Реактивный двигатель

Реактивный двигатель
Турбореактивный двигатель Pratt & Whitney F100 для истребителя F-15 Eagle проходит испытания в секретном помещении на базе ВВС Национальной гвардии во Флориде.
Классификация	Двигатель внутреннего сгорания
Промышленность	Аэрокосмическая промышленность
Приложение	Авиация
Источник топлива	Реактивное топливо
Компоненты	Динамический компрессор , Вентилятор , Камера сгорания , Турбина , Движущее сопло
Изобретатель	Джон Барбер , Фрэнк Уиттл , Ганс фон Охайн
Изобретенный	1791, 1928, 1935

Реактивный двигатель — это тип реактивного двигателя , выбрасывающего быстро движущуюся струю нагретого газа (обычно воздуха), которая создает тягу с помощью реактивного движения . Хотя это широкое определение может включать ракету , водомет и гибридный двигатель, термин «реактивный двигатель» обычно относится к воздушно-реактивному двигателю внутреннего сгорания, такому как турбореактивный двигатель , турбовентиляторный двигатель , прямоточный воздушно -реактивный двигатель , пульсирующий воздушно-реактивный двигатель или гиперзвуковой воздушно- реактивный двигатель . В общем, реактивные двигатели являются двигателями внутреннего сгорания .

Воздушно-реактивные двигатели обычно оснащены вращающимся воздушным компрессором , работающим от турбины , а оставшаяся мощность обеспечивает тягу через сопло — этот процесс известен как термодинамический цикл Брайтона . Реактивные самолеты используют такие двигатели для дальних перелетов. Ранние реактивные самолеты использовали турбореактивные двигатели, которые были относительно неэффективны для дозвукового полета. Большинство современных дозвуковых реактивных самолетов используют более сложные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности . Они обеспечивают более высокую скорость и большую топливную экономичность , чем поршневые и винтовые авиадвигатели на больших расстояниях. Несколько воздушно-реактивных двигателей, предназначенных для высокоскоростных применений (прямоточные воздушно-реактивные двигатели и гиперзвуковые воздушно-реактивные двигатели ), используют эффект скорострельности транспортного средства вместо механического компрессора.

Тяга типичного двигателя реактивного лайнера выросла с 5000 фунтов силы (22 кН) ( турбореактивный двигатель de Havilland Ghost ) в 1950-х годах до 115 000 фунтов силы (510 кН) ( турбореактивный двигатель General Electric GE90 ) в 1990-х годах, а их надежность снизилась с 40 отключений в полете на 100 000 часов наработки двигателя до менее 1 на 100 000 часов в конце 1990-х годов. Это, в сочетании со значительно сниженным расходом топлива, позволило осуществлять регулярные трансатлантические перелеты двухмоторными авиалайнерами к началу века, тогда как ранее для аналогичного путешествия потребовалось бы несколько остановок для дозаправки. ^[1]

Принцип реактивного двигателя не нов; однако технические достижения, необходимые для того, чтобы эта идея заработала, не были реализованы до 20 века. Элементарная демонстрация реактивной силы восходит к эолипилу , устройству, описанному Героном Александрийским в Египте I века . Это устройство направляло паровую энергию через два сопла, чтобы заставить сферу быстро вращаться вокруг своей оси. Это считалось диковинкой. Между тем, практическое применение турбины можно увидеть в водяном колесе и ветряной мельнице .

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

Самые ранние попытки создания воздушно-реактивных двигателей представляли собой гибридные конструкции, в которых внешний источник энергии сначала сжимал воздух, который затем смешивался с топливом и сжигался для создания реактивной тяги. Итальянский двигатель Caproni Campini N.1 и японский двигатель Tsu-11, предназначенные для самолетов- камикадзе Ohka к концу Второй мировой войны, не увенчались успехом.

Еще до начала Второй мировой войны инженеры начали понимать, что двигатели, приводящие в движение пропеллеры, приближаются к пределам из-за проблем, связанных с эффективностью пропеллера, ^[3] которая снижалась по мере приближения кончиков лопастей к скорости звука . Если бы летательные аппараты должны были увеличить производительность за пределами этого барьера, был бы необходим другой двигательный механизм. Это было мотивацией разработки газотурбинного двигателя, наиболее распространенной формы реактивного двигателя.

Ключом к практическому реактивному двигателю была газовая турбина , извлекающая мощность из самого двигателя для приведения в действие компрессора . Газовая турбина не была новой идеей: патент на стационарную турбину был выдан Джону Барберу в Англии в 1791 году. Первая газовая турбина, которая успешно работала автономно, была построена в 1903 году норвежским инженером Эгидиусом Эллингом . ^[4] Такие двигатели не были запущены в производство из-за проблем с безопасностью, надежностью, весом и, особенно, с длительной эксплуатацией.

