stringtranslate.com

Характеристики реактивного двигателя

Реактивный двигатель работает, преобразуя топливо в тягу. Насколько хорошо он работает, показывает, какая доля его топлива уходит впустую. Он передает тепло от сжигания топлива воздуху, проходящему через двигатель. При этом он производит работу тяги при движении транспортного средства, но большая часть топлива тратится впустую и проявляется только в виде тепла. Инженеры-двигатели стремятся свести к минимуму деградацию топливной энергии в бесполезную тепловую энергию. Повышенное внимание к улучшению характеристик коммерческих авиалайнеров произошло в 1970-х годах из-за роста стоимости топлива.

Значение производительности реактивного двигателя было сформулировано как «конечный продукт, который продает компания, производящая реактивные двигатели» [1] , и, как таковые, критерии включают тягу и расход топлива, срок службы, вес, выбросы, диаметр и стоимость. Критерии производительности отражают уровень технологий, используемых при проектировании двигателя, и технологии непрерывно совершенствуются с тех пор, как реактивный двигатель был введен в эксплуатацию в 1940-х годах. Категории производительности включают улучшение производительности, ухудшение производительности, сохранение производительности, производительность чистого двигателя (неустановленного) и производительность, когда он является частью силовой установки самолета (установленной).

Характеристики реактивного двигателя (тяга и расход топлива) для пилота отображаются в кабине в виде степени повышения давления в двигателе (EPR) и температуры выхлопных газов (EGT) или скорости вращения вентилятора (N1) и EGT. EPR и N1 являются индикаторами тяги. EGT является индикатором расхода топлива, но, что более важно, является монитором состояния [2], поскольку он постепенно увеличивается с использованием двигателя в течение тысяч часов по мере износа деталей, пока не достигнет предельного значения.

Производительность двигателя рассчитывается с помощью термодинамического анализа цикла двигателя. Он определяет, что происходит внутри двигателя. Условия внутри двигателя, вместе с используемым топливом и создаваемой тягой, могут быть показаны в удобной табличной форме, суммирующей анализ. [3]

Введение

Вводный взгляд на работу реактивного двигателя можно получить беглым, но интуитивно понятным способом с помощью диаграмм и фотографий, которые показывают особенности, влияющие на работу. Примером диаграммы является треугольник скоростей , который в повседневной жизни рассказывает велосипедистам, почему они борются с ветром с определенных сторон (и где лобовое движение хуже всего), а в контексте двигателя показывает угол, под которым воздух приближается к лопаткам компрессора (лобовое движение лучше всего подходит для низких потерь). Использование треугольников скоростей в компрессорах и турбинах для отображения крайне важного угла, под которым воздух приближается к лопаткам, восходит к ранним паровым турбинам. [4]

Фотографии показывают характеристики, повышающие производительность, такие как наличие обходного воздушного потока (повышение эффективности тяги), визуально заметные только на двигателях с отдельным выходным соплом для обходного воздуха. Они также используются для демонстрации редко встречающихся внутренних деталей, таких как сотовые уплотнения, которые уменьшают утечку и экономят топливо (повышение тепловой эффективности), и ухудшающих деталей, таких как следы трения на лопатках центробежного рабочего колеса, которые указывают на потерю материала, повышенную утечку воздуха и расход топлива.

Реактивные двигатели работают двумя основными способами, совокупный эффект которых определяет, сколько отходов они производят в качестве побочного продукта сжигания топлива для выполнения работы тяги на самолете. [5] Во-первых, это преобразование энергии, поскольку сжигание топлива ускоряет проходящий через него воздух, что в то же время производит отработанное тепло от потерь компонентов (тепловой КПД). Во-вторых, часть мощности, которая была передана воздуху двигателем, передается самолету в качестве работы тяги, а оставшаяся часть представляет собой потерю кинетической энергии в следе (пропульсивный КПД). Эти два КПД были впервые сформулированы в 19 веке для парового двигателя (тепловой КПД ) и гребного винта корабля (пропульсивный или КПД Фруда ).

Наглядным введением в работу реактивного двигателя с точки зрения топливной эффективности является диаграмма Температура~Энтропия (T~s). Диаграмма возникла в 1890-х годах для оценки теплового КПД паровых двигателей. В то время энтропия была введена в графической форме в диаграмму T~s, которая дает тепловой КПД как отношение площадей диаграммы. Диаграмма также применима к воздушно-реактивным двигателям с площадью, представляющей кинетическую энергию [6], добавленную к воздуху, протекающему через двигатель. К газотурбинному двигателю необходимо добавить движительное устройство, сопло, для преобразования его энергии в тягу. Эффективность этого преобразования (Фруд или пропульсивная эффективность) отражает работу, проделанную в 1800-х годах на судовых винтах. Актуальность для самолетов с газотурбинным двигателем заключается в использовании вторичной струи воздуха с пропеллером или, для производительности реактивного двигателя, во внедрении двухконтурного двигателя. Общая эффективность реактивного двигателя равна тепловому КПД, умноженному на пропульсивную эффективность ( ).

С тех пор, как в 1940-х годах реактивные двигатели начали эксплуатироваться, в технологии авиадвигателей наблюдался быстрый прогресс. Например, за первые 20 лет коммерческого реактивного транспорта от двигателя Comet 1 Ghost до 747 JT9D Hawthorne [7] увеличила Ghost, чтобы получить взлетную тягу JT9D, и он стал в четыре с половиной раза тяжелее. Гаффин и Льюис [8] провели оценку, используя знания о конструкции одной компании. Используя технологию уровня JT3D (1958) для создания цикла JT9D (1966), с его более высокой степенью двухконтурности и степенью повышения давления, гипотетический двигатель получился на 70% тяжелее, на 90% длиннее и с диаметром на 9% больше, чем у двигателя JT9D.

Преобразование топлива в тягу

Тип реактивного двигателя, используемый для объяснения преобразования топлива в тягу, — это прямоточный воздушно-реактивный двигатель . Он проще турбореактивного двигателя , который, в свою очередь, проще турбовентиляторного . Использование примера с прямоточным воздушно-реактивным двигателем допустимо, поскольку и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и турбовентиляторный сердечник используют один и тот же принцип для создания тяги, который заключается в ускорении проходящего через них воздуха. Все реактивные движители создают тягу за счет увеличения скорости рабочего тела.

Преобразование топлива в тягу можно показать на эскизе, который иллюстрирует, в принципе, расположение силы тяги в значительно упрощенной внутренней форме, представляющей прямоточный воздушно-реактивный двигатель. В результате сжигания топлива тяга представляет собой силу, действующую вперед на внутренние поверхности, будь то в диффузоре прямоточного воздушно-реактивного двигателя или компрессоре реактивного двигателя. Хотя импульс потока, выходящего из сопла, используется для расчета тяги, импульс является только реакцией на силы статического давления внутри двигателя, и именно эти силы создают тягу. [9]

Преобразование топлива в тягу и отходы

Визуальное свидетельство отходов реактивного двигателя — искаженный вид через высокотемпературные реактивные следы от ядра двигателя. «КПД газовой турбины может быть увеличен за счет снижения доли тепла, которое уходит в отходы, то есть за счет снижения температуры выхлопных газов». [13] Меньше отходов участвует в производстве большей части тяги (~ 90%) современного гражданского двухконтурного двигателя, поскольку воздух в двухконтурном режиме едва теплый, всего на 60 °F выше температуры окружающей среды при взлете. Только ~10% поступает из видимого гораздо более горячего выхлопа ядра, на 900 градусов выше температуры окружающей среды. [14]

Отходы, покидающие реактивный двигатель, находятся в форме следа, который имеет две составляющие: одну механическую, называемую остаточной потерей скорости (RVL), из-за ее кинетической энергии, и другую термодинамическую, из-за ее высокой температуры. Отходы тепла в выхлопе реактивного двигателя можно уменьшить только у источника, обратившись к процессам с потерями и энтропии, образующейся при прохождении воздуха через двигатель. Например, более эффективный компрессор имеет меньшие потери, генерирует меньше энтропии и вносит меньший вклад в температуру выхлопа, покидающего двигатель. Другим примером является передача энергии от двигателя воздуху, минуя двигатель. В случае двигателя с высоким двухконтурием имеется большая доля (~90%) едва теплого (~60 °F теплее окружающей среды) воздуха, создающего тягу, и только 10%-ный вклад от гораздо более горячего выхлопа из основного двигателя, вырабатывающего энергию. Таким образом, Штрухтруп и др. [15] показывают преимущество турбовентиляторного двигателя с высокой степенью двухконтурности с точки зрения снижения энтропии вместо обычного преимущества в плане эффективности тяги.

