Silnik odrzutowy

Silnik odrzutowy
Silnik turbowentylatorowy Pratt & Whitney F100 dla F-15 Eagle testowany w cichym domu w bazie Florida Air National Guard
Klasyfikacja	Silnik spalinowy
Przemysł	Lotnictwo
Aplikacja	Lotnictwo
Źródło paliwa	Paliwo odrzutowe
składniki	Sprężarka dynamiczna , wentylator , komora spalania , turbina , dysza napędowa
Wynalazca	Johna Barbera , Franka Whittle , Hansa von Ohaina
Wynaleziony	1791, 1928, 1935

Amerykańskie samoloty F-15E Strike Eagle

Silnik odrzutowy podczas startu z widocznymi gorącymi spalinami ( Airbus A319 Germanwings )

Silnik odrzutowy jest rodzajem silnika reakcyjnego , wyrzucającego szybko poruszający się strumień ogrzanego gazu (zwykle powietrza), który wytwarza ciąg przez napęd odrzutowy . Chociaż ta szeroka definicja może obejmować rakietowy , wodny i hybrydowy, termin „ silnik odrzutowy” zazwyczaj odnosi się do silnika odrzutowego o spalaniu wewnętrznym, oddychającego powietrzem, takiego jak turboodrzutowy , turbowentylatorowy , strumieniowy lub pulsacyjny. . Ogólnie rzecz biorąc, silniki odrzutowe są silnikami spalinowymi .

Oddychające powietrze silniki odrzutowe są zwykle wyposażone w obracającą się sprężarkę powietrza napędzaną przez turbinę , a pozostała moc zapewnia ciąg przez dyszę napędową — proces ten jest znany jako cykl termodynamiczny Braytona . Samoloty odrzutowe wykorzystują takie silniki do podróży na duże odległości. Wczesne samoloty odrzutowe wykorzystywały silniki turboodrzutowe, które były stosunkowo nieefektywne w locie poddźwiękowym. Większość nowoczesnych poddźwiękowych samolotów odrzutowych wykorzystuje bardziej złożone silniki turbowentylatorowe z wysokim obejściem . Dają większą prędkość i większą oszczędność paliwa niż tłok i śmigło silników lotniczych na duże odległości. Kilka silników oddychających powietrzem, przeznaczonych do zastosowań z dużymi prędkościami (silniki strumieniowe i strumieniowe ) wykorzystuje efekt taranowania prędkości pojazdu zamiast mechanicznej sprężarki.

Ciąg typowego silnika odrzutowca wzrósł z 5000 funtów siły (22 000 N) ( turboodrzutowy de Havilland Ghost ) w latach pięćdziesiątych XX wieku do 115 000 funtów siły (510 000 N) ( turbowentylator General Electric GE90 ) w latach 90., a ich niezawodność wzrosła z 40 w locie wyłączeń na 100 000 godzin lotu silnika do mniej niż 1 na 100 000 pod koniec lat 90. To, w połączeniu ze znacznie zmniejszonym zużyciem paliwa, umożliwiło rutynowe loty transatlantyckie samolotami dwusilnikowymi na przełomie wieków, gdzie wcześniej podobna podróż wymagałaby wielu przystanków na paliwo.

Historia

Osobny artykuł: Historia silnika odrzutowego

Zobacz także: Kalendarium mocy odrzutowej

Zasada działania silnika odrzutowego nie jest nowa; jednak postęp techniczny niezbędny do realizacji tego pomysłu przyniósł owoce dopiero w XX wieku. Podstawowa demonstracja siły odrzutowej sięga eolipilu , urządzenia opisanego przez Hero z Aleksandrii w Egipcie w I wieku . To urządzenie kierowało energię pary przez dwie dysze, powodując szybkie obracanie się kuli wokół własnej osi. Potraktowano to jako ciekawostkę. Tymczasem praktyczne zastosowania turbiny widać w kole wodnym i wiatraku .

Historycy dalej prześledzili teoretyczne pochodzenie zasad silników odrzutowych do tradycyjnych chińskich fajerwerków i systemów napędowych rakiet. Użycie takich urządzeń do lotu jest udokumentowane w historii osmańskiego żołnierza Lagâri Hasan Çelebi , który podobno osiągnął lot za pomocą rakiety w kształcie stożka w 1633 roku.

Najwcześniejsze próby silników odrzutowych oddychających powietrzem były konstrukcjami hybrydowymi, w których zewnętrzne źródło zasilania najpierw sprężało powietrze, które następnie mieszano z paliwem i spalano w celu uzyskania ciągu odrzutowego. Włoski Caproni Campini N.1 i japoński silnik Tsu-11 przeznaczony do napędzania samolotów Ohka kamikadze pod koniec II wojny światowej nie powiodły się.

Jeszcze przed rozpoczęciem II wojny światowej inżynierowie zaczynali zdawać sobie sprawę, że silniki napędzające śmigła zbliżają się do granic wytrzymałości z powodu problemów związanych z wydajnością śmigła, która spadała, gdy końcówki łopat zbliżały się do prędkości dźwięku . Jeśli osiągi samolotu miały wzrosnąć poza taką barierę, konieczny był inny mechanizm napędowy. Taka była motywacja rozwoju silnika z turbiną gazową, najpowszechniejszej formy silnika odrzutowego.

Kluczem do praktycznego silnika odrzutowego była turbina gazowa , pobierająca moc z samego silnika w celu napędzania sprężarki . Turbina gazowa nie była nowym pomysłem: patent na turbinę stacjonarną został przyznany Johnowi Barberowi w Anglii w 1791 roku. Pierwsza turbina gazowa, która z powodzeniem działała jako samowystarczalna, została zbudowana w 1903 roku przez norweskiego inżyniera Ægidiusa Ellinga . Takie silniki nie trafiły do ​​​​produkcji ze względu na kwestie bezpieczeństwa, niezawodności, masy, a zwłaszcza długotrwałej pracy.

Pierwszy patent na wykorzystanie turbiny gazowej do napędzania samolotu został złożony w 1921 roku przez Maxime'a Guillaume'a . Jego silnik był silnikiem turboodrzutowym o przepływie osiowym, ale nigdy nie został skonstruowany, ponieważ wymagałby znacznych postępów w stosunku do najnowocześniejszych sprężarek. Alan Arnold Griffith opublikował Aerodynamiczną teorię projektowania turbin w 1926 roku, co doprowadziło do prac eksperymentalnych w RAE .

Silnik Whittle W.2 / 700 latał w Gloster E.28/39 , pierwszym brytyjskim samolocie latającym z silnikiem turboodrzutowym, oraz Gloster Meteor

W 1928 roku kadet RAF College Cranwell , Frank Whittle, formalnie przedstawił swoim przełożonym swoje pomysły na silnik turboodrzutowy. W październiku 1929 r. dalej rozwijał swoje idee. 16 stycznia 1930 r. W Anglii Whittle złożył swój pierwszy patent (wydany w 1932 r.). W patencie przedstawiono dwustopniową sprężarkę osiową zasilającą jednostronną sprężarkę odśrodkową . Praktyczne sprężarki osiowe stały się możliwe dzięki pomysłom firmy AAGriffith w przełomowym artykule z 1926 r. („Teoria aerodynamiczna projektowania turbin”). Whittle skupił się później tylko na prostszej sprężarce odśrodkowej. Whittle nie był w stanie zainteresować rządu swoim wynalazkiem, a rozwój postępował powoli.

Heinkel He 178 , pierwszy na świecie samolot latający wyłącznie na silniku turboodrzutowym

W Hiszpanii pilot i inżynier Virgilio Leret Ruiz otrzymał patent na projekt silnika odrzutowego w marcu 1935 r. Republikański prezydent Manuel Azaña zorganizował wstępną budowę w fabryce samolotów Hispano-Suiza w Madrycie w 1936 r., Ale Leret został stracony kilka miesięcy później przez Francoist Wojska marokańskie po bezskutecznej obronie swojej bazy wodnosamolotów w pierwszych dniach hiszpańskiej wojny domowej . Jego plany, ukryte przed frankistami, kilka lat później potajemnie przekazała ambasadzie brytyjskiej w Madrycie jego żona, Carlota O'Neill po wyjściu z więzienia.