Первый патент на использование газовой турбины для питания самолета был подан в 1921 году Максимом Гийомом . ^{[5] [6]} Его двигатель был осевым турбореактивным двигателем, но он так и не был построен, поскольку для этого потребовались бы значительные усовершенствования по сравнению с современным уровнем развития компрессоров. Алан Арнольд Гриффит опубликовал «Аэродинамическую теорию проектирования турбин» в 1926 году, что привело к экспериментальной работе в RAE .

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

В Испании пилот и инженер Вирхилио Лерет Руис получил патент на конструкцию реактивного двигателя в марте 1935 года. Президент -республиканец Мануэль Асанья организовал первоначальное строительство на авиазаводе Hispano-Suiza в Мадриде в 1936 году, но Лерет был казнен несколько месяцев спустя франкистскими марокканскими войсками после безуспешной защиты своей базы гидросамолетов в первые дни гражданской войны в Испании . Его планы, скрытые от франкистов, были тайно переданы британскому посольству в Мадриде несколько лет спустя его женой Карлотой О'Нил после ее освобождения из тюрьмы. ^{[10] [11]}

В 1935 году Ганс фон Охайн начал работу над конструкцией, похожей на конструкцию Уиттла, в Германии, при этом и компрессор, и турбина были радиальными, на противоположных сторонах одного и того же диска, изначально не зная о работе Уиттла. ^[12] Первое устройство фон Охайна было строго экспериментальным и могло работать только от внешнего источника питания, но он смог продемонстрировать основную концепцию. Затем Охайн был представлен Эрнсту Хейнкелю , одному из крупнейших авиапромышленников того времени, который сразу увидел перспективность конструкции. Хейнкель недавно приобрел компанию Hirth engine, и Охайн и его главный механик Макс Хан были созданы там как новое подразделение компании Hirth. К сентябрю 1937 года у них был первый работающий центробежный двигатель HeS 1. В отличие от конструкции Уиттла, Охайн использовал в качестве топлива водород , подаваемый под внешним давлением. Их последующие разработки достигли кульминации в бензиновом HeS 3 тягой 5 кН (1100 фунтов силы), который был установлен на простой и компактный планер He 178 Хейнкеля и запущен Эрихом Варзицем ранним утром 27 августа 1939 года с аэродрома Росток -Мариенехе , впечатляюще короткое время для разработки. He 178 был первым в мире реактивным самолетом. ^[13] Хейнкель подал заявку на патент США, охватывающий силовую установку самолета, Ганса Иоахима Пабста фон Охайна 31 мая 1939 года; номер патента US2256198, с М. Ханом, указанным как изобретатель. Конструкция фон Охайна, двигатель с осевым потоком, в отличие от двигателя с центробежным потоком Уиттла, в конечном итоге была принята большинством производителей к 1950-м годам. ^{[14] [15]}

Австриец Ансельм Франц из подразделения двигателей Junkers ( Junkers Motoren или «Jumo») представил осевой компрессор в своем реактивном двигателе. Jumo был присвоен следующий номер двигателя в последовательности нумерации RLM 109-0xx для газотурбинных авиационных силовых установок, «004», и результатом стал двигатель Jumo 004. После решения многих менее значительных технических проблем, массовое производство этого двигателя началось в 1944 году в качестве силовой установки для первого в мире реактивного истребителя , Messerschmitt Me 262 (и позже первого в мире реактивного бомбардировщика , Arado Ar 234 ). Различные причины задержали доступность двигателя, в результате чего истребитель прибыл слишком поздно, чтобы улучшить положение Германии во Второй мировой войне , однако это был первый реактивный двигатель, который был использован на вооружении.

Тем временем в Великобритании Gloster E28/39 совершил свой первый полет 15 мая 1941 года, а Gloster Meteor, наконец, поступил на вооружение Королевских ВВС в июле 1944 года. Они были оснащены турбореактивными двигателями Power Jets Ltd., созданными Фрэнком Уиттлом. Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262, а затем Gloster Meteor, поступили на вооружение с разницей в три месяца в 1944 году; Me 262 в апреле, а Gloster Meteor в июле. Только около 15 самолетов Meteor приняли участие в боевых действиях во Второй мировой войне, в то время как было произведено до 1400 Me 262, из которых 300 приняли участие в боевых действиях, осуществив первые наземные атаки и победы в воздушных боях среди реактивных самолетов. ^{[16] [17] [18]}

После окончания войны немецкие реактивные самолеты и реактивные двигатели были тщательно изучены победившими союзниками и внесли вклад в работу над ранними советскими и американскими реактивными истребителями. Наследие осевого двигателя видно из того факта, что практически все реактивные двигатели на самолетах с фиксированным крылом были вдохновлены этой конструкцией.

