Скорость реактивного двигателя: РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ • Большая российская энциклопедия — Авиатор

Комбинатор скорости

Британская компания Reaction Engines в конце октября 2019 года провела успешные испытания предохладителя, одного из самых важных компонентов перспективного комбинированного ракетного двигателя SABRE, с помощью которого будут совершать космические полеты ракетопланы. Испытания компонента проходили на скорости воздушного потока около 5 чисел Маха и температуре 1000 градусов Цельсия. В связи с этим мы решили вспомнить историю появления комбинированных, иначе называемых гибридными, двигателей для летательных аппаратов и разобраться, как именно работает британская силовая установка.

Так покоряли скорость

На 1940-1950-е годы пришелся бум развития авиационного моторостроения — появились и начали серийно использоваться на самолетах реактивные двигатели различных конструкций. Эти силовые установки на боевых самолетах обеспечивали повышенную маневренность и лучшее ускорение по сравнению с традиционными поршневыми двигателями, а также позволяли выполнять, пусть и кратковременные, полеты на скорости, превышающей скорость звука.

В 1950-х годах началась разработка новых боевых и разведывательных летательных аппаратов, способных безопасно для себя действовать в воздушном пространстве, охраняемом системами противовоздушной обороны противника. В частности, ставка делалась на скорость полета — считалось, что чем быстрее летит самолет, тем меньше шансов у зенитной ракеты его догнать.

Необходимость наращивать скорость потребовала поиска новых конструкторских решений. Дело в том, что уже существовавшие тогда воздушно-реактивные авиационные двигатели при всех возможных ухищрениях не могли обеспечить скорость полета больше 2–2,5 числа Маха.

На большой скорости полета на входе двигателя воздушный поток резко тормозится, из-за чего происходит, помимо прочего, его сжатие и рост температуры. Это, в свою очередь, приводит к снижению эффективности работы компрессора, а затем и неэффективному сгоранию топлива.

Разработчики авиационной техники начали экспериментировать с другими двигателями. Наиболее очевидным вариантом оказался ракетный двигатель, не имеющий ограничений по скорости встречного воздушного потока, поскольку для сжигания топлива атмосферный кислород он не использует.

Такой двигатель способен обеспечивать высокие скорости полета. Например, американский экспериментальный самолет Bell X-1 уверенно развивал скорости полета, близкие к 2 числам Маха, а в 1953 году достиг скорости в 2,5 числа Маха на высоте 21,4 тысячи метров. В 1963 году ракетоплан X-15 развил гиперзвуковую скорость в 5,58 числа Маха.

Тем не менее, ракетные двигатели плохо подходили для создания серийных военных, главным образом разведывательных, самолетов. Дело в том, что они не могли обеспечить большую продолжительность полета, а учитывая политическую обстановку того времени, она была крайне желательна, поскольку СССР от США отделяет значительное расстояние.

Так исследователи начали работать над комбинированными двигателями, которые могли бы сочетать в себе свойства силовых установок разных классов.

Например, в СССР в конце 1950-х — в 1960-х годах велась разработка комбинированных ракетно-прямоточных двигателей для разведывательных беспилотных летательных аппаратов. Такие двигатели сочетали в себе ракетную силовую установку и стоящую за ней прямоточную воздушно-реактивную установку.

Если упрощенно описывать работу такого двигателя, то она выглядела следующим образом: ракетная силовая установка сжигала топливо не полностью, после чего газовая струя с не сгоревшим топливом поступала в прямоточный двигатель, где тормозилась и сжималась. Там топливо дожигалось, и отработанные газы выходили из двигателя, создавая тягу.

Аналогичные проекты существовали и в США. В целом по теме комбинированных двигателей разработки велись по нескольким направлениям. Помимо ракетно-прямоточных создавались турбопрямоточные (газотурбинный и прямоточный контуры) и ракетно-турбинные (ракетный и газотурбинный контуры).

Некоторые проекты таких силовых установок предполагали, что они смогут обеспечить скорость полета больше 3 чисел Маха, а некоторые, работающие в том числе и на водороде, — больше 5 чисел Маха. К гиперзвуковой принято относить скорость больше 5 чисел Маха.

Полет «Черного дрозда»

В конце 1960-х годов американские ВВС и Центральное разведывательное управление начали использовать для разведки принципиально новый самолет SR-71 Blackbird, способный на длительные полеты на скорости в 3,17 числа Маха.

Допустимым был и кратковременный полет на скорости в 3,3 числа Маха, но при этом необходимо соблюсти множество условий, в том числе и по нагреву носовой части летательного аппарата. В полете планер самолета мог разогреваться до 450-480 градусов Цельсия.

В 1976 году SR-71 установил рекорд скорости при полете по прямой, составивший 3529,56 километра в час (около 3,3 числа Маха) на высоте 25,9 тысячи метров (это, к слову, тоже было рекордом).

Такой скорости самолет, списанный в 1998 году, мог достигать благодаря комбинированным турбопрямоточным двигателям J58, которые сам разработчик — компания Pratt & Whitney — называл турбореактивными двигателями изменяемого цикла.

По сути, силовая установка J58 сочетала в себе обычный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой и прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Воздухозаборник установки был оборудован подвижными в горизонтальной плоскости конусами.

Основную тягу при полете на скоростях до 2 чисел Маха обеспечивали турбореактивные двигатели, размещенные внутри прямоточных воздушно-реактивных. В таком режиме бóльшая часть поступающего воздуха проходила через зону компрессоров, сжималась, смешивалась с топливом и поступала в камеру сгорания.

Истекающие из камеры сгорания разогретые газы вращали турбину, которая раскручивала входной вентилятор турбореактивного двигателя. По мере роста скорости полета конусы в воздухозаборниках задвигались, постепенно отводя все больше воздуха в обходные каналы прямоточных двигателей.

При этом минимальный приток воздуха в турбореактивный двигатель все равно сохранялся, но уже просто для поддержания его стабильной работы.

При скорости полета около 3 чисел Маха конусы уже были задвинуты почти полностью — бóльшая часть набегающего воздуха сжималась за счет торможения на входе в двигатель и образования в нем ударных волн, из-за этого нагревалась и, минуя компрессоры, камеру сгорания и турбину, поступала сразу в форсажную камеру.

Там воздух смешивался с топливом и раскаленными газами из камеры сгорания турбореактивного двигателя. В таком режиме полета только 10 процентов тяги обеспечивались контуром обычного реактивного двигателя, а 90 процентов — прямоточного.

Сегодня американская компания Lockheed Martin в инициативном порядке разрабатывает разведывательный гиперзвуковой беспилотный летательный аппарат SR-72, способный выполнять полеты на скорости до 6 чисел Маха.

Разработчики утверждают, что этот аппарат также получит комбинированный двигатель, в котором будут объединены качества сразу трех силовых установок: турбореактивной, сверхзвуковой прямоточной и гиперзвуковой прямоточной воздушно-реактивной. Последние две, объединенные в одном корпусе, будут иметь с турбореактивной установкой общие воздухозаборник и сопло.

По похожей схеме для своего гиперзвукового беспилотника разрабатывает комбинированный двигатель китайский Научно-исследовательский и проектно-конструкторский институт авиации в Чэнду. Его силовая установка будет сочетать в себе качества турбореактивного, ракетно-прямоточного и ракетного двигателей.

Китайский двигатель, прошедший первый этап стендовых испытаний в январе текущего года, как предполагается, сможет разгонять беспилотный аппарат до скорости около 6 чисел Маха.

В космос на самолете

В феврале 2018 года российское Опытно-конструкторское бюро имени Люльки провело испытания комбинированного турбопрямоточного пульсирующего детонационного двигателя. Испытания установки — уменьшенного прототипа двигателя — проходили в турбореактивном и прямоточном режимах.

Частота детонации топливной смеси в новом российском двигателе составляет 20 килогерц. Силовая установка разрабатывается для применения на самолетах, способных на традиционный аэродромный взлет и полеты за пределы атмосферы.

Детонацией называется такое горение какого-либо вещества, в котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука. При этом по веществу проходит ударная волна, за которой следует химическая реакция с выделением большого количества энергии.

В современных двигателях сгорание топлива происходит с дозвуковой скоростью. Такое горение называется дефлаграцией.

Детонационные двигатели конструктивно делятся на два основных типа: импульсные (или пульсирующие) и ротационные.

В импульсных двигателях происходят короткие взрывы по мере сгорания небольших порций топливо-воздушной смеси. В ротационных же горение смеси происходит в кольцевой камере постоянно без остановки. Детонационные двигатели способны работать в широком пределе скоростей полета — от 0 до 5 чисел Маха.

Считается, что такие силовые установки могут выдавать большую мощность, потребляя топлива меньше, чем обычные реактивные двигатели. При этом конструкция детонационных двигателей относительно проста: в них отсутствуют компрессор и многие движущиеся части.

Некоторые разработчики считают комбинированные двигатели ключом к созданию космопланов, не нуждающихся в дополнительных ступенях. В отличие от уже не используемых американских Space Shuttle или советского «Буран», которые не могли обходиться без ракет-носителей, или разрабатываемого сегодня американского SpaceShipTwo, который не может обходиться без самолета-носителя White Knight Two.

Космопланы с комбинированными двигателями смогут взлетать с наземных аэродромов и самостоятельно вылетать за пределы атмосферы. Такие аппараты можно будет использовать как для дешевой доставки небольших спутников на орбиту, так и для космического туризма.

Британская компания Reaction Engines создает собственный комбинированный двигатель для космоплана Skylon собственной же разработки (хотя изначально речь шла о небольшой ракете-носителе). Британский двигатель можно отнести к классу ракетно-турбинных комбинированных силовых установок, поскольку он будет сочетать в себе свойства турбореактивного и ракетного двигателей.

Упрощенно схема работы SABRE выглядит следующим образом: в полете воздух поступает в воздухозаборник, затем в компрессор, а потом в камеру сгорания ракетной части. Там он уже смешивается с водородом, смесь сгорает, а истекающие газы — создают тягу.

Такой режим предполагается использовать для полетов в пределах атмосферы и на скорости до 5,5 числа Маха. После превышения этой скорости воздухозаборник будет полностью перекрываться. При этом для сжигания водорода в ракетной части двигателя будет использоваться жидкий кислород из кислородных баков.

Этой схемой работы SABRE похож на комбинированный двигатель LACE, конструкцию которого в 1980-х годах предложил британский конструктор Алан Бонд.

В двигателе LACE на атмосферном участке полета жидкий кислород планировалось получать из атмосферного воздуха путем его охлаждения. Кроме того, в LACE турбина должна была раскручиваться газами, истекающими из ракетной части двигателя. Вращение турбины передавалось бы на компрессор, сжимающий воздух, который поступал бы из воздухозаборника.

Проект LACE разрабатывался в рамках засекреченной программы HOTOL, предполагающей создание космоплана. Эта программа была закрыта в 1989 году из-за нехватки финансирования.

SABRE

SABRE расшифровывается как Synergetic Air Breathing Rocket Engine, синергический воздушно-реактивный ракетный двигатель. Эта силовая установка состоит из нескольких ступеней: воздухозаборника, предохладителя, компрессора, системы охлаждения, камеры сгорания, сопла и «прямоточных дожигателей».

В полете воздух будет попадать в воздухозаборник, где будет происходить его сжатие и, как следствие, нагрев. На скоростях около 5 чисел Маха нагрев воздуха может достигать 1,5 тысячи градусов — это критично высокая температура как для самого двигателя, так и для эффективного сжигания топлива.

В предохладителе, состоящем из 16800 тончайших трубок, воздух будет охлаждаться до температуры в -150 градусов Цельсия. Внутрь трубок под давлением почти в 200 атмосфер закачивается жидкий гелий, выполняющий роль теплоносителя.

После предохладителя воздух поступает в компрессор, способный сжимать его до 140 атмосфер, после чего сжатый воздух поступает в камеру сгорания ракетной части двигателя. Тягу будут создавать отработавшие газы, истекающие из сопла.

Гелий, нагреваясь от воздуха и от этого расширяясь, в предохладителе сначала будет поступать в зону турбины, раскручивая ее. Вращение от турбины будет передаваться на компрессор.

После турбины гелий будет подаваться в охладитель. Там его температура снизится за счет теплообмена с жидким водородом, подающимся по сети трубочек из топливного бака. Нагревшийся водород из системы охлаждения частично будет поступать в камеру сгорания ракетной части двигателя.

Разработчики отмечают, что из-за нагрева в камере охлаждения будет образовываться больше нагретого водорода, чем необходимо для работы ракетной части двигателя. Излишки водорода и будут сгорать в «прямоточных дожигателях». Последние представляют собой небольшие прямоточные воздушно-реактивные двигатели, играющие двойную роль.

Во-первых, они будут сжигать излишки водорода, внося небольшой вклад в создание тяги двигателя. Во-вторых, в них из зоны забора компрессора (расположена перед ним) будут стекать излишки воздуха, не попавшие в основной контур двигателя.

На скорости более 5,5 числа Маха воздухозаборник силовой установки будет полностью перекрываться. При этом ракетный двигатель переключится на подачу окислителя — жидкого кислорода — из кислородного бака.

Отличительной чертой комбинированного двигателя SABRE разработчики называют его относительную компактность — по своим размерам он не будет превышать турбовентиляторный двигатель F135, стоящий на американских истребителях F-35 Lightning II.

Длина F135 составляет 5,6 метра, а наибольший диаметр — 1,2 метра. Двигатель имеет массу 1,7 тонны без учета дополнительных систем.

На протяжении ближайшего года Reaction Engines намерена провести серию испытаний не только предохладителя, но и нескольких других частей перспективного комбинированного двигателя.

Параллельно будет вестись сборка первого полноразмерного образца силовой установки, стендовые испытания которого планируется начать в конце 2020-го или в 2021 году. Предполагается, что космопланы с двигателями SABRE могут начать выполнять регулярные полеты в 2030-х годах.

Современные авиационные и космические разработки, помимо прочего, нацелены на уменьшение стоимости полета и запусков. Предполагается, что комбинированные двигатели помогут решить эту задачу. Но существуют и другие разработки, в том числе ротационных детонационных и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. О некоторых из таких разработок мы рассказывали в материале «Установки на будущее».

Василий Сычёв

Двигатель для гиперзвука | Наука и жизнь

Добиться как можно большей скорости летательного аппарата — такова одна из главных задач, стоящих перед авиацией с момента её зарождения. Скорость звука уже превышена в 1,5—2 раза. В недалёком будущем можно ждать появления экономичного гиперзвукового самолёта.

Схема турбореактивного двигателя.

Во время разгона и торможения двигатель работает в прерывистом режиме, и топливо-воздушная смесь разделена порциями чистого воздуха (показаны цветом).

‹

›

Открыть в полном размере

Но есть проблема: распространённые и хорошо освоенные в производстве турбореактивные двигатели разогнать самолёт до таких скоростей не могут. Сейчас считается, что для такой машины наилучшим образом подходит прямоточный реактивный двигатель.

Тем не менее, конструкторская мысль не стоит на месте. Недавно в редакцию пришло письмо с описанием интересной, хотя, на взгляд скептиков, довольно спорной схемы турбореактивного двигателя.

В своё время, когда разрабатывались первые турбореактивные двигатели (ТРД) для самолётов, и у нас, и за рубежом была принята практически одинаковая схема их конструкции из последовательно соединённых входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивного сопла. Эта схема стала классической и до сих пор остаётся основой авиационного двигателестроения.

Тяга такого двигателя пропорциональна количеству воздуха, пропускаемого через проточную часть двигателя, и скорости его истечения из сопла. Чтобы повысить скорость истечения газа, нужно повысить его температуру. В настоящее время наиболее совершенные турбинные лопатки выдерживают температуру примерно 1200^оС (1500 К), и то непродолжительное время (см. «Наука и жизнь» № 6, 2007 г.). Тратятся колоссальные средства на создание новых жаростойких и жаропрочных материалов, результаты есть, но хочется большего. Пока существенно увеличить скорость не получается. С законами физики не поспоришь, но можно придумать, как их обойти.

Итак, если мы хотим выйти из тупика, необходимо каким-то образом значительно улучшить функциональные и тепловые показатели ТРД. Для этого придётся отказаться от некоторых традиционных постулатов и устранить фундаментальные конструкторские и технологические несоответствия.

Что я имею в виду? В классической схеме после компрессора воздушный поток разделяется на первичный для горения (30%) и вторичный для охлаждения (70%). Обидно, что в реактивную струю превращается столь незначительное количество воздуха, но это полбеды. Совсем худо, что вторичный поток дробится на десятки струй жаровой трубой камеры сгорания с огромными гидравлическими потерями. Другими словами, в существующих ныне камерах сгорания теряется львиная доля потенциальной и кинетической энергии, приобретаемой воздушным потоком при сжатии в компрессоре.

Кроме того, разделённые камерой сгорания зоны сжатия воздуха и расширения газовой струи находятся на значительном удалении друг от друга. Из-за этого существенно увеличивается масса двигателя и усложняется его конструкция (длинный и тяжёлый вал, соединяющий турбину с ротором компрессора, промежуточная подшипниковая опора, охлаждающие каналы, система подвода смазки и т.д.).

В существующих ТРД при увеличении тяги растёт частота вращения вала. А нужно ли это? В автомобиле, где движителем являются колёса, чем быстрее они вращаются, тем быстрее едет автомобиль. В ТРД, где движителем является сопло, нет необходимости увеличивать частоту вращения ротора, а целесообразно регулировать теплонапряжённость газового потока, то есть повышать или понижать температуру рабочего цикла, определяющую скорость истечения из сопла газовой струи и тем самым увеличивать или уменьшать силу тяги. В ТРД это делают, изменяя подачу топлива.

Переход с режима на режим достигается избыточной или недостаточной его подачей.

В результате на всех режимах, кроме расчётного, происходят потери энергии. Следовательно, падает экономичность. Но даже на расчётном режиме топливо теряется из-за малоэффективного пассивного способа образования топливовоздушной смеси: топливо подают в камеру сгорания и распыляют его форсунками по воздушному потоку или против него, что приводит к столкновению мельчайших капель и образованию более крупных, которые в условиях факельного горения не успевают испариться и сгореть и выносятся газовым потоком в окружающую среду.

Приведённые фундаментальные несоответствия устранимы, если принять концепцию, включающую в себя три составляющие: новую конструктивную схему, новый способ работы и новый принцип регулирования ТРД, защищённые авторскими свидетельствами ещё во времена СССР. Возникает возможность упростить конструкцию, в несколько раз увеличить мощность, существенно повысить экономичность двигателя, уменьшить его габариты и массу, удешевить производство.

Главное конструктивное решение — отказ от камеры сгорания и замена вала полым ротором барабанного типа. Между его наружной поверхностью и внутренней поверхностью корпуса двигателя создаётся зона сжатия с компрессорными и зона расширения с турбинными лопатками. Ряды лопаток установлены на расстоянии межлопаточного осевого зазора друг от друга. Благодаря этому существенно уменьшаются габариты и масса двигателя: нет камеры сгорания, длинного и тяжёлого вала, массивных дисков турбины, исчезает промежуточная опора и множество вспомогательных узлов и деталей. Проточная часть двигателя теперь будет представлять собой зону сжатия, непосредственно переходящую в зону расширения. Это происходит в критическом сечении, где ротор имеет максимальный диаметр.

Как же теперь быть с многочисленными сложными процессами, протекающими в камере сгорания? В нашем случае все процессы, связанные с образованием топливовоздушной смеси, переносятся в зону сжатия, а процесс горения — в зону расширения непосредственно на турбинные лопатки. Однако необходимо, чтобы выполнялось условие, при котором скорость потока топливовоздушной смеси в критическом сечении превышала бы скорость распространения пламени по потоку, чтобы исключить помпаж, то есть забрасывание пламени обратно в зону сжатия.

