–4,95 м	2,84 м	4,18–7,48 т	222–436 кН	А300 / А310 , А330 , Б747 , Б767 , Б777 , МД-11
ТОЛЬКО RR Трент	2010	9.3	5,22 м	3,00 м	7,28 т	330–430 кН	A350XWB
РР Трент 800	1993	5.7–5.79	4,37 м	2,79 м	5,96–5,98 т	411–425 кН	Б777
ЭА GP7000	2004	8.7	4,75 м	2,95 м	6,09–6,71 т	311–363 кН	А380
РР Трент 900	2004	8.7	4,55 м	2,95 м	6,18–6,25 т	340–357 кН	А380
РР Трент 1000	2006	10.8–11	4,74 м	2,85 м	5,77 т	265,3–360,4 кН	Б787
GE GEnx ^{[ 60 ]}	2006	8.0–9.3	4,31-4,69 м	2,66-2,82 м	5,62-5,82 т	296-339 кН	Б747-8 , Б787
РР Трент 700	1990	4.9	3,91 м	2,47 м	4,79 т	320 кН	А330
ГЭ CF6	1971	4.3–5.3	4,00–4,41 м	2,20–2,79 м	3,82–5,08 т	222–298 кН	А300 / А310 , А330 , Б747 , Б767 , МД-11 , ДК-10
РР Трент 500	1999	8.5	3,91 м	2,47 м	4,72 т	252 кН	А340-500 /600
P&W PW1000G ^{[ 61 ]}	2008	9.0–12.5	3,40 м	1,42–2,06 м	2,86 т	67–160 кН	А320нео , А220 , Э-Джетс Е2
Прыжок CFM ^{[ 62 ]}	2013	9.0–11.0	3,15–3,33 м	1,76–1,98 м	2,78–3,15 т	100–146 кН	А320нео , Б737Макс , С919
CFM56	1974	5.0–6.6	2,36–2,52 м	1,52–1,84 м	1,95–2,64 т	97,9-151 кН	А320 , А340-200 /300, Б737 , КС-135 , ДК-8
ИАЭ В2500	1987	4.4–4.9	3,20 м	1,60 м	2,36–2,54 т	97,9-147 кН	А320 , МД-90
П&В PW6000	2000	4.90	2,73 м	1,44 м	2,36 т	100,2 кН	Аэробус А318
РР БР700	1994	4.2–4.5	3,41–3,60 м	1,32–1,58 м	1,63–2,11 т	68,9–102,3 кН	B717 , Глобал Экспресс , Гольфстрим V
Паспорт GE	2013	5.6	3,37 м	1,30 м	2,07 т	78,9–84,2 кН	Глобальный 7000/8000
GE CF34	1982	5.3–6.3	2,62–3,26 м	1,25–1,32 м	0,74–1,12 т	41–82,3 кН	Челленджер 600 , CRJ , Электронные самолеты
P&WC PW800	2012	5.5		1,30 м		67,4–69,7 кН	Гольфстрим G500/G600
РР Тэй	1984	3.1–3.2	2,41 м	1,12–1,14 м	1,42–1,53 т	61,6–68,5 кН	IV , Фоккер 70/100 Гольфстрим
Сильверкрест	2012	5.9	1,90 м	1,08 м	1,09 т	50,9 кН	Полушарие цитирования , Falcon 5X
РР АЕ 3007	1991	5.0	2,71 м	1,11 м	0,72 т	33,7 кН	ERJ , Цитата X
P&WC PW300	1988	3.8–4.5	1,92–2,07 м	0,97 м	0,45–0,47 т	23,4–35,6 кН	Citation Sovereign , G200 , Falcon 7x , Falcon 2000
HW HTF7000	1999	4.4	2,29 м	0,87 м	0,62 т	28,9 кН	Челленджер 300 , G280 , Легаси 500
ГВ TFE731	1970	2.66–3.9	1,52–2,08 м	0,72–0,78 м	0,34–0,45 т	15,6–22,2 кН	Лирджет 70/75 , G150 , Сокол 900
Уильямс FJ44	1985	3.3–4.1	1,36–2,09 м	0,53–0,57 м	0,21–0,24 т	6,7–15,6 кН	ЦитатионДжет , Цитатион М2
P&WC PW500	1993	3.90	1,52 м	0,70 м	0,28 т	13,3 кН	Цитирование Excel , Phenom 300
ГЭ-Х HF120	2009	4.43	1,12 м	0,54 м	0,18 т	7,4 кН	ХондаДжет
Уильямс FJ33	1998		0,98 м	0,53 м	0,14 т	6,7 кН	Циррус SF50
P&WC PW600	2001	1.8–2.8	0,67 м	0,36 м	0,15 т	6,0 кН	Citation Mustang , Eclipse 500 , Phenom 100
ПС-90	1992	4.4	4,96 м	1,9 м	2,95 т	157–171 кН	Ил-76 , Ил-96 , Ту-204
PowerJet SaM146	2008	4–4.1	3,59 м	1,22 м	2,260 т	71,6–79,2 кН	Сухой Суперджет 100

