Реактивный двигатель

Авиационный двигатель, создающий тягу за счет выброса струи газа

Реактивный двигатель во время взлета демонстрирует видимый горячий выхлоп ( Germanwings Airbus A319 )

Реактивный двигатель — это тип реактивного двигателя , выбрасывающий быстро движущуюся струю нагретого газа (обычно воздуха), которая создает тягу с помощью реактивного движения . Хотя это широкое определение может включать ракету , водомет и гибридный двигатель, термин «реактивный двигатель» обычно относится к воздушно-реактивному двигателю внутреннего сгорания, такому как турбореактивный двигатель , турбовентиляторный двигатель , прямоточный воздушно -реактивный двигатель , пульсирующий воздушно-реактивный двигатель или гиперзвуковой воздушно- реактивный двигатель . В общем, реактивные двигатели являются двигателями внутреннего сгорания .

Воздушно-реактивные двигатели обычно оснащены вращающимся воздушным компрессором , работающим от турбины , а оставшаяся мощность обеспечивает тягу через сопло — этот процесс известен как термодинамический цикл Брайтона . Реактивные самолеты используют такие двигатели для дальних перелетов. Ранние реактивные самолеты использовали турбореактивные двигатели, которые были относительно неэффективны для дозвукового полета. Большинство современных дозвуковых реактивных самолетов используют более сложные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности . Они обеспечивают более высокую скорость и большую топливную экономичность , чем поршневые и винтовые авиадвигатели на больших расстояниях. Несколько воздушно-реактивных двигателей, предназначенных для высокоскоростных применений (прямоточные воздушно-реактивные двигатели и гиперзвуковые воздушно-реактивные двигатели ), используют эффект скорострельности 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) ( турбореактивный двигатель General Electric GE90 ) в 1990-х годах, а их надежность снизилась с 40 отключений в полете на 100 000 часов наработки двигателя до менее 1 на 100 000 часов в конце 1990-х годов. Это, в сочетании со значительно сниженным расходом топлива, позволило осуществлять регулярные трансатлантические перелеты двухмоторными авиалайнерами к началу века, тогда как ранее для аналогичного путешествия потребовалось бы несколько остановок для дозаправки. ^[1]

История

Принцип реактивного двигателя не нов; однако технические достижения, необходимые для того, чтобы эта идея заработала, не были реализованы до 20 века. Элементарная демонстрация реактивной силы восходит к эолипилу , устройству, описанному Героном Александрийским в Египте I века . Это устройство направляло паровую энергию через два сопла, чтобы заставить сферу быстро вращаться вокруг своей оси. Это считалось диковинкой. Между тем, практическое применение турбины можно увидеть в водяном колесе и ветряной мельнице .

Историки далее проследили теоретическое происхождение принципов реактивных двигателей до традиционных китайских фейерверков и ракетных двигательных систем. 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]

Самые ранние попытки создания воздушно-реактивных двигателей представляли собой 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, предназначенные для самолетов- камикадзе Ohka к концу Второй мировой войны, не увенчались успехом.

Еще до начала Второй мировой войны инженеры начали понимать, что двигатели, приводящие в движение пропеллеры, приближаются к пределам из-за проблем, связанных с эффективностью пропеллера, ^[3] которая снижалась по мере приближения кончиков лопастей к скорости звука . Если бы летательные аппараты должны были увеличить производительность за пределы этого барьера, был бы необходим другой двигательный механизм. Это было мотивацией разработки газотурбинного двигателя, наиболее распространенной формы реактивного двигателя.

Ключом к практическому реактивному двигателю была газовая турбина , извлекающая мощность из самого двигателя для приведения в действие компрессора . Газовая турбина не была новой идеей: патент на стационарную турбину был выдан Джону Барберу в Англии в 1791 году. Первая газовая турбина, которая успешно работала автономно, была построена в 1903 году норвежским инженером Эгидиусом Эллингом . ^[4] Такие двигатели не были запущены в производство из-за проблем с безопасностью, надежностью, весом и, особенно, с длительной эксплуатацией.

Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году Максимом Гийомом . ^{[5] [6]} Его двигатель был осевым турбореактивным двигателем, но он так и не был построен, поскольку для этого потребовались бы значительные усовершенствования по сравнению с современным уровнем развития компрессоров. Алан Арнольд Гриффит опубликовал «Аэродинамическую теорию проектирования турбин» в 1926 году, что привело к экспериментальной работе в RAE .

Двигатель Whittle W.2 /700 использовался на самолете Gloster E.28/39 , первом британском самолете с турбореактивным двигателем, и на самолете Gloster Meteor.

В 1928 году курсант колледжа Королевских ВВС в Кранвелле Фрэнк Уиттл официально представил свои идеи турбореактивного двигателя своему начальству. ^[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 был описан двухступенчатый осевой компрессор, питающий односторонний центробежный компрессор . Практические осевые компрессоры стали возможны благодаря идеям А. А. Гриффита в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория проектирования турбин»). Позже Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре. Уиттл не смог заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

Heinkel He 178 — первый в мире самолет, летавший исключительно на турбореактивных двигателях.

В Испании пилот и инженер Вирхилио Лерет Руис получил патент на конструкцию реактивного двигателя в марте 1935 года. Президент -республиканец Мануэль Асанья организовал первоначальное строительство на авиазаводе Hispano-Suiza в Мадриде в 1936 году, но Лерет был казнен несколько месяцев спустя франкистскими марокканскими войсками 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 Ганс фон Охайн начал работу над конструкцией, похожей на конструкцию Уиттла, в Германии, при этом и компрессор, и турбина были радиальными, на противоположных сторонах одного и того же диска, изначально не зная 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 конструкции. Хейнкель недавно приобрел компанию Hirth engine, и Охайн и его главный механик Макс Хан были созданы там как новое подразделение компании Hirth. К сентябрю 1937 года у них был первый работающий центробежный двигатель HeS 1. В отличие от конструкции Уиттла, Охайн использовал в качестве топлива водород , подаваемый под внешним давлением. Их последующие разработки достигли кульминации в бензиновом HeS 3 тягой 5 кН (1100 фунтов силы), который был установлен на простой и компактный планер He 178 Хейнкеля и запущен Эрихом Варзицем ранним утром 27 августа 1939 года с аэродрома Росток -Мариенехе , впечатляюще короткое время для разработки. He 178 был первым в мире реактивным самолетом. ^[13] Хейнкель подал заявку на патент США, охватывающий силовую установку самолета, Ганса Иоахима Пабста фон Охайна 31 мая 1939 года; номер патента US2256198, с М. Ханом, указанным как изобретатель. 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]}

Разрез двигателя Junkers Jumo 004.

