Silnik odrzutowy - Jet engine
Silnik odrzutowy | |
---|---|
Klasyfikacja | Silnik spalinowy |
Przemysł | Przemysł lotniczy |
Podanie | Lotnictwo |
Źródło paliwa | Paliwo odrzutowe |
składniki | Sprężarka dynamiczna , Wentylator , Komora spalania , Turbina , Dysza napędowa |
Wynalazca | John Barber , Frank Whittle |
Wynaleziony | 1791, 1928 |
Silnik odrzutowy jest typem reakcji silnika wyładowanie szybko poruszających się strumień , który generuje ciąg przez napęd odrzutowy . Chociaż ta szeroka definicja może obejmować napęd rakietowy , wodny i hybrydowy , termin silnik odrzutowy zwykle odnosi się do silnika odrzutowego wewnętrznego spalania z powietrzem , takiego jak turboodrzutowy , turbowentylatorowy , strumieniowy lub impulsowy . Generalnie silniki odrzutowe to silniki spalinowe .
Silniki odrzutowe do oddychania powietrzem są zwykle wyposażone w wirującą sprężarkę powietrza napędzaną turbiną , a resztki mocy zapewniają ciąg przez dyszę napędową — proces ten jest znany jako cykl termodynamiczny Braytona . Samoloty odrzutowe wykorzystują takie silniki do podróży na duże odległości. Wczesne samoloty odrzutowe wykorzystywały silniki turboodrzutowe, które były stosunkowo nieefektywne w lotach poddźwiękowych. Większość nowoczesnych poddźwiękowych samolotów odrzutowych wykorzystuje bardziej złożone silniki turbowentylatorowe z wysokim bocznikiem . Dają większą prędkość i większą oszczędność paliwa niż tłokowych i śrubowych silników lotniczych na długich dystansach. Kilka silników z oddychaniem powietrzem stworzonych do zastosowań o dużej prędkości (silniki strumieniowe i scramjet ) wykorzystuje efekt nurnika prędkości pojazdu zamiast mechanicznej sprężarki.
Siła ciągu typowego silnika odrzutowego wzrosła z 5000 lbf (22 000 N) ( turboodrzutowiec de Havilland Ghost ) w latach 50. do 115 000 lbf (510 000 N) ( turbowentylator General Electric GE90 ) w latach 90., a ich niezawodność wzrosła do 40 podczas lotu przestojów na 100 000 godzin lotu silnika do mniej niż 1 na 100 000 pod koniec lat dziewięćdziesiątych. To, w połączeniu ze znacznie zmniejszonym zużyciem paliwa, umożliwiło na przełomie wieków rutynowe loty transatlantyckie przez samoloty dwusilnikowe , podczas których wcześniej podobna podróż wymagała wielu postojów na paliwo.
Historia
Zasada działania silnika odrzutowego nie jest nowa; jednak postęp techniczny niezbędny do realizacji pomysłu nie został zrealizowany aż do XX wieku. Pierwotna demonstracja mocy odrzutowej sięga czasów aeolipile , urządzenia opisanego przez Hero z Aleksandrii w rzymskim Egipcie w I wieku . To urządzenie kierowało moc pary przez dwie dysze, aby spowodować szybki obrót kuli wokół własnej osi. To było postrzegane jako ciekawostka. Tymczasem praktyczne zastosowania turbiny widać w kole wodnym i wiatraku .
Historycy próbowali prześledzić pochodzenie silnika odrzutowego w średniowieczu, a zasady stosowane przez Chińczyków do wysyłania rakiet i fajerwerków były podobne do silnika odrzutowego. Podobnie osmański żołnierz Lagâri Hasan Çelebi podobno używał do latania rakiety w kształcie stożka. Jednak prawdziwa historia silnika odrzutowego zaczyna się od Franka Whittle
Najwcześniejsze próby silników odrzutowych do oddychania powietrzem były konstrukcjami hybrydowymi, w których zewnętrzne źródło zasilania najpierw zawierało sprężone powietrze, które było następnie mieszane z paliwem i spalane w celu uzyskania ciągu odrzutowego. Caproni Campini N.1 , a japoński Tsu-11 Silnik przeznaczony do zasilania Ohka kamikaze samolotów pod koniec II wojny światowej były nieudane.
Jeszcze przed wybuchem II wojny światowej inżynierowie zaczęli zdawać sobie sprawę, że silniki napędzające śmigła zbliżały się do limitów ze względu na problemy związane z wydajnością śmigieł, która spadała wraz ze zbliżaniem się końcówek łopat do prędkości dźwięku . Jeśli osiągi samolotu miałyby wzrosnąć powyżej takiej bariery, potrzebny był inny mechanizm napędowy. To była motywacja do opracowania silnika turbogazowego, najpowszechniejszej formy silnika odrzutowego.
Kluczem do praktycznego silnika odrzutowego była turbina gazowa , pobierająca moc z samego silnika do napędzania sprężarki . Turbina gazowa nie była nowa idea: patent dla stacjonarnej turbiny przyznano John Barber w Anglii w 1791. Pierwsze turbiny gazowej z powodzeniem uruchomić samowystarczalny został zbudowany w 1903 roku przez norweski inżynier Aegidius Elling . Takie silniki nie trafiły do produkcji ze względu na kwestie bezpieczeństwa, niezawodności, wagi, a zwłaszcza długotrwałej pracy.
Pierwszy patent na wykorzystanie turbiny gazowej do napędzania samolotu został złożony w 1921 r. przez Maxime'a Guillaume'a . Jego silnik był turboodrzutowym przepływem osiowym, ale nigdy nie został skonstruowany, ponieważ wymagałby znacznych postępów w stosunku do najnowocześniejszych sprężarek. Alan Arnold Griffith opublikował An Aerodynamic Theory of Turbine Design w 1926 roku, co doprowadziło do prac eksperymentalnych w RAE .
W 1928 r. kadet RAF College Cranwell, Frank Whittle, formalnie przedstawił swoje pomysły dotyczące turboodrzutowca swoim przełożonym. W październiku 1929 dalej rozwijał swoje idee. 16 stycznia 1930 r. w Anglii Whittle zgłosił swój pierwszy patent (przyznany w 1932 r.). Patent przedstawia dwustopniową sprężarkę osiową zasilającą jednostronną sprężarkę odśrodkową . Praktyczne sprężarki osiowe stały się możliwe dzięki pomysłom AAGriffith w przełomowym artykule z 1926 r. ("An Aerodynamic Theory of Turbine Design"). Whittle skoncentrował się później tylko na prostszej sprężarce odśrodkowej. Whittle nie był w stanie zainteresować rządu swoim wynalazkiem, a rozwój postępował w wolnym tempie.
W 1935 roku Hans von Ohain rozpoczął pracę nad podobnym projektem w Niemczech, zarówno sprężarka jak i turbina promieniowa, po przeciwnych stronach tej samej tarczy, początkowo nieświadomy pracy Whittle'a. Pierwsze urządzenie von Ohaina było ściśle eksperymentalne i mogło działać tylko przy zasilaniu zewnętrznym, ale był w stanie zademonstrować podstawową koncepcję. Ohain został następnie przedstawiony Ernstowi Heinkelowi , jednemu z największych ówczesnych przemysłowców lotniczych, który natychmiast dostrzegł obietnicę projektu. Heinkel niedawno kupił firmę produkującą silniki Hirth, a Ohain i jego mistrz maszynowy Max Hahn zostali tam utworzeni jako nowy oddział firmy Hirth. Mieli swój pierwszy silnik odśrodkowy HeS 1 uruchomiony we wrześniu 1937 roku. W przeciwieństwie do projektu Whittle'a, Ohain używał wodoru jako paliwa, dostarczanego pod ciśnieniem zewnętrznym. Ich kolejne projekty doprowadziły do napędzanego benzyną HeS 3 o sile 5 kN (1100 lbf), który został zamontowany w prostym i kompaktowym płatowcu Heinkla He 178 i oblatany przez Ericha Warsitza wczesnym rankiem 27 sierpnia 1939 r. z lotniska Rostock- Marienehe , imponująco krótki czas na rozwój. He 178 był pierwszym na świecie samolotem odrzutowym. Heinkel złożył wniosek o patent USA na elektrownię lotniczą Hansa Joachima Pabsta von Ohaina w dniu 31 maja 1939 r.; numer patentu US2256198, z M. Hahn wymienionym jako wynalazcą.
Austriacki Anzelm Franza z Junkrów podziału silnikowej ( Junkersów Motoren lub «Jumo») wprowadziła sprężarki osiowego w ich silnika odrzutowego. Jumo otrzymał kolejny numer silnika w sekwencji numeracji RLM 109-0xx dla zespołów napędowych samolotów z turbiną gazową, „004”, a wynikiem był silnik Jumo 004 . Po wielu trudności mniejszym techniczne zostały rozwiązane, masowa produkcja tego silnika rozpoczęła się w 1944 roku jako napędowego dla pierwszego na świecie odrzutowy samolot myśliwski The Messerschmitt Me 262 (a później pierwszy na świecie odrzutowy bombowiec statku powietrznego, Arado Ar 234 ). Wiele powodów przyczyniło się do opóźnienia dostępności silnika, co spowodowało, że myśliwiec przybył zbyt późno, aby poprawić pozycję Niemiec w II wojnie światowej , jednak był to pierwszy silnik odrzutowy, który został użyty w służbie.
Tymczasem w Wielkiej Brytanii Gloster E28/39 odbył swój pierwszy lot 15 maja 1941 r., a Gloster Meteor w końcu wszedł do służby w RAF w lipcu 1944 r. Były one napędzane silnikami turboodrzutowymi firmy Power Jets Ltd., założonej przez Franka Whittle'a. Pierwsze dwa działające samoloty turboodrzutowe, Messerschmitt Me 262, a następnie Gloster Meteor weszły do służby w 1944 roku w odstępie trzech miesięcy.
Po zakończeniu wojny niemieckie samoloty odrzutowe i silniki odrzutowe były szeroko badane przez zwycięskich sojuszników i przyczyniły się do prac nad wczesnymi radzieckimi i amerykańskimi myśliwcami odrzutowymi. Dziedzictwo silnika z przepływem osiowym jest widoczne w fakcie, że praktycznie wszystkie silniki odrzutowe w statkach powietrznych mają jakąś inspirację z tego projektu.