Современные средства электроники позволяют удерживать и надёжно контролировать процесс объёмного горения с заданными параметрами в автоматическом режиме.

Воздух из атмосферы через входное устройство поступает в компрессор, или в так называемую зону сжатия, где, например, на уровне третьей или четвёртой ступени в поток подают топливо. Зная расход воздуха в проточной части зоны сжатия, можно с большой точностью рассчитать и подать то количество топлива, при котором коэффициент избытка воздуха α* будет оптимальным.

Образовавшаяся в проточной части зоны сжатия (компрессора) топливовоздушная смесь, пройдя критическое сечение, воспламеняется в сопловом аппарате одновременно по всему объёму и горит с максимальной (стехиометрической) температурой 3000^оС при значительно более высоком давлении, чем в камере сгорания обычного ТРД. Другими словами, вместо факельного горения происходит более эффективное — объёмное.

Газовая струя за счёт теплового перепада совершает работу на турбинных лопатках, но уже на значительно более высоком энергетическом уровне, чем в известных двигателях. При этом львиная доля энергии высокотемпературного потока после турбинных лопаток приходится на работу расширения в реактивном сопле, и благодаря этому тяга двигателя многократно возрастает.

Рассмотрим процессы, протекающие в зонах сжатия и расширения. К атмосферному воздуху в зоне сжатия прикладывается механическая работа, совершаемая лопатками компрессора, которая выражается в повышении степени сжатия воздуха и его температуры. При подаче топлива (авиационного керосина) в воздушный поток, который не дробится на мелкие струи, как в камере сгорания, происходит механическое перемешивание частиц топлива с воздухом вращающимися компрессорными лопатками. Лопатки также разбивают крупные капли, и, следовательно, те быстрее испаряются, способствуя образованию топливовоздушной смеси с высокой степенью однородности, качественному, а главное, быстрому сгоранию и ускоренному истечению газового потока из реактивного сопла. Это не только позволяет достигнуть гиперзвуковых скоростей, но и заметно снизить количество несгоревшего топлива.

Испарение подаваемого в зону сжатия топлива приводит к поглощению теплоты, температура воздуха понижается, а плотность соответственно возрастает без дополнительных энергозатрат. Это значительно повышает не только экономичность, но и кпд тепловой машины.

В предлагаемой схеме процессы сжатия и расширения протекают в непосредственной близости друг от друга. Потенциальная и кинетическая энергия, приобретаемая потоком в зоне сжатия, не теряется и не рассеивается, как это происходит в камерах сгорания.

Здесь обнаруживается ещё один важный эффект. Часть тепловой энергии потока, работающей на вращение турбины, в виде механической работы идёт в основном на сжатие воздуха, и лишь незначительная её доля тратится на поддержание энергетики самолёта и преодоление трения в опорах. Если взять механическую работу, которая идёт на повышение температуры сжимаемого воздуха, то она также не пропадает и не рассеивается в окружающую среду, а переносится испарившимся топливом на турбинные лопатки, где входит составной частью в энергию, превращающуюся в механическую работу сжатия воздуха.

Получается как бы замкнутый круг.

Возникает такая термодинамическая система, у которой часть тепловой энергии постоянно циркулирует внутри неё самой и не уносится в окружающую среду. А освободившееся эквивалентное количество энергии газового потока дополнительно идёт на работу расширения в реактивном сопле, значительно увеличивая тягу двигателя по сравнению с известными силовыми установками.

По-иному происходит в новом двигателе и переход с одного режима на другой. В воздушный поток зоны сжатия предлагается подавать топливо, не меняя положение впускного клапана.

При запуске двигателя топливо подаётся циклически небольшими порциями (прерывисто), а в режиме разгона продолжительность циклов подачи постепенно увеличивается, и система питания плавно переходит на непрерывный режим подачи топлива. Аналогично, но в обратной последовательности двигатель выводится из стационарного режима.

В таких условиях на всех режимах работы двигателя коэффициент избытка воздуха α в топливовоздушной смеси всегда будет оптимальным.

В режиме разгона двигателя влияние частоты вращения ротора на величину тяги сохраняется, так как компрессор ещё не создаёт расчётной степени сжатия воздуха. Поэтому вначале целесообразно применять минимальную продолжительность подачи топлива, но с большей частотой. По мере возрастания частоты вращения продолжительность подачи топлива увеличивают, а частоту впрысков снижают. Этот режим работы предназначен не для полёта, а только для разгона двигателя на земле.

Постепенно температура в критическом сечении и в зоне расширения растёт. Мощность, передаваемая ротору турбинными лопатками, становится настолько большой, что дальнейшее повышение давления и температуры воздуха может привести к самовоспламенению топливовоздушной смеси в зоне сжатия и вызвать помпаж.

Чтобы стабилизировать мощность турбины, предлагается техническое решение, способное удержать частоту вращения ротора на расчётном уровне, а теплонапряжённость газового потока продолжать наращивать, повышая температуру газовой струи до стехиометрической. Оно состоит в том, чтобы раскрыть сопловой аппарат после достижения максимально допустимого числа оборотов ротора на земле.

Это можно сделать, поворачивая лопатки соплового аппарата так, чтобы уменьшить угол входа газового потока на лопатки турбины, то есть направить его по касательной к ним.

Казалось бы, частота вращения ротора должна упасть, однако уменьшение угла входа потока на рабочие лопатки компенсируется ростом температуры потока и возрастанием его теплонапряжённости. В результате частота вращения ротора двигателя остаётся неизменной (на расчётном уровне), а мощность газовой струи, выбрасываемой из сопла, увеличивается.

Во время полёта с увеличением высоты плотность и давление атмосферного воздуха падают, что неизбежно сказывается на величине давления в зоне сжатия. В существующих ТРД это приводит к падению коэффициента избытка воздуха α, ухудшению экономичности и снижению мощности двигателя.

В новом двигателе с подъёмом достаточно частично закрыть сопловой аппарат, увеличивая угол входа газового потока на рабочие лопатки турбины, таким образом увеличивая частоту вращения ротора пропорционально падению давления воздуха в атмосфере. На больших высотах температура воздуха существенно ниже, чем около земли, поэтому увеличение частоты вращения ротора не приведёт к самовоспламенению топливовоздушной смеси в зоне сжатия и возникновению помпажа.

Во время снижения самолёта, когда давление атмосферного воздуха вновь возрастает, сопловой аппарат раскрывают, и в результате частота вращения ротора уменьшается до максимально допустимой у поверхности земли. Одним словом, с изменением высоты полёта частоту вращения автоматически меняют обратно пропорционально давлению в зоне сжатия при постоянной подаче топлива.

Очень важно: частоту вращения ротора меняют не для увеличения или уменьшения тяги, а только для сохранения расчётного соотношения топлива и воздуха в смеси!

Пришло время поговорить о системе охлаждения. В её основу положен самый распространённый и наиболее простой способ конвективного охлаждения. В классическом двигателе охлаждающий воздух по пути следования принимает участие в охлаждении многих узлов и деталей, аккумулируя теплоту, и лишь в последнюю очередь поступает во внутренние полости турбинных лопаток с уже высокой температурой и низкой охлаждающей способностью.

Конструктивное оформление системы охлаждения нового двигателя предусматривает отбор необходимого количества воздуха из зоны сжатия перед местом впрыска топлива. Охлаждающий воздух идёт двумя потоками — через каналы в корпусе и через внутреннюю полость ротора. Воздух непосредственно подают внутрь лопаток турбины и соплового аппарата, не заставляя его охлаждать другие узлы и детали. Это позволяет продуть сквозь внутренние полости лопаток необходимое количество воздуха с низкой температурой.

Расчёты показывают, что площадь внутренней охлаждаемой поверхности лопатки должна быть в 2,6 раза больше её рабочей наружной площади. При этом на охлаждение потребуется 25% от поступающего в двигатель атмосферного воздуха, а 75% пойдёт на создание топливовоздушной смеси (сравните с нынешними ТРД, где соотношение диаметрально противоположное, см. с. 49).

Воздушные потоки, выходя из внутренних полостей сопловых и рабочих турбинных лопаток в проточную часть двигателя, образуют внутреннюю и внешнюю теплоизолирующие воздушные прослойки (предохраняя корпус и ротор от разрушающего теплового воздействия) и через реактивное сопло вместе с газовым потоком выбрасываются в атмосферу.

Самолёт, оснащённый новым ТРД, будет способен на крейсерском режиме развивать гиперзвуковые скорости с числом Маха М = 3–4. Процесс его изготовления проще и дешевле, чем ныне существующих, поскольку в нём отсутствуют многие узлы, без которых не построишь обычный ТРД.

Комментарии к статье

* Коэффициент избытка воздуха — это отношение действительного количества воздуха в горючей смеси к теоретически необходимому для её полного сгорания.

Расчёт скорости продуктов сгорания топлива реактивного двигателя

Практическая работа №11

Раздел 1. Механика

Тема 1.2 Законы сохранения в механике

Название практической работы: Расчёт скорости продуктов сгорания топлива реактивного двигателя

Учебная цель: ознакомить учащихся с принципом работы реактивного двигателя, используемого для приведения в движение самолётов, ракет и космических аппаратов

Учебные задачи: делать расчёт скорости продуктов сгорания топлива по упрощённой формуле.

Правила безопасности: правила проведения в кабинете во время выполнения практического занятия

Норма времени: 2 часа

Образовательные результаты, заявленные во ФГОС третьего поколения:

Студент должен

уметь: делать расчёт скорости продуктов сгорания топлива по упрощённой формуле, рассчитывать вторую космическую скорость

знать: закон сохранения импульса, от которого зависит скорость ракеты. Примеры реактивного движения тел, как используют реактивное движение для своего перемещения живые существа и растения. Назначение ракет, схему одноступенчатой ракеты.

Обеспеченность занятия лабораторно-практическая тетрадь, карандаш, линейка, ластик

Теоретическое обоснование

Законом сохранения энергии объясняется реактивное движение

Реактивное движение – это движение тела, возникающее в результате выброса им вещества.

Принцип реактивного движения известен давно. Родоначальником Р. д. можно считать шар Эола. Твёрдотопливные ракетные двигатели — пороховые ракеты появились в Китае в 10 в. н. э. На протяжении сотен лет такие ракеты применялись сначала на Востоке, а затем в Европе как фейерверочные, сигнальные, боевые.

Реактивное движение для своего перемещения используют живые существа, например, кальмары, каракатицы, осьминоги, головоногие моллюски. Движутся они благодаря тому, что всасывают, а затем с силой выталкивают из себя воду. Некоторый вид кальмаров, могут не только плавать в воде, но и на короткое время вылетать из неё, достичь добычу или спастись от врагов. В растительном мире для распространения семян реактивное движение использует «бешеный огурец». В нашей лаборатории кабинет имеется сегнерово колесо, которой иллюстрирует реактивное движение. Вода, вытекающая из сосуда конической формы через сообщающуюся с ним изогнутую трубку, вращает сосуд в направлении, противоположном скорости воды в струях. Реактивное действие оказывает не только струя газа, но струя жидкости.

Принцип реактивного движения находит практическое применение в авиации и космонавтики. В космическом пространстве нет среды, с которой тело могло бы взаимодействовать и изменять направление и модуль своей скорости. Поэтому для космических полётов используют реактивные летательные аппараты – ракеты. Реактивное движение совершают самолёты, движущиеся со скоростями в несколько тысяч километров в час. Снаряды «катюш». Для перемещения лёгких плавающих танков используют реактивное движение.

Устройство ракеты. Трубчатый корпус 1, рисунок 2, закрытый с одного конца. На другом конце – сопло 2. Топливо 3. Когда ракета на стартовой площадке неподвижна, её суммарный импульс равен нулю: неподвижен корпус и топливо.

Для расчётов – топливо сгорает мгновенно и раскалённые газы 4 под большим давлением выбрасываются наружу через сопло 2. Корпус ракеты станет двигаться в сторону, противоположную движению раскалённых газов. Обозначив – импульс газов. А импульс корпуса . По закону сохранения импульса сумма импульсов корпуса ракеты и вытекающих газов равна суммарному импульсу ракеты на старте, который равен нулю. Следовательно,

0 =

= —

Корпус ракеты получает такой же импульс по модулю, что и вылетевшие газы. Получаем скорость корпуса:

Знак минус показывает, что направление скорости корпуса ракеты противоположно направлению скорости вылетающих газов. Видно, что ракета движется, не отталкиваясь от третьих тел, поэтому она может двигаться в космосе. Реальная скорость ракеты, рассчитанная нами будет гораздо меньше, так как вблизи Земли заметно сопротивление воздуха и топливо сгорает, постепенно. Масса ракеты уменьшается постепенно.

Зная формулу изменения скорости ракеты при условии небольшого изменения массы в результате работы её двигателей можно вычислить силу тяги реактивного двигателя. Для этого необходимо знать скорость истечения реактивной струи и массы вещества, выбрасываемого ракетой за 1с.

– секундный расход топлива. Можно определить ту часть массы ракеты, которую необходимо выбросить в виде выхлопных газов, чтобы вывести спутник Земли на орбиту. Спутник должен обладать скоростью примерно 8 км/с для того чтобы он вращался вокруг Земли. Выхлопная скорость истечения газов должна быть максимальной примерно 2 км/с для этого требуется выбросить 98 первоначальной массы, чтобы оставшиеся 2% достигли скорости 8км/с. Кроме того, чтобы довести ракету до заданной орбиты требуется преодолеть сопротивление воздуха и притяжение Земли. Необходимо ещё выбросить большое количество массы. 1/200 часть первоначальной массы выйдет на орбиту. Чтобы вывести на орбиту спутник массой в несколько килограммов, требуются ракеты массой в несколько тонн.

Законы движения тел с переменной массой намного сложнее. Они были исследованы И. В. Мещерским и К. Э. Циолковским и нашли применение при расчётах движения современных ракет.

Как было сказано выше в ракете имеется оболочка и топливо с окислителем. Оболочка включает в себя полезный груз (космический корабль), приборный отсек и двигатель (камера сгорания, насосы). Основную массу ракеты составляет топливо с окислителем (окислитель нужен для поддержания горения топлива), так как в космосе нет кислорода. Топливо и окислитель насосами подаются в камеру сгорания. Топливо сгорая, превращается в газ высокой температуры и высокого давления. Газ мощной струёй устремляется через сопло (раструб специальной формы).

Назначение сопла — повысить скорость струи.

От скорости выхода струи зависит скорость ракеты. Это показывает закон сохранения импульса. Рассмотренный пример иллюстрирует устройство одноступенчатой ракеты. Ступень – это та часть ракеты, которая содержит баки с горючим, окислителем и двигателем. Назначение ракет – вывод в космос ИСЗ, космических кораблей, автоматических и межпланетных станций, полезных грузов.

Для использования ракет в космических полётах разработана теория, формула расчёта скорости ракеты и использование многоступенчатых ракет К. Э. Циолковским. Через пятьдесят лет эту теорию воплотил в жизнь С. П. Королёв. Законы движения тел с переменной массой намного сложнее.

Вопросы для закрепления теоретического материала к практическому занятию:

1. Какое движение называется реактивным? На каких опытах его можно наблюдать?

2. Где в природе и технике встречается реактивное движение?

3. Как устроена простейшая ракета?

4. Почему расчёт скорости в нашем примере намного превышает реальную скорость движения ракет?

5. Каково значение работ К. Э. Циолковского и И. В. Мещерского?

Содержание и Последовательность выполнения практической работы:

Задачи практической работы:

Задача № 1 Какую скорость получит модель ракеты, если масса ее оболочки равна 300 г, масса пороха в ней 100 г, а газы вырываются из сопла со скоростью 100 м/с? (Считайте истечение газа из сопла мгновенным.)

Задача № 2 Модель ракеты имеет массу 200г. Масса пороха в ней 50г. Считая. Что газы мгновенно вырываются из сопла ракеты со скоростью 100 м/с, рассчитайте скорость движения ракеты.

Задача № 3. С какой скоростью будет двигаться ракета, если средняя скорость выхлопных газов 1 км/с, а масса горючего составляет 80% всей массы ракеты?

Задание 2

Ответить на вопросы

Пример выполнения и оформления. Образец вывода:

Алгоритм решения

1. Кратко записываем условие задачи

2. Изображаем условие графически в системе отсчета, где ось совпадает с направлением движения тела, а отсчет времени начинается в момент старта ракеты.

3. Записываем закон сохранения импульса для движения ракеты.

4. Решаем уравнения в общем виде

5. Подставляем величины в общее решение, вычисляем. Перед подстановкой переводим все величины в систему СИ

6. Записываем ответ

Задача. Какую скорость приобретает ракета массой 600 г, если продукты горения массой 15 г вылетают из нее скоростью 800 м/с?

Дано: Решение

________________

По окончанию практической работы студент должен представить: — Выполненную в рабочей тетради практическую работу в соответствии с вышеуказанными требованиями.

Реактивный двигатель кальмара

Кальмар является самым крупным беспозвоночным обитателем океанских глубин. Наибольший интерес представляет реактивный двигатель кальмара. При медленном перемещении кальмар пользуется большим ромбовидным плавником, периодически изгибающимся. Для быстрого броска он использует реактивный двигатель. Животное засасывает воду внутрь мантийной полости, а затем резко выбрасывает струю воды через узкое сопло. Это сопло снабжено специальным клапаном, и мышцы могут его поворачивать, изменяя направление движения. При этом все десять щупалец кальмара собираются в узел над головой, и он приобретает обтекаемую форму

Двигатель кальмара очень экономичен, он способен развивать скорость до 60 – 70 км/ч. (Некоторые исследователи считают, что даже до 150 км/ч!) Недаром кальмара называют “живой торпедой”. Инженеры уже создали двигатель, подобный двигателю кальмара. Его называют водометом. В нем вода засасывается в камеру. А затем выбрасывается из нее через сопло; судно движется в сторону, противоположную направлению выброса струи. Вода засасывается при помощи обычного бензинового или дизельного двигателя.

Сальпа — морское животное с прозрачным телом, при движении принимает воду через переднее отверстие, причем вода попадает в широкую полость, внутри которой по диагонали натянуты жабры. Как только животное сделает большой глоток воды, отверстие закрывается. Тогда продольные и поперечные мускулы сальпы сокращаются, все тело сжимается, и вода через заднее отверстие выталкивается наружу. Реакция вытекающей струи толкает сальпу вперед.

Личинка стрекозы

Задняя кишка личинки стрекозы, помимо своей основной функции, выполняет еще и роль органа движения. Вода заполняет заднюю кишку, затем с силой выбрасывается, и личинка перемещается по принципу реактивного движения на 6-8 см. Для дыхания нимфам также служит задняя кишка, которая как насос постоянно закачивает через анальное отверстие богатую кислородом воду.

Бешеный огурец

Примеры реактивного движения можно обнаружить и в мире растений. В южных странах (и у нас на побережье Черного моря тоже) произрастает растение под названием «бешеный огурец». Стоит только слегка прикоснуться к созревшему плоду, похожему на огурец, как он отскакивает от плодоножки, а через образовавшееся отверстие из плода фонтаном со скоростью до 10 м/с вылетает жидкость с семенами.

Вывод

1. В основе реактивного движения лежит закон сохранения импульса тела, который выполняется только для замкнутой системы тел.

2. Скорость движения реактивного устройства тем больше, чем больше масса вещества, отделяется от тела за 1 с.

3. Простейшие модели реактивных двигателей и устройств можно сделать самим.

4. Проявлением реактивного движения является отдача, которую надо учитывать на практике (при стрельбе, спрыгивании с лодки, скейта и т.д.).

5. Результат отдачи зависит от массы и скорости отделяющегося тела или вещества.

6. Реактивное движение нашло широкое применение в технике

Окружающая среда

1. Тепловые двигатели (в том числе и реактивный) – необходимый атрибут современной цивилизации. С их помощью вырабатывается ≈ 80% электроэнергии. Без тепловых двигателей невозможно представить себе современный транспорт. В тоже время повсеместное использование тепловых двигателей связано с отрицательным воздействием на окружающую среду.