К 1950-м годам реактивный двигатель стал практически универсальным в боевых самолетах, за исключением грузовых, связных и других специализированных типов. К этому моменту некоторые британские разработки уже были одобрены для гражданского использования и появились на ранних моделях, таких как de Havilland Comet и Avro Canada Jetliner . К 1960-м годам все крупные гражданские самолеты также были оснащены реактивными двигателями, оставив поршневой двигатель в недорогих нишевых ролях, таких как грузовые рейсы.

Эффективность турбореактивных двигателей была все еще несколько хуже, чем у поршневых двигателей, но к 1970-м годам, с появлением турбовентиляторных реактивных двигателей с высокой степенью двухконтурности (новшество, не предвиденное ранними комментаторами, такими как Эдгар Бэкингем , на больших скоростях и больших высотах, которые казались им абсурдными), топливная эффективность стала примерно такой же, как у лучших поршневых и винтовых двигателей. ^[19]

Реактивные двигатели используются в реактивных самолетах , крылатых ракетах и ​​беспилотных летательных аппаратах . В виде ракетных двигателей они используются в ракетомоделировании , космических полетах и ​​военных ракетах .

Реактивные двигатели приводили в движение высокоскоростные автомобили, особенно гоночные , а рекорд всех времен принадлежит ракетному автомобилю . Автомобиль с турбовентиляторным двигателем ThrustSSC в настоящее время удерживает рекорд скорости на суше .

Конструкции реактивных двигателей часто модифицируются для неавиационных применений, как промышленные газовые турбины или морские силовые установки . Они используются для выработки электроэнергии, для питания насосов воды, природного газа или нефти, а также для обеспечения движения судов и локомотивов. Промышленные газовые турбины могут создавать до 50 000 лошадиных сил на валу. Многие из этих двигателей созданы на основе старых военных турбореактивных двигателей, таких как модели Pratt & Whitney J57 и J75. Существует также производная от турбовентиляторного двигателя P&W JT8D с низким двухконтурием, которая создает до 35 000 лошадиных сил (л. с.).

Реактивные двигатели иногда разрабатываются на основе турбовальных и турбовинтовых двигателей, которые являются разновидностями газотурбинных двигателей и обычно используются в вертолетах и ​​некоторых винтовых самолетах, или имеют те же компоненты, что и турбовальные и турбовинтовые двигатели, например, газогенераторы.

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

Обычно самолеты приводятся в движение воздушно-реактивными двигателями. Большинство воздушно-реактивных двигателей, которые используются, являются турбовентиляторными , которые обеспечивают хорошую эффективность на скоростях чуть ниже скорости звука.

Турбореактивный двигатель — это газотурбинный двигатель, который работает , сжимая воздух с помощью впускного отверстия и компрессора ( осевого , центробежного или обоих), смешивая топливо со сжатым воздухом, сжигая смесь в камере сгорания , а затем пропуская горячий воздух высокого давления через турбину и сопло . Компрессор приводится в действие турбиной, которая извлекает энергию из расширяющегося газа, проходящего через него. Двигатель преобразует внутреннюю энергию в топливе в увеличенный импульс газа, протекающего через двигатель, создавая тягу. Весь воздух, поступающий в компрессор, проходит через камеру сгорания и турбину, в отличие от турбовентиляторного двигателя, описанного ниже. ^[20]

Турбореактивные двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительный вентилятор в передней части двигателя, который разгоняет воздух в канале, минуя основной газотурбинный двигатель. Турбореактивные двигатели являются доминирующим типом двигателей для средне- и дальнемагистральных авиалайнеров .

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

Из-за этих различий конструкции турбовентиляторных двигателей часто классифицируются как двигатели с малым байпасом или с большим байпасом , в зависимости от количества воздуха, которое обходит ядро ​​двигателя. Турбореактивные двигатели с малым байпасом имеют степень двухконтурности около 2:1 или меньше.