Расход энергии на создание тяги состоит из двух частей: мощности тяги, обусловленной скоростью изменения импульса и скорости самолета, и мощности, представленной кинетической энергией следа. [16]

Энтропия, обозначенная как «s», введена здесь, потому что, хотя ее математическое значение признано сложным, [17] ее общее представление на диаграмме Температура~энтропия (T~s) для цикла реактивного двигателя является графическим и интуитивным, поскольку ее влияние показано в виде областей диаграммы. Диаграмма T~s была изобретена, чтобы помочь инженерам, ответственным за работу паровых двигателей, понять эффективность их двигателей. Она дополнила уже существующую диаграмму p~v, которая давала только половину истории эффективности теплового двигателя, показывая только работу цилиндра, выполненную без ссылки на тепло, поданное и потраченное впустую при этом. Потребность в дополнительной диаграмме, в отличие от понимания сложных теорий, признала ценность графического представления теплопередачи к двигателю и от него. [18] Она показала бы области, представляющие тепло, преобразованное в работу, по сравнению с поданным теплом (тепловой КПД). [19]

Математическое значение энтропии, применимое к газотурбинному реактивному двигателю, можно обойти, чтобы разрешить использование этого термина в связи с диаграммой T~s:

Цитируя Фрэнка Уиттла : [20] «Энтропия — это концепция, которую многие студенты с трудом усваивают. Это несколько неосязаемая величина...». Энтропия образуется, когда энергия преобразуется в непригодную для использования форму, аналогично потере энергии в водопаде, где исходная потенциальная энергия преобразуется в непригодную для использования энергию турбулентности.
Кэмпсти говорит [21]: «... рост энтропии — это потеря способности превращать тепловую энергию в работу».
Дентон сравнивает его с сопротивлением самолета, что интуитивно понятно: «Для самолета конечной мерой потери производительности является сопротивление его компонентов... создание энтропии отражает потерю эффективности в реактивных двигателях». [22] Он использует аналогию, которая представляет любой механизм неэффективности, такой как создание вихрей в воздушном потоке, как производящий дым. Однажды созданный, он не может быть уничтожен, и концентрация на выходе двигателя включает вклады от всех источников потерь в двигателе. Потеря эффективности пропорциональна концентрации дыма на выходе. [23]

Тяга создается внутри реактивного двигателя внутренними компонентами, поскольку они активируют газовый поток. [24] Энергия топлива, высвобождаемая в камере сгорания, учитывается в двух основных категориях: ускорение массового потока через двигатель и остаточное тепло. [25] Ускорение потока через двигатель вызывает одновременное производство кинетической энергии, сопровождающей обратный импульс, создающий тягу. Кинетическая энергия остается позади двигателя, не внося вклад в мощность тяги [26] и известна как остаточная потеря скорости. Сила тяги от неподвижного двигателя становится мощностью тяги, когда самолет движется под ее воздействием.

Жемчужин и др. [27] показывают энергетический баланс для турбореактивного двигателя в полете в виде диаграммы Санки . Потери компонентов покидают двигатель в виде отработанного тепла и добавляются к площади отводимого тепла на диаграмме T~s, уменьшая рабочую площадь на ту же величину. [16]

Двигатель работает над воздухом, проходящим через него, и эта работа имеет форму увеличения кинетической энергии. Увеличение кинетической энергии происходит от сжигания топлива, а отношение этих двух величин является термическим КПД, который равен увеличению кинетической энергии, деленной на тепловую энергию топлива (расход топлива x низшая теплотворная способность). Расширение, следующее за сгоранием, используется для приведения в действие компрессора-турбины и обеспечения работы плунжера в полете, оба из которых вызывают начальный подъем температуры на диаграмме T~s. Оставшаяся часть работы расширения на диаграмме T~s доступна для движения, но не вся из них производит работу тяги, поскольку она включает в себя остаточную кинетическую энергию [28] или RVL.


Потери в трех областях для улучшения производительности, которые являются газогенератором, частями, передающими мощность в байпас и кильватерной мощностью, объединены каждая в своей собственной эффективности, основной, передающей и пропульсивной. Кроме того, все три объединены в общей эффективности, которая получается путем умножения тепловой эффективности основной, передающей и пропульсивной эффективности,

Конфигурации реактивных двигателей

Каждый из реактивных двигателей, прямоточный воздушно-реактивный, турбореактивный, турбореактивный с форсажем, турбовентиляторный и турбовентиляторный с форсажем, имеет различный набор компонентов, которые сжимают, нагревают и расширяют проходящий через него воздух. Часть сжатия цикла может исходить только от компрессора без подвижных частей (вход/диффузор прямоточного воздушно-реактивного двигателя) или от входного отверстия самолета и компрессора двигателя. Дожигание происходит в дополнительной камере сгорания. Часть расширения происходит в сопле, которому обычно предшествуют турбины. Для турбовентиляторных двигателей передача энергии с помощью турбины и вентилятора происходит от сердечника к обводному воздуху.

С момента введения в эксплуатацию принципа байпаса в xx году постепенно увеличивающаяся доля воздуха, проходящего через байпас, по сравнению с проходящим через ядро, вырабатывающее энергию, стала возможной за счет увеличения мощности ядра на фунт в секунду воздушного потока ядра (удельной мощности ядра).

Утверждение, иллюстрирующее связь между вентилятором и основным двигателем двигателя с высокой степенью двухконтурности, приписывается Морану. [36] «Вентилятор обеспечивает ТЯГУ (sic!). Основной двигатель обеспечивает мощность для работы вентилятора + некоторую тягу». Эквивалент можно сказать о комбинации поршневого двигателя и пропеллера. «Пропеллер обеспечивает тягу. Двигатель обеспечивает мощность для работы пропеллера + некоторую тягу (от выхлопных патрубков)». Сходство между двумя технологиями заключается в том, что функции производителя мощности и производителя тяги разделены. Термодинамическая и тяговая эффективность независимы. Однако для турбореактивного двигателя любое улучшение, которое повышало степень повышения давления цикла или температуру на входе в турбину, также повышало температуру и давление в реактивной трубе, обеспечивая более высокую скорость струи относительно скорости самолета. По мере того, как тепловой КПД повышался, тяговая эффективность снижалась. Эта взаимозависимость была нарушена с двухконтурным двигателем.

Тяга и расход топлива

Тяга и расход топлива являются ключевыми показателями производительности для реактивного двигателя. Улучшения в тяге и расходе топлива широко цитируются для новой конструкции двигателя по сравнению с предыдущей, чтобы показать, что была внедрена новая технология, которая снижает расход топлива. Например, сообщалось, что турбовентиляторный двигатель Pearl 10X производит на 8% больше тяги и использует на 5% меньше топлива, чем BR725 . [38] Тяга и расход топлива объединены в одну меру, удельный расход топлива (SFC), который отражает уровень технологий, используемых в двигателе, поскольку это топливо, необходимое для создания одного фунта или ньютона тяги независимо от размера двигателя. Два двигателя, разделенные примерно пятьюдесятью годами накопления знаний в области проектирования реактивных двигателей, Pratt & Whitney JT3C и Pratt & Whitney 1100G, иллюстрируют 50% снижение SFC с 26 до 13 мг/Нс. [39]

Тяга развивается внутри двигателя, когда компоненты активизируют газовый поток. [40] То же значение тяги проявляется без учета того, что происходит внутри двигателя. Если рассматривать двигатель как черный ящик, тяга рассчитывается, зная массовый расход и скорость воздуха, поступающего в двигатель, и увеличенную скорость выхлопных газов, покидающих двигатель. Наблюдение этого увеличения подразумевает, что к газу внутри двигателя была применена задняя ускоряющая сила. Тяга - это равная и противоположная реакция на внутренние части двигателя, которая передается на самолет через крепления двигателя.

Степень повышения давления в двигателе (EPR), скорость компрессора низкого давления (N1) и температура выхлопных газов (EGT)

Дисплей централизованного электронного бортового монитора (ECAM) Airbus A340-300 , показывающий N1 и EGT для каждого из четырех двигателей
Отрезанная хвостовая часть самолета висит на кране прямо над водой, закрепленная экипажем на баржах. Низкий стальной балочный мост с гранитными опорами стоит позади, его перила усеяны зеваками.
Подъем хвостовой части самолета рейса 90 со дна реки Потомак.

EPR или N1 используются в качестве индикаторов тяги в кабине, поскольку один или другой, в зависимости от предпочтений производителя двигателя, является допустимой альтернативой для тяги, которая не измеряется в самолете. Как таковые, они известны как параметры настройки тяги. N1 предпочитают General Electric Aviation и CFM International , а EPR предпочитают Pratt & Whitney и Rolls-Royce . Значение EPR для турбореактивного двигателя сравнивает давление в реактивной трубе с давлением снаружи двигателя, а повышение давления является результатом насосного действия двигателя. Совместное действие двигателя и дополнительного сопла заключается в создании тяги. Функция базового двигателя (компрессора, камеры сгорания и турбины) заключается в том, чтобы нагнетать воздух до давления, превышающего давление окружающего воздуха. [41] Затем он ускоряется, проходя через суженную область, известную как сопло. Для двухконтурного двигателя с двумя отдельными соплами давления в каждом из них взвешены относительно площади сопла. Таким образом, индикатор тяги Rolls-Royce RB211 известен как интегрированный EPR (IEPR). Тяга легко контролируется путем регулирования воздушного потока, и поскольку весь воздушный поток нагнетается вентилятором, N1 используется для установки тяги компанией General Electric Aviation . [42]

EGT является индикатором расхода топлива в кабине, поскольку топливо, сгоревшее в камере сгорания, определяет температуру на входе в турбину, которую невозможно надежно измерить, и EGT является подходящей альтернативой. Любое ухудшение состояния двигателя по сравнению с новым потребует больше топлива, что приведет к более высокой температуре газа для создания тяги. Например, при взлетном EPR расход топлива и, следовательно, EGT увеличиваются со временем эксплуатации, поскольку двигатель ухудшается по сравнению с новым состоянием. Он постепенно потребляет больше топлива, пока не придется заменять детали, чтобы восстановить исходную более низкую рабочую температуру и снизить стоимость покупки топлива. [43]