Экстремальные двухконтурные реактивные двигатели

В 1970-х годах компания Rolls-Royce/SNECMA провела испытания турбовентиляторного двигателя M45SD-02 , оснащенного лопастями вентилятора с изменяемым шагом для улучшения управляемости при сверхнизких передаточных отношениях вентилятора и обеспечения реверса тяги вплоть до нулевой скорости самолета. Двигатель был нацелен на самолеты Ultraquiet Stol , работающие из городских аэропортов.

В стремлении повысить эффективность при увеличении скорости была создана разработка турбовентиляторного и турбовинтового двигателя, известная как винтовой двигатель, с вентилятором без воздуховода. Лезвия вентилятора расположены за пределами воздуховода, так что они выглядят как турбовинтовой с широкими мысами лезвия. И General Electric, и Pratt & Whitney/Allison продемонстрировали двигатели Propfan в 1980 -х годах. Повышенный шум в кабине и относительно дешевое авиационное топливо помешали ввести двигатели в эксплуатацию. Прогресс D-27 Propfan, разработанный в СССР, был единственным двигателем пропфана, оснащенным на производственном самолете.

Терминология

Форсаж: реактивная труба, оборудованная для дожигания ^{[ 63 ]}
Аугментор: After Gurner для турбовина с жжениями в горячих и холодных потоках ^{[ 63 ]}
Обход: та часть двигателя, которая отличается от активной зоны с точки зрения компонентов и воздушного потока, например, та часть лопаток вентилятора (внешняя часть вентилятора) и статоров, через которую проходит перепускной воздух, перепускной канал, перепускное сопло
Коэффициент двухконтурности: Массовый расход воздуха в байпасе/массовый расход воздуха в основной зоне ^{[ 64 ]}
Основной: та часть двигателя, отличная от байпаса с точки зрения компонентов и воздушного потока, например, кожух активной зоны, сопло активной зоны, воздушный поток активной зоны и связанное с ней оборудование, камера сгорания и топливная система
Основная мощность: Также известен как «доступная энергия» или «газовая мощность». Он используется для измерения теоретической работы вала (изоэнтропического расширения), получаемой от газогенератора или активной зоны путем расширения горячего газа под высоким давлением до давления окружающей среды. Поскольку мощность зависит от давления и температуры газа (и давления окружающей среды), для двигателей, создающих тягу, соответствующим показателем качества является показатель, который измеряет потенциал создания тяги от горячего газа под высоким давлением и известен как «потоковая тяга». . Он получается путем расчета скорости, полученной с изонтропным расширением до атмосферного давления. Значимость полученного тяги появляется при умножении на скорость самолета, чтобы привести к работе. Потенциально доступная работа тяги намного меньше, чем мощность бензина, из-за увеличения потерь кинетической энергии выхлопных газов с увеличением давления и температуры перед расширением до атмосферного давления. Эти два связаны с движущейся эффективностью, ^{[ 65 ]} Мера энергии, потраченная впустую в результате создания силы (то есть тяги) в жидкости путем увеличения скорости (то есть импульса) жидкости.
Сухой: Оценки двигателя/ позиции рычага дроссельной заслонки ниже выбора после выбора
ЕГТ: температура выхлопных газов
ЭПР: степень сжатия двигателя
Вентилятор: турбовентиляторный компрессор низкого давления
Фанджет: турботенф или самолет, работающий на турбовант (разговорной) ^{[ 66 ]}
Коэффициент давления вентилятора: Общее давление входного вентилятора вентиляционного отверстия/
