Двигатель сверхзвукового самолета: АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ • Большая российская энциклопедия

ЦИАМ

ЦИАМ

Как это работает.

Турбореактивный двухконтурный двигатель

Фото: ОАК

22 апреля 1941 года конструктор Архип Люлька получил авторское свидетельство на схему турбореактивного двухконтурного двигателя. Сегодня по схеме Люльки выпускается большинство турбореактивных двухконтурных двигателей в мире. 

Об устройстве турбореактивных двухконтурных двигателей и новых возможностях, которые они принесли в авиацию, – в нашем материале.

История создания

Поршневые двигатели, аналогичные тем, которые и сегодня стоят под капотом любой легковушки, поднимали в небо самолеты в первые сорок лет истории авиации. Во время Второй мировой войны, когда скорость боевых машин имела критическое значение, стало понятно, что поршневые самолеты подошли к своему пределу, и нужно искать что-то новое. Этим новым стал реактивный двигатель.  

Еще в 1903 году, когда взлетали первые самолеты братьев Райт, Константин Циолковский предложил применять реактивную тягу для преодоления притяжения Земли в своем труде «Исследование мировых пространств реактивными приборами». В СССР самым успешным проектом ТРД стали работы авиаконструктора Архипа Люльки. Разрабатывать тему он начал еще в 1930-е годы. Осенью 1940 года группа конструктора в Ленинграде закончила проект двигателя, получившего название РД-1. В 1941 году Люлька запатентовал собственную схему двухконтурного турбореактивного двигателя, которая и сегодня является эталоном для подобных силовых установок во всем мире.

Турбореактивный двигатель РД-1

К началу Великой Отечественной войны команда Люльки успела на 70% выполнить двигатель РД-1 в металле, но эвакуация на Урал прервала работы. Когда стало известно, что немцы достигли успеха в реактивном двигателестроении, об Архипе Люльке вспомнили. Вместе с командой саперов конструктор смог вывезти из блокадного Ленинграда чертежи и детали своего реактивного первенца и возобновить разработки. В 1947 году состоялся первый полет истребителя-перехватчика Су-11 с первыми отечественными двигателями ТР-1, разработанными в конструкторском бюро Архипа Люльки. Это была победа конструктора и начало длительного сотрудничества с КБ Павла Сухого.

Принцип работы турбореактивного двигателя

Если говорить совсем просто, не погружаясь в глубины термодинамики, то турбореактивный двигатель – это тепловая машина, преобразующая энергию в механическую работу. В качестве носителя энергии выступает атмосферный воздух, который, сжимаясь и расширяясь в двигателе, приводит самолет в движение. 

Для получения максимального полезного эффекта в ТРД воздух перед сжатием необходимо охладить, а перед расширением нагреть. Поэтому механизм турбореактивного двигателя можно условно разделить на устройство для сжатия, нагреватель, устройство для расширения и охлаждения. В ТРД в их качестве выступают компрессор, камера сгорания, турбина, а за охлаждение газа отвечает атмосфера.  

Сам процесс работы двигателя можно описать следующим образом. Воздух затягивается внутрь установки посредством компрессора с рядами рабочих лопаток на оси и затем сжимается. Далее в камере сгорания воздух смешивается с продуктами горения топлива, нагревается и расширяется. Затем расширенный газ на огромной скорости подается на турбину, также оснащенную лопатками, которая в свою очередь вращает компрессор. После этого раскаленный газ вырывается наружу через реактивное сопло, толкая самолет вперед. Скорость самолета при этом зависит от массы и скорости выходящих газов. 

Самой нагруженной частью ТРД является турбина, скорость вращения которой может составлять до 30 тыс. оборотов в минуту. А температура в камере сгорания может подниматься до 1,5 тыс. °C.

Чем отличается двухконтурный ТРД

В 1950-е годы, когда турбореактивные двигатели распространились в авиации, встал вопрос об их «прожорливости», то есть об уменьшении потребления топлива при сохранении мощности. Тогда Архип Люлька смог вернуться к своему проекту 1941 года – двухконтурному ТРД. 

Конструктор предложил добавить в установку еще один воздушный контур. При этом поступающий в двигатель воздух делится на два потока. Один поток, как и в прежних ТРД, поступает во внутренний контур. Другой поток воздуха проходит по внешнему контуру, минуя нагрев, и выбрасывается сразу в сопло вместе с горячими газами, что и создает дополнительную тягу. 

Таким образом при сохранении нужной скорости можно экономить топливо. На дозвуковых скоростях турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) обеспечивает экономный режим, а при необходимости самолет может выходить в режим форсажа и достигать сверхзвуковых скоростей. По этой схеме сегодня работает большинство турбореактивных двигателей в мире. 

Двигатель АЛ-31Ф М2. Фото: wikimedia.org

Важным параметром в ТРДД является степень двухконтурности, то есть соотношение объемов газов, проходящих по внешнему и внутреннему контуру. Чем выше показатель, тем менее «прожорлив» двигатель. Для военных самолетов, где расход топлива не так критичен, как большая тяга, применяются ТРДД с низкой степенью двухконтурности. А в пассажирских самолетах основная тяга двигателя создается за счет внешнего контура, поэтому они более экономичны, что влияет на стоимость перелетов. 

Архип Люлька не дожил всего год до окончания государственных испытаний своего детища в 1985 году, но застал его массовый старт. Производство первого советского ТРДД, получившего название АЛ-31Ф в честь своего создателя, началось в 1981 году. Этот турбореактивный двухконтурный двигатель стал основой для целого семейства силовых установок, предназначенных для военной авиации. ОКБ имени А. Люльки – филиал ПАО «ОДК-УМПО» продолжает модернизировать АЛ-31 – возможности для его развития еще далеко не исчерпаны.

Jet engine — Wikipedia

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

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

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

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

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

Contents

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

History[edit]

Main article: History of the jet engine

See also: Timeline of jet power

The principle of the jet engine is not new; however, the technical advances necessary to make the idea work did not come to fruition until the 20th century.
A rudimentary demonstration of jet power dates back to the aeolipile, a device described by Hero of Alexandria in 1st-century Egypt. This device directed steam power through two nozzles to cause a sphere to spin rapidly on its axis. It was seen as a curiosity. Meanwhile, practical applications of the turbine can be seen in the water wheel and the windmill.

Historians have further traced the theoretical origin of the principles of jet engines to traditional Chinese firework and rocket propulsion systems. Such devices’ use for flight is documented in the story of Ottoman soldier Lagâri Hasan Çelebi, who reportedly achieved flight using a cone-shaped rocket in 1633.^[3]

The earliest attempts at airbreathing jet engines were hybrid designs in which an external power source first compressed air, which was then mixed with fuel and burned for jet thrust. The Caproni Campini N.1, and the Japanese Tsu-11 engine intended to power Ohka kamikaze planes towards the end of World War II were unsuccessful.

Even before the start of World War II, engineers were beginning to realize that engines driving propellers were approaching limits due to issues related to propeller efficiency,^[4] which declined as blade tips approached the speed of sound. If aircraft performance were to increase beyond such a barrier, a different propulsion mechanism was necessary. This was the motivation behind the development of the gas turbine engine, the most common form of jet engine.

The key to a practical jet engine was the gas turbine, extracting power from the engine itself to drive the compressor. The gas turbine was not a new idea: the patent for a stationary turbine was granted to John Barber in England in 1791. The first gas turbine to successfully run self-sustaining was built in 1903 by Norwegian engineer Ægidius Elling.^[5] Such engines did not reach manufacture due to issues of safety, reliability, weight and, especially, sustained operation.

The first patent for using a gas turbine to power an aircraft was filed in 1921 by Maxime Guillaume.^[6][7] His engine was an axial-flow turbojet, but was never constructed, as it would have required considerable advances over the state of the art in compressors. Alan Arnold Griffith published An Aerodynamic Theory of Turbine Design in 1926 leading to experimental work at the RAE.

The Whittle W.2/700 engine flew in the Gloster E.28/39, the first British aircraft to fly with a turbojet engine, and the Gloster Meteor

In 1928, RAF College Cranwell cadet Frank Whittle formally submitted his ideas for a turbojet to his superiors.^[8] In October 1929, he developed his ideas further.^[9] On 16 January 1930, in England, Whittle submitted his first patent (granted in 1932).^[10] The patent showed a two-stage axial compressor feeding a single-sided centrifugal compressor. Practical axial compressors were made possible by ideas from A.A.Griffith in a seminal paper in 1926 («An Aerodynamic Theory of Turbine Design»). Whittle would later concentrate on the simpler centrifugal compressor only. Whittle was unable to interest the government in his invention, and development continued at a slow pace.

Heinkel He 178, the world’s first aircraft to fly purely on turbojet power

In 1935, Hans von Ohain started work on a similar design in Germany, both compressor and turbine being radial, on opposite sides of the same disc, initially unaware of Whittle’s work. ^[11] Von Ohain’s first device was strictly experimental and could run only under external power, but he was able to demonstrate the basic concept. Ohain was then introduced to Ernst Heinkel, one of the larger aircraft industrialists of the day, who immediately saw the promise of the design. Heinkel had recently purchased the Hirth engine company, and Ohain and his master machinist Max Hahn were set up there as a new division of the Hirth company. They had their first HeS 1 centrifugal engine running by September 1937. Unlike Whittle’s design, Ohain used hydrogen as fuel, supplied under external pressure. Their subsequent designs culminated in the gasoline-fuelled HeS 3 of 5 kN (1,100 lbf), which was fitted to Heinkel’s simple and compact He 178 airframe and flown by Erich Warsitz in the early morning of August 27, 1939, from Rostock-Marienehe aerodrome, an impressively short time for development. The He 178 was the world’s first jet plane.^[12] Heinkel applied for a US patent covering the Aircraft Power Plant by Hans Joachim Pabst von Ohain on May 31, 1939; patent number US2256198, with M Hahn referenced as inventor.

A cutaway of the Junkers Jumo 004 engine

Austrian Anselm Franz of Junkers’ engine division (Junkers Motoren or «Jumo») introduced the axial-flow compressor in their jet engine. Jumo was assigned the next engine number in the RLM 109-0xx numbering sequence for gas turbine aircraft powerplants, «004», and the result was the Jumo 004 engine. After many lesser technical difficulties were solved, mass production of this engine started in 1944 as a powerplant for the world’s first jet-fighter aircraft, the Messerschmitt Me 262 (and later the world’s first jet-bomber aircraft, the Arado Ar 234). A variety of reasons conspired to delay the engine’s availability, causing the fighter to arrive too late to improve Germany’s position in World War II, however this was the first jet engine to be used in service.

Gloster Meteor F.3s. The Gloster Meteor was the first British jet fighter and the Allies’ only jet aircraft to achieve combat operations during World War II.

Meanwhile, in Britain the Gloster E28/39 had its maiden flight on 15 May 1941 and the Gloster Meteor finally entered service with the RAF in July 1944. These were powered by turbojet engines from Power Jets Ltd., set up by Frank Whittle. The first two operational turbojet aircraft, the Messerschmitt Me 262 and then the Gloster Meteor entered service within three months of each other in 1944, the Me 262 in April and the Gloster Meteor in July.

Following the end of the war the German jet aircraft and jet engines were extensively studied by the victorious allies and contributed to work on early Soviet and US jet fighters. The legacy of the axial-flow engine is seen in the fact that practically all jet engines on fixed-wing aircraft have had some inspiration from this design.

By the 1950s, the jet engine was almost universal in combat aircraft, with the exception of cargo, liaison and other specialty types. By this point, some of the British designs were already cleared for civilian use, and had appeared on early models like the de Havilland Comet and Avro Canada Jetliner. By the 1960s, all large civilian aircraft were also jet powered, leaving the piston engine in low-cost niche roles such as cargo flights.

The efficiency of turbojet engines was still rather worse than piston engines, but by the 1970s, with the advent of high-bypass turbofan jet engines (an innovation not foreseen by the early commentators such as Edgar Buckingham, at high speeds and high altitudes that seemed absurd to them), fuel efficiency was about the same as the best piston and propeller engines.^[13]

A JT9D turbofan jet engine installed on a Boeing 747 aircraft.

Jet engines power jet aircraft, cruise missiles and unmanned aerial vehicles. In the form of rocket engines they power fireworks, model rocketry, spaceflight, and military missiles.

Jet engines have propelled high speed cars, particularly drag racers, with the all-time record held by a rocket car. A turbofan powered car, ThrustSSC, currently holds the land speed record.