W 1935 roku Hans von Ohain rozpoczął prace nad projektem podobnym do projektu Whittle'a w Niemczech, w którym zarówno sprężarka, jak i turbina były promieniowe, po przeciwnych stronach tego samego dysku, początkowo nieświadomy pracy Whittle'a. Pierwsze urządzenie Von Ohaina było ściśle eksperymentalne i mogło działać tylko przy zasilaniu zewnętrznym, ale był w stanie zademonstrować podstawową koncepcję. Ohain został następnie przedstawiony Ernstowi Heinkelowi , jednemu z największych ówczesnych przemysłowców lotniczych, który natychmiast dostrzegł obietnicę projektu. Heinkel niedawno kupił firmę zajmującą się silnikami Hirth, a Ohain i jego główny mechanik Max Hahn zostali tam utworzeni jako nowy oddział firmy Hirth. Mieli swój pierwszy HeS 1 działający do września 1937 r. W przeciwieństwie do projektu Whittle'a, Ohain wykorzystywał wodór jako paliwo, dostarczany pod ciśnieniem zewnętrznym. Ich kolejne projekty zakończyły się napędzanym benzyną HeS 3 o sile 5 kN (1100 funtów siły), który został zamontowany na prostym i kompaktowym płatowcu He 178 firmy Heinkel i pilotowany przez Ericha Warsitza wczesnym rankiem 27 sierpnia 1939 r. Z lotniska Rostock -Marienehe , imponująco krótki czas na rozwój. He 178 był pierwszym samolotem odrzutowym na świecie. Heinkel złożył wniosek o patent USA obejmujący elektrownię lotniczą autorstwa Hansa Joachima Pabsta von Ohaina 31 maja 1939 r .; numer patentu US2256198, z M Hahnem wymienionym jako wynalazca. Konstrukcja Von Ohaina, silnik o przepływie osiowym, w przeciwieństwie do silnika o przepływie odśrodkowym Whittle'a, została ostatecznie przyjęta przez większość producentów w latach pięćdziesiątych.

Przekrój silnika Junkers Jumo 004

Austriak Anselm Franz z działu silników Junkersa ( Junkers Motoren lub „Jumo”) wprowadził sprężarkę osiową do swojego silnika odrzutowego. Jumo otrzymał kolejny numer silnika w RLM 109-0xx dla silników samolotów z turbiną gazową, „004”, w wyniku czego powstał silnik Jumo 004 . Po rozwiązaniu wielu mniejszych problemów technicznych w 1944 roku rozpoczęto masową produkcję tego silnika jako jednostki napędowej pierwszego na świecie myśliwca odrzutowego , tzw. Messerschmitt Me 262 (a później pierwszy na świecie odrzutowy samolot bombowy , Arado Ar 234 ). Różne przyczyny sprzysięgły się, aby opóźnić dostępność silnika, powodując, że myśliwiec przybył zbyt późno, aby poprawić pozycję Niemiec podczas II wojny światowej , jednak był to pierwszy silnik odrzutowy, który został użyty w służbie.

Gloster Meteor F.3s. Gloster Meteor był pierwszym brytyjskim myśliwcem odrzutowym i jedynym samolotem odrzutowym aliantów , który przeszedł operacje bojowe podczas II wojny światowej.

Tymczasem w Wielkiej Brytanii Gloster E28/39 odbył swój dziewiczy lot 15 maja 1941 r., a Gloster Meteor ostatecznie wszedł do służby w RAF w lipcu 1944 r. Były one napędzane silnikami turboodrzutowymi firmy Power Jets Ltd., założonej przez Franka Whittle'a. Pierwsze dwa działające samoloty turboodrzutowe, Messerschmitt Me 262, a następnie Gloster Meteor weszły do ​​​​służby w odstępie trzech miesięcy w 1944 r., Me 262 w kwietniu i Gloster Meteor w lipcu, więc Meteor widział tylko około 15 samolotów wchodzących do wojny światowej II akcja , podczas gdy wyprodukowano do 1400 Me 262, z czego 300 weszło do walki, przeprowadzając pierwsze ataki naziemne i zwycięstwa samolotów odrzutowych w walce powietrznej.

Po zakończeniu wojny niemieckie samoloty odrzutowe i silniki odrzutowe były szeroko badane przez zwycięskich sojuszników i przyczyniły się do prac nad wczesnymi radzieckimi i amerykańskimi myśliwcami odrzutowymi. Dziedzictwo silnika o przepływie osiowym widać w fakcie, że praktycznie wszystkie silniki odrzutowe w stałopłatach były w pewnym stopniu inspirowane tym projektem.

W latach pięćdziesiątych silnik odrzutowy był prawie uniwersalny w samolotach bojowych, z wyjątkiem samolotów towarowych, łącznikowych i innych typów specjalnych. W tym momencie niektóre brytyjskie projekty były już dopuszczone do użytku cywilnego i pojawiły się we wczesnych modelach, takich jak de Havilland Comet i Avro Canada Jetliner . W latach sześćdziesiątych wszystkie duże samoloty cywilne były również napędzane odrzutowcami, pozostawiając silnik tłokowy w niskobudżetowych niszowych rolach, takich jak loty towarowe .

Sprawność silników turboodrzutowych była nadal raczej gorsza niż silników tłokowych, ale w latach 70., wraz z pojawieniem się silników odrzutowych turbowentylatorowych z wysokim obejściem (innowacja nieprzewidziana przez wczesnych komentatorów, takich jak Edgar Buckingham , przy dużych prędkościach i na dużych wysokościach, które wydawały się dla nich absurdalne), zużycie paliwa było mniej więcej takie samo, jak w przypadku najlepszych silników tłokowych i śmigłowych.

Używa

Silnik turbowentylatorowy JT9D zainstalowany w samolocie Boeing 747 .

Silniki odrzutowe Samoloty odrzutowe , pociski manewrujące i bezzałogowe statki powietrzne . W postaci silników rakietowych napędzają fajerwerki , modele rakiet , loty kosmiczne i rakiety wojskowe .

Silniki odrzutowe napędzały samochody o dużej prędkości, zwłaszcza wyścigi drag race , z rekordem wszechczasów w posiadaniu samochodu rakietowego . Samochód napędzany turbowentylatorem, ThrustSSC , jest obecnie rekordzistą prędkości na lądzie .

Konstrukcje silników odrzutowych są często modyfikowane do zastosowań innych niż samoloty, takich jak przemysłowe turbiny gazowe lub morskie elektrownie . Są one wykorzystywane do wytwarzania energii elektrycznej, do zasilania pomp wodnych, gazu ziemnego lub ropy naftowej oraz do napędzania statków i lokomotyw. Przemysłowe turbiny gazowe mogą wytwarzać do 50 000 koni mechanicznych na wale. Wiele z tych silników wywodzi się ze starszych wojskowych silników turboodrzutowych, takich jak modele Pratt & Whitney J57 i J75. Istnieje również pochodna niskoprzepustowego turbowentylatora P&W JT8D, który wytwarza do 35 000 koni mechanicznych (KM).

Silniki odrzutowe są również czasami opracowywane lub współdzielą pewne komponenty, takie jak rdzenie silnika, z silnikami turbowałowymi i turbośmigłowymi , które są formami silników z turbiną gazową, które są zwykle używane do napędzania helikopterów i niektórych samolotów napędzanych śmigłem.

Rodzaje silników odrzutowych

Istnieje wiele różnych typów silników odrzutowych, z których wszystkie osiągają ciąg do przodu na zasadzie napędu odrzutowego .

