Из Википедии, бесплатной энциклопедии
  (Перенаправлено с реактивных двигателей )
Перейти к навигации Перейти к поиску

Реактивный двигатель
F100 Двигатель F-15.JPG
КлассификацияДвигатель внутреннего сгорания
ПромышленностьАэрокосмическая промышленность
ЗаявлениеАвиация
Источник топливаРеактивное топливо
Составные частиДинамический компрессор , вентилятор , камера сгорания , турбина , форсунка
ИзобретательДжон Барбер , Фрэнк Уиттл
Изобретенный1791, 1928 г.
F-15E ВВС США Strike Eagles
Реактивный двигатель во время взлета с видимым горячим выхлопом ( Germanwings Airbus A319 )

Реактивный двигатель представляет собой тип реакции двигателя выгрузки быстро движущихся струю , которая генерирует тягу от реактивного движения . Хотя это широкое определение может включать в себя ракету , струю воды , и гибридное движение вперед, термин реактивного двигатель , как правило , относится к реактивному двигателю airbreathing , таким как турбореактивный двигатель , турбовентиляторный , ПВРД , или импульс струя . [1] В целом реактивные двигатели - это двигатели внутреннего сгорания .

Воздушно-реактивные двигатели обычно оснащены вращающимся воздушным компрессором, приводимым в действие турбиной , а оставшаяся мощность обеспечивает тягу через движущее сопло - этот процесс известен как термодинамический цикл Брайтона . Реактивные самолеты используют такие двигатели для дальних путешествий. Ранние реактивные самолеты использовали турбореактивные двигатели, которые были относительно неэффективны для дозвукового полета. Большинство современных дозвуковых реактивных самолетов используют более сложные двухконтурные ТРДД . Они обеспечивают более высокую скорость и большую топливную экономичность, чем поршневые и винтовые авиационные двигатели на больших расстояниях. Несколько воздушно-реактивных двигателей, предназначенных для высокоскоростных двигателей (ПВРД и ГПВД).) использовать ударный эффект скорости автомобиля вместо механического компрессора.

Тяга типичного двигателя авиалайнера увеличилась с 5000 фунтов силы (22000 Н) ( турбореактивный двигатель De Havilland Ghost ) в 1950-х годах до 115000 фунтов силы (510 000 Н) ( ТРДД General Electric GE90 ) в 1990-х, а их надежность снизилась с 40 в полете. отключений на 100 000 часов полета двигателя до менее 1 на 100 000 в конце 1990-х годов. Это, в сочетании со значительным снижением расхода топлива, позволило к началу века осуществлять регулярные трансатлантические перелеты на двухмоторных авиалайнерах , где ранее подобное путешествие требовало многократных остановок заправки. [2]

История [ править ]

Основная статья: История реактивного двигателя
Смотрите также: Хронология реактивной мощности

Принцип реактивного двигателя не нов; однако технический прогресс, необходимый для воплощения идеи в жизнь, не был реализован до 20 века. Элементарная демонстрация реактивной мощности восходит к эолипилу , устройству, описанному героем Александрии в Римском Египте 1-го века . Это устройство направляло силу пара через два сопла, заставляя сферу быстро вращаться вокруг своей оси. Это было воспринято как диковинка. Между тем, практическое применение турбины можно увидеть в водяном колесе и ветряной мельнице .

Первые практические применения реактивного движения появились с изобретением пороха Приведены ракеты китайцами в 13 веке. Изначально это был вид фейерверка , но постепенно он превратился в мощное вооружение . Принципы, используемые китайцами для отправки своих ракет и фейерверков, были аналогичны принципам реактивного двигателя. [3]

В 1551 году Таки ад-Дин Мухаммад ибн Маруф в Османском Египте изобрел паровой домкрат , приводимый в действие паровой турбиной , описав метод вращения вертела с помощью струи пара, воздействующей на вращающиеся лопасти по периферии колеса. . [4] Это было первое практическое пароструйное устройство. Подобное устройство было позже описано Джоном Уилкинсом в 1648 году [5].

Самое раннее сообщение о попытке полета на реактивном самолете также относится к Османской империи . Сообщается , что в 1633 году османский солдат Лагари Хасан Челеби использовал ракету конической формы. [3]

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. Caproni Campini N.1 , и японский Tsu-11 двигатель предназначен для питания Ohka камикадзе самолетов к концу Второй мировой войны оказались безуспешными.

Альберт Фоно «s ПВРД -cannonball с 1915

Еще до начала Второй мировой войны инженеры начали понимать, что двигатели, приводящие в движение гребные винты, приближались к пределу из-за проблем, связанных с эффективностью гребного винта [6], которая снижалась по мере приближения кончиков лопастей к скорости звука . Если летно-технические характеристики самолета выходили за пределы такого барьера, требовался другой силовой механизм. Это было мотивацией разработки газотурбинного двигателя, наиболее распространенной формы реактивного двигателя.

Ключом к практическому реактивному двигателю была газовая турбина , отбирающая мощность от самого двигателя для привода компрессора . Газовая турбина не была новой идеей: патент на стационарной турбины был предоставлен Джон Барбер в Англии в 1791 году первой газовой турбины для успешного выполнения самоподдерживающейся был построен в 1903 году норвежский инженер Эгидий Эллинг . [7] Такие двигатели не поступали в производство из-за проблем безопасности, надежности, веса и, особенно, длительной эксплуатации.

Первый патент на использование газовой турбины для привода самолета был подан в 1921 году Максимом Гийомом . [8] [9] Его двигатель представлял собой турбореактивный двигатель с осевым потоком, но он так и не был сконструирован, так как требовал значительного прогресса по сравнению с современными компрессорами. Алан Арнольд Гриффит опубликовал «Аэродинамическую теорию конструкции турбины» в 1926 году, что привело к экспериментальной работе в RAE .

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

В 1928 году курсант Крэнвеллского колледжа ВВС Великобритании Фрэнк Уиттл официально представил свои идеи турбореактивного двигателя своему начальству. [10] В октябре 1929 года он развил свои идеи дальше. [11] 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году). [12] В патенте показан двухступенчатый осевой компрессор, питающий односторонний центробежный компрессор . Практичные осевые компрессоры стали возможными благодаря идеям А.А.Гриффита.в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбины»). Позднее Уиттл сосредоточился только на более простом центробежном компрессоре. Уиттл не смог заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

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

В 1935 году Ханс фон Охайн начал работу над аналогичной конструкцией в Германии, причем компрессор и турбина были радиальными, на противоположных сторонах одного диска, поначалу не подозревая о работе Уиттла. [13] Первое устройство фон Охайна было строго экспериментальным и могло работать только от внешнего источника, но он смог продемонстрировать основную концепцию. Затем Охайна познакомили с Эрнстом Хейнкелем , одним из крупнейших авиастроителей того времени, который сразу же увидел перспективность этого дизайна. Хейнкель недавно приобрел моторную компанию Hirth, и Охайн и его главный машинист Макс Хан были созданы там как новое подразделение компании Hirth. У них был свой первый HeS 1к сентябрю 1937 года работал центробежный двигатель. В отличие от конструкции Уиттла, Охайн использовал водород в качестве топлива, подаваемого под внешним давлением. Их последующие разработки завершились созданием заправленного бензином HeS 3 мощностью 5 кН (1100 фунтов силы), который был установлен на простой и компактный планер Heinkel He 178 и которым Эрих Варсиц летал ранним утром 27 августа 1939 года с аэродрома Росток- Мариенехе. , впечатляюще короткий срок для разработки. He 178 был первым в мире реактивным самолетом. [14]31 мая 1939 г. Хейнкель подал заявку на патент США на авиационную силовую установку Ханса Иоахима Пабста фон Охайна; номер патента US2256198, изобретатель - М. Хан.