Jet engine designs are frequently modified for non-aircraft applications, as industrial gas turbines or marine powerplants. These are used in electrical power generation, for powering water, natural gas, or oil pumps, and providing propulsion for ships and locomotives. Industrial gas turbines can create up to 50,000 shaft horsepower. Many of these engines are derived from older military turbojets such as the Pratt & Whitney J57 and J75 models. There is also a derivative of the P&W JT8D low-bypass turbofan that creates up to 35,000 horsepower (HP)
.

Jet engines are also sometimes developed into, or share certain components such as engine cores, with turboshaft and turboprop engines, which are forms of gas turbine engines that are typically used to power helicopters and some propeller-driven aircraft.

Types of jet engine[edit]

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

Airbreathing[edit]

Main article: Airbreathing jet engine

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

Turbine powered[edit]

Main article: Gas turbine

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

Turbojet[edit]

Main article: Turbojet

Turbojet engine

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

Turbofan[edit]

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

Main article: Turbofan

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

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

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

Ram compression[edit]

Further information: Ramjet and Scramjet

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

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

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

Non-continuous combustion[edit]

Other types of jet propulsion[edit]

Rocket[edit]

Main article: Rocket engine

Rocket engine propulsion

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Hybrid[edit]

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

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

Water jet[edit]

Main article: Pump-jet

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

A pump jet schematic.

General physical principles[edit]

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

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

Propelling nozzle[edit]

Main article: Propelling nozzle

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

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

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

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

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

Thrust[edit]

Main article: Jet engine thrust

Energy efficiency relating to aircraft jet engines[edit]

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Typical combustion stability limits of an aircraft gas turbine.

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

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

Consumption of fuel or propellant[edit]

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

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

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

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

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

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

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

Thrust-to-weight ratio[edit]

Main article: Thrust-to-weight ratio

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

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

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

Comparison of types[edit]

Propulsive efficiency comparison for various gas turbine engine configurations

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

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

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

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

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

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

where:

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

Altitude and speed[edit]

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

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

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

Noise[edit]

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

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

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

Cooling[edit]

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

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

Operation[edit]

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

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

See also[edit]

• Air turboramjet
• Balancing machine
• Components of jet engines
• Rocket engine nozzle
• Rocket turbine engine
• Spacecraft propulsion
• Thrust reversal
• Turbojet development at the RAE
• Variable cycle engine
• Water injection (engine)

References[edit]

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

Bibliography[edit]

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

External links[edit]

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

Авиационные газотурбинные двигатели / Хабр

Всем привет! В этой статье я хочу рассказать о том, как работают авиационные газотурбинные двигатели (ГТД). Я постараюсь сделать это наиболее простым и понятным языком.

Авиационные ГТД можно можно разделить на:

• турбореактивные двигатели (ТРД)
• двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД)
• Турбовинтовые двигатели (ТВД)
• Турбовальные двигатели (ТВаД)

Притом, ТРД и ТРДД могут содержать в себе форсажную камеру, в таком случае они будут ТРДФ и ТРДДФ соответственно. В этой статье мы их рассматривать не будем.

Начнём с турбореактивных двигателей.

Турбореактивные двигатели

Такой тип двигателей был создан в первой половине 20-го века и начал находить себе массовое применение к концу Второй мировой войны. Первым в мире серийным турбореактивным самолетом был немецкий Me.262. ТРД были популярны вплоть до 60-ых годов, после чего их стали вытеснять ТРДД.

Современная фотография Me-262, сделанная в 2016 году

Самый простой турбореактивный двигатель включает в себя следующие элементы:

• Входное устройство
• Компрессор
• Камеру сгорания
• Турбину
• Реактивное сопло (далее просто сопло)

Можно сказать, что это минимальный набор для нормальной работы двигателя.

А теперь рассмотрим что для чего нужно и зачем.

Входное устройство — это расширяющийся* канал, в котором происходит подвод воздуха к компрессору и его предварительное сжатие. В нём кинетическая энергия входящего воздуха частично преобразуется в давление.

*здесь и дальше мы будем говорить про дозвуковые скорости. На сверхзвуковой скорости физика меняется, и там все совсем не так.

Компрессор — это устройство, в котором происходит повышение давление воздуха. Компрессор можно характеризовать такой величиной, как степень повышения давления. В современных двигателях оно уже начинает переступать за 40 единиц. Кроме того, в нем увеличивается температура (может быть, где-то до 400 градусов Цельсия).

Камера сгорания — устройство, в котором к сжатому воздуху (после компрессора) подводится тепло из-за горения топлива. Температура в камере сгорания очень высокая, может достигать 2000 градусов Цельсия. Вам может показаться, что давление газа в камере тоже сильно увеличивается, но это не так. Теоретически принято считать, что подвод тепла осуществляется при постоянном давлении. В реальности оно немного падает из-за потерь (проблема несовершенства конструкции).

Турбина — устройство, превращающее часть энергии газа после камеры сгорания в энергию привода компрессора. Так как турбины используются не только в авиации, можно дать более общее определение: это устройство, преобразующее внутреннюю энергию рабочего тела (в нашем случае рабочее тело — это газ) в механическую работу на валу. Как вы могли понять, турбина и компрессор находятся на одном валу и жестко связаны между собой. Если в компрессоре происходит повышение давления газа, то в турбине, наоборот, понижение, то есть газ расширяется.

Сопло — суживающийся канал, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую (оставшийся запас энергии газа после турбины). Как и в турбине, в сопле происходит расширение газа. Образуется струя, которая, вытекая из сопла, движет самолёт.

С основными элементами разобрались. Но все равно не очень понятно как оно работает? Тогда давайте ещё раз и коротко.

Воздух из атмосферы попадает во входное устройство, где немного сжимается и поступает в компрессор. В компрессоре давление воздуха растёт ещё сильнее, растёт и температура. После компрессора воздух поступает в камеру сгорания и, смешиваясь там с топливом, воспламеняется, что приводит к сильному возрастанию температуры, при, можно сказать, постоянном давлении. После камеры сгорания горячий сжатый газ попадает в турбину. Часть энергии газа расходуется на вращение компрессора турбиной (чтобы он мог выполнять свою функцию, описанную выше), другая часть энергии расходуется на, нужное нам, движение самолёта, из-за того, что газ, пройдя турбину, превращается в реактивную струю в сопле и вырывается из него (сопла) в атмосферу. На этом цикл завершается. Конечно, в реальности все процессы цикла проходят непрерывно.

Такой цикл называется циклом Брайтона, или термодинамическим циклом с непрерывным характером рабочего процесса и подводом тепла при постоянном давлении. По такому циклу работают все ГТД.

Цикл Брайтона в P-V координатах

Н-В — процесс сжатия во входном устройстве

В-К — процесс сжатия в компрессоре

К-Г — изобарический подвод тепла

Г-Т — процесс расширения газа в турбине

Г-С — процесс расширения газа в сопле

С-Н — изобарический отвод тепла в атмосферу

Схематичная конструкция турбореактивного двигателя, где 0-0 — ось двигателя

ТРД может иметь и два вала. В таком случае компрессор состоит из компрессора низкого давления (КНД) и компрессора высокого давления (КВД), а подвод работы будут осуществлять турбина низкого давления (ТНД) и турбина высокого давления (ТВД) соответственно. Такая схема более выгодная газодинамически.

Реальный двигатель такого вида в разрезе

Мы рассмотрели принцип работы самой простой схемы авиационного газотурбинного двигателя. Естественно, на современных «Эйрбасах и Боингах» устанавливаются ТРДД, конструкция которых заметно сложнее, но работает все по таким же законам. Давайте рассмотрим их.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

ТРДД, прежде всего, отличается от ТРД тем, что имеет два контура: внешний и внутренний. Внутренний контур содержит в себе то же самое, что и ТРД: компрессор (разделенный на КНД и КВД), камеру сгорания, турбину (разделенную на ТВД и ТНД) и сопло. Внешний контур представляет собой канал, с соплом в конце. В нем нет ни камеры сгорания, ни турбины. Перед обоими контурами (сразу после входного устройства двигателя) стоит ступень компрессора, работающая на оба контура.

Не очень понятная картина выходит, да? Давайте разберемся как оно работает.

Схематичная конструкция двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя

Воздух, попадающий в двигатель, пройдя через первую ступень компрессора низкого давления, разбивается на два потока. Одна часть воздуха идет по внутреннему контуру, где происходят те же процессы, которые были описаны, когда мы разбирали ТРД. Вторая часть воздуха попадает во внешний контур, получив энергию от первой ступени КНД (та, которая работает на два контура). Во внешнем контуре энергия воздуха тратится только на преодоление гидравлических потерь (за счёт трения). В конце этот воздух попадает в сопло внешнего контура, создавая огромную тягу. Тяга, созданная внешним контуром, может составлять 80% тяги всего двигателя.

Одной из важнейших характеристик ТРДД является степень двухконтурности. Степень двухконтурности — это отношение расхода воздуха во внешнем контуре, к расходу воздуха во внутреннем контуре. Это число может быть как больше, так и меньше единицы. На современных двигателях это число переступает за значение в 12 единиц.

Двигатели, степень двухконтурности которых больше двух, принято называть турбовентиляторными, а первую ступень компрессора (ту, что работает на оба контура) вентилятором.

ТРДД самолета Boeing 757-200. На переднем плане видно входное устройство и вентилятор

На некоторых двигателях вентилятор приводится в движение отдельной турбиной, которая ставится ближе всего к соплу внутреннего контура. Тогда двигатель получается трехвальным. Например, по такой схеме выполнены двигатели Rolls Royce RB211 (устанавливались на L1011, B747, B757, B767), Д-18Т (Ан-124), Д-36 (Як-42)

Д-18Т в разрезе изнутри

Главное достоинство ТРДД заключается в возможности создания большой тяги и хорошей экономичности, по сравнению с ТРД.

На этом я хотел бы закончить про ТРДД и перейти к следующему виду двигателей — ТВД.

Турбовинтовые двигатели

Турбовинтовой двигатель, как и турбореактивный, относится к газотурбинным двигателям. И работает он почти как турбореактивный. Элементарный турбовинтовой двигатель состоит из уже знакомых нам элементов: компрессора, камеры сгорания, турбины и сопла. К ним добавляются редуктор и винт.

Принцип работы работы такой же, как у турбореактивного, с разницей в том, что практически вся энергия газа расходуется на турбине на вращение компрессора и на вращение винта через редуктор (здесь винт и редуктор находятся на одном валу с компрессором). Винт создаёт основную долю тяги. Оставшаяся, после турбины, часть энергии направляется в сопло, образуя реактивную тягу, но она мала, может составлять десятую часть от общей. Редуктор в этой схеме нужен для того, чтобы понизить обороты и передать момент, так как турбина может вращаться с очень высокой частотой, например, 10000 оборотов в минуту, а винту нужно только 1500. И винт достаточно тяжелый.

Схематичная конструкция ТВД

Но бывает и другая схема турбовинтовых двигателей: со свободной турбиной.

Её суть в том, что за обычной турбиной компрессора ставится отдельная турбина, которая механически не связана с турбиной компрессора. Такая турбина называется свободной. Связь между турбиной компрессора и свободной турбиной только газодинамическая. От свободной турбины идёт отдельный вал, на который устанавливаются редуктор с винтом. Все остальное работает так же, как и в первом случае. Большинство современных двигателей выполняют именно по такой схеме. Одним из плюсов такой схемы является возможность использования двигателя на земле, как вспомогательную силовую установку (ВСУ), не приводя винт в движение.

Схематичная конструкция ТВД со свободной турбиной

Хочу отметить, что не нужно смотреть на турбовинтовые двигатели как на малоэффективный пережиток прошлого. Я несколько раз слышал такие высказывания, но они неверны.

Турбовинтовой двигатель в некоторых случаях обладает наивысшим КПД, как правило, на самолетах с не очень большими скоростями (например, на 500 км/ч), притом, самолет может быть внушительных размеров. В таком случае, турбовинтовой двигатель может быть в разы выгоднее, рассмотренного ранее, турбореактивного двигателя.

На этом про турбовинтовые двигатели можно заканчивать. Мы потихоньку подошли к понятию турбовального двигателя.

Турбовальный двигатель

Должно быть, большинство читателей здесь вообще впервые слышат такое название. Такой тип двигателей устанавливается на вертолёты.