Oddychanie powietrzem

Główny artykuł: Oddychający powietrzem silnik odrzutowy

Powszechnie samoloty są napędzane przez oddychające powietrze silniki odrzutowe. Większość używanych silników odrzutowych oddychających powietrzem to odrzutowe turbowentylatorowe , które zapewniają dobrą wydajność przy prędkościach tuż poniżej prędkości dźwięku.

Zasilany turbiną

Główny artykuł: Turbina gazowa

Turbiny gazowe to silniki obrotowe, które pobierają energię ze strumienia spalin. Mają górną sprężarkę połączoną z dolną turbiną z komorą spalania pomiędzy nimi. W silnikach lotniczych te trzy podstawowe elementy są często nazywane „generatorem gazu”. Istnieje wiele różnych odmian turbin gazowych, ale wszystkie wykorzystują system generatora gazu pewnego typu.

Silnik turboodrzutowy

Główny artykuł: Turboodrzutowiec

Silnik turboodrzutowy

turboodrzutowy to silnik z turbiną gazową , który działa poprzez sprężanie powietrza za pomocą wlotu i sprężarki ( osiowej , odśrodkowej lub obu), mieszanie paliwa ze sprężonym powietrzem, spalanie mieszanki w komorze spalania , a następnie przepuszczanie gorącego, wysokiego ciśnienia powietrze przez turbinę i dyszę . Sprężarka napędzana jest przez turbinę, która pobiera energię z rozprężającego się gazu. Silnik przekształca energię wewnętrzną paliwa w energię kinetyczną w spalinach, wytwarzając ciąg. Całe powietrze zasysane przez wlot przechodzi przez sprężarkę, komorę spalania i turbinę, w przeciwieństwie do turbowentylatorowy opisany poniżej.

Turbofan

Schemat ideowy ilustrujący działanie silnika turbowentylatorowego o niskim obejściu.

Główny artykuł: Turbofan

Turbowentylatory różnią się od turboodrzutowych tym, że mają dodatkowy wentylator z przodu silnika, który przyspiesza powietrze w kanale omijającym rdzeń silnika z turbiną gazową. Turbowentylatory to dominujący typ silnika w samolotach pasażerskich średniego i dalekiego zasięgu .

Turbofany są zwykle bardziej wydajne niż silniki turboodrzutowe przy prędkościach poddźwiękowych, ale przy dużych prędkościach ich duży obszar czołowy generuje większy opór . Dlatego w lotach naddźwiękowych oraz w samolotach wojskowych i innych, gdzie inne względy mają wyższy priorytet niż oszczędność paliwa, wentylatory są zwykle mniejsze lub ich nie ma.

Ze względu na te rozróżnienia konstrukcje silników turbowentylatorowych są często klasyfikowane jako z niskim obejściem lub wysokim obejściem , w zależności od ilości powietrza, które omija rdzeń silnika. Turbofany z niskim obejściem mają współczynnik obejścia około 2: 1 lub mniej.

Kompresja ramu

Dalsze informacje: Ramjet i Scramjet

Silniki odrzutowe z kompresją tłoka są silnikami oddychającymi powietrzem, podobnymi do silników z turbiną gazową i oba działają zgodnie z cyklem Braytona . Silniki napędzane turbiną gazową i silnikami tłokowymi różnią się jednak sposobem kompresji napływającego strumienia powietrza. Podczas gdy silniki z turbiną gazową wykorzystują sprężarki osiowe lub odśrodkowe do sprężania dopływającego powietrza, silniki tłokowe opierają się wyłącznie na powietrzu sprężanym przez wlot lub dyfuzor. Silnik barana wymaga zatem znacznej początkowej prędkości lotu do przodu, zanim będzie mógł działać. Silniki napędzane taranem są uważane za najprostszy typ silnika odrzutowego do oddychania powietrzem, ponieważ nie mogą zawierać ruchomych części.

Ramjety to silniki odrzutowe napędzane taranem. Są mechanicznie proste i działają mniej wydajnie niż silniki turboodrzutowe, z wyjątkiem bardzo dużych prędkości.

Scramjety różnią się głównie tym, że powietrze nie zwalnia do prędkości poddźwiękowych. Zamiast tego używają spalania naddźwiękowego. Są wydajne przy jeszcze większej prędkości. Bardzo niewiele zostało zbudowanych lub oblatanych.

Nieciągłe spalanie

Typ	Opis	Zalety	Niedogodności
Silnik odrzutowy	Działa jak silnik turboodrzutowy, ale silnik tłokowy napędza sprężarkę zamiast turbiny.	Wyższa prędkość wydechu niż śmigło, oferując lepszy ciąg przy dużej prędkości	Ciężkie, nieefektywne i mało wydajne. Przykład: Caproni Campini N.1 .
impulsowy	Powietrze jest sprężane i spalane w sposób przerywany, a nie ciągły. Niektóre projekty wykorzystują zawory.	Bardzo prosta konstrukcja, używana w latającej bombie V-1 , a ostatnio w modelach samolotów	Głośny, nieefektywny (niski stopień sprężania), źle pracuje na dużą skalę, zawory w konstrukcjach zaworowych szybko się zużywają
Pulsacyjny silnik detonacyjny	Podobny do strumienia impulsowego, ale spalanie zachodzi jako detonacja zamiast deflagracji , może wymagać zaworów lub nie	Maksymalna teoretyczna sprawność silnika	Wyjątkowo hałaśliwe, części narażone na ekstremalne zmęczenie mechaniczne, trudna do uruchomienia detonacja, niepraktyczne w bieżącym użytkowaniu

Inne rodzaje napędu odrzutowego

Rakieta

Główny artykuł: Silnik rakietowy

Napęd silnika rakietowego

Silnik rakietowy wykorzystuje te same podstawowe zasady fizyczne ciągu, co silnik reakcyjny , ale różni się od silnika odrzutowego tym, że nie wymaga powietrza atmosferycznego do dostarczania tlenu; rakieta przenosi wszystkie składniki masy reakcyjnej. Jednak niektóre definicje traktują go jako formę napędu odrzutowego .

Ponieważ rakiety nie oddychają powietrzem, pozwala im to działać na dowolnych wysokościach iw przestrzeni kosmicznej.

Ten typ silnika jest używany do wystrzeliwania satelitów, eksploracji kosmosu i dostępu załogowego oraz zezwolenia na lądowanie na Księżycu w 1969 roku.

Silniki rakietowe są używane do lotów na dużych wysokościach lub wszędzie tam, gdzie potrzebne są bardzo duże przyspieszenia, ponieważ same silniki rakietowe mają bardzo wysoki stosunek ciągu do masy .

Jednak duża prędkość spalin i cięższy, bogaty w utleniacze propelent powodują znacznie większe zużycie paliwa niż turbofany. Mimo to przy bardzo dużych prędkościach stają się energooszczędne.

Przybliżone równanie ciągu wypadkowego silnika rakietowego to:

$\ Displaystyle F_ {N} = {\ kropka {m}} \, g_ {0} \, ja _ {\ tekst {sp, vac}} -A_ { e}\,p\;}$

gdzie jest ciągiem netto, $Displaystyle$$I_ {\ tekst {sp, vac}}}$ jest impulsem właściwym , sol jest ${\ displaystyle g_ {0}}$ standardowa grawitacja , to przepływ paliwa w kg / s, $to$${e}}$ poprzecznego na wylocie dyszy wylotowej i ZA mi ${\ displaystyle p}$ to ciśnienie atmosferyczne.