Гибкая температура: При уменьшенной взлетной массе коммерческие самолеты могут использовать пониженную тягу, что увеличивает срок службы двигателей и снижает затраты на техническое обслуживание. Температура гибкого двигателя — это температура выше фактической температуры наружного воздуха (OAT), которая вводится в компьютер мониторинга двигателя для достижения требуемой пониженной тяги (также известной как «предполагаемое температурное снижение тяги»). ^{[ 67 ]}
Газовый генератор: та часть активной зоны двигателя, которая обеспечивает подачу горячего газа под высоким давлением для приводных турбин (ТРДД), рабочих сопел (ТРДД), гребных и роторных турбин (турбовинтовых и турбовальных), промышленных и судовых энергетических турбин. ^{[ 68 ]}
HP: высокое давление
Впускной плунжер: Потеря импульса струйной трубы двигателя от набегающего потока до впускного отверстия, т.е. количества энергии, сообщаемой воздуху, необходимой для ускорения воздуха из неподвижной атмосферы до скорости самолета.
ИЭПР: встроенный коэффициент давления двигателя
ИП: промежуточное давление
LP: низкого давления
Чистая тяга: тяга сопла в неподвижном воздухе (полная тяга) – сопротивление плунжера струйной трубы двигателя (потеря импульса от набегающего потока до входного отверстия, т. е. количества энергии, сообщаемой воздуху, необходимой для разгона воздуха из неподвижной атмосферы до скорости самолета). Это тяга, действующая на планер.
Общий коэффициент давления: Общее давление на входе в напуск
Общая эффективность: тепловой КПД * двигательный КПД
Пропульсивная эффективность: тяговая мощность/скорость производства кинетической энергии тяги (максимальный тяговый КПД достигается, когда скорость реактивной струи равна скорости полета, что подразумевает нулевую чистую тягу!)
Удельный расход топлива (SFC): Общий поток топлива/чистая тяга (пропорциональная скорости полета/общей тепловой эффективности)
Раскручивание: увеличение оборотов (разговорное)
Раскручивание: снижение оборотов (разговорное)
Загрузка сцены: Для турбины, целью которой является создание мощности, нагрузка является показателем мощности, разработанной на фунт/с газа (конкретная мощность). Ступень турбины поворачивает газ в осевом направлении и разгоняет его (в направляющих аппаратах сопла) для наиболее эффективного вращения ротора (лопасти несущего винта должны создавать большую подъемную силу), при условии, что это делается эффективно, т.е. с приемлемыми потерями. ^{[ 69 ]} Для стадии компрессора, целью которой является создание повышения давления, используется процесс диффузии. Насколько можно допустить диффузию (и получить повышение давления) до того, как произойдет неприемлемое разделение потока (т.е. потери), можно рассматривать как предел нагрузки. ^{[ 70 ]}
Статическое давление: давление жидкости, которое связано не с ее движением, а с его состоянием ^{[ 71 ]} Или, альтернативно, давление из -за случайного движения молекул жидкости, которые ощущаются или измерены при движении с потоком ^{[ 72 ]}
Удельная тяга: чистая тяга/поток всасываемого воздуха
Термический КПД: скорость производства движущейся кинетической энергии/топливной энергии
Общий расход топлива: Сгорание (плюс любое вспомогательное расход (например, фунт/с или г/с)
Общее давление: статическое давление плюс кинетическая энергия
Температура на входе в ротор турбины: максимальная температура цикла, т.е. температура, при которой происходит перенос работы