Австриец Ансельм Франц из подразделения двигателей Junkers ( Junkers Motoren или «Jumo») представил осевой компрессор в своем реактивном двигателе. Jumo был присвоен следующий номер двигателя в последовательности нумерации RLM 109-0xx для газотурбинных авиационных силовых установок, «004», и результатом стал двигатель Jumo 004. После решения многих менее значительных технических проблем, в 1944 году началось массовое производство этого двигателя в качестве силовой установки для первого в мире реактивного истребителя , Messerschmitt Me 262 (и позже первого в мире реактивного бомбардировщика , Arado Ar 234 ). Различные причины 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 был использован на вооружении.

Gloster Meteor F.3s. Gloster Meteor был первым британским реактивным истребителем и единственным реактивным самолетом союзников, участвовавшим в боевых действиях во время Второй мировой войны.

Тем временем в Великобритании Gloster E28/39 совершил свой первый полет 15 мая 1941 года, а Gloster Meteor, наконец, поступил на вооружение Королевских ВВС в июле 1944 года. Они были оснащены турбореактивными двигателями Power Jets Ltd., созданными 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, а Gloster Meteor в июле. Только около 15 самолетов Meteor приняли участие в боевых действиях во Второй мировой войне, в то время как было произведено до 1400 Me 262, из которых 300 вступили в бой, одержав первые победы реактивных самолетов в наземных атаках и воздушных боях. ^{[16] [17] [18]}

После окончания войны немецкие реактивные самолеты и реактивные двигатели были тщательно изучены победившими союзниками и внесли вклад в работу над ранними советскими и американскими реактивными истребителями. Наследие осевого двигателя видно в том факте, что практически все реактивные двигатели на самолетах с фиксированным крылом были вдохновлены этой конструкцией.

К 1950-м годам реактивный двигатель стал практически универсальным в боевых самолетах, за исключением грузовых, связных и других специализированных типов. К этому моменту некоторые британские разработки уже были одобрены 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 были оснащены реактивными двигателями, оставив поршневой двигатель в недорогих нишевых ролях, таких как грузовые рейсы.

Эффективность турбореактивных двигателей была все еще несколько хуже, чем у поршневых двигателей, но к 1970-м годам, с появлением турбовентиляторных реактивных двигателей с высокой степенью двухконтурности (новшество, не предвиденное ранними комментаторами, такими как Эдгар Бэкингем , на больших скоростях и больших высотах, которые казались им абсурдными), топливная эффективность стала примерно такой же, как у лучших поршневых и винтовых двигателей. ^[19]

Использует

Турбореактивный двигатель JT9D, установленный на самолете Boeing 747 .

Реактивные двигатели используются в реактивных самолетах , крылатых ракетах и ​​беспилотных летательных аппаратах . В виде ракетных двигателей они используются в ракетомоделировании , космических полетах и ​​военных ракетах .

Реактивные двигатели приводили в движение высокоскоростные автомобили, особенно гоночные , а рекорд всех времен принадлежит ракетному автомобилю . Автомобиль с турбовентиляторным двигателем ThrustSSC в настоящее время удерживает рекорд скорости на суше .

Конструкции реактивных двигателей часто модифицируются для неавиационных применений, как промышленные газовые турбины или морские силовые установки . Они используются для выработки электроэнергии, для питания водяных, газовых или нефтяных насосов, а также для обеспечения движения судов и локомотивов. Промышленные газовые турбины могут создавать до 50 000 лошадиных сил на валу. Многие из этих двигателей созданы на основе старых военных турбореактивных двигателей, таких как модели Pratt & Whitney J57 и J75. Существует также производная от турбовентиляторного двигателя P&W JT8D с низким двухконтурием, которая создает до 35 000 лошадиных сил (л. с.).

Реактивные двигатели иногда разрабатываются на основе турбовальных и турбовинтовых двигателей, которые являются разновидностями газотурбинных двигателей и обычно используются в вертолетах и ​​некоторых винтовых самолетах, или имеют те же компоненты, что и турбовальные и турбовинтовые двигатели, например, газогенераторы.

Типы реактивных двигателей

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

Дыхание воздухом

Обычно самолеты приводятся в движение воздушно-реактивными двигателями. Большинство воздушно-реактивных двигателей, которые используются, являются турбовентиляторными , которые обеспечивают хорошую эффективность на скоростях чуть ниже скорости звука.

Турбореактивный

Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель — это газотурбинный двигатель, который работает , сжимая воздух с помощью впускного отверстия и компрессора ( осевого , центробежного или обоих), смешивая топливо со сжатым воздухом, сжигая смесь в камере сгорания , а затем пропуская горячий воздух высокого давления через турбину и сопло . Компрессор приводится в действие турбиной, которая извлекает энергию из расширяющегося газа, проходящего через него. Двигатель преобразует внутреннюю энергию в топливе в увеличенный импульс газа, протекающего через двигатель, создавая тягу. Весь воздух, поступающий в компрессор, проходит через камеру сгорания и турбину, в отличие от турбовентиляторного двигателя, описанного ниже. ^[20]

Турбореактивный

Принципиальная схема, иллюстрирующая работу турбовентиляторного двигателя с малой степенью двухконтурности.

Турбореактивные двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительный вентилятор в передней части двигателя, который разгоняет воздух в канале, минуя основной газотурбинный двигатель. Турбореактивные двигатели являются доминирующим типом двигателей для средне- и дальнемагистральных авиалайнеров .

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

Из-за этих различий конструкции турбовентиляторных двигателей часто классифицируются как двигатели с малым байпасом или с большим байпасом , в зависимости от количества воздуха, которое обходит ядро ​​двигателя. Турбореактивные двигатели с малым байпасом имеют степень двухконтурности около 2:1 или меньше.