Термин «двигатель передовой технологии» относится к современному поколению реактивных двигателей. ^[22] Принцип заключается в том, что турбинный двигатель будет работать более эффективно, если различные наборы турбин смогут вращаться на своих индивидуальных оптимальных скоростях, а не на одной и той же скорости. Настоящий двигатель передовой технологии имеет тройной золотник, что означает, что вместо одного приводного вала их три, чтобы три набора лопастей могли вращаться с разными скоростями. Промежуточное состояние — двухзолотниковый двигатель, допускающий только две разные скорости для турбин.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели являются воздушно-реактивными двигателями, похожими на газотурбинные двигатели, поскольку они оба используют цикл Брайтона . Газотурбинные и прямоточные компрессионные двигатели, однако, отличаются тем, как они сжимают входящий воздушный поток. В то время как газотурбинные двигатели используют осевые или центробежные компрессоры для сжатия входящего воздуха, прямоточные двигатели полагаются только на воздух, сжатый во впускном отверстии или диффузоре. ^[23] Таким образом, прямоточный двигатель требует значительной начальной скорости поступательного движения, прежде чем он сможет функционировать. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели считаются простейшим типом воздушно-реактивных двигателей, поскольку они не имеют движущихся частей в самом двигателе, только во вспомогательных устройствах. ^[24]

Scramjets отличаются в основном тем, что воздух не замедляется до дозвуковых скоростей. Вместо этого они используют сверхзвуковое горение. Они эффективны на еще более высоких скоростях. Очень немногие были построены или летали.

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

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

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

Ракетные двигатели используются для полетов на большой высоте или в любых местах, где требуются очень большие ускорения, поскольку сами ракетные двигатели имеют очень высокую тяговооруженность .

Однако высокая скорость выхлопа и более тяжелое, богатое окислителем топливо приводят к гораздо большему использованию топлива, чем турбовентиляторные двигатели. Тем не менее, на чрезвычайно высоких скоростях они становятся энергоэффективными.

Приблизительное уравнение для чистой тяги ракетного двигателя выглядит следующим образом:

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

Где - чистая тяга, - удельный импульс , - стандартная сила тяжести , - расход топлива в кг/с, - площадь поперечного сечения на выходе из выхлопного сопла, - атмосферное давление.${\displaystyle F_{N}}$${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$${\displaystyle g_{0}}$${\displaystyle {\точка {м}}}$${\displaystyle A_{e}}$${\displaystyle p}$

Двигатели комбинированного цикла одновременно используют два или более различных принципа реактивного движения.

Водометный движитель, или водометный движитель, — это морская пропульсивная система, использующая струю воды. Механическое устройство может представлять собой пропеллер с соплом или центробежный компрессор и сопло. Водометный движитель должен приводиться в действие отдельным двигателем, например, дизельным или газовой турбиной .

Все реактивные двигатели являются реактивными двигателями, которые создают тягу, выбрасывая струю жидкости назад на относительно высокой скорости. Силы внутри двигателя, необходимые для создания этой струи, дают сильную тягу на двигатель, который толкает судно вперед.

Реактивные двигатели создают реактивную струю из топлива, хранящегося в баках, прикрепленных к двигателю (как в «ракете»), а также в воздуховодных двигателях (которые обычно используются в самолетах) путем всасывания внешней жидкости (чаще всего воздуха) и выталкивания ее с более высокой скоростью.

Сопло выбрасывает высокоскоростную струю выхлопных газов . Сопла выбрасывают внутреннюю энергию и энергию давления в высокоскоростную кинетическую энергию. ^[29] Общее давление и температура не изменяются через сопло, но их статические значения падают по мере увеличения скорости газа.

Скорость воздуха, поступающего в сопло, низкая, около 0,4 Маха, что является предпосылкой для минимизации потерь давления в канале, ведущем к соплу. Температура, поступающая в сопло, может быть такой же низкой, как температура окружающего воздуха на уровне моря для сопла вентилятора в холодном воздухе на крейсерских высотах. Она может быть такой же высокой, как температура выхлопных газов в 1000 К для сверхзвукового двигателя с форсажем или 2200 К с зажженной форсажной камерой . ^[30] Давление, поступающее в сопло, может варьироваться от 1,5 раз от давления снаружи сопла для одноступенчатого вентилятора до 30 раз для самого быстрого пилотируемого самолета на скорости 3+ Маха. ^[31]

Конвергентные сопла способны разогнать газ только до локальных звуковых условий (число Маха 1). Для достижения высоких скоростей полета требуются еще большие скорости истечения, поэтому на высокоскоростных самолетах необходимо конвергентно-дивергентное сопло . ^[32]

Тяга двигателя максимальна, если статическое давление газа достигает значения окружающей среды, когда он покидает сопло. Это происходит только в том случае, если площадь выходного отверстия сопла имеет правильное значение для степени повышения давления в сопле (npr). Поскольку npr изменяется с настройкой тяги двигателя и скоростью полета, это случается редко. Кроме того, на сверхзвуковых скоростях площадь расхождения меньше, чем требуется для полного внутреннего расширения до давления окружающей среды в качестве компромисса с внешним сопротивлением корпуса. Уитфорд ^[33] приводит F-16 в качестве примера. Другими недорасширенными примерами были XB-70 и SR-71.