Показатели эффективности работы кабины могут быть обманчивыми

Хотя EPR напрямую связана с тягой в диапазоне полетных режимов, опыт American Airlines с их первыми реактивными двигателями Pratt & Whitney JT3C был омрачен проблемами с приборами, поэтому показания кабины были подвергнуты сомнению, и другие параметры, FF и N1, были использованы летным персоналом в отчаянии. [44]

EPR основан на измерениях давления, при этом трубки для отбора проб уязвимы к засорению. Рейс 90 авиакомпании Air Florida потерпел крушение при взлете в условиях снега и обледенения. Требуемая взлетная тяга составляла 14 500 фунтов, что обычно устанавливается путем перемещения рычагов тяги вперед для получения показания EPR 2,04. Из-за обледенения датчика EPR установленное значение, т. е. 2,04, было ошибочным и фактически эквивалентно 1,70, что давало фактическую тягу всего 10 750 фунтов. Более медленное ускорение заняло на 15 секунд больше обычного для достижения скорости взлета и способствовало крушению. [45]

Показания EGT также могут быть обманчивыми. Температура газа, выходящего из турбины, увеличивается с использованием двигателя, поскольку детали изнашиваются, но Стратегическое авиационное командование одобрило двигатели J57 и TF33 для полета, не зная, что у них были погнутые и сломанные детали турбины. Их ввели в заблуждение низкие показания EGT, которые, если принимать их за чистую монету, указывали на то, что двигатели находятся в приемлемом состоянии. Было обнаружено, что датчики EGT не были правильно расположены для отбора репрезентативной температуры газа для истинного состояния двигателя. [46]

Улучшение производительности

Производительность с точки зрения SFC, а не с точки зрения веса или размера, это общая эффективность преобразования энергии всей силовой установки или степень, в которой отходы минимизированы. Общая эффективность всей силовой установки зависит от эффективности составных частей, которые все производят отходы.

Улучшение производительности реактивного двигателя, сначала как турбореактивного, а затем как турбовентиляторного, произошло за счет постоянного увеличения коэффициента давления (PR) и эффективности компонентов, снижения потерь давления и разработки материалов, которые вместе с технологиями охлаждения позволили повысить температуру на входе в турбину (TIT). Это также произошло за счет снижения утечки из газового тракта, поскольку только поток газа по поверхностям аэродинамического профиля способствует тяге. Увеличение TIT означает более высокую выходную мощность, что для турбореактивного двигателя приводит к слишком высоким скоростям выхлопа для дозвукового полета. Для дозвуковых самолетов высокая мощность сердечника, доступная от увеличения TIT, используется для привода большого вентилятора, который добавляет меньше кинетической энергии к большому количеству воздуха. [47] Кинетическая энергия является нежелательным побочным продуктом, известным как остаточная потеря скорости, увеличения импульса, который создает тягу. Цель инженера-двигателя состоит в том, чтобы свести к минимуму преобразование или деградацию энергии в тепло, а не в работу тяги. Поршневые двигатели использовали часть своего отработанного тепла с турбонаддувом и турбокомпаундированием. Часть использовалась для тяги от выхлопных труб, обращенных назад. Отработанное тепло от реактивного двигателя не может быть использовано, поэтому производительность улучшается за счет уменьшения количества, производимого при прохождении воздуха через двигатель. Это включает в себя потерю общего давления из-за производства энтропии в каналах, как объяснил Салливан: [48]

Необратимость или производство энтропии является мерой разрушения при преобразовании энергии из формы высокого качества в форму низкого качества. Течение жидкости в канале с высокой кинетической энергией является источником энергии высокого качества, а пограничный слой преобразует часть кинетической энергии в тепловую энергию более низкого качества.

Причина увеличения байпаса при увеличении мощности ядра указана Хартманном: [49]

Более высокая удельная мощность, т.е. большее преобразование тепла из топлива в КЭ реактивной струи, является следствием неэффективного использования КЭ, необходимой для создания тяги, из-за высоких потерь энергии на выходе.

Увеличенный общий коэффициент давления

Повышенная степень сжатия является улучшением термодинамического цикла, поскольку сгорание при более высоком давлении имеет меньший рост энтропии, что является основной причиной стремления к более высоким степеням сжатия в цикле реактивного двигателя, который известен как цикл Брайтона . [50] Повышенная степень сжатия может быть достигнута за счет использования большего количества ступеней или увеличения степени сжатия ступеней. Значимость более высокой степени сжатия для расхода топлива была продемонстрирована в 1948 году, когда для Boeing B-52 Stratofortress вместо турбовинтового двигателя был выбран J57 (12:1). [51] Предыдущий опыт Boeing с удельным расходом топлива турбореактивных двигателей до того времени был связан с General Electric J47 (5,4:1), который использовался в Boeing B-47 Stratojet , что изначально привело к решению о турбовинтовом двигателе.

Радиальный компрессор широко использовался в ранних турбореактивных двигателях, но преимущества в производительности, которые давал осевой компрессор с точки зрения степени повышения давления, удельного расхода топлива, удельного веса и тяги на каждый квадратный фут лобовой площади, были представлены в 1950 году Хейном Константом [52]. Тем не менее, радиальный компрессор по-прежнему является лучшим выбором для небольших турбовентиляторных двигателей в качестве последней ступени высокого давления, поскольку альтернативные очень маленькие осевые ступени были бы слишком легко повреждены и неэффективны, поскольку зазор между концами был бы значительным по сравнению с высотой лопатки. [53]

Технологии, обеспечивающие высокую общую степень давления

Осевой компрессор имеет геометрию, применимую к его высокоскоростному расчетному условию, при котором поток воздуха достигает всех лопаток с небольшим или нулевым падением, что является требованием для сведения потерь потока к минимуму. Как только условия изменятся от расчетной точки, угол падения лопаток изменится от значения с низкими потерями, и в конечном итоге компрессор больше не будет работать стабильно. Отклонения от конструкции приемлемы, если компрессору не нужно слишком сильно повышать давление воздуха, скажем, до 5 атмосфер. Для больших значений необходимо включить переменные характеристики, которые изменяют геометрию компрессора ниже расчетной скорости. Двигатели, которые появились после J47 с его PR 5,4:1, имели компрессоры с более высокими PR, которым требовалась некоторая форма переменной характеристики, которая работала на низких скоростях, чтобы предотвратить срыв потока на передней ступени и отказ флаттера, а также засорение задней ступени. Это были клапаны, которые открывались для выпуска воздуха, когда все ступени не могли пройти тот же поток, и лопатки с переменным углом для поддержания приемлемых треугольников скорости, составленных из скорости приближающегося воздуха, скорости лопатки и относительной скорости воздуха к лопатке. В качестве альтернативы компрессор был разделен на два отдельно вращающихся компрессора [56], каждый с низким отношением давления, например, J57 с 3,75 LP x 3,2 HP = 12:1 в целом. [57] Клапаны выпуска, изменяемые углы лопаток и разделенные компрессоры используются вместе в современных двигателях для достижения высоких отношений давления. Rolls -Royce Trent 700 1990-х годов с отношением давления 36:1 и 3 отдельными роторами компрессора нуждается в 3 рядах изменяемых лопаток и 7 клапанах выпуска.

В начале более высокие степени давления приходилось получать с большим количеством ступеней, поскольку степени давления на ступени были низкими, около 1,16 для компрессора J79, которому требовалось 17 ступеней. [58] Современные компрессоры имеют более высокий PR на ступень и по-прежнему требуют тех же переменных характеристик. Компрессор HP двигателя CFM International LEAP с PR 22:1 из 10 ступеней нуждается в переменных направляющих лопатках входного направляющего аппарата и 4 ступенях переменных лопаток статора. Общая степень давления для двигателя ограничена температурой, которая с ней связана. Температура на выходе компрессора около 900 К является пределом, который определяется пригодностью материала с точки зрения веса и стоимости. [59]

Увеличенное отношение давлений на ступени

Сжатие воздуха в газовой турбине достигается путем преобразования части кинетической энергии (ротор компрессора, генерируемый либо центробежным рабочим колесом, либо осевым рядом) воздуха в статическое давление по одной ступени за раз. Большинство ранних реактивных двигателей использовали одноступенчатый центробежный компрессор с коэффициентами давления, такими как 3,3:1 ( de Havilland Goblin ). Более высокие коэффициенты давления пришли с осевым компрессором, потому что, хотя коэффициенты давления ступени были очень низкими по сравнению (1,17:1 BMW 003 ) [64], больше ступеней могли использоваться по мере необходимости для более высокого общего коэффициента давления. Более совершенные центробежные ступени используются в небольших турбовентиляторных двигателях в качестве последней ступени высокого давления после осевых ступеней ( Pratt & Whitney Canada PW300 и другие). Тот же уровень технологии дает 8:1 при использовании в качестве единственной ступени в вертолетных двигателях Pratt & Whitney PW200 . [65] Центробежная ступень состоит из рабочего колеса и диффузорных лопаток [66] или, в качестве альтернативы, диффузорных труб [67] , которые, как считается, создают меньшее засорение, поскольку статическое давление возрастает с диффузией. [68]