Двигатель с передовыми технологиями

Термин «двигатель передовой технологии» относится к современному поколению реактивных двигателей. ^[22] Принцип заключается в том, что турбинный двигатель будет работать более эффективно, если различные наборы турбин смогут вращаться на своих индивидуальных оптимальных скоростях, а не на одной и той же скорости. Настоящий двигатель передовой технологии имеет тройной золотник, что означает, что вместо одного приводного вала их три, чтобы три набора лопастей могли вращаться с разными скоростями. Промежуточное состояние — двухзолотниковый двигатель, допускающий только две разные скорости для турбин.

Сжатие поршня

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели являются воздушно-реактивными двигателями, похожими на газотурбинные двигатели, поскольку они оба используют цикл Брайтона . Газотурбинные и прямоточные компрессионные двигатели, однако, отличаются тем, как они сжимают входящий воздушный поток. В то время как газотурбинные двигатели используют осевые или центробежные компрессоры для сжатия входящего воздуха, прямоточные двигатели полагаются только на воздух, сжатый во впускном отверстии или диффузоре. ^[23] Таким образом, прямоточный двигатель требует значительной начальной скорости поступательного движения, прежде чем он сможет функционировать. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели считаются простейшим типом воздушно-реактивных двигателей, поскольку они не имеют движущихся частей в самом двигателе, только во вспомогательных устройствах. ^[24]

Scramjets отличаются в основном тем, что воздух не замедляется до дозвуковых скоростей. Вместо этого они используют сверхзвуковое горение. Они эффективны на еще более высоких скоростях. Очень немногие были построены или летали.

Непостоянное горение

Другие типы реактивного движения

Ракета

Ракетный двигатель

Ракетный двигатель использует те же основные физические принципы тяги, что и форма реактивного двигателя , ^[25] но отличается от реактивного двигателя тем, что ему не требуется атмосферный воздух для обеспечения кислородом; ракета несет все компоненты реактивной массы. Однако некоторые определения трактуют его 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 пилотируемого доступа, а также позволил осуществить посадку на Луну в 1969 году.

Ракетные двигатели используются для полетов на большой высоте или в любых местах, где требуются очень большие ускорения, поскольку сами ракетные двигатели имеют очень высокую тяговооруженность .

Однако высокая скорость выхлопа и более тяжелое, богатое окислителем топливо приводят к гораздо большему использованию топлива, чем турбовентиляторные двигатели. Тем не менее, на чрезвычайно высоких скоростях они становятся энергоэффективными.

Приблизительное уравнение для чистой тяги ракетного двигателя выглядит следующим образом:

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

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

Гибридный

Двигатели комбинированного цикла одновременно используют два или более различных принципа реактивного движения.

Струя воды

Водометный движитель, или водометный движитель, — это морская пропульсивная система, использующая струю воды. Механическое устройство может представлять собой пропеллер с соплом или центробежный компрессор и сопло. Водометный движитель должен приводиться в действие отдельным двигателем, например, дизельным или газовой турбиной .

Схема струйного насоса.

Общие физические принципы

Все реактивные двигатели являются реактивными двигателями, которые создают тягу, выбрасывая струю жидкости назад на относительно высокой скорости. Силы внутри двигателя, необходимые для создания этой струи, дают сильную тягу на двигатель, который толкает судно вперед.

Реактивные двигатели создают реактивную струю из топлива, хранящегося в баках, прикрепленных к двигателю (как в «ракете»), а также в двигателях с канальным двигателем (которые обычно используются в самолетах) путем всасывания внешней жидкости (чаще всего воздуха) и выталкивания ее с более высокой скоростью.

Реактивное сопло

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

Скорость воздуха, входящего в сопло, низкая, около 0,4 Маха, что является предпосылкой для минимизации потерь давления в канале, ведущем к соплу. Температура, входящая в сопло, может быть такой же низкой, как температура окружающего воздуха на уровне моря для сопла вентилятора в холодном воздухе на крейсерских высотах. Она может быть такой же высокой, как температура выхлопных газов в 1000 К для сверхзвукового двигателя с форсажем или 2200 К с зажженной форсажной камерой . ^[30] Давление, входящее в сопло, может варьироваться от 1,5 раз от давления снаружи сопла для одноступенчатого вентилятора до 30 раз для самого быстрого пилотируемого самолета на скорости 3+ Маха. ^[31]

Конвергентные сопла способны разогнать газ только до локальных звуковых условий (число Маха 1). Для достижения высоких скоростей полета требуются еще большие скорости истечения, поэтому на высокоскоростных самолетах необходимо конвергентно-дивергентное сопло . ^[32]

Тяга двигателя максимальна, если статическое давление газа достигает значения окружающей среды, когда он покидает сопло. Это происходит только в том случае, если площадь выходного отверстия сопла имеет правильное значение для степени повышения давления в сопле (npr). Поскольку npr изменяется с настройкой тяги двигателя и скоростью полета, это случается редко. Кроме того, на сверхзвуковых скоростях площадь расхождения меньше, чем требуется для полного внутреннего расширения до давления окружающей среды в качестве компромисса с внешним сопротивлением корпуса. Уитфорд ^[33] приводит F-16 в качестве примера. Другими недорасширенными примерами были XB-70 и SR-71.

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

Толкать

Энергоэффективность реактивных двигателей самолетов

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

Реактивный двигатель в состоянии покоя, как на испытательном стенде, всасывает топливо и создает тягу. Насколько хорошо он это делает, судят по тому, сколько топлива он использует и какая сила требуется для его удержания. Это мера его эффективности. Если что-то ухудшается внутри двигателя (известно как ухудшение производительности ^[35] ), он будет менее эффективным, и это покажет, когда топливо создает меньшую тягу. Если внести изменение во внутреннюю часть, которое позволяет воздуху/газам сгорания течь более плавно, двигатель будет более эффективным и потреблять меньше топлива. Стандартное определение используется для оценки того, как различные вещи изменяют эффективность двигателя, а также для того, чтобы можно было проводить сравнения между различными двигателями. Это определение называется удельным расходом топлива , или сколько топлива необходимо для создания одной единицы тяги. Например, для конкретной конструкции двигателя будет известно, что если сгладить некоторые неровности в перепускном канале, воздух будет течь более плавно, что приведет к снижению потери давления на x% и y% меньше топлива потребуется для получения взлетной тяги, например. Это понимание относится к инженерной дисциплине Производительность реактивного двигателя . О том, как на эффективность влияют скорость движения и подача энергии в системы самолета, будет сказано ниже.