W latach pięćdziesiątych silnik odrzutowy był niemal uniwersalny w samolotach bojowych, z wyjątkiem ładunków, łączników i innych typów specjalistycznych. W tym momencie niektóre brytyjskie projekty zostały już dopuszczone do użytku cywilnego i pojawiły się we wczesnych modelach, takich jak de Havilland Comet i Avro Canada Jetliner . W latach 60. wszystkie duże samoloty cywilne były również napędzane silnikami odrzutowymi, pozostawiając silnik tłokowy w niskokosztowych niszowych rolach, takich jak loty towarowe .
Wydajność silników turboodrzutowych była nadal gorsza niż silników tłokowych, ale w latach 70. XX wieku, wraz z pojawieniem się silników turbowentylatorowych z wysokim bocznikiem (innowacja nie przewidywana przez wczesnych komentatorów, takich jak Edgar Buckingham , przy dużych prędkościach i na dużych wysokościach, która wydawała się absurdalne dla nich), zużycie paliwa było mniej więcej takie samo jak w najlepszych silnikach tłokowych i śmigłowych.
Zastosowania
Silniki odrzutowe napędzają samoloty odrzutowe , pociski samosterujące i bezzałogowe statki powietrzne . W postaci silników rakietowych one moc fajerwerków , modelu rakietowej , lotów kosmicznych i wojskowych pocisków .
Silniki odrzutowe napędzały szybkie samochody, zwłaszcza wyścigi typu drag , z rekordem wszechczasów utrzymywanym przez samochód rakietowy . Samochód napędzany turbowentylatorem, ThrustSSC , jest obecnie rekordem prędkości na lądzie .
Konstrukcje silników odrzutowych są często modyfikowane do zastosowań nielotniczych, takich jak przemysłowe turbiny gazowe lub elektrownie morskie . Są one wykorzystywane w wytwarzaniu energii elektrycznej, do zasilania pomp wodnych, gazu ziemnego lub oleju oraz do napędzania statków i lokomotyw. Przemysłowe turbiny gazowe mogą wytwarzać do 50 000 koni mechanicznych na wale. Wiele z tych silników wywodzi się ze starszych wojskowych silników turboodrzutowych, takich jak modele Pratt & Whitney J57 i J75. Istnieje również pochodna turbowentylatora z dolnym obejściem P&W JT8D, która wytwarza do 35 000 koni mechanicznych (KM).
Silniki odrzutowe są również czasami opracowywane lub mają wspólne elementy, takie jak rdzenie silnika, z silnikami turbowałowymi i turbośmigłowymi , które są formami silników z turbiną gazową, które są zwykle używane do napędzania helikopterów i niektórych samolotów z napędem śmigłowym.
Rodzaje silników odrzutowych
Istnieje wiele różnych typów silników odrzutowych, z których wszystkie osiągają ciąg do przodu na zasadzie napędu odrzutowego .
Oddychanie powietrzem
Zwykle samoloty są napędzane silnikami odrzutowymi z powietrzem. Większość używanych silników odrzutowych do oddychania powietrzem to turbowentylatorowe silniki odrzutowe, które zapewniają dobrą wydajność przy prędkościach tuż poniżej prędkości dźwięku.
Zasilany turbiną
Turbiny gazowe to silniki obrotowe, które pobierają energię ze strumienia spalin. Posiadają przednią sprężarkę sprzężoną z dolną turbiną z komorą spalania pomiędzy. W silnikach lotniczych te trzy podstawowe elementy są często nazywane „generatorem gazu”. Istnieje wiele różnych odmian turbin gazowych, ale wszystkie wykorzystują pewnego rodzaju system generatora gazu.
Silnik turboodrzutowy
Turboodrzutowy silnik jest turbiny gazowej silnika, który działa poprzez sprężanie powietrza z wlotem i sprężarkę ( osiowego , odśrodkowego , albo obu) do mieszania paliwa ze sprężonym powietrzem spalania mieszanki w komorze spalania , a następnie przepuszcza się gorącą, wysokie ciśnienie powietrze przez turbinę i dyszę . Sprężarka napędzana jest turbiną, która pobiera energię z przepływającego przez nią rozprężającego się gazu. Silnik przekształca energię wewnętrzną w paliwie na energię kinetyczną w spalinach, wytwarzając ciąg. Całe powietrze pobrane przez wlot przechodzi przez sprężarkę, komorę spalania i turbinę, w przeciwieństwie do silnika turbowentylatorowego opisanego poniżej.
Turbofan
Turbofans różnią się od turboodrzutowców tym, że mają dodatkowy wentylator z przodu silnika, który przyspiesza powietrze w kanale omijającym silnik z turbiną gazową rdzenia. Turbofans są dominującym typem silnika dla samolotów średniego i dalekiego zasięgu .
Turbowentylatory są zwykle bardziej wydajne niż turboodrzutowe przy prędkościach poddźwiękowych, ale przy dużych prędkościach ich duży obszar czołowy generuje większy opór . Dlatego w lotach naddźwiękowych oraz w samolotach wojskowych i innych, gdzie inne względy mają wyższy priorytet niż oszczędność paliwa, wentylatory są zwykle mniejsze lub nieobecne.
Ze względu na te różnice, konstrukcje silników turbowentylatorowych są często klasyfikowane jako low bypass lub high bypass , w zależności od ilości powietrza, które omija rdzeń silnika. Turbowentylatory z niskim obejściem mają współczynnik obejścia wynoszący około 2:1 lub mniej.
Kompresja RAM
Silniki odrzutowe z kompresją nurnikową są silnikami oddychającymi powietrzem podobnymi do silników z turbiną gazową i obydwa działają zgodnie z cyklem Braytona . Silniki napędzane turbiną gazową i nurnikiem różnią się jednak sposobem sprężania dopływającego powietrza. Podczas gdy silniki turbinowe wykorzystują sprężarki osiowe lub odśrodkowe do sprężania wchodzącego powietrza, silniki nurnikowe polegają wyłącznie na powietrzu sprężonym przez wlot lub dyfuzor. Silnik taranu wymaga zatem znacznej początkowej prędkości lotu do przodu, zanim będzie mógł działać. Silniki napędzane nurnikiem są uważane za najprostszy typ silników odrzutowych do oddychania powietrzem, ponieważ nie mogą zawierać żadnych ruchomych części.
Ramjets to silniki odrzutowe napędzane taranem. Są one proste mechanicznie i działają mniej wydajnie niż turboodrzutowe, z wyjątkiem bardzo dużych prędkości.
Scramjets różnią się głównie tym, że powietrze nie zwalnia do prędkości poddźwiękowych. Raczej wykorzystują spalanie naddźwiękowe. Są wydajne przy jeszcze większej prędkości. Bardzo niewiele zostało zbudowanych lub oblatanych.
Spalanie nieciągłe
Rodzaj | Opis | Zalety | Niedogodności |
---|---|---|---|
Silnik odrzutowy | Działa jak turboodrzutowiec, ale silnik tłokowy napędza sprężarkę zamiast turbiny. | Wyższa prędkość spalin niż w przypadku śmigła, oferująca lepszy ciąg przy dużej prędkości | Ciężki, nieefektywny i słaby. Przykład: Caproni Campini N.1 . |
Pulsejet | Powietrze jest sprężane i spalane z przerwami, a nie w sposób ciągły. Niektóre projekty wykorzystują zawory. | Bardzo prosta konstrukcja, używana w latającej bombie V-1, a ostatnio w modelach samolotów | Głośny, nieefektywny (niski stopień sprężania), słabo działa na dużą skalę, zawory w konstrukcjach z zaworami szybko się zużywają |
Impulsowy silnik detonacyjny | Podobny do strumienia impulsowego, ale spalanie następuje jako detonacja zamiast deflagracji , może, ale nie musi, wymagać zaworów | Maksymalna teoretyczna sprawność silnika | Niezwykle głośny, części podlegające ekstremalnemu zmęczeniu mechanicznemu, trudne do rozpoczęcia detonacji, niepraktyczne w bieżącym użyciu |
Inne rodzaje napędu odrzutowego
Rakieta
Silnik rakietowy wykorzystuje te same podstawowe zasady fizyczne ciągu, co forma silnika reakcyjnego , ale różni się od silnika odrzutowego tym, że nie wymaga powietrza atmosferycznego do dostarczania tlenu; rakieta przenosi wszystkie składniki masy reakcyjnej. Jednak niektóre definicje traktują go jako formę napędu odrzutowego .
Ponieważ rakiety nie oddychają powietrzem, pozwala im to działać na dowolnych wysokościach i w kosmosie.
Ten typ silnika jest używany do wystrzeliwania satelitów, eksploracji kosmosu i dostępu załogowego, a także zezwolono na lądowanie na Księżycu w 1969 roku.
Silniki rakietowe są używane do lotów na dużych wysokościach lub wszędzie tam, gdzie potrzebne są bardzo duże przyspieszenia, ponieważ same silniki rakietowe mają bardzo wysoki stosunek ciągu do masy .
Jednak wysoka prędkość wydechu i cięższy, bogaty w utleniacz propelent skutkują znacznie większym zużyciem paliwa niż turbowentylatory. Mimo to przy ekstremalnie dużych prędkościach stają się energooszczędne.
Przybliżone równanie ciągu netto silnika rakietowego to:
Gdzie jest ciąg netto, jest impulsem właściwym , jest standardową grawitacją , jest przepływem paliwa w kg/s, jest polem przekroju poprzecznego na wylocie dyszy wylotowej i jest ciśnieniem atmosferycznym.