Частичный вид двигателя Junkers Jumo 004

Австрийский Ансельм Франц из юнкеров разделения двигателя '( Юнкерс Motoren или „Jumo“) представила компрессор осевого потока в их реактивном двигателе. Jumo был присвоен следующий номер двигателя в нумерационной последовательности RLM 109-0xx для газотурбинных авиационных силовых установок, «004», и в результате появился двигатель Jumo 004 . После того, как были решены многие технические трудности менее, массовое производство этого двигателя началось в 1944 году в качестве силовой установки для первого в мире ступление самолетов - истребителей , в Messerschmitt Me 262 (и впоследствии первым в мире ступление бомбардировщик самолета, в Арадо Ar 234). Множество причин задержали доступность двигателя, из-за чего истребитель прибыл слишком поздно, чтобы улучшить положение Германии во Второй мировой войне , однако это был первый реактивный двигатель, который использовался на вооружении.

Gloster Meteor F.3s. Глостер Метеор был первым британским реактивным истребителем , а также союзники только реактивные самолеты для достижения боевых действий во время Второй мировой войны.

Между тем, в Великобритании Gloster E28 / 39 совершил свой первый полет 15 мая 1941 года, а Gloster Meteor, наконец, поступил на вооружение Королевских ВВС в июле 1944 года. Они были оснащены турбореактивными двигателями 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.

После окончания войны немецкие реактивные самолеты и реактивные двигатели были тщательно изучены победившими союзниками и внесли свой вклад в разработку первых советских и американских реактивных истребителей. Наследие двигателя с осевым потоком проявляется в том факте, что практически все реактивные двигатели на самолетах с неподвижным крылом были вдохновлены этой конструкцией.

К 1950-м годам реактивный двигатель был практически универсальным в боевых самолетах, за исключением грузовых, связных и других специальных типов. К этому моменту некоторые из британских моделей 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 были также оснащены реактивными двигателями, в результате чего поршневой двигатель оставался в роли недорогой ниши, такой как грузовые полеты.

Эффективность турбореактивных двигателей была еще довольно хуже , чем поршневые двигатели, но в 1970 - х, с появлением высоких турбореактивными двухконтурными реактивных двигателей (нововведение не предусмотренное ранними комментаторами , такими как Эдгар Buckingham , на высоких скоростях и больших высотах , что казалось абсурд для них), топливная экономичность была примерно такой же, как у лучших поршневых и гребных двигателей. [15]

Использует [ редактировать ]

JT9D ТРДД реактивный двигатель , установленный на 747 Boeing самолетов.

Реактивные двигатели приводят в действие реактивные самолеты , крылатые ракеты и беспилотные летательные аппараты . В виде ракетных двигателей они приводят в действие фейерверки , модели ракет , космические полеты и военные ракеты .

Реактивные двигатели приводили в движение высокоскоростные автомобили, особенно дрэг-рейсинг , с рекордным за все время рекордом среди ракетных автомобилей . Автомобиль с турбовентиляторным двигателем ThrustSSC в настоящее время является рекордсменом по наземной скорости .

Конструкции реактивных двигателей часто модифицируются для применений, не связанных с самолетами, таких как промышленные газовые турбины или морские силовые установки . Они используются в производстве электроэнергии, для питания водяных, газовых или масляных насосов, а также для обеспечения движения судов и локомотивов. Промышленные газовые турбины могут создавать до 50 000 лошадиных сил на валу. Многие из этих двигателей являются производными от более старых военных турбореактивных двигателей, таких как модели Pratt & Whitney J57 и J75. Также существует производная от ТРДД P&W JT8D с малым байпасом, развивающая мощность до 35000 л.с.

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

Типы реактивного двигателя [ править ]

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

Воздушное дыхание [ править ]

Основная статья: Воздушно-реактивный двигатель

Обычно самолеты приводятся в движение воздушно-реактивными двигателями. Большинство используемых реактивных двигателей с воздушным дыханием - это турбовентиляторные реактивные двигатели, которые дают хороший КПД на скоростях чуть ниже скорости звука.

Турбина с приводом [ править ]

Основная статья: Газовая турбина

Газовые турбины - это роторные двигатели, которые извлекают энергию из потока газа сгорания. У них есть компрессор, расположенный выше по потоку, соединенный с турбиной, расположенной ниже по потоку, с камерой сгорания между ними. В авиационных двигателях эти три основных компонента часто называют «газогенератором». [16] Есть много различных вариантов газовых турбин, но все они используют систему газогенератора того или иного типа.

Турбореактивный [ править ]
Основная статья: Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель представляет собой газотурбинный двигатель , который работает путем сжатия воздуха с входным отверстием и компрессором ( осевой , центробежным или оба), смешивание топлива со сжатым воздухом, горение смеси в камере сгорания , а затем проходят горячее, высокое давление воздух через турбину и сопло . Компрессор приводится в действие турбиной, которая отбирает энергию из проходящего через него расширяющегося газа. Двигатель преобразует внутреннюю энергию топлива в кинетическую энергию выхлопных газов, создавая тягу. Весь воздух, попадающий через впускное отверстие, проходит через компрессор, камеру сгорания и турбину, в отличие от турбовентиляторного двигателя, описанного ниже.[17]

Турбореактивный двигатель [ править ]
Принципиальная схема, иллюстрирующая работу двухконтурного ТРДД.
Основная статья: Турбовентилятор

Турбовентиляторных отличаются от турбореактивных в том , что они имеют дополнительный вентилятор на передней части двигателя, что ускоряет воздух в канале в обход основного газотурбинного двигателя. Турбовентиляторные двигатели являются преобладающим типом двигателей для авиалайнеров средней и большой дальности .

Турбовентиляторные двигатели обычно более эффективны, чем турбореактивные, на дозвуковых скоростях, но на высоких скоростях их большая лобовая площадь создает большее сопротивление . [18] Следовательно, при сверхзвуковом полете, а также в военных и других самолетах, где другие соображения имеют более высокий приоритет, чем топливная эффективность, вентиляторы, как правило, меньше по размеру или отсутствуют.

Из-за этих различий конструкции турбовентиляторных двигателей часто классифицируются как низко- двухконтурные или высокобайпасные , в зависимости от количества воздуха, проходящего в обход сердечника двигателя. Турбореактивные двухконтурные двигатели с малым байпасом имеют коэффициент байпаса около 2: 1 или меньше.