Турбовальный двигатель очень схож с турбовинтовым двигателем со свободной турбиной. Он также состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины компрессора, далее идёт свободная турбина, связанная со всем предыдущем только газодинамически. А вот реактивную тягу такой двигатель не создаёт, реактивного сопла у него нет, только выхлоп. Свободная турбина имеет свой вал, который соединяется к главному редуктору вертолёта (несущего винта). Да, у всех известных мне вертолетов есть такой редуктор, и, как правило, он внушительных размеров. Дело в том, что обороты несущего винта вертолёта очень низкие. Если у самолета, как я писал выше, они могут достигать 1500 об/мин, то у вертолёта, например у Ми-8, всего 193 об/мин.

А обороты двигателя у вертолёта зачастую очень высокие (из-за небольших размеров), и понижать их приходится в сотню и более раз. Бывает такое, что редуктор стоит и на двигателе, и на самом вертолете, например, у Ми-2 и его двигателя ГТД-350.

Схематичная конструкция турбовального двигателя

Двигатель ТВ3-117 от вертолета Ми-8. Справа видны выхлопная труба и приводной вал

Итак, мы рассмотрели четыре типа газотурбинных двигателей. Надеюсь, мой текст был понятен и полезен для вас. Все вопросы и замечания можете писать в комментариях.

Спасибо за внимание.

Сравнение поршневых и турбовинтовых двигателей

Автор:

Попов Михаил Владимирович

Рубрика: Технические науки

Опубликовано
в

Молодой учёный

№33 (375) август 2021 г.

Дата публикации: 10.08.2021
2021-08-10

Статья просмотрена:

699 раз

Скачать электронную версию

Скачать Часть 1 (pdf)

Библиографическое описание:

Попов, М. В. Сравнение поршневых и турбовинтовых двигателей / М. В. Попов. — Текст : непосредственный // Молодой ученый. — 2021. — № 33 (375). — С. 16-18. — URL: https://moluch.ru/archive/375/83563/ (дата обращения: 30.09.2022).



В статье рассмотрены поршневые и турбовинтовые двигатели, их преимущества и недостатки, а также их сравнение.

Ключевые слова:



поршневой двигатель, турбовинтовой двигатель, сравнение двигателей.

Поршневой авиационный двигатель — это двигатель внутреннего сгорания, в котором тепловая энергия расширяющихся в результате горения топлива газов внутри цилиндров приводит в движение поршни, которые в группе вращают вал и вместе с ним винт. Такой двигатель является одним из вариантов классического поршневого двигателя, привычного для большинства современных транспортных средств — такие стоят под капотом большинства автомобилей.

Турбовинтовой авиационный двигатель является представителем семейства газотурбинных двигателей, в число которых входят и наиболее распространенные в современной большой гражданской и военной авиации реактивные двигатели. В реактивном двигателе воздух всасывается, сжимается несколькими рядами вентиляторов в компрессоре, а потом смешивается с топливом, воспламеняется и выбрасывается назад с огромной скоростью, попутно вращая вал и вместе с ним турбину и компрессор. В отличие от реактивных двигателей, тянущих самолет вперед за счет выброса газа на огромной скорости, турбовинтовые двигатели используют этот принцип лишь частично. Основным для них является именно вращение вала — он обеспечивает не только работу компрессора, но и приводит в движение большой винт, который в данном случае и является основным движителем для самолета в полете.

Поршневые и турбовинтовые двигатели по принципу работы совершенно разные, а общая черта у них всего одна — большой винт, который они вращают. Различия принципов работы двигателей вносят огромное количество нюансов во все аспекты работы от производства и обслуживания до характеристик и эксплуатации [1].

Стоимость самолетов с поршневыми двигателями меньше, чем с турбовинтовыми. На первый взгляд турбовинтовые двигатели имеют достаточно простую общую конструкцию: компрессор, турбина, камера сгорания — это может привести к выводу, что они должны быть дешевле поршневых двигателей, в которых большое количество механизмов. Однако газотурбинные силовые установки создают внутри себя среду с огромными давлением, температурой и скоростями, поэтому все их элементы выполняются из очень сложных материалов и сплавов с максимальным качеством изготовления на всех этапах, а это очень дорого. Большое же количество механизмов в поршневом двигателе компенсируется менее жесткими требованиями к производству и материалам, а массовость многих элементов, часто применяемых помимо авиации, также снижает себестоимость. Цена многих поршневых авиадвигателей около 100 тысяч долларов, а даже близкие им турбовинтовые двигатели превышают эту стоимость в несколько раз и могут стоить больше миллиона. Значительная часть малой авиации — это достаточно бюджетная техника, которая не может позволить себе излишеств, поэтому на них устанавливают преимущественно поршневые двигатели.

Турбовинтовые двигатели надежнее поршневых. При всей дороговизне материалов и изготовления, общая конструкция остается простой. В нормальном режиме работы все элементы имеют достаточно стабильную динамику, в основном вращение с постоянной скоростью, к тому же большая часть деталей не вступает друг с другом в динамический контакт, сопровождающийся трением, при хорошем балансе даже особых вибраций не будет [2]. Все это очень хорошо сказывается на надежности и долговечности. По ресурсу турбовинтовой двигатель значительно превосходит поршневой и имеет многократно большие межремонтные периоды, его можно эксплуатировать очень активно и долго, что очень важно в коммерческих перевозках, когда самолеты проводят в небе много часов ежедневно.

Но очень важный нюанс эксплуатации происходит из высокой энергетики процессов внутри турбовинтового двигателя. Он весьма требователен к условиям работы и имеет строгие ограничения, поэтому многие аппараты с турбовинтовыми двигателями оснащаются различной автоматикой [3]. Компьютер берет на себя мониторинг и регулирование двигателя в пределах допустимых параметров, а также повышает безопасность и упрощает работу пилотам. Но FADEC сложная и дорогая система, прилично увеличивающая стоимость самолета. Ремонт турбовинтовых двигателей стоит дорого, из-за сложности и точности изготовления двигателей для их ремонта требуется квалифицированный персонал, специальное оборудование и запчасти. Даже незначительные дефекты могут стать причиной аварии. В полевых условиях зачастую проще полностью заменить двигатель и отправить его на ремонт, чем пытаться починить на месте.

В состав поршневых двигателей входит довольно большое количество механизмов, а чем больше механизмов, тем выше вероятность, что какой-то из них рано или поздно начнет давать сбои. К тому же наличие постоянного поступательно-возвратного движения поршней, сменяющееся нагрузкой и вибрациями, уменьшают ресурс двигателя. Однако преимуществом поршневого двигателя являются меньшие риски для полета в случае отказов. Главным плюсом поршневого двигателя является его высокая ремонтопригодность. Многие элементы силовой установки куда более лояльны к работающим с ними механиком, и, хоть и требуют к себе уважительного отношения, все же допускают простой ремонт.

Чем выше над землей, тем меньше плотность воздуха. Ниже всех летают поршневые самолеты. На небольших высотах, до 4 километров, поршневые двигатели демонстрируют свои лучшие качества, а вот если подниматься выше, начинаются проблемы — плотность воздуха оказывается слишком низкой, мощность падает, а поступающая в цилиндры топливо-воздушная смесь становится несбалансированной. В турбовинтовом двигателе воздух, поступающий в турбину, имеет значительно повышенное давление, так как проходит через компрессор. Так что высота полетов турбовинтовых аппаратов обычно прилично превосходит поршневые. Оптимальные высоты, на которых турбовинтовые двигатели демонстрируют свои лучшие показатели, находятся на отметках от 4 до 7 километров.

Различие принципов работы двигателей приводит к различиям методов повышения их мощностей. Увеличение мощности поршневых двигателей требует увеличения рабочих объемов, увеличения количества цилиндров, а значит усложнения всей конструкции. Наращивание же мощности турбовинтовых двигателей по большей части требует обеспечения более энергетически плотных режимов без внедрения дополнительных механизмов и с небольшим увеличением габаритов и массы.

Авиационные поршневые двигатели большой мощности сейчас не производятся. С появлением турбовинтовых и реактивных двигателей это стало бессмысленно. С другой стороны, если мощность не очень большая и составляет всего несколько сотен лошадиных сил, фактор сложности и массы становится не столь критичен. При малой потребной мощности поршневые двигатели экономичнее, дешевле и проще в обслуживании, но с увеличением мощности они становятся слишком сложными, тяжелыми и ненадежными. Тут уже лучше себя показывает турбовинтовой двигатель с его компактностью, надежностью и отличной удельной мощностью.

Скорость полета для самолетов в значительной степени зависит от двух противостоящих друг другу факторов: тяги двигателя и сопротивления воздуха. Если от самолета требуется большая скорость полета, ему необходимо иметь большую мощность силовой установки, а также летать как можно выше. В этом случае выигрывает турбовинтовая силовая установка — она может работать на больших высотах, а большая удельная мощность обеспечит лучшую тягу. Для турбовинтовых самолетов средняя скорость 500–600 км/ч, но со снижением скорости полета преимущества турбовинтовых двигателей нивелируются. Если летать максимально быстро, лучше использовать турбовинтовые самолеты, но на малых скоростях до 200–300 км/ч намного лучше себя проявляют поршневые двигатели — их мощности еще достаточно, а экономичность лучше.

Одним из преимуществ турбовинтового двигателя является то, что он генерирует огромное количество нагретого воздуха, часть которого можно использовать для обеспечения вторичных функций самолета, например, защиты от обледенения или поддержания давления в кабине и в системе кондиционирования. А поршневые двигатели порой сами нуждаются в подогреве. В некоторых условиях при температурах окружающей среды, близких к нулевым, и высокой влажности на входном тракте топливной автоматики может возникать обледенение, способное вызвать перебои в работе двигателя.

Важной характеристикой двигателей является скорость их реакции на изменение режима, задаваемого пилотом. Если поршневой двигатель реагирует почти сразу, то газотурбинным двигателям, ввиду некоторой инертности вращающихся механизмов, нужно некоторое время на выход на нужный режим. На современных двигателях это время измеряется в секундах, но порой эти секунды важны, например, при разбеге перед взлетом поршневой самолет разгонится быстрее, а близкому ему турбовинтовому самолету потребуется полоса чуть длиннее.

Также есть нюансы, касающиеся винта. Воздушные винты могут иметь механизмы изменения шага, когда лопасть может поворачивать вокруг своей оси и корректировать тягу без изменения скорости вращения. Кроме того, лопасть можно вообще развернуть, и винт будет не тянуть самолет вперед, а толкать назад подобно реверсу. Проблема в том, что на поршневых двигателях сложный по динамике механизм повышает риски повреждений. Если при развороте лопастей сопротивление возрастет слишком резко, это может привести к заклиниванию механизма. В это же время благодаря простой динамике в турбовинтовом двигателе подобное сопротивление приведет только к снижению оборотов вала.

Поршневые авиационные двигатели считаются самыми экономичными, и работают они на бензине. Но используется не обычный бензин, а его более специальные варианты, в состав которых входят дополнительные примеси. Авиационный бензин более эффективен, но имеет и недостатки, среди которых определенные экологические нюансы и деньги — он дороже обычного бензина. Турбовинтовые двигатели потребляют больше топлива, и потребляют они уже не бензин, а авиационный керосин, но керосин зачастую дешевле авиационного бензина.

Авиация, как и любая другая промышленная область, является вечной борьбой технологий и компромиссов. Каждый самолет — это сложный набор задач и решений для них. И одна из этих задач — выбор двигателя. Этот выбор зависит от конкретных задач, условий эксплуатации самолета, предполагаемого бюджета.

Литература:

1. Поршневой самолет VS Турбовинтовой самолет. — Текст: электронный // LiveJournal: [сайт] — URL: https://arzo-ss.livejournal.com/6078.html (дата обращения: 08.08.2021).
2. Почему авиационный поршневой двигатель уступил реактивному. — Текст: электронный // Авиация, потная всем: [сайт] — URL: http://avia-simply.ru/pochemu-porshnevoj-dvigatel-ustupil-reaktivnomu/ (дата обращения: 08.08.2021).
3. Турбовинтовой двигатель. — Текст: электронный // Техника и человек: [сайт] — URL: https://zewerok.ru/turbovintovoj-dvigatel/ (дата обращения: 08.08.2021).

Основные термины (генерируются автоматически): двигатель, турбовинтовой двигатель, поршневой двигатель, самолет, FADEC, авиационный бензин, обычный бензин, огромная скорость, плотность воздуха, силовая установка.

