Реактивный двигатель

Авиационный двигатель, создающий тягу за счет выброса струи газа.

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

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

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

Тяга типичного двигателя реактивного лайнера выросла с 5 000 фунтов силы (22 000 Н) ( турбореактивный двигатель de Havilland Ghost ) в 1950-х годах до 115 000 фунтов силы (510 000 Н) ( ТРДД General Electric GE90 ) в 1990-х годах, а их надежность в полете выросла с 40. количество остановок двигателей на 100 000 летных часов до менее 1 на 100 000 в конце 1990-х годов. Это, в сочетании со значительным снижением расхода топлива, на рубеже веков позволило совершать обычные трансатлантические перелеты на двухмоторных авиалайнерах , тогда как раньше подобное путешествие требовало бы нескольких остановок для дозаправки. ^[1]

История

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

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

Самыми ранними попытками создания воздушно-реактивных двигателей были гибридные конструкции, в которых внешний источник энергии сначала сжимал воздух, который затем смешивался с топливом и сжигался для создания реактивной тяги. Итальянский двигатель Caproni Campini N.1 и японский двигатель Tsu-11, предназначенный для оснащения 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 пределу из-за проблем, связанных с эффективностью пропеллера, ^[3] которая снижалась по мере того, как кончики лопастей приближались к скорости звука . Если летные характеристики самолета преодолеют такой барьер, потребуется другой двигательный механизм. Это послужило мотивацией для разработки газотурбинного двигателя, наиболее распространенной формы реактивного двигателя.

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

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

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

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

Heinkel He 178 , первый в мире самолет, летающий исключительно на турбореактивном двигателе.

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 авиационном заводе Hispano-Suiza в Мадриде в 1936 году, но Лерет был казнен несколько месяцев спустя франкистом . Марокканские войска после безуспешной защиты своей базы гидросамолетов в первые дни гражданской войны в Испании . Его планы, скрытые от франкистов, были тайно переданы британскому посольству в Мадриде несколько лет спустя его женой Карлотой О'Нил после ее освобождения из тюрьмы. ^{[10] [11]}

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

Двигатель Junkers Jumo 004 в разрезе.

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

Глостер Метеор 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 ВВС Великобритании в июле 1944 года. Они были оснащены турбореактивными двигателями компании Power Jets Ltd., созданной Фрэнком Уиттлом. Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262, а затем Gloster Meteor поступили на вооружение с разницей в три месяца в 1944 году, Me 262 в апреле и Gloster Meteor в июле, поэтому на «Метеоре» в Мировую войну вступило только около 15 самолетов. II действия, при этом было выпущено до 1400 Ме 262, из них 300 вступили в бой, нанеся первые наземные удары и одержав победы в воздушных боях реактивных самолетов. ^{[16] [17] [18]}

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

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

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

Использование

ТРДД JT9D, установленный на самолете Боинг 747 .

Реактивные двигатели приводят в действие реактивные самолеты , крылатые ракеты и беспилотные летательные аппараты . В виде ракетных двигателей они приводят в действие модели ракетной , космической и военной ракет .

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

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

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

Типы реактивного двигателя

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

воздушное дыхание

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

Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель

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

ТРДД

Принципиальная схема, иллюстрирующая работу малоконтурного ТРДД.

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

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

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

Передовой технологический двигатель

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

Сжатие оперативной памяти

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

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

Ненепрерывное горение

Другие виды реактивного движения

Ракета

Ракетный двигатель

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

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

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

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

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

Приблизительное уравнение чистой тяги ракетного двигателя:

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

Где - полезная 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

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

Струя воды

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

Схема струйного насоса.