Осевой компрессор состоит из чередующихся рядов вращающихся и неподвижных диффузоров, [69] каждая пара которых является ступенью. Эти диффузоры расходятся по мере необходимости для дозвукового потока. [70] Канал, образованный соседними лопатками, величина диффузии регулируется путем изменения их угла относительно тангенциального, известного как угол шатания. [71] Большая диффузия дает более высокое отношение давлений, но поток в компрессорах очень восприимчив к разделению потока, поскольку он идет против растущего давления (газ естественным образом течет от высокого давления к низкому). Отношение давлений ступени увеличилось к 2016 году, так что 11 ступеней могли достичь 27:1 (компрессор высокого давления GE9X). [55]

Лопатки компрессора с малым удлинением, обладающие лучшей эффективностью как с точки зрения аэродинамики, так и конструкции, были введены в 1950-х годах в турбореактивном двигателе Туманский Р-11 , а впоследствии примеры лопаток вентилятора с широкой хордой были введены в 1983 году в Garrett TFE731-5 [ 72] и в 1984 году в RB211-535E4 [73] и Pratt & Whitney Canada JT15D -5. [74]

Эффективность вентилятора

Лопатки вентилятора на современных двигателях имеют широкую хорду , которая заменила обычные узкие хордовые лопатки, которым требовались демпферы или кожухи, чтобы предотвратить их вибрацию в неприемлемой степени. Увеличение длины хорды на величину, которая сделала лопатку достаточно жесткой, чтобы не требовать демпферов, также сделало лопатку более устойчивой к повреждениям, вызванным попаданием птиц, града и льда, [79] и принесло несколько не связанных между собой преимуществ улучшенной эффективности, запаса по помпажу и снижения шума. [80] Также имеется большее осевое расстояние для центрифугирования мусора от впускного отверстия компрессора, чтобы предотвратить эрозию поверхностей аэродинамического профиля, что снижает эффективность компрессора.

Сгорание

Эффекты теплопередачи и трения в камере сгорания, как в двигателе, так и в форсажной камере , вызывают потерю давления торможения и увеличение энтропии. Потеря давления показана на диаграмме T~s, где можно увидеть, что она уменьшает площадь рабочей части диаграммы. Потеря давления через камеру сгорания имеет два вклада. Один из-за подачи воздуха из компрессора в область сгорания, включая все охлаждающие отверстия (потеря давления трения), то есть с потоком воздуха, но без сгорания. Добавление тепла к текущему газу добавляет другой тип потери давления (потеря давления импульса).

Помимо потери давления застоя, другой мерой эффективности сгорания является неполное сгорание. Эффективность сгорания всегда была близка к 100% при высоких уровнях тяги, что означает наличие только небольших количеств HC и CO, но необходимо было внести большие улучшения вблизи работы на холостом ходу. В 1990-х годах сокращение оксидов азота (NOx) стало центром внимания из-за его вклада в смог и кислотные дожди, например. Технология сгорания для снижения NOx - это Rich burn, Quick mix, Lean burn (RQL) [84], представленная Pratt & Whitney с камерой сгорания TALON (Technology for Advanced Low NOx) PW4098 . [85] Технология RQL также используется в камере сгорания Rolls-Royce Phase 5 Trent 1000 и General Electric LEC (Low Emissions Combustor). [86]

Конфигурации камеры сгорания двигателя — раздельная с обратным потоком, раздельная с прямым потоком, трубчато-кольцевая (все три исторические, поскольку кольцевая камера потока обеспечивает большую площадь и более равномерный поток к турбине), а также современная кольцевая и кольцевая с обратным потоком. Подготовка топлива к сгоранию осуществляется либо путем его преобразования в мелкие капли (распыление), либо путем нагрева его воздухом в трубках, погруженных в пламя (испарение).

Примерами ранних реактивных двигателей с центробежными компрессорами являются Rolls-Royce Welland и General Electric J31 , в которых использовались камеры сгорания с обратным потоком. Более современные небольшие реактивные двигатели, включающие центробежную конечную ступень компрессора, также используют камеры сгорания с обратным потоком и варьируются от тяги 1000 фунтов силы Pratt & Whitney Canada PW600 в 6000-фунтовом очень легком реактивном самолете Eclipse 500 до тяги 7000 фунтов силы Lycoming ALF 502 в 97000-фунтовом авиалайнере British Aerospace 146 .

Ранние испытания на дожигание показали, что потеря давления из-за горения быстро увеличивалась, если число Маха на входе в зону горения было больше 0,3. Это ниже, чем Mn, выходящий из турбины, поэтому требуется диффузионная секция для замедления газа перед стабилизаторами пламени, где начинается горение и поддерживается в зоне рециркуляции. [96] Ранним сюрпризом при испытании дожигания было то, что топливо не воспламеняется само по себе в горячем выхлопе турбины, поэтому дожигатели используют различные методы зажигания. Достаточно низкое Mn, где начинается пламя (0,2–0,25 EJ200 [97] ), и достаточно большой диаметр канала для зоны горения необходимы для поддержания потери полного давления в дожигателе на приемлемо низком уровне. Как и в случае с камерой сгорания двигателя, воздух должен быть замедлен от предыдущего компонента, начиная с диффузора. Стабилизация пламени в камере сгорания двигателя достигается только с помощью воздушного потока, достигая реверсирования потока, например, с помощью вихревых лопаток вокруг топливного инжектора в сочетании с воздухом, поступающим через отверстия в гильзе. Форсажные камеры используют препятствия потоку, известные как держатели пламени с обтекаемым телом (V-образные желоба). Топливные форсунки форсажной камеры расположены выше по потоку от зоны горения, чтобы позволить распыленному топливу достаточно смешиваться с выхлопными газами турбины для распространения пламени по воздуховоду от держателей пламени.

Во всех каналах есть потери давления из-за трения стенок канала, но у дожигателя есть дополнительные потери, вызванные держателями пламени и трубками подачи топлива. Основная потеря давления, которая вызвана горением, увеличивается с Mn на входе в зону горения и с количеством сжигаемого топлива в терминах повышения температуры в дожигателе. [98]

Хотя турбины для ограничения температуры форсажной камеры нет, все равно требуется охлаждающий воздух для воздуховода и регулируемого сопла, что составляет около 10% от потока воздуха на входе в двигатель. Кислород в этом воздухе недоступен для горения. [99]

Снижение потери давления в воздуховодах

Воздух, проходящий через двигатель, проходит через два компонента, где скорости должны быть высокими, порядка скорости звука . Это компоненты, в которых выполняется работа, компрессор и турбина. Во всех остальных компонентах работа не выполняется, и необходимость снижения потерь давления требует более низких чисел Маха. Этими компонентами являются камера сгорания и форсажная камера двигателя, а также соединительные воздуховоды между компонентами, такими как выхлопная труба между турбиной и соплом двигателя.

Первый канал в силовой установке является входом, и потеря полного давления перед двигателем особенно важна, поскольку она появляется дважды при создании тяги. Тяга пропорциональна массовому расходу, который пропорционален полному давлению. Давление реактивного сопла и, следовательно, тяга также пропорциональны полному давлению на входе в двигатель. [101] В дозвуковых входах единственные потери полного давления возникают из-за трения вдоль стенок канала. Для сверхзвуковых входов также присутствуют потери от ударной волны, и требуются системы ударной волны для минимизации потери давления с увеличением сверхзвуковой Mn. Дополнительные потери полного давления происходят с ростом пограничного слоя по мере замедления потока. Пограничные слои должны быть удалены до расположения конечного скачка уплотнения, чтобы предотвратить отделение, вызванное ударной волной, и чрезмерные потери.

Flow through bypass ducts is subject to frictional losses and obstructions causing flow separation. Care has to be taken to avoid steps and gaps which increase flow losses as does their presence on aircraft surfaces where they cause drag.[107] Ducts need internal streamlining in the same way as external surfaces. Tubes have to cross the duct bringing compressed air from the gas generator to the aircraft pylon for its ECS. The tubes creates turbulent wakes in the bypass air which shows up as a pressure loss, an increase in entropy. A streamlined fairing round the tube is a performance improvement, it reduces the rise in entropy. The higher the flow Mn the greater the pressure loss.[108]

In constant area ducts (jetpipe) and constant area ducts with heat addition (engine combustor and afterburner) the gas accelerates due to heating up with wall friction (duct), obstructions (flame tube, flameholders and fuel manifolds), and heat addition. It accelerates subsonically, with increasing pressure loss, towards the speed of sound. To keep the pressure loss to an acceptable value the flow entering the duct is slowed down using an increase in flow area.

Leakage control

The jet engine has many sealing locations, more than fifty in a large engine. The cumulative effect of leakage on fuel consumption can be significant. Gas path sealing affects engine efficiency and became increasingly more important as higher pressure compressors were introduced.[110]

There are unwanted leaks from the primary gas path and necessary bleeds from the compressor which enter the secondary or internal flow system. They are all controlled by seals with design clearances. When seals rub and wear, opening up clearances, there is performance deterioration (increased fuel consumption).