Ключевые слова

поршневой двигатель,

турбовинтовой двигатель,

сравнение двигателей

поршневой двигатель, турбовинтовой двигатель, сравнение двигателей

Похожие статьи

Формирование требований к

двигателям силовых установок. ..

При установке двигателя на определенный существующий летательный аппарат, расход воздуха через двигатель ограничивается пропускной

Для двигателей гражданской авиации значения удельного расхода воздуха при определенной тяге на крейсерском и на взлетном…

Применение газотурбинных

двигателей малой мощности

У этих двигателей два основных недостатка. Во-первых, из-за монопольного положения фирм на рынке цены на двигатели сильно

Решением этой проблемы представляется создание газотурбинного двигателя малой мощности, который можно было бы устанавливать на легкие…

Перспективы и проблемы развития

авиационных газотурбинных…

тенденции развития авиационных двигателей, ДТРД с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД, потери в СА первой ступени ТНД, разработка конструкций ДТРД, исследования ТВД и ТНД с обратным вращением роторов (ОВР), выводы из исследований, применение ТВД и. ..

Выбор рациональных параметров

силовой установки…

Вспомогательной силовой установкой (ВСУ) традиционно называют малогабаритный газотурбинный двигатель (ГТД)

Уфимский государственный авиационный технический… Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета.

Оценка влияние внешних факторов на работу

авиационного…

Двигатель на современном самолете эксплуатируется в различных климатических условиях

Наибольшее влияние оказывает температура воздуха на входе в двигатель.

Связано это с изменение по высоте плотности воздуха, температуры, а также скоростью полёта самого. ..

Анализ и прогноз развития отечественных вспомогательных…

 Вспомогательной силовой установкой (ВСУ) традиционно называют малогабаритный газотурбинный двигатель (ГТД) конструктивно объединенный с агрегатами обеспечивающими отбор мощности и воздуха, устанавливаемый на самолётах и вертолётах для пуска основных…

Особенности работы

силовых установок гидросамолетов.

В процессе конвертации двигателей сухопутных самолетов обычно демонтируют

Следовательно, при этих условиях в двигатель будет поступать воздух с повышенным

Схемы расположения силовых установок гидросамолетов гораздо разнообразнее, чем сухопутных…

Анализ методов защиты

авиационных газотурбинных двигателей. ..

Работа газотурбинного двигателя характеризуется большими расходами рабочего тела,– воздуха, который одновременно является и

Основным методом ее решения является введение очистки от пыли воздуха на входе в двигатель в пылезащитном устройстве (ПЗУ).

Похожие статьи

Формирование требований к

двигателям силовых установок…

При установке двигателя на определенный существующий летательный аппарат, расход воздуха через двигатель ограничивается пропускной

Для двигателей гражданской авиации значения удельного расхода воздуха при определенной тяге на крейсерском и на взлетном…

Применение газотурбинных

двигателей малой мощности

У этих двигателей два основных недостатка. Во-первых, из-за монопольного положения фирм на рынке цены на двигатели сильно

Решением этой проблемы представляется создание газотурбинного двигателя малой мощности, который можно было бы устанавливать на легкие…

Перспективы и проблемы развития

авиационных газотурбинных…

тенденции развития авиационных двигателей, ДТРД с противоположным вращением роторов ТВД и ТНД, потери в СА первой ступени ТНД, разработка конструкций ДТРД, исследования ТВД и ТНД с обратным вращением роторов (ОВР), выводы из исследований, применение ТВД и…

Выбор рациональных параметров

силовой установки…

Вспомогательной силовой установкой (ВСУ) традиционно называют малогабаритный газотурбинный двигатель (ГТД)

Уфимский государственный авиационный технический. .. Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета.

Оценка влияние внешних факторов на работу

авиационного…

Двигатель на современном самолете эксплуатируется в различных климатических условиях

Наибольшее влияние оказывает температура воздуха на входе в двигатель.

Связано это с изменение по высоте плотности воздуха, температуры, а также скоростью полёта самого…

Анализ и прогноз развития отечественных вспомогательных…

 Вспомогательной силовой установкой (ВСУ) традиционно называют малогабаритный газотурбинный двигатель (ГТД) конструктивно объединенный с агрегатами обеспечивающими отбор мощности и воздуха, устанавливаемый на самолётах и вертолётах для пуска основных. ..

Особенности работы

силовых установок гидросамолетов.

В процессе конвертации двигателей сухопутных самолетов обычно демонтируют

Следовательно, при этих условиях в двигатель будет поступать воздух с повышенным

Схемы расположения силовых установок гидросамолетов гораздо разнообразнее, чем сухопутных…

Анализ методов защиты

авиационных газотурбинных двигателей…

Работа газотурбинного двигателя характеризуется большими расходами рабочего тела,– воздуха, который одновременно является и

Основным методом ее решения является введение очистки от пыли воздуха на входе в двигатель в пылезащитном устройстве (ПЗУ).

Глава восьмая Рождение прямоточного двигателя.

Воздушно-реактивные двигатели

Глава восьмая

Рождение прямоточного двигателя

Прямоточный двигатель — это двигатель сверхзвукового полета, двигатель завтрашнего дня в авиации и реактивной артиллерии. Мы имеем все основания гордиться тем вкладом, который внесла наша страна в дело создания этого замечательного двигателя.

В нашей стране впервые в истории были созданы и испытаны прямоточные двигатели. Эти двигатели были построены профессором Ю. А. Победоносцевым в 1933 г. Правда, они не были предназначены для установки на самолете, но с ними велись различные исследования.

В нашей стране был совершен и первый в мире полет самолета с прямоточными двигателями. В ясный зимний день 25 января 1940 г. с московского аэродрома им. Фрунзе взмыл в воздух самолет, пилотируемый летчиком П. Е. Логиновым (рис. 64). Это был хорошо известный всему миру советский истребитель, один из лучших истребителей того времени И-15. Но на этом самолете под крылом были установлены какие-то два сигарообразных тела. Это и были испытуемые прямоточные двигатели конструкции И. А. Меркулова. Проект этих двигателей был разработан еще в 1936 г., затем двигатель был построен и подвергнут различным испытаниям. В частности, в мае 1939 г. двигатель был испытан в воздухе, для чего его установили на ракете; между прочим, такой метод испытания прямоточных двигателей стал затем применяться и в других странах. Так была доказана возможность установки прямоточного двигателя на самолете. И вот теперь наступил момент первого полета самолета с прямоточными двигателями. В данном случае прямоточные двигатели играли лишь вспомогательную роль, они помогали основному, поршневому двигателю самолета увеличить скорость полета. Длина каждого из двух двигателей, установленных на этом самолете, равнялась 1,5 м, диаметр — 0,4 м, а вес — всего 12 кг.

Рис. 64. Самолет И-15 с установленными на нем прямоточными воздушно-реактивными двигателями

С оглушительным ревом проносится истребитель над головами присутствующих на аэродроме. И вдруг словно какая-то могучая сила швыряет самолет вперед, заставляет его мчаться с еще большей скоростью — это заработали включенные летчиком прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Огненные струи хлещут из сопел обоих двигателей — приборы показывают увеличение скорости полета на 21 км/час.

Это был первый в мире полет самолета с воздушно-реактивными двигателями. Он состоялся, в частности, за 8 месяцев до разрекламированного за рубежом полета итальянского самолета Кампини, на котором был установлен так называемый мотокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, не нашедший потом практического применения.

Позднее испытания прямоточных двигателей Меркулова были произведены на самолетах-истребителях «Чайке» и Як-7. При этом прирост скорости полета достигал 53 км/час.

Так произошло рождение прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Он заявлял свое право на жизнь. Начались годы напряженной работы по его усовершенствованию.

Экспериментальные исследования прямоточного воздушно-реактивного двигателя связаны с исключительными трудностями, так как через него ежесекундно протекают с огромной скоростью десятки и сотни кубических метров воздуха. Чтобы создать такой поток воздуха при испытании, нужны грандиозные воздуходувные установки мощностью в десятки и сотни тысяч лошадиных сил. Такие установки — аэродинамические трубы сверхзвуковых скоростей непрерывного действия — созданы, но они являются уникальными. Иногда для испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей применяются и более простые установки, так называемые трубы периодического действия. В этом случае воздух заранее нагнетается под давлением в громадный бак — ресивер, откуда он во время испытаний подается в аэродинамическую трубу. Но относительная простота этих установок (в действительности же они не так просты) покупается дорогой ценой — часами накачивается ресивер для того, чтобы потом можно было провести минутное испытание.

Сложность и дороговизна экспериментальных исследований прямоточных воздушно-реактивных двигателей являются одной из причин того, что эти двигатели отстают в своем развитии от других реактивных двигателей. Поэтому непрерывно изыскиваются новые методы исследования прямоточных воздушно-реактивных двигателей. В частности, для этого иногда используются ракеты. Передача показаний приборов с летящей ракеты осуществляется при этом по радио при помощи сложной радиотелеметрической системы. Такая же система используется в тех случаях, когда испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя осуществляются путем сбрасывания его с летящего самолета; один из прямоточных двигателей, предназначенных для таких испытаний, показан на рис. 65. Широко применяется также установка прямоточных двигателей на самолете: над фюзеляжем (см. рис. 46), на концах крыльев (рис. 66) и т. д.

Основным недостатком прямоточного воздушно-реактивного двигателя является то, что он способен развивать тягу только в полете с большой скоростью. На малой скорости его тяга ничтожна, а на стоянке она вовсе равна нулю. Чтобы прямоточный двигатель начал работать, нужна скорость полета порядка 250 км/час, а для взлета — не менее 650—700 км/час. Значит, для взлета и разгона самолета (или снаряда) с прямоточным воздушно-реактивным двигателем на нем должен быть установлен одновременно двигатель какого-либо другого типа. Это может быть поршневой двигатель, как, например, было при испытаниях первых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Но поршневой двигатель не пригоден для летательных аппаратов, предназначенных для полета со сверхзвуковыми скоростями. Поэтому в качестве стартового двигателя на скоростных самолетах должен быть установлен какой-нибудь реактивный двигатель: турбореактивный, ракетный или пульсирующий. Этот двигатель разгоняет самолет до необходимой скорости, а затем он выключается и начинает работать прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

В некоторых случаях, например на снарядах, стартовый двигатель может вообще отсутствовать. Разгон снаряда до скорости, при которой включается в работу прямоточный воздушно-реактивный двигатель, осуществляется в этом случае с помощью специального стартового устройства — катапульты.

Рис. 65. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, предназначенный для сбрасывания с самолета с целью испытания его при скорости полета, в 2,5 раза превышающей скорость звука

Рис. 66. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели, установленные на крыльях самолетов:

а — самолет с поршневым двигателем; б — реактивный самолет

Необходимость в добавочном стартовом двигателе заставляет конструкторов и ученых работать над созданием такого двигателя, в котором прямоточный воздушно-реактивный двигатель органически сочетался бы с двигателем другого типа в единой конструкции. Это позволило бы не только осуществить самостоятельный взлет самолета, но и решить задачу наиболее экономичной работы на разных режимах полета. Так, например, если бы удалось сочетать в едином устройстве турбореактивный и прямоточный воздушно-реактивный двигатели, то при взлете и в полете с относительно небольшими скоростями двигатель работал бы как турбореактивный, а при сверхзвуковых скоростях полета — как прямоточный. Естественно, что это привело бы к уменьшению расхода топлива и, таким образом, к увеличению дальности полета.

Как же можно представить себе такое органическое сочетание турбореактивного и прямоточного двигателей? Оказывается, одно возможное решение этой задачи подсказывается самой жизнью, развитием реактивной авиации.

Рис. 67. Форсажная камера. Принципиально ее устройство аналогично устройству прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Выше указывалось, что для кратковременного повышения тяги турбореактивного двигателя в настоящее время широко используются так называемые форсажные камеры (см. рис. 37).

Если внимательно присмотреться к форсажной камере, то бросается в глаза большое сходство ее с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (рис. 67). Действительно, в передней части камеры обычно имеется диффузор, в котором происходит уменьшение скорости и соответственно увеличение давления газов, выходящих из двигателя, — это необходимо для обеспечения устойчивости сгорания в форсажной камере и для увеличения ее коэффициента полезного действия. За диффузором следует обычно цилиндрическая камера сгорания с горелками. Наконец, последней частью форсажной камеры является реактивное сопло.