Эффективность двигателя в первую очередь контролируется рабочими условиями внутри двигателя, которые представляют собой давление, создаваемое компрессором, и температуру газов сгорания на первом наборе вращающихся лопаток турбины. Давление представляет собой самое высокое давление воздуха в двигателе. Температура ротора турбины не является самой высокой в ​​двигателе, но является самой высокой, при которой происходит передача энергии (более высокие температуры возникают в камере сгорания). Вышеуказанные давление и температура показаны на диаграмме термодинамического цикла .

Эффективность дополнительно изменяется в зависимости от того, насколько плавно воздух и продукты сгорания протекают через двигатель, насколько хорошо поток выровнен (известно как угол падения) с подвижными и неподвижными проходами в компрессорах и турбинах. ^[36] Неоптимальные углы, а также неоптимальные формы проходов и лопаток могут привести к утолщению и разделению пограничных слоев и образованию ударных волн . Важно замедлить поток (более низкая скорость означает меньшие потери давления или падение 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 и потери давления в каналах. Они показаны в виде линий на диаграмме термодинамического цикла .

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

Двигателю нужен сжатый воздух для его собственной работы, чтобы успешно работать. Этот воздух поступает из его собственного компрессора и называется вторичным воздухом. Он не способствует созданию тяги, поэтому делает двигатель менее эффективным. Он используется для сохранения механической целостности двигателя, для предотвращения перегрева деталей и предотвращения утечки масла из подшипников, например. Только часть этого воздуха, взятого из компрессоров, возвращается в поток турбины, чтобы способствовать 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% снизит удельный расход топлива на y%. Другими словами, для обеспечения взлетной тяги потребуется меньше топлива, например. Двигатель более эффективен.

Все вышеперечисленные соображения являются основными для двигателя, работающего сам по себе и в то же время не делающего ничего полезного, т. е. он не двигает самолет и не поставляет энергию для электрических, гидравлических и воздушных систем самолета. В самолете двигатель отдает часть своего потенциала создания тяги, или топлива, для питания этих систем. Эти требования, которые вызывают потери при установке, ^[38] снижают его эффективность. Он использует некоторое количество топлива, которое не способствует тяге двигателя.

Наконец, когда самолет летит, сама реактивная струя содержит потерянную кинетическую энергию после того, как она покинула двигатель. Это количественно определяется термином пропульсивная эффективность или эффективность Фруда и может быть уменьшено путем перепроектирования двигателя, чтобы обеспечить ему обходной поток и более низкую скорость реактивной струи, например, как турбовинтовой или турбовентиляторный двигатель. В то же время скорость поступательного движения увеличивается за счет увеличения Общего коэффициента давления . ${\displaystyle \eta _{p}}$ ${\displaystyle \eta _{th}}$

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

Скорость полета зависит от того, насколько хорошо воздухозаборник сжимает воздух перед тем, как он будет передан компрессорам двигателя. Степень сжатия на впуске, которая может достигать 32:1 при 3 Маха, добавляется к степени сжатия компрессора двигателя, чтобы дать общую степень сжатия и для термодинамического цикла. Насколько хорошо он это делает, определяется его восстановлением давления или мерой потерь на впуске. Пилотируемый полет на скорости 3 Маха предоставил интересную иллюстрацию того, как эти потери могут резко возрасти в одно мгновение. Североамериканские XB-70 Valkyrie и Lockheed SR-71 Blackbird на скорости 3 Маха каждый имели восстановление давления около 0,8 ^{[40] [41]} из-за относительно низких потерь в процессе сжатия, т. е. через системы множественных ударов. Во время «незапуска» эффективная система ударов будет заменена очень неэффективным одиночным ударом за впуском и восстановлением давления на впуске около 0,3 и соответственно низким отношением давлений. ${\displaystyle \eta _{o}}$ ${\displaystyle \eta _{th}}$

Сопло двигателя на скоростях выше примерно 2 Маха обычно имеет дополнительные внутренние потери тяги, поскольку площадь выходного отверстия недостаточно велика для компенсации внешнего сопротивления хвостовой части. ^[42]

Хотя двухконтурный двигатель улучшает тяговую эффективность, он несет собственные потери внутри самого двигателя. Необходимо добавить машины для передачи энергии от газогенератора к байпасному воздушному потоку. Низкие потери от тягового сопла турбореактивного двигателя добавляются к дополнительным потерям из-за неэффективности добавленной турбины и вентилятора. ^[43] Они могут быть включены в эффективность трансмиссии или передачи . Однако эти потери более чем компенсируются ^[44] улучшением тяговой эффективности. ^[45] Также существуют дополнительные потери давления в байпасном канале и дополнительном тяговом сопле. ${\displaystyle \eta _{T}}$

С появлением турбовентиляторных двигателей с их убыточными механизмами то, что происходит внутри двигателя, было разделено Беннетом ^[46] , например, между газогенератором и передаточным механизмом, что дает . ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$

Зависимость эффективности тяги (η) от отношения скорости движения транспортного средства к скорости истечения газов (v/v _e ) для воздушно-реактивных и ракетных двигателей.