Sealing of the stators was initially accomplished using knife-edge fins on the rotating part and a smooth surface for the stator shroud. Examples are the Avon and Tumansky R-11. With the invention of the honeycomb seal the labyrinth seal has an abrazive honeycomb shroud which is easily cut by the rotating seal teeth without overheating and damaging them.[111] Labyrinth seals are also used in the secondary air system between rotating and stationary parts. Example locations for these are shown by Bobo.[112]Tip clearance between compressor and turbine blades[113] and their cases is a significant source of performance loss. Much of the loss in compressors is associated with tip clearance flow.[114] For a CFM56 engine an increase in high pressure turbine tip clearance of 0.25 mm causes the engine to run 10 °C hotter (reduced efficiency) to attain take off thrust.[115] Tip clearances have to be big enough to prevent rubbing when they tend to close up during carcase bending, case distortion from thrust transfer, centre-line closure when the compressor case shrinks onto the rotor diameter( rapid reduction in temperature of air entering the engine), thrust setting changes (controlled by Active Clearance Control using compressor rotor cooling and turbine case cooling).

Tip clearance changes with thrust changes

An engine is designed to run steady state at design points such as take-off, climb, and cruise with running clearances which minimize fuel use. Steady state means being at a constant rpm for long enough (several minutes) for all parts to have stopped moving relative to each other from transient thermal growths. During this time clearances between parts may close up to rubbing contact and wear to give larger clearances, and fuel consumption, at the important stabilized condition. This scenario inside the engine is prevented by internal compressor bore cooling[120] and external turbine casing cooling on big fan engines (active clearance control). [121][122][123]

Sealing at blade tips and stator shrouds

In the late 1940s it was considered by most US engine manufacturers that the optimum pr was 6:1 in light of the amount of leakage flow expected with the then-current sealing knowledge. P&W considered 12:1 could be achieved[126] but during pre-J57 development testing a compressor with 8:1 was tested and the leakage was so high that no useful work would have been produced.[127] One benefit of the subsequent wasp waist was reduced leakage from the reduced sealing diameter. In 1954 a GE engineer invented a very effective sealing scheme, the honeycomb seal[128] which reduces substantially the rubbing contact area and temperatures generated. The rotating part cuts into the cellular structure without being permanently damaged. It is widely used today. The primary gas flow through the compressor and turbine has to follow the airfoil surfaces to exchange energy with the turbomachinery. Any flow leaking past the blade tips generates entropy and reduces the efficiency of the compressor and turbine. Interlocking shrouds are present on the tips of low pressure turbine blades to provide an outer band to the flowpath which reduces tip leakage. Leakage is further reduced with the addition of seal teeth on the outer periphery of the shrouds which rub into open cell honeycomb shrouds.

Tip clearance with backbone bending and case out-of-roundness

The advent of the high bypass civil engines, JT9D and CF6, showed the importance of thrust take off locations on the engine cases. Also, large engines have relatively flexible cases inherent in large diameter flight-weight structures giving relatively large relative displacements between heavy stiff rotors and the flexible cases.[129] Case distortion with subsequent blade tip rubbing and performance loss appeared on the JT9D installation in the Boeing 747 as a result of thrust being taken from a single point on top of the engine exhaust case. Thrust from the rear mount plane was a Boeing requirement.[130] Compared to the 15,000 lb thrust JT3D with its four structural cases the 40,000 lb thrust JT9D made economical use of supporting structure with only three structural cases making a compact lightweight design.[131] During flight testing the engines suffered violent surges and loss in performance[132] which were traced to bending of the engine backbone by 0.043 in. at the combustor case and the turbine case going out-of-round which in turn caused blade tip rubs and increased tip clearance.[133]

The three big fan engines introduced in the 1960s for wide-body airliners, Boeing 747, Lockheed Tristar, DC-10, had much higher thrust and size compared to the engines powering the previous generation of airliners. The JT9D and CF6 showed that rotor tip clearances were sensitive to the way the engines were mounted and performance was lost through rotor tip rubs due to backbone bending and local distortion of casings at the point of thrust transfer to the aircraft pylon.[134] At the same time the RB211 performance didn't deteriorate so fast due to its shorter, more rigid, three-shaft configuration. For the Boeing 777[135][136] the Trent 800[137] and GE90 would incorporate two-point mounting for ovalization reduction.[138]

The first high bypass fan engine, the TF39, transferred its thrust to the C5 pylon from the rear mount. It was a single point thrust location on the turbine mid-frame which locally distorted the casings, causing out of roundness of the turbine stators, increased clearances and a performance loss. The CF6-6, derived from the TF39 had thrust taken for the DC-10 from the front mount plane but also from a single point. This also caused single point distortion and unacceptable performance loss for the airliner. The distortion was reduced by taking thrust from two points which allowed smaller compressor running clearances and better SFC.

Internal or secondary air system

The use of air for internal systems increases fuel consumption so there is a need to minimize the airflow required. The internal air system uses secondary air for cooling, keeping oil in bearing chambers, to control bearing thrust load for bearing life, and preventing hot gas ingestion from turbine gas flow into disc cavities. It is a cooling system which uses airflow to transfer heat away from hot parts and maintain them at a temperature which ensures the life of parts such as turbine discs and blades. It is also a purge system which uses air to pressurize cavities to prevent hot flowpath gas from entering and overheating disc rims where blades are attached. It is used to cool or heat parts to control radial clearances (clearance control system). Early radial compressor engines used supplementary means for cooling air, for example a dedicated impeller or a fan machined integral with the turbine disc. The air sources for axial engines are different stages along the compressor depending on the different air system pressure requirements. Use of a single stage impeller as the last high pressure stage on small turbofan engines gives the flexibility of three different source pressures from the single stage, impeller entry, halfway through the stage (impeller tip) and diffuser exit (at combustor pressure). The air system sinks are the primary gas path where turbine cooling air is returned, for example, and the oil system vent overboard.

Performance deterioration

Gas path deterioration and increasing EGT coexist. As the gas path deteriorates the EGT limit ultimately prevents the take-off thrust from being achieved and the engine has to be repaired.[147]The engine performance deteriorates with use as parts wear, meaning the engine has to use more fuel to get the required thrust. A new engine starts with a reserve of performance which is gradually eroded. The reserve is known as its temperature margin and is seen by a pilot as the EGT margin. For a new CFM International CFM56-3 the margin is 53 °C.[148][43] Kraus[149] gives the effect on increased fuel consumption of typical component degradation during service.

American Airlines experience with the JT3C turbojet included cracking and bowing of the turbine nozzle guide vanes which adversely affected the gas flow to the rotating turbine blades causing increased fuel consumption. More significant was erosion of turbine parts by hard carbon lumps which formed around the fuel nozzles and periodically breaking away and striking and eroding turbine blades and nozzle guide vanes causing loss of EGT margin.[155]

Prior to the doubling and tripling price of fuel in the early 1970s the regain of performance after deterioration was largely a by-product of maintaining engine reliability. The rising cost of fuel and a new awareness on conservation of energy led to a need to understand which type and amount of component degradation caused how much of an increase in fuel consumption.[156] Higher bypass ratio engines were shown to be more susceptible to structural deformations which caused blade tip and seal clearances to be opened up by rubs.

American Airlines conducted tests on early bypass engines to understand to what degree component wear and accumulation of atmospheric dirt affected fuel consumption. Gas path surfaces in the fan and compressor were found to be coated with deposits of dirt, salt and oil which increased surface roughness and caused performance loss.[157] A compressor wash on a particular Pratt & Whitney JT8D bypass engine reduced the fuel consumption by 110 pounds of fuel for every hour run.[158]

Clearances between rotating and stationary parts are required to prevent contact. Increasing clearances, which occur in service as a result of rubbing, reduce the thermal efficiency which shows up when the engine uses more fuel than before. An American Airlines test on a Pratt & Whitney JT3D engine found that increasing the HP turbine tip clearance by 0.031 inch caused a 0.9% increase in fuel used.[159]

The advent of the high bypass engines introduced new structural requirements necessary to prevent blade rubs and performance deterioration. Prior to this the JT8D, for example, had thrust bending deflections minimized with a long stiff one-piece fan duct which isolated the internal engine cases from aerodynamic loads. The JT8D had good performance retention with its moderate turbine temperature and stiff structure. Rigid case construction installed engine not adversely affected by axial bending loads from inlet on TO rotation. The engine had relatively large clearances between rotating and stationary components so compressor and turbine blade tip rubs were not significant and performance degradation came from distress to the hot section and compressor blade increasing roughness and erosion.[160]

Emissions

The connection between emissions and fuel consumption is the combustion inefficiency which wastes fuel. Fuel should be completely burned so all chemical energy is liberated as heat.[161] The formation of pollutants signifies that fuel has been wasted and more fuel is required to produce a particular thrust than would otherwise be.

Noise

Noise influences the social acceptability of aircraft and maximum levels measured during takeoff and approach flyover are legislated around airports. Military aircraft noise is the subject of complaints from people living near military airfields and in remote areas under the flight paths of low level training routes. Prior to the introduction into service of the first jet airliners noise was already the subject of citizen actions around airports due to unacceptable noise from the last generation of piston-engined airliners such as xxx. Forewarned early operators of jet airliners introduced their services with noise abatement takeoff procedures, Comet Caravelle,

Passenger cabin and cockpit noise in civil aircraft and cockpit noise in military aircraft has a contribution from jet engines both as engine noise and structure-borne noise originating from engine rotor out of balance.