Сжатие RAM [ править ]

Дополнительная информация: Ramjet и Scramjet

Струйные компрессионные двигатели - это воздушно-реактивные двигатели, похожие на газотурбинные, и оба они следуют циклу Брайтона . Однако газотурбинные и поршневые двигатели различаются тем, как они сжимают входящий воздушный поток. В то время как в газотурбинных двигателях для сжатия поступающего воздуха используются осевые или центробежные компрессоры, в поршневых двигателях используется только воздух, сжатый через впускное отверстие или диффузор. [19] Таким образом, поршневому двигателю требуется значительная начальная скорость полета, прежде чем он сможет работать. Двигатели с тараном считаются наиболее простым типом реактивных двигателей с воздушным дыханием, поскольку они не могут содержать движущихся частей. [20]

Ramjets - это реактивные двигатели с прямоточным двигателем. Они механически просты и работают менее эффективно, чем турбореактивные двигатели, за исключением очень высоких скоростей.

ГПРД отличаются главным образом тем, что воздух не замедляется до дозвуковых скоростей. Скорее они используют сверхзвуковое горение. Они эффективны даже на более высокой скорости. Очень немногие из них были построены или совершены полетами.

Непрерывное горение [ править ]

ТипОписаниеПреимуществаНедостатки
MotorjetРаботает как турбореактивный, но поршневой двигатель приводит в движение компрессор вместо турбины.Более высокая скорость выхлопа, чем у пропеллера, что обеспечивает лучшую тягу на высокой скоростиТяжелый, неэффективный и маломощный. Пример: Caproni Campini N.1 .
PulsejetВоздух сжимается и сжигается периодически, а не постоянно. В некоторых конструкциях используются клапаны.Очень простая конструкция, использовавшаяся для летающей бомбы Фау-1, а в последнее время и на моделях самолетов.Шумный, неэффективный (низкая степень сжатия), плохо работает в больших масштабах, клапаны клапанных конструкций быстро изнашиваются
Импульсный детонационный двигательПодобно импульсному реактивному двигателю, но горение происходит как детонация, а не дефлаграция , могут потребоваться или не потребоваться клапаны.Максимальный теоретический КПД двигателяЧрезвычайно шумный, детали подвержены сильной механической усталости, трудно начать детонацию, непрактично для текущего использования

Другие типы реактивного движения [ править ]

Ракета [ править ]

Основная статья: Ракетный двигатель
Ракетный двигатель

Ракетный двигатель использует те же самые основные физические принципы тяги в виде реакции двигателя , [21] , но отличаются от реактивного двигателя в том , что он не требует атмосферного воздуха , чтобы обеспечить кислород; ракета несет все компоненты реакционной массы. Однако некоторые определения трактуют его как форму реактивного движения . [22]

Поскольку ракеты не дышат воздухом, это позволяет им работать на произвольных высотах и ​​в космосе. [23]

Этот тип двигателя используется для запуска спутников, исследования космоса и пилотируемого доступа, а также разрешил посадку на Луну в 1969 году.

Ракетные двигатели используются для полетов на большой высоте или везде, где требуется очень высокое ускорение, поскольку сами ракетные двигатели имеют очень высокое отношение тяги к массе .

Однако высокая скорость выхлопа и более тяжелое топливо с высоким содержанием окислителя приводит к гораздо большему расходу топлива, чем у турбовентиляторных двигателей. Даже в этом случае на чрезвычайно высоких скоростях они становятся энергоэффективными.

Приблизительное уравнение чистой тяги ракетного двигателя:

Где - чистая тяга, - удельный импульс , - стандартная сила тяжести , - расход топлива в кг / с, - площадь поперечного сечения на выходе из выхлопного сопла, - атмосферное давление.

ТипОписаниеПреимуществаНедостатки
РакетаПереносит все топливо и окислители на борт, испускает струю для движения [24]Очень мало движущихся частей. От 0 до 25+; эффективен на очень высокой скорости (> 5,0 Маха или около того). Отношение тяги к массе более 100. Нет сложного воздухозаборника. Высокая степень сжатия. Очень скоростной ( гиперзвуковой ) выхлоп. Хорошее соотношение цена / тяга. Довольно легко проверить. Работает в вакууме; действительно, лучше всего работает вне атмосферы, что более благоприятно сказывается на конструкции транспортного средства на высокой скорости. Достаточно небольшая площадь поверхности для охлаждения и отсутствие турбины в потоке горячих выхлопных газов. Очень высокотемпературное сгорание и сопло с высокой степенью расширения обеспечивают очень высокий КПД при очень высоких скоростях.Требуется много топлива. Очень низкий удельный импульс - обычно 100–450 секунд. Экстремальные термические нагрузки в камере сгорания могут затруднить повторное использование. Обычно требует наличия на борту окислителя, что увеличивает риски. Чрезвычайно шумно.

Гибрид [ править ]

В двигателях с комбинированным циклом одновременно используются два или более различных принципа реактивного движения.

ТипОписаниеПреимуществаНедостатки
ТурборокетТурбореактивный двигатель, в котором дополнительный окислитель, такой как кислород , добавляется в воздушный поток для увеличения максимальной высоты.Очень близок к существующим конструкциям, работает на очень большой высоте, в широком диапазоне высот и скоростей полета.Скорость полета ограничена тем же диапазоном, что и у турбореактивного двигателя, перевозка окислителя, такого как LOX, может быть опасной. Намного тяжелее простых ракет.
Ракета с воздушным усилениемПо сути, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, в котором всасываемый воздух сжимается и сжигается вместе с выхлопом ракеты.От 0 до 4,5+ Маха (также может работать вне атмосферы), хорошая эффективность при 2-4 МахаЭффективность такая же, как у ракет на низкой скорости или вне атмосферы, трудности на входе, относительно неразвитый и неизученный тип, трудности с охлаждением, очень шумный, соотношение тяги и веса аналогично прямоточным воздушно-воздушным реактивным двигателям.
Форсунки с предварительным охлаждением / LACEВсасываемый воздух охлаждается до очень низких температур на входе в теплообменник перед прохождением через ПВРД и / или турбореактивный и / или ракетный двигатель.Легко тестируется на земле. Возможны очень высокие отношения тяги к массе (~ 14) вместе с хорошей топливной экономичностью в широком диапазоне скоростей полета, 0–5,5+ Маха; такое сочетание эффективности может позволить осуществить запуск на орбиту, одноступенчатый или очень быстрый межконтинентальный перелет на очень большие расстояния.Существует только на стадии лабораторного прототипирования. Примеры включают RB545 , Reaction Engines SABRE , ATREX . Требуется жидкое водородное топливо с очень низкой плотностью и надежно изолированными резервуарами.

Струя воды [ править ]

Основная статья: Насос-жиклер

Водоструйная или насос-форсунка - это морская силовая установка, в которой используется струя воды. Механическое устройство может представлять собой воздушный винт с воздуховодом с соплом или центробежный компрессор с соплом. Насосная струя должна приводиться в движение отдельным двигателем, например, дизельным или газовой турбиной .

Схема струи насоса.
ТипОписаниеПреимуществаНедостатки
Струя водыДля запуска водных ракет и катеров ; впрыскивает воду через форсункуНа лодках может двигаться по мелководью, высокое ускорение, отсутствие риска перегрузки двигателя (в отличие от гребных винтов), меньший уровень шума и вибрации, высокая маневренность на всех скоростях лодки, высокая эффективность скорости, меньшая уязвимость для повреждений обломками, очень надежная, большая нагрузка гибкость, менее вредная для дикой природыМожет быть менее эффективным, чем гребной винт на низкой скорости, более дорогим, имеет больший вес в лодке из-за захваченной воды, не будет работать хорошо, если лодка тяжелее, чем размер водометного двигателя.