Общие физические принципы

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

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

Выдвижное сопло

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

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

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

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

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

Толкать

Энергоэффективность авиационных реактивных двигателей

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

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

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

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

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

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

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

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

Общий КПД 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 его подачей к компрессорам двигателя. Степень сжатия на впуске, которая может достигать 32:1 при скорости 3 Маха, добавляется к степени сжатия компрессора двигателя, чтобы получить общую степень сжатия и термодинамический цикл. Насколько хорошо он это делает, определяется восстановлением давления или величиной потерь на впуске. Пилотируемый полет со скоростью 3 Маха стал интересной иллюстрацией того, как эти потери могут резко возрасти в одно мгновение. Североамериканские XB-70 Valkyrie и Lockheed SR-71 Blackbird при скорости 3 Маха каждый имели восстановление давления около 0,8, ^{[40] [41]} из-за относительно небольших потерь в процессе сжатия, т.е. за счет систем множественных ударов. Во время «отпуска» эффективная система амортизаторов будет заменена очень неэффективным одиночным амортизатором за пределами впуска, восстановление давления на впуске составит около 0,3 и, соответственно, низкий коэффициент давления. ${\displaystyle \eta _{o}}$ ${\displaystyle \eta _{th}}$

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

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

^{С появлением турбовентиляторных двигателей с их убыточными машинами Беннетт [46]} разделил, например, то, что происходит внутри двигателя, на газогенератор и передаточные машины, дающие . ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$

Зависимость КПД движителя (η) от соотношения скорость/скорость истечения (v/v _e ) для воздушно-реактивных и ракетных двигателей.

Энергоэффективность ( ) реактивных двигателей, установленных на транспортных средствах, имеет две основные составляющие : ${\displaystyle \eta _{o}}$

• КПД движителя ( ): какая часть энергии струи попадает в корпус транспортного средства, а не уносится в виде кинетической энергии струи. ${\displaystyle \eta _{p}}$
• эффективность цикла ( ): насколько эффективно двигатель может ускорять 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 тяговый КПД является самым высоким, 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 количества движения. ^[47] Формула для воздушно-реактивных двигателей, движущихся со скоростью и скоростью выхлопа , без учета расхода топлива: ^[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 тяговой эффективности, еще одним фактором является эффективность цикла ; Реактивный двигатель — это разновидность теплового двигателя. КПД теплового двигателя определяется соотношением температур, достигаемых в двигателе, и температур, выходящих из сопла. С течением времени ситуация постоянно улучшалась по мере внедрения новых материалов, обеспечивающих более высокие максимальные температуры цикла. Например, для лопаток турбин ВД, работающих при максимальной температуре цикла, разработаны композиционные материалы, сочетающие металлы с керамикой. ^[50] Эффективность также ограничена общим соотношением давлений, которое может быть достигнуто. КПД цикла самый высокий в ракетных двигателях (~ 60+%), поскольку они могут достигать чрезвычайно высоких температур сгорания. КПД турбореактивных двигателей и аналогичных двигателей приближается к 30% из-за гораздо более низких пиковых температур цикла.

Типичный КПД сгорания авиационной газовой турбины в рабочем диапазоне.

Типичные пределы стабильности сгорания авиационной газовой турбины.

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

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

Расход топлива или топлива

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

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

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

Соотношение тяги к весу

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

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

Сравнение типов

Сравнение тяговой эффективности различных конфигураций газотурбинных двигателей

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

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

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

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

Чистая тяга ( F _N ), создаваемая турбовентиляторным двигателем, также может быть выражена как: ^[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 выхлопа и поэтому лучше всего подходят для высоких скоростей ( гиперзвуковых ) и больших высот. При любом дросселе тяга и эффективность ракетного двигателя немного улучшаются с увеличением высоты (поскольку противодавление падает, что приводит к увеличению полезной тяги в плоскости выхода из сопла), тогда как у турбореактивного двигателя (или турбовентиляторного двигателя) плотность воздуха падает. попадание во впускное отверстие (и горячие газы, выходящие из сопла) приводит к уменьшению полезной тяги с увеличением высоты. Ракетные двигатели более эффективны, чем даже ГПВРД со скоростью выше примерно 15 Маха. ^[81]