Таким образом, форсажная камера имеет основные части прямоточного воздушно-реактивного двигателя. По существу она и представляет собой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, поставленный непосредственно за турбореактивным.

Так как увеличение тяги с помощью форсажной камеры является невыгодным, то она используется только кратковременно, например, в воздушном бою, при взлете и т. д. Однако с увеличением скорости полета форсажная камера становится все более выгодной. Действительно, в результате скоростного напора на входе в турбореактивный двигатель давление за турбиной и, следовательно, в форсажной камере с ростом скорости полета увеличивается. Поэтому прирост тяги, который создает форсажная камера при сжигании в ней одного и того же количества топлива, с ростом скорости полета увеличивается, а расход топлива на 1 кг тяги, следовательно, уменьшается. Наконец, когда скорость полета становится значительно больше скорости звука, форсажная камера может стать даже выгоднее турбореактивного двигателя, на котором она установлена. В этом случае имеет смысл полностью отключить турбореактивный двигатель и направлять весь воздух в обход его прямо в форсажную камеру. При этом форсажная камера работает уже как самостоятельный прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Самолеты с такой силовой установкой могут оказаться выгодными в весьма широком диапазоне скоростей полета от дозвуковых до скоростей, в 3—4 раза превышающих скорость звука.

Делаются попытки сочетать прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим — такая силовая установка, как очень легкая и неприхотливая, может быть применена в управляемых снарядах. В этом случае пульсирующий двигатель заключается внутрь прямоточного. На взлете и при малых скоростях полета работает пульсирующий двигатель, с увеличением же скорости в работу включается прямоточный.

Несомненные перспективы имеет и так называемый ракетно-прямоточный двигатель. В этой силовой установке прямоточный воздушно-реактивный двигатель сочетается с жидкостным ракетным двигателем, который устанавливается, например, в центральном теле прямоточного (рис. 68). Взлет осуществляется с помощью ракетного двигателя, он же разгоняет летательный аппарат до больших скоростей полета. Затем работают оба двигателя или один прямоточный. Если полет должен совершаться на очень больших высотах, больших 30—40 км, где прямоточный двигатель нельзя использовать работать из-за разреженности воздуха, то там также может работать один ракетный двигатель, не нуждающийся, как известно, для этого в воздухе. Включение ракетного двигателя на больших высотах может оказаться целесообразным также потому, что тяга прямоточного двигателя с увеличением высоты полета уменьшается примерно пропорционально плотности воздуха, тогда как ракетный двигатель на большой высоте развивает даже большую тягу, чем у земли.

Рис. 68. Ракетно-прямоточный двигатель

Однако рассмотренные комбинации прямоточного воздушно-реактивного двигателя с двигателями другого типа (кроме форсажной камеры турбореактивного двигателя, если ее рассматривать в качестве такой комбинации) пока не вышли из стадии экспериментирования. Впрочем, и сам прямоточный воздушно-реактивный двигатель по существу еще не вышел из этой стадии. До сих пор нет ни одного самолета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который находился бы в эксплуатации. Имеются лишь единичные экспериментальные самолеты, подобные, например, изображенному на рис. 69. Для взлета этот небольшой самолет с прямоточным двигателем устанавливается сверху, «на хребет» другого, тяжелого самолета-матки. Только в воздухе, при достижении самолетом-маткой относительно большой скорости полета, запускается прямоточный воздушно-реактивный двигатель несомого ею самолета, и этот самолет начинает самостоятельный полет. Два летчика этого экспериментального самолета находятся в центральном теле двигателя, корпусом которого служит фюзеляж самолета. На другой модификации этого самолета, кроме прямоточного, установлен и жидкостный ракетный двигатель, так что он в состоянии совершать самостоятельный взлет.

Рис. 69. Самолет с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (указаны его примерные размеры и вес): а — общий вид и схема устройства; б — установка самолета на «матке»; в — самолет в самостоятельном полете после отделения от «матки»

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели находят применение и на вертолетах. Вертолетами называются летательные аппараты, у которых подъемная сила создается не крылом, а горизонтальным несущим винтом большого диаметра. Вертолеты обладают способностью вертикально взлетать и садиться, а следовательно, для них не нужны большие аэродромы. Они могут неподвижно «висеть» в воздухе, передвигаться с очень малой скоростью, недоступной самолетам, или передвигаться назад, в сторону и т. д. Эти замечательные качества вертолетов обеспечили им быстрое развитие в последние годы.

Рис. 70. Вертолет с реактивным приводом (несущий винт приводится во вращение прямоточными воздушно-реактивными двигателями, установленными на концах лопастей)

В первой летавшей модели, явившейся прообразом вертолета, предложенной более двухсот лет назад великим русским ученым М. В. Ломоносовым, несущий винт приводился во вращение часовой пружиной. На большинстве современных вертолетов для этой цели устанавливаются мощные поршневые авиационные двигатели.

Однако имеются и такие вертолеты, на которых вращение несущего винта осуществляется с помощью воздушно-реактивных двигателей — пульсирующих или прямоточных (рис. 70). Эти двигатели устанавливаются непосредственно на лопастях несущего винта. Вследствие этого отпадает надобность в сложной и тяжелой передаче от двигателя к винту, которая имеется на каждом вертолете с поршневым двигателем. Установка прямоточного или пульсирующего воздушно-реактивного двигателя непосредственно на лопастях несущего винта становится возможной благодаря исключительно малому их весу и сравнительно небольшим размерам. Но расход топлива у этих вертолетов оказывается пока еще значительно большим, чем у обычных вертолетов с поршневыми двигателями. Поэтому реактивные вертолеты выгодно применять в тех случаях, когда важно максимально уменьшить вес вертолета, а продолжительность полета не имеет большого значения. Можно полагать, что в ходе дальнейшего развития вертолетов для привода несущего винта найдут широкое применение как пульсирующие, так и прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели обладают тем преимуществом по сравнению с пульсирующими, что во время работы они не издают такого сильного шума. Однако для запуска прямоточного двигателя несущий винт вертолета нуждается в предварительной раскрутке при помощи какого-нибудь стартера, тогда как при установке пульсирующего двигателя это не является обязательным.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель имеет большие перспективы применения в беспилотной авиации и в так называемых управляемых снарядах. Это объясняется относительной простотой конструкции, малым весом и дешевизной этих двигателей, что очень важно для оружия одноразового применения. На рис. 71 сверху изображен управляемый по радио беспилотный самолет с дозвуковым прямоточным двигателем, предназначенный для использования в качестве «летающей цели» при тренировке летчиков в воздушной стрельбе. Снизу на том же рисунке показан тяжелый сверхзвуковой управляемый зенитный снаряд для борьбы с самолетами противника. Для взлета этот снаряд снабжается жидкостным ракетным двигателем. Скорость полета снаряда достигает почти 2500 км/час.

Рис. 71. Беспилотные самолеты: вверху — беспилотный «самолет-цель» с дозвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем; внизу — управляемый зенитный снаряд со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным и жидкостным ракетным двигателями

Но наиболее полно возможности прямоточного воздушно-реактивного двигателя могут быть реализованы в авиации сверхзвуковых скоростей. В определенном диапазоне сверхзвуковых скоростей полета никакой другой авиационный двигатель не сможет сравниться с прямоточным воздушно-реактивным двигателем по основным техническим характеристикам, что наглядно иллюстрируется графиками, изображенными на рис. 72. В отношении веса, приходящегося на 1 л. с. мощности, прямоточный двигатель при скоростях полета, в 3—4 раза превосходящих скорость звука, слегка уступает только жидкостному ракетному двигателю. При этих скоростях прямоточный двигатель способен развивать 400—500 л. с. на 1 кг своего веса. Это значит, что двигатель мощностью в 100 000 л. с. будет весить всего 200—250 кг, что недостижимо ни для одного другого двигателя, кроме жидкостного ракетного.

Рис. 72. При сверхзвуковых скоростях полета прямоточные двигатели не имеют конкурентов, что иллюстрируется графиками:

а — график зависимости мощности, развиваемой двигателем на 1 кг его веса, от скорости полета; б — график зависимости расхода топлива двигателем на 1 кг развиваемой им тяги от скорости полета; в — график зависимости относительной дальности полета самолетов с различными двигателями от скорости полета

Но жидкостный ракетный двигатель значительно уступает прямоточному воздушно-реактивному двигателю в отношении экономичности, т. е. по расходу топлива. При подобных скоростях полета прямоточный двигатель расходует всего 2 кг топлива в час на каждый килограмм развиваемой им тяги, тогда как жидкостный ракетный двигатель расходует топлива в 8 раз больше! Это, впрочем, неудивительно, так как топливо для ракетного двигателя — это не только горючее, как в прямоточном, но и окислитель, который тоже должен находиться на борту летательного аппарата. Другие воздушно-реактивные двигатели, использующие атмосферный кислород, как и прямоточный, при скорости полета, в 3—4 раза превышающей скорость звука, также намного уступают ему в отношении экономичности.

Дальность полета, достижимая с помощью того или иного двигателя, зависит как от его веса, так и от количества расходуемого им топлива. Неудивительно, что при указанных выше огромных скоростях полета прямоточный двигатель оказывается в состоянии обеспечить наибольшую относительную дальность.

Однако следует оговориться, что кривые, показанные на рис. 72, построены для того случая, когда каждому значению скорости полета соответствует своя, наивыгоднейшая конструкция прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Если допустим, что один и тот же двигатель совершает полет во всем диапазоне скоростей, то при скоростях, отличных от расчетной для данного двигателя, его характеристики будут ухудшаться. Это становится очевидным хотя бы из рассмотрения рис. 73, на котором показано, как изменяются условия работы диффузора сверхзвукового прямоточного двигателя при изменении скорости полета. На расчетном режиме, т. е. при полете с определенной расчетной скоростью, косой скачок на входе в двигатель располагается так, как показано на среднем рисунке. Если скорость полета уменьшается, то угол скачка увеличивается, вследствие чего в двигатель начинает поступать меньше воздуха, часть его будет как бы «выплескиваться». Конечно, тяга двигателя из-за этого, а также и из-за увеличения потерь при сжатии уменьшится. Если же скорость полета увеличится по сравнению с расчетной, то угол скачка уменьшится и он переместится внутрь диффузора. Такой режим также приведет к уменьшению тяги из-за увеличения потерь при сжатии воздуха.

Рис. 73. При изменении скорости полета условия работы сверхзвукового диффузора изменяются. В центре — расположение скачка при расчетной скорости полета; слева — расположение скачка при скорости полета меньше расчетной; справа — расположение скачка при скорости полета больше расчетной

Для того чтобы характеристики прямоточного двигателя были наилучшими при всех возможных скоростях полета, необходимо осуществить регулирование двигателя, т. е. изменение его геометрических параметров в зависимости от скорости полета. Задача такого регулирования представляет собой одну из сложнейших проблем создания совершенного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, так как скорость полета самолета с этим двигателем может меняться от сотен до тысяч километров в час, высота — от уровня моря до 20—30 км, мощность двигателя — от сотен до сотен тысяч лошадиных сил, расход топлива — от десятых долей килограмма до десятков килограммов в секунду, давление в двигателе — от десятых долей атмосферы до десятков атмосфер и т. д. Трудности регулирования очевидны, но они преодолимы, и нет сомнения в том, что и эта проблема будет решена.

Характеристики прямоточных воздушно-реактивных двигателей позволяют с уверенностью предвидеть разностороннее их применение уже в недалеком будущем в сверхзвуковой авиации и реактивной артиллерии. Уже имеются летательные аппараты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, развивающим скорость полета около 2500 км/час.

Так как даже на экваторе окружная скорость Земли при ее вращении вокруг оси составляет примерно 1670 км/час, то, следовательно, прямоточный двигатель позволяет уже сейчас опередить движение Земли вокруг ее оси и как бы «остановить солнце» или перенестись «во вчерашний день».

С помощью прямоточного двигателя возможны скорости полета до 4000—5000 км/час на высотах до 30—40 км. Это, очевидно, наивысшие возможные достижения для воздушно-реактивных двигателей, т. е. двигателей, использующих для своей работы атмосферный воздух.

Только для ракетных двигателей практически нет границ в отношении увеличения высоты и скорости полета, вплоть до полета к далеким планетам, удаленным от нас на миллионы километров. Впрочем, даже и в решении этой проблемы межпланетных сообщений воздушно-реактивные двигатели могут найти себе применение. В частности, они могут оказаться выгоднее ракетных для установки на первых ступенях многоступенчатого космического корабля.