Typ	Opis	Zalety	Niedogodności
Rakieta	Przenosi na pokład wszystkie propelenty i utleniacze, emituje strumień napędowy	Bardzo mało ruchomych części. Mach 0 do Mach 25+; wydajny przy bardzo dużej prędkości (> Mach 5.0 lub więcej). Stosunek ciągu do ciężaru powyżej 100. Brak skomplikowanego wlotu powietrza. Wysoki współczynnik kompresji. Bardzo szybki ( hipersoniczny ) wydech. Dobry stosunek kosztów do ciągu. Dość łatwe do przetestowania. Działa w próżni; rzeczywiście działa najlepiej poza atmosferą, która jest bardziej przyjazna dla konstrukcji pojazdu przy dużej prędkości. Dość mała powierzchnia do utrzymania chłodu i brak turbiny w gorącym strumieniu spalin. Spalanie w bardzo wysokiej temperaturze i dysza o wysokim współczynniku rozszerzalności zapewniają bardzo wysoką wydajność przy bardzo dużych prędkościach.	Potrzebuje dużo paliwa. Bardzo niski impuls właściwy – typowo 100–450 sekund. Ekstremalne naprężenia termiczne komory spalania mogą utrudnić ponowne użycie. Zwykle wymaga posiadania utleniacza na pokładzie, co zwiększa ryzyko. Niezwykle głośny.

Hybrydowy

Silniki o cyklu mieszanym wykorzystują jednocześnie dwie lub więcej różnych zasad napędu odrzutowego.

Typ	Opis	Zalety	Niedogodności
turbosprężarka	do strumienia powietrza dodaje się dodatkowy utleniacz , taki jak tlen , w celu zwiększenia maksymalnej wysokości	Bardzo zbliżony do istniejących konstrukcji, działa na bardzo dużych wysokościach, w szerokim zakresie wysokości i prędkości	Prędkość powietrza ograniczona do tego samego zakresu, co silnik turboodrzutowy, przenoszenie utleniacza, takiego jak LOX , może być niebezpieczne. Znacznie cięższe niż zwykłe rakiety.
Rakieta wspomagana powietrzem	Zasadniczo silnik strumieniowy, w którym powietrze wlotowe jest sprężane i spalane wraz ze spalinami z rakiety	Mach 0 do Mach 4,5+ (może również działać egzoatmosferycznie), dobra wydajność przy Mach 2 do 4	Podobna wydajność do rakiet przy niskich prędkościach lub egzoatmosferze, trudności wlotowe, stosunkowo nierozwinięty i niezbadany typ, trudności z chłodzeniem, bardzo głośny, stosunek ciągu do masy jest podobny do silników strumieniowych.
Wstępnie schłodzone dysze / KORONKA	Powietrze wlotowe jest schładzane do bardzo niskich temperatur na wlocie do wymiennika ciepła przed przejściem przez silnik strumieniowy i/lub turboodrzutowy i/lub silnik rakietowy.	Łatwo przetestowane na ziemi. Możliwe są bardzo wysokie stosunki ciągu do masy (~ 14) wraz z dobrą oszczędnością paliwa w szerokim zakresie prędkości, Mach 0–5,5+; ta kombinacja wydajności może pozwolić na wystrzelenie na orbitę, jednoetapowy lub bardzo szybką podróż międzykontynentalną na bardzo duże odległości.	Istnieje tylko na etapie prototypowania laboratoryjnego. Przykłady obejmują RB545 , silniki reakcyjne SABRE , ATREX . Wymaga ciekłego paliwa wodorowego, które ma bardzo małą gęstość i wymaga silnie izolowanego zbiornika.

Strumień wody

Główny artykuł: pompa strumieniowa

Strumień wody lub pompa strumieniowa to morski system napędowy wykorzystujący strumień wody. Układem mechanicznym może być śmigło kanałowe z dyszą lub sprężarka odśrodkowa i dysza. Pompa strumieniowa musi być napędzana oddzielnym silnikiem, takim jak olej napędowy lub turbina gazowa .

Schemat pompy strumieniowej.

Typ	Opis	Zalety	Niedogodności
Strumień wody	Do napędzania rakiet wodnych i łodzi odrzutowych ; tryska wodą z tyłu przez dyszę	Na łodziach, może pływać po płytkich wodach, duże przyspieszenie, brak ryzyka przeciążenia silnika (w przeciwieństwie do śrub napędowych), mniejszy hałas i wibracje, duża zwrotność przy wszystkich prędkościach łodzi, duża wydajność prędkości, mniejsza podatność na uszkodzenia spowodowane przez zanieczyszczenia, bardzo niezawodna, większe obciążenie elastyczność, mniej szkodliwa dla dzikiej przyrody	Może być mniej wydajna niż śruba napędowa przy niskiej prędkości, droższa, większa waga łodzi ze względu na porwaną wodę, nie będzie działać dobrze, jeśli łódź jest cięższa niż rozmiar odrzutowca

Ogólne zasady fizyczne

Wszystkie silniki odrzutowe są silnikami reakcyjnymi, które generują ciąg, emitując strumień płynu do tyłu ze stosunkowo dużą prędkością. Siły działające na wnętrze silnika potrzebne do wytworzenia tego odrzutowca dają silny ciąg na silnik, który popycha pojazd do przodu.

Silniki odrzutowe wytwarzają swój odrzutowiec z paliwa przechowywanego w zbiornikach, które są przymocowane do silnika (jak w „rakiecie”), a także w silnikach kanałowych (powszechnie używanych w samolotach) poprzez połykanie zewnętrznego płynu (bardzo typowo powietrza) i wydalanie go przy większej prędkości.

Dysza napędowa

Główny artykuł: Dysza napędowa

Dysza napędowa jest kluczowym elementem wszystkich silników odrzutowych, ponieważ tworzy strumień spalin . Dysze napędowe zamieniają energię wewnętrzną i ciśnienie w energię kinetyczną dużej prędkości. Całkowite ciśnienie i temperatura nie zmieniają się przez dyszę, ale ich wartości statyczne spadają wraz ze wzrostem prędkości gazu.

Prędkość powietrza wpływającego do dyszy jest niska, około 0,4 Macha, co jest warunkiem wstępnym minimalizacji strat ciśnienia w kanale prowadzącym do dyszy. Temperatura wchodząca do dyszy może być tak niska, jak temperatura otoczenia na poziomie morza dla dyszy wentylatora w zimnym powietrzu na wysokościach przelotowych. Może ona wynosić nawet 1000 K dla silnika z dopalaniem naddźwiękowym lub 2200 K z włączonym dopalaczem. Ciśnienie wpływające do dyszy może wahać się od 1,5-krotności ciśnienia na zewnątrz dyszy w przypadku wentylatora jednostopniowego do 30-krotności w przypadku najszybszego samolotu załogowego przy prędkości 3+ machów.

Zbieżne dysze są w stanie przyspieszyć gaz tylko do lokalnych warunków dźwiękowych (1 macha). Aby osiągnąć duże prędkości lotu, wymagane są jeszcze większe prędkości spalin, dlatego w szybkich samolotach często stosuje się dyszę zbieżno-rozbieżną .

Siła ciągu dyszy jest największa, jeśli ciśnienie statyczne gazu osiąga wartość otoczenia w momencie opuszczania dyszy. Dzieje się tak tylko wtedy, gdy obszar wylotu dyszy ma prawidłową wartość stosunku ciśnień dyszy (npr). Ponieważ npr zmienia się wraz z ustawieniem ciągu silnika i prędkością lotu, zdarza się to rzadko. Również przy prędkościach naddźwiękowych obszar rozbieżności jest mniejszy niż wymagany, aby zapewnić całkowite wewnętrzne rozszerzenie ciśnienia otoczenia jako kompromis z zewnętrznym oporem ciała. Whitford podaje jako przykład F-16. Inne niedorozwinięte przykłady to XB-70 i SR-71.

Rozmiar dysz wraz z powierzchnią dysz turbiny określa ciśnienie robocze sprężarki.

Pchnięcie

Główny artykuł: Ciąg silnika odrzutowego

Efektywność energetyczna silników odrzutowych samolotów

W tym przeglądzie podkreślono, gdzie występują straty energii w kompletnych zespołach napędowych samolotów odrzutowych lub instalacjach silnika.