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

• эффективность тяги ( ): какая часть энергии струи остается в корпусе транспортного средства, а не уносится в виде кинетической энергии струи. ${\displaystyle \eta _{p}}$
• эффективность цикла ( ): насколько эффективно двигатель может разогнать реактивный самолет ${\displaystyle \eta _{th}}$

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

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

для всех реактивных двигателей тяговая эффективность становится наивысшей, когда скорость выхлопной струи приближается к скорости транспортного средства, поскольку это дает наименьшую остаточную кинетическую энергию. ^[a] Для воздушно-реактивного двигателя скорость выхлопа, равная скорости транспортного средства или равная единице, дает нулевую тягу без изменения чистого импульса. ^[47] Формула для воздушно-реактивных двигателей, движущихся со скоростью со скоростью выхлопа и пренебрегающих расходом топлива, выглядит следующим образом: ^[48] ${\displaystyle \eta _{p}}$ ${\displaystyle v}$ ${\displaystyle v_{e}}$

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

И для ракеты: ^[49]

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

Помимо эффективности тяги, еще одним фактором является эффективность цикла ; реактивный двигатель является формой теплового двигателя. Эффективность теплового двигателя определяется отношением температур, достигаемых в двигателе, к температурам, выбрасываемым в сопле. Она постоянно улучшается с течением времени, поскольку были введены новые материалы, позволяющие достичь более высоких максимальных температур цикла. Например, композитные материалы, сочетающие металлы с керамикой, были разработаны для лопаток турбины высокого давления, которые работают при максимальной температуре цикла. ^[50] Эффективность также ограничена общим отношением давлений, которое может быть достигнуто. Эффективность цикла является самой высокой в ​​ракетных двигателях (~60+%), поскольку они могут достигать чрезвычайно высоких температур сгорания. Эффективность цикла в турбореактивных и подобных двигателях приближается к 30% из-за гораздо более низких пиковых температур цикла.

Типичная эффективность сгорания авиационной газовой турбины в рабочем диапазоне.

Типичные пределы устойчивости горения авиационной газовой турбины.

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

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

Расход топлива или ракетного топлива

Тесно связанное (но отличное) понятие энергоэффективности — скорость потребления 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 одно и то же, поскольку топливо является топливом и источником энергии. В ракетной технике топливо также является выхлопом, и это означает, что топливо с высокой энергией обеспечивает лучшую 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 CF6 компании General Electric, используют намного меньше топлива для создания тяги в секунду, чем турбореактивный двигатель Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 компании Concorde . Однако, поскольку энергия — это сила, умноженная на расстояние, а расстояние в секунду было больше для Concorde, фактическая мощность, вырабатываемая двигателем при том же количестве топлива, была выше для Concorde на скорости 2 Маха, чем для CF6. Таким образом, двигатели Concorde были более эффективными с точки зрения энергии на пройденное расстояние.

Тяговооруженность

Соотношение тяги к весу реактивных двигателей с похожими конфигурациями меняется в зависимости от масштаба, но в основном является функцией технологии конструкции двигателя. Для данного двигателя, чем легче двигатель, тем лучше соотношение 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 достигают гораздо более высоких соотношений тяги к весу, чем двигатели с канальным двигателем, такие как турбореактивные и турбовентиляторные двигатели. Это в первую очередь связано с тем, что ракеты почти повсеместно используют плотную жидкую или твердую реакционную массу, что дает гораздо меньший объем, и, следовательно, система наддува, которая подает давление в сопло, намного меньше и легче при той же производительности. Двигатели с канальным двигателем должны иметь дело с воздухом, который на два-три порядка менее плотный, и это создает давление на гораздо больших площадях, что, в свою очередь, приводит к необходимости использования большего количества конструкционных материалов для удержания двигателя вместе и для воздушного компрессора.

Сравнение типов

Сравнение эффективности тяги для различных конфигураций газотурбинных двигателей

Винтовые двигатели справляются с большими массовыми потоками воздуха и дают им меньшее ускорение, чем реактивные двигатели. Поскольку увеличение скорости воздуха невелико, на высоких скоростях полета тяга, доступная винтовым самолетам, невелика. Однако на низких скоростях эти двигатели выигрывают от относительно высокой пропульсивной эффективности .

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

Турбовентиляторные двигатели имеют смешанный выхлоп, состоящий из перепускного воздуха и горячего продукта сгорания из основного двигателя. Количество воздуха, которое обходит основной двигатель, по сравнению с количеством, поступающим в двигатель, определяет то, что называется степенью двухконтурности турбовентиляторного двигателя (BPR).

В то время как турбореактивный двигатель использует всю выходную мощность двигателя для создания тяги в виде горячей высокоскоростной струи выхлопных газов, холодный низкоскоростной воздух байпаса турбовентиляторного двигателя обеспечивает от 30% до 70% общей тяги, создаваемой турбовентиляторной системой. ^[79]

Чистую тягу ( F _N ), создаваемую турбовентиляторным двигателем, можно также разложить следующим образом: ^[80]

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

где:

Ракетные двигатели имеют чрезвычайно высокую скорость истечения и, таким образом, лучше всего подходят для высоких скоростей ( гиперзвуковых ) и больших высот. При любом заданном дросселе тяга и эффективность ракетного двигателя немного улучшаются с увеличением высоты (потому что противодавление падает, тем самым увеличивая чистую тягу на выходе сопла), тогда как в турбореактивном (или турбовентиляторном) падающая плотность воздуха, поступающего во впускной коллектор (и горячие газы, выходящие из сопла), приводит к уменьшению чистой тяги с увеличением высоты. Ракетные двигатели более эффективны, чем даже гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели выше примерно 15 Маха. ^[81]

Высота и скорость

За исключением гиперзвуковых реактивных двигателей , реактивные двигатели, лишенные своих впускных систем, могут принимать воздух только со скоростью около половины скорости звука. Задача впускной системы для околозвуковых и сверхзвуковых самолетов — замедлить воздух и выполнить часть сжатия.

Предел максимальной высоты для двигателей устанавливается воспламеняемостью – на очень больших высотах воздух становится слишком разреженным, чтобы гореть, или после сжатия слишком горячим. Для турбореактивных двигателей высоты около 40 км кажутся возможными, тогда как для прямоточных воздушно-реактивных двигателей может быть достижимо 55 км. ГПВРД теоретически могут преодолеть 75 км. ^[82] Ракетные двигатели, конечно, не имеют верхнего предела.

