Реактивный двигатель - Jet engine

Реактивный двигатель
F100 Двигатель F-15.JPG
Классификация Двигатель внутреннего сгорания
Промышленность Аэрокосмическая промышленность
заявка Авиация
Источник топлива Реактивное топливо
Компоненты Динамический компрессор , вентилятор , камера сгорания , турбина , форсунка
Изобретатель Джон Барбер , Фрэнк Уиттл
Изобрел 1791, 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 ракеты , водометные двигатели и гибридные двигатели, термин реактивный двигатель обычно относится к воздушно-реактивным двигателям внутреннего сгорания , таким как турбореактивный , двухконтурный , прямоточный или импульсный . 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. Некоторые воздушно-реактивные двигатели, предназначенные для высокоскоростных двигателей (ПВРД и ГПВРД ), используют ударный эффект скорости транспортного средства 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.

История

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 .

Историки пытались проследить происхождение реактивного двигателя до средневековья, и принципы, используемые китайцами для отправки своих ракет и фейерверков, были аналогичны принципам реактивного двигателя. Точно так же османский солдат Лагари Хасан Челеби, как сообщается, использовал для полета ракету конической формы. Однако настоящая история реактивного двигателя начинается с Фрэнка Уиттла.

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, 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 . В производство такие двигатели не дошли из-за вопросов безопасности, надежности, веса и, особенно, длительной эксплуатации.

Первый патент на использование газовой турбины для привода самолета был подан в 1921 году Максимом Гийомом . 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. В октябре 1929 года он развил свои идеи дальше. 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году). В патенте показан двухступенчатый осевой компрессор, питающий односторонний центробежный компрессор . Практические 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. Первое устройство фон Охайна было строго экспериментальным и могло работать только от внешнего источника, но он смог продемонстрировать основную концепцию. Затем Охайна представили Эрнсту Хейнкелю , одному 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. К сентябрю 1937 года у них был запущен их первый центробежный двигатель HeS 1. 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 летал Эрихом Варсицем ранним утром 27 августа 1939 года с аэродрома Росток- Мариенехе. , впечатляюще короткий срок для разработки. He 178 был первым в мире реактивным самолетом. 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 первых в мире ступления истребителей , то Messerschmitt Me 262 (а позже первый в мире ступление бомбардировщика самолет, то 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 также были оснащены реактивными двигателями, в результате чего поршневые двигатели использовались в недорогих нишах, таких 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.

Использует

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, например, для промышленных газовых турбин или морских силовых установок . 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. Существует также производная от турбовентиляторного двигателя P&W JT8D с малым байпасом, который развивает мощность до 35 000 лошадиных сил.

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

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

Дыхание воздухом

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.

С турбинным приводом

Газовые турбины - это роторные двигатели, которые извлекают энергию из потока газа сгорания. У них есть компрессор на входе, соединенный с турбиной, расположенной на выходе, с камерой сгорания между ними. В авиационных двигателях эти три основных компонента часто называют «газогенератором». Есть много различных вариантов газовых турбин, но все они используют систему газогенератора определенного типа.

Турбореактивный
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.

Турбовентиляторный
Принципиальная схема, иллюстрирующая работу двухконтурного ТРДД.

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 . Поэтому 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 плунжера

Струйные компрессионные двигатели - это воздушно-реактивные двигатели, подобные газотурбинным двигателям, и оба они следуют циклу Брайтона . Однако газотурбинные двигатели и двигатели с поршневым двигателем 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. 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.

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

Тип Описание Преимущества Недостатки
Motorjet Работает как турбореактивный, но поршневой двигатель приводит в движение компрессор вместо турбины. Более высокая скорость выхлопа, чем у пропеллера, что обеспечивает лучшую тягу на высокой скорости Тяжелый, неэффективный и маломощный. Пример: Caproni Campini N.1 .
Pulsejet Воздух 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 двигатель Подобно импульсному реактивному двигателю, но горение происходит как детонация, а не дефлаграция , могут потребоваться или не потребоваться клапаны. Максимальный теоретический КПД двигателя Чрезвычайно шумный, детали подвержены сильной механической усталости, трудно начать детонацию, непрактично для текущего использования

Другие типы водометных двигателей

Ракета

Ракетный двигатель

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

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

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 очень 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.

Тип Описание Преимущества Недостатки
Ракета Несет на борт все топливо и окислители, испускает струю для движения. Очень мало движущихся частей. От 0 до 25+ Маха; 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.