Silnik odrzutowy w spoczynku, jak na stanowisku badawczym, zasysa paliwo i wytwarza ciąg. Jak dobrze to robi, ocenia się na podstawie ilości zużywanego paliwa i siły potrzebnej do jego powstrzymania. To jest miara jego skuteczności. Jeśli coś ulegnie pogorszeniu w silniku (tzw. pogorszenie osiągów), będzie on mniej wydajny, co będzie widoczne, gdy paliwo wytwarza mniejszy ciąg. Jeśli w części wewnętrznej zostanie wprowadzona zmiana, która umożliwi bardziej płynny przepływ powietrza/spalin, silnik będzie bardziej wydajny i zużywa mniej paliwa. Standardowa definicja służy do oceny, w jaki sposób różne czynniki wpływają na wydajność silnika, a także umożliwia dokonywanie porównań między różnymi silnikami. Ta definicja nazywa się jednostkowe zużycie paliwa , czyli ile paliwa potrzeba do wytworzenia jednej jednostki ciągu. Na przykład w przypadku konkretnego projektu silnika będzie wiadomo, że jeśli niektóre nierówności w przewodzie obejściowym zostaną wygładzone, powietrze będzie przepływać bardziej płynnie, co spowoduje zmniejszenie strat ciśnienia o x% i y% mniej paliwa będzie potrzebne do uzyskania poboru na przykład poza ciągiem. To zrozumienie wchodzi w zakres dyscypliny inżynierskiej Wydajność silnika odrzutowego . W jaki sposób na wydajność wpływa prędkość jazdy i dostarczanie energii do systemów samolotu, omówiono później.

Sprawność silnika jest kontrolowana przede wszystkim przez warunki pracy wewnątrz silnika, którymi są ciśnienie wytwarzane przez sprężarkę oraz temperatura gazów spalinowych na pierwszym zestawie obracających się łopatek turbiny. Ciśnienie to najwyższe ciśnienie powietrza w silniku. Temperatura wirnika turbiny nie jest najwyższa w silniku, ale najwyższa, przy której następuje transfer energii (wyższe temperatury występują w komorze spalania). Powyższe ciśnienie i temperatura są pokazane na cyklu termodynamicznego .

Wydajność jest dodatkowo modyfikowana przez to, jak płynnie przepływa powietrze i gazy spalinowe przez silnik, jak dobrze jest wyrównany przepływ (znany jako kąt padania) z ruchomymi i nieruchomymi kanałami w sprężarkach i turbinach. Nieoptymalne kąty, a także nieoptymalne przejścia i kształty łopatek mogą powodować pogrubianie i oddzielanie się warstw granicznych oraz powstawanie fal uderzeniowych . Ważne jest, aby zwolnić przepływ (mniejsza prędkość oznacza mniejsze straty ciśnienia lub spadek ciśnienia ), gdy przechodzi przez kanały łączące różne części. Stopień, w jakim poszczególne komponenty przyczyniają się do przekształcania paliwa w ciąg, jest określany ilościowo za pomocą takich miar, jak sprawność sprężarek, turbin i komory spalania oraz straty ciśnienia w kanałach. Są one pokazane jako linie na cyklu termodynamicznego .

Sprawność silnika lub sprawność cieplna, znana jako ${\ displaystyle \ eta _ {th}}$ . zależy od cyklu termodynamicznego , maksymalnego ciśnienia i temperatury oraz od sprawności komponentów, ${\ Displaystyle \ eta _ {sprężarka}}$ , ${\ Displaystyle \ eta _ {spalanie}}$ i ${\ Displaystyle \ eta _ {turbina}}$ i straty ciśnienia w kanale.

Silnik potrzebuje sprężonego powietrza, aby mógł pomyślnie działać. Powietrze to pochodzi z własnej sprężarki i nazywane jest powietrzem wtórnym. Nie przyczynia się do wytwarzania ciągu, przez co silnik jest mniej wydajny. Stosowany jest do zachowania integralności mechanicznej silnika, zapobiegania przegrzewaniu się części i na przykład do zapobiegania wyciekaniu oleju z łożysk. Tylko część tego powietrza pobranego ze sprężarek wraca do przepływu turbiny, aby przyczynić się do wytwarzania ciągu. Każde zmniejszenie potrzebnej ilości poprawia wydajność silnika. Ponownie, dla konkretnej konstrukcji silnika będzie wiadomo, że zmniejszone zapotrzebowanie na przepływ chłodzący o x% zmniejszy jednostkowe zużycie paliwa o y%. Innymi słowy, na przykład mniej paliwa będzie potrzebne do uzyskania ciągu startowego. Silnik jest wydajniejszy.

Wszystkie powyższe rozważania są podstawowe dla silnika pracującego samodzielnie i jednocześnie nie robiącego nic pożytecznego, tj. nie poruszającego statkiem powietrznym ani nie dostarczającego energii do systemów elektrycznych, hydraulicznych i powietrznych samolotu. W samolocie silnik oddaje część swojego potencjału wytwarzania ciągu lub paliwa, aby zasilać te systemy. Te wymagania, które powodują straty instalacji, zmniejszają jej wydajność. Zużywa trochę paliwa, które nie wpływa na ciąg silnika.

Wreszcie, gdy samolot leci, sam napędzający odrzutowiec zawiera zmarnowaną energię kinetyczną po opuszczeniu silnika. Jest to określane ilościowo terminem sprawności napędowej lub Froude'a $przeprojektowanie$ silnika, aby zapewnić mu przepływ obejściowy i niższą prędkość napędzającego odrzutowca, na przykład silnik turbośmigłowy lub turbowentylatorowy. W tym samym czasie prędkość do przodu zwiększa $się$ stosunku ciśnień .

Ogólna sprawność silnika przy prędkości lotu jest zdefiniowana jako ${\ Displaystyle \ eta _ {o} = \ eta _ {p} \ eta _ {th}$ }

prędkości lotu zależy od tego $,$ jak dobrze wlot spręża powietrze, zanim zostanie ono przekazane do sprężarek $.$ , dając całkowity stosunek i dla cyklu termodynamicznego . To, jak dobrze to robi, jest określone przez jego powrót ciśnienia lub pomiar strat w dolocie. Załogowy lot z prędkością 3 machów stanowi interesującą ilustrację tego, jak straty te mogą dramatycznie wzrosnąć w jednej chwili. North American XB-70 Valkyrie i Lockheed SR-71 Blackbird przy 3 Machach każdy miał odzysk ciśnienia około 0,8, ze względu na stosunkowo niskie straty podczas procesu sprężania, tj. poprzez systemy wielokrotnych wstrząsów. Podczas „nierozruchu” wydajny układ amortyzatorów zostałby zastąpiony bardzo nieefektywnym pojedynczym uderzeniem poza wlotem i przywróceniem ciśnienia dolotowego o około 0,3 i odpowiednio niskim stosunkiem ciśnień.

Dysza napędowa przy prędkościach powyżej około 2 mach zwykle ma dodatkowe wewnętrzne straty ciągu, ponieważ obszar wylotu nie jest wystarczająco duży, aby można było to pogodzić z zewnętrznym oporem rufowym.

Chociaż silnik obejściowy poprawia wydajność napędową, ponosi własne straty w samym silniku. Należy dodać maszyny, aby przenieść energię z generatora gazu do strumienia powietrza obejściowego. Niskie straty z dyszy napędowej silnika turboodrzutowego są dodawane do dodatkowych strat spowodowanych nieefektywnością dodanej turbiny i wentylatora. Mogą one być uwzględnione w wydajności transmisji lub transferu ${\ displaystyle \ eta _ {T}}$ . Jednak straty te są więcej niż rekompensowane poprawą sprawności napędowej. Występują również dodatkowe straty ciśnienia w kanale obejściowym i dodatkowa dysza napędowa.

