Реактивный двигатель

Реактивный двигатель
Реактивный двигатель
	двигатель Pratt & Whitney F100 Турбореактивный для F-15 Eagle проходит испытания в секретном доме в ВВС Национальной гвардии Флориды База
Классификация	Двигатель внутреннего сгорания
Промышленность	Аэрокосмическая промышленность
Приложение	Авиация
Источник топлива	Реактивное топливо
Компоненты	Динамический компрессор , Вентилятор , Камера сгорания , Турбина , Рабочее сопло
изобретатель	Джон Барбер , Фрэнк Уиттл , Ханс фон Охайн
Изобретенный	1791, 1928, 1935

Реактивный двигатель — это тип реактивного двигателя , выпускающий быстродвижущуюся струю нагретого газа (обычно воздуха), создающую тягу за счёт реактивного движения . Хотя это широкое определение может включать ракету , водометную и гибридную двигательную установку, термин «реактивный двигатель» обычно относится к воздушно-реактивному двигателю внутреннего сгорания, такому как турбореактивный двигатель , турбовентиляторный двигатель , прямоточный воздушно-реактивный двигатель , импульсный реактивный двигатель или прямоточный воздушно-реактивный двигатель . В общем, реактивные двигатели — это двигатели внутреннего сгорания .

Воздушно-реактивные двигатели обычно оснащены вращающимся воздушным компрессором , приводимым в действие турбиной , а оставшаяся мощность обеспечивает тягу через реактивное сопло — этот процесс известен как термодинамический цикл Брайтона . Реактивные самолеты используют такие двигатели для путешествий на дальние расстояния. Первые реактивные самолеты использовали турбореактивные двигатели, которые были относительно неэффективны для дозвукового полета. На большинстве современных дозвуковых реактивных самолетов используются более сложные двухконтурные турбовентиляторные двигатели . Они обеспечивают более высокую скорость и большую топливную экономичность, чем поршневые и винтовые авиационные двигатели, на больших расстояниях. Некоторые воздушно-реактивные двигатели, предназначенные для высокоскоростных применений (ПВРД и ГПВРД ), используют эффект плунжера скорости транспортного средства вместо механического компрессора.

Тяга типичного двигателя реактивного лайнера выросла с 5000 фунтов силы (22 кН) ( турбореактивный двигатель de Havilland Ghost ) в 1950-х годах до 115 000 фунтов силы (510 кН) ( ТРДД General Electric GE90 ) в 1990-х годах, а их надежность в полете выросла с 40. количество остановок двигателей на 100 000 летных часов до менее 1 на 100 000 в конце 1990-х годов. Это, в сочетании со значительным снижением расхода топлива, позволило осуществлять регулярные трансатлантические перелеты на двухмоторных авиалайнерах , тогда как раньше подобное путешествие требовало бы нескольких остановок для дозаправки. на рубеже веков ^[1]

История [ править ]

Принцип реактивного двигателя не нов; однако технические достижения, необходимые для реализации этой идеи, не были реализованы до 20 века.Элементарная демонстрация реактивной мощности восходит к эолипилу , устройству, описанному Героем Александрийским в Египте I века . Это устройство направляло энергию пара через два сопла, заставляя сферу быстро вращаться вокруг своей оси. Это было воспринято как любопытство. Между тем, практическое применение турбины можно увидеть в водяном колесе и ветряной мельнице .

Историки также проследили теоретическое происхождение принципов реактивных двигателей до традиционных китайских фейерверков и ракетных двигательных установок. Использование таких устройств для полета задокументировано в истории османского солдата Лагари Хасана Челеби , который, как сообщается, совершил полет с помощью конусообразной ракеты в 1633 году. ^[2]

Самыми ранними попытками создания воздушно-реактивных двигателей были гибридные конструкции, в которых внешний источник энергии сначала сжимал воздух, который затем смешивался с топливом и сжигался для создания реактивной тяги. Итальянский двигатель Caproni Campini N.1 и японский двигатель Tsu-11, предназначенный для оснащения Ohka самолетов -камикадзе к концу Второй мировой войны, не увенчались успехом.

Еще до начала Второй мировой войны инженеры начали понимать, что двигатели, приводящие в движение гребные винты, приближаются к пределу из-за проблем, связанных с эффективностью гребных винтов. ^[3] которая уменьшалась по мере того, как кончики лезвий приближались к скорости звука . Если летные характеристики самолета преодолеют такой барьер, потребуется другой двигательный механизм. Это послужило мотивацией для разработки газотурбинного двигателя, наиболее распространенной формы реактивного двигателя.

Ключом к практическому реактивному двигателю была газовая турбина , извлекающая мощность из самого двигателя для привода компрессора . Газовая турбина не была новой идеей: патент на стационарную турбину был выдан Джону Барберу в Англии в 1791 году. Первая газовая турбина, успешно работавшая в автономном режиме, была построена в 1903 году норвежским инженером Эгидиусом Эллингом . ^[4] Такие двигатели не дошли до производства из-за вопросов безопасности, надежности, веса и особенно долговечности.

Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году Максимом Гийомом . ^[5]^[6] Его двигатель представлял собой турбореактивный двигатель с осевым потоком, но так и не был построен, поскольку для этого потребовались бы значительные усовершенствования по сравнению с современными компрессорами. Алан Арнольд Гриффит опубликовал «Аэродинамическую теорию конструкции турбин» в 1926 году, что привело к экспериментальной работе в RAE .

В 1928 году колледжа Крэнвелла Королевских ВВС курсант Фрэнк Уиттл официально представил начальству свои идеи турбореактивного двигателя. ^[7] В октябре 1929 года он развил свои идеи дальше. ^[8] 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году). ^[9] В патенте показан двухступенчатый осевой компрессор, питающий односторонний центробежный компрессор . Практические осевые компрессоры стали возможными благодаря идеям А. А. Гриффита , изложенным в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбин»). Позже Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре. Уиттлу не удалось заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

В Испании пилот и инженер Вирхилио Лерет Руис получил патент на конструкцию реактивного двигателя в марте 1935 года. -республиканец Президент Мануэль Асанья организовал первоначальное строительство на авиационном заводе Hispano-Suiza в Мадриде в 1936 году, но Лерет был казнен несколько месяцев спустя франкистом. Марокканские войска после безуспешной защиты своей базы гидросамолетов в первые дни гражданской войны в Испании . Его планы, скрытые от франкистов, были тайно переданы британскому посольству в Мадриде несколько лет спустя его женой Карлотой О'Нил после ее освобождения из тюрьмы. ^[10]^[11]

В 1935 году Ханс фон Охайн начал работу над конструкцией, аналогичной конструкции Уиттла в Германии, где компрессор и турбина были радиальными, на противоположных сторонах одного и того же диска, первоначально не подозревая о работе Уиттла. ^[12] Первое устройство фон Охайна было строго экспериментальным и могло работать только от внешнего источника питания, но он смог продемонстрировать основную концепцию. Затем Охайна познакомили с Эрнстом Хейнкелем , одним из крупнейших авиапромышленников того времени, который сразу увидел перспективность этой конструкции. Хейнкель недавно приобрел компанию по производству двигателей Hirth, и Охайн и его главный машинист Макс Хан основали там новое подразделение компании Hirth. К сентябрю 1937 года у них появился первый центробежный двигатель HeS 1. В отличие от конструкции Уиттла, Охайн использовал в качестве топлива водород , подаваемый под внешним давлением. Их последующие разработки завершились созданием HeS бензинового 3 мощностью 5 кН (1100 фунтов силы), который был установлен на простой и компактный планер He 178 компании Heinkel и управлялся Эрихом Варзицем ранним утром 27 августа 1939 года с Росток -Мариене аэродрома . , впечатляюще короткое время для разработки. He 178 был первым в мире реактивным самолетом. ^[13] Хейнкель подал заявку на патент США, касающийся авиационной силовой установки Ханса Иоахима Пабста фон Охайна, 31 мая 1939 года; номер патента US2256198, изобретателем которого указан М. Хан. Конструкция фон Охайна, двигатель с осевым потоком, в отличие от двигателя с центробежным потоком Уиттла, в конечном итоге была принята большинством производителей к 1950-м годам. ^[14]^[15]

Австрийский Ансельм Франц из Юнкерса моторного подразделения ( Junkers Motoren или «Jumo») представил осевой компрессор в своем реактивном двигателе. Jumo был присвоен следующий номер двигателя в RLM последовательности нумерации газотурбинных авиационных силовых установок 109-0xx, «004», и в результате появился двигатель Jumo 004 . После того, как были решены многие меньшие технические трудности, в 1944 году началось массовое производство этого двигателя в качестве силовой установки для первого в мире реактивного истребителя Messerschmitt Me 262 (а позже и первого в мире реактивного бомбардировщика Arado Ar 234 ). Множество причин задержали доступность двигателя, в результате чего истребитель прибыл слишком поздно, чтобы улучшить положение Германии во Второй мировой войне , однако это был первый реактивный двигатель, который использовался на вооружении.

Тем временем в Великобритании Gloster E28/39 совершил свой первый полет 15 мая 1941 года, а Gloster Meteor наконец поступил на вооружение ВВС Великобритании в июле 1944 года. Они были оснащены турбореактивными двигателями компании Power Jets Ltd., созданной Фрэнком Уиттлом. Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262, а затем Gloster Meteor, поступили на вооружение с разницей в три месяца в 1944 году; Me 262 в апреле и Gloster Meteor в июле. На «Метеоре» в боях Второй мировой войны участвовало всего около 15 самолетов, в то время как было произведено до 1400 Me 262, из которых 300 вступили в бой, обеспечив первые наземные атаки и одержав победы в воздушных боях реактивных самолетов. ^[16]^[17]^[18]

После окончания войны немецкие реактивные самолеты и реактивные двигатели были тщательно изучены союзниками-победителями и внесли свой вклад в работу над первыми советскими и американскими реактивными истребителями. Наследие осевого двигателя проявляется в том факте, что практически все реактивные двигатели самолетов в той или иной степени были вдохновлены этой конструкцией.

К 1950-м годам реактивный двигатель был практически универсален в боевых самолетах, за исключением грузовых, связных и других специальных типов. К этому моменту некоторые британские разработки уже были разрешены для гражданского использования и появились на ранних моделях, таких как de Havilland Comet и Avro Canada Jetliner . К 1960-м годам все крупные гражданские самолеты также имели реактивные двигатели, в результате чего поршневые двигатели использовались в нишевых недорогих функциях, таких как грузовые рейсы.

КПД турбореактивных двигателей все еще был несколько хуже, чем у поршневых двигателей, но к 1970-м годам, с появлением турбовентиляторных реактивных двигателей с большим двухконтуром (нововведение, не предвиденное ранними комментаторами, такими как Эдгар Бэкингем , на высоких скоростях и больших высотах, которые, казалось, для них абсурдно), топливная экономичность была примерно такой же, как у лучших поршневых и винтовых двигателей. ^[19]

Использует [ править ]

Реактивные двигатели приводят в действие реактивные самолеты , крылатые ракеты и беспилотные летательные аппараты . В виде ракетных двигателей они приводят в действие модели ракетной техники , космических полетов и военные ракеты .

Реактивные двигатели приводят в движение высокоскоростные автомобили, особенно дрэг-рейсеры , причем небывалый рекорд принадлежит ракетному автомобилю . Автомобиль с турбовентиляторным двигателем ThrustSSC в настоящее время является рекордсменом наземной скорости .