2. Сжигание топлива сопровождается выделением в атмосферу углекислого газа, способного поглощать тепловое инфракрасное (ИК) излучение поверхности Земли. Рост концентрации углекислого газа в атмосфере, увеличивая поглощение ИК – излучения, приводит к повышению её температуры (парниковый эффект). Ежегодно температура атмосферы Земли повышается на 0,05˚С. Этот эффект может создать угрозу таяния ледников и катастрофического повышения уровня Мирового океана.

3. Углеводороды, вступая в реакцию с озоном, находящимся в атмосфере, образуют химические соединения, неблагоприятно воздействующие на жизнедеятельность растений, животных и человека.

4. Потребление кислорода при горении топлива уменьшает его содержание в атмосфере.

Для охраны окружающей среды широко использует очистные сооружения, препятствующие выбросу в атмосферу вредных веществ, резко ограничивают использование соединений тяжелых металлов, добавляемых в топливо.

Список литературы:

1. http://class-fizika.narod.ru/9_19.htm

2. Н.Н.Сотский . – 11-е изд. – М.: Просвещение, 2003. – 306 с.

овые ракеты появились в Китае в 10 в. н. э. На протяжении сотен лет такие ракеты применялись сначала на Востоке, а затем в Европе как фейерверочные, сигнальные, боевые.

Реактивное движение для своего перемещения используют живые существа, например кальмары, каракатицы, осьминоги, головоногие моллюски. Движутся они благодаря тому, что всасывают, а затем с силой выталкивают из себя воду. Некоторый вид кальмаров, могут не только плавать в воде, но и на короткое время вылетать из неё, достичь добычу или спастись от врагов. В растительном мире для распространения семян реактивное движение использует «бешеный огурец». В нашей лаборатории кабинет имеется сегнерово колесо, которой иллюстрирует реактивное движение. Вода, вытекающая из сосуда конической формы через сообщающуюся с ним изогнутую трубку, вращает сосуд в направлении, противоположном скорости воды в струях. Реактивное действие оказывает не только струя газа, но струя жидкости.

0 =

= —

Корпус ракеты получает такой же импульс по модулю, что и вылетевшие газы. Получаем скорость корпуса:

Знак минус показывает, что направление скорости корпуса ракеты противоположно направлению скорости вылетающих газов. Видно, что ракета движется не отталкиваясь от третьих тел, поэтому она может двигаться в космосе. Реальная скорость ракеты рассчитанная нами будет гораздо меньше, так как вблизи Земли заметно сопротивление воздуха и топливо сгорает постепенно. Масса ракеты уменьшается постепенно.

Как было сказано выше в ракете имеется оболочка и топливо с окислителем. Оболочка включает в себя полезный груз (космический корабль), приборный отсек и двигатель(камера сгорания, насосы). Основную массу ракеты составляет топливо с окислителем (окислитель нужен для поддержания горения топлива), так как в космосе нет кислорода. Топливо и окислитель насосами подаются в камеру сгорания. Топливо сгорая, превращается в газ высокой температуры и высокого давления. Газ мощной струёй устремляется через сопло (раструб специальной формы).

Назначение сопла — повысить скорость струи.

Вопросы для закрепления теоретического материала к практическому занятию:

6. Какое движение называется реактивным? На каких опытах его можно наблюдать?

7. Где в природе и технике встречается реактивное движение?

8. Как устроена простейшая ракета?

9. Почему расчёт скорости в нашем примере намного превышает реальную скорость движения ракет?

10. Каково значение работ К. Э. Циолковского и И. В. Мещерского?

Содержание и Последовательность выполнения практической работы:

Задачи практической работы:

Задача № 3 С какой скоростью будет двигаться ракета, если средняя скорость выхлопных газов 1 км/с, а масса горючего составляет 80% всей массы ракеты?

Задание 2

Ответить на вопросы

Пример выполнения и оформления. Образец вывода:

Алгоритм решения

7. Кратко записываем условие задачи

8. Изображаем условие графически в системе отсчета, где ось совпадает с направлением движения тела, а отсчет времени начинается в момент старта ракеты.

9. Записываем закон сохранения импульса для движения ракеты.

10. Решаем уравнения в общем виде

11. Подставляем величины в общее решение, вычисляем. Перед подстановкой переводим все величины в систему СИ

12. Записываем ответ

Дано: Решение

________________

По окончанию практической работы студент должен представить:- Выполненную в рабочей тетради практическую работу в соответствии с вышеуказанными требованиями.

Реактивный двигатель кальмара

Личинка стрекозы

Бешеный огурец

Демонстрация шара бога ветра Эола

Педмарафон 2016 год

Вывод

7. В основе реактивного движения лежит закон сохранения импульса тела, который выполняется только для замкнутой системы тел.

8. Скорость движения реактивного устройства тем больше, чем больше масса вещества, отделяется от тела за 1 с.

9. Простейшие модели реактивных двигателей и устройств можно сделать самим.

10. Проявлением реактивного движения является отдача, которую надо учитывать на практике (при стрельбе, спрыгивании с лодки, скейта и т.д.).

11. Результат отдачи зависит от массы и скорости отделяющегося тела или вещества.

12. Реактивное движение нашло широкое применение в технике

Окружающая среда

6. Тепловые двигатели (в том числе и реактивный) – необходимый атрибут современной цивилизации. С их помощью вырабатывается ≈ 80% электроэнергии. Без тепловых двигателей невозможно представить себе современный транспорт. В тоже время повсеместное использование тепловых двигателей связано с отрицательным воздействием на окружающую среду.

7. Сжигание топлива сопровождается выделением в атмосферу углекислого газа, способного поглощать тепловое инфракрасное (ИК) излучение поверхности Земли. Рост концентрации углекислого газа в атмосфере, увеличивая поглощение ИК – излучения, приводит к повышению её температуры (парниковый эффект). Ежегодно температура атмосферы Земли повышается на 0,05˚С. Этот эффект может создать угрозу таяния ледников и катастрофического повышения уровня Мирового океана.

8. Углеводороды, вступая в реакцию с озоном, находящимся в атмосфере, образуют химические соединения, неблагоприятно воздействующие на жизнедеятельность растений, животных и человека.

9. Потребление кислорода при горении топлива уменьшает его содержание в атмосфере.

Список литературы:

1. http://class-fizika.narod.ru/9_19.htm

2. Н.Н.Сотский . – 11-е изд. – М.: Просвещение, 2003. – 306 с.

Реактивная тяга или как устроен ионный реактивный двигатель / Хабр

Не секрет, что все реактивные двигатели работают за счёт закона сохранения импульса. Именно из него вытекает, что реактивная тяга — это произведение массового расхода на скорость выхода рабочего тела из сопла.

Эту скорость принято называть удельным импульсом реактивного двигателя. Давайте для примера найдём реактивную тягу при стрельбе из автомата Калашникова, которая является основной составляющей отдачи. Пусть масса пули будет 0,016 кг, начальная скорость пули 700 м/с, а скорострельность 10 выстр. /с. Тогда отдача F=700∙0,016∙10=112 Н (или 11 кгс). Большая отдача, но тут приведена техническая скорострельность 600 выстр./мин. В реальности стрельба ведётся очередями или одиночными и составляет ≈50 выстр./мин.

Выстрел из АК

Вернёмся к реальным реактивным двигателям, в которых вместо пуль обычно используются потоки выходящего с гиперзвуковой скоростью газа. Химические реактивные двигатели являются самыми распространёнными, но не единственными.

В этой статье, с большим предисловием, я хочу рассказать об ионных реактивных двигателях (далее ИРД). ИРД используют в качестве рабочего тела заряженные частицы — ионы. Ионы имеют массу, и если их разогнать электрическим полем, то можно создать реактивную тягу. Это всё в теории, а теперь подробнее. ИРД имеет некоторый запас газа, который ионизируют (т.е. нейтрально-заряженные атомы газа разбивают на отрицательные электроны и положительные ионы) с помощью газового разряда. Далее ионы разгоняются электрическим полем с помощью специальной системы сеток, и эта же система сеток блокирует движение электронов. После того, как положительные ионы вылетели из сопла, их нейтрализуют отрицательными электронами (в результате этого происходит рекомбинация и газ начинает светиться), чтобы ионы не притягивались обратно к двигателю, и тем самым не снижали его тяги.

Почему ксенон?

Обычно в ИРД в качестве рабочего тела используется газ ксенон, так как он имеет наименьшую энергию ионизации среди инертных газов.

Удельный импульс ионных реактивных двигателей достигает 50 км/с, что в 150 раз превышает скорость звука! Увы, но тяга таких двигателей составляет около 0,2 Н. Почему же так? Ведь удельный импульс очень большой. Дело в том, что масса ионов очень маленькая и массовый расход получается небольшим. Для чего тогда такие двигатели нужны, если они ничего не смогут сдвинуть с места? На Земле может быть не смогут, а вот в космосе, где нет сил сопротивления, они достаточно эффективные. Существует такое понятие как полный импульс — произведение тяги на время или произведение удельного импульса на массу топлива, который у ИРД является достаточно большим.

Решим следующую задачу. Пусть жидкостный ракетный двигатель имеет удельный импульс 5 км/с, а у нашего ИРД он будет 50 км/с. И давайте масса рабочего тела (в ЖРД она равна массе топлива) у обоих двигателей будет 50 кг. Примем массу космического аппарата равной 100 кг.
Найдём по формуле Циолковского конечную скорость аппарата (т.е. когда в нём закончится рабочая масса).

И что получается, если ионный и химический реактивные двигатели будут иметь одинаковую массу топлива, то ИРД сможет разогнать космический аппарат до больших скоростей, нежели химический РД. Правда на ИРД космический аппарат будет разгонятся дольше до конечной скорости, чем на ЖРД. Но в путешествиях к далёким планетам, высокая конечная (разгонная) скорость будет компенсировать этот недостаток.

Схема полёта к Марсу на ИРД

ИРД используются и в наше время. -16 Кл.

Напряжение — это работа по переносу заряда, т.е. на выходе из сопла ион будет иметь кинетическую энергию равную произведению напряжения на заряд иона. Из кинетической энергии выражаем скорость (удельный импульс). Найдём массовый расход из определения тока, электрический ток — это проходящий заряд во времени. Получается, что массовый расход — это произведение массы иона и тока, делённое на заряд иона. Перемножая удельный импульс и массовый расход, получаем тягу равную 0,1 Н.

Подводя итог, хочу сказать, что существуют плазменные реактивные двигатели, у которых схожее устройство, но которые имеют намного больший массовый расход рабочего тела. Кто знает, может быть уже завтра на таких двигателях человечество будет летать на Марс и Луну.

Jet engine — Wikipedia

U.S. Air Force F-15E Strike Eagles

Jet engine during take-off showing visible hot exhaust (GermanwingsAirbus A319)

A jet engine is a type of reaction engine discharging a fast-moving jet that generates thrust by jet propulsion. While this broad definition can include rocket, water jet, and hybrid propulsion, the term jet engine typically refers to an internal combustion airbreathing jet engine such as a turbojet, turbofan, ramjet, or pulse jet.^[1] In general, jet engines are internal combustion engines.

Airbreathing jet engines typically feature a rotating air compressor powered by a turbine, with the leftover power providing thrust through the propelling nozzle—this process is known as the Brayton thermodynamic cycle. Jet aircraft use such engines for long-distance travel. Early jet aircraft used turbojet engines that were relatively inefficient for subsonic flight. Most modern subsonic jet aircraft use more complex high-bypass turbofan engines. They give higher speed and greater fuel efficiency than piston and propeller aeroengines over long distances. A few air-breathing engines made for high speed applications (ramjets and scramjets) use the ram effect of the vehicle’s speed instead of a mechanical compressor.

The thrust of a typical jetliner engine went from 5,000 lbf (22,000 N) (de Havilland Ghost turbojet) in the 1950s to 115,000 lbf (510,000 N) (General Electric GE90 turbofan) in the 1990s, and their reliability went from 40 in-flight shutdowns per 100,000 engine flight hours to less than 1 per 100,000 in the late 1990s. This, combined with greatly decreased fuel consumption, permitted routine transatlantic flight by twin-engined airliners by the turn of the century, where previously a similar journey would have required multiple fuel stops.^[2]

1 History
2 Uses
3 Types of jet engine
- 3.1 Airbreathing
  - 3.1.1 Turbine powered
    - 3.1.1.1 Turbojet
    - 3.1.1.2 Turbofan
  - 3.1.2 Ram compression
  - 3.1.3 Non-continuous combustion
4 Other types of jet propulsion
- 4.1 Rocket
- 4.2 Hybrid
- 4.3 Water jet
5 General physical principles
- 5. 1 Propelling nozzle
- 5.2 Thrust
- 5.3 Energy efficiency relating to aircraft jet engines
- 5.4 Consumption of fuel or propellant
- 5.5 Thrust-to-weight ratio
- 5.6 Comparison of types
- 5.7 Altitude and speed
- 5.8 Noise
- 5.9 Cooling
6 Operation
7 See also
8 References
- 8.1 Bibliography
9 External links

History[edit]

Main article: History of the jet engine

Types of jet engine[edit]

There are a large number of different types of jet engines, all of which achieve forward thrust from the principle of jet propulsion.

Airbreathing[edit]

Main article: Airbreathing jet engine

Commonly aircraft are propelled by airbreathing jet engines. Most airbreathing jet engines that are in use are turbofan jet engines, which give good efficiency at speeds just below the speed of sound.

Turbine powered[edit]

Main article: Gas turbine

Gas turbines are rotary engines that extract energy from a flow of combustion gas. They have an upstream compressor coupled to a downstream turbine with a combustion chamber in-between. In aircraft engines, those three core components are often called the «gas generator».^[14] There are many different variations of gas turbines, but they all use a gas generator system of some type.

Turbojet[edit]

Main article: Turbojet

Turbojet engine

A turbojet engine is a gas turbine engine that works by compressing air with an inlet and a compressor (axial, centrifugal, or both), mixing fuel with the compressed air, burning the mixture in the combustor, and then passing the hot, high pressure air through a turbine and a nozzle. The compressor is powered by the turbine, which extracts energy from the expanding gas passing through it. The engine converts internal energy in the fuel to kinetic energy in the exhaust, producing thrust. All the air ingested by the inlet is passed through the compressor, combustor, and turbine, unlike the turbofan engine described below.^[15]

Turbofan[edit]

Schematic diagram illustrating the operation of a low-bypass turbofan engine.

Main article: Turbofan

Turbofans differ from turbojets in that they have an additional fan at the front of the engine, which accelerates air in a duct bypassing the core gas turbine engine. Turbofans are the dominant engine type for medium and long-range airliners.

Turbofans are usually more efficient than turbojets at subsonic speeds, but at high speeds their large frontal area generates more drag.^[16] Therefore, in supersonic flight, and in military and other aircraft where other considerations have a higher priority than fuel efficiency, fans tend to be smaller or absent.

Because of these distinctions, turbofan engine designs are often categorized as low-bypass or high-bypass, depending upon the amount of air which bypasses the core of the engine. Low-bypass turbofans have a bypass ratio of around 2:1 or less.

Ram compression[edit]

Further information: Ramjet and Scramjet

Ram compression jet engines are airbreathing engines similar to gas turbine engines and they both follow the Brayton cycle. Gas turbine and ram powered engines differ, however, in how they compress the incoming airflow. Whereas gas turbine engines use axial or centrifugal compressors to compress incoming air, ram engines rely only on air compressed through the inlet or diffuser.^[17] A ram engine thus requires a substantial initial forward airspeed before it can function. Ram powered engines are considered the most simple type of air breathing jet engine because they can contain no moving parts.^[18]

Ramjets are ram powered jet engines. They are mechanically simple, and operate less efficiently than turbojets except at very high speeds.

Scramjets differ mainly in the fact that the air does not slow to subsonic speeds. Rather, they use supersonic combustion. They are efficient at even higher speed. Very few have been built or flown.

Non-continuous combustion[edit]

Type	Description	Advantages	Disadvantages
Motorjet	Works like a turbojet but a piston engine drives the compressor instead of a turbine.	Higher exhaust velocity than a propeller, offering better thrust at high speed	Heavy, inefficient and underpowered. Example: Caproni Campini N.1.
Pulsejet	Air is compressed and combusted intermittently instead of continuously. Some designs use valves.	Very simple design, used for the V-1 flying bomb and more recently on model aircraft	Noisy, inefficient (low compression ratio), works poorly on a large scale, valves on valved designs wear out quickly
Pulse detonation engine	Similar to a pulsejet, but combustion occurs as a detonation instead of a deflagration, may or may not need valves	Maximum theoretical engine efficiency	Extremely noisy, parts subject to extreme mechanical fatigue, hard to start detonation, not practical for current use

Other types of jet propulsion[edit]

Rocket[edit]

Main article: Rocket engine

Rocket engine propulsion

The rocket engine uses the same basic physical principles of thrust as a form of reaction engine,^[19] but is distinct from the jet engine in that it does not require atmospheric air to provide oxygen; the rocket carries all components of the reaction mass. However some definitions treat it as a form of jet propulsion.^[20]

Because rockets do not breathe air, this allows them to operate at arbitrary altitudes and in space.^[21]

This type of engine is used for launching satellites, space exploration and manned access, and permitted landing on the moon in 1969.

Rocket engines are used for high altitude flights, or anywhere where very high accelerations are needed since rocket engines themselves have a very high thrust-to-weight ratio.

However, the high exhaust speed and the heavier, oxidizer-rich propellant results in far more propellant use than turbofans. Even so, at extremely high speeds they become energy-efficient.

An approximate equation for the net thrust of a rocket engine is:

FN=m˙g0Isp,vac−Aep{\displaystyle F_{N}={\dot {m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;}

Where FN{\displaystyle F_{N}} is the net thrust, Isp,vac{\displaystyle I_{\text{sp,vac}}} is the specific impulse, g0{\displaystyle g_{0}} is a standard gravity, m˙{\displaystyle {\dot {m}}} is the propellant flow in kg/s, Ae{\displaystyle A_{e}} is the cross-sectional area at the exit of the exhaust nozzle, and p{\displaystyle p} is the atmospheric pressure.

Type	Description	Advantages	Disadvantages
Rocket	Carries all propellants and oxidants on board, emits jet for propulsion^[22]	Very few moving parts. Mach 0 to Mach 25+; efficient at very high speed (> Mach 5.0 or so). Thrust/weight ratio over 100. No complex air inlet. High compression ratio. Very high-speed (hypersonic) exhaust. Good cost/thrust ratio. Fairly easy to test. Works in a vacuum; indeed, works best outside the atmosphere, which is kinder on vehicle structure at high speed. Fairly small surface area to keep cool, and no turbine in hot exhaust stream. Very high-temperature combustion and high expansion-ratio nozzle gives very high efficiency, at very high speeds.	Needs lots of propellant. Very low specific impulse – typically 100–450 seconds. Extreme thermal stresses of combustion chamber can make reuse harder. Typically requires carrying oxidizer on-board which increases risks. Extraordinarily noisy.

Hybrid[edit]

Combined-cycle engines simultaneously use two or more different principles of jet propulsion.