Высота и скорость

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

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

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

Шум

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

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

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

Охлаждение

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

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

Операция

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

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

Смотрите также

• Воздушный турбо прямоточный двигатель
• Балансировочная машина
• Компоненты реактивных двигателей
• Сопло ракетного двигателя
• Ракетный турбинный двигатель
• Движение космического корабля
• Реверс тяги
• Разработка турбореактивного двигателя в РАЭ
• Двигатель с регулируемым циклом
• Впрыск воды (двигатель)

Примечания

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

Рекомендации

1. «Информационные записки по производству полетов - Дополнительные методы: устранение неисправностей двигателя» (PDF) . Аэробус. Архивировано из оригинала (PDF) 22 октября 2016 г.
2. Хендриксон, Кеннет Э. (2014). Энциклопедия промышленной революции в мировой истории. Роуман и Литтлфилд. п. 488. ИСБН 9780810888883.
3. эффективность пропеллера. Архивировано 25 мая 2008 г., в Wayback Machine.
4. Баккен, Ларс Э.; Джордал, Кристин; Сиверуд, Элизабет; Вир, Тимот (14 июня 2004 г.). «Столетие первой газовой турбины, дающей полезную мощность: дань уважения Эгидиусу Эллингу». Том 2: Турбо Экспо 2004 . стр. 83–88. дои : 10.1115/GT2004-53211. ISBN 978-0-7918-4167-9.
5. "Espacenet - Оригинальный документ" . world.espacenet.com .
6. «Кто на самом деле изобрел реактивный двигатель?». Журнал BBC Science Focus . Проверено 18 октября 2019 г.
7. «В погоне за солнцем - Фрэнк Уиттл». ПБС . Проверено 26 марта 2010 г.
8. «История - Фрэнк Уиттл (1907–1996)» . Би-би-си . Проверено 26 марта 2010 г.
9. "Espacenet - Оригинальный документ" . world.espacenet.com .
10. «Забытый в Испании гений реактивного двигателя» . english.elpais.com . 29 мая 2014 года . Проверено 2 сентября 2021 г.
11. "Эль-Музей Айре представляет собой копию двигателя - реакцию на дизайн Вирджилио Лерета" . www.aerotendencias.com . 9 июня 2014 года . Проверено 2 сентября 2021 г.
12. История реактивного двигателя - Сэр Фрэнк Уиттл - Ганс фон Охайн Охайн сказал, что он не читал патент Уиттла, и Уиттл ему поверил. (Фрэнк Уиттл 1907–1996).
13. Варзиц, Лутц: Первый пилот реактивного самолета - История немецкого летчика-испытателя Эриха Варсица (стр. 125), Pen and Sword Books Ltd., Англия, 2009 г. Архивировано 2 декабря 2013 г. в Wayback Machine.
14. Экспериментальные и прототипы реактивных истребителей ВВС США, Jenkins & Landis, 2008 г.
15. Фодераро, Лиза В. (10 августа 1996 г.). «Фрэнк Уиттл, 89 лет, умер; его прогресс в использовании реактивного двигателя». Нью-Йорк Таймс .
16. Хитон, Колин Д.; Льюис, Анн-Мариен; Тиллман, Барретт (15 мая 2012 г.). Me 262 Stormbird: от пилотов, которые летали, сражались и выжили. Вояджер Пресс. ISBN 978-1-61058434-0.
17. Листеманн, Фил Х. (6 сентября 2016 г.). Глостер Метеор FI и F.III. Филедиция. п. 5. ISBN 978-2-918590-95-8.
18. «День, когда первый немецкий истребитель вошел в историю» .
19. "гл. 10-3" . Hq.nasa.gov . Проверено 26 марта 2010 г.
20. Маттингли, Джек Д. (2006). Элементы двигательной установки: газовые турбины и ракеты . Образовательная серия AIAA. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. п. 6. ISBN 978-1-56347-779-9.
21. Мэттингли, стр. 9–11.
22. Рэгг, Дэвид В. (1973). Словарь авиации (первое изд.). Скопа. п. 4. ISBN 9780850451634.
23. Маттингли, с. 14