Rodzaj | Opis | Zalety | Niedogodności |
---|---|---|---|
Rakieta | Przenosi na pokład wszystkie propelenty i utleniacze, emituje odrzutowiec do napędu | Bardzo mało ruchomych części. Mach 0 do Mach 25+; wydajny przy bardzo dużej prędkości (> Mach 5.0 lub więcej). Stosunek ciągu do masy powyżej 100. Brak skomplikowanego wlotu powietrza. Wysoki stopień kompresji. Bardzo szybki ( naddźwiękowy ) wydech. Dobry stosunek kosztów do siły ciągu. Dość łatwe do przetestowania. Pracuje w próżni; w rzeczywistości działa najlepiej poza atmosferą, co jest bardziej przyjazne dla konstrukcji pojazdu przy dużej prędkości. Dość mała powierzchnia do utrzymywania chłodu i brak turbiny w gorącym strumieniu spalin. Bardzo wysoka temperatura spalania i wysoki stopień rozprężania dyszy zapewniają bardzo wysoką wydajność przy bardzo dużych prędkościach. | Potrzebuje dużo paliwa. Bardzo niski impuls właściwy – zwykle 100–450 sekund. Ekstremalne naprężenia termiczne komory spalania mogą utrudnić ponowne użycie. Zazwyczaj wymaga noszenia na pokładzie utleniacza, co zwiększa ryzyko. Niezwykle głośno. |
Hybrydowy
Silniki o cyklu kombinowanym wykorzystują jednocześnie dwie lub więcej różnych zasad napędu odrzutowego.
Rodzaj | Opis | Zalety | Niedogodności |
---|---|---|---|
Turborakieta | Turboodrzutowy, w którym dodatkowy utleniacz, taki jak tlen, jest dodawany do strumienia powietrza w celu zwiększenia maksymalnej wysokości | Bardzo zbliżony do istniejących konstrukcji, działa na bardzo dużej wysokości, w szerokim zakresie wysokości i prędkości | Prędkość powietrza ograniczona do tego samego zakresu co silnik turboodrzutowy, przewożenie utleniacza takiego jak LOX może być niebezpieczne. Dużo cięższe niż zwykłe rakiety. |
Rakieta wspomagana powietrzem | Zasadniczo silnik strumieniowy, w którym powietrze wlotowe jest sprężane i spalane wraz z wydechem rakiety | Mach 0 do Mach 4,5+ (może również działać w warunkach egzoatmosferycznych), dobra wydajność przy Mach 2 do 4 | Podobna sprawność do rakiet przy niskiej prędkości lub poza atmosferą, trudności wlotowe, stosunkowo nierozwinięty i niezbadany typ, trudności z chłodzeniem, bardzo głośny, stosunek ciągu do masy jest podobny do silników strumieniowych. |
Wstępne chłodzenie dysze / koronki | Powietrze wlotowe jest schładzane do bardzo niskich temperatur na wlocie do wymiennika ciepła przed przejściem przez silnik strumieniowy i/lub turboodrzutowy i/lub silnik rakietowy. | Łatwe testowanie na ziemi. Możliwy jest bardzo wysoki stosunek ciągu do masy (~14) wraz z dobrą wydajnością paliwową w szerokim zakresie prędkości, Mach 0–5,5+; ta kombinacja wydajności może pozwolić na wystrzelenie na orbitę, jednoetapową lub bardzo szybką podróż międzykontynentalną na bardzo duże odległości. | Istnieje tylko na etapie prototypowania w laboratorium. Przykłady obejmują RB545 , Reaction Engines SABRE , ATREX . Wymaga ciekłego paliwa wodorowego o bardzo niskiej gęstości i wymaga mocno izolowanego zbiornika. |
Strumień wody
Strumień wody lub dysza pompy to morski system napędowy, który wykorzystuje strumień wody. Układem mechanicznym może być śmigło kanałowe z dyszą lub sprężarka odśrodkowa i dysza. Pompa strumieniowa musi być napędzana oddzielnym silnikiem, takim jak Diesel lub turbina gazowa .
Rodzaj | Opis | Zalety | Niedogodności |
---|---|---|---|
Strumień wody | Do napędzania rakiet wodnych i łodzi motorowych ; wytryskuje wodę z tyłu przez dyszę | Na łodziach, może pływać w płytkiej wodzie, duże przyspieszenie, brak ryzyka przeciążenia silnika (w przeciwieństwie do śmigieł), mniej hałasu i wibracji, bardzo zwrotny przy wszystkich prędkościach łodzi, wysoka wydajność, mniej podatny na uszkodzenia przez zanieczyszczenia, bardzo niezawodny, większe obciążenie elastyczność, mniej szkodliwa dla dzikiej przyrody | Może być mniej wydajna niż śmigło przy małej prędkości, droższa, wyższa waga łodzi z powodu unoszącej się wody, nie będzie działać dobrze, jeśli łódź jest cięższa niż rozmiar odrzutowca |
Ogólne zasady fizyczne
Wszystkie silniki odrzutowe są silnikami reakcyjnymi, które generują ciąg, emitując strumień płynu do tyłu ze stosunkowo dużą prędkością. Siły wewnątrz silnika potrzebne do wytworzenia tego odrzutowca dają silny ciąg na silnik, który popycha statek do przodu.
Silniki odrzutowe wytwarzają strumień z propelentu przechowywanego w zbiornikach przymocowanych do silnika (tak jak w „rakietach”), a także w silnikach kanałowych (powszechnie stosowanych w samolotach) poprzez spożycie zewnętrznego płynu (bardzo typowo powietrza) i wyrzucenie go przy większej prędkości.
Dysza napędowa
Dysza napędowa jest kluczowym elementem wszystkich silników odrzutowych, ponieważ tworzy strumień spalin . Dysze napędowe zamieniają energię wewnętrzną i ciśnienie w energię kinetyczną dużej prędkości. Całkowite ciśnienie i temperatura nie zmieniają się przez dyszę, ale ich wartości statyczne spadają wraz ze wzrostem prędkości gazu.
Prędkość powietrza wchodzącego do dyszy jest niska, około 0,4 Macha, co jest warunkiem wstępnym minimalizacji strat ciśnienia w przewodzie prowadzącym do dyszy. Temperatura wchodząca do dyszy może być tak niska, jak temperatura otoczenia na poziomie morza dla dyszy wentylatorowej w zimnym powietrzu na wysokościach rejsowych. Może być tak wysoka jak temperatura spalin 1000K dla silnika z naddźwiękowym dopalaniem lub 2200K z włączonym dopalaczem. Ciśnienie wchodzące do dyszy może zmieniać się od 1,5-krotności ciśnienia na zewnątrz dyszy, dla wentylatora jednostopniowego, do 30-krotności dla najszybszego samolotu załogowego z prędkością 3+.
Dysze zbieżne są w stanie przyspieszyć gaz tylko do lokalnych warunków dźwiękowych (Mach 1). Aby osiągnąć wysokie prędkości lotu, wymagane są jeszcze większe prędkości wydechu, dlatego w szybkich samolotach często stosuje się dyszę zbieżno-rozbieżną .
Siła ciągu dyszy jest największa, gdy ciśnienie statyczne gazu osiąga wartość otoczenia podczas opuszczania dyszy. Dzieje się tak tylko wtedy, gdy obszar wylotu dyszy jest prawidłową wartością dla stosunku ciśnienia dyszy (npr). Ponieważ npr zmienia się wraz z ustawieniem ciągu silnika i prędkością lotu, zdarza się to rzadko. Również przy prędkościach naddźwiękowych obszar rozbieżności jest mniejszy niż wymagany, aby zapewnić pełną wewnętrzną ekspansję ciśnieniu otoczenia w zamian za opór zewnętrzny ciała. Whitford podaje przykład F-16. Inne niedopracowane przykłady to XB-70 i SR-71.
Wielkość dysz wraz z powierzchnią dysz turbiny określa ciśnienie robocze sprężarki.
Pchnięcie
Efektywność energetyczna związana z samolotowymi silnikami odrzutowymi
Ten przegląd pokazuje, gdzie występują straty energii w kompletnych jednostkach napędowych samolotów odrzutowych lub instalacjach silnikowych.
Silnik odrzutowy w stanie spoczynku, podobnie jak na stanowisku badawczym, zasysa paliwo i wytwarza ciąg. Jak dobrze to robi, ocenia się na podstawie tego, ile zużywa paliwa i jaka siła jest wymagana, aby go powstrzymać. To jest miara jego skuteczności. Jeśli coś pogorszy się w silniku (znane jako pogorszenie osiągów), będzie on mniej wydajny i będzie to oznaczać, że paliwo wytworzy mniejszy ciąg. W przypadku zmiany części wewnętrznej, która umożliwia płynniejszy przepływ powietrza/gazów spalinowych, silnik będzie bardziej wydajny i zużyje mniej paliwa. Standardowa definicja służy do oceny, w jaki sposób różne rzeczy zmieniają wydajność silnika, a także do dokonywania porównań między różnymi silnikami. Ta definicja nazywa się jednostkowym zużyciem paliwa , czyli ile paliwa potrzeba do wytworzenia jednej jednostki ciągu. Na przykład wiadomo, że w przypadku konkretnego projektu silnika, jeśli niektóre nierówności w kanale obejściowym zostaną wygładzone, powietrze będzie płynąć płynniej, co spowoduje zmniejszenie strat ciśnienia o x% i y%, aby uzyskać mniej paliwa, aby uzyskać na przykład przy wyłączonym ciągu. To zrozumienie mieści się w dyscyplinie inżynieryjnej osiągi silników odrzutowych . O tym, jak na wydajność wpływa prędkość jazdy i dostarczanie energii do systemów statku powietrznego, wspomniano później.
Sprawność silnika jest sterowana przede wszystkim warunkami pracy wewnątrz silnika, którymi są ciśnienie wytwarzane przez sprężarkę oraz temperatura spalin na pierwszym zestawie wirujących łopatek turbiny. Ciśnienie to najwyższe ciśnienie powietrza w silniku. Temperatura wirnika turbiny nie jest najwyższa w silniku, ale jest najwyższa, przy której następuje transfer energii (wyższe temperatury występują w komorze spalania). Powyższe ciśnienie i temperaturę przedstawiono na wykresie cyklu termodynamicznego .