Starting time

Starting time is the time taken from initiating the starting sequence to reaching idle speed. A CFM-56 typical start time is 45–60 seconds.[162] Starting time is a flight safety issue for airstarts because starting has to be completed before too much altitude has been lost.[163]

Weight

The weight of an engine is reflected in the weight of the aircraft and introduces some drag penalty. Extra engine weight means a heavier structure and reduces aircraft payload.[164]

Size

The size of an engine has to be established within the engine installation envelope agreed during the design of the aircraft. The thrust governs the flow area hence size of the engine. A criterion of pounds of thrust per square foot of compressor inlet is a figure of merit. The first operational turbojets in Germany had axial compressors to meet a 1939 request from the German Air Ministry to develop engines producing 410 lb/sq ft.[165]

Cost

A lower fuel consumption engine reduces airline expenditure on buying fuel for a given fuel cost. Deterioration of performance(increased fuel consumption) in service has a cumulative effect on fuel costs as the deterioration and rise in consumption is progressive. The cost of parts replacement has to be considered relative to the saving in fuel.[166]

Terminology and explanatory notes

Clarifying momentum, work, energy, power

A basic explanation for the way burning fuel results in engine thrust uses terminology like momentum, work, energy, power and rate. Correct use of the terminology may be confirmed by using the idea of fundamental units which are mass M, length L and time T, together with the idea of a dimension, i.e. power, of the fundamental unit, say L1 for distance, and in a derived unit, say speed which is distance over time, with dimensions L1 T −1[167] The object of the jet engine is to produce thrust which it does by increasing the momentum of the air passing through it. But thrust isn't caused by the change in momentum. It's caused by the rate of change in momentum. So thrust, which is a force, has to have the same dimensions as rate of change of momentum, not momentum. Efficiences may be expressed as ratios of energy rate or power which has the same dimensions.

Force dimensions are M1 L1 T−2 , momentum has dimensions M1L1 T−1 and rate of change of momentum has dimensions M1 L1T−2, ie the same as force. Work and energy are similar quantities with dimensions M1 L2T−2. Power has dimensions M1 L2T−3.[168]