Конструкции реактивных двигателей часто модифицируются для применения в неавиационных целях, таких как промышленные газовые турбины или морские силовые установки . Они используются в производстве электроэнергии, для питания водяных, газовых или нефтяных насосов, а также для приведения в движение кораблей и локомотивов. Промышленные газовые турбины могут развивать мощность на валу до 50 000 лошадиных сил. Многие из этих двигателей созданы на основе старых военных турбореактивных двигателей, таких как модели Pratt & Whitney J57 и J75. Существует также модификация турбовентиляторного двигателя P&W JT8D с малым байпасом, развивающая мощность до 35 000 лошадиных сил (Л.С.)..

Реактивные двигатели также иногда разрабатываются как некоторые компоненты, такие как сердечники двигателей, или разделяют их с турбовальными и турбовинтовыми двигателями, которые представляют собой разновидности газотурбинных двигателей, которые обычно используются для привода вертолетов и некоторых винтовых самолетов.

Типы реактивных двигателей [ править ]

Существует большое количество различных типов реактивных двигателей, каждый из которых обеспечивает прямую тягу за счет принципа реактивного движения .

Воздушное дыхание [ править ]

Обычно самолеты приводятся в движение воздушно-реактивными двигателями. Большинство используемых воздушно-реактивных двигателей представляют собой турбовентиляторные реактивные двигатели, которые обеспечивают хорошую эффективность на скоростях, чуть ниже скорости звука.

Турбореактивный двигатель [ править ]

Турбореактивный газотурбинный двигатель — это двигатель , который работает путем сжатия воздуха с помощью впускного отверстия и компрессора ( осевого , центробежного или обоих), смешивания топлива со сжатым воздухом, сжигания смеси в камере сгорания , а затем пропускания горячей смеси под высоким давлением. воздух через турбину и сопло . Компрессор приводится в действие турбиной, которая извлекает энергию из расширяющегося газа, проходящего через него. Двигатель преобразует внутреннюю энергию топлива в увеличенный импульс газа, проходящего через двигатель, создавая тягу. Весь воздух, поступающий в компрессор, проходит через камеру сгорания и турбину, в отличие от описанного ниже турбовентиляторного двигателя. ^[20]

Турбовентиляторный [ править ]

ТРДД отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительный вентилятор в передней части двигателя, который разгоняет воздух в канале в обход основного газотурбинного двигателя. Турбореактивные двигатели являются доминирующим типом двигателей для авиалайнеров средней и большой дальности .

Турбореактивные двигатели обычно более эффективны, чем турбореактивные двигатели, на дозвуковых скоростях, но на высоких скоростях их большая лобовая площадь создает большее сопротивление . ^[21] Следовательно, в сверхзвуковых полетах, а также в военных и других самолетах, где другие соображения имеют более высокий приоритет, чем топливная экономичность, вентиляторы, как правило, имеют меньший размер или отсутствуют.

Из-за этих различий конструкции турбовентиляторных двигателей часто подразделяются на малообходные и высокообходные , в зависимости от количества воздуха, обходящего основную часть двигателя. ТРДДД с малой двухконтурностью имеют степень двухконтурности около 2:1 или меньше.

Передовой технологический движок [ править ]

Термин «двигатель с передовыми технологиями» относится к современному поколению реактивных двигателей. ^[22] Принцип заключается в том, что газотурбинный двигатель будет работать более эффективно, если различные группы турбин смогут вращаться с индивидуальной оптимальной скоростью, а не с одинаковой скоростью. Настоящий двигатель с передовыми технологиями имеет тройной золотник, а это означает, что вместо одного приводного вала их три, чтобы три набора лопастей могли вращаться с разной скоростью. Промежуточным состоянием является двухзолотниковый двигатель, допускающий только две разные скорости вращения турбин.

Сжатие оперативной памяти [ править ]

Реактивные двигатели с поршневым сжатием представляют собой воздушно-реактивные двигатели, аналогичные газотурбинным двигателям, поскольку оба они используют цикл Брайтона . Однако газотурбинные и поршневые двигатели различаются тем, как они сжимают входящий поток воздуха. В то время как газотурбинные двигатели используют осевые или центробежные компрессоры для сжатия поступающего воздуха, поршневые двигатели полагаются только на воздух, сжатый во впускном отверстии или диффузоре. ^[23] Таким образом, поршневой двигатель требует значительной начальной скорости полета переднего хода, прежде чем он сможет функционировать. ПВРД считаются простейшим типом воздушно-реактивных двигателей, поскольку у них нет движущихся частей в самом двигателе, а только в аксессуарах. ^[24]

ГПВРД отличаются главным образом тем, что воздух не замедляется до дозвуковых скоростей. Скорее, они используют сверхзвуковое горение. Они эффективны даже на более высоких скоростях. Очень немногие из них были построены или летали.

Ненепрерывное горение [ править ]

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Мотор реактивный	Работает как турбореактивный двигатель, но поршневой двигатель приводит в движение компрессор, а не турбину.	Более высокая скорость выхлопа, чем у гребного винта, что обеспечивает лучшую тягу на высокой скорости.	Тяжелый, неэффективный и маломощный. Пример: Caproni Campini N.1 .
Пульсджет	Воздух сжимается и сгорает периодически, а не постоянно. В некоторых конструкциях используются клапаны.	Очень простая конструкция, используемая в летающей бомбе Фау-1 , а в последнее время и в моделях самолетов.	Шумный, неэффективный (низкая степень сжатия), плохо работает в больших объемах, быстро изнашиваются клапана на клапанных конструкциях.
Импульсно-детонационный двигатель	Похож на импульсный реактивный двигатель, но горение происходит в виде детонации, а не дефлаграции , могут потребоваться или не потребоваться клапаны.	Максимальный теоретический КПД двигателя	Чрезвычайно шумный, детали подвержены сильной механической усталости, трудная детонация, непрактично для текущего использования.

Другие типы реактивного движения [ править ]

Ракета [ править ]

Ракетный двигатель использует те же основные физические принципы тяги, что и реактивный двигатель . ^[25] но отличается от реактивного двигателя тем, что для обеспечения кислорода ему не требуется атмосферный воздух; ракета несет все компоненты реакционной массы. Однако некоторые определения рассматривают это как форму реактивного движения . ^[26]

Поскольку ракеты не дышат воздухом, это позволяет им работать на произвольных высотах и в космосе. ^[27]

Этот тип двигателя используется для запуска спутников, исследования космоса и доступа экипажа, а в 1969 году разрешена посадка на Луну .

Ракетные двигатели используются для полетов на большой высоте или везде, где необходимы очень высокие ускорения, поскольку сами ракетные двигатели имеют очень высокую тяговооруженность .

Однако высокая скорость выхлопа и более тяжелое топливо, богатое окислителями, приводят к гораздо большему расходу топлива, чем у турбовентиляторных двигателей. Несмотря на это, на чрезвычайно высоких скоростях они становятся энергоэффективными.

Приблизительное уравнение чистой тяги ракетного двигателя:

F_{N}={\dot {m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;

Где $F_{N}$ чистая тяга, $I_{\text{sp,vac}}$ импульс удельный , $g_{0}$ стандартная гравитация , ${\dot {m}}$ – расход топлива в кг/с, $A_{e}$ - площадь поперечного сечения на выходе из выпускного сопла, а $p$ это атмосферное давление.

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Ракета	Несет на борту все топливо и окислители, выпускает струю для движения. ^[28]	Очень мало движущихся частей. От 0 до 25 Маха и более; эффективен на очень высокой скорости (> 5,0 Маха или около того). Тяговооруженность более 100. Нет сложного воздухозаборника. Высокая степень сжатия. Очень скоростной ( гиперзвуковой ) выхлоп. Хорошее соотношение цена/тяга. Довольно легко протестировать. Работает в вакууме; действительно, лучше всего работает за пределами атмосферы, что более благоприятно для конструкции автомобиля на высокой скорости. Достаточно небольшая площадь поверхности для охлаждения и отсутствие турбины в горячем потоке выхлопных газов. Очень высокая температура сгорания и форсунка с высокой степенью расширения обеспечивают очень высокую эффективность на очень высоких скоростях.	Требуется много топлива. Очень низкий удельный импульс – обычно 100–450 секунд. Чрезвычайные термические напряжения камеры сгорания могут затруднить повторное использование. Обычно требуется иметь на борту окислитель, что увеличивает риски. Необычайно шумный.

Гибрид [ править ]

В двигателях комбинированного цикла одновременно используются два или более различных принципа реактивного движения.

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Турборакета	дополнительный окислитель, например кислород, Турбореактивный двигатель, в котором в воздушный поток добавляется для увеличения максимальной высоты.	Очень близок к существующим конструкциям, работает на очень большой высоте, в широком диапазоне высот и скоростей полета.	Скорость полета ограничена тем же диапазоном, что и у турбореактивного двигателя, перевозка окислителя, такого как LOX, может быть опасной. Гораздо тяжелее простых ракет.
Ракета с воздушным усилением	По сути, это прямоточный воздушно-реактивный двигатель, в котором всасываемый воздух сжимается и сжигается вместе с выхлопом ракеты.	От 0 до 4,5 Маха и выше (также может работать вне атмосферы), хорошая эффективность при скорости от 2 до 4 Маха.	Эффективность аналогична ракетам на низкой скорости или заатмосфере, трудности со входом, относительно неразработанный и неисследованный тип, трудности с охлаждением, очень шумный, тяговооруженность аналогична прямоточным воздушно-реактивным двигателям.
Предварительно охлажденные форсунки / LACE	Всасываемый воздух охлаждается до очень низких температур на входе в теплообменник перед прохождением через прямоточный воздушно-реактивный и/или турбореактивный и/или ракетный двигатель.	Легко проверяется на земле. Возможны очень высокие тяговооруженность (~ 14) вместе с хорошей топливной экономичностью в широком диапазоне скоростей полета, 0–5,5+ Маха; эта комбинация эффективности может обеспечить запуск на орбиту в одноступенчатом режиме или очень быстрое и очень большое межконтинентальное путешествие.	Существует только на стадии лабораторного прототипирования. Примеры включают RB545 , Reaction Engines SABRE , ATREX . Требуется жидкое водородное топливо, которое имеет очень низкую плотность и требует хорошо изолированного резервуара.

Водомет [ править ]

Водомет, или насос-реактивный двигатель, представляет собой морскую двигательную установку, использующую струю воды. Механическое устройство может представлять собой пропеллер с воздуховодом и соплом или центробежный компрессор и сопло. Насос-реактивный двигатель должен приводиться в движение отдельным двигателем, например дизельным или газовой турбиной .

Тип	Описание	Преимущества	Недостатки
Водяная струя	Для приведения в движение водяных ракет и реактивных катеров ; выбрасывает воду назад через насадку	В лодках может плавать на мелководье, высокое ускорение, отсутствие риска перегрузки двигателя (в отличие от гребных винтов), меньший шум и вибрация, высокая маневренность на всех скоростях лодки, высокая скоростная эффективность, меньшая уязвимость к повреждениям от мусора, очень надежный, большая нагрузка гибкость, менее вреден для дикой природы	Может быть менее эффективным, чем гребной винт, на низкой скорости, дороже, имеет больший вес лодки из-за увлеченной воды, не будет работать хорошо, если лодка тяжелее, чем рассчитан водомет.