Sprawność jest dodatkowo modyfikowana przez płynność przepływu powietrza i gazów spalinowych przez silnik oraz wyrównanie przepływu (tzw. kąt padania) z ruchomymi i nieruchomymi kanałami w sprężarkach i turbinach. Nieoptymalne kąty, a także nieoptymalne przejścia i kształty ostrzy mogą powodować pogrubienie i oddzielenie warstw przyściennych oraz powstawanie fal uderzeniowych . Ważne jest, aby spowolnić przepływ (niższa prędkość oznacza mniejsze straty ciśnienia lub spadek ciśnienia ), gdy przepływa przez kanały łączące różne części. To, jak dobrze poszczególne komponenty przyczyniają się do zamiany paliwa w ciąg, określa się ilościowo za pomocą takich pomiarów, jak sprawność sprężarek, turbin i komory spalania oraz straty ciśnienia w kanałach. Są one pokazane jako linie na schemacie cyklu termodynamicznego .
Sprawność silnika lub sprawność cieplna, znana jako . zależy od parametrów cyklu termodynamicznego , maksymalnego ciśnienia i temperatury oraz od sprawności komponentów, , i strat ciśnienia w kanałach.
Silnik sam potrzebuje sprężonego powietrza tylko do pomyślnej pracy. Powietrze to pochodzi z własnej sprężarki i nazywane jest powietrzem wtórnym. Nie przyczynia się do wytwarzania ciągu, przez co silnik jest mniej wydajny. Służy na przykład do zachowania mechanicznej integralności silnika, zapobiegania przegrzewaniu się części i zapobiegania wyciekaniu oleju z łożysk. Tylko część tego powietrza pobranego ze sprężarek powraca do strumienia turbiny, aby przyczynić się do wytwarzania ciągu. Każde zmniejszenie potrzebnej ilości poprawia sprawność silnika. Ponownie, będzie wiadomo w przypadku konkretnego projektu silnika, że zmniejszone zapotrzebowanie na przepływ chłodzenia o x% zmniejszy jednostkowe zużycie paliwa o y%. Innymi słowy, na przykład do uzyskania ciągu startowego potrzeba mniej paliwa. Silnik jest bardziej wydajny.
Wszystkie powyższe rozważania mają podstawowe znaczenie dla tego, że silnik pracuje samodzielnie, a jednocześnie nie robi nic użytecznego, tj. nie porusza statku powietrznego ani nie dostarcza energii do układów elektrycznych, hydraulicznych i powietrznych statku powietrznego. W samolocie silnik oddaje część swojego potencjału wytwarzania ciągu lub paliwa do zasilania tych systemów. Te wymagania, które powodują straty instalacji, zmniejszają jej wydajność. Wykorzystuje trochę paliwa, które nie przyczynia się do ciągu silnika.
Wreszcie, kiedy samolot leci, sam odrzutowiec zawiera zmarnowaną energię kinetyczną po opuszczeniu silnika. Jest to określane ilościowo za pomocą terminu napędowa lub Froude'a, wydajność i może być zmniejszona przez przeprojektowanie silnika, aby zapewnić mu przepływ obejściowy i niższą prędkość dla strumienia napędowego, na przykład jako silnik turbośmigłowy lub turbowentylatorowy. W tym samym czasie prędkość do przodu zwiększa się poprzez zwiększenie stosunku ciśnienia całkowitego .
Ogólną sprawność silnika przy prędkości lotu określa się jako .
W locie prędkość zależy od tego jak dobrze spożycie spręża powietrze, zanim zostanie przekazany do sprężarki silnika. Współczynnik kompresji wlotu, który może wynosić nawet 32:1 przy Mach 3, dodaje się do współczynnika sprężarki silnika, aby uzyskać ogólny współczynnik ciśnienia i dla cyklu termodynamicznego . To, jak dobrze to robi, określa odzyskiwanie ciśnienia lub miara strat w poborze. Lot załogowy Mach 3 stanowi ciekawą ilustrację tego, jak straty te mogą gwałtownie wzrosnąć w jednej chwili. North American XB-70 Valkyrie i Lockheed SR-71 Blackbird w Mach 3 każdy miał odzyski ciśnieniem około 0,8, z powodu stosunkowo niskich stratach w procesie kompresji, czyli poprzez system wielu wstrząsów. Podczas „rozruchu” wydajny system amortyzatorów zostałby zastąpiony bardzo nieefektywnym pojedynczym amortyzatorem poza wlotem i odzyskiem ciśnienia wlotowego około 0,3 i odpowiednio niskim stosunkiem ciśnienia.
Dysza napędowa przy prędkościach powyżej około Mach 2 zwykle ma dodatkowe wewnętrzne straty ciągu, ponieważ obszar wylotowy nie jest wystarczająco duży, jako kompromis z zewnętrznym oporem korpusu tylnego.
Chociaż silnik obejściowy poprawia sprawność napędu, sam ponosi straty w samym silniku. Należy dodać maszyny do przesyłania energii z generatora gazu do obejściowego przepływu powietrza. Niskie straty z dyszy napędowej turboodrzutowca są uzupełniane dodatkowymi stratami wynikającymi z niesprawności dodanej turbiny i wentylatora. Mogą one być zawarte w wydajności transmisji lub transferu . Straty te są jednak z nawiązką rekompensowane przez poprawę sprawności napędu. Występują również dodatkowe straty ciśnienia w kanale obejściowym i dodatkowa dysza napędowa.
Wraz z pojawieniem się turbowentylatorów z ich przynoszącą straty maszynerią, to, co dzieje się w silniku, zostało przez Bennetta rozdzielone, na przykład, między generator gazu a maszynę przenoszącą .
Efektywność energetyczna ( ) silników odrzutowych zainstalowanych w pojazdach składa się z dwóch głównych elementów:
- sprawność napędu ( ): jaka część energii odrzutu trafia do nadwozia pojazdu, a nie jest odprowadzana jako energia kinetyczna odrzutowca.
- wydajność cyklu ( ): jak skutecznie silnik może przyspieszyć odrzutowiec
Mimo że ogólna efektywność energetyczna wynosi:
dla wszystkich silników odrzutowych sprawność napędu jest najwyższa, gdy prędkość strumienia spalin zbliża się do prędkości pojazdu, ponieważ daje to najmniejszą resztkową energię kinetyczną. W przypadku silnika oddychającego powietrzem prędkość spalin równa prędkości pojazdu lub równa jedności daje zerowy ciąg bez zmiany pędu netto. Wzór na silniki oddychające powietrzem poruszające się z prędkością z prędkością spalin , z pominięciem przepływu paliwa, jest następujący:
A dla rakiety:
Oprócz sprawności napędu innym czynnikiem jest sprawność cyklu ; silnik odrzutowy jest formą silnika cieplnego. Sprawność silnika cieplnego jest określana przez stosunek temperatur osiąganych w silniku do temperatur wydmuchiwanych w dyszy. Z biegiem czasu sytuacja ta ulegała ciągłej poprawie, ponieważ wprowadzono nowe materiały, aby umożliwić wyższe maksymalne temperatury cyklu. Na przykład dla łopatek turbin HP, które pracują w maksymalnej temperaturze cyklu, opracowano materiały kompozytowe, łączące metal z ceramiką. Wydajność jest również ograniczona przez całkowity stosunek ciśnień, który można osiągnąć. Wydajność cyklu jest najwyższa w silnikach rakietowych (~60+%), ponieważ mogą one osiągnąć ekstremalnie wysokie temperatury spalania. Wydajność cyklu w turboodrzutowym i podobnych jest bliższa 30%, ze względu na znacznie niższe szczytowe temperatury cyklu.
Sprawność spalania większości lotniczych turbinowych silników spalinowych w warunkach startu na poziomie morza wynosi prawie 100%. Zmniejsza się nieliniowo do 98% w warunkach rejsu wysokościowego. Stosunek powietrza do paliwa waha się od 50:1 do 130:1. Dla każdego typu komory spalania istnieje bogata i słaba granica stosunku powietrza do paliwa, powyżej której płomień gaśnie. Zakres stosunku powietrza do paliwa pomiędzy bogatą i słabą granicą zmniejsza się wraz ze wzrostem prędkości powietrza. Jeżeli zwiększający się przepływ mas powietrza zmniejszy stosunek paliwa poniżej pewnej wartości, nastąpi wygaśnięcie płomienia.
Zużycie paliwa lub propelent
Koncepcją ściśle powiązaną (ale inną) z efektywnością energetyczną jest tempo zużycia masy paliwa. Zużycie paliwa w silnikach odrzutowych mierzy się jednostkowym zużyciem paliwa , jednostkowym impulsem lub efektywną prędkością spalin . Wszystkie mierzą to samo. Impuls jednostkowy i efektywna prędkość spalin są ściśle proporcjonalne, natomiast jednostkowe zużycie paliwa jest odwrotnie proporcjonalne do pozostałych.
W przypadku silników oddychających powietrzem, takich jak turboodrzutowe, sprawność energetyczna i sprawność paliwa (paliwa) są takie same, ponieważ paliwo jest paliwem i źródłem energii. W rakietach paliwo jest również spalinami, a to oznacza, że paliwo o wysokiej energii zapewnia lepszą wydajność paliwa, ale w niektórych przypadkach może w rzeczywistości dać niższą wydajność energetyczną.
Można zauważyć w tabeli (tuż poniżej), że poddźwiękowe turbofans takie jak General Electric CF6 turbofan używać dużo mniej paliwa, aby wygenerować ciąg na sekundę niż zrobił Concorde „s Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turboodrzutowe. Ponieważ jednak energia to siła razy odległość, a odległość na sekundę była większa dla Concorde'a, rzeczywista moc generowana przez silnik przy tej samej ilości paliwa była wyższa dla Concorde'a przy 2 Macha niż CF6. W ten sposób silniki Concorde były bardziej wydajne pod względem zużycia energii na milę.