Гибридный

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

Тип Описание Преимущества Недостатки
Турборокет Турбореактивный двигатель, в котором в воздушный поток добавляется дополнительный окислитель, такой как кислород, 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 усилением По 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 Маха Эффективность аналогична ракетам на низкой скорости или внеатмосферной, с трудностями на входе, относительно неразвитым и неизученным типом, с трудностями охлаждения, очень шумным, соотношение тяги к весу аналогично прямоточным воздушно-воздушным реактивным двигателям.
Форсунки с предварительным охлаждением / LACE Всасываемый 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 запуск на орбиту в одноступенчатом режиме или очень быстрое межконтинентальное путешествие 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

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. Насос-жиклер должен приводиться в движение отдельным двигателем, например, дизельным или газовой турбиной .

Схема струи насоса.
Тип Описание Преимущества Недостатки
Струя воды Для запуска водных ракет и катеров ; впрыскивает воду через форсунку На 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 природы Может быть менее эффективным, чем гребной винт на низкой скорости, более дорогим, имеет больший вес на лодке из-за захваченной воды, не будет работать хорошо, если лодка тяжелее, чем размер водометного двигателя.

Общие физические принципы

Все реактивные двигатели являются реактивными двигателями, которые создают тягу, выбрасывая струю жидкости назад на относительно высокой скорости. Силы внутри двигателя, необходимые для создания этой струи, 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

Сопло является ключевым компонентом всех реактивных двигателей, поскольку оно создает выхлопную струю . Форсунки превращают внутреннюю энергию и энергию давления в кинетическую энергию высокой скорости. Общее давление и температура не меняются через сопло, но их статические значения падают с увеличением 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. 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 при 3+ Маха.

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 .

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 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.

Толкать

Энергоэффективность авиационных реактивных двигателей

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 (это называется ухудшением характеристик), 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 количеством топлива, которое 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. Неоптимальные углы, а также неоптимальные проходы и формы лопастей могут вызвать утолщение и расслоение 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 различные 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 тепловой КПД, известный 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, то есть 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 при установке, снижают ее эффективность. Он использует некоторое количество топлива, 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 .

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. Северная Америка ХВ-70 Валькирия и Локхид SR-71 дрозд в Машине 3 каждый имели давление возмещение примерно 0,8, из - за относительно низких потерь в процессе сжатия, то есть через систему многократных ударов. Во время «снятия с пуска» эффективная система амортизации 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.

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. Они могут быть включены в эффективность передачи или передачи . Однако эти потери более чем компенсируются улучшением тягового КПД. Также наблюдаются дополнительные потери давления в байпасном канале и дополнительная форсунка.

С появлением турбовентиляторных двигателей с их убыточным оборудованием, то, что происходит внутри двигателя, Беннет, например, разделил 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. Для дыхательного двигателя скорость выхлопа, равная скорости транспортного средства или равная единице, дает нулевую тягу без изменения чистого количества движения. Формула для воздушно-реактивных двигателей, движущихся со скоростью со скоростью выхлопа и пренебрегая расходом топлива, выглядит так:

А для ракеты:

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. Эффективность также ограничивается общей степенью давления, которая может быть достигнута. КПД цикла является самым высоким в ракетных двигателях (~ 60 +%), поскольку они могут достигать чрезвычайно высоких температур сгорания. Эффективность цикла в турбореактивном двигателе и подобных ему приближается к 30% из-за гораздо более низких пиковых температур цикла.

Типичная эффективность 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 воздушно-топливного отношения между богатым и слабым пределами уменьшается с увеличением скорости воздуха. Если увеличивающийся массовый расход воздуха снижает соотношение топлива ниже определенного значения, происходит гашение пламени.