На более скромных высотах, полет быстрее сжимает воздух в передней части двигателя , и это сильно нагревает воздух. Верхний предел обычно считается около 5–8 Маха, как указано выше около 5,5 Маха, атмосферный азот имеет тенденцию реагировать из-за высоких температур на входе, и это потребляет значительную энергию. Исключением являются гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели, которые могут достигать около 15 Маха или более, ^{[ необходима цитата ]} , поскольку они избегают замедления воздуха, а ракеты снова не имеют определенного ограничения по скорости.

Шум

Шум, издаваемый реактивным двигателем, имеет много источников. К ним относятся, в случае газотурбинных двигателей, вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбина и реактивный двигатель/ы. ^[83]

Реактивная струя производит шум струи, который вызван интенсивным смешиванием высокоскоростной струи с окружающим воздухом. В дозвуковом случае шум создается вихрями, а в сверхзвуковом случае — волнами Маха . ^[84] Мощность звука, излучаемого струей, изменяется в зависимости от скорости струи, увеличенной до восьмой степени для скоростей до 600 м/с (2000 футов/с), и изменяется в зависимости от скорости в кубе выше 600 м/с (2000 футов/с). ^[85] Таким образом, низкоскоростные выхлопные струи, испускаемые двигателями, такими как турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности, являются самыми тихими, тогда как самые быстрые струи, такие как ракеты, турбореактивные двигатели и прямоточные воздушно-реактивные двигатели, являются самыми громкими. Для коммерческих реактивных самолетов шум струи уменьшился от турбореактивных двигателей через двухконтурные двигатели к турбовентиляторным в результате постепенного снижения скоростей реактивной струи. Например, JT8D, двухконтурный двигатель, имеет скорость струи 400 м/с (1450 футов/с), тогда как JT9D, турбовентиляторный двигатель, имеет скорость струи 300 м/с (885 футов/с) (холодный) и 400 м/с (1190 футов/с) (горячий). ^[86]

Появление турбовентиляторных двигателей заменило весьма характерный шум реактивной струи другим звуком, известным как шум «пилы». Источником являются ударные волны, возникающие на кончике лопасти сверхзвукового вентилятора при взлетной тяге. ^[87]

Охлаждение

Достаточный отвод тепла от рабочих частей реактивного двигателя имеет решающее значение для поддержания прочности материалов двигателя и обеспечения его длительного срока службы.

После 2016 года продолжаются исследования по разработке методов охлаждения испарением компонентов реактивного двигателя. ^[88]

Операция

Дисплей электронного централизованного бортового монитора (ECAM) Airbus A340-300

В реактивном двигателе каждая основная вращающаяся секция обычно имеет отдельный датчик, предназначенный для контроля скорости ее вращения. В зависимости от марки и модели, реактивный двигатель может иметь датчик N ₁ , который контролирует секцию компрессора низкого давления и/или скорость вентилятора в турбовентиляторных двигателях. Секция газогенератора может контролироваться датчиком N ₂ , в то время как двигатели с тремя катушками могут иметь также датчик N _3. Каждая секция двигателя вращается со скоростью многих тысяч об/мин. Поэтому их датчики калибруются в процентах от номинальной скорости, а не в фактических об/мин, для простоты отображения и интерпретации. ^[89]

Смотрите также

• Воздушный турбопрямоточный двигатель
• Балансировочный станок
• Компоненты реактивных двигателей
• Сопротивление импульса впуска
• Сопло ракетного двигателя
• Ракетный газотурбинный двигатель
• Двигательная установка космического корабля
• Реверс тяги
• Разработка турбореактивных двигателей в RAE
• Двигатель с переменным циклом
• Впрыск воды (двигатель)

Примечания

1. Примечание: В ньютоновской механике кинетическая энергия зависит от рамы. Кинетическую энергию проще всего вычислить, когда скорость измеряется в центре масс рамы транспортного средства и (менее очевидно) его реактивной массы  / воздуха (т. е. неподвижной рамы перед началом взлета).
2. На 10% лучше, чем Trent 700
3. На 10% лучше, чем Trent 700
4. 15-процентное преимущество в расходе топлива по сравнению с оригинальным двигателем Trent