Общие физические принципы [ править ]

Все реактивные двигатели представляют собой реактивные двигатели, которые создают тягу за счет выброса струи жидкости назад на относительно высокой скорости. Силы внутри двигателя, необходимые для создания этой струи, создают сильную тягу двигателя, которая толкает корабль вперед.

Реактивные двигатели создают струю из топлива, хранящегося в баках, прикрепленных к двигателю (как в «ракете»), а также в канальных двигателях (которые обычно используются в самолетах), заглатывая внешнюю жидкость (обычно воздух) и выбрасывая ее. на более высокой скорости.

Метательное сопло [ править ]

Движущее сопло создает высокоскоростную выхлопную струю . Движущие сопла преобразуют внутреннюю энергию и энергию давления в кинетическую энергию высокой скорости. ^[29] Общее давление и температура через сопло не изменяются, но их статические значения падают по мере увеличения скорости газа.

Скорость воздуха, поступающего в сопло, невелика, около 0,4 Маха, что является необходимым условием минимизации потерь давления в канале, ведущем к соплу. Температура на входе в сопло может быть такой же низкой, как и температура окружающей среды на уровне моря для вентиляторного сопла в холодном воздухе на крейсерской высоте. Она может достигать 1000 Кельвинов для сверхзвукового двигателя с форсажной камерой или 2200 К с форсажной камерой . включенной ^[30] Давление на входе в сопло может варьироваться от 1,5-кратного давления снаружи сопла для одноступенчатого вентилятора до 30-кратного для самого быстрого пилотируемого самолета со скоростью 3+ Маха. ^[31]

Сходящиеся сопла способны ускорять газ только до локальных звуковых условий (1 Маха). Для достижения высоких скоростей полета необходимы еще большие скорости истечения, поэтому сужающееся-расширяющееся сопло . на высокоскоростных самолетах необходимо ^[32]

Тяга двигателя максимальна, если статическое давление газа достигает значения окружающей среды на выходе из сопла. Это происходит только в том случае, если площадь выхода сопла соответствует правильному значению степени давления в сопле (npr). Поскольку npr меняется в зависимости от настройки тяги двигателя и скорости полета, это случается редко. Кроме того, на сверхзвуковых скоростях площадь расхождения меньше, чем требуется для полного внутреннего расширения под давлением окружающей среды в качестве компромисса с внешним сопротивлением тела. Уитфорд ^[33] в качестве примера приводит F-16. Другими недорасширенными примерами были XB-70 и SR-71.

Размер сопла вместе с площадью сопел турбины определяет рабочее давление компрессора. ^[34]

Упор [ править ]

авиационных Энергоэффективность двигателей реактивных

В этом обзоре показано, где происходят потери энергии в силовых установках или двигательных установках реактивных самолетов.

Реактивный двигатель в состоянии покоя, как на испытательном стенде, всасывает топливо и создает тягу. Насколько хорошо он это делает, можно судить по тому, сколько топлива он расходует и какая сила требуется, чтобы его удержать. Это показатель его эффективности. Если что-то ухудшается внутри двигателя (так называемое ухудшение производительности) ^[35]) он будет менее эффективным, и это покажет, когда топливо производит меньшую тягу. Если внести изменения во внутреннюю часть, которая позволит воздуху/газам сгорания течь более плавно, двигатель станет более эффективным и будет потреблять меньше топлива. Стандартное определение используется для оценки того, как различные факторы влияют на эффективность двигателя, а также для возможности сравнения различных двигателей. Это определение называется удельным расходом топлива , или сколько топлива необходимо для создания одной единицы тяги. Например, для конкретной конструкции двигателя будет известно, что если некоторые неровности в перепускном канале сгладить, воздух будет течь более плавно, что приведет к уменьшению потери давления на x% и y%, для достижения требуемой производительности потребуется меньше топлива. например, без тяги. Это понимание относится к инженерной дисциплине « Эффективность реактивного двигателя» . О том, как на эффективность влияют скорость движения и подача энергии в системы самолета, будет сказано позже.

КПД двигателя контролируется, прежде всего, условиями работы внутри двигателя, которыми являются давление, создаваемое компрессором, и температура газов сгорания на первом наборе вращающихся лопаток турбины. Давление – это максимальное давление воздуха в двигателе. Температура ротора турбины не самая высокая в двигателе, но самая высокая, при которой происходит передача энергии (более высокие температуры возникают в камере сгорания). Вышеуказанные давление и температура показаны на диаграмме термодинамического цикла .

Эффективность дополнительно зависит от того, насколько плавно воздух и газы сгорания проходят через двигатель, насколько хорошо поток выровнен (так называемый угол падения) с движущимися и неподвижными каналами в компрессорах и турбинах. ^[36] Неоптимальные углы, а также неоптимальная форма прохода и лопасти могут привести к утолщению и отрыву Пограничных слоев и образованию Ударных волн . Важно замедлить поток (более низкая скорость означает меньшие потери давления или перепад давления ), когда он проходит через каналы, соединяющие различные части. Насколько хорошо отдельные компоненты способствуют превращению топлива в тягу, количественно определяется такими показателями, как эффективность компрессоров, турбин и камеры сгорания, а также потери давления в воздуховодах. Они показаны линиями на диаграмме термодинамического цикла .

КПД двигателя, или тепловой КПД , ^[37] известный как $\eta _{th}$ . зависит от параметров термодинамического цикла, максимального давления и температуры, а также от эффективности компонентов, $\eta _{compressor}$ , $\eta _{combustion}$ и $\eta _{turbine}$ и потери давления в воздуховодах.

Для успешной работы двигателю необходим сжатый воздух. Этот воздух поступает из собственного компрессора и называется вторичным воздухом. Это не способствует созданию тяги, поэтому снижает эффективность двигателя. Оно используется для сохранения механической целостности двигателя, предотвращения перегрева деталей и предотвращения утечки масла, например, из подшипников. Лишь часть этого воздуха, взятого из компрессоров, возвращается в поток турбины, способствуя созданию тяги. Любое уменьшение необходимого количества повышает эффективность двигателя. Опять же, для конкретной конструкции двигателя будет известно, что снижение потребности в охлаждающем потоке на x% приведет к снижению удельного расхода топлива на y%. Другими словами, для создания взлетной тяги, например, потребуется меньше топлива. Двигатель более эффективен.

Все вышеперечисленные соображения являются основными для двигателя, работающего самостоятельно и в то же время не делающего ничего полезного, т.е. он не приводит в движение самолет и не подает энергию для электрических, гидравлических и пневматических систем самолета. В самолете двигатель отдает часть своего потенциала создания тяги или топлива для питания этих систем. Эти требования, вызывающие монтажные потери, ^[38] снизить его эффективность. Он использует некоторое количество топлива, которое не способствует тяге двигателя.

Наконец, когда самолет летит, реактивная струя сама по себе содержит потерянную кинетическую энергию после того, как покинула двигатель. Количественно это выражается термином «движущая эффективность», или эффективностью Фруда. $\eta _{p}$ и может быть уменьшен путем модификации конструкции двигателя, чтобы обеспечить ему обходной поток и более низкую скорость реактивной струи, например, в качестве турбовинтового или турбовентиляторного двигателя. В то же время скорость движения вперед увеличивает $\eta _{th}$ за счет увеличения общего коэффициента давления .

Общий КПД двигателя на скорости полета определяется как $\eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}$ . ^[39]

The $\eta _{o}$ Скорость полета зависит от того, насколько хорошо воздухозаборник сжимает воздух перед его передачей в компрессоры двигателей. Степень сжатия на впуске, которая может достигать 32:1 при скорости 3 Маха, суммируется со степенью сжатия компрессора двигателя, давая общую степень сжатия и $\eta _{th}$ для термодинамического цикла. Насколько хорошо он это делает, определяется восстановлением давления или величиной потерь на впуске. Пилотируемый полет со скоростью 3 Маха стал интересной иллюстрацией того, как эти потери могут резко возрасти в одно мгновение. У североамериканских XB-70 Valkyrie и Lockheed SR-71 Blackbird при скорости 3 Маха каждый имел восстановление давления около 0,8, ^[40]^[41] за счет сравнительно небольших потерь в процессе сжатия, т.е. за счет систем многократных ударов. Во время «отпуска» эффективная система амортизаторов будет заменена очень неэффективным одиночным амортизатором за пределами впуска, восстановление давления на впуске составит около 0,3 и, соответственно, низкий коэффициент давления.

Движущее сопло на скоростях выше 2 Маха обычно имеет дополнительные внутренние потери тяги, поскольку площадь выхода недостаточно велика в качестве компромисса с внешним сопротивлением кормовой части корпуса. ^[42]

Хотя двухконтурный двигатель повышает тяговую эффективность, он несет собственные потери внутри самого двигателя. Необходимо добавить оборудование для передачи энергии от газогенератора к байпасному воздушному потоку. К низким потерям в реактивном сопле турбореактивного двигателя добавляются дополнительные потери из-за неэффективности добавленной турбины и вентилятора. ^[43] Они могут быть включены в эффективность передачи или передачи. $\eta _{T}$ . Однако эти потери с лихвой восполнены. ^[44] за счет улучшения тяговой эффективности. ^[45] Также имеются дополнительные потери давления в перепускном канале и дополнительном выдвижном сопле.

С появлением турбовентиляторных двигателей с их убыточной техникой то, что происходит внутри двигателя, Беннетт выделил отдельно, ^[46] например, между газогенератором и передаточным оборудованием, дающим $\eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}$ .

Энергоэффективность ( $\eta _{o}$ ) реактивных двигателей, установленных на транспортных средствах, имеет два основных компонента:

тяговый КПД ( $\eta _{p}$ ): какая часть энергии струи попадает в корпус транспортного средства, а не уносится в виде кинетической энергии струи.
КПД цикла ( $\eta _{th}$ ): насколько эффективно двигатель может разогнать реактивный самолет

Несмотря на то, что общая энергоэффективность $\eta _{o}$ является:

\eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}

для всех реактивных двигателей тяговый КПД является самым высоким, когда скорость выхлопной струи приближается к скорости транспортного средства, поскольку это дает наименьшую остаточную кинетическую энергию. ^[а] Для воздушно-реактивного двигателя скорость выхлопа равна скорости транспортного средства, или $\eta _{p}$ равный единице, дает нулевую тягу без изменения чистого импульса. ^[47] Формула воздушно-реактивных двигателей, движущихся со скоростью $v$ со скоростью истечения $v_{e}$ , и пренебрегая расходом топлива, составляет: ^[48]

\eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}

И для ракеты: ^[49]

\eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}

Помимо тяговой эффективности, еще одним фактором является эффективность цикла ; Реактивный двигатель — это разновидность теплового двигателя. КПД теплового двигателя определяется соотношением температур, достигаемых в двигателе, и температур, выходящих из сопла. С течением времени ситуация постоянно улучшалась по мере внедрения новых материалов, обеспечивающих более высокие максимальные температуры цикла. Например, для лопаток турбин ВД, работающих при максимальной температуре цикла, разработаны композиционные материалы, сочетающие металлы с керамикой. ^[50] Эффективность также ограничена общим соотношением давлений, которое может быть достигнуто. КПД цикла самый высокий в ракетных двигателях (~ 60+%), поскольку они могут достигать чрезвычайно высоких температур сгорания. КПД турбореактивных двигателей и аналогичных двигателей приближается к 30% из-за гораздо более низких пиковых температур цикла.