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

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 может фактически 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 двигателя Первый забег Сценарий Спец. расход топлива. Удельный
импульс (ы)
Эффективная
скорость выхлопа
(м / с)
Масса
Отношение тяги к массе
(на уровне моря)
(фунт / фунт-сила · ч) (г / кН · с)
Твердотопливный ракетный двигатель Avio P80 2006 г. Вакуум первой ступени Vega 13 360 280 2700 16,160 фунтов (7330 кг) (пустой)
Твердотопливный ракетный двигатель Avio Zefiro 23 2006 г. Вакуум второй ступени Vega 12,52 354,7 287,5 2819 4266 фунтов (1935 кг) (пустой)
Твердотопливный ракетный двигатель Avio Zefiro 9A 2008 г. Третья ступень вакуума Vega 12.20 345,4 295,2 2895 1,997 фунтов (906 кг) (пустой)
Жидкостный ракетный двигатель РД-843 Вакуум верхней ступени Vega 11,41 323,2 315,5 3094 35,1 фунта (15,93 кг) (сухой)
Жидкостный ракетный двигатель Кузнецова НК-33 1970-е N-1F , Союз-2-1v первый этап вакуумной 10.9 308 331 3250 2730 фунтов (1240 кг) (сухой) 136,8
НПО Энергомаш Жидкостный ракетный двигатель РД-171М Зенит-2М , Зенит-3СЛ , Зенит-3СЛБ , Зенит-3Ф вакуум первой ступени 10,7 303 337 3300 21500 фунтов (9750 кг) (сухой) 79,57
Жидкостный ракетный двигатель ЛЭ-7А H-IIA , H-IIB вакуум первой ступени 8,22 233 438 4300 4000 фунтов (1800 кг) (сухой) 62,2
Криогенный ракетный двигатель Snecma HM-7B Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA вакуум верхней ступени 8,097 229,4 444,6 4360 364 фунта (165 кг) (сухой) 43,25
Криогенный ракетный двигатель ЛЭ-5Б-2 Вакуум верхней ступени H-IIA , H-IIB 8,05 228 447 4380 640 фунтов (290 кг) (сухой) 51,93
Криогенный ракетный двигатель Aerojet Rocketdyne RS-25 1981 г. Space Shuttle , вакуум первой ступени SLS 7,95 225 453 4440 7,004 фунта (3,177 кг) (сухой) 53,79
Криогенный ракетный двигатель Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 Delta III , Delta IV , вакуумная верхняя ступень SLS 7,734 219,1 465,5 4565 664 фунта (301 кг) (сухой) 37,27
Ramjet Мах 1 4.5 130 800 7800
Ядерный тепловой ракетный двигатель NERVA NRX A6 1967 пылесос 869 40,001 фунт (18,144 кг) (сухой) 1,39
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 ТРДД Tornado IDS Gr.1 / GR.1A / GR.1B / Gr.4 статический уровень моря ( Разогрев ) 2,5 70,8 1440 14120 2107 фунтов (956 кг) (сухой) 7,59
ТРДД GE F101-GE-102 1970-е B-1B статический уровень моря (подогрев) 2,46 70 1460 14400 4400 фунтов (2000 кг) (сухой) 7,04
Турбореактивный Туманский Р-25-300 МИГ-21бис статический уровень моря (подогрев) 2,206 62,5 1632 16000 2679 фунтов (1215 кг) (сухой) 5,6
Турбореактивный двигатель GE J85-GE-21 F-5E / F статический уровень моря (подогрев) 2,13 60,3 1690 16570 640 фунтов (290 кг) (сухой) 7,81
ТРДД GE F110-GE-132 F-16E / F Block 60 или -129 улучшают статический уровень моря (повторный нагрев) 2,09 59,2 1722 г. 16890 4050 фунтов (1840 кг) (сухой) 7.9
ТРДД Honeywell / ITEC F125-GA-100 F-CK-1 статический уровень моря (подогрев) 2,06 58,4 1748 г. 17140 1360 фунтов (620 кг) (сухой) 6,8
ТРДД Snecma M53-P2 Mirage 2000C / D / N / H / TH / -5 / -9 / модификация статического уровня моря (повторный нагрев) 2,05 58,1 1756 17220 3307 фунтов (1500 кг) (сухой) 6,46
Турбореактивный двигатель Snecma Atar 09C Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M , прототип Mirage IV со статическим уровнем моря (повторный нагрев) 2,03 57,5 1770 17400 3210 фунтов (1456 кг) (сухой) 4,13
Snecma Атар 09K-50 турбореактивного Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1, статический уровень моря (повторный нагрев) 1,991 56,4 1808 г. 17730 3487 фунтов (1582 кг) (сухой) 4,55
Турбореактивный двигатель GE J79-GE-15 F-4E / EJ / F / G , RF-4E статический уровень моря (повторный нагрев) 1,965 55,7 1832 г. 17970 3850 фунтов (1750 кг) (сухой) 4.6
ТРДД Сатурн АЛ-31Ф Су-27 / П / К статический уровень моря (разогрев) 1,96 55,5 1837 г. 18010 3350 фунтов (1520 кг) (сухой) 8,22