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

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

Реактивный двигатель в состоянии покоя, как на испытательном стенде, всасывает топливо и создает тягу. Насколько хорошо он это делает, судят по тому, сколько топлива он использует и какая сила требуется для его удержания. Это мера его эффективности. Если что-то ухудшается внутри двигателя (известно как ухудшение производительности ^[35] ), он будет менее эффективным, и это покажет, когда топливо создает меньшую тягу. Если внести изменение во внутреннюю часть, которое позволяет воздуху/газам сгорания течь более плавно, двигатель будет более эффективным и потреблять меньше топлива. Стандартное определение используется для оценки того, как различные вещи изменяют эффективность двигателя, а также для того, чтобы можно было проводить сравнения между различными двигателями. Это определение называется удельным расходом топлива , или сколько топлива необходимо для создания одной единицы тяги. Например, для конкретной конструкции двигателя будет известно, что если сгладить некоторые неровности в перепускном канале, воздух будет течь более плавно, что приведет к снижению потери давления на x% и y% меньше топлива потребуется для получения взлетной тяги, например. Это понимание относится к инженерной дисциплине Производительность реактивного двигателя . О том, как на эффективность влияют скорость движения и подача энергии в системы самолета, будет сказано ниже.

Эффективность двигателя в первую очередь контролируется рабочими условиями внутри двигателя, которые представляют собой давление, создаваемое компрессором, и температуру газов сгорания на первом наборе вращающихся лопаток турбины. Давление представляет собой самое высокое давление воздуха в двигателе. Температура ротора турбины не является самой высокой в ​​двигателе, но является самой высокой, при которой происходит передача энергии (более высокие температуры возникают в камере сгорания). Вышеуказанные давление и температура показаны на диаграмме термодинамического цикла .

Эффективность дополнительно изменяется в зависимости от того, насколько плавно воздух и продукты сгорания протекают через двигатель, насколько хорошо поток выровнен (известно как угол падения) с подвижными и неподвижными проходами в компрессорах и турбинах. ^[36] Неоптимальные углы, а также неоптимальные формы проходов и лопаток могут привести к утолщению и разделению пограничных слоев и образованию ударных волн . Важно замедлить поток (более низкая скорость означает меньшие потери давления или падение давления ), когда он проходит через каналы, соединяющие различные части. Насколько хорошо отдельные компоненты способствуют превращению топлива в тягу, количественно определяется такими показателями, как эффективность компрессоров, турбин и камеры сгорания и потери давления в каналах. Они показаны в виде линий на диаграмме термодинамического цикла .

Эффективность двигателя, или тепловой КПД , ^[37], известный как , зависит от термодинамических параметров цикла, максимального давления и температуры, а также от эффективности компонентов, и потерь давления в воздуховодах.${\displaystyle \eta _{th}}$${\displaystyle \eta _{компрессор}}$${\displaystyle \eta _{горение}}$${\displaystyle \eta _{турбина}}$

Двигателю нужен сжатый воздух для его собственной работы, чтобы успешно работать. Этот воздух поступает из его собственного компрессора и называется вторичным воздухом. Он не способствует созданию тяги, поэтому делает двигатель менее эффективным. Он используется для сохранения механической целостности двигателя, чтобы предотвратить перегрев деталей и утечку масла из подшипников, например. Только часть этого воздуха, взятого из компрессоров, возвращается в поток турбины, чтобы способствовать созданию тяги. Любое уменьшение необходимого количества повышает эффективность двигателя. Опять же, для конкретной конструкции двигателя будет известно, что снижение потребности в охлаждающем потоке на x% снизит удельный расход топлива на y%. Другими словами, для обеспечения взлетной тяги потребуется меньше топлива, например. Двигатель более эффективен.

Все вышеперечисленные соображения являются основными для двигателя, работающего сам по себе и в то же время не делающего ничего полезного, т. е. он не двигает самолет и не поставляет энергию для электрических, гидравлических и воздушных систем самолета. В самолете двигатель отдает часть своего потенциала создания тяги, или топлива, для питания этих систем. Эти требования, которые вызывают потери при установке, ^[38] снижают его эффективность. Он использует некоторое количество топлива, которое не способствует тяге двигателя.