Таковы перспективы развития воздушно-реактивных двигателей. Нет сомнений, что в будущем воздушно-реактивные двигатели помогут человеку одержать новые победы в его борьбе за покорение природы.

Глава восьмая

Глава восьмая
Небо будто в сизом жирном дыму – местами светлее, местами – темнее и гуще, и все оно клубится, переливается, тяжело ворочается. И вспыхивает длинными голубыми, белыми, золотистыми шнурами молний. Грохот грозы, угнетающий человека на земле, в полете не слышен,

Глава восьмая

Глава восьмая
Строчки ровные, спокойные, тщательно уложенные на бледных линейках. Поле – слева и поле – справа. Вряд ли сделаешь такую запись с тревожной душой, мучаясь сомнениями и ожиданием…»7 апреля. Состояние больного несколько улучшилось. Боли в правой ноге меньше.

Глава 1. Рождение русского бронепоезда

Глава 1. Рождение русского бронепоезда
Впервые бронепоезда были применены в ходе Гражданской войны в США. Весьма активно использовались они и в ходе англо-бурской войны 1899–1902 гг.В России первый проект бронепоезда был разработан в 1900 г. в… Правлении Общества КВЖД.

Глава 10. Рождение легкого пулемета

Глава 10. Рождение легкого пулемета
К концу этого формирующего периода пулемет начал появляться в виде более легкого, хотя и несколько менее прочного оружия, способного при необходимости обеспечить огневое прикрытие с расстояния 600–800 м (примерно полмили), но не

Глава восьмая.

Пенемюнде

Глава восьмая. Пенемюнде
На мировую историю очень часто влияют случайные факторы. Так, первые большие ракеты появились у немцев только потому, что в известном международном договоре не было ничего сказано о ракетах. И построены они были в Пенемюнде — уединенном уголке

Глава восьмая 

Глава восьмая 
Не успел шаттл раствориться в небе, как детей и след простыл. Сбежав по той же лестнице, что и Эрик, они оказались в просторном зале, откуда во все стороны тянулись длинные коридоры.— Вроде бы нам сюда, — сказала Анни без особой уверенности в голосе.Джордж и

Глава восьмая Где же цель?

Глава восьмая
Где же цель?

ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ ТРЕТЬЕ РОЖДЕНИЕ БУЛАТА

ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ
ТРЕТЬЕ РОЖДЕНИЕ БУЛАТА
Новое — это хорошо забытое старое.
Поиск продолжается
Юрий Иванович Люндовский — коренной житель Златоуста. На плане дома, который в 1837 году перестраивал его дед, мастеровой казенных заводов Григорий Люндовский, стоит подпись

Глава восьмая.

Глава восьмая.
Снежный рейсВ начале марта неожиданно начались снегопады. Кипенно-белые сугробы занесли заводской двор, снег покрыл крыши цехов, шапками повис на уже налившихся весенним соком ветвях деревьев. Отступила весна…В предрассветной мгле раннего утра из

Глава восьмая ЗАЩИТА

Глава восьмая
ЗАЩИТА
Броня
инейному кораблю приходится выдерживать мощные удары противника. Ведь и неприятельские корабли вооружены орудиями главного калибра. А неприятельские самолеты могут поразить палубу линейного корабля тяжелыми бомбами.Поэтому броневая

Глава 1.

2. Рождение проекта

Глава 1.2. Рождение проекта
Первый уже реальный глубоководный аппарат был создан по инициативе Полярного научно-исследовательского и проектного института морского рыбного хозяйства и океанографии им Н М.Книповича (ПИНРО). Именно его директор в своем обращении от 10 марта

Глава восьмая НОВАЯ ТЕХНИКА — НОВЫЕ ЗАДАЧИ

Глава восьмая
НОВАЯ ТЕХНИКА — НОВЫЕ ЗАДАЧИ
28 июня 1954 г. в печати появилось сообщение о пуске в СССР первой атомной электростанции.
«В настоящее время, — говорилось в сообщении, — в Советском Союзе усилиями советских ученых и инженеров успешно завершена работа по

Глава восьмая

Глава восьмая
Три дня и три ночи шли они лесами, оврагами, вдали от дорог, стараясь обходить деревни, не сталкиваться с людьми. Питались они только ягодами. Голод довел их до такой степени отчаяния, что они уже готовы были идти в первую попавшуюся деревню и просить хлеба. Но

Глава восьмая

Глава восьмая
Три дня и три ночи шли они лесами, оврагами, вдали от дорог, стараясь обходить деревни, не сталкиваться с людьми. Питались только ягодами. Голод довел их до такого отчаяния, что они уже готовы были идти в первую попавшуюся деревню и просить хлеба. Но

Глава восьмая

Глава восьмая
Ванас слушал Лехта, оглядывался, видел смущенные лица. Многие в зале испытывали неловкость от всего того, что происходило на заседании технического совета. Внутренняя вера, убежденность Лехта передавались и им, как бы они ни относились к его изобретению.

Как все работает: сверхзвуковые воздухозаборники | Журнал Air & Space

Локхид SR-71.
Локхид Мартин

«Мы выполняли поворот и набор высоты, когда в одном из входов появились признаки нестабильности. Вскоре после этого — КЕР БЛАМ! — самолет ударил меня головой о борт кабины, а затем на мгновение стал неустойчивым, качаясь, качаясь и вибрируя».

Это отчет об отказе впускного отверстия сверхзвукового двигателя, или «незапуске», который вспоминает отставной системный офицер разведки Роджер Джекс в SR-71 Revealed, книге отставного пилота Lockheed SR-71 Ричарда Х. Грэма. Он показывает, что может произойти, когда сверхзвуковой воздухозаборник перестанет подавать равномерный поток воздуха, от которого зависит эффективная работа реактивного двигателя.

Когда реактивный самолет летит со скоростью более 1 Маха — сверх скорости звука — воздух, поступающий в двигатели, также движется со сверхзвуковой скоростью. Но ни один компрессор турбореактивного двигателя — вращающиеся диски и лопасти в передней части двигателя, которые сжимают воздух до того, как он смешается с топливом, — не способен справиться со сверхзвуковым воздушным потоком. Работа впускного отверстия двигателя заключается в замедлении поступающего воздуха до дозвуковых скоростей, прежде чем он пройдет через двигатель.

Работа воздухозаборника осложняется тем, что воздух, движущийся на сверхзвуке, ведет себя иначе, чем воздух на дозвуке. Самолет, летящий на дозвуковой скорости, толкает воздух впереди себя, и у каждой молекулы воздуха есть достаточно времени, чтобы пройти над его крыльями и фюзеляжем. Но когда самолет приближается к скорости 1 Маха, он сжимает воздух перед собой в ударные волны — полосы воздуха, исходящие от самолета, которые намного горячее и плотнее окружающего воздуха.

Турбореактивные двигатели не могут справляться с ударными волнами, создаваемыми их впускными отверстиями, поэтому решающая роль впускных отверстий состоит в том, чтобы удерживать неизбежные ударные волны таким образом, чтобы они не причиняли вреда. SR-71 Blackbird, двухмоторный самолет-разведчик, который в настоящее время находится на вооружении, имеет конструкцию воздухозаборника, основанную на конусообразном корпусе или шипе, который создает косоугольную конусообразную ударную волну на входе воздухозаборника и нормальный ударная волна, поднимающаяся под прямым углом от направления воздушного потока сразу за внутренним входным отверстием.

По мере того, как SR-71 увеличивает скорость, воздухозаборник меняет свою внешнюю и внутреннюю геометрию, чтобы удерживать коническую ударную волну и обычную ударную волну в оптимальном положении. Геометрия впуска изменяется, когда шип втягивается к двигателю, примерно на 1,6 дюйма на 0,1 Маха. На скорости 3,2 Маха, когда шип находится полностью в кормовой части, площадь захвата воздушного потока увеличилась на 112 процентов, а площадь горловины уменьшилась на 54 процента.

Конусообразная форма шипа также постепенно снижает скорость входящего сверхзвукового воздуха без резкой потери давления. Чем дальше от конуса движется воздух, тем с большей скоростью он сбрасывается. По мере того как замедленный, но все еще сверхзвуковой воздух продолжает двигаться дальше во впускное отверстие, нормальная ударная волна возникает между входным отверстием и компрессором двигателя — именно там, где она должна быть. Оказавшись там, обычная ударная волна замедляет проходящий через нее воздух до дозвуковых скоростей, подготавливая его к входу в компрессор.

Это постоянное балансирование, чтобы удерживать нормальную ударную волну в правильном положении. На входе есть внутренний датчик давления, и когда он обнаруживает, что давление слишком велико, он открывает передние байпасные двери, удаляя излишки воздуха. Воздухозаборник также имеет набор кормовых перепускных створок, управляемых пилотом. Передняя и задняя обходные двери работают противоположно друг другу: открытие задних дверей приводит к закрытию передних дверей, а когда пилот закрывает задние двери, передние двери открываются по очереди.

Однако во время некоторых полетов «Черного дрозда» слаженная работа шипа, передней и задней обходных дверей нарушалась, и слишком быстро воздухозаборник наполнялся большим количеством воздуха, чем он мог выдержать. Когда давление воздуха внутри воздухозаборника становилось слишком большим, обычная ударная волна внезапно выбрасывалась из воздухозаборника при остановке двигателя, что сопровождалось мгновенной потерей потока воздуха к двигателю, огромным увеличением сопротивления и значительным рысканием двигателя. стороне пораженного входного отверстия. Незапуски происходили, «когда вы меньше всего их ожидали — все были расслаблены и наслаждались великолепным видом с высоты 75 000 футов», — писал Грэм в SR-71 Revealed. Если попытки экипажа перезапустить сверхзвуковой поток воздухозаборника потерпят неудачу, им придется замедлить свой самолет до дозвуковой скорости.

Обладая максимальной скоростью 1,6 Маха, ударный истребитель Lockheed Martin F-35 Joint Strike Fighter имеет гораздо более простую конструкцию воздухозаборника, чем у SR-71 со скоростью 3 и более Маха; вход однодвигательного JSF не может изменять свою геометрию. Инженеры F-35 могли бы обойтись менее сложной конструкцией, потому что при скоростях транспортного средства примерно до 2 Маха форма воздухозаборника сама по себе может замедлять большую часть сверхзвукового воздуха, прежде чем он войдет в воздухозаборник. Впуск JSF, однако, представляет собой революционную конструкцию: в нем нет отклоняющих устройств. Традиционные воздухозаборники истребителей, такие как на F/A-18 и F-22, имеют прорези, планки и движущиеся части для отклонения или направления воздушного потока. Воздухозаборник F-15 имеет пандусы и двери, которые изменяют свою внешнюю и внутреннюю форму, чтобы при необходимости регулировать поток воздуха.

Многие другие действующие в настоящее время истребители также имеют отклонители пограничного слоя. Воздух, который прилипает к поверхности самолета в полете, известен как воздух пограничного слоя, и он имеет тенденцию вызывать турбулентность в воздухе, поступающем в двигатель, особенно при взаимодействии с ударными волнами. Разработчики воздухозаборников стараются не допустить проникновения как можно большего количества воздуха в пограничном слое, часто размещая воздухозаборник на расстоянии нескольких дюймов от поверхности фюзеляжа и воздуха в его пограничном слое и используя систему воздуховодов для отвода нежелательного воздуха. (Впускной патрубок SR-71 освобождается от воздуха пограничного слоя, всасывая его через прорези на шипе и пропуская через каналы, выходящие из гондолы.)

Впускное отверстие F-35, однако, расположено заподлицо с фюзеляжем, и прямо перед входным отверстием находится приподнятая поверхность или выступ, который отталкивает большую часть воздуха пограничного слоя в стороны и от воздухозаборного отверстия. . Удар служит еще одной цели: во время сверхзвукового полета он сжимает и замедляет проходящий над ним воздух, превращая его в косую ударную волну. Однако воздух по-прежнему движется со сверхзвуковой скоростью и замедляется до дозвуковых скоростей после прохождения обычной ударной волны, которая формируется на входе в воздухозаборник. Простота конструкции JSF требует меньше обслуживания, уменьшает вес самолета на 300 фунтов и стоит на 500 000 долларов меньше, чем воздухозаборник традиционного истребителя.