См. также

Ссылки

^ Маршалл Брэйн (апрель 2000 г.). «Как работают газотурбинные двигатели» . Howstuffworks.com . Проверено 24 ноября 2010 г.
^ Jump up to: ^а ^б Холл, Нэнси (5 мая 2015 г.). «Турбовентиляторный двигатель» . Исследовательский центр Гленна . НАСА . Проверено 25 октября 2015 г. Большинство современных авиалайнеров используют турботентированные двигатели из -за их высокой тяги и хорошей топливной эффективности.
^ Jump up to: ^а ^б Майкл Хакер; Дэвид Бургхардт; Линнея Флетчер; Энтони Гордон; Уильям Перуцци (18 марта 2009 г.). Инженерия и технологии . Cengage Обучение. п. 319. ИСБН 978-1-285-95643-5 . Проверено 25 октября 2015 г. Все современные реактивные коммерческие самолеты используют высокие обходные турботентированные двигатели [...]
^ Jump up to: ^а ^б Верма, Бхарат (1 января 2013 г.). Обзор обороны Индии: апрель – июнь 2012 г. Издательство Лансер. п. 18. ISBN 978-81-7062-259-8 . Проверено 25 октября 2015 г. Военные электростанции могут быть разделены на некоторые основные категории - низкие обходные турбовладные средства, которые, как правило, истребительские истребители…
^ Jump up to: ^а ^б Фрэнк Нортен Мэгилл, изд. (1993). Опрос науки Магилла: серия прикладной науки, том 3 . Салем Пресс. п. 1431. ИСБН 9780893567088 . Большинство тактических военных самолетов работают с помощью турботентированных двигателей с низким уровнем байпас.
^ Увеличение тяги с помощью систем смесителя/эжектора, Пресц, Рейнольдс, Хантер, AIAA 2002-0230, с.3
^ Аэротермодинамика газовых турбин с особым упором на двигательную установку самолетов, сэр Фрэнк Уиттл, 1981, ISBN 0 08 026719 X , стр. 217
^ Аэротермодинамика газовых турбин с особым упором на двигательную установку самолетов, сэр Фрэнк Уиттл, 1981, ISBN 0 08 026719 X , стр. 218
^ Руберт, Кеннеди Ф. (1 февраля 1945 г.). «Анализ реактивных двигательных установок с непосредственным использованием рабочего тела термодинамического цикла» : 2–3. {{cite journal}}: Для цитирования журнала требуется |journal= ( помощь )
^ Рот, Брайс Александр (1 сентября 2000 г.). Теоретическая обработка технического риска в современной проектировании двигательной системы (тезис). Бибкод : 2000PhDT.......101R . стр.76
^ Журнал самолета сентябрь-октябрь 1966 года: том 3 ISS 5 . Американский институт аэронавтики и космонавтики. Сентябрь 1966 г. с. 386.
^ Журнал самолета сентябрь-октябрь 1966 года: том 3 ISS 5 . Американский институт аэронавтики и космонавтики. Сентябрь 1966 г. с. 387.
^ «Коэффициент двухконтурности» , Британика
^ Термодинамика , Массачусетский технологический институт, заархивировано из оригинала 28 мая 2013 г.
^ Реактивное движение, Николас Кампсти, 2003, ISBN 978 0 521 54144 2 , Рисунок 7.3 Прогнозируемое изменение тяги и SFC с соотношением обхода для постоянного ядра
^ «Практические соображения при разработке цикла двигателя», MG Philpot, Agard LS 183, Устойчивое и переходное прогноз, прогноз, ISBN 92 835 0674 X , стр. 2–12.
^ «Полет глобальный» (PDF) . Flightglobal.com .
^ Тейлор, Джон В.Р. (ред.), Все мировые самолеты 1975–1976 , Паултон Хаус, 8 Шепердесса Уолк, Лондон N1 7LW: Jane's, p. 748 {{citation}}: CS1 maint: местоположение ( ссылка )
^ Труды , ASME, 15 апреля 2015 года, DOI : 10.1115/84-GT-230
^ "PW-сказки" , Road Runners Internationale
^ «Турбовентиляторный двигатель» . ГРЦ НАСА . Проверено 24 ноября 2010 г.
^ Jump up to: ^а ^б Neumann, Gerhard (2004) [впервые опубликовано Morrow 1984]. Герман Немец: Думаю, просто повезло . Блумингтон, Индиана, США: Авторский дом. стр. 228–30. ISBN 1-4184-7925-Х .