Общие физические принципы [ править ]

Все реактивные двигатели являются реактивными двигателями, которые создают тягу, выбрасывая струю жидкости назад на относительно высокой скорости. Силы внутри двигателя, необходимые для создания этой струи, создают сильную тягу в двигателе, которая толкает аппарат вперед.

Реактивные двигатели создают свою струю из топлива, хранящегося в резервуарах, которые прикреплены к двигателю (как в `` ракете ''), а также в двигателях с воздуховодом (обычно используемых на самолетах), заглатывая внешнюю жидкость (как правило, воздух) и вытесняя ее. на более высокой скорости.

Форсунка [ править ]

Основная статья: Форсунка

Сопло является ключевым компонентом всех реактивных двигателей, поскольку оно создает выхлопную струю . Форсунки превращают внутреннюю энергию и энергию давления в кинетическую энергию высокой скорости. [25] Общее давление и температура не меняются через сопло, но их статические значения падают по мере увеличения скорости газа.

Скорость воздуха, поступающего в сопло, мала, около 0,4 Маха, что является предпосылкой для минимизации потерь давления в канале, ведущем к соплу. Температура на входе в сопло может быть ниже уровня моря для сопла вентилятора в холодном воздухе на крейсерской высоте. Она может достигать температуры выхлопных газов 1000K для сверхзвукового двигателя дожигания или 2200K с включенной форсажной камерой. [26] Давление на входе в сопло может варьироваться от 1,5-кратного давления вне сопла для одноступенчатого вентилятора до 30 раз для самого быстрого пилотируемого самолета при 3+ Маха. [27]

Сужающиеся сопла способны только разогнать газ до локальных звуковых условий (1 Маха). Для достижения высоких скоростей полета требуются еще более высокие скорости выхлопа, поэтому на высокоскоростных самолетах часто используется сходящееся-расширяющееся сопло . [28]

Тяга сопла является максимальной, если статическое давление газа достигает значения окружающей среды на выходе из сопла. Это происходит только в том случае, если площадь выходного отверстия сопла является правильным значением для степени сжатия сопла (npr). Поскольку npr изменяется в зависимости от настройки тяги двигателя и скорости полета, это случается редко. Также на сверхзвуковых скоростях расходящаяся область меньше, чем требуется для полного внутреннего расширения за счет давления окружающей среды в качестве компромисса с внешним сопротивлением тела. Уитфорд [29] 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. [30]

Тяга [ править ]

Основная статья: Тяга реактивного двигателя

Энергоэффективность авиационных реактивных двигателей [ править ]

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

В состоянии покоя реактивный двигатель, как и на испытательном стенде, всасывает топливо и создает тягу. Насколько хорошо он это делает, судят по тому, сколько топлива он использует и какая сила требуется для его сдерживания. Это показатель его эффективности. Если что-то ухудшается внутри двигателя (известное как ухудшение характеристик [31] ), он будет менее эффективным, и это проявится, когда топливо дает меньшую тягу. Если изменить внутреннюю часть, которая позволяет воздуху / газам сгорания течь более плавно, двигатель будет более эффективным и будет потреблять меньше топлива. Стандартное определение используется для оценки того, как разные факторы влияют на эффективность двигателя, а также для 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 байпасном канале будут сглажены, воздух будет течь более плавно, что приведет к снижению потерь давления на x%, а для получения выхлопа потребуется меньше топлива на y%. от тяги, например. Это понимание относится к инженерной дисциплине « Характеристики реактивного двигателя» . О том, как на эффективность влияет поступательная скорость и подача энергии в системы самолета, будет сказано ниже.

Эффективность двигателя регулируется в первую очередь рабочими условиями внутри двигателя, которые представляют собой давление, создаваемое компрессором, и температуру газов сгорания на первом наборе вращающихся лопаток турбины. Давление - это самое высокое 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). Указанные выше 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 (известный как угол падения) с движущимися и неподвижными каналами в компрессорах и турбинах. [32] Неоптимальные углы, а также неоптимальные проходы и формы лопастей могут вызвать утолщение и разделение пограничных слоев и образование ударных волн . Важно замедлить поток (более низкая скорость означает меньшие потери давления или падение давления.), когда он проходит через каналы, соединяющие разные части. Насколько хорошо отдельные компоненты способствуют превращению топлива в тягу, количественно определяют с помощью таких показателей, как КПД компрессоров, турбин и камеры сгорания, а также потери давления в каналах. Они показаны линиями на диаграмме термодинамического цикла .

КПД двигателя, или термический КПД, [33] известен как . зависят от термодинамического цикла параметров, максимального давления и температур, а также от эффективности компонентов, , и и потери давления в воздуховоде.

Для успешной работы двигателю нужен сжатый воздух. Этот воздух поступает из собственного компрессора и называется вторичным воздухом. Это не способствует увеличению тяги, поэтому двигатель становится менее эффективным. Он используется для сохранения механической целостности двигателя, предотвращения перегрева деталей и предотвращения утечки масла, например, из подшипников. Только часть этого воздуха, забираемого из компрессоров, возвращается в поток турбины, чтобы способствовать выработке тяги. Любое уменьшение необходимого количества повышает эффективность двигателя. Опять же, для конкретной конструкции двигателя будет известно, что уменьшение потребности в охлаждающем потоке на x% снизит удельный расход топлива на y%. Другими словами, например, для получения взлетной тяги потребуется меньше топлива. Двигатель более производительный.

Все вышеперечисленные соображения являются основными для двигателя, который работает сам по себе и в то же время не делает ничего полезного, т.е. он не перемещает самолет и не обеспечивает энергией его электрические, гидравлические и воздушные системы. В самолете двигатель отдает часть своего тягового потенциала или топлива для питания этих систем. Эти требования, вызывающие потери в установке [34], снижают ее эффективность. Он использует топливо, которое не влияет на тягу двигателя.

Наконец, когда самолет летит, движущая сила сама по себе содержит потерянную кинетическую энергию после того, как покидает двигатель. Это определяется термином «пропульсивный», или «КПД Фруда», и может быть уменьшен путем изменения конструкции двигателя, чтобы обеспечить ему обходной поток и более низкую скорость движущей силы, например, в качестве турбовинтового или двухконтурного двухконтурного двигателя. В то же время скорость движения увеличивается за счет увеличения общего перепада давления .

Общий КПД двигателя на скорости полета определяется как . [35]

Скорость полета зависит от того, насколько хорошо воздухозаборник сжимает воздух перед его передачей в компрессоры двигателя. Степень сжатия на впуске, которая может достигать 32: 1 при 3 Маха, добавляется к компрессору двигателя, чтобы получить общую степень сжатия и для термодинамического цикла . Насколько хорошо он это делает, определяется восстановлением давления или измерением потерь на входе. Пилотируемый полет на скорости 3 Маха стал интересной иллюстрацией того, как эти потери могут резко возрасти в одно мгновение. В Северной Америке ХВ-70 Валькирия и Локхид SR-71 дрозд на Махе 3 каждый имели давление возмещения около 0,8, [36] [37]из-за относительно низких потерь в процессе сжатия, т.е. из-за системы множественных ударов. Во время «снятия с пуска» эффективная система ударных нагрузок будет заменена очень неэффективным одиночным амортизатором за пределами впускного отверстия и восстановлением давления на впуске около 0,3 и соответственно низким перепадом давления.