Рекомендуемые видео

Почему никто не будет строить двигатель для сверхзвукового самолета Boom

В прошлом году United Airlines разместила заказ на обещанные Boom Aerospace сверхзвуковые самолеты. Этим летом American Airlines последовала их примеру. Japan Airlines является инвестором компании. И все же большинство людей в авиации думают, что самолет никогда не будет построен.

• Это просто скептицизм статус-кво? Конечно, авиация может быть скучной отраслью, и она настолько жестко регулируется, что мы не видим много инноваций. (Если вы начнете указывать на произошедшие изменения, вы должны признать, насколько они малы в течение длительного периода времени.)
• Или что-то в компании или плане просто нежизнеспособно?

Самый распространенный рефрен, который вы слышите, это то, что у них нет двигателя для самолета , и это, очевидно, большая проблема. Но почему?

• Boom обещает объявить производителя двигателя для своего самолета позже в этом году, что является еще одним способом сказать, что они до сих пор не знают, кто будет производить двигатель для их самолета.
• GE, Honeywell, Safran и Rolls Royce отказались от участия.
• Pratt & Whitney и CFM публично не отказываются от обсуждения. Engine Alliance производит двигатели для самолетов A380. International Aero Engines производит двигатели для самолетов A320. GE Honda производит региональные реактивные двигатели. На данный момент сложно представить, что Boom наймет российского или китайского производителя. Могут ли они остаться с украинским «Ивченко-Прогрессом»?

Предоставлено: Boom Aerospace

Если они не смогут получить производителя высшего уровня, такого как Pratt & Whitney, у них возникнут проблемы с доверием (ну, они уже есть). И то, что они пытаются сделать, требует настоящих инженерных ноу-хау.

Вот в чем проблема. Производитель двигателей должен верить, что двигатель будет хорошо продаваться, чтобы окупить затраты на разработку и получить прибыль. На самом деле он должен продаваться лучше, чем другие вещи, против которых они могли бы использовать ресурсы разработки.

Должна быть возможность выполнить то, что хочет Бум. Сверхзвуковые реактивные самолеты — не новая идея, Concorde реализовал ее 50 лет назад. Они просто пытаются разработать что-то более экономичное — как с экономической точки зрения (чтобы авиакомпании могли зарабатывать деньги), так и с точки зрения защиты окружающей среды (авиакомпании взяли на себя экологические обязательства). Они также пытаются сделать что-то потише. В сочетании с потенциальными нормативными изменениями они хотят иметь возможность летать по суше, чтобы обслуживать больше рынков и, следовательно, продавать больше самолетов.

Проблема в том, что производители двигателей делают ставку не только на технологию Boom Aerospace, они делают ставку на готовность авиакомпаний покупать самолеты. Это означает не только размещение заказов на самолеты!

• Ни одна авиакомпания США никогда не покупала Concorde, хотя заказы были размещены Pan Am, Continental, TWA, American Airlines, Eastern, United и Braniff.
• Были также заказы от Qantas, Air India, Sabena, Air Canada, Lufthansa и даже Middle East Airlines и других компаний, которые так и не были реализованы.
• Фактические поставки новых самолетов принимали только British Airways и Air France.
• Единственный другой совершенный заказ поступил от Iran Air, и он был отменен после иранской революции.

Оддли Бранифф недолго владел Конкордами по несколько часов подряд. Они выполняли рейсы между Далласом и Вашингтоном Даллеса совместно с Air France и British Airways, но для этого они должны были вступить во владение самолетом для полетного сегмента, чтобы работать на основании собственного сертификата летной годности.

Помимо смены летного экипажа, в кабине экипажа должны были присутствовать документы и процедуры, одобренные США, а это означало, что документация Великобритании и Франции должна была храниться в носовом туалете.

Также пришлось изменить регистрационный номер самолета, при движении по маршруту Даллас-Вашингтон-Даллас буква «G» или «F» была заклеена белой лентой. При приземлении в Вашингтоне наземный персонал подтягивал рабочие трапы к хвосту, снимал регистрационные номера F или G и заменял их на «N» с двумя буквами и цифрами «9».4″ после этого. Это повторялось каждый раз, когда «Конкорды» приземлялись в США из Европы.

Кредит: Boom Aerospace

Пока сверхзвуковые путешествия дороже дозвуковых, рынок будет ограничен. А ограниченность рынков затрудняет возмещение затрат на разработку и приобретение. Авиакомпаниям трудно зарабатывать деньги, эксплуатируя всего пару самолетов одного типа. Самолет должен быть способен летать на большие расстояния, эффективно расходовать топливо и перевозить большое количество пассажиров, чтобы быть экономичным в больших масштабах.

В противном случае рынок должен быть в состоянии поддерживать тарифы значительно выше, чем для дозвукового транспорта. Главный вопрос: во сколько обходится сокращение 3,5 часов трансатлантического перелета и для скольких людей?

Когда American объявили о своем заказе, они сказали, что внесли невозвратный депозит, но не уточнили, что это значит. Это мог быть 1 доллар. Они даже не сделали графическую визуализацию самолета в ливрее American Airlines. А американец и дня не тратил на продвижение этого в соцсетях. По какой-то причине они сделали этот шаг (утверждая, что заказали больше самолетов, чем даже «Юнайтед»), но не пошли на все, даже с пиаром. Профсоюз их пилотов даже выступил против переезда, и они представляют людей, которые теоретически получить летать вещь!

Можно построить сверхзвуковой самолет, но неэффективность и регулирование убили Конкорд. Boom предположительно может разработать самолет, а топовый производитель двигателей может произвести для него двигатель. Но будет ли он продаваться авиакомпаниям, которые считают себя способными эксплуатировать достаточное количество самолетов, в достаточном количестве мест и с достаточной частотой — учитывая рынок, который будет платить за эту опцию — чтобы купить достаточное количество самолетов и двигателей, где все это работает? как бизнес?

Вот на что Boom, кажется, с трудом убеждает производителей двигателей сделать ставку, и хотя за последние 8 лет они привлекли около 250 миллионов долларов финансирования, у них нет ресурсов, чтобы гарантировать прибыльность производителя двигателей. .

Разработка двигателей может стоить миллиарды долларов, а их покупка — десятки миллионов долларов. Это огромная ставка для производителя двигателей, который Boom не в состоянии финансировать, и необходимость продавать большое количество двигателей только для того, чтобы выйти на уровень безубыточности. Если производитель не может продать несколько сотен двигателей, он не окупит затраты на разработку, после возмещения себестоимости производства, не говоря уже о том, чтобы сделать проект рентабельным.

Это как скептицизм рынка, так и скептицизм самолета , или, другими словами, в той мере, в какой речь идет о самолете, вопрос не в том, возможен ли самолет или чудо инженерной мысли, а в том, будет ли самолет достаточно хорош, чтобы быть настолько привлекательным, чтобы авиакомпании не могли отказать в размещении заказов и прием фактической доставки в больших количествах.

Входы

Производители двигателей хмурятся на сверхзвуке, оставляя Boom в безвыходном положении | Новости

В связи с выходом Rolls-Royce из программы Boom Supersonic Overture трое дополнительных специалистов по двигателям заявили, что они не заинтересованы в разработке силовых установок для сверхзвуковых гражданских самолетов, что оставило новые вопросы о том, кто будет поставлять двигатели для реактивных самолетов.

Компания Boom разрабатывает четырехмоторный авиалайнер Overture, который, по ее словам, будет перевозить 65-80 пассажиров, будет летать со скоростью 1,7 Маха и иметь дальность полета 4250 морских миль (7871 км). Первая поставка запланирована на 2029 год.

Однако поставщика двигателей пока нет. Этот вопрос был поднят на прошлой неделе, когда компания Rolls-Royce объявила о выходе из проекта после завершения инженерных изысканий по контракту.

Теперь GE Aviation, Honeywell и Safran Aircraft Engines сообщают FlightGlobal, что они также не заинтересованы в разработке двигателей для гражданских сверхзвуковых самолетов.

Источник: Boom Supersonic. американская компания, которая потерпела крах в мае 2021 года на фоне финансовых трудностей.

Но производитель двигателей исключает себя: «Гражданские сверхзвуковые двигатели — это не тот сегмент, которым мы сейчас занимаемся», — говорят в GE Aviation.

Другая из относительно немногочисленных компаний, способных разработать такую ​​силовую установку — Pratt & Whitney — отказывается комментировать программу Overture. Но высокопоставленный руководитель P&W подчеркивает, что компания по-прежнему сосредоточена на дозвуковых двигателях.

«Мы не добавили [гражданские сверхзвуковые самолеты] в нашу общую бизнес-стратегию», — говорит директор по устойчивому развитию P&W Грэм Уэбб. Он называет сверхзвуковые гражданские самолеты «тангенциальными» по отношению к основному рынку P&W и ссылается на соображения эффективности. Действительно, отчет Международного совета по чистому транспорту за 2022 год показал, что сверхзвуковые пассажирские самолеты будут использовать 7-9раз больше топлива на пассажира на километр, чем дозвуковые реактивные самолеты, работающие на ископаемом топливе. ИКАО процитировала это исследование в своем экологическом отчете за 2022 год.

По этим причинам P&W вкладывает ресурсы в повышение эффективности своего турбовентиляторного двигателя с редуктором. По словам Уэбба, она нацелена на выпуск усовершенствованной силовой установки для узкофюзеляжных самолетов Airbus и Boeing, которые, как ожидается, появятся в середине 2030-х годов. «Есть некоторый риск — с точки зрения отвлечения ваших ресурсов, вашей команды инженеров — на что-то, что находится в другом секторе».

Boom настаивает на том, что Overture будет экологически устойчивой, компенсируя выбросы углекислого газа за счет сжигания устойчивого авиационного топлива (SAF).

«Это первый самолет, который… способен обеспечить нулевой выброс углерода», — говорит исполнительный директор Boom Блейк Шолль. «Мы очень заботимся о том, чтобы это было хорошо не только для пассажиров, не только для авиакомпаний, но и для планеты».

В отчете ИКАО сверхзвуковые реактивные самолеты названы «плохим использованием скудных запасов SAF», заявив, что их расход топлива в значительной степени сводит на нет преимущества SAF по сравнению с дозвуковыми реактивными самолетами, работающими на ископаемом топливе.

Аналитики аэрокосмической отрасли говорят, что немногие другие производители двигателей могут взяться за проект Overture. «На самом деле никто другой не может создать двигатель такого класса, хотя Honeywell и Safran не являются невероятными», — говорит Ричард Абулафия из AeroDynamic Advisory.

Но и этих компаний, видимо, тоже нет. «В настоящее время у Honeywell нет планов по разработке сверхзвукового двигателя для гражданских самолетов», — говорится в сообщении. Honeywell производит турбовентиляторные двигатели для бизнес-джетов и легких штурмовиков/тренировочных самолетов Leonardo M-346.

«Сверхзвуковой двигатель не является частью коммерческой стратегии Safran Aircraft Engines», — добавляет французский производитель двигателей.

Safran владеет значительной долей рынка гражданских турбовентиляторных двигателей через свое совместное предприятие CFM International с GE, которое производит двигатели Leap для узкофюзеляжных самолетов Airbus и Boeing.

Safran по-прежнему «сильно сосредоточена на инициативе RISE по разработке технологий для узкофюзеляжных авиационных двигателей следующего поколения», — говорит Safran.

RISE — Революционная инновация для экологичных двигателей — это совместная работа Safran и GE по разработке силовой установки с открытым ротором, обеспечивающей 20-процентную экономию топлива при вводе в эксплуатацию, вероятно, в середине 2030-х годов. RISE согласуется с широкомасштабным стремлением аэрокосмической отрасли сократить выбросы.

Майкл Мерлюзо, аэрокосмический консультант AIR, говорит, что International Aero Engines (IAE) «теоретически» может иметь двигатель для Boom. Консорциум, включающий P&W, MTU Aero Engines и Japanese Aero Engines, IAE производит двигатели V2500, на которых устанавливаются самолеты, в том числе A320 первого поколения и Embraer C-390.

«Однако это не означает, что двигатель можно адаптировать для Overture [и] обеспечить техническое обслуживание, расход топлива и требуемую производительность, — говорит Мерлюзо.

Увертюре нужны «более твердые обязательства [заказа] и более твердая промышленная дорожная карта», чтобы привлечь поставщика двигателей, добавляет он. «Без эффективной двигательной установки эта программа никуда не денется в ближайшее время».