References

  1. ^ Gas Turbine Performance, Second Edition, Walsh and Fletcher 2004, ISBN 0 632 06434-X, Preface
  2. ^ "EGT margin indicates engine health"' pp. 5–11, Safety first The Airbus Safety magazine, February 2022
  3. ^ a b "A Variable Cycle Engine for Subsonic Transport Applications - PDF Free Download". docplayer.net. Retrieved 2023-11-16.
  4. ^ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.9176?journalCode=jpp,"Ideas and Methods of Turbomachinery Aerodynamics: A Historical View", Cumpsty and Greitzer, Fig. 1
  5. ^ An engine applies a thrust force to a stationary aircraft and thrust work is done on the aircraft when it moves under the influence.
  6. ^ a b Kurzke, Joachim; Halliwell, Ian (2018). "Propulsion and Power". SpringerLink. doi:10.1007/978-3-319-75979-1. ISBN 978-3-319-75977-7.
  7. ^ Hawthorne, William (1978). "Aircraft propulsion from the back room". The Aeronautical Journal. 82 (807): 93–108. doi:10.1017/S0001924000090424. ISSN 0001-9240. S2CID 117522849.
  8. ^ Gaffin, William O.; Lewis, John H. (1968). "Development of the High Bypass Turbofan". Annals of the New York Academy of Sciences. 154 (2): 576–589. Bibcode:1968NYASA.154..576G. doi:10.1111/j.1749-6632.1968.tb15216.x. ISSN 0077-8923. S2CID 84722218.
  9. ^ The Aerothermodynamics of Aircraft Gas Turbine Engines, Oates, Editor, AFAPL-TR-78-=52, WP AFB, Ohio, pp. 1–41
  10. ^ AGARD (Advisory Group for Aerospace Research and Development), Lecture Series No.136: Ramjet and Ramrocket Propulsion Systems for Missiles.
  11. ^ a b "Some Fundamental Aspects of Ramjet Propulsion". ARS Journal. Vol. 27, no. 4. American Institute of Aeronautics. April 1957 – via Internet Archive.
  12. ^ "Supersonic Stovepipes". The Cornell Engineer. Vol. 16, no. 6. Cornell University. March 1951. p. 9 – via Internet Archive.
  13. ^ "Gas Turbines And Their Problems", Hayne Constant, Todd Reference Library, Todd Publishing Group Ltd., 1948, p. 46
  14. ^ Kiran Siddappaji (November 2008). Benefits of GE 90 representative turbofan through cycle analysis (Report). doi:10.13140/RG.2.2.25078.50243.
  15. ^ Henning Struchtrup; Gwynn Elfring (June 2008). "External losses in high-bypass turbo fan air engines". International Journal of Exergy. 5 (4): 400. doi:10.1504/IJEX.2008.019112.
  16. ^ a b Rubert, Kennedy F. (1945-02-01). An analysis of jet-propulsion systems making direct use of the working substance of a thermodynamic cycle (Report).
  17. ^ Smith, Trevor I.; Christensen, Warren M.; Mountcastle, Donald B.; Thompson, John R. (2015-09-23). "Identifying student difficulties with entropy, heat engines, and the Carnot cycle". Physical Review Special Topics - Physics Education Research. 11 (2): 020116. arXiv:1508.04104. Bibcode:2015PRPER..11b0116S. doi:10.1103/PhysRevSTPER.11.020116.
  18. ^ Transactions The Manchester Association of Engineers 1904, The Temperature-Entropy Diagram, Mr. G. James Wells, p. 237
  19. ^ Report of the committee appointed on the 31st March, 1896, to consider and report to the Council upon the subject of the definition of a standard or standards of thermal efficiency for steam-engines . London, the Institution. 1898.
  20. ^ "Gas Turbine Aero-thermodynamics", Sir Frank Whittle, ISBN 0-08-026718-1, p. 2
  21. ^ Cumpsty, N. A. (1997). Jet propulsion: a simple guide to the aerodynamic and thermodynamic design and performance of jet engines. Cambridge; New York: Cambridge University Press. ISBN 978-0-521-59330-4 – via Internet Archive.
  22. ^ Entropy Generation In Turbomachinery Flows"'Denton, SAE 902011, p. 2251
  23. ^ "Loss mechanisms in Turbomachines" Denton, ASME 93-GT-435, p. 4
  24. ^ "Jet engine | Engineering, Design, & Functionality | Britannica". Britannica. 2023-10-24. Retrieved 2023-11-16.
  25. ^ Journal of Aircraft September-October 1966: Vol 3 Iss 5. American Institute of Aeronautics and Astronautics. September 1966 – via Internet Archive.
  26. ^ 'Jet Propulsion For Airplanes', Buckingham, NACA report 159, p. 85
  27. ^ Zhemchuzhin, N. A.; Levin, M. A.; Merkulov, I. A.; Naumov, V. I.; Pozhidayev, O. A.; Frolov, S. P.; Frolov, V. S. (1977-01-01). Soviet aircraft and rockets. NASA.
  28. ^ a b Lewis, John Hiram (1976). "Propulsive efficiency from an energy utilization standpoint". Journal of Aircraft. 13 (4): 299–302. doi:10.2514/3.44525. ISSN 0021-8669.
  29. ^ rayner joel (1960). heat engines. Internet Archive.
  30. ^ Weber, Richard J.; Mackay, John S. (1958-09-01). An Analysis of Ramjet Engines Using Supersonic Combustion (Report).
  31. ^ a b Mattingly, Jack D.; Boyer, Keith M. (2016-01-20). Elements of Propulsion: Gas Turbines and Rockets, Second Edition. Reston, VA: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. doi:10.2514/4.103711. ISBN 978-1-62410-371-1.
  32. ^ Smith G. Geoffrey (1946). Gas Turbines And Jet Propulsion For Aircraft.
  33. ^ Theory of Jet Engines (Report).
  34. ^ "Performance and Ranges of Application of Various Types of Aircraft-Propulsion System". UNT Digital Library. August 1947. Retrieved 2023-11-16.
  35. ^ "Design of Tail Pipes for Jet Engines-Including Reheat", Edwards, The Aeronautical Journal, Volume 54, Issue 472, Fig. 1.
  36. ^ "Engine Technology Development to Address Local Air Quality Concerns", Moran, ICAO Colloquium on Aviation Emissions with Exhibition, 14–16 May 2007
  37. ^ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.44525?journalCode=ja "Propulsive Efficiency from an Energy Utilization Standpoint", Lewis, Fig. 2
  38. ^ "Rolls-Royce's Pearl 10X Set for 747 Flying Testbed Evaluation | Aviation Week Network".
  39. ^ On the design of energy efficient aero engines, Richard Avellan, 2011, ISBN 978-91-7385-564-8, Figure 6
  40. ^ "Jet engine | Engineering, Design, & Functionality | Britannica". 6 December 2023.
  41. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19930082605, NACA TN 1927 Generalization of Turbojet engine performance in terms of pumping characteristics
  42. ^ Jet Engines And Propulsion Systems For Engineers, edited by Thaddeus Fowler, GE Aircraft Engines 1989, pp. 11–19
  43. ^ a b Performance of the Jet Transport Airplane, Young 2018, ISBN 978-1-118-53477-9, Fig 8.19
  44. ^ "American Airlines Experience with Turbojet/Turbofan Engines", Whatley, ASME 62-GTP-16
  45. ^ "Special Report: Air Florida Flight 90". AirDisaster.Com. Archived from the original on June 12, 2015. Retrieved May 30, 2015., p. 80
  46. ^ Who needs engine monitoring?, Aircraft Engine Diagnostics, NASA CP2190, 1981, p. 214
  47. ^ Jet Propulsion, Nicholas Cumpsty, ISBN 0 521 59674 2, p. 40
  48. ^ Novel Aerodynamic Loss Analysis Technique Based On CFD Predictions Of Entropy Production, Sullivan, SAE 951430, p. 343
  49. ^ https://arc.aiaa.org/doi/10.2514/3.43978 "Theory and Test of Flow Mixing of Turbofan Engines", Hartmann,Journal of Aircraft, Vol. 5, No. 6, Introduction
  50. ^ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1964-243, On The Thermodynamic Spectrum Of Airbreathing Propulsion, Builder, p.2
  51. ^ 'The Road To The 707', ISBN 0-9629605-0-0, p. 204
  52. ^ https://journals.sagepub.com/doi/10.1243/PIME_PROC_1950_163_022_02, 'The Gas Turbine in Perspective', Hayne Constant, Fig. 3, 8, 9, 10
  53. ^ https://patents.google.com/patent/US3357176A/en, 'Twin Spool Gas Turbine Engine with Axial and Centrifugal Compressors, column 1, lines 46–50
  54. ^ "Design And Development Of The Garrett F109 Turbofan Engine", Krieger et al., Canadian Aeronautics and Space Journal, Vol. 34, No. 3, September 1988 9.171
  55. ^ a b https://drs.faa.gov/browse/excelExternalWindow/DRSDOCID114483736420230203181002.0001?modalOpened=true,"Type Certificate Data Sheet E00095EN"
  56. ^ https://archive.org/details/Aviation_Week_1952-10-20, p. 13 'Split Compressors Usher in New Jet Era'
  57. ^ 'The Engines of Pratt & Whitney: A Technical History', ISBN 978-1-60086-711-8, p. 232
  58. ^ Jet Propulsion For Aerospace Applications, Second Edition, Hesse and Mumford, Library of Congress Catalog Card Number 64-18757, p. 185
  59. ^ https://archive.org/details/aircraftpropulsion2ed_201907, "Aircraft Propulsion", Farokhi Second Edition 2014, p. 638
  60. ^ NASA Conference on Engine Stall and Surge, Paper IV, NASA TM-X-67600, Fig.16-19
  61. ^ Flight International, 16 December 1955, p. 901
  62. ^ https://www.enginehistory.org/Convention/2013/SR-71Propul/SR-71Propul.shtml, cutaway J58 internal detail and J58 external detail
  63. ^ https://www.roadrunnersinternationale.com/pw_tales.htm p.4
  64. ^ Lundquist, W. G.; Cole, R. W. (1946). "BMW-003 TURBO-JET ENGINE Compared with the JUMO 004". SAE Transactions. 54: 503–510 [506]. JSTOR 44548294.
  65. ^ https://engineering.purdue.edu/~propulsi/propulsion/jets/tprops/pw200.html, PW206 8:1
  66. ^ "The Jet Engine", Rolls-Royce Limited, Publication Ref. T.S.D. 1302, July 1969, 3rd Edition, Figure 3-6 'Airflow at entry to diffuser'
  67. ^ https://patents.google.com/patent/US3420435,"Diffuser Construction"
  68. ^ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/GT1972/79818/V001T01A053/231014,"A Comparison Of The Predicted And Measured Performance Of High Pressure Ratio Centrifugal Compressor Diffusers", Kenney, p. 19
  69. ^ https://archive.org/details/DTIC_ADA059784/page/n45/mode/2up,"All compression in engines requires a diffusion process", section 1.4.2.3
  70. ^ Supersonic flow is slowed in a converging duct as shown from the inlet lip to the shock trap bleed.
  71. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19650013744,"Aerodynamic Design of Axial-Flow Compressors", p. 126
  72. ^ https://www.sae.org/publications/technical-papers/content/861837/, "Low Aspect Ratio Axial Flow Compressors: Why and What It Means", Wennerstrom, p. 11
  73. ^ https://www.worldcat.org/title/history-of-the-rolls-royce-rb211-turbofan-engine/oclc/909128142 [bare URL]
  74. ^ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/IGT1985/79429/V001T01A006/259190,"Development of a New Technology Small Fan Jet Engine", Boyd, ASME 85-IGT-139, p. 2
  75. ^ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/GT1969/79832/V001T01A088/231986, "An Introduction to the JT15D Engine"
  76. ^ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.9176?journalCode=jpp,"Ideas and Methods of Turbomachinery Aerodynamics: A Historical View", Cumpsty and Greitzer, Figure 1
  77. ^ https://journals.sagepub.com/doi/10.1243/0954406991522680, "Axial Compressor Design", Gallimore, p. 439
  78. ^ https://asmedigitalcollection.asme.org/turbomachinery/article-abstract/111/4/357/419178/Low-Aspect-Ratio-Axial-Flow-Compressors-Why-and?redirectedFrom=fulltext, "Low Aspect Ratio Axial Flow Compressors: Why and What It Means", Wennerstrom, SAE 861837, p. 6
  79. ^ Amoo, Leye M. (2013). "On the design and structural analysis of jet engine fan blade structures". Progress in Aerospace Sciences. 60: 1–11. Bibcode:2013PrAeS..60....1A. doi:10.1016/j.paerosci.2012.08.002.
  80. ^ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/GT1988/79191/V002T02A017/236878,"Developing The Rolls-Royce Tay", Wilson, 88-GT-302