Двигательное сопло на скоростях выше примерно 2 Маха обычно имеет дополнительные внутренние потери тяги, потому что площадь выхода недостаточно велика в качестве компромисса с внешним лобовым сопротивлением. [38]

Хотя байпасный двигатель улучшает тяговую эффективность, он несет собственные потери внутри самого двигателя. Необходимо добавить оборудование для передачи энергии от газогенератора в байпасный воздушный поток. К низким потерям в сопле турбореактивного двигателя добавляются дополнительные потери из-за неэффективности добавленных турбины и вентилятора. [39] Они могут быть включены в эффективность передачи или передачи . Однако эти потери более чем компенсируются [40] улучшением тягового КПД. [41] Также наблюдаются дополнительные потери давления в байпасном канале и дополнительное выталкивающее сопло.

С появлением турбовентиляторных двигателей с их убыточным оборудованием то, что происходит внутри двигателя, было разделено Беннеттом [42], например, между газогенератором и передаточным оборудованием .

Зависимость КПД силовой установки (η) от отношения скорости движения транспортного средства к скорости выхлопа (v / v e ) для воздушно-реактивных и ракетных двигателей.

Энергоэффективность ( ) реактивных двигателей, установленных на транспортных средствах, состоит из двух основных компонентов:

  • тяговая эффективность ( ): какая часть энергии струи попадает в корпус транспортного средства, а не уносится в виде кинетической энергии струи.
  • эффективность цикла ( ): насколько эффективно двигатель может разгонять струю

Хотя общая энергоэффективность составляет:

для всех реактивных двигателей тяговая эффективность является максимальной, поскольку скорость выхлопной струи приближается к скорости транспортного средства, поскольку это дает наименьшую остаточную кинетическую энергию. [43] Для дыхательного двигателя скорость выхлопа, равная скорости транспортного средства или равная единице, дает нулевую тягу без изменения чистого количества движения. [44] Формула для воздушно-реактивных двигателей, движущихся со скоростью со скоростью выхлопа , без учета расхода топлива: [45]

А для ракеты: [46]

Помимо тягового КПД, еще одним фактором является КПД цикла ; Реактивный двигатель - это разновидность теплового двигателя. Эффективность теплового двигателя определяется отношением температур, достигнутых в двигателе, к температурам на выходе из сопла. Это постоянно улучшалось с течением времени, поскольку были введены новые материалы, позволяющие более высокие максимальные температуры цикла. Например, для лопаток турбин высокого давления, работающих при максимальной температуре цикла, были разработаны композиционные материалы, сочетающие металлы с керамикой. [47]Эффективность также ограничивается общей степенью давления, которая может быть достигнута. Цикл КПД наиболее высок в ракетных двигателях (~ 60 +%), поскольку они могут достигать чрезвычайно высоких температур сгорания. Эффективность цикла в турбореактивном двигателе и подобных двигателях приближается к 30% из-за гораздо более низких пиковых температур цикла.

Типичная полнота сгорания газовой турбины самолета во всем рабочем диапазоне.
Типичные пределы устойчивости горения авиационной газовой турбины.

Эффективность сгорания большинства авиационных газотурбинных двигателей в условиях взлета на уровне моря составляет почти 100%. Он нелинейно уменьшается до 98% в условиях крейсерского полета на большой высоте. Соотношение воздух-топливо составляет от 50: 1 до 130: 1. Для любого типа камеры сгорания существует богатый и слабый предел соотношению 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 тушение пламени. [48]

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

Расход топлива или пороха [ править ]

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

Для воздушно-реактивных двигателей, таких как турбореактивные, энергоэффективность и топливная эффективность - это во многом одно и то же, поскольку пропеллент является топливом и источником энергии. В ракетной технике топливо также является выхлопом, а это означает, что топливо с высокой энергией дает более высокий КПД, но в некоторых случаях фактически может дать более низкий КПД по энергии.

Это можно увидеть в таблице (чуть ниже) , что инфразвуковые турбовентиляторных таких как CF6 компании General Electric турбовентиляторных использовать намного меньше топлива для выработки тяги на секунду , чем сделал Concorde «s Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 турбореактивный. Однако, поскольку энергия равна силе, умноженной на расстояние, а расстояние в секунду было больше для Concorde, фактическая мощность, вырабатываемая двигателем при том же количестве топлива, была выше для Concorde на скорости 2 Махов, чем у CF6. Таким образом, двигатели Concorde были более эффективными с точки зрения расхода энергии на милю.

Удельный расход топлива (SFC), удельный импульс и эффективная скорость выхлопа для различных ракетных и реактивных двигателей.
Тип двигателяСценарийСпец. расход топлива.Удельный
импульс (ы)		Эффективная скорость выхлопа (м / с)
(фунт / фунт-сила · ч)(г / кН · с)
Ракетный двигатель НК-33Вакуум10.9308331 [49]3250
Ракетный двигатель ССМЭКосмический шаттл вакуум7,95225453 [50]4440
RamjetМах 14.51308007800
ТРД J-58SR-71 на скорости 3,2 Маха (на мокрой дороге)1,9 [51]541900 г.19000
Eurojet EJ200Разогреть1,66–1,7347–49 [52]2080–217020400–21300
Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 турбореактивныйКрейсерский режим Concorde Mach 2 (сухой)1,195 [53]33,8301029500
Eurojet EJ200Сухой0,74–0,8121–23 [52]4400–490044000–48000
Турбореактивный двухконтурный двигатель CF6-80C2B1FБоинг 747-400 круизный0,605 [53]17,1595058400
ТРДД General Electric CF6Уровень моря0,307 [53]8,711700115000

Отношение тяги к весу [ править ]

Основная статья: Соотношение тяги к весу

Отношение тяги к массе реактивных двигателей схожих конфигураций зависит от масштаба, но в основном это функция технологии изготовления двигателей. Для данного двигателя, чем легче двигатель, тем лучше соотношение тяги к весу, тем меньше топлива используется для компенсации сопротивления из-за подъемной силы, необходимой для переноса веса двигателя, или для увеличения массы двигателя.

Как видно из следующей таблицы, ракетные двигатели обычно достигают гораздо более высокого отношения тяги к массе, чем канальные двигатели, такие как турбореактивные и турбовентиляторные двигатели. Это в первую очередь потому, что в ракетах почти всегда используется плотная жидкость или твердая реакционная масса, которая дает гораздо меньший объем, и, следовательно, система наддува, которая питает сопло, намного меньше и легче при тех же характеристиках. Канальные двигатели должны иметь дело с воздухом, который на два-три порядка менее плотен, и это дает давление на гораздо больших площадях, что, в свою очередь, приводит к тому, что требуется больше инженерных материалов, чтобы удерживать двигатель вместе и для воздушного компрессора.