^ «Турбореактивный двигатель». Архивировано 18 апреля 2015 г. в Wayback Machine , стр. 7. Институт науки и техники SRM , Департамент аэрокосмической инженерии.
^ Коэн; Роджерс; Сараванамутту (1972). Теория газовых турбин (2-е изд.). Лонгманс. п. 85. ИСБН 0-582-44927-8 .
^ FAA-H-8083-3B Справочник по лету самолета (PDF) . Федеральное управление гражданской авиации. 2004. Архивировано из оригинала (PDF) 2012-09-21.
^ «Турбовентиляторная тяга» . Grc.nasa.gov . Проверено 1 марта 2022 г.
^ Гулос, Иоаннис; Станковский, Томаш; Макманус, Дэвид; Вудроу, Филип; Шиф, Кристофер (февраль 2018 г.). «Гражданская турбовневая механизм выхлопа аэродинамика: влияние конструкции обходной форсунки после тела» (PDF) . Аэрокосмическая наука и технология . 73 : 85–95. Бибкод : 2018AeST...73...85G . doi : 10.1016/j.ast.2017.09.002 . hdl : 1826/12476 . Проверено 1 марта 2022 г.
^ Кемптон, А., «Акустические вкладыши для современных авиационных двигателей» , 15-й семинар CEAS-ASC и 1-й научный семинар X-Noise EV, 2011. Win.tue.nl.
^ Смит, Майкл Дж. Т. (19 февраля 1970 г.). «Мягко-тихо навстречу тихому самолету». Новый учёный . инжир. 5.
^ Кестер, доктор юридических наук; Слейби, Т.Г. (1968). «Разработка двигателя JT-9D для удовлетворения требований к низкому шуму для будущих транспортов». Сделки SAE . 76 (2): 1332. дои : 10.4271/670331 . JSTOR 44565020 . бумага 670331.
^ Смит, MJT (17 августа 1972 г.). «Тихий ход». Рейс Интернешнл . п. 241.
^ McAlpine, A., Исследовательский проект: шум с шумом и нелинейная акустика , Университет Саутгемптона
^ Шустер, Б.; Либер, Л.; Вавалле, А. (2010), «Оптимизация бесшовной облицовки воздухозаборника с использованием эмпирически подтвержденного метода прогнозирования», 16-я конференция AIAA/CEAS по аэроакустике , Стокгольм, Швеция , doi : 10.2514/6.2010-3824 , ISBN 978-1-60086-955-6 , S2CID 113015300
^ Ферранте, разыгрывающий; Копьелло, Д.; Бьютке, М. (2011), «Проектирование и экспериментальная проверка акустических вкладышей с «настоящим нулевым соединением» в модульной установке универсальной вентиляторной установки (UFFA), 17-я конференция по аэроакустике AIAA/CEAS , Портленд, Орегон, doi : 10.2514/ 6.2011-2728 , ISBN 978-1-60086-943-3 , АИАА-2011-2728
^ Jump up to: ^а ^б ^с Банке, Джим (13 декабря 2012 г.). «НАСА помогает сделать ночь более тихой» . НАСА . Проверено 12 января 2013 г.
^ Заман, КБМК; Бриджес, Дж. Э.; Хафф, Д.Л. (17–21 декабря 2010 г.). «Эволюция от вкладок к технологии Chevron – обзор» (PDF) . Труды 13 -го азиатского конгресса механики жидкости 17–21 декабря 2010 г., Дакка, Бангладеш . Кливленд, Огайо : b Исследовательский центр Гленна НАСА . Проверено 29 января 2013 г.
^ «Приглашенный» (PDF) , 13-я ACFM , CN : AFMC, заархивировано из оригинала (PDF) 25 марта 2014 г.
^ «История и развитие турбоев 1930–1960 гг. Том 1», The Crowood Press Ltd. 2007, ISBN 978 1 86126 912 6 , с. 241.
^ «Metrovick F3 Cutaway - фотографии и фотографии в воздушном пространстве FlightGlobal» . Flightglobal.com. 07.11.2007 . Проверено 29 апреля 2013 г.
^ «страница 145» . Рейс международный . 1946 год.
^ «1954 | 0985 | Архив полетов» . Flightglobal.com. 9 апреля 1954 г. Проверено 29 апреля 2013 г.
^ Разработка реактивных и турбинских аэро -двигателей 4 -е издание, Билл Ганстон 2006, ISBN 0 7509 4477 3 , с. 197.
^ Бойн, Уолтер Дж., изд. (2002). Воздушная война: Международная энциклопедия: А – Л. АВС-КЛИО. п. 235. ИСБН 978-1-57607-345-2 .