Наконец, когда самолет летит, сама реактивная струя содержит потерянную кинетическую энергию после того, как она покинула двигатель. Это количественно определяется термином пропульсивная эффективность или эффективность Фруда и может быть уменьшено путем перепроектирования двигателя, чтобы обеспечить ему обводной поток и более низкую скорость реактивной струи, например, как турбовинтовой или турбовентиляторный двигатель. В то же время скорость поступательного движения увеличивается за счет увеличения Общего коэффициента давления .${\displaystyle \eta _{p}}$${\displaystyle \eta _{th}}$

Общая эффективность двигателя на скорости полета определяется как . ^[39]${\displaystyle \eta _ {o} = \ eta _ {p} \ eta _ {th}}$

Скорость полета зависит от того, насколько хорошо воздухозаборник сжимает воздух перед тем, как он будет передан компрессорам двигателя. Степень сжатия на впуске, которая может достигать 32:1 при 3 Маха, добавляется к степени сжатия компрессора двигателя, чтобы дать общую степень сжатия и для термодинамического цикла. Насколько хорошо он это делает, определяется его восстановлением давления или мерой потерь на впуске. Пилотируемый полет на скорости 3 Маха предоставил интересную иллюстрацию того, как эти потери могут резко возрасти в одно мгновение. Североамериканские XB-70 Valkyrie и Lockheed SR-71 Blackbird на скорости 3 Маха каждый имели восстановление давления около 0,8 ^{[40] [41]} из-за относительно низких потерь в процессе сжатия, т. е. через системы множественных ударов. Во время «незапуска» эффективная система ударов будет заменена очень неэффективным одиночным ударом за впуском и восстановлением давления на впуске около 0,3 и соответственно низким отношением давлений.${\displaystyle \eta _{o}}$${\displaystyle \eta _{th}}$

Сопло двигателя на скоростях выше примерно 2 Маха обычно имеет дополнительные внутренние потери тяги, поскольку площадь выходного отверстия недостаточно велика для компенсации внешнего сопротивления хвостовой части. ^[42]

Хотя двухконтурный двигатель улучшает тяговую эффективность, он несет собственные потери внутри самого двигателя. Необходимо добавить машины для передачи энергии от газогенератора к байпасному воздушному потоку. Низкие потери от тягового сопла турбореактивного двигателя добавляются к дополнительным потерям из-за неэффективности добавленной турбины и вентилятора. ^[43] Они могут быть включены в эффективность трансмиссии или передачи . Однако эти потери более чем компенсируются ^[44] улучшением тяговой эффективности. ^[45] Также существуют дополнительные потери давления в байпасном канале и дополнительном тяговом сопле.${\displaystyle \эта _{T}}$

С появлением турбовентиляторных двигателей с их убыточными механизмами то, что происходит внутри двигателя, было разделено Беннетом ^[46] , например, между газогенератором и передаточным механизмом, что дает .${\displaystyle \eta _ {o} = \ eta _ {p} \ eta _ {th} \ eta _ {T}}$

Энергоэффективность ( ) реактивных двигателей, установленных на транспортных средствах, имеет два основных компонента :${\displaystyle \eta _{o}}$

• эффективность тяги ( ): какая часть энергии струи остается в корпусе транспортного средства, а не уносится в виде кинетической энергии струи.${\displaystyle \eta _{p}}$
• эффективность цикла ( ): насколько эффективно двигатель может разогнать реактивный самолет${\displaystyle \eta _{th}}$

Несмотря на то, что общая энергоэффективность составляет:${\displaystyle \eta _{o}}$

${\displaystyle \eta _ {o} = \ eta _ {p} \ eta _ {th}}$

для всех реактивных двигателей тяговая эффективность становится наивысшей, когда скорость выхлопной струи приближается к скорости транспортного средства, поскольку это дает наименьшую остаточную кинетическую энергию. ^[a] Для воздушно-реактивного двигателя скорость выхлопа, равная скорости транспортного средства или равная единице, дает нулевую тягу без изменения чистого импульса. ^[47] Формула для воздушно-реактивных двигателей, движущихся со скоростью со скоростью выхлопа и пренебрегающих расходом топлива, выглядит следующим образом: ^[48]${\displaystyle \eta _{p}}$${\displaystyle v}$${\displaystyle v_{e}}$

${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}$

И для ракеты: ^[49]