Реактивный или ракетный двигательМассаТяга, вакуумОтношение тяги к массе
(кг)(фунт)(кН)(фунт-сила)
Ядерный ракетный двигатель РД-0410 [54] [55]2 0004 40035,27 9001,8
Реактивный двигатель J58 ( SR-71 Blackbird ) [56] [57]2 7226 00115034 0005.2

Турбореактивный двигатель Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 с подогревом ( Concorde ) [58]		31757 000169,238 0005,4
Pratt & Whitney F119 [59]1,8003 9009120 5007,95
Ракетный двигатель РД-0750 , трехкомпонентный [60]4 62110 1881,413318 00031,2
Ракетный двигатель РД-0146 [61]2605709822 00038,4
Ракетный двигатель Rocketdyne RS-25 [62]3 1777 0042,278512 00073,1
Ракетный двигатель РД-180 [63]5 39311 8904,152933 00078,5
Ракетный двигатель РД-1709 75021 5007 8871,773,00082,5
F-1 ( Сатурн V первая ступень) [64]8 39118 4997 740,51,740,10094,1
Ракетный двигатель НК-33 [65]1,2222 6941,638368 000136,7
Ракетный двигатель Merlin 1D , тяговой вариант [66]4671,030825185 000180,1

Сравнение типов [ править ]

Сравнение пропульсивной эффективности для различных конфигураций газотурбинных двигателей.

Пропеллерные двигатели обрабатывают большие потоки воздуха и дают им меньшее ускорение, чем реактивные двигатели. Поскольку прирост воздушной скорости невелик, на высоких скоростях полета тяга, доступная для винтовых самолетов, мала. Однако на низких оборотах эти двигатели имеют относительно высокий КПД .

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

Турбореактивные двигатели имеют смешанный выхлоп, состоящий из перепускного воздуха и горячих продуктов сгорания из основного двигателя. Количество воздуха, проходящего в обход основного двигателя, по сравнению с количеством воздуха, поступающего в двигатель, определяет так называемый коэффициент 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 байпасный воздух турбореактивного двигателя дает от 30% до 70% общей тяги, создаваемой системой турбореактивного двигателя. . [67]

Чистая тяга ( F N ), создаваемая ТРДД, также может быть увеличена как: [68]

где:

ṁ  е= массовая скорость потока выхлопных газов горячего сгорания из основного двигателя
ṁ о= массовый расход воздуха на входе в турбовентилятор = ṁ c + ṁ f
ṁ c= массовая скорость всасываемого воздуха, который поступает в основной двигатель
ṁ f= массовая доля всасываемого воздуха, который обходит основной двигатель
v f= скорость воздушного потока, обходящего основной двигатель
v он= скорость горячего выхлопного газа из основного двигателя
v o= скорость всасываемого воздуха = истинная воздушная скорость самолета
BPR= Коэффициент байпаса

Ракетные двигатели имеют чрезвычайно высокую скорость выхлопа и поэтому лучше всего подходят для работы на высоких скоростях ( гиперзвуковых ) и больших высотах. При любом заданном дросселе тяга и эффективность ракетного двигателя немного улучшаются с увеличением высоты (поскольку противодавление падает, увеличивая, таким образом, чистую тягу на выходе из сопла), тогда как с турбореактивным двигателем (или турбовентилятором) падает плотность воздуха попадание в воздухозаборник (и горячие газы, выходящие из сопла) приводит к уменьшению чистой тяги с увеличением высоты. Ракетные двигатели более эффективны, чем даже ГПВРД со скоростью выше 15 Маха [69].

Высота и скорость [ править ]

За исключением ГПВРД , реактивные двигатели, лишенные своих впускных систем, могут принимать воздух только с половинной скоростью звука. Работа системы впуска для околозвуковых и сверхзвуковых самолетов заключается в замедлении движения воздуха и выполнении некоторого сжатия.

Предел максимальной высоты для двигателей устанавливается по воспламеняемости - на очень большой высоте воздух становится слишком разреженным для горения или после сжатия становится слишком горячим. Для турбореактивных двигателей возможна высота около 40 км, а для ПВРД - 55 км. Теоретически ГПД может преодолевать 75 км. [70] У ракетных двигателей, конечно, нет верхнего предела.

На более скромных высотах полет быстрее сжимает воздух в передней части двигателя , и это сильно нагревает воздух. Обычно считается, что верхний предел составляет около 5–8 Маха, так как 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, [ цитата необходима ], поскольку они избегают замедления движения воздуха, а ракеты снова не имеют определенного ограничения скорости.

Шум [ править ]

Источники шума, создаваемого реактивным двигателем, много. В случае газотурбинных двигателей они включают вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину и движущие струи. [71]

Выталкивающая струя производит струйный шум, который вызван резким смешиванием высокоскоростной струи с окружающим воздухом. В дозвуковом случае шум создается вихрями, а в сверхзвуковом - волнами Маха . [72] Звуковая мощность, излучаемая струей, изменяется в зависимости от скорости струи, увеличенной до восьмой степени для скоростей до 2000 футов / сек, и изменяется в зависимости от скорости, измеренной в кубе выше 2000 футов / сек. [73]Таким образом, низкоскоростные выхлопные форсунки, испускаемые двигателями, такими как турбовентиляторные двигатели с большим байпасом, являются самыми тихими, тогда как самые быстрые форсунки, такие как ракеты, турбореактивные и прямоточные воздушно-реактивные двигатели, являются самыми громкими. Для коммерческих реактивных самолетов шум реактивного двигателя снизился от турбореактивного двигателя через байпасные двигатели до турбовентиляторных в результате постепенного снижения скорости движущей струи. Например, JT8D, двухконтурный двигатель, имеет скорость струи 1450 фут / сек, тогда как турбореактивный двигатель JT9D имеет скорость струи 885 фут / сек (холодный) и 1190 фут / сек (горячий). [74]

Появление турбовентиляторного двигателя заменило очень характерный шум реактивной струи другим звуком, известным как шум «жужжащей пилы». Причина - ударные волны, возникающие на лопастях сверхзвукового вентилятора при взлетной тяге. [75]

Охлаждение [ править ]

Адекватный отвод тепла от рабочих частей реактивного двигателя имеет решающее значение для сохранения прочности материалов двигателя и обеспечения длительного срока службы двигателя.

После 2016 года продолжаются исследования по разработке методов транспирационного охлаждения компонентов реактивных двигателей. [76]

Операция [ править ]

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

В реактивном двигателе каждая основная вращающаяся секция обычно имеет отдельный датчик, предназначенный для контроля скорости его вращения. В зависимости от марки и модели реактивный двигатель может иметь датчик N 1, который контролирует секцию компрессора низкого давления и / или скорость вращения вентилятора в турбовентиляторных двигателях. Секция газогенератора может контролироваться манометром N 2 , в то время как двигатели с тремя золотниками могут также иметь манометр N 3 . Каждая секция двигателя вращается со скоростью несколько тысяч оборотов в минуту. Поэтому их манометры откалиброваны в процентах от номинальной скорости, а не фактических оборотов в минуту, для простоты отображения и интерпретации. [77]

См. Также [ править ]