Wraz z pojawieniem się turbowentylatorów z ich maszynami przynoszącymi straty, Bennett oddzielił na przykład to, co dzieje się wewnątrz silnika, między generatorem gazu a maszyną przenoszącą, dając ${\ Displaystyle \ eta _ { o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$ .

Zależność sprawności napędu (η) od stosunku prędkości pojazdu do prędkości spalin (v/v _e ) dla oddychających powietrzem silników odrzutowych i rakietowych.

Efektywność energetyczna ( ) silników odrzutowych montowanych w pojazdach składa się z dwóch głównych elementów: ${\ displaystyle \ eta _ {o}}$

• sprawność napędowa ( $)$ : ile energii strumienia trafia do nadwozia pojazdu, a nie jest odprowadzane jako strumienia .
• wydajność cyklu ( ): ${\ Displaystyle \ eta _ {th}}$ skutecznie silnik może przyspieszyć odrzutowiec η

Mimo że ogólna efektywność energetyczna wynosi: ${\ displaystyle \ eta _ {o}}$

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

dla wszystkich silników odrzutowych sprawność napędowa jest najwyższa, gdy prędkość strumienia spalin zbliża się do prędkości pojazdu, ponieważ daje to najmniejszą szczątkową energię kinetyczną. W przypadku silnika oddychającego powietrzem prędkość spalin równa prędkości pojazdu lub $daje$ zerowy ciąg bez zmiany pędu netto Wzór na silniki oddychające powietrzem poruszające się z prędkością z ${e}}$ spalin i pomijając przepływ paliwa jest następujący: v mi { $displaystyle$

${\ Displaystyle \ eta _ {p} = {\ Frac {2} {1 + {\ Frac {v_ {e}} {v}}}}}$

A dla rakiety:

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

Oprócz sprawności napędowej, kolejnym czynnikiem jest efektywność cyklu ; silnik odrzutowy jest formą silnika cieplnego. Sprawność silnika cieplnego określa się stosunkiem temperatur osiąganych w silniku do temperatur na wylocie z dyszy. Z biegiem czasu sytuacja ta ulegała ciągłej poprawie, ponieważ wprowadzano nowe materiały, aby umożliwić wyższe maksymalne temperatury cyklu. Na przykład materiały kompozytowe, łączące metale z ceramiką, zostały opracowane dla łopatek turbin HP, które pracują w maksymalnej temperaturze cyklu. Wydajność jest również ograniczona całkowitym stosunkiem ciśnień, który można osiągnąć. Wydajność cyklu jest najwyższa w silnikach rakietowych (~60+%), ponieważ mogą one osiągać bardzo wysokie temperatury spalania. Sprawność cyklu w silnikach turboodrzutowych i podobnych jest bliższa 30%, ze względu na znacznie niższe szczytowe temperatury cyklu.

Typowa sprawność spalania lotniczej turbiny gazowej w całym zakresie roboczym.

Typowe granice stabilności spalania lotniczej turbiny gazowej.

Sprawność spalania większości lotniczych silników turbinowych w warunkach startu na poziomie morza wynosi prawie 100%. Zmniejsza się nieliniowo do 98% w warunkach lotu na wysokości. Stosunek powietrza do paliwa wynosi od 50:1 do 130:1. Dla każdego rodzaju komory spalania istnieje bogata i słaba granica stosunku powietrza do paliwa, powyżej której płomień gaśnie. Zakres stosunku powietrza do paliwa między bogatymi i słabymi granicami zmniejsza się wraz ze wzrostem prędkości powietrza. Jeżeli zwiększający się przepływ masowy powietrza powoduje zmniejszenie udziału paliwa poniżej określonej wartości, następuje wygaszenie płomienia.

Specyficzny impuls w funkcji prędkości dla różnych typów odrzutowców z paliwem naftowym (wodór I _sp byłby około dwa razy wyższy). Chociaż wydajność gwałtownie spada wraz z prędkością, pokonywane są większe odległości. Wydajność na jednostkę odległości (na km lub milę) jest z grubsza niezależna od prędkości dla silników odrzutowych jako grupy; jednak płatowce stają się nieefektywne przy prędkościach naddźwiękowych.

Zużycie paliwa lub propelentu

Ściśle powiązanym (ale innym) pojęciem z efektywnością energetyczną jest tempo zużycia masy paliwa. Zużycie paliwa w silnikach odrzutowych jest mierzone na podstawie jednostkowego zużycia paliwa , określonego impulsu lub efektywnej prędkości spalin . Wszystkie mierzą to samo. Impuls właściwy i efektywna prędkość spalin są ściśle proporcjonalne, podczas gdy jednostkowe zużycie paliwa jest odwrotnie proporcjonalne do pozostałych.

W przypadku silników oddychających powietrzem, takich jak silniki turboodrzutowe, efektywność energetyczna i wydajność paliwa (paliwa) są prawie takie same, ponieważ paliwo jest paliwem i źródłem energii. W rakietach paliwo jest również wydechem, a to oznacza, że ​​paliwo o wysokiej energii zapewnia lepszą wydajność paliwa, ale w niektórych przypadkach może faktycznie dawać niższą wydajność energetyczną.

W tabeli (tuż poniżej) widać, że poddźwiękowe silniki turbowentylatorowe, takie jak turbowentylator CF6 firmy General Electric, zużywają znacznie mniej paliwa do wytworzenia ciągu przez sekundę niż silnik turboodrzutowy Concorde Rolls-Royce/ Snecma Olympus 593 . Ponieważ jednak energia to siła razy odległość, a odległość na sekundę była większa w przypadku Concorde'a, rzeczywista moc generowana przez silnik przy tej samej ilości paliwa była wyższa dla Concorde'a przy 2 machach niż dla CF6. Tak więc silniki Concorde'a były bardziej wydajne pod względem zużycia energii na milę.

Silniki rakietowe w próżni
Model	Typ	Pierwszy bieg	Aplikacja	TSFC		I sp (wagowo)	I sp (wagowo)
				lb/lbf·h	g/kN·s	S	SM
Avio P80	paliwo stałe	2006	Wega etap 1	13	360	280	2700
Avio Zefiro 23	paliwo stałe	2006	Wega etap 2	12.52	354,7	287,5	2819
Avio Zefiro 9A	paliwo stałe	2008	Etap Vegi 3	12.20	345,4	295,2	2895
RD-843	płynne paliwo		Górna scena Vegi	11.41	323.2	315,5	3094
Kuzniecow NK-33	płynne paliwo	lata 70	N-1F , Sojuz-2-1v etap 1	10.9	308	331	3250
NPO Energomasz RD-171M	płynne paliwo		Zenit-2M , -3SL , -3SLB , -3F etap 1	10.7	303	337	3300
LE-7A	kriogeniczny		H-IIA , H-IIB etap 1	8.22	233	438	4300
Snecma HM-7B	kriogeniczny		Ariane 2 , 3 , 4 , 5 ECA górna scena	8.097	229,4	444,6	4360
LE-5B-2	kriogeniczny		H-IIA , H-IIB górny stopień	8.05	228	447	4380
Aerojet Rocketdyne RS-25	kriogeniczny	1981	Prom kosmiczny , etap 1 SLS	7,95	225	453	4440
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2	kriogeniczny		Delta III , Delta IV , górny stopień SLS	7.734	219,1	465,5	4565
NERVA NRX A6	jądrowy	1967				869