${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}} )^{2}}}}$

Помимо эффективности тяги, еще одним фактором является эффективность цикла ; реактивный двигатель является формой теплового двигателя. Эффективность теплового двигателя определяется отношением температур, достигаемых в двигателе, к температурам, выбрасываемым в сопле. Она постоянно улучшается с течением времени, поскольку были введены новые материалы, позволяющие достичь более высоких максимальных температур цикла. Например, композитные материалы, сочетающие металлы с керамикой, были разработаны для лопаток турбин HP, которые работают при максимальной температуре цикла. ^[50] Эффективность также ограничена общим отношением давлений, которое может быть достигнуто. Эффективность цикла является самой высокой в ​​ракетных двигателях (~60+%), поскольку они могут достигать чрезвычайно высоких температур сгорания. Эффективность цикла в турбореактивных и подобных двигателях приближается к 30% из-за гораздо более низких пиковых температур цикла.

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

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

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

Из таблицы (чуть ниже) видно, что дозвуковые турбовентиляторные двигатели, такие как турбовентиляторный двигатель CF6 компании General Electric, используют намного меньше топлива для создания тяги в секунду, чем турбореактивный двигатель Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 компании Concorde . Однако, поскольку энергия — это сила, умноженная на расстояние, а расстояние в секунду было больше для Concorde, фактическая мощность, вырабатываемая двигателем при том же количестве топлива, была выше для Concorde на скорости 2 Маха, чем для CF6. Таким образом, двигатели Concorde были более эффективными с точки зрения энергии на пройденное расстояние.

Соотношение тяги к весу реактивных двигателей с похожими конфигурациями меняется в зависимости от масштаба, но в основном является функцией технологии конструкции двигателя. Для данного двигателя, чем легче двигатель, тем лучше соотношение тяги к весу, тем меньше топлива используется для компенсации сопротивления из-за подъемной силы, необходимой для переноса веса двигателя, или для ускорения массы двигателя.

Как видно из следующей таблицы, ракетные двигатели обычно достигают гораздо более высоких соотношений тяги к весу, чем двигатели с канальным двигателем, такие как турбореактивные и турбовентиляторные двигатели. Это в первую очередь связано с тем, что ракеты почти повсеместно используют плотную жидкую или твердую реакционную массу, что дает гораздо меньший объем, и, следовательно, система наддува, которая подает давление в сопло, намного меньше и легче при той же производительности. Двигатели с канальным двигателем должны иметь дело с воздухом, который на два-три порядка менее плотный, и это создает давление на гораздо больших площадях, что, в свою очередь, приводит к необходимости использования большего количества конструкционных материалов для удержания двигателя вместе и для воздушного компрессора.

Винтовые двигатели справляются с большими массовыми потоками воздуха и дают им меньшее ускорение, чем реактивные двигатели. Поскольку увеличение скорости воздуха невелико, на высоких скоростях полета тяга, доступная винтовым самолетам, невелика. Однако на низких скоростях эти двигатели выигрывают от относительно высокой пропульсивной эффективности .

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

Турбовентиляторные двигатели имеют смешанный выхлоп, состоящий из перепускного воздуха и горячего продукта сгорания из основного двигателя. Количество воздуха, которое обходит основной двигатель по сравнению с количеством, поступающим в двигатель, определяет то, что называется степенью двухконтурности турбовентиляторного двигателя (BPR).

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

Чистую тягу ( F _N ), создаваемую турбовентиляторным двигателем, можно также разложить следующим образом: ^[80]

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m} }_{c}v_{f})}$

где:

Ракетные двигатели имеют чрезвычайно высокую скорость истечения и, таким образом, лучше всего подходят для высоких скоростей ( гиперзвуковых ) и больших высот. При любом заданном дросселе тяга и эффективность ракетного двигателя немного улучшаются с увеличением высоты (потому что противодавление падает, тем самым увеличивая чистую тягу на выходе сопла), тогда как в турбореактивном (или турбовентиляторном) падающая плотность воздуха, поступающего во впускной коллектор (и горячие газы, выходящие из сопла), приводит к уменьшению чистой тяги с увеличением высоты. Ракетные двигатели более эффективны, чем даже гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели выше примерно 15 Маха. ^[81]

За исключением гиперзвуковых прямоточных двигателей , реактивные двигатели, лишенные своих впускных систем, могут принимать воздух только со скоростью около половины скорости звука. Задача впускной системы для околозвуковых и сверхзвуковых самолетов — замедлить воздух и выполнить часть сжатия.