Турбореактивный J-58 1958 г. SR-71 на 3,2 Маха (повторный нагрев) 1.9 53,8 1895 г. 18580 6000 фунтов (2700 кг) (сухой)
ТРДД GE F110-GE-129 F-16C / D / V Block 50/70 , F-15K / S / SA / SG / EX статический уровень моря (повторный нагрев) 1.9 53,8 1895 г. 18580 3980 фунтов (1810 кг) (сухой) 7,36
ТРДД Соловьев Д-30Ф6 МиГ-31 , С-37 / Су-47 статический уровень моря (подогрев) 1,863 52,8 1932 г. 18950 5,326 фунтов (2416 кг) (сухой) 7,856
Люлька АЛ-21Ф-3 турбореактивного Су-17М / УМ / М2 / М2Д / УМ3 / М3 / М4, Су-22У / М3 / М4 статический уровень моря (разогрев) 1,86 52,7 1935 г. 18980 3790 фунтов (1720 кг) (сухой) 5,61
ТРДД Климов РД-33 1974 г. МиГ-29 со статическим уровнем моря (разогрев) 1,85 52,4 1946 г. 19080 2326 фунтов (1055 кг) (сухой) 7.9
ТРДД Сатурн АЛ-41Ф-1С Су-35С / Т-10БМ статический уровень моря (подогрев) 1,819 51,5 1979 г. 19410 3536 фунтов (1604 кг) (сухой) 8,75–9,04
Турбореактивный двухконтурный двигатель Volvo RM12 1978 г. Статический уровень моря Gripen A / B / C / D (повторный нагрев) 1,78 50,4 2022 г. 19830 2315 фунтов (1050 кг) (сухой) 7,82
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE F404-GE-402 Статический уровень моря F / A-18C / D (повторный нагрев) 1,74 49 2070 20300 2282 фунта (1035 кг) (сухой) 7,756
Кузнецов НК-32 турбовентиляторных 1980 г. Ту-144ЛЛ , Ту-160 на статическом уровне моря (разогрев) 1,7 48 2100 21000 7,500 фунтов (3,400 кг) (сухой) 7,35
ТРДД Snecma M88-2 1989 г. Рафаль уровень статического моря (Разогрев) 1,663 47,11 2165 21230 1978 фунтов (897 кг) (сухой) 8,52
Турбореактивный двухконтурный двигатель Eurojet EJ200 1991 г. Eurofighter , прототип Bloodhound LSR, статический уровень моря (Reheat) 1,66–1,73 47–49 2080–2170 20400–21300 2180,0 фунтов (988,83 кг) (сухой) 9,17
Турбореактивный двигатель GE J85-GE-21 F-5E / F статический уровень моря (сухой) 1,24 35,1 2900 28500 640 фунтов (290 кг) (сухой) 5,625
Турбореактивный двигатель RR / Snecma Olympus 593 1966 г. Конкорд на крейсерском режиме 2 Маха (Сухой) 1,195 33,8 3010 29500 7000 фунтов (3175 кг) (сухой)
Турбореактивный двигатель Snecma Atar 09C Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M , прототип Mirage IV, статический уровень моря (сухой) 1.01 28,6 3560 35000 3210 фунтов (1456 кг) (сухой) 2,94
Snecma Атар 09K-50 турбореактивного Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 статический уровень моря (сухой) 0,981 27,8 3670 36000 3487 фунтов (1582 кг) (сухой) 2.35
Турбореактивный двигатель Snecma Atar 08K-50 Статический уровень моря Super Étendard 0,971 27,5 3710 36400 2568 фунтов (1165 кг) (сухой)
Турбореактивный Туманский Р-25-300 МИГ-21бис статический уровень моря (сухой) 0,961 27,2 3750 36700 2679 фунтов (1215 кг) (сухой)
Люлька АЛ-21Ф-3 турбореактивного Су-17М / УМ / М2 / М2Д / УМ3 / М3 / М4, Су-22У / М3 / М4 статический уровень моря (сухой) 0,86 24,4 4190 41100 3790 фунтов (1720 кг) (сухой) 3,89
Турбореактивный двигатель GE J79-GE-15 F-4E / EJ / F / G , RF-4E статический уровень моря (сухой) 0,85 24,1 4240 41500 3850 фунтов (1750 кг) (сухой) 2,95
ТРДД Snecma M53-P2 Mirage 2000C / D / N / H / TH / -5 / -9 / модификация статического уровня моря (сухой) 0,85 24,1 4240 41500 3307 фунтов (1500 кг) (сухой) 4,37
Турбореактивный двухконтурный двигатель Volvo RM12 1978 г. Статический уровень моря Gripen A / B / C / D (сухой) 0,824 23,3 4370 42800 2315 фунтов (1050 кг) (сухой) 5,244
Турбореактивный двухконтурный двигатель RR Turbomeca Adour Mk 106 1999 г. Ягуар модернизировал статический уровень моря (сухой) 0,81 23 4400 44000 1784 фунтов (809 кг) (сухой) 4,725
ТРДД Honeywell / ITEC F124-GA-100 1979 г. L-159 , X-45 статический уровень моря 0,81 22,9 4440 43600 1,050 фунтов (480 кг) (сухой) 5,3
ТРДД Honeywell / ITEC F125-GA-100 F-CK-1 статический уровень моря (сухой) 0,8 22,7 4500 44100 1360 фунтов (620 кг) (сухой) 4,43