Type	Description	Advantages	Disadvantages
Turborocket	A turbojet where an additional oxidizer such as oxygen is added to the airstream to increase maximum altitude	Very close to existing designs, operates in very high altitude, wide range of altitude and airspeed	Airspeed limited to same range as turbojet engine, carrying oxidizer like LOX can be dangerous. Much heavier than simple rockets.
Air-augmented rocket	Essentially a ramjet where intake air is compressed and burnt with the exhaust from a rocket	Mach 0 to Mach 4.5+ (can also run exoatmospheric), good efficiency at Mach 2 to 4	Similar efficiency to rockets at low speed or exoatmospheric, inlet difficulties, a relatively undeveloped and unexplored type, cooling difficulties, very noisy, thrust/weight ratio is similar to ramjets.
Precooled jets / LACE	Intake air is chilled to very low temperatures at inlet in a heat exchanger before passing through a ramjet and/or turbojet and/or rocket engine.	Easily tested on ground. Very high thrust/weight ratios are possible (~14) together with good fuel efficiency over a wide range of airspeeds, Mach 0–5.5+; this combination of efficiencies may permit launching to orbit, single stage, or very rapid, very long distance intercontinental travel.	Exists only at the lab prototyping stage. Examples include RB545, Reaction Engines SABRE, ATREX. Requires liquid hydrogen fuel which has very low density and requires heavily insulated tankage.

Water jet[edit]

Main article: Pump-jet

A water jet, or pump-jet, is a marine propulsion system that utilizes a jet of water. The mechanical arrangement may be a ducted propeller with nozzle, or a centrifugal compressor and nozzle. The pump-jet must be driven by a separate engine such as a Diesel or gas turbine.

A pump jet schematic.

Type	Description	Advantages	Disadvantages
Water jet	For propelling water rockets and jetboats; squirts water out the back through a nozzle	In boats, can run in shallow water, high acceleration, no risk of engine overload (unlike propellers), less noise and vibration, highly maneuverable at all boat speeds, high speed efficiency, less vulnerable to damage from debris, very reliable, more load flexibility, less harmful to wildlife	Can be less efficient than a propeller at low speed, more expensive, higher weight in boat due to entrained water, will not perform well if boat is heavier than the jet is sized for

General physical principles[edit]

All jet engines are reaction engines that generate thrust by emitting a jet of fluid rearwards at relatively high speed. The forces on the inside of the engine needed to create this jet give a strong thrust on the engine which pushes the craft forwards.

Jet engines make their jet from propellant stored in tanks that are attached to the engine (as in a ‘rocket’) as well as in duct engines (those commonly used on aircraft) by ingesting an external fluid (very typically air) and expelling it at higher speed.

Propelling nozzle[edit]

Main article: Propelling nozzle

The propelling nozzle is the key component of all jet engines as it creates the exhaust jet. Propelling nozzles turn internal and pressure energy into high velocity kinetic energy.^[23] The total pressure and temperature don’t change through the nozzle but their static values drop as the gas speeds up.

The velocity of the air entering the nozzle is low, about Mach 0.4, a prerequisite for minimizing pressure losses in the duct leading to the nozzle. The temperature entering the nozzle may be as low as sea level ambient for a fan nozzle in the cold air at cruise altitudes. It may be as high as the 1000K exhaust gas temperature for a supersonic afterburning engine or 2200K with afterburner lit. ^[24] The pressure entering the nozzle may vary from 1.5 times the pressure outside the nozzle, for a single stage fan, to 30 times for the fastest manned aircraft at mach 3+.^[25]

Convergent nozzles are only able to accelerate the gas up to local sonic (Mach 1) conditions. To reach high flight speeds, even greater exhaust velocities are required, and so a convergent-divergent nozzle is often used on high-speed aircraft.^[26]

The nozzle thrust is highest if the static pressure of the gas reaches the ambient value as it leaves the nozzle. This only happens if the nozzle exit area is the correct value for the nozzle pressure ratio (npr). Since the npr changes with engine thrust setting and flight speed this is seldom the case. Also at supersonic speeds the divergent area is less than required to give complete internal expansion to ambient pressure as a trade-off with external body drag. Whitford^[27] gives the F-16 as an example. Other underexpanded examples were the XB-70 and SR-71.

The nozzle size, together with the area of the turbine nozzles, determines the operating pressure of the compressor.^[28]

Thrust[edit]

Main article: Jet engine thrust

Energy efficiency relating to aircraft jet engines[edit]

This overview highlights where energy losses occur in complete jet aircraft powerplants or engine installations.

A jet engine at rest, as on a test stand, sucks in fuel and generates thrust. How well it does this is judged by how much fuel it uses and what force is required to restrain it. This is a measure of its efficiency. If something deteriorates inside the engine (known as performance deterioration^[29]) it will be less efficient and this will show when the fuel produces less thrust. If a change is made to an internal part which allows the air/combustion gases to flow more smoothly the engine will be more efficient and use less fuel. A standard definition is used to assess how different things change engine efficiency and also to allow comparisons to be made between different engines. This definition is called specific fuel consumption, or how much fuel is needed to produce one unit of thrust. For example, it will be known for a particular engine design that if some bumps in a bypass duct are smoothed out the air will flow more smoothly giving a pressure loss reduction of x% and y% less fuel will be needed to get the take-off thrust, for example. This understanding comes under the engineering discipline Jet engine performance. How efficiency is affected by forward speed and by supplying energy to aircraft systems is mentioned later.

The efficiency of the engine is controlled primarily by the operating conditions inside the engine which are the pressure produced by the compressor and the temperature of the combustion gases at the first set of rotating turbine blades. The pressure is the highest air pressure in the engine. The turbine rotor temperature is not the highest in the engine but is the highest at which energy transfer takes place ( higher temperatures occur in the combustor). The above pressure and temperature are shown on a Thermodynamic cycle diagram.

The efficiency is further modified by how smoothly the air and the combustion gases flow through the engine, how well the flow is aligned (known as incidence angle) with the moving and stationary passages in the compressors and turbines.^[30] Non-optimum angles, as well as non-optimum passage and blade shapes can cause thickening and separation of Boundary layers and formation of Shock waves. It is important to slow the flow (lower speed means less pressure losses or Pressure drop) when it travels through ducts connecting the different parts. How well the individual components contribute to turning fuel into thrust is quantified by measures like efficiencies for the compressors, turbines and combustor and pressure losses for the ducts. These are shown as lines on a Thermodynamic cycle diagram.

The engine efficiency, or thermal efficiency,^[31] known as ηth{\displaystyle \eta _{th}}. is dependent on the Thermodynamic cycle parameters, maximum pressure and temperature, and on component efficiencies, ηcompressor{\displaystyle \eta _{compressor}}, ηcombustion{\displaystyle \eta _{combustion}} and ηturbine{\displaystyle \eta _{turbine}} and duct pressure losses.

The engine needs compressed air for itself just to run successfully. This air comes from its own compressor and is called secondary air. It does not contribute to making thrust so makes the engine less efficient. It is used to preserve the mechanical integrity of the engine, to stop parts overheating and to prevent oil escaping from bearings for example. Only some of this air taken from the compressors returns to the turbine flow to contribute to thrust production. Any reduction in the amount needed improves the engine efficiency. Again, it will be known for a particular engine design that a reduced requirement for cooling flow of x% will reduce the specific fuel consumption by y%. In other words, less fuel will be required to give take-off thrust, for example. The engine is more efficient.

All of the above considerations are basic to the engine running on its own and, at the same time, doing nothing useful, i.e. it is not moving an aircraft or supplying energy for the aircraft’s electrical, hydraulic and air systems. In the aircraft the engine gives away some of its thrust-producing potential, or fuel, to power these systems. These requirements, which cause installation losses,^[32] reduce its efficiency. It is using some fuel that does not contribute to the engine’s thrust.

Finally, when the aircraft is flying the propelling jet itself contains wasted kinetic energy after it has left the engine. This is quantified by the term propulsive, or Froude, efficiency ηp{\displaystyle \eta _{p}} and may be reduced by redesigning the engine to give it bypass flow and a lower speed for the propelling jet, for example as a turboprop or turbofan engine. At the same time forward speed increases the ηth{\displaystyle \eta _{th}} by increasing the Overall pressure ratio.

The overall efficiency of the engine at flight speed is defined as ηo=ηpηth{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}.^[33]

The ηo{\displaystyle \eta _{o}} at flight speed depends on how well the intake compresses the air before it is handed over to the engine compressors. The intake compression ratio, which can be as high as 32:1 at Mach 3, adds to that of the engine compressor to give the Overall pressure ratio and ηth{\displaystyle \eta _{th}} for the Thermodynamic cycle. How well it does this is defined by its pressure recovery or measure of the losses in the intake. Mach 3 manned flight has provided an interesting illustration of how these losses can increase dramatically in an instant. The North American XB-70 Valkyrie and Lockheed SR-71 Blackbird at Mach 3 each had pressure recoveries of about 0.8,^[34]^[35] due to relatively low losses during the compression process, i.e. through systems of multiple shocks. During an ‘unstart’ the efficient shock system would be replaced by a very inefficient single shock beyond the inlet and an intake pressure recovery of about 0. 3 and a correspondingly low pressure ratio.

The propelling nozzle at speeds above about Mach 2 usually has extra internal thrust losses because the exit area is not big enough as a trade-off with external afterbody drag.^[36]

Although a bypass engine improves propulsive efficiency it incurs losses of its own inside the engine itself. Machinery has to be added to transfer energy from the gas generator to a bypass airflow. The low loss from the propelling nozzle of a turbojet is added to with extra losses due to inefficiencies in the added turbine and fan.^[37] These may be included in a transmission, or transfer, efficiency ηT{\displaystyle \eta _{T}}. However, these losses are more than made up^[38] by the improvement in propulsive efficiency.^[39] There are also extra pressure losses in the bypass duct and an extra propelling nozzle.

With the advent of turbofans with their loss-making machinery what goes on inside the engine has been separated by Bennett,^[40] for example, between gas generator and transfer machinery giving ηo=ηpηthηT{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}.

Dependence of propulsion efficiency (η) upon the vehicle speed/exhaust velocity ratio (v/v_e) for air-breathing jet and rocket engines.

The energy efficiency (ηo{\displaystyle \eta _{o}}) of jet engines installed in vehicles has two main components:

propulsive efficiency (ηp{\displaystyle \eta _{p}}): how much of the energy of the jet ends up in the vehicle body rather than being carried away as kinetic energy of the jet.
cycle efficiency (ηth{\displaystyle \eta _{th}}): how efficiently the engine can accelerate the jet

Even though overall energy efficiency ηo{\displaystyle \eta _{o}} is:

ηo=ηpηth{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

for all jet engines the propulsive efficiency is highest as the exhaust jet velocity gets closer to the vehicle speed as this gives the smallest residual kinetic energy.^[41] For an airbreathing engine an exhaust velocity equal to the vehicle velocity, or a ηp{\displaystyle \eta _{p}} equal to one, gives zero thrust with no net momentum change. {2}}}}

In addition to propulsive efficiency, another factor is cycle efficiency; a jet engine is a form of heat engine. Heat engine efficiency is determined by the ratio of temperatures reached in the engine to that exhausted at the nozzle. This has improved constantly over time as new materials have been introduced to allow higher maximum cycle temperatures. For example, composite materials, combining metals with ceramics, have been developed for HP turbine blades, which run at the maximum cycle temperature.^[45] The efficiency is also limited by the overall pressure ratio that can be achieved. Cycle efficiency is highest in rocket engines (~60+%), as they can achieve extremely high combustion temperatures. Cycle efficiency in turbojet and similar is nearer to 30%, due to much lower peak cycle temperatures.

Typical combustion efficiency of an aircraft gas turbine over the operational range.

Typical combustion stability limits of an aircraft gas turbine.

The combustion efficiency of most aircraft gas turbine engines at sea level takeoff conditions is almost 100%. It decreases nonlinearly to 98% at altitude cruise conditions. Air-fuel ratio ranges from 50:1 to 130:1. For any type of combustion chamber there is a rich and weak limit to the air-fuel ratio, beyond which the flame is extinguished. The range of air-fuel ratio between the rich and weak limits is reduced with an increase of air velocity. If the increasing air mass flow reduces the fuel ratio below certain value, flame extinction occurs.^[46]

Specific impulse as a function of speed for different jet types with kerosene fuel (hydrogen I_sp would be about twice as high). Although efficiency plummets with speed, greater distances are covered. Efficiency per unit distance (per km or mile) is roughly independent of speed for jet engines as a group; however, airframes become inefficient at supersonic speeds.

Consumption of fuel or propellant[edit]

A closely related (but different) concept to energy efficiency is the rate of consumption of propellant mass. Propellant consumption in jet engines is measured by specific fuel consumption, specific impulse, or effective exhaust velocity. They all measure the same thing. Specific impulse and effective exhaust velocity are strictly proportional, whereas specific fuel consumption is inversely proportional to the others.

For air-breathing engines such as turbojets, energy efficiency and propellant (fuel) efficiency are much the same thing, since the propellant is a fuel and the source of energy. In rocketry, the propellant is also the exhaust, and this means that a high energy propellant gives better propellant efficiency but can in some cases actually give lower energy efficiency.

It can be seen in the table (just below) that the subsonic turbofans such as General Electric’s CF6 turbofan use a lot less fuel to generate thrust for a second than did the Concorde’s Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet. However, since energy is force times distance and the distance per second was greater for the Concorde, the actual power generated by the engine for the same amount of fuel was higher for the Concorde at Mach 2 than the CF6. Thus, the Concorde’s engines were more efficient in terms of energy per mile.

Rocket engines in vacuum
Model	Type	First run	Application	TSFC		SI (s)	EEV (m/s)
Model	Type	First run	Application	lb/lbf·h	g/kN·s	SI (s)	EEV (m/s)
Avio P80	solid fuel	2006	Vega stage 1	13	360	280	2700
Avio Zefiro 23	solid fuel	2006	Vega stage 2	12.52	354.7	287.5	2819
Avio Zefiro 9A	solid fuel	2008	Vega stage 3	12. 20	345.4	295.2	2895
RD-843	liquid fuel		Vega upper stage	11.41	323.2	315.5	3094
Kuznetsov NK-33	liquid fuel	1970s	N-1F, Soyuz-2-1v stage 1	10.9	308	331^[47]	3250
NPO Energomash RD-171M	liquid fuel		Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3F stage 1	10.7	303	337	3300
LE-7A	liquid fuel		H-IIA, H-IIB stage 1	8.22	233	438	4300
Snecma HM-7B	cryogenic		Ariane 2, 3, 4, 5 ECA upper stage	8.097	229.4	444.6	4360
LE-5B-2	cryogenic		H-IIA, H-IIB upper stage	8.05	228	447	4380
Aerojet Rocketdyne RS-25	cryogenic	1981	Space Shuttle, SLS stage 1	7. 95	225	453^[48]	4440
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2	cryogenic		Delta III, Delta IV, SLS upper stage	7.734	219.1	465.5	4565
NERVA NRX A6	nuclear	1967				869

Jet engines with Reheat, static, sea level
Model	Type	First run	Application	TSFC		SI (s)	EEV (m/s)
Model	Type	First run	Application	lb/lbf·h	g/kN·s	SI (s)	EEV (m/s)
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado	2.5^[49]	70.8	1440	14120
GE F101-GE-102	turbofan	1970s	B-1B	2. 46	70	1460	14400
Tumansky R-25-300	turbojet		MIG-21bis	2.206^[49]	62.5	1632	16000
GE J85-GE-21	turbojet		F-5E/F	2.13^[49]	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	turbofan		F-16E/F	2.09^[49]	59.2	1722	16890
Honeywell/ITEC F125	turbofan		F-CK-1	2.06^[49]	58.4	1748	17140
Snecma M53-P2	turbofan		Mirage 2000C/D/N	2.05^[49]	58.1	1756	17220
Snecma Atar 09C	turbojet		Mirage III	2.03^[49]	57.5	1770	17400
Snecma Atar 09K-50	turbojet		Mirage IV, 50, F1	1. 991^[49]	56.4	1808	17730
GE J79-GE-15	turbojet		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	1.965	55.7	1832	17970
Saturn AL-31F	turbofan		Su-27/P/K	1.96^[50]	55.5	1837	18010
GE F110-GE-129	turbofan		F-16C/D, F-15EX	1.9^[49]	53.8	1895	18580
Soloviev D-30F6	turbofan		MiG-31, S-37/Su-47	1.863^[49]	52.8	1932	18950
Lyulka AL-21F-3	turbojet		Su-17, Su-22	1.86^[49]	52.7	1935	18980
Klimov RD-33	turbofan	1974	MiG-29	1.85	52.4	1946	19080
Saturn AL-41F-1S	turbofan		Su-35S/T-10BM	1. 819	51.5	1979	19410
Volvo RM12	turbofan	1978	Gripen A/B/C/D	1.78^[49]	50.4	2022	19830
GE F404-GE-402	turbofan		F/A-18C/D	1.74^[49]	49	2070	20300
Kuznetsov NK-32	turbofan	1980	Tu-144LL, Tu-160	1.7	48	2100	21000
Snecma M88-2	turbofan	1989	Rafale	1.663	47.11	2165	21230
Eurojet EJ200	turbofan	1991	Eurofighter	1.66–1.73	47–49^[51]	2080–2170	20400–21300

Dry jet engines, static, sea level
Model	Type	First run	Application	TSFC		SI (s)	EEV (m/s)
Model	Type	First run	Application	lb/lbf·h	g/kN·s	SI (s)	EEV (m/s)
GE J85-GE-21	turbojet		F-5E/F	1. 24^[49]	35.1	2900	28500
Snecma Atar 09C	turbojet		Mirage III	1.01^[49]	28.6	3560	35000
Snecma Atar 09K-50	turbojet		Mirage IV, 50, F1	0.981^[49]	27.8	3670	36000
Snecma Atar 08K-50	turbojet		Super Étendard	0.971^[49]	27.5	3710	36400
Tumansky R-25-300	turbojet		MIG-21bis	0.961^[49]	27.2	3750	36700
Lyulka AL-21F-3	turbojet		Su-17, Su-22	0.86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	turbojet		F-4E/EJ/F/G, RF-4E	0.85	24.1	4240	41500
Snecma M53-P2	turbofan		Mirage 2000C/D/N	0. 85^[49]	24.1	4240	41500
Volvo RM12	turbofan	1978	Gripen A/B/C/D	0.824^[49]	23.3	4370	42800
RR Turbomeca Adour	turbofan	1999	Jaguar retrofit	0.81	23	4400	44000
Honeywell/ITEC F124	turbofan	1979	L-159, X-45	0.81^[49]	22.9	4440	43600
Honeywell/ITEC F125	turbofan		F-CK-1	0.8^[49]	22.7	4500	44100
PW J52-P-408	turbojet		A-4M/N, TA-4KU, EA-6B	0.79	22.4	4560	44700
Saturn AL-41F-1S	turbofan		Su-35S/T-10BM	0.79	22.4	4560	44700
Snecma M88-2	turbofan	1989	Rafale	0. 782	22.14	4600	45100
Klimov RD-33	turbofan	1974	MiG-29	0.77	21.8	4680	45800
RR Pegasus 11-61	turbofan		AV-8B+	0.76	21.5	4740	46500
Eurojet EJ200	turbofan	1991	Eurofighter	0.74–0.81	21–23^[51]	4400–4900	44000–48000
GE F414-GE-400	turbofan	1993	F/A-18E/F	0.724^[52]	20.5	4970	48800
Kuznetsov NK-32	turbofan	1980	Tu-144LL, Tu-160	0.72-0.73	20–21	4900–5000	48000–49000
Soloviev D-30F6	turbofan		MiG-31, S-37/Su-47	0.716^[49]	20.3	5030	49300
Snecma Larzac	turbofan	1972	Alpha Jet	0. 716	20.3	5030	49300
IHI F3	turbofan	1981	Kawasaki T-4	0.7	19.8	5140	50400
Saturn AL-31F	turbofan		Su-27 /P/K	0.666-0.78^[50]^[52]	18.9–22.1	4620–5410	45300–53000
RR Spey RB.168	turbofan		AMX	0.66^[49]	18.7	5450	53500
GE F110-GE-129	turbofan		F-16C/D, F-15	0.64^[52]	18	5600	55000
GE F110-GE-132	turbofan		F-16E/F	0.64^[52]	18	5600	55000
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado ECR	0.637^[49]	18.0	5650	55400
PW F119-PW-100	turbofan	1992	F-22	0. 61^[52]	17.3	5900	57900
Turbo-Union RB.199	turbofan		Tornado	0.598^[49]	16.9	6020	59000
GE F101-GE-102	turbofan	1970s	B-1B	0.562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	turbofan		B-52H, NB-52H	0.52^[49]	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	turbofan		RQ-4, MQ-4C	0.39^[49]	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	turbofan	1980s	B-2	0.375^[49]	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	turbofan	1980s	U-2S	0.375^[49]	10.6	9600	94000
CFM CF6-50C2	turbofan		A300, DC-10-30	0. 371^[49]	10.5	9700	95000
GE TF34-GE-100	turbofan		A-10	0.37^[49]	10.5	9700	95000
CFM CFM56-2B1	turbofan		C-135, RC-135	0.36^[53]	10	10000	98000
Progress D-18T	turbofan	1980	An-124, An-225	0.345	9.8	10400	102000
PW F117-PW-100	turbofan		C-17	0.34^[54]	9.6	10600	104000
PW PW2040	turbofan		Boeing 757	0.33^[54]	9.3	10900	107000
CFM CFM56-3C1	turbofan		737 Classic	0.33	9.3	11000	110000
GE CF6-80C2	turbofan		744, 767, MD-11, A300/310, C-5M	0. 307-0.344	8.7–9.7	10500–11700	103000–115000
EA GP7270	turbofan		A380-861	0.299^[52]	8.5	12000	118000
GE GE90-85B	turbofan		777-200/200ER/300	0.298^[52]	8.44	12080	118500
GE GE90-94B	turbofan		777-200/200ER/300	0.2974^[52]	8.42	12100	118700
RR Trent 970-84	turbofan	2003	A380-841	0.295^[52]	8.36	12200	119700
GE GEnx-1B70	turbofan		787-8	0.2845^[52]	8.06	12650	124100
RR Trent 1000C	turbofan	2006	787-9	0.273^[52]	7.7	13200	129000