Silniki odrzutowe z podgrzewaniem , statyczne, na poziomie morza
Model	Typ	Pierwszy bieg	Aplikacja	TSFC		I sp (wagowo)	I sp (wagowo)
				lb/lbf·h	g/kN·s	S	SM
Turbo-Unia RB.199	turbowentylator		Tornado	2.5	70,8	1440	14120
GE F101-GE-102	turbowentylator	lata 70	B-1B	2.46	70	1460	14400
Tumański R-25-300	silnik turboodrzutowy		MIG-21bis	2.206	62,5	1632	16000
GE J85-GE-21	silnik turboodrzutowy		F-5E/F	2.13	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	turbowentylator		F-16 E/F	2.09	59,2	1722	16890
Honeywell/ITEC F125	turbowentylator		F-CK-1	2.06	58,4	1748	17140
Snecma M53-P2	turbowentylator		Mirage 2000 C/D/N	2.05	58.1	1756	17220
Snecma Atar 09C	silnik turboodrzutowy		Miraż III	2.03	57,5	1770	17400
Snecma Atar 09K-50	silnik turboodrzutowy		Mirage IV , 50 , F1	1.991	56,4	1808	17730
GE J79-GE-15	silnik turboodrzutowy		F-4E/EJ/F/G , RF-4E	1.965	55,7	1832	17970
Saturna AL-31F	turbowentylator		Su-27/P/K	1,96	55,5	1837	18010
GE F110-GE-129	turbowentylator		F-16 C/D, F-15 EX	1.9	53,8	1895	18580
Sołowiew D-30F6	turbowentylator		MiG-31 , S-37/ Su-47	1.863	52,8	1932	18950
Lyulka AL-21F-3	silnik turboodrzutowy		Su-17 , Su-22	1,86	52,7	1935	18980
Klimow RD-33	turbowentylator	1974	MiG-29	1,85	52,4	1946	19080
Saturn AL-41F-1S	turbowentylator		Su-35S/T-10BM	1.819	51,5	1979	19410
Volvo RM12	turbowentylator	1978	Gripen A/B/C/D	1,78	50,4	2022	19830
GE F404-GE-402	turbowentylator		F/A-18C/D	1,74	49	2070	20300
Kuzniecow NK-32	turbowentylator	1980	Tu-144LL , Tu-160	1.7	48	2100	21000
Snecma M88-2	turbowentylator	1989	Rafał	1.663	47.11	2165	21230
Eurojet EJ200	turbowentylator	1991	Eurofighter	1,66–1,73	47–49	2080–2170	20400–21300

Suche silniki odrzutowe , statyczne, poziom morza
Model	Typ	Pierwszy bieg	Aplikacja	TSFC		I sp (wagowo)	I sp (wagowo)
				lb/lbf·h	g/kN·s	S	SM
GE J85-GE-21	silnik turboodrzutowy		F-5E/F	1.24	35.1	2900	28500
Snecma Atar 09C	silnik turboodrzutowy		Miraż III	1.01	28.6	3560	35000
Snecma Atar 09K-50	silnik turboodrzutowy		Mirage IV , 50 , F1	0,981	27,8	3670	36000
Snecma Atar 08K-50	silnik turboodrzutowy		Super Étendard	0,971	27,5	3710	36400
Tumański R-25-300	silnik turboodrzutowy		MIG-21bis	0,961	27.2	3750	36700
Lyulka AL-21F-3	silnik turboodrzutowy		Su-17 , Su-22	0,86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	silnik turboodrzutowy		F-4E/EJ/F/G , RF-4E	0,85	24.1	4240	41500
Snecma M53-P2	turbowentylator		Mirage 2000 C/D/N	0,85	24.1	4240	41500
Volvo RM12	turbowentylator	1978	Gripen A/B/C/D	0,824	23.3	4370	42800
RR Turbomeca Adour	turbowentylator	1999	Modernizacja Jaguara	0,81	23	4400	44000
Honeywell/ITEC F124	turbowentylator	1979	L-159 , X-45	0,81	22,9	4440	43600
Honeywell/ITEC F125	turbowentylator		F-CK-1	0,8	22.7	4500	44100
PW J52-P-408	silnik turboodrzutowy		A-4M/N , TA-4KU , EA-6B	0,79	22.4	4560	44700
Saturn AL-41F-1S	turbowentylator		Su-35S/T-10BM	0,79	22.4	4560	44700
Snecma M88-2	turbowentylator	1989	Rafał	0,782	22.14	4600	45100
Klimow RD-33	turbowentylator	1974	MiG-29	0,77	21.8	4680	45800
RR Pegasus 11-61	turbowentylator		AV-8B+	0,76	21,5	4740	46500
Eurojet EJ200	turbowentylator	1991	Eurofighter	0,74–0,81	21–23	4400–4900	44000–48000
GE F414-GE-400	turbowentylator	1993	F/A-18E/F	0,724	20,5	4970	48800
Kuzniecow NK-32	turbowentylator	1980	Tu-144LL , Tu-160	0,72-0,73	20–21	4900-5000	48000–49000
Sołowiew D-30F6	turbowentylator		MiG-31 , S-37/ Su-47	0,716	20.3	5030	49300
Snecma Larzac	turbowentylator	1972	Alfa Jet	0,716	20.3	5030	49300
IHI F3	turbowentylator	1981	Kawasaki T-4	0,7	19.8	5140	50400
Saturna AL-31F	turbowentylator		Su-27 /P/K	0,666-0,78	18,9–22,1	4620-5410	45300–53000
RR Spey RB.168	turbowentylator		AMX	0,66	18.7	5450	53500
GE F110-GE-129	turbowentylator		F-16 C/D, F-15	0,64	18	5600	55000
GE F110-GE-132	turbowentylator		F-16 E/F	0,64	18	5600	55000
Turbo-Unia RB.199	turbowentylator		Tornado ECR	0,637	18.0	5650	55400
PW F119-PW-100	turbowentylator	1992	F-22	0,61	17.3	5900	57900
Turbo-Unia RB.199	turbowentylator		Tornado	0,598	16,9	6020	59000
GE F101-GE-102	turbowentylator	lata 70	B-1B	0,562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	turbowentylator		B-52H, NB-52H	0,52	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	turbowentylator		RQ-4 , MQ-4C	0,39	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	turbowentylator	lata 80	B-2	0,375	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	turbowentylator	lata 80	U-2S	0,375	10.6	9600	94000
CFM CF6-50C2	turbowentylator		A300 , DC-10 -30	0,371	10,5	9700	95000
GE TF34-GE-100	turbowentylator		A-10	0,37	10,5	9700	95000
CFM CFM56-2B1	turbowentylator		C-135 , RC-135	0,36	10	10000	98000
Postęp D-18T	turbowentylator	1980	An-124 , An-225	0,345	9.8	10400	102000
PW F117-PW-100	turbowentylator		C-17	0,34	9.6	10600	104000
PW PW2040	turbowentylator		Boeinga 757	0,33	9.3	10900	107000
CFM CFM56-3C1	turbowentylator		737 Klasyczny	0,33	9.3	11000	110000
GE CF6-80C2	turbowentylator		744 , 767 , MD-11 , A300 / 310 , C-5M	0,307-0,344	8,7–9,7	10500–11700	103000–115000
EA GP7270	turbowentylator		A380-861 _	0,299	8.5	12000	118000
GE GE90-85B	turbowentylator		777-200 /200ER/300	0,298	8.44	12080	118500
GE GE90-94B	turbowentylator		777-200 /200ER/300	0,2974	8.42	12100	118700
RR Trent 970-84	turbowentylator	2003	A380-841 _	0,295	8.36	12200	119700
GE GEnx-1B70	turbowentylator		787-8	0,2845	8.06	12650	124100
RR Trent 1000C	turbowentylator	2006	787-9	0,273	7.7	13200	129000