КПД большинства авиационных газотурбинных двигателей в условиях взлета на уровне моря.составляет почти 100%. В условиях крейсерского полета на высоте она снижается нелинейно до 98%. Соотношение воздух-топливо варьируется от 50:1 до 130:1. Для любого типа камеры сгорания существует богатый и слабый предел соотношения воздух-топливо, за которым пламя гаснет. Диапазон соотношения воздух-топливо между богатым и слабым пределами уменьшается с увеличением скорости воздуха. ЕслиУвеличение массового расхода воздуха снижает соотношение топлива ниже определенного значения, происходит затухание пламени. ^[51]

Удельный импульс в зависимости от скорости для разных типов струй с керосиновым топливом (водород I _sp будет примерно в два раза выше). Хотя эффективность падает с увеличением скорости, преодолеваются большие расстояния. Эффективность на единицу расстояния (на км или милю) примерно не зависит от скорости реактивных двигателей как группы; однако планеры становятся неэффективными на сверхзвуковых скоростях.

Расход топлива или топлива [ править ]

Тесно связанное (но отличное) понятие энергоэффективности - это скорость расхода массы топлива. Расход топлива в реактивных двигателях измеряется удельным расходом топлива , удельным импульсом или эффективной скоростью истечения . Все они измеряют одно и то же. Удельный импульс и эффективная скорость истечения строго пропорциональны, тогда как удельный расход топлива обратно пропорционален остальным.

Для воздушно-реактивных двигателей, таких как турбореактивные, энергоэффективность и эффективность топлива (топлива) во многом совпадают, поскольку топливо является топливом и источником энергии. В ракетной технике топливо также является выхлопом, а это означает, что высокоэнергетическое топливо обеспечивает более высокую эффективность топлива, но в некоторых случаях может фактически давать более низкую энергоэффективность.

Из таблицы (чуть ниже) видно, что дозвуковые турбовентиляторные двигатели, такие как турбовентиляторный двигатель General Electric CF6, используют гораздо меньше топлива для создания тяги в течение секунды, чем Concorde компании турбореактивный двигатель Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 . Однако, поскольку энергия равна силе, умноженной на расстояние, а расстояние в секунду у Конкорда было больше, фактическая мощность, вырабатываемая двигателем при том же количестве топлива, была выше у Конкорда на скорости 2 Маха, чем у CF6. Таким образом, двигатели Конкорда были более эффективны с точки зрения энергопотребления на пройденное расстояние.

Ракетные двигатели в вакууме
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	ТСФК		Я _сп (по весу)	Я _сп (по массе)
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	фунт/фунт-сила·ч	г/кН·с	с	РС
Merlin 1D	liquid fuel	2013	Falcon 9	12	330	310	3000
Avio P80	solid fuel	2006	Vega stage 1	13	360	280	2700
Avio Zefiro 23	solid fuel	2006	Vega stage 2	12.52	354.7	287.5	2819
Avio Zefiro 9A	solid fuel	2008	Vega stage 3	12.20	345.4	295.2	2895
RD-843	liquid fuel		Vega upper stage	11.41	323.2	315.5	3094
Kuznetsov NK-33	liquid fuel	1970s	N-1F, Soyuz-2-1v stage 1	10.9	308	331^[52]	3250
NPO Energomash RD-171M	liquid fuel		Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3F stage 1	10.7	303	337	3300
LE-7A	cryogenic		H-IIA, H-IIB stage 1	8.22	233	438	4300
Snecma HM-7B	cryogenic		Ariane 2, 3, 4, 5 ECA upper stage	8.097	229.4	444.6	4360
LE-5B-2	cryogenic		H-IIA, H-IIB upper stage	8.05	228	447	4380
Aerojet Rocketdyne RS-25	cryogenic	1981	Space Shuttle, SLS stage 1	7.95	225	453^[53]	4440
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2	cryogenic		Delta III, Delta IV, SLS upper stage	7.734	219.1	465.5	4565
NERVA NRX A6	nuclear	1967				869

Реактивные двигатели с подогревом , статика, уровень моря
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	ТСФК		Я _сп (по весу)	Я _сп (по массе)
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	фунт/фунт-сила·ч	г/кН·с	с	РС
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado	2.5^[54]	70.8	1440	14120
GE F101-GE-102	turbofan	1970s	B-1B	2.46	70	1460	14400
Tumansky R-25-300	turbojet		MIG-21bis	2.206^[54]	62.5	1632	16000
GE J85-GE-21	turbojet		F-5E/F	2.13^[54]	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	turbofan		F-16E/F	2.09^[54]	59.2	1722	16890
Honeywell/ITEC F125	turbofan		F-CK-1	2.06^[54]	58.4	1748	17140
Snecma M53-P2	turbofan		Mirage 2000C/D/N	2.05^[54]	58.1	1756	17220
Snecma Atar 09C	turbojet		Mirage III	2.03^[54]	57.5	1770	17400
Snecma Atar 09K-50	turbojet		Mirage IV, 50, F1	1.991^[54]	56.4	1808	17730
GE J79-GE-15	turbojet		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	1.965	55.7	1832	17970
Saturn AL-31F	turbofan		Su-27/P/K	1.96^[55]	55.5	1837	18010
GE F110-GE-129	turbofan		F-16C/D, F-15EX	1.9^[54]	53.8	1895	18580
Soloviev D-30F6	turbofan		MiG-31, S-37/Su-47	1.863^[54]	52.8	1932	18950
Lyulka AL-21F-3	turbojet		Su-17, Su-22	1.86^[54]	52.7	1935	18980
Klimov RD-33	turbofan	1974	MiG-29	1.85	52.4	1946	19080
Saturn AL-41F-1S	turbofan		Su-35S/T-10BM	1.819	51.5	1979	19410
Volvo RM12	turbofan	1978	Gripen A/B/C/D	1.78^[54]	50.4	2022	19830
GE F404-GE-402	turbofan		F/A-18C/D	1.74^[54]	49	2070	20300
Kuznetsov NK-32	turbofan	1980	Tu-144LL, Tu-160	1.7	48	2100	21000
Snecma M88-2	turbofan	1989	Rafale	1.663	47.11	2165	21230
Eurojet EJ200	turbofan	1991	Eurofighter	1.66–1.73	47–49^[56]	2080–2170	20400–21300

Сухие реактивные двигатели , статические, на уровне моря
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	ТСФК		Я _сп (по весу)	Я _сп (по массе)
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	фунт/фунт-сила·ч	г/кН·с	с	РС
GE J85-GE-21	turbojet		F-5E/F	1.24^[54]	35.1	2900	28500
Snecma Atar 09C	turbojet		Mirage III	1.01^[54]	28.6	3560	35000
Snecma Atar 09K-50	turbojet		Mirage IV, 50, F1	0.981^[54]	27.8	3670	36000
Snecma Atar 08K-50	turbojet		Super Étendard	0.971^[54]	27.5	3710	36400
Tumansky R-25-300	turbojet		MIG-21bis	0.961^[54]	27.2	3750	36700
Lyulka AL-21F-3	turbojet		Su-17, Su-22	0.86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	turbojet		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	0.85	24.1	4240	41500
Snecma M53-P2	turbofan		Mirage 2000C/D/N	0.85^[54]	24.1	4240	41500
Volvo RM12	turbofan	1978	Gripen A/B/C/D	0.824^[54]	23.3	4370	42800
RR Turbomeca Adour	turbofan	1999	Jaguar retrofit	0.81	23	4400	44000
Honeywell/ITEC F124	turbofan	1979	L-159, X-45	0.81^[54]	22.9	4440	43600
Honeywell/ITEC F125	turbofan		F-CK-1	0.8^[54]	22.7	4500	44100
PW J52-P-408	turbojet		A-4M/N, TA-4KU, EA-6B	0.79	22.4	4560	44700
Saturn AL-41F-1S	turbofan		Su-35S/T-10BM	0.79	22.4	4560	44700
Snecma M88-2	turbofan	1989	Rafale	0.782	22.14	4600	45100
Klimov RD-33	turbofan	1974	MiG-29	0.77	21.8	4680	45800
RR Pegasus 11-61	turbofan		AV-8B+	0.76	21.5	4740	46500
Eurojet EJ200	turbofan	1991	Eurofighter	0.74–0.81	21–23^[56]	4400–4900	44000–48000
GE F414-GE-400	turbofan	1993	F/A-18E/F	0.724^[57]	20.5	4970	48800
Kuznetsov NK-32	turbofan	1980	Tu-144LL, Tu-160	0.72-0.73	20–21	4900–5000	48000–49000
Soloviev D-30F6	turbofan		MiG-31, S-37/Su-47	0.716^[54]	20.3	5030	49300
Snecma Larzac	turbofan	1972	Alpha Jet	0.716	20.3	5030	49300
IHI F3	turbofan	1981	Kawasaki T-4	0.7	19.8	5140	50400
Saturn AL-31F	turbofan		Su-27 /P/K	0.666-0.78^[55]^[57]	18.9–22.1	4620–5410	45300–53000
RR Spey RB.168	turbofan		AMX	0.66^[54]	18.7	5450	53500
GE F110-GE-129	turbofan		F-16C/D, F-15	0.64^[57]	18	5600	55000
GE F110-GE-132	turbofan		F-16E/F	0.64^[57]	18	5600	55000
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado ECR	0.637^[54]	18.0	5650	55400
PW F119-PW-100	turbofan	1992	F-22	0.61^[57]	17.3	5900	57900
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado	0.598^[54]	16.9	6020	59000
GE F101-GE-102	turbofan	1970s	B-1B	0.562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	turbofan		B-52H, NB-52H	0.52^[54]	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	turbofan		RQ-4, MQ-4C	0.39^[54]	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	turbofan	1980s	B-2	0.375^[54]	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	turbofan	1980s	U-2S	0.375^[54]	10.6	9600	94000
General Electric CF6-50C2	turbofan		A300, DC-10-30	0.371^[54]	10.5	9700	95000
GE TF34-GE-100	turbofan		A-10	0.37^[54]	10.5	9700	95000
CFM CFM56-2B1	turbofan		C-135, RC-135	0.36^[58]	10	10000	98000
Progress D-18T	turbofan	1980	An-124, An-225	0.345	9.8	10400	102000
PW F117-PW-100	turbofan		C-17	0.34^[59]	9.6	10600	104000
PW PW2040	turbofan		Boeing 757	0.33^[59]	9.3	10900	107000
CFM CFM56-3C1	turbofan		737 Classic	0.33	9.3	11000	110000
GE CF6-80C2	turbofan		744, 767, MD-11, A300/310, C-5M	0.307-0.344	8.7–9.7	10500–11700	103000–115000
EA GP7270	turbofan		A380-861	0.299^[57]	8.5	12000	118000
GE GE90-85B	turbofan		777-200/200ER/300	0.298^[57]	8.44	12080	118500
GE GE90-94B	turbofan		777-200/200ER/300	0.2974^[57]	8.42	12100	118700
RR Trent 970-84	turbofan	2003	A380-841	0.295^[57]	8.36	12200	119700
GE GEnx-1B70	turbofan		787-8	0.2845^[57]	8.06	12650	124100
RR Trent 1000C	turbofan	2006	787-9	0.273^[57]	7.7	13200	129000