Jet engines, cruise
Model	Type	First run	Application	TSFC		SI (s)	EEV (m/s)
Model	Type	First run	Application	lb/lbf·h	g/kN·s	SI (s)	EEV (m/s)
	Ramjet		Mach 1	4. 5	130	800	7800
J-58	turbojet	1958	SR-71 at Mach 3.2 (Reheat)	1.9^[49]	53.8	1895	18580
RR/Snecma Olympus	turbojet	1966	Concorde at Mach 2	1.195^[55]	33.8	3010	29500
PW JT8D-9	turbofan		737 Original	0.8^[56]	22.7	4500	44100
Honeywell ALF502R-5	GTF		BAe 146	0.72^[54]	20.4	5000	49000
Soloviev D-30KP-2	turbofan		Il-76, Il-78	0.715	20.3	5030	49400
Soloviev D-30KU-154	turbofan		Tu-154M	0.705	20.0	5110	50100
RR Tay RB.183	turbofan	1984	Fokker 70, Fokker 100	0. 69	19.5	5220	51200
GE CF34-3	turbofan	1982	Challenger, CRJ100/200	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-8E	turbofan		E170/175	0.68	19.3	5290	51900
Honeywell TFE731-60	GTF		Falcon 900	0.679^[57]	19.2	5300	52000
CFM CFM56-2C1	turbofan		DC-8 Super 70	0.671^[54]	19.0	5370	52600
GE CF34-8C	turbofan		CRJ700/900/1000	0.67-0.68	19	5300–5400	52000–53000
CFM CFM56-3C1	turbofan		737 Classic	0.667	18.9	5400	52900
CFM CFM56-2A2	turbofan	1974	E-3, E-6	0. 66^[53]	18.7	5450	53500
RR BR725	turbofan	2008	G650/ER	0.657	18.6	5480	53700
CFM CFM56-2B1	turbofan		C-135, RC-135	0.65^[53]	18.4	5540	54300
GE CF34-10A	turbofan		ARJ21	0.65	18.4	5540	54300
CFE CFE738-1-1B	turbofan	1990	Falcon 2000	0.645^[54]	18.3	5580	54700
RR BR710	turbofan	1995	G. V/G550, Global Express	0.64	18	5600	55000
GE CF34-10E	turbofan		E190/195	0.64	18	5600	55000
CFM CF6-50C2	turbofan		A300B2/B4/C4/F4, DC-10-30	0. 63^[54]	17.8	5710	56000
PowerJet SaM146	turbofan		Superjet LR	0.629	17.8	5720	56100
CFM CFM56-7B24	turbofan		737 NG	0.627^[54]	17.8	5740	56300
RR BR715	turbofan	1997	717	0.62	17.6	5810	56900
GE CF6-80C2-B1F	turbofan		747-400	0.605^[55]	17.1	5950	58400
CFM CFM56-5A1	turbofan		A320	0.596	16.9	6040	59200
Aviadvigatel PS-90A1	turbofan		Il-96-400	0.595	16.9	6050	59300
PW PW2040	turbofan		757-200	0.582^[54]	16. 5	6190	60700
PW PW4098	turbofan		777-300	0.581^[54]	16.5	6200	60800
GE CF6-80C2-B2	turbofan		767	0.576^[54]	16.3	6250	61300
IAE V2525-D5	turbofan		MD-90	0.574^[58]	16.3	6270	61500
IAE V2533-A5	turbofan		A321-231	0.574^[58]	16.3	6270	61500
RR Trent 700	turbofan	1992	A330	0.562	15.9	6410	62800
RR Trent 800	turbofan	1993	777-200/200ER/300	0.560	15.9	6430	63000
Progress D-18T	turbofan	1980	An-124, An-225	0. 546	15.5	6590	64700
CFM CFM56-5B4	turbofan		A320-214	0.545	15.4	6610	64800
CFM CFM56-5C2	turbofan		A340-211	0.545	15.4	6610	64800
RR Trent 500	turbofan	1999	A340-500/600	0.542	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	turbofan	2014	737 MAX	0.53-0.56	15–16	6400–6800	63000–67000
Aviadvigatel PD-14	turbofan	2014	MC-21-310	0.526	14.9	6840	67100
RR Trent 900	turbofan	2003	A380	0.522	14.8	6900	67600
GE GE90-85B	turbofan		777-200/200ER	0. 52^[54]^[59]	14.7	6920	67900
GE GEnx-1B76	turbofan	2006	787-10	0.512^[56]	14.5	7030	69000
PW PW1400G	GTF		MC-21	0.51^[60]	14	7100	69000
CFM LEAP-1C	turbofan	2013	C919	0.51	14	7100	69000
CFM LEAP-1A	turbofan	2013	A320neo family	0.51^[60]	14	7100	69000
RR Trent 7000	turbofan	2015	A330neo	0.506	14.3	7110	69800
RR Trent 1000	turbofan	2006	787	0.506	14.3	7110	69800
RR Trent XWB-97	turbofan	2014	A350-1000	0. 478	13.5	7530	73900
PW 1127G	GTF	2012	A320neo	0.463^[56]	13.1	7780	76300

Thrust-to-weight ratio[edit]

Main article: Thrust-to-weight ratio

The thrust-to-weight ratio of jet engines with similar configurations varies with scale, but is mostly a function of engine construction technology. For a given engine, the lighter the engine, the better the thrust-to-weight is, the less fuel is used to compensate for drag due to the lift needed to carry the engine weight, or to accelerate the mass of the engine.

As can be seen in the following table, rocket engines generally achieve much higher thrust-to-weight ratios than duct engines such as turbojet and turbofan engines. This is primarily because rockets almost universally use dense liquid or solid reaction mass which gives a much smaller volume and hence the pressurization system that supplies the nozzle is much smaller and lighter for the same performance. Duct engines have to deal with air which is two to three orders of magnitude less dense and this gives pressures over much larger areas, which in turn results in more engineering materials being needed to hold the engine together and for the air compressor.

Jet or rocket engine	Mass		Thrust		Thrust-to- weight ratio
Jet or rocket engine	(kg)	(lb)	(kN)	(lbf)	Thrust-to- weight ratio
RD-0410 nuclear rocket engine^[61]^[62]	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58 jet engine (SR-71 Blackbird)^[63]^[64]	2,722	6,001	150	34,000	5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet with reheat (Concorde)^[65]	3,175	7,000	169. 2	38,000	5.4
Pratt & Whitney F119^[66]	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750 rocket engine, three-propellant mode^[67]	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
RD-0146 rocket engine^[68]	260	570	98	22,000	38.4
Rocketdyne RS-25 rocket engine^[69]	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
RD-180 rocket engine^[70]	5,393	11,890	4,152	933,000	78. 5
RD-170 rocket engine	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 (Saturn V first stage)^[71]	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33 rocket engine^[72]	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Merlin 1D rocket engine, full-thrust version	467	1,030	825	185,000	180.1

Comparison of types[edit]

Propulsive efficiency comparison for various gas turbine engine configurations

Propeller engines handle larger air mass flows, and give them smaller acceleration, than jet engines. Since the increase in air speed is small, at high flight speeds the thrust available to propeller-driven aeroplanes is small. However, at low speeds, these engines benefit from relatively high propulsive efficiency.

On the other hand, turbojets accelerate a much smaller mass flow of intake air and burned fuel, but they then reject it at very high speed. When a de Laval nozzle is used to accelerate a hot engine exhaust, the outlet velocity may be locally supersonic. Turbojets are particularly suitable for aircraft travelling at very high speeds.

Turbofans have a mixed exhaust consisting of the bypass air and the hot combustion product gas from the core engine. The amount of air that bypasses the core engine compared to the amount flowing into the engine determines what is called a turbofan’s bypass ratio (BPR).

While a turbojet engine uses all of the engine’s output to produce thrust in the form of a hot high-velocity exhaust gas jet, a turbofan’s cool low-velocity bypass air yields between 30% and 70% of the total thrust produced by a turbofan system. ^[73]

The net thrust (F_N) generated by a turbofan can also be expanded as:^[74]

FN=m˙evhe−m˙ovo+BPR(m˙cvf){\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}

where:

ṁ_e	= the mass rate of hot combustion exhaust flow from the core engine
ṁ_o	= the mass rate of total air flow entering the turbofan = ṁ_c + ṁ_f
ṁ_c	= the mass rate of intake air that flows to the core engine
ṁ_f	= the mass rate of intake air that bypasses the core engine
v_f	= the velocity of the air flow bypassed around the core engine
v_he	= the velocity of the hot exhaust gas from the core engine
v_o	= the velocity of the total air intake = the true airspeed of the aircraft
BPR	= Bypass Ratio

Rocket engines have extremely high exhaust velocity and thus are best suited for high speeds (hypersonic) and great altitudes. At any given throttle, the thrust and efficiency of a rocket motor improves slightly with increasing altitude (because the back-pressure falls thus increasing net thrust at the nozzle exit plane), whereas with a turbojet (or turbofan) the falling density of the air entering the intake (and the hot gases leaving the nozzle) causes the net thrust to decrease with increasing altitude. Rocket engines are more efficient than even scramjets above roughly Mach 15.^[75]

Altitude and speed[edit]

With the exception of scramjets, jet engines, deprived of their inlet systems can only accept air at around half the speed of sound. The inlet system’s job for transonic and supersonic aircraft is to slow the air and perform some of the compression.

The limit on maximum altitude for engines is set by flammability – at very high altitudes the air becomes too thin to burn, or after compression, too hot. For turbojet engines altitudes of about 40 km appear to be possible, whereas for ramjet engines 55 km may be achievable. Scramjets may theoretically manage 75 km.^[76] Rocket engines of course have no upper limit.

At more modest altitudes, flying faster compresses the air at the front of the engine, and this greatly heats the air. The upper limit is usually thought to be about Mach 5–8, as above about Mach 5.5, the atmospheric nitrogen tends to react due to the high temperatures at the inlet and this consumes significant energy. The exception to this is scramjets which may be able to achieve about Mach 15 or more,^{[citation needed]} as they avoid slowing the air, and rockets again have no particular speed limit.

Noise[edit]

The noise emitted by a jet engine has many sources. These include, in the case of gas turbine engines, the fan, compressor, combustor, turbine and propelling jet/s.^[77]

The propelling jet produces jet noise which is caused by the violent mixing action of the high speed jet with the surrounding air. In the subsonic case the noise is produced by eddies and in the supersonic case by Mach waves. ^[78] The sound power radiated from a jet varies with the jet velocity raised to the eighth power for velocities up to 2,000 ft/sec and varies with the velocity cubed above 2,000 ft/sec.^[79] Thus, the lower speed exhaust jets emitted from engines such as high bypass turbofans are the quietest, whereas the fastest jets, such as rockets, turbojets, and ramjets, are the loudest. For commercial jet aircraft the jet noise has reduced from the turbojet through bypass engines to turbofans as a result of a progressive reduction in propelling jet velocities. For example, the JT8D, a bypass engine, has a jet velocity of 1450 ft/sec whereas the JT9D, a turbofan, has jet velocities of 885 ft/sec (cold) and 1190 ft/sec (hot).^[80]

The advent of the turbofan replaced the very distinctive jet noise with another sound known as «buzz saw» noise. The origin is the shockwaves originating at the supersonic fan blades at takeoff thrust.^[81]

Cooling[edit]

Adequate heat transfer away from the working parts of the jet engine is critical to maintaining strength of engine materials and ensuring long life for the engine.

After 2016, research is ongoing in the development of transpiration cooling techniques to jet engine components.^[82]

Operation[edit]

Airbus A340-300 Electronic centralised aircraft monitor (ECAM) Display

In a jet engine, each major rotating section usually has a separate gauge devoted to monitoring its speed of rotation. Depending on the make and model, a jet engine may have an N₁ gauge that monitors the low-pressure compressor section and/or fan speed in turbofan engines. The gas generator section may be monitored by an N₂ gauge, while triple spool engines may have an N₃ gauge as well. Each engine section rotates at many thousands RPM. Their gauges therefore are calibrated in percent of a nominal speed rather than actual RPM, for ease of display and interpretation.^[83]

References[edit]

^ «Jet Engine — SKYbrary Aviation Safety». ^a ^b ^c ^d ^e ^f ^g ^h ⁱ ^j ^k ^l ^m ⁿ ^o ^p ^q ^r ^s ^t ^u ^v ^w ^x ^y ^z ^aa ^ab ^ac ^ad ^ae ^af ^ag Nathan Meier (21 Mar 2005). «Military Turbojet/Turbofan Specifications». Archived from the original on 11 February 2021. «15 — Operating the Jet Engine». Airplane flying handbook (PDF). FAA. 25 July 2017. p. 3. ISBN 9781510712843. OCLC 992171581. This article incorporates public domain material from websites or documents of the Federal Aviation Administration.

Bibliography[edit]

Brooks, David S. (1997). Vikings at Waterloo: Wartime Work on the Whittle Jet Engine by the Rover Company. Rolls-Royce Heritage Trust. ISBN 978-1-872922-08-9.
Golley, John (1997). Genesis of the Jet: Frank Whittle and the Invention of the Jet Engine. Crowood Press. ISBN 978-1-85310-860-0.
Hill, Philip; Peterson, Carl (1992), Mechanics and Thermodynamics of Propulsion (2nd ed.), New York: Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
Kerrebrock, Jack L. (1992). Aircraft Engines and Gas Turbines (2nd ed.). Cambridge, MA: The MIT Press. ISBN 978-0-262-11162-1.

External links[edit]

Media related to Jet engines at Wikimedia Commons
The dictionary definition of jet engine at Wiktionary
Media about jet engines from Rolls-Royce
How Stuff Works article on how a Gas Turbine Engine works
Influence of the Jet Engine on the Aerospace Industry
An Overview of Military Jet Engine History, Appendix B, pp. 97–120, in Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp., 24 pp, PDF)
Basic jet engine tutorial (QuickTime Video)
An article on how reaction engine works
The Aircraft Gas Turbine Engine and Its Operation: Installation Engineering. East Hartford, Connecticut: United Aircraft Corporation. February 1958. Retrieved 29 September 2021.

Плюсы и минусы реактивного двигателя

1939 год, Германия — впервые в небо поднялся самолёт, работающий на реактивном двигателе. Он превосходил по скорости полета истребители того времени. Но потреблял больше топлива и требовал длинной взлетно-посадочной полосы. Несмотря на недостатки, это был прорыв в авиации.

Сейчас этот усовершенствованный движитель применяется для запуска ракет, космических аппаратов, гражданских и военных самолётов. Рассмотрим его плюсы и минусы более подробно.

Реактивный двигатель: принцип действия и типы

Двигатель, в котором создается сила тяги за счет преобразования внутренней энергии топлива в кинетическую энергию рабочего тела, называется реактивным.

Рабочее тело с большой скоростью выходит из сопла, сообщая ему реактивную силу, направленную в противоположную сторону. Действуя согласно закону сохранения импульса, продукт сгорания топлива и двигатель перемещаются относительно друг друга в противоположных направлениях.

Если надуть воздушный шарик и, не завязывая, отпустить его, то получится простейший реактивный двигатель. Рабочее тело – накачанный в шарик воздух – будет вырываться наружу, заставляя шарик перемещаться в противоположном направлении.

Для работы реактивного двигателя нужны составляющие:

Топливо.
Камера сгорания (реактор), в которой внутренняя энергия топлива преобразуется в тепловую энергию рабочего тела.
Сопла, из которых под давлением вырываются наружу продукты сгорания топлива, сообщая двигателю реактивную тягу.

Бывает двух типов:

Воздушно-реактивный – тепловая энергия образуется при сгорании топлива в присутствии кислорода.
Ракетный – работающий в безвоздушном пространстве.

Преимущества реактивного двигателя

Перед остальными видами такие:

Простота конструкции. Для создания простейшего реактивного двигателя достаточно камеры сгорания и сопла. В камере сгорания образуется рабочее тело с высокой тепловой энергией, которое проходя через сопло передает аппарату реактивную тягу.
Малое количество подвижных деталей. Для повышения эффективности работы воздушно-реактивного двигателя, созданы дополнительные механизмы. Они обеспечивают принудительное нагнетание воздуха в камеру сгорания. Их конструкция проста. Обычно это воздухозаборник с крутящимся винтом и лопастями. У ракетного таковые отсутствуют вообще.
Высокие удельный импульс и мощность. Удельный импульс характеризует насколько большое ускорение передается самолёту или ракете рабочим телом, что позволяет развить хорошую скорость полета. Сравнение мощностей различных типов двигателей наглядно демонстрирует преимущества реактивного: карбюраторный ДВС – 200 кВт; дизельный ДВС – 2200 кВТ.; атомный – 55 000 кВт; турбинный паровой — 300 000 кВт; реактивный – 30 000 000 кВт.
КПД достигает 47-60%. Этот показатель гораздо выше, чем у двигателей внутреннего сгорания (25-35%) или турбинного (27-30%). Это значит, что реактивный совершает больше полезной работы.
Управляемость с помощью тяги во время космических полетов. Меняя расход топлива, можно уменьшать или увеличивать скорость полета, делать манёвры и вовсе отключать двигатель, а затем снова его запускать. При этом ему не требуется взаимодействовать с другими телами.
Работает при низком давлении воздуха или вовсе без него в условиях безвоздушного пространства. Пока ещё не создан механизм, который зарекомендовал себя лучше в условиях космоса.