Typ silnika | Pierwszy bieg | Scenariusz | Spec. zużycie paliwa | Specyficzny impuls (y) |
Efektywna prędkość spalin (m/s) |
Masa |
Stosunek ciągu do masy (poziom morza) |
|
---|---|---|---|---|---|---|---|---|
(funt/funt-f·h) | (g/kN·s) | |||||||
Silnik rakietowy na paliwo stałe Avio P80 | 2006 | Odkurzacz pierwszego stopnia Vega | 13 | 360 | 280 | 2700 | 16160 funtów (7330 kg) (pusty) | |
Silnik rakietowy Avio Zefiro 23 na paliwo stałe | 2006 | Odkurzacz drugiego stopnia Vega | 12.52 | 354,7 | 287,5 | 2819 | 4266 funtów (1935 kg) (pusty) | |
Silnik rakietowy Avio Zefiro 9A na paliwo stałe | 2008 | Odkurzacz trzeciego stopnia Vega | 12.20 | 345,4 | 295,2 | 2895 | 1997 funtów (906 kg) (pusty) | |
Silnik rakietowy na paliwo ciekłe RD-843 | Próżnia górnego stopnia Vega | 11,41 | 323,2 | 315,5 | 3094 | 35,1 funta (15,93 kg) (na sucho) | ||
Silnik rakietowy na paliwo płynne Kouznetsov NK-33 | lata 70. | N-1F , próżnia pierwszego stopnia Soyuz-2-1v | 10,9 | 308 | 331 | 3250 | 2730 funtów (1240 kg) (na sucho) | 136,8 |
Silnik rakietowy na paliwo ciekłe NPO Energomash RD-171M | Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , odkurzacz pierwszego stopnia Zenit-3F | 10,7 | 303 | 337 | 3300 | 21500 funtów (9750 kg) (na sucho) | 79,57 | |
Silnik rakietowy LE-7A na paliwo płynne | H-IIA , H-IIB próżnia pierwszego stopnia | 8.22 | 233 | 438 | 4300 | 4000 funtów (1800 kg) (na sucho) | 62,2 | |
Kriogeniczny silnik rakietowy Snecma HM-7B | Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA próżnia górnego stopnia | 8.097 | 229,4 | 444.6 | 4360 | 364 funty (165 kg) (na sucho) | 43,25 | |
Kriogeniczny silnik rakietowy LE-5B-2 | H-IIA , H-IIB podciśnienie stopnia górnego | 8.05 | 228 | 447 | 4380 | 640 funtów (290 kg) (na sucho) | 51,93 | |
Kriogeniczny silnik rakietowy Aerojet Rocketdyne RS-25 | 1981 | Prom kosmiczny , próżnia pierwszego stopnia SLS | 7,95 | 225 | 453 | 4440 | 7004 funtów (3177 kg) (na sucho) | 53,79 |
Kriogeniczny silnik rakietowy Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 | Delta III , Delta IV , próżnia górnego stopnia SLS | 7,734 | 219,1 | 465,5 | 4565 | 664 funty (301 kg) (na sucho) | 37,27 | |
Ramjet | Mach 1 | 4,5 | 130 | 800 | 7800 | |||
NERVA NRX A6 jądrowy termiczny silnik rakietowy | 1967 | odkurzać | 869 | 40,001 funta (18,144 kg) (na sucho) | 1,39 | |||
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turbowentylator | Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statyczny poziom morza ( podgrzewanie ) | 2,5 | 70,8 | 1440 | 14120 | 2107 funtów (956 kg) (na sucho) | 7,59 | |
GE F101-GE-102 turbowentylatorowe | lata 70. | B-1B statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2,46 | 70 | 1460 | 14400 | 4400 funtów (2 000 kg) (na sucho) | 7.04 |
Tumansky R 25-300 turboodrzutowe | MIG-21bis statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2.206 | 62,5 | 1632 | 16000 | 2679 funtów (1215 kg) (na sucho) | 5,6 | |
GE J85-GE-21 turboodrzutowy | F-5E/F statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2.13 | 60,3 | 1690 | 16570 | 640 funtów (290 kg) (na sucho) | 7,81 | |
GE F110-GE-132 turbowentylator | F-16E/F Block 60 lub -129 podwyższają statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2,09 | 59,2 | 1722 | 16890 | 4050 funtów (1840 kg) (na sucho) | 7,9 | |
Honeywell / ITEC F125-GA-100 turbofan | F-CK-1 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2,06 | 58,4 | 1748 | 17140 | 1360 funtów (620 kg) (na sucho) | 6,8 | |
Snecma M53-P2 turbofan | Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/modernizacja statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 2,05 | 58,1 | 1756 | 17220 | 3307 funtów (1500 kg) (na sucho) | 6,46 | |
Snecma Atar 09C turboodrzutowy | Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , prototypowy statyczny poziom morza Mirage IV (podgrzewanie) | 2,03 | 57,5 | 1770 | 17400 | 3210 funtów (1456 kg) (na sucho) | 4.13 | |
Snecma Atar 09K-50 turboodrzutowy | Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,991 | 56,4 | 1808 | 17730 | 3,487 funtów (1582 kg) (na sucho) | 4,55 | |
GE J79-GE-15 turboodrzutowy | F-4E/EJ/F/G , RF-4E statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,965 | 55,7 | 1832 | 17970 | 3850 funtów (1750 kg) (na sucho) | 4,6 | |
Saturn AL-31F turbowentylator | Su-27/P/K statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,96 | 55,5 | 1837 | 18010 | 3350 funtów (1520 kg) (na sucho) | 8.22 | |
J-58 turboodrzutowy | 1958 | SR-71 z prędkością 3,2 Macha (podgrzewanie) | 1,9 | 53,8 | 1895 | 18580 | 6000 funtów (2700 kg) (na sucho) | |
GE F110-GE-129 turbowentylator | F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,9 | 53,8 | 1895 | 18580 | 3980 funtów (1810 kg) (na sucho) | 7,36 | |
Sołowiew D-30F6 turbowentylator | MiG-31 , S-37/Su-47 statyczny poziom morza (Reheat) | 1,863 | 52,8 | 1932 | 18950 | 5326 funtów (2416 kg) (na sucho) | 7,856 | |
Lulka AL-21F-3 turboodrzutowy | Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,86 | 52,7 | 1935 | 18980 | 3790 funtów (1720 kg) (na sucho) | 5,61 | |
Klimov RD-33 turbowentylator | 1974 | MiG-29 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1.85 | 52,4 | 1946 | 19080 | 2326 funtów (1055 kg) (na sucho) | 7,9 |
Saturn AL-41F-1S turbowentylator | Su-35S/T-10BM statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,819 | 51,5 | 1979 | 1941 | 3536 funtów (1604 kg) (na sucho) | 8.75-9.04 | |
Volvo RM12 turbofan | 1978 | Gripen A/B/C/D statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,78 | 50,4 | 2022 | 19830 | 2315 funtów (1050 kg) (na sucho) | 7,82 |
GE F404-GE-402 turbowentylator | F/A-18C/D statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,74 | 49 | 2070 | 20300 | 2282 funty (1035 kg) (na sucho) | 7,756 | |
Kuzniecow NK-32 turbowentylator | 1980 | Tu-144LL , Tu-160 statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,7 | 48 | 2100 | 21000 | 7500 funtów (3400 kg) (na sucho) | 7,35 |
Snecma M88-2 turbowentylator | 1989 | Rafale statyczny poziom morza (podgrzewanie) | 1,663 | 47.11 | 2165 | 21230 | 1,978 funta (897 kg) (na sucho) | 8.52 |
Eurojet EJ 200 turbofan | 1991 | Eurofighter , prototypowy Bloodhound LSR statyczny poziom morza (Reheat) | 1,66–1,73 | 47–49 | 2080–2170 | 20400–21300 | 2180,0 funtów (988,83 kg) (na sucho) | 9.17 |
GE J85-GE-21 turboodrzutowy | F-5E/F statyczny poziom morza (suchy) | 1,24 | 35,1 | 2900 | 28500 | 640 funtów (290 kg) (na sucho) | 5,625 | |
RR/Snecma Olympus 593 turboodrzutowy | 1966 | Concorde w rejsie Mach 2 (suchy) | 1.195 | 33,8 | 3010 | 29500 | 7000 funtów (3175 kg) (na sucho) | |
Snecma Atar 09C turboodrzutowy | Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , prototypowy statyczny poziom morza Mirage IV (suchy) | 1,01 | 28,6 | 3560 | 35000 | 3210 funtów (1456 kg) (na sucho) | 2,94 | |
Snecma Atar 09K-50 turboodrzutowy | Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statyczny poziom morza (suchy) | 0,981 | 27,8 | 3670 | 36000 | 3,487 funtów (1582 kg) (na sucho) | 2,35 | |
Snecma Atar 08K-50 turboodrzutowy | Statyczny poziom morza Super Étendard | 0,971 | 27,5 | 3710 | 36400 | 2568 funtów (1165 kg) (na sucho) | ||
Tumansky R 25-300 turboodrzutowe | MIG-21bis statyczny poziom morza (suchy) | 0,961 | 27,2 | 3750 | 36700 | 2679 funtów (1215 kg) (na sucho) | ||
Lulka AL-21F-3 turboodrzutowy | Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statyczny poziom morza (suchy) | 0,86 | 24,4 | 4190 | 41100 | 3790 funtów (1720 kg) (na sucho) | 3,89 | |