Реактивные двигатели , круизный
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	ТСФК		Я _сп (по весу)	Я _сп (по массе)
Модель	Тип	Первый бегать	Приложение	фунт/фунт-сила·ч	г/кН·с	с	РС
	Ramjet		Mach 1	4.5	130	800	7800
J-58	turbojet	1958	SR-71 at Mach 3.2 (Reheat)	1.9^[54]	53.8	1895	18580
RR/Snecma Olympus	turbojet	1966	Concorde at Mach 2	1.195^[60]	33.8	3010	29500
PW JT8D-9	turbofan		737 Original	0.8^[61]	22.7	4500	44100
Honeywell ALF502R-5	GTF		BAe 146	0.72^[59]	20.4	5000	49000
Soloviev D-30KP-2	turbofan		Il-76, Il-78	0.715	20.3	5030	49400
Soloviev D-30KU-154	turbofan		Tu-154M	0.705	20.0	5110	50100
RR Tay RB.183	turbofan	1984	Fokker 70, Fokker 100	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-3	turbofan	1982	Challenger, CRJ100/200	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-8E	turbofan		E170/175	0.68	19.3	5290	51900
Honeywell TFE731-60	GTF		Falcon 900	0.679^[62]	19.2	5300	52000
CFM CFM56-2C1	turbofan		DC-8 Super 70	0.671^[59]	19.0	5370	52600
GE CF34-8C	turbofan		CRJ700/900/1000	0.67-0.68	19–19	5300–5400	52000–53000
CFM CFM56-3C1	turbofan		737 Classic	0.667	18.9	5400	52900
CFM CFM56-2A2	turbofan	1974	E-3, E-6	0.66^[58]	18.7	5450	53500
RR BR725	turbofan	2008	G650/ER	0.657	18.6	5480	53700
CFM CFM56-2B1	turbofan		C-135, RC-135	0.65^[58]	18.4	5540	54300
GE CF34-10A	turbofan		ARJ21	0.65	18.4	5540	54300
CFE CFE738-1-1B	turbofan	1990	Falcon 2000	0.645^[59]	18.3	5580	54700
RR BR710	turbofan	1995	G. V/G550, Global Express	0.64	18	5600	55000
GE CF34-10E	turbofan		E190/195	0.64	18	5600	55000
General Electric CF6-50C2	turbofan		A300B2/B4/C4/F4, DC-10-30	0.63^[59]	17.8	5710	56000
PowerJet SaM146	turbofan		Superjet LR	0.629	17.8	5720	56100
CFM CFM56-7B24	turbofan		737 NG	0.627^[59]	17.8	5740	56300
RR BR715	turbofan	1997	717	0.62	17.6	5810	56900
GE CF6-80C2-B1F	turbofan		747-400	0.605^[60]	17.1	5950	58400
CFM CFM56-5A1	turbofan		A320	0.596	16.9	6040	59200
Aviadvigatel PS-90A1	turbofan		Il-96-400	0.595	16.9	6050	59300
PW PW2040	turbofan		757-200	0.582^[59]	16.5	6190	60700
PW PW4098	turbofan		777-300	0.581^[59]	16.5	6200	60800
GE CF6-80C2-B2	turbofan		767	0.576^[59]	16.3	6250	61300
IAE V2525-D5	turbofan		MD-90	0.574^[63]	16.3	6270	61500
IAE V2533-A5	turbofan		A321-231	0.574^[63]	16.3	6270	61500
RR Trent 700	turbofan	1992	A330	0.562^[64]	15.9	6410	62800
RR Trent 800	turbofan	1993	777-200/200ER/300	0.560^[64]	15.9	6430	63000
Progress D-18T	turbofan	1980	An-124, An-225	0.546	15.5	6590	64700
CFM CFM56-5B4	turbofan		A320-214	0.545	15.4	6610	64800
CFM CFM56-5C2	turbofan		A340-211	0.545	15.4	6610	64800
RR Trent 500	turbofan	1999	A340-500/600	0.542^[64]	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	turbofan	2014	737 MAX	0.53-0.56	15–16	6400–6800	63000–67000
Aviadvigatel PD-14	turbofan	2014	MC-21-310	0.526	14.9	6840	67100
RR Trent 900	turbofan	2003	A380	0.522^[64]	14.8	6900	67600
GE GE90-85B	turbofan		777-200/200ER	0.52^[59]^[65]	14.7	6920	67900
GE GEnx-1B76	turbofan	2006	787-10	0.512^[61]	14.5	7030	69000
PW PW1400G	GTF		MC-21	0.51^[66]	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1C	turbofan	2013	C919	0.51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1A	turbofan	2013	A320neo family	0.51^[66]	14.4	7100	69000
RR Trent 7000	turbofan	2015	A330neo	0.506^[b]	14.3	7110	69800
RR Trent 1000	turbofan	2006	787	0.506^[c]	14.3	7110	69800
RR Trent XWB-97	turbofan	2014	A350-1000	0.478^[d]	13.5	7530	73900
PW 1127G	GTF	2012	A320neo	0.463^[61]	13.1	7780	76300

Тяговооруженность [ править ]

Отношение тяги к массе реактивных двигателей аналогичной конфигурации варьируется в зависимости от масштаба, но в основном зависит от технологии конструкции двигателя. Для данного двигателя, чем легче двигатель, тем лучше отношение тяги к весу, тем меньше топлива используется для компенсации сопротивления из-за подъемной силы, необходимой для переноса веса двигателя или для ускорения массы двигателя.

Как видно из следующей таблицы, ракетные двигатели обычно обеспечивают гораздо более высокую удельную тягу, чем канальные двигатели, такие как турбореактивные и турбовентиляторные двигатели. В первую очередь это связано с тем, что в ракетах почти повсеместно используется плотная жидкая или твердая реакционная масса, что дает гораздо меньший объем, и, следовательно, система наддува, питающая сопло, намного меньше и легче при той же производительности. Канальным двигателям приходится иметь дело с воздухом, плотность которого на два-три порядка меньше, и это создает давление на гораздо большие площади, что, в свою очередь, приводит к необходимости большего количества инженерных материалов для скрепления двигателя и воздушного компрессора.

Реактивный или ракетный двигатель	Масса		Толкать		Тяга к- весовое соотношение
Реактивный или ракетный двигатель	(кг)	(фунт)	(кН)	(фунт-сила)	Тяга к- весовое соотношение
РД-0410 Ядерный ракетный двигатель ^[67]^[68]	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58 Реактивный двигатель ( SR-71 Blackbird ) ^[69]^[70]	2,722	6,001	150	34,000	5.2
Роллс-Ройс/Снекма Олимп 593 турбореактивный с промежуточным перегревом ( Конкорд ) ^[71]	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
Пратт и Уитни F119 ^[72]	1,800	3,900	91	20,500	7.95
Ракетный двигатель РД-0750 , трехкомпонентный режим ^[73]	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
РД-0146 Ракетный двигатель ^[74]	260	570	98	22,000	38.4
Rocketdyne RS-25 Ракетный двигатель ^[75]	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
РД-180 Ракетный двигатель ^[76]	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
РД-170 Ракетный двигатель	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 ( Сатурна V ) первая ступень ^[77]	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
НК-33 Ракетный двигатель ^[78]	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Ракетный двигатель Merlin 1D , полнотяговый вариант	467	1,030	825	185,000	180.1

Сравнение типов [ править ]

Пропеллерные двигатели справляются с большими потоками воздушных масс и придают им меньшее ускорение, чем реактивные двигатели. Поскольку прирост скорости воздуха невелик, на больших скоростях полета тяга винтовых самолетов невелика. Однако на низких скоростях эти двигатели обладают относительно высокой тяговой эффективностью .

С другой стороны, турбореактивные двигатели ускоряют гораздо меньший массовый поток всасываемого воздуха и сгоревшего топлива, но затем отбрасывают его на очень высокой скорости. Когда сопло Лаваля для ускорения горячего выхлопа двигателя используется , скорость на выходе может быть локально сверхзвуковой . Турбореактивные двигатели особенно подходят для самолетов, движущихся на очень высоких скоростях.

Турбореактивные двигатели имеют смешанный выхлоп, состоящий из байпасного воздуха и горячего газа-продукта сгорания основного двигателя. Количество воздуха, обходящего основной двигатель, по сравнению с количеством, поступающим в двигатель, определяет так называемую степень двухконтурности турбовентиляторного двигателя (BPR).

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. . ^[79]

Чистая тяга ( F _N ), создаваемая турбовентиляторным двигателем, также может быть представлена как: ^[80]

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

где:

мне	= массовая скорость потока выхлопных газов горячего сгорания из основного двигателя
ṁ _о	= массовый расход общего расхода воздуха, поступающего в ТРДД = ṁ _c + ṁ _f
ṁ _c	= массовый расход всасываемого воздуха, поступающего в основной двигатель
ṁ _ж	= массовая скорость всасываемого воздуха, обходящего основной двигатель
в _ж	= скорость воздушного потока, обтекаемого основным двигателем
v_эй	= скорость горячих выхлопных газов основного двигателя
v _o	= скорость общего воздухозаборника = истинная воздушная скорость самолета
БПР	= Коэффициент байпаса

Ракетные двигатели имеют чрезвычайно высокую скорость выхлопа и поэтому лучше всего подходят для высоких скоростей ( гиперзвуковых ) и больших высот. При любом дросселе тяга и эффективность ракетного двигателя немного улучшаются с увеличением высоты (поскольку противодавление падает, что приводит к увеличению полезной тяги в плоскости выхода из сопла), тогда как у турбореактивного двигателя (или турбовентиляторного двигателя) плотность воздуха падает. попадание во впускное отверстие (и горячие газы, выходящие из сопла) приводит к уменьшению полезной тяги с увеличением высоты. Ракетные двигатели более эффективны, чем даже ГПВРД, скорость которых превышает примерно 15 Маха. ^[81]

Высота и скорость [ править ]

За исключением прямоточных воздушно-реактивных двигателей, реактивные двигатели, лишенные впускных систем, могут принимать воздух только со скоростью примерно вдвое меньшей скорости звука. Задача впускной системы трансзвуковых и сверхзвуковых самолетов заключается в замедлении воздуха и частичном сжатии.

Ограничение максимальной высоты для двигателей определяется воспламеняемостью: на очень больших высотах воздух становится слишком разреженным, чтобы гореть, или после сжатия становится слишком горячим. Для турбореактивных двигателей возможны высоты около 40 км, а для прямоточных двигателей — 55 км. ГПВРД теоретически могут проехать 75 км. ^[82] Ракетные двигатели, конечно, не имеют верхнего предела.

На более скромных высотах при более быстром полете воздух сжимается в передней части двигателя , и это сильно нагревает воздух. Обычно считается, что верхний предел составляет около 5–8 Маха, поскольку, как указано выше, около 5,5 Маха, атмосферный азот имеет тенденцию вступать в реакцию из-за высоких температур на входе, и это потребляет значительную энергию. Исключением являются ГПВРД, которые могут развивать скорость около 15 Маха и более. ^{[ нужна ссылка ]} поскольку они избегают замедления воздуха, а ракеты снова не имеют определенного ограничения скорости.