Недостатки реактивного двигателя

Создает сильный шум при работе. При взлете реактивного самолёта создается шум до 120 децибел. Для человеческого уха это значение близко к болевому порогу. Если стоять на расстоянии 100 метров от места взлета космического корабля, можно получить контузию. Ведь уровень шума достигает 150 децибел. Ученым пока не удается подавить шум от реактивного движителя или решить эту проблему иным способом.
Расходует большой объем топлива. Он невероятно прожорлив. Чтобы вывести на орбиту ракетную систему с исходным весом 3000 тонн, необходима установка пяти таких двигателей. Они придают рабочему телу скорость 3 км/с. При этом высвобождается 10 тонн отработанных газов в секунду. За 4 секунды в камерах без остатка сгорает одна цистерна ракетного топлива.
Ограниченный ресурс для космических полетов. Все виды топлива, которые применяют для ракет, выделяют ограниченное количество энергии. Этого недостаточно для совершения полетов в пределах Галактики и даже между планетами Солнечной системы. Перспективным направлением считается использование ядерной энергии.
Большой вес и размер летательных аппаратов. Перед учеными, изучающими космос, стоят колоссальные задачи. Одна из главных – создание летательного аппарата для межпланетных и межзвездных перелетов. Они научились выводить на земную орбиту ракеты, спутники, достигли Луны. Для дальних полетов использовать реактивный двигатель невыгодно и нецелесообразно. Ученые подчитали, что для полета ракеты на Марс, ее стартовый вес должен составлять – 30 000 тонн, а на Юпитер – 250 000 тонн. Соответственно, увеличатся и размеры летательных аппаратов.
Топливо расходуется быстро. Для длительного полета необходим большой объем энергоносителя. Емкости с горючим составляют значительную часть от массы самолёта или космического корабля.

Подведем итоги

Реактивный двигатель — это мощный механизм, без которого не может обойтись современные самолётостроение и ракетостроение. Он заставил летать самолёты в 1,5 раза быстрее и выше, чем поршневой мотор. Его сила тяги не зависит от наличия окружающей среды, точки опоры или иного тела.

Конструкция позволяет управлять ракетами в безвоздушном пространстве. Это делает его крайне необходимым для исследования космоса.

Чем выше его скорость летательного аппарата, тем большую полезную работу совершает двигатель. При меньшей скорости – полезная работа меньше.

Реактивный двигатель внедряют в автомобилестроении, строительстве поездов, для гоночных болидов, снегоуборочных машин, ледоколов. Компания «Rolls Royce» создала мотоцикл с газореактивным мотором.

Сколько оборотов в минуту крутится реактивный двигатель?

Реактивный двигатель, возможно, является основой современной авиации. Не многие думают об этом, но реактивные двигатели являются жизненно важной частью нашего мира и того, как он работает.

Реактивные двигатели позволяли нам летать быстрее и дальше, чем старые винтовые авиалайнеры. Увеличенный диапазон между остановками для заправки сделал межконтинентальное путешествие более простым и быстрым. Мир стал более доступным, и теперь впервые стало возможным межконтинентальное путешествие в течение одного дня.

Реактивные авиалайнеры также принесли социальные изменения. Большие реактивные авиалайнеры могли перевозить больше пассажиров, а в сочетании с повышением эффективности использования топлива стоимость проезда снизилась. Теперь больше людей из разных социально-экономических слоев могли путешествовать по миру.

С технической точки зрения реактивный двигатель — это чудо техники. Независимо от того, интересуетесь вы авиационными технологиями или нет, большинство людей видели один из них и видели, как он вращается. Сидя в авиалайнере и наблюдая за вращением реактивных двигателей, возникает очевидный вопрос:

Сколько оборотов в минуту крутит реактивный двигатель?

💡

На больших современных авиалайнерах скорость вращения вентилятора реактивного двигателя составляет от 2500 до 4000 об/мин. Однако некоторые части двигателя вращаются во много раз быстрее.

Что такое реактивный двигатель и как он работает?

Когда мы говорим о реактивных двигателях, мы обычно имеем в виду воздушно-реактивные двигатели с турбинным двигателем и двигателем внутреннего сгорания. Это сложные машины и одна из самых дорогих частей самолета. Реактивные двигатели обычно устанавливаются под крыльями на современных авиалайнерах, а на некоторых старых самолетах они устанавливаются ближе к хвосту. Большинство самолетов, эксплуатируемых сегодня, оснащены двумя двигателями, а некоторые более крупные модели — четырьмя.

Турбовентиляторные двигатели сегодня являются наиболее распространенным типом на авиалайнерах.

Обычно они устанавливаются под крыльями.

Проще говоря, реактивный двигатель работает, втягивая атмосферный воздух, сжимая его, смешивая с топливом и воспламеняя его. Сжатый воздух расширяется за счет тепла, и давление направляет воздух назад, толкая самолет вперед.

Ранние реактивные двигатели были относительно слабыми и неэффективными. За четыре десятилетия, между 1950-ми и концом 1990-х годов, типичный двигатель реактивного авиалайнера увеличил тягу с 5000 фунтов силы (de Havilland Ghost) до примерно 115 000 фунтов силы (General Electric GE9).0). Более современные двигатели, такие как General Electric GE9X для Boeing 777X, могут производить 134 000 фунтов силы.

Надежность двигателя также улучшилась. Надежность снизилась с 40 отключений в полете на 100 000 летных часов до менее одного.

Краткий урок истории

Принципы, лежащие в основе реактивного двигателя и реактивной мощности, довольно стары.

Фактически, в древние времена водяные и ветряные мельницы использовали некоторые из тех же принципов работы турбин, что и реактивные двигатели. Когда в 13 веке китайцы изобрели пороховые фейерверки, они использовали другой принцип реактивного движения, поскольку горячие газы расширяются и толкают ракету вперед.

Англичанин Фрэнк Уиттл разработал раннюю версию реактивного двигателя в 1928 году. В последующие годы он усовершенствовал свою конструкцию и даже запатентовал ее. Однако правительство не проявило должного интереса.

Немецкий инженер Ганс фон Охайн начал работу над подобными конструкциями в 1935 году. Сотрудничество с Эрнстом Хейнкелем, который увидел в этой идее потенциал, привело к созданию двигателя Heinkel HeS 3 — первого в мире действующего реактивного двигателя. Heinkel установил HeS 3 на самолет Heinkel 178, став первым в мире реактивным самолетом.

г. Первым в мире коммерческим авиалайнером, оснащенным реактивными двигателями, стал De Havilland Comet. Фото с Викисклада.

К 1950-м годам производители самолетов в основном использовали реактивные двигатели в истребителях. Тем не менее, военные одобрили некоторые модели двигателей для первых гражданских реактивных авиалайнеров, таких как de Havilland Comet. Популярность выросла в 1960-х годах, и теперь большинство крупных авиалайнеров были реактивными. В 1970-х годах повышение эффективности использования топлива стало возможным благодаря изобретению турбовентиляторных двигателей с большой степенью двухконтурности — того же типа, который используется сегодня на современных реактивных авиалайнерах.

Устройство реактивного двигателя

Хотя существует множество типов реактивных двигателей, наиболее распространенным на больших реактивных авиалайнерах сегодня является турбовентиляторный. Он обеспечивает отличную топливную экономичность, относительно низкий уровень шума и высокий уровень тяги.

Турбореактивный двигатель состоит из множества различных частей. Проще говоря, турбовентиляторный двигатель работает следующим образом:

Схема поперечного сечения, показывающая, как работает турбовентиляторный реактивный двигатель.

Всасывание : Передний вентилятор всасывает большое количество воздуха. Часть его идет на сердечник и процесс горения.
Сжатие : Воздух сжимается на ступенях компрессора, повышая давление и температуру воздуха.
Взрыв : Топливо смешивается со сжатым воздухом и воспламеняется на стадии сгорания. Воспламенение вызывает расширение воздуха, и сила направлена назад.
Удар : Горячий выхлоп от сгорания пробивается через турбину. Эта сила приводит в движение вентилятор и компрессор (из пунктов 1 и 2 выше).
Байпас : Воздух, не направляемый на горение, обходит сердцевину двигателя без дальнейшей обработки. Ускоряемый мощным и быстрым передним вентилятором, этот воздух обеспечивает большую часть тяги двигателя, поскольку вентилятор направляет воздух назад.

Теперь на вопрос о том, сколько оборотов в минуту вращается реактивный двигатель, становится немного сложно ответить: потому что не все части двигателя вращаются с одинаковой скоростью. Иногда даже не в том же направлении. Турбовентиляторные двигатели имеют внутреннее ядро с более высокими скоростями вращения, чем внешнее. Это как-то связано с тем, насколько высоким должно быть давление на данном конкретном этапе. Как правило, более высокие скорости вращения означают более высокое давление.

Сколько оборотов крутится реактивный двигатель?

Скорость вращения реактивного двигателя зависит от типа и модели.

Как мы установили ранее, в реактивном двигателе нет единой скорости вращения. Однако в данном случае мы сосредоточимся на наиболее заметной и, возможно, наиболее характерной части: переднем вентиляторе.

Передний вентилятор, пожалуй, самая характерная часть реактивного двигателя. Он быстро вращается, всасывая воздух и продвигая самолет вперед.

💡

На больших современных авиалайнерах скорость переднего вентилятора составляет от 2500 до 4000 об/мин.

Для сравнения, компрессор высокого давления и турбина будут работать со скоростью более 10 000 об/мин.

Вентиляторы большого диаметра обычно вращаются с меньшей скоростью, чем вентиляторы меньшего диаметра. Кроме того, большие вентиляторы двигателя обычно перемещают больше воздуха, что является отличным преимуществом, поскольку повышает эффективность.

Как правило, чем больше диаметр, тем ниже скорость вращения вентилятора. Другими словами, вентиляторы на более крупных двигателях вращаются медленнее, чем их меньшие братья и сестры. Работа вентилятора заключается в создании большой тяги для продвижения самолета вперед. Для этой работы им нужно бежать быстро, но не слишком быстро. Кончик лопастей не должен превышать скорость звука. В противном случае поток воздуха становится слишком нестабильным и малоэффективным. Следовательно, вентилятор большого диаметра должен вращаться медленнее, чем маленький, чтобы оставаться ниже скорости звука.

Примеры оборотов реактивного двигателя

Модель двигателя	об/мин	Заявка
Дженерал Электрик GE90	2261/2355 об/мин*	Боинг 777
Дженерал Электрик GE9X	2355 об/мин	Боинг 777X
Дженерал Электрик GEnx	2560/2835 об/мин*	Боинг 787 Дримлайнер и 747-8
Роллс-Ройс Трент 1000	2683 об/мин	Боинг 787 Дримлайнер
Роллс-Ройс Трент 7000	2683 об/мин	Аэробус A330neo
Роллс-Ройс Трент XWB	2700 об/мин	Аэробус А350
Роллс-Ройс РБ211	3900/4500 об/мин*	Боинг 747-400, 757 и 767

* в зависимости от варианта.

Отображается ли число оборотов реактивного двигателя в кабине?

Как описано выше, не все части двигателя вращаются с одинаковой скоростью. Однако летному экипажу необходимо следить за оборотами двигателя. Для этого детали двигателя сгруппированы по тем, которые вращаются с одинаковой скоростью. Эти группы называются N1 и N2.

Поперечное сечение ТРДД. Группы N1 и N2 выделены.

N1 — это скорость вращения первой части компрессора и задней части турбины. N1 выражается в процентах от максимально допустимой скорости вращения. Группа N2 — это скорость вращения концевой части компрессора и передней части турбины. N2 также выражается в процентах от максимально допустимого числа оборотов в минуту.

Дисплеи двигателей в кабине показывают пилотам значения N1 и N2. Эти значения необходимы для безопасного управления самолетом.

Расположение индикаторов N1 и N2 на дисплее двигателя в кабине Боинга 737-800.

N1 указывает на «исправность» ступеней воздухозаборника и компрессора двигателя. Точнее, N1 указывает, сколько воздуха потребляют двигатели в целом.

Значение N2 указывает, какую мощность получают системы с приводом от двигателя. Такие системы, как гидравлические насосы, топливные насосы и генераторы, получают энергию от ступеней N2 двигателя.

Заключение

Реактивный двигатель — сложная машина. Его многочисленные части работают вместе, чтобы создать давление и тягу для самолета.

Он открыл мир для более быстрых и дальних путешествий без заправок. Повышение эффективности означало снижение затрат, и больше людей могли позволить себе авиабилеты.

Реактивные двигатели восхищают нас своими размерами, мощностью и важностью для авиации. Находясь в аэропорту, легко задаться вопросом:

Сколько оборотов в минуту крутится реактивный двигатель

Короткий ответ: передний вентилятор на больших современных авиалайнерах работает со скоростью от 2500 до 4000 об/мин. А из-за того, как работает реактивный двигатель, некоторые части двигателя вращаются еще быстрее.

«Самые удивительные машины из когда-либо созданных»: принцип работы реактивных двигателей

Этот пост содержит ссылки на продукты одного или нескольких наших рекламодателей. Мы можем получать компенсацию, когда вы переходите по ссылкам на эти продукты. Условия применяются к предложениям, перечисленным на этой странице. Чтобы ознакомиться с нашей Политикой в отношении рекламы, посетите эту страницу.

Когда вы садитесь в самолет, вы могли заметить этот маленький водоворот или белое пятно в самой середине двигателя, медленно вращающееся, как оптическая иллюзия. За этим водоворотом скрывается, вероятно, самая сложная инженерная конструкция из когда-либо созданных: один из реактивных двигателей, приводящих в движение ваш самолет.

«Контакта металл-металл нет. Они могут работать тысячи часов — 60 000 часов — в зависимости только от воздуха и топлива. Компоненты невероятно долговечны», — сказал доктор Магди Аттиа, профессор аэрокосмической техники в Авиационный университет Эмбри-Риддла.

Чудо современной техники (Фото Даррена Мерфа / The Points Guy)

Я поговорил с доктором Аттией и Джеймсом Спейчем, директором по маркетингу Pratt & Whitney Commercial Engines, чтобы понять, как работает реактивный двигатель.

Аттиа — давний эксперт в области аэрокосмической техники; у него есть несколько аэрокосмических патентов на его имя, а также множество рецензируемых публикаций. Он также руководит исследовательским центром газовых турбин в университете. Спейч — инженер-механик, проработавший в Pratt 45 лет; он набрался опыта, работая над ранними компьютерными моделями реактивных двигателей и над PW4000, преемником первого двигателя, разработанного Праттом для Boeing 747. Подробнее об этом позже.

Думаю, мы в надежных руках.

Перво-наперво: много воздуха. Действительно много.

Принцип работы реактивных двигателей состоит в том, что они всасывают воздух, много воздуха, смешивают его с топливом и выбрасывают образовавшиеся газы наружу с большой скоростью. Это двигает двигатель вперед за счет реакции, а также прикрепленный к нему самолет.

Но современные реактивные двигатели работают не совсем так. На самом деле, большая часть тяги, создаваемой современным реактивным двигателем, возникает просто за счет одновременного и очень быстрого перемещения невероятного объема воздуха. Полный 90% воздух, поступающий в двигатели, проходит насквозь, не смешиваясь с топливом и не воспламеняясь. Лопасти вентилятора в передней части являются рабами ядра двигателя, и это ядро заставляет эти вентиляторы выполнять всю тяжелую работу.

На заре реактивного двигателя в самолетах использовался тип реактивного двигателя, который больше не предназначен для коммерческого использования: турбореактивный двигатель, в котором весь воздух, всасываемый двигателем, проходит через его сердцевину. В наши дни реактивные самолеты вместо этого используют турбовентиляторные двигатели, которые выталкивают почти весь воздух, который они заглатывают9. 0157 вокруг ядра двигателя. Они тише и намного эффективнее турбореактивных двигателей.

Самые большие реактивные лайнеры, находящиеся в эксплуатации сегодня, имеют двигатели с чрезвычайно высокой степенью двухконтурности, в которых существует высокое соотношение между воздухом, ускоряемым через двигатель (в обход ядра), и воздухом, поступающим в ядро самого двигателя. Огромный диаметр этих двигателей, таких как у Boeing 777, связан с необходимостью иметь гигантский вентилятор спереди.

Посетитель фотографирует General Electric GE90 самолета Boeing 777-300ER Qatar Airways на авиашоу в Фарнборо в июле 2018 года. (Фото ADRIAN DENNIS/AFP/Getty Images)

гражданских турбореактивных двигателя перестали летать с Concorde, которые даже использовали то, что можно найти только на сверхзвуковых истребителях и бомбардировщиках: форсажные камеры — буквально впрыскивая топливо в выхлопную трубу для создания огромной тяги — чтобы помочь ускориться на взлете, а позже в полете — преодолеть звуковой барьер.

Конкорд взлетает с включенными форсажными камерами (Фото: Aviation-images.com/UIG через Getty Images)

В наши дни вы не увидите, как пламя вырывается из хвостовой части гражданских самолетов при взлете.

Энергия тяги — это ключ

Теория, применяемая на практике с турбовентиляторными двигателями, называется эффективностью тяги. Гораздо эффективнее перемещать большой объем воздуха с относительно низкой скоростью, чем перемещать небольшой объем воздуха с более высокой скоростью. (Аттия повторял мне это изречение наизусть). «Как правило, при взлете от 70% до 80% тяги обеспечивается байпасом, а около 20% — самой активной зоной. Когда самолет достигает крейсерской высоты, эта величина стремится к 9От 5% до 100% тяги обеспечивается байпасом», — сказал Аттиа. Турбореактивные двигатели, как и на «Конкорде», вообще не имели байпаса, что делало их очень дорогими в эксплуатации. , двигатели должны были сжигать много топлива

Сосать, сжимать, хлопать и дуть

«Сосать, сжимать, хлопать, дуть» — так пилоты запоминают различные этапы работы двигателя

Упрощенный макет Сердечник реактивного двигателя и вентилятор Изображение предоставлено Pratt & Whitney, изменено автором

Всасывание

Передний вентилятор всасывает воздух. 10 процентов этого воздуха уходит в так называемую «сердцевину» двигателя. 90 процентов ускоряются и перемещаются вокруг ядра.

Сжатие

Воздух, попавший в ядро, проходит через ряд маленьких вращающихся лопастей, прикрепленных к валу, называемому компрессором . Акт вращения воздуха вызывает крутящий момент, который заставляет воздух ускоряться и увеличивает его давление.

Взрыв

Затем топливо впрыскивается в сжатый воздух и воспламеняется в камере сгорания.

Выдувание

Затем быстро расширяющаяся горячая газовая смесь проходит через другой набор лопастей вентилятора, называемый турбиной . Эти газы улавливаются маленькими лопастями турбины, заставляя турбину вращаться.

Невероятная турбина.

Вращающаяся турбина вращает вал, который заставляет компрессоры вращаться и вращает вентилятор в самом начале. Ключевой вывод: весь смысл сердечника двигателя в том, чтобы крутить вентилятор спереди, а не обеспечивать большую часть самой тяги.

«Турбина преобразует тепловую энергию, вырабатываемую при сгорании, обратно в механическую энергию. Это маленькие лопасти турбины, которые вращаются и соединены с валом, который соединен с самим компрессором и вентилятором», — объяснил Аттиа. Этот вал турбины вращается со скоростью около 20 000 об/мин, что очень, очень быстро.

Итак, сколько воздуха необходимо, чтобы обеспечить движение вперед, достаточное для работы крыльев и создания подъемной силы?

53 грузовика UPS Типичный реактивный двигатель пропускает 53 грузовика UPS воздуха в секунду. (Фото Дэвида Л. Райана/The Boston Globe через Getty Images)

Типичный реактивный двигатель потребляет около 1500 кг воздуха в секунду. Плотность воздуха на уровне моря составляет около 1,2 килограмма на кубический метр. Для нашей пользы доктор Аттиа провел краткие подсчеты: типичный грузовик ИБП имеет объем 23 кубометра, и, соответственно, реактивный двигатель тянет воздух в объеме, равном примерно 53 грузовикам ИБП — в секунду.

— Массовый расход воздуха — самая важная часть уравнения тяги, — сказал Аттиа. Спейч согласился с этим, отметив, что компания Pratt & Whitney в течение 20 лет сосредоточилась на эффективности тяги: «нагнетая много воздуха», как он выразился.