^ «Турбовентиляторный двигатель Lycoming PLF1A-2» . Смитсоновский национальный музей авиации и космонавтики . Проверено 31 декабря 2021 г.
^ Эль-Сайед, Ахмед Ф. (25 мая 2016 г.). Основы летательного аппарата и ракетного движения . Спрингер. ISBN 978-1-4471-6796-9 .
^ «РБ211-535Е4» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 3 января 2011 года . Проверено 1 марта 2022 г.
^ «п.01.7» (PDF) . Icas.rg. Проверено 1 марта 2022 г.
^ Уэббер, Ричард Дж. (1971). Переменная геометрия AFT-FAN FortakeOffquietingor Увеличение турбоятного двигателя . Огайо: Исследовательский центр Льюиса, НАСА.
^ «Турбовентиляторная технология с редуктором – возможности, проблемы и состояние готовности» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 20 мая 2013 г. C. Riegler, C. Bichlmaier: 1 -я европейская конференция по воздушной и космической конференции CEAS, 10–13 сентября 2007 г., Берлин, Германия
^ Jump up to: ^а ^б ^с Бьорн Ферм (21 октября 2016 г.). «Уголок Бьёрна: вызов паровоза» . Лихэм Ньюс .
^ Jump up to: ^а ^б Бен Харгривз (28 сентября 2017 г.). «Понимание сложностей больших лопастей фанатов» . Сеть «Авиационная неделя» .
^ Гай Норрис и Грэм Уорвик (26 марта 2015 г.). "Обратное, наклонное будущее для турбовентированного Пратта?» . Неделя авиации и космических технологий .
^ Jump up to: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г Гай Норрис (8 августа 2017 г.). «Турбовентиляторы еще не закончены» . Неделя авиации и космических технологий .
^ «Программа непрерывной более низкой энергии, выбросов и шума (Cleen)» . www.faa.gov . Федеральное управление гражданской авиации . Проверено 11 февраля 2023 г.
^ Ульрих Венгер (20 марта 2014 г.), технология Rolls-Royce для будущих авиационных двигателей (PDF) , Rolls-Royce Deutschland
^ Доминик Гейтс (15 июня 2018 г.). «Проблемные передовые двигатели для Boeing, Airbus Jets разрушили авиакомпании и встряхиваемые путешественники» . Сиэтл Таймс .
^ Керри Реалс (6 сентября 2019 г.). «Как будущее электрического самолета выходит за рамки двигателей» . Флайтглобал .
^ «Перспективы двигателей прогноза летного состава» . Полет Глобал . 2 ноября 2016 г.
^ Джейн «Все самолеты мира» . 2005. стр. 850–853. ISSN 0075-3017 .
^ «ГЭнкс» . ГЭ.
^ «PW1000G» . МТУ . Архивировано из оригинала 18 августа 2018 г. Проверено 1 июля 2016 г.
^ «Прыжковый двигатель» . ЦФМ Интернешнл.
^ Jump up to: ^а ^б Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон 2004, ISBN 978 0 511 33833 5
^ Реактивное движение, Николас Кампсти 1997, ISBN 0 521 59674 2 , стр.65
^ Рот, Брайс; Маврис, Дмитрий (24 июля 2000 г.). «Сравнение моделей термодинамических потерь, подходящих для движения газовой турбины - теории и таксономии» . 36 -я AIAA/ASME/SAE/ASEE COMIT CONPERPION и выставка . Лас -Вегас, NV, США: Американский институт аэронавтики и астронавтики: 4–8. дои : 10.2514/6.2000-3714 .
^ Кембриджский аэрокосмический словарь, Билл Ганстон 2004, ISBN 978 0 511 33833 5
^ «Взлёт с уменьшенной тягой» . 30 мая 2021 г.
^ Газовые турбины второе издание, Walsh and Fletcher 2004, ISBN 0 632 06434 X , стр. 5
^ Реактивные двигатели и двигательные системы для инженеров, разработка человеческих ресурсов, GE Aircraft Engines 1989, с.5-9
^ Аэродинамическая конструкция осевых компрессоров потока, N65 23345,1965, НАСА SP-36, с.68
^ Клэнси, LJ, Аэродинамика , стр. 21
^ Введение в аэрокосмическую инженерию с перспективой летных испытаний, Стивен Корда 2017, ISBN 9781118953389 , стр.185