24. Флэк, Рональд Д. (2005). Основы реактивного движения с приложениями . Кембриджская аэрокосмическая серия. Нью-Йорк: Издательство Кембриджского университета. п. 16. ISBN 978-0-521-81983-1.
25. Определение реактивного двигателя, онлайн-словарь Коллинза: «двигатель, такой как реактивный или ракетный двигатель, который выбрасывает газ с высокой скоростью и развивает тягу в результате последующей реакции» (Великобритания) или «двигатель в виде реактивного или ракетного двигателя». двигатель, создающий тягу за счет реакции на выбрасываемый поток горячих выхлопных газов , ионов и т. д.». (США) (получено 28 июня 2018 г.)
26. Реактивное движение, определение онлайн-словаря Коллинза. (получено 1 июля 2018 г.)
27. AC Кермод; Механика полета , 8-е издание, Питман, 1972, стр. 128–31.
28. «Уравнение тяги ракеты». Grc.nasa.gov. 11 июля 2008 г. Проверено 26 марта 2010 г.
29. Реактивное движение для аэрокосмических применений, второе издание 1964 г., Гессен и Мамфорд, Pitman Publishing Corporation, LCCN  64-18757, стр. 48
30. «Реактивное движение» Николас Кампсти 1997, издательство Кембриджского университета, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 197 
31. "Конвенции AEHS 1" . www.enginehistory.org .
32. Гэмбл, Эрик; Террелл, Дуэйн; ДеФранческо, Ричард (2004). «Выбор сопла и критерии проектирования». 40-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательной технике. Американский институт аэронавтики и астронавтики. дои : 10.2514/6.2004-3923. ISBN 978-1-62410-037-6.
33. Дизайн для воздушного боя» Ray Whitford Jane's Publishing Company Ltd. 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , стр. 203 
34. «Реактивное движение» Николас Кампсти 1997, издательство Кембриджского университета, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 141 
35. Ухудшение производительности газовых турбин, Мехер-Хомджи, Чакер и Мотивала, Материалы 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 заболеваемости. 
37. «Реактивное движение» Николаса Кампсти, Cambridge University Press 2001, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 35 
38. Второе издание Gas Turbine Performance, 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) 9 мая 2016 г. Проверено 16 мая 2016 г.{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка )Рисунок 22 Восстановление давления на входе
41. Заключительный отчет об исследовании самолета B-70, том IV, SD 72-SH-0003, апрель 1972 г., LJTaube, Space Division North American Rockwell, стр. iv–11.
42. «Дизайн для воздушного боя» Рэй Уитфорд, Jane's Publishing Company Limited, 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , стр. 203 «Соотношение площади для оптимального расширения» 
43. Второе издание «Производительность газовых турбин», 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» ISBN Николаса Кампсти 0-521-59674-2 стр. 24 
49. Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2001). Элементы ракетной двигательной установки (7-е изд.). Джон Уайли и сыновья. стр. 37–38. ISBN 978-0-471-32642-7.
50. С. Уолстон, А. Сетел, Р. Маккей, К. О'Хара, Д. Дул и Р. Дрешфилд (2004). Совместная разработка монокристаллического суперсплава четвертого поколения. Архивировано 15 октября 2006 г. в Wayback Machine . НАСА ТМ – 2004-213062. Декабрь 2004 г. Дата обращения: 16 июня 2010 г.
51. Клэр Соарес, «Газовые турбины: Справочник по применению в воздухе, на суше и на море», стр. 140.
52. "НК33". Энциклопедия космонавтики.
53. _ Энциклопедия космонавтики.
54. Натан Мейер (21 марта 2005 г.). «Технические характеристики военных турбореактивных / турбовентиляторных двигателей». Архивировано из оригинала 11 февраля 2021 года.
55. "Фланкер". Международный журнал AIR . 23 марта 2017 г.
56. «Турбовентиляторный двигатель EJ200» (PDF) . МТУ Аэро Двигатели. Апрель 2016.