ТРДД PW JT8D-9 737 Оригинальный круиз 0,8 22,7 4500 44100 3,205–3,402 фунтов (1,454–1,543 кг) (сухой)
Турбореактивный двигатель PW J52-P-408 Статический уровень моря А-4М / Н , ТА-4KU , EA-6B 0,79 22,4 4560 44700 2318 фунтов (1051 кг) (сухой) 4.83
ТРДД Сатурн АЛ-41Ф-1С Су-35С / Т-10БМ статический уровень моря (Сухой) 0,79 22,4 4560 44700 3536 фунтов (1604 кг) (сухой) 5,49
ТРДД Snecma M88-2 1989 г. Рафаль уровень статического моря (сухой) 0,782 22,14 4600 45100 1978 фунтов (897 кг) (сухой) 5,68
ТРДД Климов РД-33 1974 г. МиГ-29 статический уровень моря (сухой) 0,77 21,8 4680 45800 2326 фунтов (1055 кг) (сухой) 4.82
RR Pegasus 11-61 ТРДД АВ-8Б + статический уровень моря 0,76 21,5 4740 46500 3960 фунтов (1800 кг) (сухой) 6
Турбореактивный двухконтурный двигатель Eurojet EJ200 1991 г. Eurofighter , прототип Bloodhound LSR статический уровень моря (сухой) 0,74–0,81 21–23 4400–4900 44000–48000 2180,0 фунтов (988,83 кг) (сухой) 6,11
GE F414-GE-400 ТРДД 1993 г. F / A-18E / F статический уровень моря (сухой) 0,724 20,5 4970 48800 2445 фунтов (1109 кг) (сухой) 5.11
Кузнецов НК-32 турбовентиляторных 1980 г. Ту-144ЛЛ , Ту-160 статический уровень моря (Сухой) 0,72-0,73 20–21 4900–5000 48000–49000 7,500 фунтов (3,400 кг) (сухой) 4.06
Honeywell ALF502R-5 редукторный турбовентиляторных BAe 146-100 / 200 / 200ER / 300 круизный 0,72 20,4 5000 49000 1336 фунтов (606 кг) (сухой) 5,22
ТРДД Соловьев Д-30Ф6 МиГ-31 , С-37 / Су-47 статический уровень моря (Сухой) 0,716 20,3 5030 49300 5,326 фунтов (2416 кг) (сухой) 3,93
ТРДД Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 1972 г. Статический уровень моря Alpha Jet 0,716 20,3 5030 49300 650 фунтов (295 кг) (сухой) 4,567
ТРДД Соловьев Д-30КП-2 Ил-76МД / МДК / СК / ВПК , Ил-78 / М крейсерский 0,715 20,3 5030 49400 5,820 фунтов (2,640 кг) (сухой) 5.21
ТРДД Соловьев Д-30КУ-154 Ту-154М круизный 0,705 20,0 5110 50100 5,082 фунтов (2305 кг) (сухой) 4,56
ТРДД Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 1981 г. Кавасаки Т-4 статический уровень моря 0,7 19,8 5140 50400 750 фунтов (340 кг) (сухой) 4.9
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 ТРДД 1984 Fokker 70 , круизный Fokker 100 0,69 19,5 5220 51200 3185 фунтов (1445 кг) (сухой) 4.2
GE CF34-3 ТРДД 1982 г. CRJ100 / 200 , серия CL600 , круизный режим CL850 0,69 19,5 5220 51200 1670 фунтов (760 кг) (сухой) 5,52
GE CF34-8E ТРДД E170 / 175 круиз 0,68 19,3 5290 51900 2600 фунтов (1200 кг) (сухой) 5,6
Турбореактивный двухконтурный двигатель Honeywell TFE731-60 Falcon 900EX / DX / LX, круиз VC-900 0,679 19,2 5300 52000 988 фунтов (448 кг) (сухой) 5.06
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-2C1 DC-8 Super 70 круизный 0,671 19.0 5370 52600 4635 фунтов (2102 кг) (сухой) 4,746
GE CF34-8C ТРДД CRJ700 / 900/1000 круизный 0,67-0,68 19 5300–5400 52000–53000 2400–2450 фунтов (1090–1110 кг) (сухой) 5,7-6,1
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-3C1 737 Классический круиз 0,667 18,9 5400 52900 4,308–4,334 фунтов (1,954–1,966 кг) (сухой) 5,46
ТРДД Сатурн АЛ-31Ф Су-27 / П / К статический уровень моря (сухой) 0,666-0,78 18,9–22,1 4620–5410 45300–53000 3350 фунтов (1520 кг) (сухой) 4,93
RR Spey RB.168 Mk.807 ТРДД Статический уровень моря AMX 0,66 18,7 5450 53500 2417 фунтов (1096 кг) (сухой) 4,56
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-2A2 1974 г. E-3D, KE-3A , E-6A / B круизный 0,66 18,7 5450 53500 4819 фунтов (2186 кг) (сухой) 4,979
Турбореактивный двухконтурный двигатель RR BR725 2008 г. G650 / ER круизный 0,657 18,6 5480 53700 3605 фунтов (1635,2 кг) (сухой) 4,69
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-2B1 KC-135R / T, C-135FR , RC-135RE круиз 0,65 18,4 5540 54300 4672 фунтов (2119 кг) (сухой) 4,7
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF34-10A ARJ21 круиз 0,65 18,4 5540 54300 3700 фунтов (1700 кг) (сухой) 5.1