Шум [ править ]

Шум, издаваемый реактивным двигателем, имеет множество источников. В случае газотурбинных двигателей к ним относятся вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбина и реактивный(ие) двигатель(и). ^[83]

Движущая струя создает шум, вызванный сильным перемешиванием высокоскоростной струи с окружающим воздухом. В дозвуковом случае шум создается вихрями, а в сверхзвуковом — волнами Маха . ^[84] Звуковая мощность, излучаемая струей, меняется в зависимости от скорости струи, возведенной в восьмую степень, для скоростей до 600 м/с (2000 футов/с) и изменяется в зависимости от куба скорости выше 600 м/с (2000 футов/с). ^[85] Таким образом, низкоскоростные выхлопные струи, выбрасываемые такими двигателями, как турбовентиляторные двигатели с большим двухконтурным режимом, являются самыми тихими, тогда как самые быстрые струи, такие как ракеты, турбореактивные и прямоточные воздушно-реактивные двигатели, являются самыми громкими. Для коммерческих реактивных самолетов шум струи снизился от турбореактивного двигателя через двухконтурные двигатели к турбовентиляторным двигателям в результате постепенного снижения скорости реактивной струи. Например, двухконтурный двигатель JT8D имеет скорость струи 400 м/с (1450 футов/с), тогда как турбовентиляторный двигатель JT9D имеет скорость струи 300 м/с (885 футов/с) (в холодном состоянии) и 400 м/с (1190 футов/с) (горячо). ^[86]

Появление турбовентиляторного двигателя заменило очень характерный шум реактивной струи другим звуком, известным как шум «циркулярной пилы». Причиной являются ударные волны, возникающие на кончике сверхзвуковой лопатки вентилятора при взлетной тяге. ^[87]

Охлаждение [ править ]

Адекватная передача тепла от рабочих частей реактивного двигателя имеет решающее значение для поддержания прочности материалов двигателя и обеспечения длительного срока службы двигателя.

После 2016 года продолжаются исследования по разработке методов транспирационного охлаждения компонентов реактивных двигателей. ^[88]

Операция [ править ]

Airbus A340-300 Электронный централизованный монитор самолета (ECAM) Дисплей

В реактивном двигателе каждая основная вращающаяся секция обычно имеет отдельный датчик, предназначенный для контроля скорости вращения. В зависимости от марки и модели реактивный двигатель может иметь датчик N ₁ , который контролирует работу секции компрессора низкого давления и/или скорость вращения вентилятора в турбовентиляторных двигателях. Секция газогенератора может контролироваться по манометру N ₂ , а трехзолотниковые двигатели _{N 3} также могут иметь манометр . Каждая секция двигателя вращается со скоростью многие тысячи об/мин. Поэтому их датчики калибруются в процентах от номинальной скорости, а не фактического числа оборотов в минуту, для удобства отображения и интерпретации. ^[89]

См. также [ править ]

Примечания [ править ]

^ Примечание. В механике Ньютона кинетическая энергия зависит от системы отсчета. Кинетическую энергию легче всего вычислить, когда скорость измеряется в системе центра масс транспортного средства и (менее очевидно) ее реакции масса /воздух (т. е. в неподвижной системе координат перед началом взлета).
^ На 10 % лучше, чем Трент 700.
^ На 10 % лучше, чем Трент 700.
^ Преимущество в расходе топлива на 15 процентов по сравнению с оригинальным двигателем Trent.

Ссылки [ править ]

^ «Информационные записки по производству полетов. Дополнительные методы: устранение неисправностей двигателя» (PDF) . Аэробус. Архивировано из оригинала (PDF) 22 октября 2016 г.
^ Хендриксон, Кеннет Э. (2014). Энциклопедия промышленной революции в мировой истории . Роуман и Литтлфилд. п. 488. ИСБН 9780810888883 .
^ эффективность пропеллера. Архивировано 25 мая 2008 г., в Wayback Machine.
^ Баккен, Ларс Э.; Джордал, Кристин; Сиверуд, Элизабет; Вир, Тимот (14 июня 2004 г.). «Столетие первой газовой турбины, дающей полезную мощность: дань уважения Эгидиусу Эллингу». Том 2: Турбо Экспо 2004 . стр. 83–88. дои : 10.1115/GT2004-53211 . ISBN 978-0-7918-4167-9 .
^ «Воздушное реактивное топливо» . Espacenet – патентный поиск .
^ «Кто на самом деле изобрел реактивный двигатель?» . Журнал BBC Science Focus . Проверено 18 октября 2019 г.
^ «В погоне за солнцем — Фрэнк Уиттл» . ПБС . Проверено 26 марта 2010 г.
^ «История – Фрэнк Уиттл (1907–1996)» . Би-би-си . Проверено 26 марта 2010 г.
^ «Усовершенствования, касающиеся силовой установки самолетов и других транспортных средств» . Espacenet – патентный поиск .
^ Хункера, Наталья (29 мая 2014 г.). «Забытый испанский гений реактивного двигателя» . ЭЛЬ-ПАИС английский . Проверено 2 сентября 2021 г.
^ «В Музее авиации хранится копия реактивного двигателя, спроектированного Вирджилио Леретом» . Аэротренды . 9 июня 2014 года . Проверено 2 сентября 2021 г.
^ История реактивного двигателя - Сэр Фрэнк Уиттл - Ганс фон Охайн Охайн сказал, что он не читал патент Уиттла, и Уиттл ему поверил. ( Фрэнк Уиттл 1907–1996 ).
^ Варзиц, Лутц: Первый пилот реактивного самолета - История немецкого летчика-испытателя Эриха Варсица (стр. 125), Pen and Sword Books Ltd., Англия, 2009 г. Архивировано 2 декабря 2013 г. в Wayback Machine.
^ Экспериментальные и прототипы реактивных истребителей ВВС США, Дженкинс и Лэндис, 2008 г.
^ Фодераро, Лиза В. (10 августа 1996 г.). «Фрэнк Уиттл, 89 лет, умер; его прогресс в использовании реактивного двигателя» . Нью-Йорк Таймс .
^ Хитон, Колин Д.; Льюис, Анн-Мариен; Тиллман, Барретт (15 мая 2012 г.). Me 262 Stormbird: от пилотов, которые летали, сражались и выжили . Вояджер Пресс. ISBN 978-1-61058434-0 .
^ Листеманн, Фил Х. (6 сентября 2016 г.). Gloster Meteor FI и F.III . Филедиция. п. 5. ISBN 978-2-918590-95-8 .
^ «День, когда первый немецкий истребитель вошел в историю» .
^ «гл. 10-3» . Hq.nasa.gov . Проверено 26 марта 2010 г.
^ Маттингли, Джек Д. (2006). Элементы двигательной установки: газовые турбины и ракеты . Образовательная серия AIAA. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. п. 6. ISBN 978-1-56347-779-9 .
^ Мэттингли, стр. 9–11.
^ Рэгг, Дэвид В. (1973). Словарь авиации (первое изд.). Скопа. п. 4. ISBN 9780850451634 .
^ Маттингли, с. 14
^ Флэк, Рональд Д. (2005). Основы реактивного движения с приложениями . Кембриджская аэрокосмическая серия. Нью-Йорк: Издательство Кембриджского университета. п. 16. ISBN 978-0-521-81983-1 .
^ Определение реактивного двигателя , онлайн-словарь Коллинза: «двигатель, такой как реактивный или ракетный двигатель, который выбрасывает газ с высокой скоростью и развивает тягу в результате последующей реакции» (Великобритания) или «двигатель в виде реактивного или ракетного двигателя». двигатель, создающий тягу за счет реакции на выбрасываемый поток горячих выхлопных газов , ионов и т. д.». (США) (получено 28 июня 2018 г.)
^ Реактивное движение , определение онлайн-словаря Коллинза. (получено 1 июля 2018 г.)
^ AC Кермод; Механика полета , 8-е издание, Питман, 1972, стр. 128–31.
^ «Уравнение тяги ракеты» . Grc.nasa.gov. 11 июля 2008 г. Проверено 26 марта 2010 г.
^ Реактивное движение для аэрокосмических применений, второе издание 1964 г., Гессен и Мамфорд, Pitman Publishing Corporation, LCCN 64-18757 , стр. 48
^ "Реактивное движение" Николас Кампсти 1997, Cambridge University Press, ISBN 0-521-59674-2 , с. 197
^ «Конвенции AEHS 1» . www.enginehistory.org .
^ Гэмбл, Эрик; Террелл, Дуэйн; ДеФранческо, Ричард (2004). «Выбор сопла и критерии проектирования». 40-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательным установкам . Американский институт аэронавтики и астронавтики. дои : 10.2514/6.2004-3923 . ISBN 978-1-62410-037-6 .
^ « Дизайн для воздушного боя», издательство Ray Whitford Jane's Publishing Company Ltd., 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , с. 203
^ "Реактивное движение" Николас Кампсти 1997, Cambridge University Press, ISBN 0-521-59674-2 , с. 141
^ Ухудшение характеристик газовой турбины, Мехер-Хомджи, Чакер и Мотивала, Материалы 30-го симпозиума по турбомашиностроению, ASME, стр. 139–175.
^ "Реактивное движение" Николас Кампсти, издательство Кембриджского университета, 2001, ISBN 0-521-59674-2 , на рисунке 9.1 показаны потери в зависимости от заболеваемости.
^ "Реактивное движение" Николас Кампсти, издательство Кембриджского университета, 2001, ISBN 0-521-59674-2 , с. 35
^ Второе издание Gas Turbine Performance, Уолш и Флетчер, Blackwell Science Ltd., ISBN 0-632-06434-X , с. 64
^ "Реактивное движение" Николас Кампсти, издательство Кембриджского университета, 2001, ISBN 0-521-59674-2 , с. 26
^ «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 9 мая 2016 г. Проверено 16 мая 2016 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка ) Рис. 22 Восстановление давления на входе
^ Заключительный отчет об исследовании самолета B-70, том IV, SD 72-SH-0003, апрель 1972 г., LJTaube, Space Division North American Rockwell, стр. iv–11.
^ «Дизайн для воздушного боя» Рэй Уитфорд, Jane's Publishing Company Limited, 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , с. 203 «Соотношение площади для оптимального расширения»
^ Второе издание Gas Turbine Performance, Уолш и Флетчер, Blackwell Science Ltd., ISBN 0-632-06535-4 , с. 305
^ Разработка авиационных двигателей будущего, Беннетт, Proc Instn Mech Engrs Vol 197A, IMechE, июль 1983 г., рис.5 Общий спектр потерь двигателя
^ Теория газовых турбин, второе издание, Коэн, Роджерс и Сараванамутту, Longman Group Limited, 1972, ISBN 0-582-44927-8 , с.
^ Разработка авиационных двигателей будущего, Беннетт, Proc Instn Mech Engrs Vol 197A, IMechE, июль 1983 г., стр. 150
^ «Реактивное движение для аэрокосмических применений, второе издание», Гессен и Мамфорд, Piman Publishing Corporation, 1964, LCCN 64-18757 , стр. 39
^ "Реактивное движение" Николас Кампсти ISBN 0-521-59674-2 стр. 24
^ Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2001). Элементы ракетной двигательной установки (7-е изд.). Джон Уайли и сыновья. стр. 37–38. ISBN 978-0-471-32642-7 .
^ С. Уолстон, А. Сетел, Р. Маккей, К. О'Хара, Д. Дул и Р. Дрешфилд (2004). Совместная разработка монокристаллического суперсплава четвертого поколения. Архивировано 15 октября 2006 г. в Wayback Machine . НАСА ТМ – 2004-213062. Декабрь 2004 г. Дата обращения: 16 июня 2010 г.
^ Клэр Соарес, «Газовые турбины: Справочник по применению в воздухе, на суше и на море», стр. 140.
^ «НК33» . Энциклопедия космонавтики.
^ «ССМЕ» . Энциклопедия космонавтики.
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к ^л ^м ^н ^тот ^п ^д ^р ^с ^т ^в ^v ^В ^х ^и ^С ^аа ^аб ^и ^{объявление} ^но ^из ^в Натан Мейер (21 марта 2005 г.). «Технические характеристики военных турбореактивных/турбореактивных двигателей» . Архивировано из оригинала 11 февраля 2021 года.
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б «Фланкер» . Международный журнал AIR . 23 марта 2017 г.
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б «Турбовентиляторный двигатель EJ200» (PDF) . МТУ Аэро Двигатели. Апрель 2016.
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к Коттас, Ангелос Т.; Бозудис, Михаил Н.; Мадас, Майкл А. «Оценка эффективности турбовентиляторного авиационного двигателя: комплексный подход с использованием двухступенчатой сети VSBM DEA» (PDF) . дои : 10.1016/j.omega.2019.102167 .
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» (PDF) . п. 126. ИСБН 9782952938013 .
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к Натан Мейер (3 апреля 2005 г.). «Характеристики гражданских турбореактивных/турбовентиляторных двигателей» . Архивировано из оригинала 17 августа 2021 года.
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б Илан Кроо. «Сведения о больших турбовентиляторных двигателях» . Проектирование самолетов: синтез и анализ . Стэнфордский университет. Архивировано из оригинала 11 января 2017 года.
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с Дэвид Калвар (2015). «Интеграция турбовентиляторных двигателей в предварительный проект высокопроизводительного ближне- и среднемагистрального пассажирского самолета и анализ топливной эффективности с помощью доработанного программного обеспечения для параметрического проектирования самолетов» (PDF) .
^ «Веб-страница Школы аэронавтики и астронавтики Пердью — TFE731» .
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б Ллойд Р. Дженкинсон и др. (30 июля 1999 г.). «Проектирование гражданских реактивных самолетов: файл данных двигателя» . Эльзевир/Баттерворт-Хайнеманн.
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д «Газотурбинные двигатели» (PDF) . Авиационная неделя . 28 января 2008 г. стр. 137–138.
^ Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» . ISBN 9782952938013 .
↑ Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б Владимир Карнозов (19 августа 2019 г.). "Авиадвигатель" рассматривает возможность замены ПС-90А ПД-14 большей тяги" . АЙН онлайн .
^ Уэйд, Марк. «РД-0410» . Энциклопедия астронавтики . Проверено 25 сентября 2009 г.
^ РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные космические аппараты [РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные ракеты-носители. КБХА — Конструкторское бюро химической автоматики . Архивировано из оригинала 30 ноября 2010 года.
^ «Самолет: Lockheed SR-71A Blackbird» . Архивировано из оригинала 29 июля 2012 г. Проверено 16 апреля 2010 г.
^ «Информационные бюллетени: Турбореактивный двигатель Pratt & Whitney J58» . Национальный музей ВВС США. Архивировано из оригинала 4 апреля 2015 г. Проверено 15 апреля 2010 г.
^ «Rolls-Royce SNECMA Olympus — Транспортные новости Джейн» . Архивировано из оригинала 6 августа 2010 г. Проверено 25 сентября 2009 г. С форсажной камерой, реверсом и соплом... 3175 кг... Форсажная камера... 169,2 кН
^ Приобретение военных реактивных двигателей , RAND, 2002.
^ "Конструкторское бюро химавтоматики" - Научно-исследовательский комплекс / РД0750. [«Конструкторское бюро Химавтоматики» - Научно-исследовательский комплекс / РД0750.]. КБХА — Конструкторское бюро химической автоматики . Архивировано из оригинала 26 июля 2011 года.
^ Уэйд, Марк. «РД-0146» . Энциклопедия астронавтики . Проверено 25 сентября 2009 г.
^ ССМЭ
^ «РД-180» . Проверено 25 сентября 2009 г.
^ Энциклопедия астронавтики: F-1
^ Запись Astronautix NK-33.
^ Федеральное управление гражданской авиации (ФАУ) (2004 г.). FAA-H-8083-3B Справочник по полетам на самолете (PDF) . Федеральное управление гражданской авиации. Архивировано из оригинала (PDF) 21 сентября 2012 г.
^ «Турбовентиляторная тяга» . Архивировано из оригинала 4 декабря 2010 г. Проверено 24 июля 2012 г.
^ «Microsoft PowerPoint – KTHhigspeed08.ppt» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 29 сентября 2009 г. Проверено 26 марта 2010 г.
^ «ГПВРД» . Орбитальный вектор.com. 30 июля 2002 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Проверено 26 марта 2010 г.
^ «Мягко-мягко к тихому самолету» Майкл Дж. Т. Смит, New Scientist, 19 февраля 1970 г., с. 350
^ «Заглушить источники реактивного шума» Доктор Дэвид Крайтон, New Scientist, 27 июля 1972 г., стр. 185
^ "Шум" IC Cheeseman Flight International, 16 апреля 1970 г., стр. 639
^ «Авиационный газотурбинный двигатель и его работа» United Technologies Pratt & Whitney, номер детали P&W 182408, декабрь 1982 г. Статическое внутреннее давление и температура на уровне моря, стр. 219–220.
^ «Уменьшение шума тихого двигателя - Демонстрационная программа RB211» Документ MJT Smith SAE 760897 «Подавление шума на впуске», стр. 5
^ Системы транспирационного охлаждения для турбин реактивных двигателей и гиперзвуковых полетов , по состоянию на 30 января 2019 г.
^ «15 – Эксплуатация реактивного двигателя». Справочник по полетам на самолете (PDF) . ФАУ. 25 июля 2017 г. с. 3. ISBN 9781510712843 . OCLC 992171581 . Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Федерального авиационного управления .