Ссылки

1. "Flight Operations Briefing Notes – Supplementary Techniques: Handling Engine Failures" (PDF) . Airbus. Архивировано из оригинала (PDF) 2016-10-22.
2. Хендриксон, Кеннет Э. (2014). Энциклопедия промышленной революции в мировой истории. Rowman & Littlefield. стр. 488. ISBN 9780810888883.
3. эффективность пропеллера Архивировано 25 мая 2008 г. на Wayback Machine
4. Баккен, Ларс Э.; Джордал, Кристин; Сиверуд, Элизабет; Вир, Тимот (14 июня 2004 г.). «Столетие первой газовой турбины, выдающей чистую мощность: дань уважения Эгидиусу Эллингу». Том 2: Turbo Expo 2004. С. 83–88. doi :10.1115/GT2004-53211. ISBN 978-0-7918-4167-9.
5. "Движитель по реакции в воздухе" . Espacenet – патентный поиск .
6. «Кто на самом деле изобрел реактивный двигатель?». Журнал BBC Science Focus . Получено 18 октября 2019 г.
7. "В погоне за солнцем – Фрэнк Уиттл". PBS . Получено 2010-03-26 .
8. "История – Фрэнк Уиттл (1907–1996)". BBC . Получено 2010-03-26 .
9. «Усовершенствования, касающиеся движения самолетов и других транспортных средств». Espacenet – патентный поиск .
10. Юнкера, Наталья (29 мая 2014 г.). «Забытый испанский гений реактивных двигателей». ЭЛЬ-ПАИС английский . Проверено 2 сентября 2021 г.
11. "Эль-Музей Айре представляет собой копию двигателя - реакцию на дизайн Вирджилио Лерета" . Аэротенденсии . 9 июня 2014 года . Проверено 2 сентября 2021 г.
12. История реактивного двигателя – сэр Фрэнк Уиттл – Ганс фон Охайн Охайн сказал, что не читал патент Уиттла, и Уиттл ему поверил. (Фрэнк Уиттл 1907–1996).
13. Варзиц, Лутц: Первый реактивный пилот – История немецкого летчика-испытателя Эриха Варзица (стр. 125), Pen and Sword Books Ltd., Англия, 2009 Архивировано 2 декабря 2013 г. на Wayback Machine
14. Экспериментальные и прототипные реактивные истребители ВВС США, Дженкинс и Лэндис, 2008 г.
15. Фодераро, Лиза В. (10 августа 1996 г.). «Фрэнк Уиттл, 89 лет, умер; его реактивный двигатель двигал прогресс». The New York Times .
16. Heaton, Colin D.; Lewis, Anne-Marien; Tillman, Barrett (15 мая 2012 г.). Me 262 Stormbird: от пилотов, которые летали, сражались и выжили на нем. Voyageur Press. ISBN 978-1-61058434-0.
17. Листеманн, Фил Х. (6 сентября 2016 г.). Глостер Метеор FI и F.III. Филедиция. п. 5. ISBN 978-2-918590-95-8.
18. «День, когда первый немецкий реактивный истребитель вошёл в историю».
19. "ch. 10-3". Hq.nasa.gov. Архивировано из оригинала 2010-09-14 . Получено 2010-03-26 .
20. Мэттингли, Джек Д. (2006). Элементы движения: газовые турбины и ракеты . Образовательная серия AIAA. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. стр. 6. ISBN 978-1-56347-779-9.
21. Мэттингли, стр. 9–11.
22. Wragg, David W. (1973). Словарь авиации (первое издание). Osprey. стр. 4. ISBN 9780850451634.
23. Мэттингли, стр. 14
24. Флэк, Рональд Д. (2005). Основы реактивного движения с приложениями . Серия Cambridge Aerospace. Нью-Йорк: Cambridge University Press. стр. 16. ISBN 978-0-521-81983-1.
25. Определение реактивного двигателя, онлайн-словарь Collins: «двигатель, такой как реактивный или ракетный двигатель, который выбрасывает газ с высокой скоростью и развивает тягу за счет последующей реакции» (Великобритания) или «двигатель, такой как реактивный или ракетный двигатель, который создает тягу за счет реакции на выбрасываемый поток горячих выхлопных газов , ионов и т. д.» (США) (получено 28 июня 2018 г.)
26. Реактивное движение, определение в онлайн-словаре Collins. (получено 1 июля 2018 г.)
27. AC Kermode; Механика полета , 8-е издание, Pitman 1972, стр. 128–31.
28. "Уравнение тяги ракеты". Grc.nasa.gov. 2008-07-11 . Получено 2010-03-26 .
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 , стр. 197 
31. «Конвенции AEHS 1». www.enginehistory.org .
32. Гэмбл, Эрик; Террелл, Дуэйн; ДеФранческо, Ричард (2004). «Критерии выбора и проектирования сопла». 40-я конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Американский институт аэронавтики и астронавтики. doi :10.2514/6.2004-3923. ISBN 978-1-62410-037-6.
33. Проект для воздушного боя» Рэй Уитфорд, Jane's Publishing Company Ltd. 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , стр. 203 
34. «Реактивное движение» Николас Кампсти 1997, Cambridge University Press, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 141 
35. Ухудшение характеристик газовой турбины, Мехер-Хомджи, Чакер и Мотивала, Труды 30-го симпозиума по турбомашиностроению, ASME, стр. 139–175
36. «Реактивное движение» Николас Кампсти, Cambridge University Press 2001, ISBN 0-521-59674-2 , на рисунке 9.1 показаны потери в зависимости от инцидента 
37. «Реактивное движение» Николас Кампсти, Cambridge University Press 2001, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 35 
38. «Характеристики газовых турбин», второе издание, Уолш и Флетчер, Blackwell Science Ltd., ISBN 0-632-06434-X , стр. 64 
39. «Реактивное движение» Николас Кампсти, Cambridge University Press 2001, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 26 
40. "Архивная копия" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 2016-05-09 . Получено 2016-05-16 .{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия как заголовок ( ссылка )Рисунок 22 Восстановление входного давления
41. Заключительный отчет по исследованию самолета B-70, том IV, SD 72-SH-0003, апрель 1972 г., LJTaube, Space Division North American Rockwell, стр. iv–11
42. "Design For Air Combat" Рэй Уитфорд, Jane's Publishing Company Limited 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , стр. 203 "Соотношение площадей для оптимального расширения" 
43. «Характеристики газовых турбин», второе издание, Уолш и Флетчер, Blackwell Science Ltd., ISBN 0-632-06535-4 , стр. 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 , стр. 
46. Разработка авиационных двигателей будущего, Беннетт, Proc Instn Mech Engrs Vol 197A, IMechE, июль 1983 г., стр. 150
47. «Реактивное движение для аэрокосмических применений», второе издание, Гессен и Мамфорд, Piman Publishing Corporation, 1964, LCCN  64-18757, стр. 39
48. "Реактивное движение" Николас Кампсти ISBN 0-521-59674-2 стр. 24 
49. Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2001). Элементы ракетного движения (7-е изд.). John Wiley & Sons. стр. 37–38. ISBN 978-0-471-32642-7.
50. S. Walston, A. Cetel, R. MacKay, K. O'Hara, D. Duhl и R. Dreshfield (2004). Совместная разработка монокристаллического суперсплава четвертого поколения. Архивировано 15 октября 2006 г. в Wayback Machine . NASA TM – 2004-213062. Декабрь 2004 г. Получено: 16 июня 2010 г.
51. Клэр Соарес, «Газовые турбины: Справочник по применению в воздухе, на суше и на море», стр. 140.
52. "NK33". Энциклопедия Астронавтики.
53. "SSME". Энциклопедия Астронавтики.
54. Натан Мейер (21 марта 2005 г.). "Технические характеристики военных турбореактивных/турбовентиляторных двигателей". Архивировано из оригинала 11 февраля 2021 г.
55. "Flanker". Журнал AIR International . 23 марта 2017 г.
56. "Турбовентиляторный двигатель EJ200" (PDF) . MTU Aero Engines. Апрель 2016 г.
57. Коттас, Ангелос Т.; Бозудис, Михаил Н.; Мадас, Майкл А. «Оценка эффективности турбовентиляторного авиационного двигателя: комплексный подход с использованием двухступенчатой ​​сети VSBM DEA» (PDF) . doi :10.1016/j.omega.2019.102167.
58. Элоди Ру (2007). "Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных" (PDF) . стр. 126. ISBN 9782952938013.
59. Натан Мейер (3 апреля 2005 г.). "Технические характеристики гражданских турбореактивных/турбовентиляторных двигателей". Архивировано из оригинала 17 августа 2021 г.
60. Ilan Kroo. "Data on Large Turbofan Engines". Aircraft Design: Synthesis and Analysis . Stanford University. Архивировано из оригинала 11 января 2017 г.
61. Дэвид Калвар (2015). «Интеграция турбовентиляторных двигателей в предварительный проект пассажирского самолета большой вместимости для ближне- и среднемагистральных перевозок и анализ топливной эффективности с помощью дополнительно разработанного параметрического программного обеспечения для проектирования самолетов» (PDF) .
62. "Веб-страница Школы аэронавтики и астронавтики Пердью, посвященная двигательным установкам - TFE731".
63. Ллойд Р. Дженкинсон и др. (30 июля 1999 г.). «Проектирование гражданского реактивного самолета: Файл данных двигателя». Elsevier/Butterworth-Heinemann.
64. "Газотурбинные двигатели" (PDF) . Aviation Week . 28 января 2008 г. стр. 137–138.
65. Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных». ISBN 9782952938013.
66. Владимир Карнозов (19 августа 2019 г.). «Авиадвигатель рассматривает возможность замены ПС-90А на более мощные ПД-14». AIN Online .
67. Уэйд, Марк. "RD-0410". Энциклопедия астронавтики . Получено 25.09.2009 .
68. РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные космические аппараты [RD0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные ракеты-носители. КБХА — Конструкторское бюро химической автоматики . Архивировано из оригинала 30 ноября 2010 года.
69. "Самолет: Lockheed SR-71A Blackbird". Архивировано из оригинала 2012-07-29 . Получено 2010-04-16 .
70. "Информационные листы: Pratt & Whitney J58 Turbojet". Национальный музей ВВС США. Архивировано из оригинала 2015-04-04 . Получено 2010-04-15 .
71. "Rolls-Royce SNECMA Olympus - Jane's Transport News". Архивировано из оригинала 2010-08-06 . Получено 2009-09-25 . С форсажной камерой, реверсом и соплом ... 3,175 кг ... Форсажная камера ... 169.2 кН
72. Приобретение военных реактивных двигателей, RAND, 2002.
73. "Конструкторское бюро химии" - Научно-исследовательский комплекс / РД0750. [«Конструкторское бюро Химавтоматики» - Научно-исследовательский комплекс / РД0750.]. КБХА — Конструкторское бюро химической автоматики . Архивировано из оригинала 26 июля 2011 года.
74. Уэйд, Марк. "RD-0146". Энциклопедия астронавтики . Получено 25 сентября 2009 г.
75. SSME
76. "RD-180" . Получено 2009-09-25 .
77. Энциклопедия Астронавтика: F-1
78. Запись Astronautix NK-33
79. Федеральное управление гражданской авиации (FAA) (2004). FAA-H-8083-3B Airplane Flying Handbook Handbook (PDF) . Федеральное управление гражданской авиации. Архивировано из оригинала (PDF) 2012-09-21.
80. "Turbofan Thrust". Архивировано из оригинала 2010-12-04 . Получено 2012-07-24 .
81. "Microsoft PowerPoint – KTHhigspeed08.ppt" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 2009-09-29 . Получено 2010-03-26 .
82. "Scramjet". Orbitalvector.com. 2002-07-30. Архивировано из оригинала 2016-02-12 . Получено 2010-03-26 .
83. «Мягко, мягко к тихой струе» Майкл Дж. Т. Смит New Scientist 19 февраля 1970 г. стр. 350
84. «Устранение источников шума реактивных двигателей» Доктор Дэвид Крайтон New Scientist 27 июля 1972 г. стр. 185
85. "Шум" IC Cheeseman Flight International 16 апреля 1970 г. стр. 639
86. «Авиационный газотурбинный двигатель и его работа» United Technologies Pratt & Whitney Номер детали P&W 182408 Декабрь 1982 Статические внутренние давления и температуры на уровне моря стр. 219–220
87. «Усмирение тихого двигателя – Демонстрационная программа RB211» MJT Smith SAE документ 760897 «Подавление шума впуска» стр. 5
88. Системы охлаждения транспирацией для турбин реактивных двигателей и гиперзвуковых полетов, доступ 30 января 2019 г.
89. "15 - Эксплуатация реактивного двигателя". Airplane flying handbook (PDF) . FAA. 25 июля 2017 г. стр. 3. ISBN 9781510712843. OCLC  992171581. В статье использованы материалы, являющиеся общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Федерального управления гражданской авиации .