GE J79-GE-15 turboodrzutowy | F-4E/EJ/F/G , RF-4E statyczny poziom morza (suchy) | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | 3850 funtów (1750 kg) (na sucho) | 2,95 | |
Snecma M53-P2 turbofan | Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/modernizacja statyczny poziom morza (sucha) | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | 3307 funtów (1500 kg) (na sucho) | 4,37 | |
Volvo RM12 turbofan | 1978 | Gripen A/B/C/D statyczny poziom morza (suchy) | 0,824 | 23,3 | 4370 | 42800 | 2315 funtów (1050 kg) (na sucho) | 5.244 |
RR Turbomeca Adour Mk 106 turbowentylator | 1999 | Jaguar modernizacja statyczny poziom morza (suchy) | 0,81 | 23 | 4400 | 44000 | 1,784 funta (809 kg) (na sucho) | 4,725 |
Honeywell / ITEC F124-GA-100 turbofan | 1979 | L-159 , X-45 statyczny poziom morza | 0,81 | 22,9 | 4440 | 43600 | 1050 funtów (480 kg) (na sucho) | 5,3 |
Honeywell / ITEC F125-GA-100 turbofan | F-CK-1 statyczny poziom morza (suchy) | 0,8 | 22,7 | 4500 | 44100 | 1360 funtów (620 kg) (na sucho) | 4,43 | |
PW-9 JT8D turbofan | 737 Oryginalny rejs | 0,8 | 22,7 | 4500 | 44100 | 3205–3402 funtów (1454–1543 kg) (na sucho) | ||
PW J52-P-408 turboodrzutowy | A-4M/N , TA-4KU , EA-6B statyczny poziom morza | 0,79 | 22,4 | 4560 | 44700 | 2318 funtów (1051 kg) (na sucho) | 4,83 | |
Saturn AL-41F-1S turbowentylator | Su-35S/T-10BM statyczny poziom morza (suchy) | 0,79 | 22,4 | 4560 | 44700 | 3536 funtów (1604 kg) (na sucho) | 5.49 | |
Snecma M88-2 turbowentylator | 1989 | Rafale statyczny poziom morza (suchy) | 0,782 | 22.14 | 4600 | 45100 | 1,978 funta (897 kg) (na sucho) | 5.68 |
Klimov RD-33 turbowentylator | 1974 | MiG-29 statyczny poziom morza (suchy) | 0,77 | 21,8 | 4680 | 45800 | 2326 funtów (1055 kg) (na sucho) | 4,82 |
RR Pegasus 11-61 turbofan | AV-8B+ statyczny poziom morza | 0,76 | 21,5 | 4740 | 46500 | 3960 funtów (1800 kg) (na sucho) | 6 | |
Eurojet EJ 200 turbofan | 1991 | Eurofighter , Prototyp Bloodhound LSR statyczny poziom morza (suchy) | 0,74–0,81 | 21–23 | 4400–4900 | 44000–48000 | 2180,0 funtów (988,83 kg) (na sucho) | 6.11 |
GE F414-GE-400 turbowentylator | 1993 | F/A-18E/F statyczny poziom morza (suchy) | 0,724 | 20,5 | 4970 | 48800 | 2445 funtów (1109 kg) (na sucho) | 5.11 |
Kuzniecow NK-32 turbowentylator | 1980 | Tu-144LL , Tu-160 statyczny poziom morza (suchy) | 0,72-0,73 | 20–21 | 4900–5000 | 48000–49000 | 7500 funtów (3400 kg) (na sucho) | 4,06 |
Turbowentylator z przekładnią Honeywell ALF502R-5 | BAe 146-100/200/200ER/300 rejs | 0,72 | 20,4 | 5000 | 49000 | 1,336 funtów (606 kg) (na sucho) | 5.22 | |
Sołowiew D-30F6 turbowentylator | MiG-31 , S-37/Su-47 statyczny poziom morza (suchy) | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 5326 funtów (2416 kg) (na sucho) | 3,93 | |
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 turbowentylator | 1972 | Statyczny poziom morza Alpha Jet | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 650 funtów (295 kg) (na sucho) | 4,567 |
Sołowiew D-30KP-2 turbowentylator | Ił-76MD/MDK/SK/VPK , Ił-78/M rejs | 0,715 | 20,3 | 5030 | 49400 | 5820 funtów (2640 kg) (na sucho) | 5.21 | |
Sołowiew D-30KU-154 turbowentylator | Rejs Tu-154M | 0,705 | 20,0 | 5110 | 50100 | 5082 funtów (2305 kg) (na sucho) | 4,56 | |
Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 turbowentylator | 1981 | Kawasaki T-4 statyczny poziom morza | 0,7 | 19,8 | 5140 | 50400 | 750 funtów (340 kg) (na sucho) | 4,9 |
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 turbowentylator | 1984 | Fokker 70 , Fokker 100 rejs | 0,69 | 19,5 | 5220 | 51200 | 3185 funtów (1445 kg) (na sucho) | 4.2 |
GE CF34-3 turbofan | 1982 | CRJ100 / 200 , seria CL600 , CL850 rejs | 0,69 | 19,5 | 5220 | 51200 | 1670 funtów (760 kg) (na sucho) | 5,52 |
GE CF34-8E turbofan | Rejs E170/175 | 0,68 | 19,3 | 5290 | 51900 | 1200 kg (2600 funtów) (na sucho) | 5,6 | |
Turbowentylator z przekładnią Honeywell TFE731-60 | Falcon 900EX/DX/LX, rejs VC-900 | 0,679 | 19,2 | 5300 | 52000 | 988 funtów (448 kg) (na sucho) | 5,06 | |
CFM CFM56-2C1 turbowentylator | Rejs DC-8 Super 70 | 0,671 | 19,0 | 5370 | 52600 | 4635 funtów (2102 kg) (na sucho) | 4.746 | |
GE CF34-8C turbofan | Rejs CRJ700/900/1000 | 0,67-0,68 | 19 | 5300–5400 | 52000-53000 | 2400–2450 funtów (1090–1110 kg) (na sucho) | 5,7-6,1 | |
CFM CFM56-3C1 turbowentylator | 737 Klasyczny rejs | 0,667 | 18,9 | 5400 | 52900 | 4308-4334 funtów (1954-1966 kg) (na sucho) | 5,46 | |
Saturn AL-31F turbowentylator | Su-27/P/K statyczny poziom morza (suchy) | 0,666-0,78 | 18,9–22,1 | 4620-5410 | 45300-53000 | 3350 funtów (1520 kg) (na sucho) | 4,93 | |
RR Spey RB.168 Mk.807 turbofan | Statyczny poziom morza AMX | 0,66 | 18,7 | 5450 | 53500 | 2417 funtów (1096 kg) (na sucho) | 4,56 | |
CFM CFM56-2A2 turbowentylator | 1974 | Rejs E-3D, KE-3A , E-6A/B | 0,66 | 18,7 | 5450 | 53500 | 4819 funtów (2186 kg) (na sucho) | 4,979 |
RR BR725 turbofan | 2008 | Rejs G650/ER | 0,657 | 18,6 | 5480 | 53700 | 3605 funtów (1635,2 kg) (na sucho) | 4,69 |
CFM CFM56-2B1 turbowentylator | Rejs KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE | 0,65 | 18,4 | 5540 | 54300 | 4672 funty (2119 kg) (na sucho) | 4,7 | |
GE CF34-10A turbofan | Rejs ARJ21 | 0,65 | 18,4 | 5540 | 54300 | 3700 funtów (1700 kg) (na sucho) | 5.1 | |
CFE CFE738-1-1B turbowentylator | 1990 | Rejs Falcon 2000 | 0,645 | 18,3 | 5580 | 54700 | 1,325 funta (601 kg) (na sucho) | 4,32 |
RR BR710 turbofan | 1995 | C-37, Gulfstream V , G550 , E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express/XRS, Global 5000/6000 , Raytheon Sentinel , GlobalEye (oryginalny) rejs | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 4009 funtów (1818,4 kg) (na sucho) | 3,84 |
GE F110-GE-129 turbowentylator | F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statyczny poziom morza (suchy) | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3980 funtów (1810 kg) (na sucho) | 4.27 | |
GE F110-GE-132 turbowentylator | F-16E/F Block 60 lub -129 podwyższenie statycznego poziomu morza (suchy) | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 4050 funtów (1840 kg) (na sucho) | ||
GE CF34-10E turbofan | E190/195 , Lineage 1000 rejs | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3700 funtów (1700 kg) (na sucho) | 5.2 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 turbowentylator | Statyczny poziom morza Tornado ECR (suchy) | 0,637 | 18,0 | 5650 | 55400 | 2160 funtów (980 kg) (na sucho) | 4.47 | |
CFM CF6-50C2 turbofan | A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/F/CF , rejs KC-10A | 0,63 | 17,8 | 5710 | 56000 | 8731 funtów (3960 kg) (na sucho) | 6.01 | |
Powerjet SaM146-1S18 turbofan | Rejs Superjetem LR | 0,629 | 17,8 | 5720 | 56100 | 4980 funtów (2260 kg) (na sucho) | 3,5 | |
CFM CFM56-7B24 turbowentylator | rejs 737-700/800/900 | 0,627 | 17,8 | 5740 | 56300 | 5216 funtów (2366 kg) (na sucho) | 4,6 | |
RR BR715 turbofan | 1997 | 717 rejs | 0,62 | 17,6 | 5810 | 56900 | 4597 funtów (2085 kg) (na sucho) | 4,55-4,68 |
PW F119-PW-100 turbofan | 1992 | F-22 statyczny poziom morza (suchy) | 0,61 | 17,3 | 5900 | 57900 | 3900 funtów (1800 kg) (na sucho) | 6,7 |
GE CF6-80C2-B1F turbowentylatorowe | 747-400 rejs | 0,605 | 17,1 | 5950 | 58400 | 9499 funtów (4309 kg) | 6,017 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turbowentylator | Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statyczny poziom morza (suchy) | 0,598 | 16,9 | 6020 | 59000 | 2107 funtów (956 kg) (na sucho) | 4,32 | |