Библиография [ править ]

Брукс, Дэвид С. (1997). Викинги при Ватерлоо: работы компании Rover над реактивным двигателем Whittle во время войны . Фонд наследия Роллс-Ройса. ISBN 978-1-872922-08-9 .
Голли, Джон (1997). Генезис реактивного самолета: Фрэнк Уиттл и изобретение реактивного двигателя . Кровуд Пресс. ISBN 978-1-85310-860-0 .
Хилл, Филип; Петерсон, Карл (1992), Механика и термодинамика движения (2-е изд.), Нью-Йорк: Аддисон-Уэсли, ISBN 978-0-201-14659-2
Керреброк, Джек Л. (1992). Авиационные двигатели и газовые турбины (2-е изд.). Кембридж, Массачусетс: MIT Press. ISBN 978-0-262-11162-1 .

Внешние ссылки [ править ]

СМИ, связанные с реактивными двигателями, на Викискладе?
Словарное определение реактивного двигателя в Викисловаре
СМИ о реактивных двигателях от Rolls-Royce
Статья How Stuff Works о том, как работает газотурбинный двигатель.
Влияние реактивного двигателя на аэрокосмическую промышленность
Обзор истории военных реактивных двигателей , Приложение B, стр. 97–120, в журнале Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp., 24 стр., PDF)
Базовое руководство по реактивному двигателю (видео QuickTime)
Статья о том, как работает реактивный двигатель
Авиационный газотурбинный двигатель и его работа: техника монтажа . Ист-Хартфорд, Коннектикут: Объединенная авиастроительная корпорация. Февраль 1958 года . Проверено 29 сентября 2021 г.

[47] Примечание. В механике Ньютона кинетическая энергия зависит от системы отсчета. Кинетическую энергию легче всего вычислить, когда скорость измеряется в системе центра масс транспортного средства и (менее очевидно) ее реакции масса /воздух (т. е. в неподвижной системе координат перед началом взлета).

[68] На 10 % лучше, чем Трент 700.

[69] На 10 % лучше, чем Трент 700.

[70] Преимущество в расходе топлива на 15 процентов по сравнению с оригинальным двигателем Trent.

[1] «Информационные записки по производству полетов. Дополнительные методы: устранение неисправностей двигателя» (PDF) . Аэробус. Архивировано из оригинала (PDF) 22 октября 2016 г.

[Hendrickson-2] Хендриксон, Кеннет Э. (2014). Энциклопедия промышленной революции в мировой истории . Роуман и Литтлфилд. п. 488. ИСБН 9780810888883 .

[3] эффективность пропеллера. Архивировано 25 мая 2008 г., в Wayback Machine.

[4] Баккен, Ларс Э.; Джордал, Кристин; Сиверуд, Элизабет; Вир, Тимот (14 июня 2004 г.). «Столетие первой газовой турбины, дающей полезную мощность: дань уважения Эгидиусу Эллингу». Том 2: Турбо Экспо 2004 . стр. 83–88. дои : 10.1115/GT2004-53211 . ISBN 978-0-7918-4167-9 .

[5] «Воздушное реактивное топливо» . Espacenet – патентный поиск .

[6] «Кто на самом деле изобрел реактивный двигатель?» . Журнал BBC Science Focus . Проверено 18 октября 2019 г.

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

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

[9] «Усовершенствования, касающиеся силовой установки самолетов и других транспортных средств» . Espacenet – патентный поиск .

[10] Хункера, Наталья (29 мая 2014 г.). «Забытый испанский гений реактивного двигателя» . ЭЛЬ-ПАИС английский . Проверено 2 сентября 2021 г.

[11] «В Музее авиации хранится копия реактивного двигателя, спроектированного Вирджилио Леретом» . Аэротренды . 9 июня 2014 года . Проверено 2 сентября 2021 г.

[12] История реактивного двигателя - Сэр Фрэнк Уиттл - Ганс фон Охайн Охайн сказал, что он не читал патент Уиттла, и Уиттл ему поверил. ( Фрэнк Уиттл 1907–1996 ).

[13] Варзиц, Лутц: Первый пилот реактивного самолета - История немецкого летчика-испытателя Эриха Варсица (стр. 125), Pen and Sword Books Ltd., Англия, 2009 г. Архивировано 2 декабря 2013 г. в Wayback Machine.

[14] Экспериментальные и прототипы реактивных истребителей ВВС США, Дженкинс и Лэндис, 2008 г.

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

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

[17] Листеманн, Фил Х. (6 сентября 2016 г.). Gloster Meteor FI и F.III . Филедиция. п. 5. ISBN 978-2-918590-95-8 .

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

[hist8-19] «гл. 10-3» . Hq.nasa.gov . Проверено 26 марта 2010 г.

[20] Маттингли, Джек Д. (2006). Элементы двигательной установки: газовые турбины и ракеты . Образовательная серия AIAA. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. п. 6. ISBN 978-1-56347-779-9 .

[21] Мэттингли, стр. 9–11.

[22] Рэгг, Дэвид В. (1973). Словарь авиации (первое изд.). Скопа. п. 4. ISBN 9780850451634 .

[m14-23] Маттингли, с. 14

[24] Флэк, Рональд Д. (2005). Основы реактивного движения с приложениями . Кембриджская аэрокосмическая серия. Нью-Йорк: Издательство Кембриджского университета. п. 16. ISBN 978-0-521-81983-1 .