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFE CFE738-1-1B 1990 г. Круиз Falcon 2000 0,645 18,3 5580 54700 1325 фунтов (601 кг) (сухой) 4,32
Турбореактивный двухконтурный двигатель RR BR710 1995 г. C-37, Gulfstream V , G550 , E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express / XRS, Global 5000/6000 , Raytheon Sentinel , GlobalEye (оригинал) круиз 0,64 18 5600 55000 4,009 фунтов (1818,4 кг) (сухой) 3,84
ТРДД GE F110-GE-129 F-16C / D / V Block 50/70 , F-15K / S / SA / SG / EX статический уровень моря (сухой) 0,64 18 5600 55000 3980 фунтов (1810 кг) (сухой) 4,27
ТРДД GE F110-GE-132 F-16E / F Block 60 или -129 улучшают статический уровень моря (сухой) 0,64 18 5600 55000 4050 фунтов (1840 кг) (сухой)
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF34-10E E190 / 195 , круиз по Lineage 1000 0,64 18 5600 55000 3700 фунтов (1700 кг) (сухой) 5.2
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 ТРДД Статический уровень моря Tornado ECR (сухой) 0,637 18.0 5650 55400 2160 фунтов (980 кг) (сухой) 4,47
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CF6-50C2 A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203 , DC-10-30 / F / CF , KC-10A крейсерский полет 0,63 17,8 5710 56000 8,731 фунтов (3,960 кг) (сухой) 6.01
Турбореактивный двухконтурный двигатель PowerJet SaM146-1S18 Круиз Superjet LR 0,629 17,8 5720 56100 4980 фунтов (2260 кг) (сухой) 3.5
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-7B24 737-700 / 800/900 круизный 0,627 17,8 5740 56300 5216 фунтов (2366 кг) (сухой) 4.6
Турбореактивный двухконтурный двигатель RR BR715 1997 г. 717 круиз 0,62 17,6 5810 56900 4597 фунтов (2085 кг) (сухой) 4,55–4,68
ТРДД PW F119-PW-100 1992 г. F-22 статический уровень моря (сухой) 0,61 17,3 5900 57900 3900 фунтов (1800 кг) (сухой) 6,7
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF6-80C2-B1F 747-400 круиз 0,605 17,1 5950 58400 9,499 фунтов (4,309 кг) 6,017
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 ТРДД Tornado IDS GR.1 / GR.1A / GR.1B / GR.4 статический уровень моря (сухой) 0,598 16,9 6020 59000 2107 фунтов (956 кг) (сухой) 4,32
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-5A1 Крейсерский A320-111 / 211 0,596 16,9 6040 59200 5139 фунтов (2331 кг) (сухой) 5
Авиадвигатель PS-90А1 ТРДД Ил-96-400 / Т крейсерский 0,595 16,9 6050 59300 6500 фунтов (2950 кг) (сухой) 5.9
PW PW2040 ТРДД 757-200 / 200ET / 200F , C-32 круизный 0,582 16,5 6190 60700 7185 фунтов (3259 кг) 5,58
PW PW4098 ТРДД 777-300 круиз 0,581 16,5 6200 60800 36400 фунтов (16500 кг) (сухой) 5,939
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF6-80C2-B2 767-200ER / 300 / 300ER круизный 0,576 16,3 6250 61300 9388 фунтов (4258 кг) 5,495
ИАЭ V2525-D5 турбовентиляторных МД-90 круизный 0,574 16,3 6270 61500 5,252 фунтов (2,382 кг) 4,76
ТРДД IAE V2533-A5 A321-231 круиз 0,574 16,3 6270 61500 5139 фунтов (2331 кг) 6,42
ТРДД GE F101-GE-102 1970-е B-1B статический уровень моря (сухой) 0,562 15,9 6410 62800 4400 фунтов (2000 кг) (сухой) 3.9
ТРДД RR Trent 700 1992 г. A330 , A330 MRTT , круиз на Beluga XL 0,562 15,9 6410 62800 13,580 фунтов (6,160 кг) (сухой) 4,97–5,24
ТРДД RR Trent 800 1993 г. 777-200 / 200ER / 300 круизный 0,560 15,9 6430 63000 13,400 фунтов (6078 кг) (сухой) 5,7-6,9
ТРДД Мотор Сич Прогресс Д-18Т 1980 г. Ан-124 , Ан-225 круизный 0,546 15.5 6590 64700 9000 фунтов (4100 кг) (сухой) 5,72
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-5B4 Крейсерский A320-214 0,545 15.4 6610 64800 5 412–5 513 фунтов (2454,8–2 500,6 кг) (сухой) 5,14
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-5C2 A340-211 круизный 0,545 15.4 6610 64800 5830 фунтов (2644,4 кг) (сухой) 5,47
ТРДД RR Trent 500 1999 г. Крейсерский A340-500 / 600 0,542 15.4 6640 65100 11000 фунтов (4990 кг) (сухой) 5,07–5,63
ТРДД CFM LEAP-1B 2014 г. 737 MAX круизный 0,53-0,56 15–16 6400–6800 63000–67000 6,130 фунтов (2,780 кг) (сухой)
Авиадвигатель ТРДД -14 2014 г. МС-21-310 круизный 0,526 14,9 6840 67100 6330 фунтов (2870 кг) (сухой) 4.88