  • Воздушный турбореактивный
  • Балансировочная машина
  • Компоненты реактивных двигателей
  • Газовая турбина
  • Характеристики реактивного двигателя
  • Катер
  • Pulsejet
  • Двигатель реакции
  • Сопло ракетного двигателя
  • Ракетный газотурбинный двигатель
  • Движение космического корабля
  • Реверс тяги
  • Турбовентиляторный
  • Турбореактивный
  • Разработка турбореактивного двигателя в РАЭ
  • Турбовинтовой
  • Турбовальный
  • Двигатель с переменным циклом
  • Впрыск воды (двигатель)

Ссылки [ править ]

  1. ^ "Реактивный двигатель - Авиационная безопасность SKYbrary" . www.skybrary.aero . Проверено 17 ноября 2019 .
  2. ^ «Информационные заметки по производству полетов - Дополнительные методы: обработка неисправностей двигателя» (PDF) . Airbus. Архивировано из оригинального (PDF) 22 октября 2016 года.
  3. ^ a b Хендриксон, Кеннет Э. (2014). Энциклопедия промышленной революции в мировой истории . Роуман и Литтлфилд. п. 488. ISBN. 9780810888883.
  4. ^ Таки ад-Дин и паровой турбины Во- первых, 1551 AD архивации 2008-02-18 в Wayback Machine , вебстраницы, доступ на линии 23 октября 2009; эта веб-страница относится к Ahmad Y Hassan (1976), Taqi al-Din and Arabic Mechanical Engineering , стр. 34–5, Институт истории арабской науки, Университет Алеппо .
  5. ^ CME: дипломированный инженер-механик . Институт инженеров-механиков . 1978. стр. 84.
  6. ^ КПД пропеллера архивации 25 мая 2008, в Wayback Machine
  7. ^ 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 . С. 83–88. DOI : 10.1115 / GT2004-53211 . ISBN 978-0-7918-4167-9.
  8. ^ «Espacenet - Оригинальный документ» . world.espacenet.com .
  9. ^ "Кто на самом деле изобрел реактивный двигатель?" . Журнал BBC Science Focus . Проверено 18 октября 2019 .
  10. ^ «В погоне за солнцем - Фрэнк Уиттл» . PBS . Проверено 26 марта 2010 .
  11. ^ «История - Фрэнк Уиттл (1907–1996)» . BBC . Проверено 26 марта 2010 .
  12. ^ «Espacenet - Оригинальный документ» . world.espacenet.com .
  13. ↑ История реактивного двигателя - сэр Фрэнк Уиттл - Ханс фон Охайн Охайн сказал, что он не читал патент Уиттла, и Уиттл ему поверил. ( Фрэнк Уиттл 1907–1996 ).
  14. ^ Warsitz, Лутц: Первый Jet Pilot - История немецких летчиков - испытатели Варзиц , перо и меч Books Ltd., Англия, 2009 (стр. 125)
  15. ^ "гл. 10-3" . Hq.nasa.gov . Проверено 26 марта 2010 .
  16. ^ Маттингли, Джек Д. (2006). Элементы движителя: газовые турбины и ракеты . Образовательная серия AIAA. Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. п. 6. ISBN 978-1-56347-779-9.
  17. Перейти ↑ Mattingly, pp. 6–8
  18. Перейти ↑ Mattingly, pp. 9–11
  19. ^ Маттингли, стр. 14
  20. ^ * 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.
  21. ^ Определение реактивного двигателя , онлайн-словарь Коллинза: «двигатель, такой как реактивный или ракетный двигатель, который выбрасывает газ с высокой скоростью и развивает свою тягу в результате реакции» (Великобритания), или «двигатель, как реактивный или ракетный. двигатель, создающий тягу в результате реакции на выбрасываемый поток горячих выхлопных газов , ионов и т. д. " (US) (проверено 28 июня 2018 г.)
  22. ^ Реактивное движение , определение онлайн-словаря Коллинза. (получено 1 июля 2018 г.)
  23. ^ AC Kermode; Механика полета , 8-е издание, Pitman 1972, стр. 128–31.
  24. ^ "Уравнение тяги ракеты" . Grc.nasa.gov. 2008-07-11 . Проверено 26 марта 2010 .
  25. ^ Реактивное движение для аэрокосмических приложений, второе издание, 1964 г., Hesse and Mumford, Pitman Publishing Corporation, LCCN  64-18757 , стр. 48
  26. ^ "Реактивное движение" Николас Кампсти 1997, Cambridge University Press, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 197 
  27. ^ «Соглашения AEHS 1» . www.enginehistory.org .
  28. ^ Гэмбл, Эрик; Террелл, Дуэйн; ДеФранческо, Ричард. 40-я совместная конференция и выставка AIAA / ASME / SAE / ASEE по двигательным установкам . Американский институт аэронавтики и астронавтики. DOI : 10.2514 / 6.2004-3923 - через Американский институт аэронавтики и астронавтики.
  29. ^ Дизайн для воздушного боя "Ray Whitford Jane's Publishing Company Ltd. 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , стр. 203 
  30. ^ "Реактивное движение" Николас Кампсти 1997, Cambridge University Press, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 141 
  31. ^ Ухудшение производительности газовой турбины, Мехер-Хомджи, Чакер и Мотивала, Труды 30-го симпозиума по турбомашинному оборудованию, ASME, стр. 139–75
  32. ^ "Реактивное движение" Николас Кампсти, Cambridge University Press 2001, ISBN 0-521-59674-2 , на рис. 9.1 показаны потери с падением 
  33. ^ "Реактивное движение 'Николас Кампсти, Cambridge University Press 2001, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 35 
  34. ^ Gas Turbine Performance 'Second Edition, Walsh and Fletcher, Blackwell Science Ltd., ISBN 0-632-06434-X , стр. 64 
  35. ^ "Реактивное движение 'Николас Кампсти, Cambridge University Press 2001, ISBN 0-521-59674-2 , стр. 26 
  36. ^ «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинального (PDF) 09 мая 2016 года . Проверено 16 мая 2016 . CS1 maint: archived copy as title (link) Рисунок 22 Восстановление давления на входе
  37. ↑ B-70 Окончательный отчет об исследовании самолета, том IV, SD 72-SH-0003, апрель 1972 г., LJTaube, Североамериканский космический отдел Роквелл, стр. Iv – 11
  38. ^ "Дизайн для воздушного боя" Рэй Уитфорд, Jane's Publishing Company Limited 1987, ISBN 0-7106-0426-2 , стр. 203 'Коэффициент площади для оптимального расширения' 
  39. ^ Gas Turbine Performance»Second Edition, Уолш и Флетчер, Blackwell Science Ltd., ISBN 0-632-06535-4 , стр. 305 
  40. ^ Разработка авиационных двигателей будущего, Bennett, Proc Instn Mech Engrs Vol 197A, IMechE июль 1983 г., Рис. 5 Общий спектр потерь двигателя
  41. ^ Теория газовой турбины, второе издание, Коэн, Роджерс и Сараванамутто, Longman Group Limited 1972, ISBN 0-582-44927-8 , стр. 
  42. ^ Разработка авиационных двигателей будущего, Беннетт, Proc Instn Mech Engrs Vol 197A, IMechE июль 1983 г., стр. 150
  43. ^ Примечание: в механике Ньютона кинетическая энергия зависит от кадра. Кинетическую энергию легче всего рассчитать, когда скорость измеряется в системе центра масс транспортного средства и (что менее очевидно) в его реакционной массе  / воздухе (т. Е. В неподвижной системе координат перед началом взлета.
  44. ^ "Реактивное движение для аэрокосмических приложений, второе издание, Гессе и Мамфорд, Piman Publishing Corporation 1964, LCCN  64-18757 , стр. 39
  45. ^ "Реактивное движение" ISBN Николаса Кампсти 0-521-59674-2 стр. 24 
  46. ^ Джордж П. Саттон и Оскар Библарц (2001). Элементы силовой установки ракеты (7-е изд.). Джон Вили и сыновья. С. 37–38. ISBN 978-0-471-32642-7.
  47. ^ С. Уолстон, А. Сетель, Р. Маккей, К. О'Хара, Д. Дул и Р. Дрешфилд (2004). Совместная разработка монокристаллического суперсплава четвертого поколения. Архивировано 15 октября 2006 г. на Wayback Machine . NASA TM - 2004-213062. Декабрь 2004. Дата обращения: 16 июня 2010.
  48. ^ Клэр Соарес, "Газовые турбины: Справочник по применению в воздухе, на суше и на море", стр. 140.
  49. ^ "NK33" . Энциклопедия Astronautica.
  50. ^ "SSME" . Энциклопедия Astronautica.
  51. ↑ Натан Мейер (21 марта 2005 г.). "Технические характеристики турбореактивного двигателя / турбовентилятора военного назначения" .
  52. ^ a b "Турбореактивный двухконтурный двигатель EJ200" (PDF) . MTU Aero Engines. Апрель 2016 г.
  53. ^ a b c Илан Кроо. «Данные по большим турбовентиляторным двигателям» . Конструирование самолетов: синтез и анализ . Стэндфордский Университет.
  54. ^ Уэйд, Марк. «РД-0410» . Энциклопедия Astronautica . Проверено 25 сентября 2009 .
  55. ^ «« Конструкторское бюро химавтоматики »- научно-исследовательский комплекс / РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные ракеты-носители» . КБХА - Конструкторское бюро химической автоматики . Проверено 25 сентября 2009 .
  56. ^ "Самолет: Lockheed SR-71A Blackbird" . Архивировано из оригинала на 2012-07-29 . Проверено 16 апреля 2010 .
  57. ^ "Информационные бюллетени: Pratt & Whitney J58 Turbojet" . Национальный музей ВВС США. Архивировано из оригинала на 2015-04-04 . Проверено 15 апреля 2010 .
  58. ^ "Rolls-Royce SNECMA Olympus - Транспортные новости Джейн" . Архивировано из оригинала на 2010-08-06 . Проверено 25 сентября 2009 . С форсажной камерой, реверсом и соплом ... 3175 кг ... Форсажной камерой ... 169,2 кН
  59. ^ Приобретение военного реактивного двигателя , RAND, 2002.
  60. ^ «« Конструкторское бюро химавтоматики »- научно-исследовательский комплекс / РД0750» . КБХА - Конструкторское бюро химической автоматики . Проверено 25 сентября 2009 .
  61. ^ Уэйд, Марк. «РД-0146» . Энциклопедия Astronautica . Проверено 25 сентября 2009 .
  62. ^ SSME
  63. ^ "РД-180" . Проверено 25 сентября 2009 .
  64. ^ Энциклопедия Astronautica: F-1
  65. ^ Запись Astronautix NK-33
  66. ↑ Мюллер, Томас (8 июня 2015 г.). «Является ли отношение тяги к массе SpaceX Merlin 1D более 150 правдоподобным?» . Проверено 9 июля 2015 года . Merlin 1D весит 1030 фунтов, включая приводы гидравлического рулевого управления (TVC). Он составляет 162 500 фунтов тяги в вакууме. то есть почти 158 тяги / веса. Новый вариант с полной тягой весит столько же и составляет около 185 500 фунтов силы в вакууме.
  67. ^ Федеральное управление гражданской авиации (FAA) (2004). FAA-H-8083-3B Справочник по полету самолета (PDF) . Федеральная авиационная администрация. Архивировано из оригинального (PDF) 21 сентября 2012 года.
  68. ^ "Турбореактивный двигатель" . Архивировано из оригинала на 2010-12-04 . Проверено 24 июля 2012 .
  69. ^ «Microsoft PowerPoint - KTHhigspeed08.ppt» (PDF) . Архивировано из оригинального (PDF) 29 сентября 2009 года . Проверено 26 марта 2010 .
  70. ^ "Scramjet" . Orbitalvector.com. 2002-07-30. Архивировано из оригинала на 2016-02-12 . Проверено 26 марта 2010 .
  71. ^ "Мягко, мягко к тихой струе" Майкл Дж. Т. Смит, новый ученый, 19 февраля 1970 г., стр. 350
  72. ^ «Глушащий источники шума струи» Др Дэвид Крайтон New Scientist 27 июля 1972 р. 185
  73. ^ "Шум" IC Cheeseman Flight International 16 апреля 1970 г. стр. 639
  74. ^ "Авиационный газотурбинный двигатель и его работа" United Technologies Pratt & Whitney Part No. P&W 182408 декабрь 1982 г. Статическое внутреннее давление и температура на уровне моря, стр. 219–20
  75. ^ «Понижение шума тихого двигателя - демонстрационная программа RB211», документ MJT Smith SAE 760897 «Подавление шума на впуске», стр. 5
  76. ^ Транспирационные системы охлаждения для турбин реактивных двигателей и гиперзвукового полета , по состоянию на 30 января 2019 г.
  77. ^ «15 - Эксплуатация реактивного двигателя». Справочник по пилотированию самолета (PDF) . FAA. п. 3. ISBN  9781510712843. OCLC  992171581 . Эта статья включает материалы, являющиеся  общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Федерального управления гражданской авиации .