[25] Определение реактивного двигателя , онлайн-словарь Коллинза: «двигатель, такой как реактивный или ракетный двигатель, который выбрасывает газ с высокой скоростью и развивает тягу в результате последующей реакции» (Великобритания) или «двигатель в виде реактивного или ракетного двигателя». двигатель, создающий тягу за счет реакции на выбрасываемый поток горячих выхлопных газов , ионов и т. д.». (США) (получено 28 июня 2018 г.)

[26] Реактивное движение , определение онлайн-словаря Коллинза. (получено 1 июля 2018 г.)

[27] AC Кермод; Механика полета , 8-е издание, Питман, 1972, стр. 128–31.

[28] «Уравнение тяги ракеты» . Grc.nasa.gov. 11 июля 2008 г. Проверено 26 марта 2010 г.

[29] Реактивное движение для аэрокосмических применений, второе издание 1964 г., Гессен и Мамфорд, Pitman Publishing Corporation, LCCN 64-18757 , стр. 48

[30] "Реактивное движение" Николас Кампсти 1997, Cambridge University Press, ISBN 0-521-59674-2 , с. 197

[31] «Конвенции AEHS 1» . www.enginehistory.org .

[32] Гэмбл, Эрик; Террелл, Дуэйн; ДеФранческо, Ричард (2004). «Выбор сопла и критерии проектирования». 40-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательным установкам . Американский институт аэронавтики и астронавтики. дои : 10.2514/6.2004-3923 . ISBN 978-1-62410-037-6 .

[33] ^ « Дизайн для воздушного боя», издательство Ray Whitford Jane's Publishing Company Ltd., 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , с. 203

[34] "Реактивное движение" Николас Кампсти 1997, Cambridge University Press, ISBN 0-521-59674-2 , с. 141

[35] Ухудшение характеристик газовой турбины, Мехер-Хомджи, Чакер и Мотивала, Материалы 30-го симпозиума по турбомашиностроению, ASME, стр. 139–175.

[36] "Реактивное движение" Николас Кампсти, издательство Кембриджского университета, 2001, ISBN 0-521-59674-2 , на рисунке 9.1 показаны потери в зависимости от заболеваемости.

[37] "Реактивное движение" Николас Кампсти, издательство Кембриджского университета, 2001, ISBN 0-521-59674-2 , с. 35

[38] Второе издание Gas Turbine Performance, Уолш и Флетчер, Blackwell Science Ltd., ISBN 0-632-06434-X , с. 64

[39] "Реактивное движение" Николас Кампсти, издательство Кембриджского университета, 2001, ISBN 0-521-59674-2 , с. 26

[40] «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 9 мая 2016 г. Проверено 16 мая 2016 г. {{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка ) Рис. 22 Восстановление давления на входе

[41] Заключительный отчет об исследовании самолета B-70, том IV, SD 72-SH-0003, апрель 1972 г., LJTaube, Space Division North American Rockwell, стр. iv–11.

[42] «Дизайн для воздушного боя» Рэй Уитфорд, Jane's Publishing Company Limited, 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , с. 203 «Соотношение площади для оптимального расширения»

[43] Второе издание Gas Turbine Performance, Уолш и Флетчер, Blackwell Science Ltd., ISBN 0-632-06535-4 , с. 305

[44] Разработка авиационных двигателей будущего, Беннетт, Proc Instn Mech Engrs Vol 197A, IMechE, июль 1983 г., рис.5 Общий спектр потерь двигателя

[45] Теория газовых турбин, второе издание, Коэн, Роджерс и Сараванамутту, Longman Group Limited, 1972, ISBN 0-582-44927-8 , с.

[46] Разработка авиационных двигателей будущего, Беннетт, Proc Instn Mech Engrs Vol 197A, IMechE, июль 1983 г., стр. 150

[48] «Реактивное движение для аэрокосмических применений, второе издание», Гессен и Мамфорд, Piman Publishing Corporation, 1964, LCCN 64-18757 , стр. 39

[49] "Реактивное движение" Николас Кампсти ISBN 0-521-59674-2 стр. 24

[RPE-50] Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2001). Элементы ракетной двигательной установки (7-е изд.). Джон Уайли и сыновья. стр. 37–38. ISBN 978-0-471-32642-7 .

[51] С. Уолстон, А. Сетел, Р. Маккей, К. О'Хара, Д. Дул и Р. Дрешфилд (2004). Совместная разработка монокристаллического суперсплава четвертого поколения. Архивировано 15 октября 2006 г. в Wayback Machine . НАСА ТМ – 2004-213062. Декабрь 2004 г. Дата обращения: 16 июня 2010 г.

[52] Клэр Соарес, «Газовые турбины: Справочник по применению в воздухе, на суше и на море», стр. 140.

[53] «НК33» . Энциклопедия космонавтики.

[54] «ССМЕ» . Энциклопедия космонавтики.

[jetenginenet-55] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к ^л ^м ^н ^тот ^п ^д ^р ^с ^т ^в ^v ^В ^х ^и ^С ^аа ^аб ^и ^{объявление} ^но ^из ^в Натан Мейер (21 марта 2005 г.). «Технические характеристики военных турбореактивных/турбореактивных двигателей» . Архивировано из оригинала 11 февраля 2021 года.

[flanker-56] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б «Фланкер» . Международный журнал AIR . 23 марта 2017 г.

[mtu-57] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б «Турбовентиляторный двигатель EJ200» (PDF) . МТУ Аэро Двигатели. Апрель 2016.

[uomgr-58] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к Коттас, Ангелос Т.; Бозудис, Михаил Н.; Мадас, Майкл А. «Оценка эффективности турбовентиляторного авиационного двигателя: комплексный подход с использованием двухступенчатой сети VSBM DEA» (PDF) . дои : 10.1016/j.omega.2019.102167 .

[cfm562-59] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» (PDF) . п. 126. ИСБН 9782952938013 .

[civjetenginenet-60] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я ^дж ^к Натан Мейер (3 апреля 2005 г.). «Характеристики гражданских турбореактивных/турбовентиляторных двигателей» . Архивировано из оригинала 17 августа 2021 года.

[Large_Turbofan_Engines-61] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б Илан Кроо. «Сведения о больших турбовентиляторных двигателях» . Проектирование самолетов: синтез и анализ . Стэнфордский университет. Архивировано из оригинала 11 января 2017 года.

[tumde-62] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с Дэвид Калвар (2015). «Интеграция турбовентиляторных двигателей в предварительный проект высокопроизводительного ближне- и среднемагистрального пассажирского самолета и анализ топливной эффективности с помощью доработанного программного обеспечения для параметрического проектирования самолетов» (PDF) .

[tfe731-63] «Веб-страница Школы аэронавтики и астронавтики Пердью — TFE731» .

[jenkinson-64] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б Ллойд Р. Дженкинсон и др. (30 июля 1999 г.). «Проектирование гражданских реактивных самолетов: файл данных двигателя» . Эльзевир/Баттерворт-Хайнеманн.

[AvWeek28jan2008-65] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д «Газотурбинные двигатели» (PDF) . Авиационная неделя . 28 января 2008 г. стр. 137–138.

[elodieroux-66] Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» . ISBN 9782952938013 .

[AIN19aug2019-67] Перейти обратно: Перейти обратно: ^а ^б Владимир Карнозов (19 августа 2019 г.). "Авиадвигатель" рассматривает возможность замены ПС-90А ПД-14 большей тяги" . АЙН онлайн .

[astronautix1-71] Уэйд, Марк. «РД-0410» . Энциклопедия астронавтики . Проверено 25 сентября 2009 г.

[KBKhA-RD0410-72] РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные космические аппараты [РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные ракеты-носители. КБХА — Конструкторское бюро химической автоматики . Архивировано из оригинала 30 ноября 2010 года.

[73] «Самолет: Lockheed SR-71A Blackbird» . Архивировано из оригинала 29 июля 2012 г. Проверено 16 апреля 2010 г.

[74] «Информационные бюллетени: Турбореактивный двигатель Pratt & Whitney J58» . Национальный музей ВВС США. Архивировано из оригинала 4 апреля 2015 г. Проверено 15 апреля 2010 г.

[75] «Rolls-Royce SNECMA Olympus — Транспортные новости Джейн» . Архивировано из оригинала 6 августа 2010 г. Проверено 25 сентября 2009 г. С форсажной камерой, реверсом и соплом... 3175 кг... Форсажная камера... 169,2 кН

[76] Приобретение военных реактивных двигателей , RAND, 2002.

[KBKhA-RD0750-77] "Конструкторское бюро химавтоматики" - Научно-исследовательский комплекс / РД0750. [«Конструкторское бюро Химавтоматики» - Научно-исследовательский комплекс / РД0750.]. КБХА — Конструкторское бюро химической автоматики . Архивировано из оригинала 26 июля 2011 года.

[astronautix2-78] Уэйд, Марк. «РД-0146» . Энциклопедия астронавтики . Проверено 25 сентября 2009 г.

[79] ССМЭ

[80] «РД-180» . Проверено 25 сентября 2009 г.

[81] Энциклопедия астронавтики: F-1

[NK33-82] Запись Astronautix NK-33.

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

[84] «Турбовентиляторная тяга» . Архивировано из оригинала 4 декабря 2010 г. Проверено 24 июля 2012 г.

[85] «Microsoft PowerPoint – KTHhigspeed08.ppt» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 29 сентября 2009 г. Проверено 26 марта 2010 г.

[86] «ГПВРД» . Орбитальный вектор.com. 30 июля 2002 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Проверено 26 марта 2010 г.

[87] «Мягко-мягко к тихому самолету» Майкл Дж. Т. Смит, New Scientist, 19 февраля 1970 г., с. 350

[88] «Заглушить источники реактивного шума» Доктор Дэвид Крайтон, New Scientist, 27 июля 1972 г., стр. 185

[89] "Шум" IC Cheeseman Flight International, 16 апреля 1970 г., стр. 639

[90] «Авиационный газотурбинный двигатель и его работа» United Technologies Pratt & Whitney, номер детали P&W 182408, декабрь 1982 г. Статическое внутреннее давление и температура на уровне моря, стр. 219–220.

[91] «Уменьшение шума тихого двигателя - Демонстрационная программа RB211» Документ MJT Smith SAE 760897 «Подавление шума на впуске», стр. 5

[ireland2016-92] Системы транспирационного охлаждения для турбин реактивных двигателей и гиперзвуковых полетов , по состоянию на 30 января 2019 г.

[93] «15 – Эксплуатация реактивного двигателя». Справочник по полетам на самолете (PDF) . ФАУ. 25 июля 2017 г. с. 3. ISBN 9781510712843 . OCLC 992171581 . Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Федерального авиационного управления .

[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]

[а]

[47]

[48]

[49]

[50]

[51]

[52]

[53]

[54]

[55]

[56]

[57]

[58]

[59]

[60]

[61]

[62]

[63]

[64]

[65]

[66]

[b]

[c]

[d]

[67]

[68]

[69]

[70]

[71]

[72]

[73]

[74]

[75]

[76]

[77]

[78]

[79]

[80]

[81]

[82]

[83]

[84]

[85]

[86]

[87]

[88]

[89]

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 Била Западный номер
Хронология технологии тепловых двигателей
Термодинамический цикл

Базы данных авторитетного контроля
National	Germany Czech Republic
Other	NARA