ТРДД RR Trent 900 2003 г. Круиз на А380 0,522 14,8 6900 67600 13,770 фунтов (6,246 кг) (сухой) 5,46-6,11
ТРДД PW TF33-P-3 B-52H, NB-52H статический уровень моря 0,52 14,7 6920 67900 3900 фунтов (1800 кг) (сухой) 4,36
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE GE90-85B 777-200 / 200ER круизный 0,52 14,7 6920 67900 17400 фунтов (7900 кг) 5,59
GE GEnx-1B76 ТРДД 2006 г. 787-10 круиз 0,512 14,5 7030 69000 2658 фунтов (1206 кг) (сухой) 5,62
Турбореактивный двухконтурный двигатель PW PW1400G МС-21 круизный 0,51 14 7100 69000 6300 фунтов (2857,6 кг) (сухой) 5.01
ТРДД CFM LEAP-1C 2013 C919 круиз 0,51 14 7100 69000 8,662–8,675 фунтов (3,929–3,935 кг) (влажный)
ТРДД CFM LEAP-1A 2013 Семейный круиз A320neo 0,51 14 7100 69000 6,592–6,951 фунтов (2,990–3,153 кг) (влажный)
ТРДД RR Trent 7000 2015 г. Круизный лайнер A330neo 0,506 14,3 7110 69800 14209 фунтов (6445 кг) (сухой) 5,13
ТРДД RR Trent 1000 2006 г. 787 круиз 0,506 14,3 7110 69800 13 087–13 492 фунтов (5 936–6 120 кг) (сухой)
ТРДД RR Trent XWB-97 2014 г. Крейсерский самолет A350-1000 0,478 13,5 7530 73900 16640 фунтов (7550 кг) (сухой) 5,82
Турбореактивный двухконтурный двигатель PW 1127G 2012 г. Круизный лайнер A320neo 0,463 13,1 7780 76300 6300 фунтов (2857,6 кг) (сухой)
Турбореактивный двухконтурный двигатель RR AE 3007H RQ-4 , MQ-4C статический уровень моря 0,39 11.0 9200 91000 1581 фунт (717 кг) (сухой) 5,24
GE F118-GE-100 ТРДД 1980-е Б-2А Блок 30 статический уровень моря 0,375 10,6 9600 94000 3200 фунтов (1500 кг) (сухой) 5.9
GE F118-GE-101 ТРДД 1980-е Статический уровень моря U-2S 0,375 10,6 9600 94000 3150 фунтов (1430 кг) (сухой) 6,03
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CF6-50C2 A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203 , DC-10-30 / 30F / 30F (CF) , KC-10A статический уровень моря 0,371 10,5 9700 95000 8,731 фунтов (3,960 кг) (сухой) 6.01
ТРДД GE TF34-GE-100 Статический уровень моря А-10А, ОА-10А, Я-10Б 0,37 10,5 9700 95000 1440 фунтов (650 кг) (сухой) 6,295
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-2B1 KC-135R / T, C-135FR , RC-135RE статический уровень моря 0,36 10 10000 98000 4672 фунтов (2119 кг) (сухой) 4,7
ТРДД Мотор Сич Прогресс Д-18Т 1980 г. Ан-124 , Ан-225 статический уровень моря 0,345 9,8 10400 102000 9000 фунтов (4100 кг) (сухой) 5,72
PW F117-PW-100 турбовентиляторных C-17 статический уровень моря 0,34 9,6 10600 104000 7100 фунтов (3200 кг) 5,41-6,16
PW PW2040 ТРДД 757-200 / 200ET / 200F , C-32 статический уровень моря 0,33 9,3 10900 107000 7185 фунтов (3259 кг) 5,58
Турбореактивный двухконтурный двигатель CFM CFM56-3C1 737 Классический статический уровень моря 0,33 9,3 11000 110000 4,308–4,334 фунтов (1,954–1,966 кг) (сухой) 5,46
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE CF6-80C2 747-400 , 767 , KC-767 , MD-11 , A300-600R / 600F , A310-300 , A310 MRTT , Beluga , C-5M , Kawasaki C-2 статический уровень моря 0,307-0,344 8,7–9,7 10500–11700 103000–115000 9,480–9,860 фунтов (4,300–4,470 кг)
EA GP7270 ТРДД А380-861 статический уровень моря 0,299 8,5 12000 118000 14,797 фунтов (6712 кг) (сухой) 5,197
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE GE90-85B 777-200 / 200ER / 300 статический уровень моря 0,298 8,44 12080 118500 17400 фунтов (7900 кг) 5,59
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE GE90-94B 777-200 / 200ER / 300 статический уровень моря 0,2974 8,42 12100 118700 16644 фунтов (7550 кг) 5,59
RR Trent 970-84 ТРДД 2003 г. А380-841 статический уровень моря 0,295 8,36 12200 119700 13825 фунтов (6271 кг) (сухой) 5,436
Турбореактивный двухконтурный двигатель GE GEnx-1B70 787-8 статический уровень моря 0,2845 8.06 12650 124100 13,552 фунтов (6,147 кг) (сухой) 5,15
ТРДД RR Trent 1000C 2006 г. 787-9 статический уровень моря 0,273 7,7 13200 129000 13 087–13 492 фунтов (5 936–6 120 кг) (сухой)