CFM CFM56-5A1 turbowentylator | A320-111 / 211 cruise | 0,596 | 16,9 | 6040 | 59200 | 5139 funtów (2331 kg) (na sucho) | 5 | |
Aviadvigatel PS-90A1 turbofan | Ił-96-400 / T rejs | 0,595 | 16,9 | 6050 | 59300 | 6500 funtów (2950 kg) (na sucho) | 5,9 | |
PW PW2040 turbofan | 757-200/200ET/200F , rejs C-32 | 0,582 | 16,5 | 6190 | 60700 | 7185 funtów (3259 kg) | 5.58 | |
PW PW4098 turbofan | rejs 777-300 | 0,581 | 16,5 | 6200 | 60800 | 36 400 funtów (16 500 kg) (na sucho) | 5,939 | |
GE CF6-80C2-B2 turbowentylatorowe | 767-200ER/300/300ER rejs | 0,576 | 16,3 | 6250 | 61300 | 9388 funtów (4258 kg) | 5.495 | |
IAE V2525-D5 turbofan | Rejs MD-90 | 0,574 | 16,3 | 6270 | 61500 | 5252 funty (2382 kg) | 4,76 | |
IAE V2533-A5 turbofan | Rejs A321-231 | 0,574 | 16,3 | 6270 | 61500 | 5139 funtów (2331 kg) | 6,42 | |
GE F101-GE-102 turbowentylatorowe | lata 70. | B-1B statyczny poziom morza (suchy) | 0,562 | 15,9 | 6410 | 62800 | 4400 funtów (2 000 kg) (na sucho) | 3,9 |
RR Trent 700 turbofan | 1992 | A330 , A330 MRTT , rejs Beluga XL | 0,562 | 15,9 | 6410 | 62800 | 13 580 funtów (6160 kg) (na sucho) | 4,97-5,24 |
RR Trent 800 turbofan | 1993 | 777-200/200ER/300 rejs | 0,560 | 15,9 | 6430 | 63000 | 13 400 funtów (6078 kg) (na sucho) | 5,7-6,9 |
Silnik turbowentylatorowy Sich Progress D-18T | 1980 | An-124 , rejs An-225 | 0,546 | 15,5 | 6590 | 64700 | 9000 funtów (4100 kg) (na sucho) | 5,72 |
CFM CFM56-5B4 turbowentylator | Rejs A320-214 | 0,545 | 15,4 | 6610 | 64800 | 5412–5513 funtów (2454,8–2500,6 kg) (na sucho) | 5.14 | |
CFM CFM56-5C2 turbowentylator | Rejs A340-211 | 0,545 | 15,4 | 6610 | 64800 | 5830 funtów (2644,4 kg) (na sucho) | 5.47 | |
RR Trent 500 turbofan | 1999 | Rejs A340-500/600 | 0,542 | 15,4 | 6640 | 65100 | 11 000 funtów (4990 kg) (na sucho) | 5,07-5,63 |
CFM LEAP-1B turbowentylator | 2014 | 737 MAX rejs | 0,53-0,56 | 15-16 | 6400–6800 | 63000–67000 | 6130 funtów (2780 kg) (na sucho) | |
Aviadvigatel PD-14 turbowentylatorowe | 2014 | Rejs MC-21-310 | 0,526 | 14,9 | 6840 | 67100 | 6330 funtów (2870 kg) (na sucho) | 4,88 |
RR Trent 900 turbofan | 2003 | Rejs A380 | 0,522 | 14,8 | 6900 | 67600 | 13 770 funtów (6246 kg) (na sucho) | 5,46-6,11 |
PW TF33-P-3 turbofan | B-52H, NB-52H statyczny poziom morza | 0,52 | 14,7 | 6920 | 67900 | 3900 funtów (1800 kg) (na sucho) | 4.36 | |
GE GE90-85B turbofan | rejs 777-200/200ER | 0,52 | 14,7 | 6920 | 67900 | 17400 funtów (7900 kg) | 5,59 | |
GE GEnx-1B76 turbowentylatorowe | 2006 | 787-10 rejs | 0,512 | 14,5 | 7030 | 69000 | 2658 funtów (1206 kg) (na sucho) | 5,62 |
Turbowentylator z przekładnią PW PW1400G | Rejs MC-21 | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 6300 funtów (2857,6 kg) (na sucho) | 5.01 | |
CFM LEAP-1C turbofan | 2013 | Rejs C919 | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 8662-8675 funtów (3929-3935 kg) (na mokro) | |
CFM LEAP-1A turbowentylator | 2013 | Rejs rodzinny A320neo | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 6592-6951 funtów (2990-3153 kg) (na mokro) | |
RR Trent 7000 turbofan | 2015 | Rejs A330neo | 0,506 | 14,3 | 7110 | 69800 | 14 209 funtów (6445 kg) (na sucho) | 5.13 |
RR Trent 1000 turbofan | 2006 | 787 rejs | 0,506 | 14,3 | 7110 | 69800 | 13 087-13 492 funtów (5936-6120 kg) (na sucho) | |
RR Trent XWB-97 turbowentylatorowe | 2014 | Rejs A350-1000 | 0,478 | 13,5 | 7530 | 73900 | 16640 funtów (7550 kg) (na sucho) | 5,82 |
Turbowentylator z przekładnią PW 1127G | 2012 | Rejs A320neo | 0,463 | 13.1 | 7780 | 76300 | 6300 funtów (2857,6 kg) (na sucho) | |
RR AE 3007H turbofan | RQ-4 , MQ-4C statyczny poziom morza | 0,39 | 11,0 | 9200 | 91000 | 1581 funtów (717 kg) (na sucho) | 5.24 | |
GE F118-GE-100 turbowentylator | lata 80. | B-2A Blok 30 statyczny poziom morza | 0,375 | 10,6 | 9600 | 94000 | 3200 funtów (1500 kg) (na sucho) | 5,9 |
GE F118-GE-101 turbowentylator | lata 80. | Statyczny poziom morza U-2S | 0,375 | 10,6 | 9600 | 94000 | 3150 funtów (1430 kg) (na sucho) | 6.03 |
CFM CF6-50C2 turbofan | A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/30F/30F(CF) , KC-10A statyczny poziom morza | 0,371 | 10,5 | 9700 | 95000 | 8731 funtów (3960 kg) (na sucho) | 6.01 | |
GE TF34-GE-100 turbowentylatorowe | A-10A, OA-10A, YA-10B statyczny poziom morza | 0,37 | 10,5 | 9700 | 95000 | 1440 funtów (650 kg) (na sucho) | 6,295 | |
CFM CFM56-2B1 turbowentylator | KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE statyczny poziom morza; | 0,36 | 10 | dziesięć tysięcy | 98000 | 4672 funty (2119 kg) (na sucho) | 4,7 | |
Silnik turbowentylatorowy Sich Progress D-18T | 1980 | An-124 , An-225 statyczny poziom morza | 0,345 | 9,8 | 10400 | 102000 | 9000 funtów (4100 kg) (na sucho) | 5,72 |
PW F117-PW-100 turbofan | Statyczny poziom morza C-17 | 0,34 | 9,6 | 10600 | 104000 | 7100 funtów (3200 kg) | 5,41-6,16 | |
PW PW2040 turbofan | 757-200/200ET/200F , C-32 statyczny poziom morza | 0,33 | 9,3 | 10900 | 107000 | 7185 funtów (3259 kg) | 5.58 | |
CFM CFM56-3C1 turbowentylator | 737 Klasyczny statyczny poziom morza | 0,33 | 9,3 | 11000 | 110000 | 4308-4334 funtów (1954-1966 kg) (na sucho) | 5,46 | |
GE CF6-80C2 turbofan | 747-400 , 767 , KC-767 , MD-11 , A300-600R/600F , A310-300 , A310 MRTT , Beluga , C-5M , Kawasaki C-2 statyczny poziom morza | 0,307-0,344 | 8,7–9,7 | 10500-11700 | 103000-115000 | 9480–9860 funtów (4300–4470 kg) | ||
EA GP7270 turbofan | A380-861 statyczny poziom morza | 0,299 | 8,5 | 12000 | 118000 | 14 797 funtów (6712 kg) (na sucho) | 5.197 | |
GE GE90-85B turbofan | 777-200/200ER/300 statyczny poziom morza | 0,298 | 8.44 | 12080 | 118500 | 17400 funtów (7900 kg) | 5,59 | |
GE GE90-94B turbofan | 777-200/200ER/300 statyczny poziom morza | 0,2974 | 8.42 | 12100 | 118700 | 16 644 funtów (7550 kg) | 5,59 | |
RR Trent 970-84 turbowentylator | 2003 | A380-841 statyczny poziom morza | 0,295 | 8.36 | 12200 | 119700 | 13 825 funtów (6271 kg) (na sucho) | 5.436 |
GE GEnx-1B70 turbowentylatorowe | 787-8 statyczny poziom morza | 0,2845 | 8.06 | 12650 | 124100 | 13552 funtów (6147 kg) (na sucho) | 5.15 | |
RR Trent 1000C turbofan | 2006 | 787-9 statyczny poziom morza | 0,273 | 7,7 | 13200 | 129000 | 13 087-13 492 funtów (5936-6120 kg) (na sucho) |
Stosunek ciągu do masy
Stosunek ciągu do masy silników odrzutowych o podobnych konfiguracjach różni się w zależności od skali, ale jest głównie funkcją technologii budowy silnika. W przypadku danego silnika, im lżejszy silnik, tym lepszy stosunek ciągu do masy, tym mniej paliwa zużywa się do skompensowania oporu ze względu na siłę nośną potrzebną do przeniesienia masy silnika lub do przyspieszenia masy silnika.
Jak widać w poniższej tabeli, silniki rakietowe generalnie osiągają znacznie wyższy stosunek ciągu do masy niż silniki kanałowe, takie jak silniki turboodrzutowe i turbowentylatorowe. Dzieje się tak przede wszystkim dlatego, że rakiety prawie powszechnie wykorzystują gęstą ciecz lub stałą masę reakcyjną, co daje znacznie mniejszą objętość, a zatem system ciśnieniowy zasilający dyszę jest znacznie mniejszy i lżejszy przy tej samej wydajności. Silniki kanałowe muszą radzić sobie z powietrzem, które jest o dwa do trzech rzędów wielkości mniej gęste, co daje ciśnienie na znacznie większych obszarach, co z kolei powoduje, że potrzeba więcej materiałów inżynieryjnych do utrzymania silnika razem i sprężarki powietrza.