Лопасти вентилятора

Энергия, создаваемая лопастями вентилятора, ошеломляет. И у каждого производителя двигателей, кажется, есть красочный способ объяснить энергию, заключенную в одной лопасти. Один производитель сказал, что энергия одной работающей лопасти вентилятора может запустить небольшой автомобиль над семиэтажным зданием. Другой: достаточно поднять девять двухэтажных автобусов (или 13 слонов-быков)9.0003 Я лично познакомился с турбовентиляторным двигателем с редуктором P&W (1900G) на самолете Embraer E2-190. Изображение предоставлено Embraer.

Лопасти вентилятора двигателей Pratt изготовлены из высокопрочного алюминиевого сплава с титановой передней кромкой. Другие производители реактивных двигателей используют полые титановые лопасти или лопасти, обернутые углеродным волокном. Забавный факт: сами лопасти вентилятора представляют собой мини-крылья, создающие подъемную силу.

Когда вы приближаетесь к двигателю, вы замечаете, насколько близко концы вентилятора расположены к корпусу двигателя. На самом деле, P&W изготовила их с такой точностью, что они немного трутся о внутреннюю резиновую оболочку, миллиметры, что создает небольшую канавку в резине. Допуски должны быть невероятно малы.

Наконечники сверхзвуковых вентиляторов и решение для турбовентиляторных двигателей с редуктором

В полете лопасти вентилятора вращаются со скоростью около 3000 об/мин. Чуть выше — и наконечники вентиляторов начинают работать на сверхзвуке, производя огромное количество шума в виде пронзительного гула. Напротив, вал низкого давления вращается со скоростью 12 000 об/мин, а вал высокого давления — около 20 000 об/мин. Итак, как вы замедляете это вращение — переходя от высоких оборотов в задней части двигателя к более низким оборотам в передней части?

Назад к конструкции двигателя.

Прямо через середину сердечника проходит «вал внутри вала». Один вал вращает турбину низкого давления, компрессор низкого давления и вентилятор, которые вы можете видеть на схеме выше. Другой вал вращает турбину высокого давления и компрессор высокого давления. Каждый компонент должен вращаться с разной скоростью для каждого этапа.

Чтобы замедлить передний вентилятор, «вам нужно больше ступеней более низкого давления, чтобы вентилятор работал на более низкой скорости, чем вал высокого давления», — сказал Спейч, имея в виду обычный двухконтурный двигатель. дизайн. Эти дополнительные ступени увеличивают вес и отрицательно сказываются на эффективности использования топлива.

И здесь на помощь приходит турбовентиляторный двигатель с редуктором, или GTF. Это самое значительное достижение в технологии двигателей за последние 20 лет.

Во-первых, со временем P&W придумала, как сделать легкую коробку передач. Текущая коробка передач весит около 250 фунтов; первые попытки были ближе к 600 фунтам. Редуктор снижает скорость вращения в три раза. Если вал низкого давления вращается со скоростью 10 000 об/мин, коробка передач снизит частоту вращения самого вентилятора до 3 000 об/мин, но — что очень важно — без добавления дополнительных ступеней более низкого давления. Пратт работал над ним с тех пор, как Спейч присоединился к компании, и активно тестировал его в течение 20 лет.

«С шестерней вы можете вращать вентилятор медленнее, но позволить остальным компонентам вращаться с наиболее эффективной для них скоростью», — объяснил Спейч. В свою очередь, вам нужно меньше ступеней низкого давления и меньший вес компонентов, чтобы вентилятор работал на этой более низкой скорости.

«Шестерня пробралась в двигатель», сказал Спейч. «Все эти знания… и, наконец, сегодня технология догнала нас».

Повышение эффективности с течением времени JT9D — первый двигатель для Boeing 747. Изображение предоставлено Pratt & Whitney.

Спейч работает в P&W с середины 1970-х годов и присоединился к ней сразу после того, как P&W запустила JT9D, на котором был установлен первый Boeing 747. «У этих первых двигателей коэффициент двухконтурности был примерно 4,5:1», — сказал Спейч. Они также были сделаны со стальными корпусами вентиляторов и компонентами из кованой стали, что было довольно тяжелым.

Сравните это с двигателем GTF, который может похвастаться коэффициентом двухконтурности 12:1. Сообщается, что двигатель обеспечивает 15-процентный прирост эффективности использования топлива. «Это огромно в этом пространстве», — решительно сказал Аттиа.

Спейх отметил, что его компания добилась повышения эффективности более чем на 15%. «Я помню, что повышение топливной экономичности на один-два процента было для меня золотым прииском, — сказал он, вспоминая свою карьеру в компании. В настоящее время GTF летает на пяти платформах: серии Airbus A320Neo, Airbus A220, самолетах Embraer E-2, российском Иркут МС-21 и Mitsubishi MRJ. (Последние два еще не находятся в коммерческой эксплуатации.) Вы будете летать на них в США вместе с Hawaiian, Delta и Spirit среди прочих.

«Когда дело доходит до аэродинамики, материалов, конструкций, физики… всего — все доведено до предела», — сказал Аттиа. «Я думаю, что это самые удивительные машины, когда-либо созданные человеком».

И, если вам интересно, небольшой завиток в середине носовой части двигателя должен визуально определять, вращается вентилятор или нет.

Майк Арнот — основатель нью-йоркского туристического бренда Boarding Pass NYC и частный пилот.

реактивный двигатель | инжиниринг | Британика

реактивный двигатель

Посмотреть все СМИ

Ключевые люди:: сэр Фрэнк Уиттл Ганс Иоахим Пабст фон Охайн Лоуренс Дейл Белл

Связанные темы:: турбореактивный прямоточный воздушно-реактивный двигатель движитель турбореактивный двигатель эффективная скорость выхлопа

Просмотреть весь связанный контент →

Сводка

Прочтите краткий обзор этой темы

реактивный двигатель , любой из класса двигателей внутреннего сгорания, которые приводят в движение самолет посредством выброса назад струи жидкости, обычно горячих выхлопных газов, образующихся при сжигании топлива с воздухом, всасываемым из атмосферы.

Общие характеристики

Первичным двигателем практически всех реактивных двигателей является газовая турбина. Газовая турбина, которую по-разному называют активной зоной, генератором газа, газификатором или генератором газа, преобразует энергию, полученную в результате сгорания жидкого углеводородного топлива, в механическую энергию в виде воздушного потока высокого давления и высокой температуры. Затем эта энергия используется тем, что называется движителем (например, пропеллером самолета и ротором вертолета), для создания тяги, с помощью которой самолет движется.

Принцип действия

Газовая турбина работает по циклу Брайтона, в котором рабочим телом является непрерывный поток воздуха, подаваемого на вход двигателя. Сначала воздух сжимается турбокомпрессором до степени сжатия, обычно в 10-40 раз превышающей давление входного воздушного потока (как показано на рисунке 1). Затем он поступает в камеру сгорания, где вводится устойчивый поток углеводородного топлива в виде распыленных капель жидкости и пара или того и другого и сгорает при приблизительно постоянном давлении. Это приводит к непрерывному потоку продуктов сгорания под высоким давлением, средняя температура которых обычно составляет от 9от 80 до 1540 °C или выше. Этот поток газов проходит через турбину, которая соединена валом крутящего момента с компрессором и извлекает энергию из газового потока для приведения в действие компрессора. Поскольку к рабочему телу подводится тепло под высоким давлением, газовый поток, выходящий из газогенератора после расширения через турбину, содержит значительное количество избыточной энергии, т. температура и высокая скорость, которые можно использовать для движения.

Теплота, выделяемая при сжигании обычного топлива для реактивных двигателей в воздухе, составляет приблизительно 43 370 килоджоулей на килограмм (18 650 британских тепловых единиц на фунт) топлива. Если бы этот процесс был эффективен на 100 процентов, он тогда производил бы мощность газа на каждую единицу расхода топлива в размере 7,45 лошадиных сил/(фунтов в час) или 12 киловатт/(кг в час). На самом деле, некоторые практические термодинамические ограничения, которые являются функцией пиковой температуры газа, достигаемой в цикле, ограничивают эффективность процесса примерно до 40 процентов от этого идеального значения. Пиковое давление, достигаемое в цикле, также влияет на эффективность выработки энергии. Это означает, что нижний предел удельного расхода топлива (SFC) для двигателя, производящего газ, составляет 0,336 (фунт в час)/лошадиная сила или 0,207 (кг в час)/киловатт. На практике SFC даже выше этого нижнего предела из-за неэффективности, потерь и утечек в отдельных компонентах первичного двигателя.

Викторина «Британника»

Изобретения: от штыков до реактивных двигателей

Когда была изобретена английская булавка? Когда был представлен автомобиль Model T? Расставьте все точки над I и зачеркните свои (модель) Т, проходя этот тест на изобретения.

Поскольку вес и объем имеют первостепенное значение в общей конструкции самолета и поскольку силовая установка составляет значительную долю от общего веса и объема любого самолета, эти параметры должны быть сведены к минимуму в конструкции двигателя. Воздушный поток, проходящий через двигатель, является репрезентативной мерой площади поперечного сечения двигателя и, следовательно, его веса и объема. Поэтому важным показателем качества первичного двигателя является его удельная мощность — количество энергии, которое он вырабатывает на единицу воздушного потока. Эта величина очень сильно зависит от пиковой температуры газа в активной зоне на выходе из камеры сгорания. Современные двигатели генерируют от 150 до 250 лошадиных сил/(фунт в секунду), или от 247 до 411 киловатт/(кг в секунду).

Движитель

Газовая мощность, вырабатываемая первичным двигателем в виде горячего газа под высоким давлением, используется для привода движителя, позволяя ему создавать тягу для движения или подъема самолета. Принцип создания такой тяги основан на втором законе движения Ньютона. Этот закон обобщает наблюдение, что сила ( F ), необходимая для ускорения дискретной массы ( м ), пропорциональна произведению этой массы на ускорение ( и ). Фактически, где масса берется как вес ( w ) объекта, деленный на ускорение свободного падения ( г ) в месте, где объект был взвешен. В случае реактивного двигателя обычно имеют дело с ускорением постоянного потока воздуха, а не с дискретной массой. Здесь эквивалентное утверждение второго закона движения состоит в том, что сила ( F ), необходимая для увеличения скорости потока жидкости, пропорциональна произведению скорости массового потока ( M ) потока и изменение скорости потока, где за скорость полета принята скорость на входе ( V ₀ ) относительно двигателя и скорость нагнетания ( V _j ) — скорость выхлопа или реактивной струи относительно двигателя. W — скорость массового расхода рабочего тела (т. е. воздуха или продуктов сгорания), деленная на ускорение свободного падения в месте, где измеряется массовый расход. Относительно небольшое влияние массового расхода топлива на создание разницы между массовым расходом впускного и выпускного потоков намеренно не учитывается.

Оформите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту. Подпишитесь сейчас

Таким образом, можно сделать вывод, что компоненты движителя должны оказывать силу F на поток воздуха, проходящий через движитель, если это устройство ускоряет воздушный поток от скорости полета V ₀ до скорости нагнетания V _j . Реакция на эту силу F в конечном итоге передается опорами движителя на самолет в виде тяги.

Существует два основных подхода к преобразованию мощности газа в тягу. В одном случае вторая турбина (т. е. турбина низкого давления или мощность) может быть введена в проточную часть двигателя для извлечения дополнительной механической мощности из имеющейся газовой мощности в лошадиных силах. Затем эта механическая энергия может быть использована для приведения в движение внешнего движителя, такого как пропеллер самолета или винт вертолета. В этом случае тяга создается в движителе, поскольку он возбуждает и ускоряет воздушный поток, проходящий через движитель, т. Е. Воздушный поток, отдельный от потока, протекающего через первичный двигатель.

При втором подходе высокоэнергетический поток, подаваемый первичным двигателем, может подаваться непосредственно в реактивное сопло, которое разгоняет газовый поток до очень высокой скорости на выходе из двигателя, что характерно для турбореактивного двигателя. В этом случае тяга создается в компонентах первичного двигателя, поскольку они возбуждают газовый поток.

В других типах двигателей, таких как ТРДД, тяга создается обоими способами: основная часть тяги создается вентилятором, который приводится в действие турбиной низкого давления и который возбуждает и ускоряет байпасный поток ( см. ниже ). Оставшаяся часть общей тяги создается основным потоком, который выбрасывается через реактивное сопло.

Как первичный двигатель является несовершенным устройством для преобразования тепла сгорания топлива в мощность газа, так и движитель является несовершенным устройством для преобразования мощности газа в тягу. Обычно в высокотемпературном и высокоскоростном реактивном потоке, выходящем из движителя, остается много энергии, которая не полностью используется для движения. КПД движителя, КПД движителя η _p , часть доступной энергии, которая используется для приведения в движение самолета, по сравнению с полной энергией реактивного потока. Для простого, но репрезентативного случая, когда поток нагнетаемого воздуха равен потоку входящего газа, установлено, что

Хотя скорость струи V _j должна быть больше скорости самолета V ₀ для создания полезной тяги, большая скорость реактивной струи, которая значительно превышает скорость полета, может быть очень вредной для тяговой эффективности. Максимальная тяговая эффективность достигается, когда скорость реактивной струи почти равна (но, по необходимости, немного выше) скорости полета. Этот фундаментальный факт привел к появлению большого разнообразия реактивных двигателей, каждый из которых предназначен для создания определенного диапазона реактивных скоростей, который соответствует диапазону скоростей полета самолета, который он должен приводить в действие.

Чистая оценка КПД реактивного двигателя представляет собой измерение расхода топлива на единицу развиваемой тяги (например, в фунтах или килограммах в час расходуемого топлива на фунты или килограммы тяги генерируется). Не существует простого обобщения величины удельного расхода топлива двигателя тяги. Это зависит не только от КПД первичного двигателя (и, следовательно, от его отношения давления и температуры пикового цикла), но также и от тягового КПД движителя (и, следовательно, от типа двигателя). Это также сильно зависит от скорости полета самолета и температуры окружающей среды (которая, в свою очередь, сильно зависит от высоты, времени года и широты).

Что такое N1 и N2 в авиационных газотурбинных двигателях? – Airplane Academy

Большинство пилотов примерно знакомы с принципами настройки мощности поршневых двигателей и даже с принципами настройки мощности поршневых двигателей, приводящих в движение воздушные винты постоянной скорости. Но для газотурбинных двигателей мощность выражается в терминах «N1» и «N2».

Поскольку ТРДД генерируют тягу, а не мощность (как это традиционно выражается), параметры мощности ТРД выражаются относительно пределов скорости вращения. Эти термины выражают мощность принципиально другим способом и требуют понимания механических концепций газотурбинных двигателей.

Итак, что означают N1 и N2 для газотурбинных двигателей?

N1 и N2 выражают частота вращения газотурбинных двигателей в процентах от максимальной нормальной рабочей об/мин. N1 — скорость низкого давления золотник и служит основной настройкой мощности, а N2 — скорость высокого золотник давления, который указывает, имеют ли системы самолета достаточную мощность.

Чтобы лучше понять N1 и N2, нам нужно начать с основами газотурбинных двигателей. Далее в статье мы рассмотрим практические применения показаний N1 и N2. Давайте прыгать!

Как работают газотурбинные двигатели?

Типичные турбовентиляторные или турбореактивные двигатели состоят из 5 основные сечения: вход, компрессор/вентилятор, камера сгорания, турбина и сопло.

Воздух всасывается через впуск, проходит через вентилятор и компрессор для увеличения его давления, смешивается с топливом и сжигается в камере сгорания, выпускается через турбину и ускоряется через сопло для создания тяги.

Реактивный двигатель в разрезе
Источник изображения

В этом обсуждении компрессор и турбина являются интересующие компоненты.

Секция компрессора обычно состоит из двух секций, вентилятор и компрессор низкого давления и высокого давления компрессор. Так же и турбина состоит из секции высокого и низкого давления, секции высокого и низкого давления компрессоры связаны с их соответствующими аналогами турбины через концентрические и независимые приводные валы. Это означает что секции низкого давления и высокого давления вращаются независимо друг от друга еще один.

Механический Основным принципом газотурбинных двигателей является то, что секция(и) турбины способны извлекать достаточно энергии из выхлопных газов для привода компрессора секция(и), которые обеспечивают достаточное количество воздуха для сжигания, чтобы питать турбину.

Это означает, что легче и термодинамически эффективнее. турбины и компрессоры становятся более эффективными.

В зависимости от двигателя компрессоры и турбины высокого и низкого давления могут быть одноступенчатыми или многоступенчатыми. Есть несколько больших моделей турбовентиляторных двигателей, которые работают с тремя золотниками вместо обычных двух, хотя это обсуждение будет ограничено конструкциями с двумя золотниками.

Градиенты давления турбинного двигателя
Источник изображения

Для получения дополнительной информации о принципах работы турбины двигатели, обратитесь к серии сравнения двигателей из трех частей здесь:

Сравнение поршневых и турбовинтовых двигателей: безопасность, эффективность и характеристики

Сравнение турбореактивных двигателей и турбовентиляторных двигателей: безопасность, эффективность и характеристики

Сравнение турбовентиляторных и турбовинтовых двигателей: безопасность, эффективность и характеристики

Что определяет N1 и N2?

N1 поворотный скорость турбины низкого давления и золотника компрессора , выраженная как процент от максимального нормального рабочего оборота золотника.

N2 поворотный скорость вращения турбины высокого давления и золотника компрессора выражается как процент от максимального нормального рабочего оборота золотника.

Эти скорости будут отличаться друг от друга, так как каждая катушка вращается независимо от другой. Обычно в установившемся режиме работы N1 и N2 будут существенно различаться, особенно при более низких настройках мощности. Это важно, так как каждый золотник должен работать независимо, чтобы обеспечить надлежащие градиенты давления в двигателе.

Положения датчиков турбинного двигателя
Источник изображения

Как пилоты используют N1 и N2 для установки мощности?

Использование N1 и N2 зависят от этапа полета и эксплуатационных требований различных системы, использующие двигатель для питания.

Чтобы проиллюстрировать эту концепцию, Pratt and Whitney В качестве эталона будут использоваться двигатели семейства PW306C/D, установленные на Citation. Различные двигатели могут требовать или указывать различные операционные процедуры, но концепции разумно переданы PW306C/D.

N1 является основным скорость набора мощности во время взлета, крейсерского полета и захода на посадку. N2 служит основным эталоном для определение достаточной мощности, подводимой к системам самолета, включая отбор воздуха систем, генераторов, гидравлических насосов, топливных насосов или другого оборудования с приводом от двигателя. аксессуары.

Чтобы проиллюстрировать практическое применение этих скоростей, рассмотрим общий профиль полета двигателя.

Запуск двигателя

Электростартер включен для привода высокого давления золотник для создания воздушного потока через двигатель. Топливо может быть введено путем активации FADEC при достижении минимального скорость вращения 9% N2. Стабильный, успешный запуск и холостой ход частично указываются значением N1, равным 57% (другая система показания подтверждают успешный старт). Во время стартовой последовательности нормальное развитие старта проверяется N1. вращение и ускорение, а также отключение стартера при 40% N2.

Испытания систем

Системы отбора воздуха, необходимые для полета, такие как наддув и антиобледенительные системы проверяются по скорости N2 и Межтурбинная температура (ITT). А минимум N2 75% требуется для создания достаточного давления отбираемого воздуха и поток для обогрева противообледенительной системы для прохождения предполетной проверки. Проверки давления подтверждают изменения ITT в соответствии с выбором переключателя прокачки и минимальным изменением скорости N2, скорости N1 на контраст немного меняется, когда клапаны для стравливания воздуха закрываются и открываются.

Взлет, набор высоты, крейсерский режим и заход на посадку

После перевода дроссельной заслонки в положение взлета пилот проверяет соответствие ошибки скорости N1 FADEC и индикации скорости N1. Пилот будет продолжать проверять скорость N1 показания соответствуют цели FADEC на протяжении всего полета. Скорость N2 отслеживается для проверки нормальной работы двигателя, но в целом не критичен для работы экипажа, за исключением необходимо провести перезапуск в полете. На этапе захода на посадку приблизительная скорость N1 от 60% до 65% используется для поддержания скорости захода на посадку при полете по траектории захода на посадку 3°.