RR 8 сентября сообщил, что покидает программу Boom. «После тщательного рассмотрения Rolls-Royce определил, что рынок сверхзвуковой коммерческой авиации в настоящее время не является для нас приоритетом, и поэтому в настоящее время не будет продолжать дальнейшую работу над программой», — говорится в сообщении.

В ответ Бум сказал: «Стало ясно, что предложенная Rolls конструкция двигателя и устаревшая бизнес-модель — не лучший вариант для будущих авиакомпаний или пассажиров Overture».

Несмотря на множество вопросов, Шолль настаивает на том, что разработка Overture идет по плану, подтверждая, что компания скоро объявит партнера по движку. Он указывает на заказы клиентов, включая American Airlines и United Airlines.

«У нас не было бы тех отношений с клиентами, которые у нас есть, если бы самолет, который мы строим, не соответствовал требованиям авиакомпаний, и поэтому, я думаю… это говорит само за себя», — говорит Шолль.

В июне 2021 года United заявила, что подписала «коммерческое соглашение», которое включало депозит на нераскрытую сумму, на покупку 15 Overture в зависимости от «строгих требований безопасности, эксплуатации и устойчивости».

Затем, в августе, American сообщила, что она также внесла «невозмещаемый депозит» — также не было указано, сколько — в рамках соглашения о покупке до 20 самолетов.

Другими партнерами Boom являются Safran Landing Systems, Collins Aerospace, компания по производству топливных систем Eaton и Northrop Grumman, которая помогает с военным вариантом.

«Я чувствую себя очень хорошо по этому поводу — очень, очень уверен, что мы получим отличный ответ. Мы рассматриваем несколько предложений», — говорит Шолль.

История обновлена ​​16 сентября, чтобы отметить, что двигатель GE называется Affinity и что Международный совет по экологически чистому транспорту завершил исследование, упомянутое в исследовании ИКАО.

Rolls-Royce прекращает участие в гонке двигателей сверхзвукового авиалайнера

Автор
Майкл Доран

Опубликовано 09 сентября 2022 г.

Делиться
Твитнуть
Делиться
Делиться
Делиться
Электронная почта

Многообещающее партнерство между Boom и Rolls-Royce внезапно прекратилось, и Boom пришлось искать нового производителя двигателей для участия в проекте.

Фото: Boom Supersonic

В июне 2020 года Rolls-Royce и Boom объявили о сотрудничестве в области исследований двигателей для сверхзвукового самолета Overture. На этой неделе появились новости о том, что Rolls-Royce покинул здание, заявив, что сверхзвуковая авиация не является его приоритетом.

Большие надежды на начало проекта

Boom соберет, построит и испытает в полете Overture на своем новом предприятии, которое будет построено в Соединенных Штатах. Изображение: Стрела

В начале сотрудничества Boom директор Rolls-Royce по стратегии гражданской авиации Саймон Карлайл сказал:

«Мы разделяем с Boom большой интерес к сверхзвуковым полетам и стратегиям устойчивого развития авиации. Теперь мы опираемся на наш ценный опыт в этой области и нашу предыдущую совместную работу, чтобы еще больше согласовать и усовершенствовать нашу технологию двигателей для Boom’s Overture».

Rolls-Royce был очевидным партнером Boom по двигателям, установив на Concorde четыре двигателя Olympus 593 более 50 лет назад. Возможно, OEM-производитель двигателей все еще страдает от этого проекта, потому что он потерял аппетит и отказался от сверхзвуковых коммерческих самолетов, по крайней мере, на данный момент.

Первое сообщение Aviation International News во вторник, сообщил Rolls-Royce,

«Мы завершили наш контракт с Boom и провели различные инженерные исследования для их сверхзвуковой программы Overture.

«После тщательного рассмотрения компания Rolls-Royce определила, что рынок сверхзвуковой коммерческой авиации в настоящее время не является для нас приоритетом, и поэтому в настоящее время мы не будем продолжать дальнейшую работу над программой. Работать с компанией Boom было очень приятно. команде, и мы желаем им всяческих успехов в будущем».

Это препятствие или заминка?

Поскольку у Boom нет других партнеров по двигателю, Boom должен найти его в ближайшее время, чтобы выполнить свою цель первого полета в 2026 году и Overture в 2029 году.поступление на службу. Несколько недель назад American Airlines объявила, что внесла невозмещаемый депозит при заказе до 20 самолетов Overture с возможностью покупки еще 40. Финансовый директор American Airlines Дерек Керр сказал:

«Глядя в будущее, сверхзвуковые путешествия станут важной частью нашей способности предоставлять услуги нашим клиентам. Мы воодушевлены тем, как Boom будет формировать будущее путешествий как для нашей компании, так и для наших клиентов».

Boom заказал 130 сверхзвуковых самолетов Overture, в том числе 15 для United Airlines. Изображение: Бум

Заказ

American Airlines заносится в книгу вместе с заказами United Airlines и Japan Airlines. Japan Airlines была настолько уверена в обещании Boom, что разместила предварительный заказ на 20 самолетов Overture в 2017 году. Заказ United Airlines рассчитан на 15 самолетов с опционом на еще 35, что, по словам Boom, доводит общее количество заказов Overture до 130. В этом году На авиашоу в Фарнборо компания Boom представила свои последние разработки для Overture, удивив комментаторов переходом на четырехмоторную конструкцию. Предполагалось, что с помощью четырех двигателей меньшего размера Overture сможет достичь скорости 1,7 Маха с существующей технологией двигателей. Теперь ему просто нужно найти партнера с аппетитом и ресурсами, чтобы воплотить сверхзвуковое видение в жизнь всего за несколько коротких лет.

Overture предназначен для перевозки от 65 до 80 пассажиров на крейсерской высоте 60 000 футов (18 300 метров) со скоростью 1,7 Маха (1300 миль в час). Он имеет размах крыльев 106 футов (32,3 метра), длину 201 фут (61,2 метра) и дальность полета 4250 морских миль (4888 миль). У него просто еще нет двигателя, хотя Boom говорит, что разберется с этим к концу этого года.

Источник: AIN

Последний пассажирский Боинг 767: куда он летит?

Читать Далее

Делиться

Твитнуть

Делиться

Делиться

Делиться

Эл. адрес

Похожие темы

• Новости авиации
• Новости авиакомпаний
• Во всем мире
• Стрела сверхзвуковая
• Роллс-Ройс
• Сверхзвуковой полет
• увертюра

Об авторе

Майкл Доран
(опубликовано 330 статей)

Журналист. Профессиональный авиационный журналист, пишущий по всему отраслевому спектру. Майкл использует свою степень магистра делового администрирования и опыт работы в корпоративном бизнесе, чтобы отойти от очевидного в поисках реальной истории. Обширная сеть контактов с высокопоставленными авиадиспетчерами, смешанная с детской страстью к самолетам, помогает ему делиться увлекательным контентом с другими преданными. Базируется в Мельбурне, Австралия.

Еще от Майкла Дорана

Комментарий

Чтение или публикация комментариев

Boom Supersonic выбирает производителя двигателя (для дальнейшего обсуждения)

30 июля 2020 г. Сет Миллер 4 комментария

Визуализация сверхзвукового реактивного самолета Boom Overture

Если сверхзвуковой реактивный самолет Boom поднимется в воздух в конце этого десятилетия, есть очень большая вероятность, что он будет оснащен двигателями Rolls-Royce. Компании объявили о «соглашении о сотрудничестве для изучения возможности соединения двигательной установки Rolls-Royce с флагманским сверхзвуковым пассажирским самолетом Boom Overture». Хотя это не формальный выбор модели двигателя, он продвигает проект и дает дополнительные указания относительно того, как программа может развиваться.

За последние годы у нас было несколько ценных совместных проектов и совместных локаций с Rolls-Royce, чтобы заложить основу для следующего этапа развития. Мы с нетерпением ждем продолжения прогресса и взаимопонимания, которые мы уже создали благодаря нашему сотрудничеству, поскольку мы работаем над усовершенствованием дизайна Overture и внедрением экологичного сверхзвукового транспорта для пассажирских перевозок.

– Блейк Шолль, основатель и генеральный директор Boom

Выбор силовой установки был вопиющим пробелом в деталях программы, доступных для общественности. Чуть более двух лет назад генеральный директор Блейк Шолль указал, что «существующее ядро» будет иметь ключевое значение для процесса, так что поставщику не придется изобретать совершенно новый дизайн:

Это не двигатель новой технологии, это двигатель нового дизайна. У вас есть ручки на двигателе, такие как степень двухконтурности и степень давления, и они установлены в определенных местах для 787, и вы хотите установить их в других местах для этого самолета. Это перемещение ручек, это не давайте изобретем переменный цикл или что-то, что никогда раньше не было сертифицировано.

Объявление оставляет открытой возможность того, что этот подход может не сработать. Вместо того, чтобы указывать платформу Trent в качестве источника энергии для Overture, «команды исследуют, можно ли адаптировать существующую архитектуру двигателя для сверхзвукового полета, в то время как внутренняя команда Boom продолжает разрабатывать конфигурацию планера».

Хотя подразумеваемая цель состоит в том, чтобы добраться до точки выбора двигателя, в результате этой сделки компании оставляют открытым потенциал, который не произойдет. В результате сотрудничества они «рассчитывают добиться значительного прогресса в доработке конфигурации самолета и силовой установки Overture».

Это сильно отличается от объявления выбора двигателя.

Со своей стороны, Rolls-Royce может опираться на свою историю, чтобы поддержать программу. Компания предоставила силовые установки Olympus, которые придали Concorde сверхзвуковой импульс. Перенос этого наследия в программу Overture был бы впечатляющей связью. Как отмечает Саймон Карлайл, директор по стратегии Rolls-Royce: «Сейчас мы опираемся на наш ценный опыт в этой области, а также на нашу предыдущую совместную работу, чтобы еще больше согласовать и усовершенствовать нашу технологию двигателей для Boom’s Overture».

Другие производители двигателей и самолетов тоже играют в сверхзвуковое пространство. Aireon и GE Engines объявили об аналогичной сделке три года назад, чтобы изучить, как они могут работать вместе над реактивной платформой AS2. AS2 нацелен на более низкую максимальную скорость 1,4 Маха по сравнению с целью Overture на крейсерской скорости M2,2.

Проблемы со сроками и выбросами для Boom’s Overture

Сравнение ожидаемых уровней выбросов для сверхзвуковых и дозвуковых маршрутов; Изображение через ICCT.

Компании также отмечают, что они будут работать над достижением будущего с нулевым выбросом углерода и «решением вопросов устойчивости при проектировании и эксплуатации Overture». Как именно это произойдет, учитывая значительно более высокий расход топлива на пассажиро-милю при полете на сверхзвуковой скорости, менее ясно. ICCT определил ожидаемые уровни выбросов для сверхзвукового транспорта в 5-7 раз по сравнению с дозвуковым транспортом. Это вызывает вопросы о сверхзвуковых вариантах и ​​одобрении регулирующих органов.

Программа Overture также не включена в стандартные рекомендации FAA по шуму, что в конечном итоге может создать проблемы. Компания «активно сотрудничает с FAA» и рассчитывает перейти к профилям шума по мере того, как они будут охватывать более крупные самолеты.

Ожидается, что демонстратор Boom XB-1 сойдет с завода в этом году и полетит в 2021 году.

Общие сроки реализации проекта также остаются под вопросом. Официальное открытие демонстратора XB-1 запланировано на октябрь 2020 года, а первый полет — на 2021 год. Когда первый полет XB-1 планировался на начало 2020 года, программа Overture предполагала первый полет в 2025 году и ввод в эксплуатацию в 2027 году. Теперь они, вероятно, проскальзывают как минимум на год. И они остаются очень агрессивными графиками даже без учета задержек XB-1.

Просим вас об одолжении, пока вы здесь…

Вам понравился контент? Или узнать что-то полезное? Или просто думаете, что это тот тип истории, который вы хотели бы видеть больше? Рассмотрим поддержку сайта через пожертвование (помогает любая сумма) . Это помогает мне оставаться независимым и избегать халтуры с кредитными картами.

Tweet

Эта история о: Бум, Бум Сверхзвук, выбросы, двигатели, шум, Роллс-Ройс, Сверхзвук В рубриках: Самолеты и аэропорты

О Сете Миллере

Сет Миллер имеет более чем десятилетний опыт работы в авиационной отрасли.