  81. ^ The Impact Of Three-Dimensional Analysis On Fan Design, Clemmons et al., ASME 83-GT-136
  82. ^ https://patents.google.com/patent/US6071077A/en, "Swept Fan Blade"
  83. ^ "Modern Advances in Fan and Compressor Design using CFD", Balin, University of Colorado, Boulder, Colo. 80309
  84. ^ McKinney, Randal; Cheung, Albert; Sowa, William; Sepulveda, Domingo (2007). "The Pratt & Whitney TALON X Low Emissions Combustor: Revolutionary Results with Evolutionary Technology". 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. doi:10.2514/6.2007-386. ISBN 978-1-62410-012-3.
  85. ^ Liu, Yize; Sun, Xiaoxiao; Sethi, Vishal; Nalianda, Devaiah; Li, Yi-Guang; Wang, Lu (2017). "Review of modern low emissions combustion technologies for aero gas turbine engines". Progress in Aerospace Sciences. 94: 15. Bibcode:2017PrAeS..94...12L. doi:10.1016/j.paerosci.2017.08.001. hdl:1826/12499.
  86. ^ "Engine Technology Development to Address Local Air Quality Concerns", Moran, ICAO Colloquium on Aviation Emissions with Exhibition, 14-16 May 2007
  87. ^ "Jet Propulsion Progress", Neville and Silsbee, First Edition, McGraw-Hill Book Company, Inc., 1948, p. 127
  88. ^ "Series II Goblin", Flight magazine,21st February,1946
  89. ^ https://archive.org/details/in.ernet.dli.2015.19428/page/n71/mode/2up,"Gas Turbines and Jet Propulsion" 4th edition, Smith, Fig. 73 and 77
  90. ^ "Westinghouse J46 Axial Turbojet Family. Development History And Technical Profiles", Paul J. Christiansen, ISBN 978-0-692-76488-6, Figure 3 and 8
  91. ^ https://asmedigitalcollection.asme.org/gasturbinespower/article/132/11/116501/464800/GAS-TURBINE-COMBUSTION-Alternative-Fuels-and, p. 237
  92. ^ "Two-spool Turbo Wasp", Flight magazine, 27 November 1953.
  93. ^ "Gas Turbine Combustion" Third Edition, Lefebvre and Ballal, ISBN 978 1 4200 8605 8, pp. 15–16, Figure 1.16
  94. ^ https://patents.google.com/patent/US20150059355A1/en,"Method And System For Controlling Gas Turbine Performance With A Variable Backflow Margin"
  95. ^ http://www.netl.doe.gov>gas.turbine.handbook,"4.2.1 Cooling Design Analysis, p. 304
  96. ^ "Exhaust Reheat for Turbojets - A Survey of Five Years' Development Work - Part 1", Flight magazine, 8 September 1949
  97. ^ https://archive.org/details/DTIC_ADA361702,"Design Principles And Methods For Aircraft Gas Turbine Engines", RTO-MP-8, p. 19-5
  98. ^ Kurzke, Joachim; Halliwell, Ian (2018). Propulsion and Power. pp. 544–545. doi:10.1007/978-3-319-75979-1. ISBN 978-3-319-75977-7.
  99. ^ Kurzke, Joachim; Halliwell, Ian (2018). Propulsion and Power. p. 545. doi:10.1007/978-3-319-75979-1. ISBN 978-3-319-75977-7.
  100. ^ "Fast Jets-the history of reheat development at Derby", Cyril Elliott, Rolls-Royce Heritage Trust, Technical Series No 5, ISBN 1 872922 20 1, p. 116
  101. ^ "A Review Of Supersonic Air Intake Problems, Wyatt", Agardograph No. 27, p. 22
  102. ^ The First James Clayton Lecture,"The Early History Of The Whittle Jet Propulsion Gas Turbine", Air Commodore F. Whittle, p. 430 Fig. 20
  103. ^ Not Much Of An Engineer, Sir Stanley Hooker An Autobiography, ISBN 1 85310 285 7, p. 90
  104. ^ https://patents.google.com/patent/US3477455A/en,"Supersonic inlet for jet engines"
  105. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19930090035,"Use of Shock-trap Bleed to Improve Pressure Recovery...",
  106. ^ https://www.semanticscholar.org/paper/Ramjet-Intakes-Cain/96dc23a101c094f19d185f7497755c0cb0d19ec8, "Ramjet Intakes", Cain, Figure 19
  107. ^ "Fluid-dynamic Drag", Hoerner 1965, Library of Congress Catalog Card Number 64-19666, Chapter 5 Drag of surface imperfections, p. 5-1
  108. ^ https://www.hindawi.com/journals/ijae/2022/3637181/, Analysis of Entropy Generation and Potential Inhibition in an Aeroengine System Environment, Liu et al., Introduction
  109. ^ https://www.cambridge.org/core/journals/aeronautical-journal/article/abs/aircraft-propulsion-from-the-back-room/771675086CDE0E766BE700CD6B3198E7 "Aircraft propulsion from the back room", Hawthorne, p. 101
  110. ^ "Seal Technology In Gas Turbine Engines", AGARD CP 237, pp. 1–2
  111. ^ Selecting a Material For Brazing Honeycomb in Turbine Engines, Sporer and Fortuna, Brazing and Soldering Today February 20014, p. 44
  112. ^ https://patents.google.com/patent/US2963307, "Honeycomb seal" Fig.1
  113. ^ https://www.yumpu.com/en/document/view/33920940/8th-israeli-symposium-on-jet-engine-and-gas-turbine, slide 'Effect of tip clearance on turbine efficiency'
  114. ^ Current Aerodynamic Issues For Aircraft Engines, Cumpsty, 11th Australian Fluid Mechanics Conference, University of Tasmania, 14–18 December 1992, p. 804
  115. ^ CFM Flight Ops Support, Performance Deterioration p. 48
  116. ^ AGARD CP 237 'Gas Path Sealing in Turbine Engines', Ludwig, Figure 6(a)
  117. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19780013166 "Gaspath Sealing in Turbine Engines", Ludwig Fig. 6(d)
  118. ^ a b AGARD CP 237 'Gas Path Sealing in Turbine Engines', Figure 6(a)
  119. ^ AGARD CP 237 'Gas Path Sealing in Turbine Engines', Figure 7(b)
  120. ^ "Jet Engines And Propulsion Systems For Engineers, GE Aircraft Engines 1989, pp. 8–10
  121. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/20060051674 "Transient tip clearance" fig.1
  122. ^ https://patents.google.com/patent/US6126390A/en "Passive clearance control system for a gas turbine"
  123. ^ "Turbine Engine Clearance Control Systems: Current Practices and Future Directions". September 2002.
  124. ^ https://www.easa.europa.eu/en/document-library/product-certification-consultations/proposed-special-condition-1, EASA "Turbine Engines Transient over-temperature, over-speed and over-torque limit approval", 'When the engine characteristics are such that an acceleration from cold produces a transient over-temperature in excess of that for steady state running...'
  125. ^ Training Manual CFM56-5A Engine Systems, Clearance Control Chapters 75-21-00 and 75-22-00
  126. ^ https://arc.aiaa.org/doi/book/10.2514/4.867293 "The Engines of Pratt & Whitney:A Technical History", Connors, p. 219
  127. ^ https://www.enginehistory.org,"Wright's T35 Turboprop Engine, et al. by Doug Cuty, 1 Sept 2020 "... a constant outer diameter and a pressure ratio of 8:1 ... seal leakage was so bad that the constant outer diameter approach was terminated."
  128. ^ 'Honeycomb Seal", US patent 2,963,307
  129. ^ https://archive.org/stream/DTIC_ADA060293/DTIC_ADA060293_djvu.txt, "AGARD CP 237", pp. 1–9
  130. ^ "Jet Engine Force Frame", US patent 3,675,418
  131. ^ https://nyaspubs.onlinelibrary.wiley.com/doi/abs/10.1111/j.1749-6632.1968.tb15216.x, "Development Of The High Bypass Turbofan", p. 588 'Advanced Structural Concepts'
  132. ^ "747 Creating The World's First Jumbo Jet And Other Adventures From A Life In Aviation", Sutter, ISBN 978 0 06 088241 9, p. 187
  133. ^ Flight International,13 November 1969, p. 749
  134. ^ Koff, B. (1991). "Spanning the globe with jet propulsion". 21st Annual Meeting and Exhibit. p. 8. doi:10.2514/6.1991-2987.
  135. ^ https://patents.google.com/patent/US5320307A/en, "Aircraft Engine Thrust Mount", Abstract
  136. ^ a b https://www.freepatentsonline.com/5873547.html, "Aircraft Engine Thrust Mount", Sheet 2
  137. ^ https://archive.org/details/boeing-777-ian-allan-abc, "Boeing 777, Campion-Smith, p. 52
  138. ^ https://asmedigitalcollection.asme.org/memagazineselect/article-abstract/133/03/46/380174/Mounting-TroublesThe-First-Jumbo-Jet-was-an?redirectedFrom=fulltext, "Mounting Troubles", Langston, p. 7
  139. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19820020420, NASA CR-165573, Figure 4-1 'Inlet angle of attack'
  140. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19790012903,"CF6 jet engine performance improvement program. Task 1: Feasibility analysis", Fig.31
  141. ^ Load distributing Thrust Mount, US patent 3,844,115, column 1 line 66
  142. ^ Langston, Lee S. (2011). "Mounting Troubles". Mechanical Engineering. 133 (3): 46–49. doi:10.1115/1.2011-MAR-6.
  143. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19790022018, "Energy Efficient Engine Flight Propulsion System",'Mounting System' 4.11.2.3
  144. ^ "Flight", February 6, 1947, "The de Havilland Ghost (DGT/50)", p. 143
  145. ^ "Gas path sealing in turbine engines", Ludwig, NASA TM-73890, p. 1-2, 2. Sealing locations and seal types
  146. ^ Training Manual CFM56-5C Engine Systems, January 2003, Published by CFMI Customer Training Center, Chapter 79-00-00 page 7
  147. ^ Aircraft Engine Diagnostics, NASA CP 2190, 1981, JT8D Engine Performance Retention, p. 64
  148. ^ https:smart cockpit.com, CFM Flight Operations Support, page 37
  149. ^ https://reposit.haw-hamburg.de/handle/20.500.12738/5576,"Further investigation of engine performance loss, in particular exhaust gas temperature margin, in the CF6-80C2 jet engine and recommendations for test cell modifications to record additional criteria, Tables 2.1–2.4
  150. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19810022654,"Aircraft Engine Diagnostics", JT-8D Engine Performance Retention, p. 66
  151. ^ Flight International, 13 November 1969, p. 749
  152. ^ CFM CFM56 Series Training Manual, p. 142
  153. ^ Plante, Robert D. (1988). "The Nozzle Guide Vane Problem". Operations Research. 36 (1): 18–33. doi:10.1287/opre.36.1.18. JSTOR 171375.
  154. ^ Jet Engines And Propulsion Systems For Engineers, GE Aircraft Engines 1989, pp. 5–17
  155. ^ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/GT1962/79931/V001T01A016/227591,"American Airlines Experience with Turbojet/Turbofan Engines", p. 4
  156. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937, p. 2
  157. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937,"Analysis of turbofan engine performance deterioration and proposed follow-on tests", p. 22
  158. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 p.20
  159. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937, Fig.13
  160. ^ https://ntrs.nasa.gov/citations/19810022654,"Aircraft Engine Diagnostics", JT-8D Engine Performance Retention, p. 69
  161. ^ https://archive.org/details/gasturbinecombus0000lefe, Gas Turbine Combustion, Lefebvre 1983, ISBN 0 07 037029X p. 4
  162. ^ CFM Flight Ops Support 13 December 2005, p. 85
  163. ^ «Прогнозирование и моделирование производительности газотурбинных двигателей для самолетов, морских судов, транспортных средств и электростанций», Технический отчет RTO TR-AVT-036, стр. 2–50
  164. ^ "Aircraft Propulsion", PJ McMahon, ISBN 0 273 42324 X , стр. 58 
  165. ^ Хиршель, Эрнст Генрих; Прем, Хорст; Маделунг, Геро (2004). Авиационные исследования в Германии. п. 226. дои : 10.1007/978-3-642-18484-0. ISBN 978-3-642-62129-1.
  166. ^ «Эволюция авиалайнера», Уитфорд, ISBN 978 1 86126 870 9 , стр. 119 
  167. ^ Инженерная термодинамика. Работа и теплопередача, Роджерс и Мэйхью, 1967, ISBN 978-0-582-44727-1 , стр. 15 
  168. ^ https://archive.org/details/masslengthtime0000norm_v5r2/page/150/mode/2up, Масса, длина и время, Норман Фезер 1959, стр. 150