Библиография [ править ]

  • Брукс, Дэвид С. (1997). Викинги в Ватерлоо: военная работа над реактивным двигателем Уиттла компанией Rover . Rolls-Royce Heritage Trust. ISBN 978-1-872922-08-9.
  • Голли, Джон (1997). Genesis of the Jet: Фрэнк Уиттл и изобретение реактивного двигателя . Crowood Press. ISBN 978-1-85310-860-0.
  • Хилл, Филипп; Петерсон, Карл (1992), Механика и термодинамика движения (2-е изд.), Нью-Йорк: Аддисон-Уэсли, ISBN 978-0-201-14659-2
  • Керреброк, Джек Л. (1992). Авиационные двигатели и газовые турбины (2-е изд.). Кембридж, Массачусетс: MIT Press. ISBN 978-0-262-11162-1.

Внешние ссылки [ править ]

  • СМИ, связанные с реактивными двигателями, на Викискладе?
  • Словарное определение реактивного двигателя в Викисловаре
  • СМИ о реактивных двигателях от Rolls-Royce
  • Статья How Stuff Works о работе газотурбинного двигателя.
  • Влияние реактивного двигателя на аэрокосмическую промышленность
  • Обзор истории военных реактивных двигателей , Приложение B, стр. 97–120, в книге «Приобретение военных реактивных двигателей» (Rand Corp., 24 стр., PDF)
  • Базовое руководство по реактивному двигателю (QuickTime Video)
  • Статья о том, как работает механизм реакции