Предел максимальной высоты для двигателей устанавливается воспламеняемостью – на очень больших высотах воздух становится слишком разреженным, чтобы гореть, или после сжатия слишком горячим. Для турбореактивных двигателей высоты около 40 км кажутся возможными, тогда как для прямоточных воздушно-реактивных двигателей может быть достижима высота 55 км. ГПВРД теоретически могут преодолеть 75 км. ^[82] Ракетные двигатели, конечно, не имеют верхнего предела.

На более скромных высотах, полет быстрее сжимает воздух в передней части двигателя , и это сильно нагревает воздух. Верхний предел обычно считается около 5–8 Маха, как указано выше около 5,5 Маха, атмосферный азот имеет тенденцию реагировать из-за высоких температур на входе, и это потребляет значительную энергию. Исключением являются гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели, которые могут достигать около 15 Маха или более, ^{[ необходима цитата ]} , поскольку они избегают замедления воздуха, а ракеты снова не имеют определенного ограничения по скорости.

Шум, издаваемый реактивным двигателем, имеет много источников. К ним относятся, в случае газотурбинных двигателей, вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбина и реактивный двигатель/ы. ^[83]

Реактивная струя производит шум струи, который вызван интенсивным смешиванием высокоскоростной струи с окружающим воздухом. В дозвуковом случае шум создается вихрями, а в сверхзвуковом случае — волнами Маха . ^[84] Мощность звука, излучаемого струей, изменяется в зависимости от скорости струи, увеличенной до восьмой степени для скоростей до 600 м/с (2000 футов/с), и изменяется в зависимости от скорости в кубе выше 600 м/с (2000 футов/с). ^[85] Таким образом, низкоскоростные выхлопные струи, испускаемые двигателями, такими как турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности, являются самыми тихими, тогда как самые быстрые струи, такие как ракеты, турбореактивные двигатели и прямоточные воздушно-реактивные двигатели, являются самыми громкими. Для коммерческих реактивных самолетов шум струи уменьшился от турбореактивных двигателей через двухконтурные двигатели к турбовентиляторным в результате постепенного снижения скоростей реактивной струи. Например, JT8D, двухконтурный двигатель, имеет скорость струи 400 м/с (1450 футов/с), тогда как JT9D, турбовентиляторный двигатель, имеет скорость струи 300 м/с (885 футов/с) (холодный) и 400 м/с (1190 футов/с) (горячий). ^[86]

Появление турбовентиляторных двигателей заменило весьма характерный шум реактивной струи другим звуком, известным как шум «пилы». Источником являются ударные волны, возникающие на кончике лопасти сверхзвукового вентилятора при взлетной тяге. ^[87]

Достаточный отвод тепла от рабочих частей реактивного двигателя имеет решающее значение для поддержания прочности материалов двигателя и обеспечения его длительного срока службы.

После 2016 года продолжаются исследования по разработке методов охлаждения испарением компонентов реактивного двигателя. ^[88]

В реактивном двигателе каждая основная вращающаяся секция обычно имеет отдельный датчик, предназначенный для контроля скорости ее вращения. В зависимости от марки и модели, реактивный двигатель может иметь датчик N ₁ , который контролирует секцию компрессора низкого давления и/или скорость вентилятора в турбовентиляторных двигателях. Секция газогенератора может контролироваться датчиком N ₂ , в то время как двигатели с тремя катушками могут иметь также датчик N _3. Каждая секция двигателя вращается со скоростью многих тысяч об/мин. Поэтому их датчики калибруются в процентах от номинальной скорости, а не в фактических об/мин, для простоты отображения и интерпретации. ^[89]

• Воздушный турбопрямоточный двигатель
• Балансировочный станок
• Компоненты реактивных двигателей
• Сопротивление импульса впуска
• Сопло ракетного двигателя
• Ракетный газотурбинный двигатель
• Двигательная установка космического корабля
• Реверс тяги
• Разработка турбореактивного двигателя в RAE
• Двигатель с переменным циклом
• Впрыск воды (двигатель)

• Медиа, связанные с реактивными двигателями на Wikimedia Commons
• Словарное определение реактивного двигателя в Викисловаре
• СМИ о реактивных двигателях Rolls-Royce
• Статья How Stuff Works о том, как работает газотурбинный двигатель
• Влияние реактивного двигателя на аэрокосмическую промышленность
• Обзор истории военных реактивных двигателей, Приложение B, стр. 97–120, в Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp., 24 стр., PDF)
• Базовое руководство по реактивному двигателю (видео в формате QuickTime)
• Статья о том, как работает двигатель реакции
• Авиационный газотурбинный двигатель и его эксплуатация: инжиниринг установки. Ист-Хартфорд, Коннектикут: United Aircraft Corporation. Февраль 1958 г. Получено 29 сентября 2021 г.