Останов

Экипаж проводит обычные процедуры останова двигателя, откладывание выключения батарей и авионики до тех пор, пока скорость N2 не уменьшится. упал до 0%, чтобы обеспечить безопасное вращение двигателя и то, что топливо было должным образом отключаются FADEC.

Почему N1 используется для установки мощности?

Значение N1 двигателя указывает на исправность впускной и компрессорный отсек двигателя. Градиенты давления, обеспечивающие хорошие рабочие характеристики, определяется сглаживанием градиента давления вентилятором двигателя и низким компрессор давления.

N1 указывает на сколько энергии поступает в сопло, чтобы стать тягой, потому что это отражает скорость последней турбины низкого давления.

В отличие от этого N2 колеблется значительно меньше даже при существенное снижение мощности. Два на это влияют факторы: вращающаяся масса и отбор энергии высоким давлением турбина.

Условно говоря, турбина высокого давления имеет меньше общая масса для ускорения, и он имеет самую высокую общую доступную энергию выхлопа чтобы разогнать эту массу, поэтому даже при холостых настройках мощности N2 остается относительно «намотался». Эта механическая реальность делает N2 трудным для использования значением для установка мощности.

Почему N2 используется для управления системами?

Для PW306C/D отбираемый воздух отбирается на турбине высокого давления, а привод вспомогательных агрегатов связан с золотником высокого давления. Поэтому N2 становится значением, определяющим, будут ли системы с приводом от двигателя получают достаточную мощность для нормальной работы.

Гидравлические насосы, топливные насосы, генераторы и генераторы переменного тока все требуют достаточной скорости вращения для нормальной работы. Точно так же количество отбираемого воздуха от двигателя является функцией скорости секции компрессора.

N2 также указывает исправность цикла сгорания, потому что золотник высокого давления первым реагировать на изменения в камере сгорания через турбину высокого давления, N2 является отличный показатель нормального рабочего состояния.

Чем скорость турбовинтового двигателя отличается от частоты вращения турбовентиляторного/турбореактивного двигателя?

Для целей данного обсуждения Pratt and Whitney PT6A будет рассматриваться в первую очередь из-за его повсеместного использования в турбовинтовых двигателях. рынок. Обсуждаемые основные концепции применимы в равной степени к большинству турбовинтовых двигателей.

Поскольку турбовинтовые двигатели создают тягу за счет пропеллера скорости N1 и N2 больше не применяются напрямую.

Вместо пропеллера RPM и крутящий момент используются для установки мощности, а N1 используется для контроля состояния системы. и управлять запуском двигателя (обратите внимание, что N1 и NG обычно являются взаимозаменяемыми значениями). для турбовинтовых двигателей).

Важно отметить, что скорость N1 не связана с высоким или низким золотник давления, потому что турбина и компрессор работают независимо друг от друга. валы.

Скорость N1 измеряется на выходе из камеры сгорания в силовую турбину. В PT6A эта скорость управляет давлением. предохранительный клапан, который помогает поддерживать соответствующий градиент давления внутри двигатель. Он также указывает, является ли двигатель правильно разгоняется во время запуска двигателя.

Крутящий момент измеряется на выходном валу турбины сечения, а в случае PT6A это функция давления масла. Обороты пропеллера — это выходная скорость винта. редуктор, также приводимый в движение валом турбины.

Для турбовинтовых двигателей двигателей, крутящий момент становится основным значением настройки мощности, поскольку выходная мощность двигателя напрямую ограничивается либо крутящим моментом, либо ITT.

Заключение

ТРДД рассчитаны на нормальную эксплуатацию в зависимости от скорости их вращения. В результате контролируется работа двигателя по скоростям вращения низкого давления и высокого давления катушки. Турбовентиляторы используют скорость N1, который измеряет скорость золотника низкого давления для установки мощности и N2, который измеряет скорость золотника высокого давления для управления производительностью вспомогательной системы.

Как работает турбовентиляторный двигатель?

Жоао Карлоу Медау

Когда вы садитесь в самолет, вы можете не думать о двигателях. Но это единственная причина, по которой 700 000 фунтов алюминия и пассажиров могут летать по воздуху со скоростью, равной 80% скорости звука. Так как же они работают? Давайте взглянем.

Основы

Реактивные двигатели, также называемые газовыми турбинами, работают за счет всасывания воздуха в переднюю часть двигателя с помощью вентилятора. Оттуда двигатель сжимает воздух, смешивает с ним топливо, воспламеняет топливно-воздушную смесь и выбрасывает ее из задней части двигателя, создавая тягу.

Это довольно простое объяснение того, как это работает, так что давайте взглянем на каждую часть реактивного двигателя, чтобы увидеть, что происходит на самом деле.

Детали реактивного двигателя

Существует 4 основных типа газотурбинных двигателей, но в этом примере мы будем использовать турбовентиляторный двигатель, который сегодня является наиболее распространенным типом газотурбинного двигателя, используемого в реактивных самолетах.

Вентилятор

Вентилятор является первой частью турбовентилятора. Это также та часть, которую вы можете увидеть, когда смотрите на переднюю часть самолета.

Drewski2112

Вентилятор, который почти всегда сделан из титановых лопастей, всасывает в двигатель огромное количество воздуха.

Воздух проходит через две части двигателя. Часть воздуха направляется в сердцевину двигателя, где и происходит сгорание. Остальной воздух, называемый «байпасным воздухом», перемещается снаружи ядра двигателя по воздуховоду. Этот перепускной воздух создает дополнительную тягу, охлаждает двигатель и делает его тише, заглушая отработавший воздух, выходящий из двигателя. В современных современных турбовентиляторных двигателях перепускной воздух создает большую часть тяги двигателя.

Компрессор

Компрессор расположен в первой части сердцевины двигателя. А это, как вы, наверное, догадались, сжимает воздух .

Компрессор, который называется «компрессор с осевым потоком», использует серию вращающихся лопастей аэродинамической формы для ускорения и сжатия воздуха. Это называется осевым потоком, потому что воздух проходит через двигатель в направлении, параллельном валу двигателя (в отличие от центробежного потока).

Когда воздух проходит через компрессор, каждый набор лопастей становится немного меньше, добавляя воздуху больше энергии и сжатия.

Между каждым набором лопаток компрессора находятся неподвижные лопатки аэродинамической формы, называемые «статорами». Эти статоры (которые также называются лопастями) увеличивают давление воздуха за счет преобразования энергии вращения в статическое давление. Статоры также готовят воздух для входа в следующий набор вращающихся лопастей. Другими словами, они «выпрямляют» поток воздуха.

В сочетании пара вращающихся и неподвижных лопастей называется сценой.

Камера сгорания

Камера сгорания — это место, где возникает огонь. Когда воздух выходит из компрессора и поступает в камеру сгорания, он смешивается с топливом и воспламеняется.

Звучит просто, но на самом деле это очень сложный процесс. Это связано с тем, что камера сгорания должна поддерживать стабильное сгорание топливно-воздушной смеси, в то время как воздух проходит через камеру сгорания с чрезвычайно высокой скоростью.

Корпус содержит все части камеры сгорания, и внутри него диффузор — это первая часть, которая работает.

Диффузор замедляет поток воздуха из компрессора, облегчая воспламенение. Купол и завихритель создают турбулентность воздуха, чтобы он легче смешивался с топливом. А топливная форсунка, как вы, наверное, догадались, распыляет топливо в воздух, создавая топливно-воздушную смесь, которая может воспламениться.

Оттуда, в гильзе происходит фактическое возгорание. Вкладыш имеет несколько впускных отверстий, что позволяет воздуху поступать в несколько точек зоны горения.

Последней основной частью является воспламенитель, который очень похож на свечи зажигания в вашем автомобиле или самолете с поршневым двигателем. Как только воспламенитель зажигает огонь, он становится самоподдерживающимся, и воспламенитель выключается (хотя его часто используют в качестве резервного в плохую погоду и в условиях обледенения).

Турбина

Когда воздух проходит через камеру сгорания, он проходит через турбину. Турбина представляет собой набор лопаток аэродинамической формы, очень похожих на лопатки компрессора. Когда горячий воздух с высокой скоростью обтекает лопасти турбины, они извлекают энергию из воздуха, вращая турбину по кругу и вращая вал двигателя, к которому она подключена.

Это тот же вал, к которому подключены вентилятор и компрессор, поэтому, вращая турбину, вентилятор и компрессор в передней части двигателя продолжают всасывать больше воздуха, который вскоре смешивается с топливом и сжигается.

Сопло

Последний этап процесса происходит в сопле. Сопло — это, по сути, выхлопной канал двигателя, и через него сзади выбрасывается высокоскоростной воздух.

Это также та часть, где вступает в действие третий закон сэра Исаака Ньютона: на каждое действие есть равное и противоположное противодействие. Проще говоря, вытесняя воздух из задней части двигателя на высокой скорости, самолет толкается вперед.

В некоторых двигателях также имеется смеситель в выхлопном сопле. Это просто смешивает часть перепускного воздуха, обтекающего двигатель, с горячим воздухом сгорания, делая двигатель тише.

Собираем все вместе

Реактивные двигатели создают невероятную тягу, втягивая воздух, сжимая его, воспламеняя и выпуская сзади. И все это они делают очень экономично.

Итак, в следующий раз, когда вы подниметесь на борт авиалайнера, будь вы пилотом спереди или сзади, найдите секунду, чтобы поблагодарить инженеров, которые сделали возможным, чтобы ваш самолет пронесся по небу со скоростью 80% скорости. скорость звука.

Готовы начать карьеру в авиакомпании? Хотите полетать на E-170/175? Начните и подайте заявку на участие в Republic Airways сегодня .

Станьте лучшим пилотом.
Подпишитесь на рассылку Boldmethod и еженедельно получайте советы и информацию о реальных полетах прямо на свой почтовый ящик.

Зарегистрироваться

НАЗВАНИЕ
- - Тег
- Автор
- Дата

Как работают 4 типа газотурбинных двигателей

Прямой эфир из кабины экипажа

Газотурбинные двигатели прошли долгий путь с 1903 года. Это был первый год, когда газовая турбина производила достаточную мощность для поддержания своей работы. Дизайн был разработан норвежским изобретателем Эгидусом Эллингом, и он производил 11 лошадиных сил, что было огромным достижением в то время.

В наши дни газотурбинные двигатели бывают всех форм и размеров, и большинство из них производят много более 11 лошадиных сил. Вот 4 основных типа газотурбинных двигателей, а также плюсы и минусы каждого.

1) Турбореактивный двигатель

Википедия

Heinkel He 178, первый в мире турбореактивный самолет

Турбореактивные двигатели были первым типом изобретенных газотурбинных двигателей. И хотя они выглядят совершенно иначе, чем поршневой двигатель в вашем автомобиле или самолете, они работают по той же теории: впуск, сжатие, мощность, выпуск .

Как работает турбореактивный двигатель?

Турбореактивные двигатели работают за счет пропускания воздуха через 5 основных секций двигателя:

Шаг 1: воздухозаборник
Воздухозаборник представляет собой трубу перед двигателем. Воздухозаборник может показаться простым, но он невероятно важен. Задача воздухозаборника — плавно направлять воздух на лопатки компрессора. На малых скоростях ему нужно минимизировать потери воздушного потока в двигатель, а на сверхзвуковых — замедлять воздушный поток ниже 1 Маха (воздух, поступающий в ТРД, должен быть дозвуковым, независимо от того, с какой скоростью летит самолет ).

Этап 2: Компрессор
Компрессор приводится в действие турбиной в задней части двигателя, и его работа заключается в сжатии поступающего воздуха, что значительно увеличивает давление воздуха. Компрессор представляет собой серию «вентиляторов», каждый из которых имеет лопасти все меньшего и меньшего размера. Когда воздух проходит через каждую ступень компрессора, он становится более сжатым.
Этап 3: Камера сгорания
Далее идет камера сгорания, где действительно начинается волшебство. Воздух высокого давления соединяется с топливом, и смесь воспламеняется. Когда топливовоздушная смесь сгорает, она проходит через двигатель к турбине. Турбореактивные двигатели работают на очень обедненной смеси, примерно 50 частей воздуха на 1 часть топлива (большинство поршневых двигателей работают в диапазоне от 6 к 1 до 18 к 1). Одна из основных причин, по которой турбины работают с таким обеднением, заключается в том, что для охлаждения турбореактивного двигателя необходим дополнительный поток воздуха.
Этап 4: Турбина
Турбина — это еще одна серия «вентиляторов», которые работают как ветряная мельница, поглощая энергию проходящего через нее воздуха с высокой скоростью. Лопатки турбины соединены с валом и вращают его, который также соединен с лопатками компрессора в передней части двигателя. «Круг жизни» турбореактивного двигателя почти завершен.

Этап 5: Выхлоп (также известный как «Я ухожу!»)
Топливно-воздушная смесь, сгоревшая на высокой скорости, выходит из двигателя через выхлопное сопло. Когда высокоскоростной воздух выходит из задней части двигателя, он создает тягу и толкает самолет (или то, к чему он прикреплен) вперед.

Турбореактивный двигатель на вынос:

Плюсы:

Относительно простая конструкция
Возможность очень высоких скоростей
Занимает мало места

Минусы:

Высокий расход топлива
Громко
Низкая производительность на малых скоростях

2) Турбовинтовой двигатель

Прямой эфир из кабины экипажа

King Air с турбовинтовыми двигателями

Следующие три типа газотурбинных двигателей представляют собой все виды турбореактивных двигателей, и мы начнем с турбовинтовых. Турбовинтовой двигатель представляет собой турбореактивный двигатель, соединенный с воздушным винтом через систему зубчатых передач.

Как работает турбовинтовой двигатель?

Шаг 1 : Турбореактивный двигатель вращает вал, который соединен с коробкой передач.

Шаг 2 : Коробка передач замедляет вращение, и самая медленная передача соединяется с пропеллером

Шаг 3 : Пропеллер вращается в воздухе, создавая тягу точно так же, как ваша Cessna 172

Вынос турбовинтового двигателя:

Плюсы:

Очень экономичный
Наиболее эффективен на средней скорости 250-400 узлов
Наиболее эффективен на средних высотах 18 000–30 000 футов

Минусы:

Ограниченная скорость полета вперед
Системы зубчатых передач тяжелые и могут сломаться

3) Турбовентиляторный двигатель

Прямой эфир из кабины экипажа

Некоторые широкофюзеляжные турбовентиляторные двигатели могут развивать тягу более 100 000 фунтов

Турбовентиляторы сочетают в себе лучшее из обоих миров между турбореактивными и турбовинтовыми двигателями. И вы, вероятно, увидите эти двигатели, когда отправитесь в аэропорт на следующий рейс.

Как работает турбовентиляторный двигатель?

Турбовентиляторные двигатели работают путем прикрепления канального вентилятора к передней части турбореактивного двигателя. Вентилятор создает дополнительную тягу, способствует охлаждению двигателя и снижает уровень шума двигателя.

Шаг 1 : Входящий воздух разделяется на два отдельных потока. Один поток обтекает двигатель (перепускной воздух), а другой проходит через сердцевину двигателя.

Этап 2 : Перепускной воздух проходит вокруг двигателя и ускоряется канальным вентилятором, создавая дополнительную тягу.

Этап 3 : Воздух проходит через турбореактивный двигатель, продолжая создавать тягу.

Турбовентилятор на вынос:

Плюсы:

Экономичный
Тише турбореактивных двигателей
Они выглядят потрясающе

Минусы:

Тяжелее турбореактивных двигателей
Большая лобовая площадь, чем у турбореактивных двигателей
Неэффективен на очень больших высотах

USAF

ТРДД Pratt & Whitney F100 с форсажной камерой на F-16

4) Турбовальный двигатель

NASA

Вертолет Bell 206 с турбовальным двигателем

Турбовальные двигатели в основном используются на вертолетах. Самая большая разница между турбовальными и турбореактивными двигателями заключается в том, что турбовальные двигатели используют большую часть своей мощности для вращения турбины, а не для создания тяги в задней части двигателя.

Как работает турбовальный вал?

Турбовальные двигатели представляют собой турбореактивные двигатели с большим валом, соединенным с задней частью. А поскольку большинство этих двигателей используются на вертолетах, этот вал соединен с трансмиссией лопастей несущего винта.

Шаг 1 : Двигатель по большей части работает как турбореактивный.

Этап 2 : Приводной вал, прикрепленный к турбине, приводит в действие трансмиссию.

Этап 3 : Трансмиссия передает вращение от вала к лопасти ротора.

Шаг 4 : Вертолет, в основном неизвестными и магическими средствами, может летать по небу.

Вынос турбовального вала:

Плюсы:

Удельная мощность намного выше, чем у поршневых двигателей
Обычно меньше поршневых двигателей

Минусы:

Громко
Системы зубчатых передач, соединенные с валом, могут быть сложными и ломаться

4 типа двигателей, основанных на одной базовой концепции

Газотурбинные двигатели прошли долгий путь за последние 100 лет.

Корзина

Скорость реактивного двигателя: РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ • Большая российская энциклопедия

Комбинатор скорости

Так покоряли скорость

Полет «Черного дрозда»

В космос на самолете

SABRE

Двигатель для гиперзвука | Наука и жизнь

Расчёт скорости продуктов сгорания топлива реактивного двигателя

Реактивная тяга или как устроен ионный реактивный двигатель / Хабр

Jet engine — Wikipedia

Contents

History[edit]

Types of jet engine[edit]

Airbreathing[edit]

Turbine powered[edit]

Turbojet[edit]

Turbofan[edit]

Ram compression[edit]

Non-continuous combustion[edit]

Other types of jet propulsion[edit]

Rocket[edit]

Hybrid[edit]

Water jet[edit]

General physical principles[edit]

Propelling nozzle[edit]

Thrust[edit]

Energy efficiency relating to aircraft jet engines[edit]

Consumption of fuel or propellant[edit]

Thrust-to-weight ratio[edit]

Comparison of types[edit]

Altitude and speed[edit]

Noise[edit]

Cooling[edit]

Operation[edit]

See also[edit]

References[edit]

Bibliography[edit]

External links[edit]

Плюсы и минусы реактивного двигателя

Реактивный двигатель: принцип действия и типы

Преимущества реактивного двигателя

Недостатки реактивного двигателя

Подведем итоги

Сколько оборотов в минуту крутится реактивный двигатель?

Что такое реактивный двигатель и как он работает?

Краткий урок истории

Устройство реактивного двигателя

Сколько оборотов крутится реактивный двигатель?

Примеры оборотов реактивного двигателя

Отображается ли число оборотов реактивного двигателя в кабине?

Заключение

«Самые удивительные машины из когда-либо созданных»: принцип работы реактивных двигателей

реактивный двигатель | инжиниринг | Британика

Прочтите краткий обзор этой темы

Общие характеристики

Принцип действия

Движитель

Что такое N1 и N2 в авиационных газотурбинных двигателях? – Airplane Academy

Как работают газотурбинные двигатели?

Что определяет N1 и N2?

Как пилоты используют N1 и N2 для установки мощности?

Запуск двигателя

Испытания систем

Взлет, набор высоты, крейсерский режим и заход на посадку

Останов

Почему N1 используется для установки мощности?

Почему N2 используется для управления системами?

Чем скорость турбовинтового двигателя отличается от частоты вращения турбовентиляторного/турбореактивного двигателя?

Как работает турбовентиляторный двигатель?

Основы

Детали реактивного двигателя

Вентилятор

Компрессор

Камера сгорания

Турбина

Сопло

Собираем все вместе

Как работают 4 типа газотурбинных двигателей

1) Турбореактивный двигатель