57. Коттас, Ангелос Т.; Бозудис, Михаил Н.; Мадас, Майкл А. «Оценка эффективности турбовентиляторного авиационного двигателя: комплексный подход с использованием двухступенчатой ​​сети VSBM DEA» (PDF) . дои : 10.1016/j.omega.2019.102167.
58. Элоди Ру (2007). «Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели: Справочник по базе данных» (PDF) . п. 126. ИСБН 9782952938013.
59. Натан Мейер (3 апреля 2005 г.). «Характеристики гражданского турбореактивного двигателя / турбовентилятора». Архивировано из оригинала 17 августа 2021 года.
60. Илан Кроо. «Данные о больших турбовентиляторных двигателях». Проектирование самолетов: синтез и анализ . Стэндфордский Университет. Архивировано из оригинала 11 января 2017 года.
61. Дэвид Калвар (2015). «Интеграция турбовентиляторных двигателей в предварительный проект высокопроизводительного ближне- и среднемагистрального пассажирского самолета и анализ топливной эффективности с помощью доработанного программного обеспечения для параметрического проектирования самолетов» (PDF) .
62. "Веб-страница Школы аэронавтики и астронавтики Пердью - TFE731" .
63. Ллойд Р. Дженкинсон и др. (30 июля 1999 г.). «Проектирование гражданских реактивных самолетов: файл данных двигателя». Эльзевир/Баттерворт-Хайнеманн.
64. «Газотурбинные двигатели» (PDF) . Авиационная неделя . 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 ПД-14 большей тяги». АЙН онлайн .
67. Уэйд, Марк. «РД-0410». Энциклопедия астронавтики . Проверено 25 сентября 2009 г.
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 29 июля 2012 г. Проверено 16 апреля 2010 г.
70. "Информационные бюллетени: Pratt & Whitney J58 Turbojet" . Национальный музей ВВС США. Архивировано из оригинала 4 апреля 2015 г. Проверено 15 апреля 2010 г.
71. "Rolls-Royce SNECMA Olympus - Транспортные новости Джейн" . Архивировано из оригинала 6 августа 2010 г. Проверено 25 сентября 2009 г. С форсажной камерой, реверсом и соплом... 3175 кг... Форсажная камера... 169,2 кН
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. «РД-0146». Энциклопедия астронавтики . Проверено 25 сентября 2009 г.
75. ССМЭ
76. "РД-180" . Проверено 25 сентября 2009 г.
77. Энциклопедия астронавтики: F-1
78. Запись Astronautix NK-33.
79. Федеральное управление гражданской авиации (FAA) (2004). FAA-H-8083-3B Справочник по полетам на самолете (PDF) . Федеральная авиационная администрация. Архивировано из оригинала (PDF) 21 сентября 2012 г.
80. "Тяга турбовентилятора". Архивировано из оригинала 4 декабря 2010 г. Проверено 24 июля 2012 г.
81. «Microsoft PowerPoint – KTHhigspeed08.ppt» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 29 сентября 2009 г. Проверено 26 марта 2010 г.
82. "ГПВРД". Орбитальный вектор.com. 30 июля 2002 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Проверено 26 марта 2010 г.
83. «Мягко-мягко к тихому самолету» Майкл Дж. Т. Смит, новый ученый, 19 февраля 1970 г., стр. 350
84. «Заглушить источники реактивного шума» 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 г. Статическое внутреннее давление и температура на уровне моря, стр. 219–220.
87. «Уменьшение шума тихого двигателя - Демонстрационная программа RB211» Документ MJT Smith SAE 760897 «Подавление шума на впуске», стр. 5
88. Системы транспирационного охлаждения для турбин реактивных двигателей и гиперзвуковых полетов, по состоянию на 30 января 2019 г.
89. «15 - Работа реактивного двигателя» . Справочник по полетам на самолете (PDF) . ФАУ. 25 июля 2017 г. с. 3. ISBN 9781510712843. ОКЛК  992171581. Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Федерального авиационного управления .

Библиография

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

Внешние ссылки

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