Отношение тяги к массе

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 двигатель Масса Тяга, вакуум
Отношение тяги к массе
(кг) (фунт) (кН) (фунт-сила)
Ядерный ракетный двигатель РД-0410 2 000 4 400 35,2 7 900 1,8
Реактивный двигатель J58 ( SR-71 Blackbird ) 2 722 6 001 150 34 000 5.2

Турбореактивный двигатель Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 с подогревом ( Concorde )
3175 7 000 169,2 38 000 5,4
Пратт и Уитни F119 1,800 3 900 91 20 500 7,95
Ракетный двигатель РД-0750 , трехкомпонентный режим 4 621 10 188 1,413 318 000 31,2
Ракетный двигатель РД-0146 260 570 98 22 000 38,4
Ракетный двигатель Rocketdyne RS-25 3 177 7 004 2,278 512 000 73,1
Ракетный двигатель РД-180 5 393 11 890 4,152 933 000 78,5
Ракетный двигатель РД-170 9 750 21 500 7 887 1,773,000 82,5
F-1 ( Сатурн V первая ступень) 8 391 18 499 7 740,5 1,740,100 94,1
Ракетный двигатель НК-33 1,222 2 694 1,638 368 000 136,7
Ракетный двигатель Merlin 1D , тяговой вариант 467 1,030 825 185 000 180,1

Сравнение типов

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 высокую тяговую эффективность .

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. .

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

куда:

 е = массовая скорость потока выхлопных газов горячего сгорания из основного двигателя
о = массовый расход воздуха на входе в турбовентилятор = c + f
c = массовая скорость всасываемого воздуха, который поступает в основной двигатель
f = массовая скорость 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 (потому что противодавление падает, увеличивая, таким образом, чистую тягу в плоскости выхода 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 ГПВП со скоростью выше 15 Маха.

Высота и скорость

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, чтобы гореть, или после сжатия слишком горячим. Для турбореактивных двигателей возможна высота около 40 км, а для ПВРД - 55 км. Теоретически ГПД может преодолевать 75 км. 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 или более, поскольку они избегают замедления движения воздуха, а ракеты снова не имеют определенного ограничения скорости.

Шум

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

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 . 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. 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).

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

Охлаждение

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.

Операция

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 также могут иметь манометр N 3 . Каждая секция двигателя вращается со скоростью несколько тысяч оборотов в минуту. Поэтому их манометры калибруются в процентах от номинальной скорости, а не фактических оборотов в минуту, для простоты отображения и интерпретации.

Смотрите также

использованная литература

Библиография

  • Брукс, Дэвид С. (1997). Викинги в Ватерлоо: военные работы 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