Silnik odrzutowy lub rakietowy | Masa | Pchnięcie, próżnia |
Stosunek ciągu do masy |
||
---|---|---|---|---|---|
(kg) | (funt) | (kN) | (funty siłowe) | ||
Rakietowy silnik jądrowy RD-0410 | 2000 | 4400 | 35,2 | 7900 | 1,8 |
Silnik odrzutowy J58 ( SR-71 Blackbird ) | 2722 | 6 001 | 150 | 34 000 | 5.2 |
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turboodrzutowy z dogrzewaniem ( Concorde ) |
3175 | 7000 | 169,2 | 38 000 | 5.4 |
Pratt & Whitney F119 | 1800 | 3900 | 91 | 20 500 | 7,95 |
Silnik rakietowy RD-0750 , tryb na trzy paliwo | 4621 | 10,188 | 1413 | 318 000 | 31,2 |
Silnik rakietowy RD-0146 | 260 | 570 | 98 | 22 000 | 38,4 |
Silnik rakietowy Rocketdyne RS-25 | 3177 | 7,004 | 2278 | 512 000 | 73,1 |
Silnik rakietowy RD-180 | 5,393 | 11 890 | 4152 | 933 000 | 78,5 |
Silnik rakietowy RD-170 | 9750 | 21 500 | 7887 | 1 773 000 | 82,5 |
F-1 ( pierwszy stopień Saturn V ) | 8391 | 18 499 | 7740,5 | 1 740 100 | 94,1 |
Silnik rakietowy NK-33 | 1222 | 2694 | 1,638 | 368 000 | 136,7 |
Silnik rakietowy Merlin 1D , wersja z pełnym ciągiem | 467 | 1030 | 825 | 185 000 | 180,1 |
Porównanie typów
Silniki śmigłowe obsługują większe przepływy masowe powietrza i dają im mniejsze przyspieszenie niż silniki odrzutowe. Ponieważ wzrost prędkości powietrza jest niewielki, przy dużych prędkościach lotu ciąg dostępny dla samolotów z napędem śmigłowym jest niewielki. Jednak przy niskich prędkościach silniki te korzystają ze stosunkowo wysokiej wydajności napędu .
Z drugiej strony turboodrzutowce przyspieszają znacznie mniejszy przepływ masowy powietrza dolotowego i spalonego paliwa, ale następnie odrzucają je z bardzo dużą prędkością. Gdy dysza de Lavala jest używana do przyspieszania gorących spalin z silnika, prędkość wylotowa może być lokalnie ponaddźwiękowa . Turbojety są szczególnie odpowiednie dla samolotów poruszających się z bardzo dużą prędkością.
Turbofans mają mieszany wydech składający się z powietrza obejściowego i gorącego gazu produktu spalania z rdzenia silnika. Ilość powietrza, która omija rdzeń silnika w porównaniu z ilością dopływającą do silnika, określa tak zwany współczynnik obejścia turbowentylatorowego (BPR).
Podczas gdy silnik turboodrzutowy wykorzystuje całą moc silnika do wytworzenia ciągu w postaci gorącego strumienia spalin o dużej prędkości, chłodne powietrze o niskiej prędkości w turbowentylatorze zapewnia od 30% do 70% całkowitego ciągu wytwarzanego przez układ turbowentylatorowy .
Ciąg netto ( F N ) generowany przez turbowentylator można również zwiększyć jako:
gdzie:
m e | = masowe natężenie przepływu spalin gorących spalin z rdzenia silnika |
m o | = natężenie masowe całkowitego przepływu powietrza wchodzącego do turbowentylatora = ṁ c + ṁ f |
m c | = masowe natężenie powietrza wlotowego, które przepływa do rdzenia silnika |
m m | = masowe natężenie powietrza wlotowego, które omija rdzeń silnika |
v f | = prędkość przepływu powietrza omijanego wokół rdzenia silnika |
v on | = prędkość gorących spalin z rdzenia silnika |
v o | = prędkość całkowitego wlotu powietrza = rzeczywista prędkość samolotu |
BPR | = Współczynnik obejścia |
Silniki rakietowe mają niezwykle wysoką prędkość spalin i dlatego najlepiej nadają się do dużych prędkości ( hipersonicznych ) i dużych wysokości. Przy każdej przepustnicy ciąg i sprawność silnika rakietowego poprawia się nieznacznie wraz ze wzrostem wysokości (ponieważ ciśnienie wsteczne spada, zwiększając ciąg netto na płaszczyźnie wylotowej dyszy), podczas gdy w przypadku turboodrzutowego (lub turbowentylatorowego) spada gęstość powietrza wejście do wlotu (i gorące gazy opuszczające dyszę) powoduje zmniejszenie ciągu netto wraz ze wzrostem wysokości. Silniki rakietowe są bardziej wydajne niż nawet scramjety powyżej około 15 Machów.
Wysokość i prędkość
Z wyjątkiem scramjetów , silniki odrzutowe pozbawione układów dolotowych mogą przyjmować powietrze tylko o około połowę prędkości dźwięku. Zadaniem systemu dolotowego w samolotach naddźwiękowych i naddźwiękowych jest spowolnienie przepływu powietrza i wykonanie części kompresji.
Granicą maksymalnej wysokości dla silników jest łatwopalność – na bardzo dużych wysokościach powietrze staje się zbyt rozrzedzone do spalania lub po sprężeniu zbyt gorące. Wydaje się, że dla silników turboodrzutowych możliwe są wysokości około 40 km, podczas gdy dla silników strumieniowych 55 km może być osiągalnych. Scramjety teoretycznie mogą pokonać 75 km. Silniki rakietowe oczywiście nie mają górnego limitu.
Na mniejszych wysokościach latanie szybciej kompresuje powietrze z przodu silnika , a to bardzo je ogrzewa. Zazwyczaj uważa się, że górna granica wynosi około Mach 5-8, ponieważ powyżej około Mach 5,5 azot atmosferyczny ma tendencję do reagowania ze względu na wysokie temperatury na wlocie, co powoduje znaczne zużycie energii. Wyjątkiem są odrzutowce scramjet, które mogą osiągnąć około 15 Macha lub więcej, ponieważ unikają spowalniania powietrza, a rakiety nie mają określonego ograniczenia prędkości.
Hałas
Hałas emitowany przez silnik odrzutowy ma wiele źródeł. Należą do nich, w przypadku silników turbogazowych, wentylator, sprężarka, komora spalania, turbina i dysze napędowe.
Strumień napędzający wytwarza hałas, który jest powodowany przez gwałtowne mieszanie się strumienia o dużej prędkości z otaczającym powietrzem. W przypadku poddźwiękowym hałas wytwarzają wiry, aw przypadku naddźwiękowym fale Macha . Moc dźwięku wypromieniowywana przez strumień zmienia się wraz z prędkością strumienia podniesioną do ósmej potęgi dla prędkości do 2000 stóp/s i zmienia się wraz z prędkością sześcienną powyżej 2000 stóp/s. Tak więc, dysze wylotowe o niższej prędkości emitowane przez silniki, takie jak turbowentylatory o wysokim obejściu, są najcichsze, podczas gdy dysze najszybsze, takie jak rakiety, turboodrzutowce i silniki strumieniowe, są najgłośniejsze. W przypadku komercyjnych samolotów odrzutowych hałas odrzutowy zmniejszył się od turboodrzutowego przez silniki obejściowe do turbowentylatorów w wyniku stopniowego zmniejszania prędkości odrzutowych. Na przykład JT8D, silnik z obejściem, ma prędkość odrzutu 1450 m/s, podczas gdy JT9D, turbowentylator, ma prędkość odrzutu 885 m/s (zimny) i 1190 m/s (gorący).
Pojawienie się turbowentylatora zastąpiło bardzo charakterystyczny dźwięk odrzutowca innym dźwiękiem znanym jako dźwięk „brzęczącej piły”. Źródłem są fale uderzeniowe powstające w naddźwiękowych łopatkach wentylatora przy ciągu startowym.
Chłodzenie
Odpowiednie odprowadzanie ciepła z części roboczych silnika odrzutowego ma kluczowe znaczenie dla utrzymania wytrzymałości materiałów silnika i zapewnienia długiej żywotności silnika.
Po 2016 roku trwają badania nad rozwojem technik chłodzenia transpiracyjnego elementów silników odrzutowych.
Operacja
W silniku odrzutowym każda główna sekcja obrotowa ma zwykle osobny miernik przeznaczony do monitorowania jego prędkości obrotowej. W zależności od marki i modelu, silnik odrzutowy może mieć wskaźnik N 1, który monitoruje sekcję sprężarki niskiego ciśnienia i/lub prędkość wentylatora w silnikach turbowentylatorowych. Sekcja generatora gazu mogą być kontrolowane przez N 2 miernika, a silniki potrójne szpula może N 3 miernik również. Każda sekcja silnika obraca się z prędkością wielu tysięcy obrotów na minutę. Dlatego ich mierniki są kalibrowane w procentach prędkości nominalnej, a nie rzeczywistej prędkości obrotowej, co ułatwia ich wyświetlanie i interpretację.
Zobacz też
- Powietrzny silnik turboodrzutowy
- Wyważarka
- Elementy silników odrzutowych
- Dysza silnika rakietowego
- Silnik turbinowy rakietowy
- Napęd statku kosmicznego
- Odwrócenie ciągu
- Rozwój turboodrzutowców w RAE
- Silnik o zmiennym cyklu
- Wtrysk wody (silnik)
Bibliografia
Bibliografia
- Brooks, David S. (1997). Wikingowie w Waterloo: Wartime Praca nad silnikiem odrzutowym Whittle przez firmę Rover Company . Rolls-Royce Heritage Trust. Numer ISBN 978-1-872922-08-9.
- Golley, Jan (1997). Genesis of the Jet: Frank Whittle i wynalezienie silnika odrzutowego . Prasa Crowood. Numer ISBN 978-1-85310-860-0.
- Wzgórze, Filipie; Peterson, Carl (1992), Mechanika i termodynamika napędu (2nd ed.), New York: Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
- Kerrebrock, Jack L. (1992). Silniki lotnicze i turbiny gazowe (wyd. 2). Cambridge, MA: Wydawnictwo MIT. Numer ISBN 978-0-262-11162-1.
Zewnętrzne linki
- Multimedia związane z silnikami odrzutowymi w Wikimedia Commons
- Słownikowa definicja silnika odrzutowego w Wikisłowniku
- Media o silnikach odrzutowych Rolls-Royce
- Artykuł How Stuff Works o tym, jak działa silnik z turbiną gazową
- Wpływ silnika odrzutowego na przemysł lotniczy
- An Overview of Military Jet Engine History , Dodatek B, s. 97-120, w Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp., 24 s., PDF)
- Podstawowy samouczek dotyczący silnika odrzutowego (wideo QuickTime)
- Artykuł o tym, jak działa silnik reakcji
- Lotniczy silnik turbiny gazowej i jego działanie: Inżynieria instalacji . East Hartford, Connecticut: United Aircraft Corporation. Luty 1958 . Źródło 29 września 2021 .