Внешние ссылки

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

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

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

[HackerBurghardt2009-3] Jump up to: ^а ^б Майкл Хакер; Дэвид Бургхардт; Линнея Флетчер; Энтони Гордон; Уильям Перуцци (18 марта 2009 г.). Инженерия и технологии . Cengage Обучение. п. 319. ИСБН 978-1-285-95643-5 . Проверено 25 октября 2015 г. Все современные реактивные коммерческие самолеты используют высокие обходные турботентированные двигатели [...]

[Verma2013-4] Jump up to: ^а ^б Верма, Бхарат (1 января 2013 г.). Обзор обороны Индии: апрель – июнь 2012 г. Издательство Лансер. п. 18. ISBN 978-81-7062-259-8 . Проверено 25 октября 2015 г. Военные электростанции могут быть разделены на некоторые основные категории - низкие обходные турбовладные средства, которые, как правило, истребительские истребители…

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

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

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

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

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

[10] Рот, Брайс Александр (1 сентября 2000 г.). Теоретическая обработка технического риска в современной проектировании двигательной системы (тезис). Бибкод : 2000PhDT.......101R . стр.76

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

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

[13] «Коэффициент двухконтурности» , Британика

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

[27] Гулос, Иоаннис; Станковский, Томаш; Макманус, Дэвид; Вудроу, Филип; Шиф, Кристофер (февраль 2018 г.). «Гражданская турбовневая механизм выхлопа аэродинамика: влияние конструкции обходной форсунки после тела» (PDF) . Аэрокосмическая наука и технология . 73 : 85–95. Бибкод : 2018AeST...73...85G . doi : 10.1016/j.ast.2017.09.002 . hdl : 1826/12476 . Проверено 1 марта 2022 г.

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

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

[30] Кестер, доктор юридических наук; Слейби, Т.Г. (1968). «Разработка двигателя JT-9D для удовлетворения требований к низкому шуму для будущих транспортов». Сделки SAE . 76 (2): 1332. дои : 10.4271/670331 . JSTOR 44565020 . бумага 670331.

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

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

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

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

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

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

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

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

[39] «Metrovick F3 Cutaway - фотографии и фотографии в воздушном пространстве FlightGlobal» . Flightglobal.com. 07.11.2007 . Проверено 29 апреля 2013 г.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

[AvWeek26Mar2015-52] Гай Норрис и Грэм Уорвик (26 марта 2015 г.). "Обратное, наклонное будущее для турбовентированного Пратта?» . Неделя авиации и космических технологий .

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

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

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

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

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

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

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

[60] «ГЭнкс» . ГЭ.

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

[62] «Прыжковый двигатель» . ЦФМ Интернешнл.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

[ 12 ]

[ 13 ]

[ 14 ]

[ 15 ]

[ 16 ]

[ 17 ]

[ 18 ]

[ 19 ]

[ 20 ]

[ 21 ]

[ 22 ]

[ 23 ]

[ 24 ]

[ 25 ]

[ 26 ]

[ 27 ]

[ 28 ]

[ 29 ]

[ 30 ]

[ 31 ]

[ 32 ]

[ 33 ]

[ 34 ]

[ 35 ]

[ 36 ]

[ 37 ]

[ 38 ]

[ 39 ]

[ 40 ]

[ 41 ]

[ 42 ]

[ 43 ]

[ 44 ]

[ 45 ]

[ 46 ]

[ 47 ]

[ 48 ]

[ 49 ]

[ 50 ]

[ 51 ]

[ 52 ]

[ 53 ]

[ 54 ]

[ 55 ]

[ 56 ]

[ 57 ]

[ 58 ]

[ 59 ]

[ 60 ]

[ 61 ]

[ 62 ]

[ 63 ]

[ 64 ]

[ 65 ]

[ 66 ]

[ 67 ]

[ 68 ]

[ 69 ]

[ 70 ]

[ 71 ]

[ 72 ]

v т и Тепловые двигатели
Двигатель Карно Флюидайн Газовая турбина Горячий воздух Джет Колесо Минто Фото-двигатель Карно Поршень Беспоршневой (роторный) Богатая трубка Ракета Сплит-сингл Пар (возвратно-поступательный) Паровая турбина Аэрофил Стерлинг Термоакустический Двигатель Мэнсона
Число Билла Западный номер
Хронология технологии тепловых двигателей
Термодинамический цикл