Библиография

• Брукс, Дэвид С. (1997). Викинги в Ватерлоо: военная работа над реактивным двигателем Whittle компанией Rover Company . Фонд наследия Rolls-Royce. ISBN 978-1-872922-08-9.
• Голли, Джон (1997). Генезис реактивного самолета: Фрэнк Уиттл и изобретение реактивного двигателя . Crowood Press. ISBN 978-1-85310-860-0.
• Хилл, Филип; Петерсон, Карл (1992), Механика и термодинамика движения (2-е изд.), Нью-Йорк: Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
• Керреброк, Джек Л. (1992). Авиационные двигатели и газовые турбины (2-е изд.). Кембридж, Массачусетс: The MIT Press. ISBN 978-0-262-11162-1.

Внешние ссылки

• Медиа, связанные с реактивными двигателями на Wikimedia Commons
• Словарное определение реактивного двигателя в Викисловаре
• СМИ о реактивных двигателях 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 Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp., 24 стр., PDF)
• Базовое руководство по реактивному двигателю (видео в формате QuickTime)
• Статья о том, как работает двигатель реакции
• Авиационный газотурбинный двигатель и его эксплуатация: инжиниринг установки. Ист-Хартфорд, Коннектикут: United Aircraft Corporation. Февраль 1958 г. Получено 29 сентября 2021 г.