Silniki odrzutowe , rejs
Model	Typ	Pierwszy bieg	Aplikacja	TSFC		I sp (wagowo)	I sp (wagowo)
				lb/lbf·h	g/kN·s	S	SM
	Ramjet		Mach 1	4.5	130	800	7800
J-58	silnik turboodrzutowy	1958	SR-71 z prędkością 3,2 Macha (podgrzewanie)	1.9	53,8	1895	18580
RR/Snecma Olympus	silnik turboodrzutowy	1966	Concorde z prędkością 2 machów	1.195	33,8	3010	29500
PW JT8D-9	turbowentylator		737 oryginał	0,8	22.7	4500	44100
Honeywell ALF502R-5	GTF		BAe 146	0,72	20.4	5000	49000
Sołowiew D-30KP-2	turbowentylator		Ił-76 , Ił-78	0,715	20.3	5030	49400
Sołowiew D-30KU-154	turbowentylator		Tu-154M	0,705	20.0	5110	50100
RR Tay RB.183	turbowentylator	1984	Fokkera 70 , Fokkera 100	0,69	19,5	5220	51200
GE CF34-3	turbowentylator	1982	Challenger , CRJ100/200	0,69	19,5	5220	51200
GE CF34-8E	turbowentylator		E170/175	0,68	19.3	5290	51900
Honeywell TFE731-60	GTF		Sokół 900	0,679	19.2	5300	52000
CFM CFM56-2C1	turbowentylator		DC-8 Super 70	0,671	19.0	5370	52600
GE CF34-8C	turbowentylator		CRJ700/900/1000	0,67-0,68	19–19	5300–5400	52000–53000
CFM CFM56-3C1	turbowentylator		737 Klasyczny	0,667	18.9	5400	52900
CFM CFM56-2A2	turbowentylator	1974	E-3 , E-6	0,66	18.7	5450	53500
RR BR725	turbowentylator	2008	G650/ER	0,657	18.6	5480	53700
CFM CFM56-2B1	turbowentylator		C-135 , RC-135	0,65	18.4	5540	54300
GE CF34-10A	turbowentylator		ARJ21	0,65	18.4	5540	54300
CFE CFE738-1-1B	turbowentylator	1990	Sokół 2000	0,645	18.3	5580	54700
RR BR710	turbowentylator	1995	G. V / G550 , Global Express	0,64	18	5600	55000
GE CF34-10E	turbowentylator		E190/195	0,64	18	5600	55000
CFM CF6-50C2	turbowentylator		A300 B2/B4/C4/F4, DC-10 -30	0,63	17.8	5710	56000
PowerJet SaM146	turbowentylator		Superjet LR	0,629	17.8	5720	56100
CFM CFM56-7B24	turbowentylator		737 NG	0,627	17.8	5740	56300
RR BR715	turbowentylator	1997	717	0,62	17.6	5810	56900
GE CF6-80C2-B1F	turbowentylator		747-400	0,605	17.1	5950	58400
CFM CFM56-5A1	turbowentylator		A320	0,596	16,9	6040	59200
Aviadvigatel PS-90A1	turbowentylator		Ił-96 -400	0,595	16,9	6050	59300
PW PW2040	turbowentylator		757 -200	0,582	16,5	6190	60700
PW PW4098	turbowentylator		777-300	0,581	16,5	6200	60800
GE CF6-80C2-B2	turbowentylator		767	0,576	16.3	6250	61300
IAE V2525-D5	turbowentylator		MD-90	0,574	16.3	6270	61500
IAE V2533-A5	turbowentylator		A321-231	0,574	16.3	6270	61500
RR Trent 700	turbowentylator	1992	A330	0,562	15.9	6410	62800
RR Trent 800	turbowentylator	1993	777-200/200ER/300	0,560	15.9	6430	63000
Postęp D-18T	turbowentylator	1980	An-124 , An-225	0,546	15,5	6590	64700
CFM CFM56-5B4	turbowentylator		A320-214	0,545	15.4	6610	64800
CFM CFM56-5C2	turbowentylator		A340-211	0,545	15.4	6610	64800
RR Trent 500	turbowentylator	1999	A340-500/600	0,542	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	turbowentylator	2014	737 MAKS	0,53-0,56	15-16	6400-6800	63000–67000
Aviadvigatel PD-14	turbowentylator	2014	MC-21-310	0,526	14,9	6840	67100
RR Trent 900	turbowentylator	2003	A380	0,522	14.8	6900	67600
GE GE90-85B	turbowentylator		777-200/200ER	0,52	14.7	6920	67900
GE GEnx-1B76	turbowentylator	2006	787-10	0,512	14,5	7030	69000
PW PW1400G	GTF		MC-21	0,51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1C	turbowentylator	2013	C919	0,51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1A	turbowentylator	2013	Rodzina A320neo	0,51	14.4	7100	69000
RR Trent 7000	turbowentylator	2015	A330neo	0,506	14.3	7110	69800
RR Trent 1000	turbowentylator	2006	787	0,506	14.3	7110	69800
RR Trent XWB-97	turbowentylator	2014	A350-1000	0,478	13,5	7530	73900
PW 1127G	GTF	2012	A320neo	0,463	13.1	7780	76300

Stosunek ciągu do masy

Główny artykuł: Stosunek ciągu do masy

Stosunek ciągu do masy silników odrzutowych o podobnych konfiguracjach zmienia się w zależności od skali, ale jest głównie funkcją technologii budowy silnika. W przypadku danego silnika, im lżejszy silnik, tym lepszy stosunek ciągu do masy, tym mniej paliwa zużywa się do skompensowania oporu spowodowanego siłą nośną potrzebną do udźwignięcia ciężaru silnika lub przyspieszenia masy silnika.

Jak widać w poniższej tabeli, silniki rakietowe generalnie osiągają znacznie wyższy stosunek ciągu do masy niż silniki kanałowe , takie jak silniki turboodrzutowe i turbowentylatorowe. Dzieje się tak przede wszystkim dlatego, że rakiety prawie powszechnie wykorzystują gęstą płynną lub stałą masę reakcyjną, co daje znacznie mniejszą objętość, a zatem system zwiększania ciśnienia, który zasila dyszę, jest znacznie mniejszy i lżejszy przy tej samej wydajności. Silniki kanałowe muszą radzić sobie z powietrzem, które jest o dwa do trzech rzędów wielkości mniej gęste, co daje ciśnienie na znacznie większych obszarach, co z kolei powoduje, że potrzeba więcej materiałów konstrukcyjnych, aby utrzymać silnik razem i sprężarkę powietrza.

odrzutowy lub rakietowy	Masa		Pchnięcie		ciągu do masy
	(kg)	(funt)	(kN)	(lbf)
Jądrowy silnik rakietowy RD-0410	2000	4400	35.2	7900	1.8
J58 ( SR-71 Blackbird )	2722	6001	150	34 000	5.2
Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turboodrzutowy z podgrzewaniem ( Concorde )	3175	7000	169,2	38 000	5.4
Pratt & Whitney F119	1800	3900	91	20500	7,95
Silnik rakietowy RD-0750, tryb trójpaliwowy	4621	10188	1413	318 000	31.2
Silnik rakietowy RD-0146	260	570	98	22 000	38,4
Silnik rakietowy Rocketdyne RS-25	3177	7004	2278	512 000	73.1
Silnik rakietowy RD-180	5393	11890	4152	933 000	78,5
Silnik rakietowy RD-170	9750	21 500	7887	1 773 000	82,5
F-1 ( pierwszy stopień Saturna V )	8391	18 499	7740,5	1 740 100	94.1
Silnik rakietowy NK-33	1222	2694	1638	368 000	136,7
Silnik rakietowy Merlin 1D , wersja z pełnym ciągiem	467	1030	825	185 tys	180.1

Porównanie typów

Porównanie sprawności napędowej dla różnych konfiguracji silnika z turbiną gazową

Silniki śmigłowe obsługują większe przepływy mas powietrza i dają im mniejsze przyspieszenie niż silniki odrzutowe. Ponieważ wzrost prędkości powietrza jest niewielki, przy dużych prędkościach lotu ciąg dostępny dla samolotów napędzanych śmigłem jest mały. Jednak przy niskich prędkościach silniki te charakteryzują się stosunkowo wysoką sprawnością napędową .

Z drugiej strony silniki turboodrzutowe przyspieszają znacznie mniejszy masowy przepływ powietrza dolotowego i spalonego paliwa, ale następnie odrzucają je z bardzo dużą prędkością. Kiedy dysza de Lavala jest używana do przyspieszenia gorącego silnika, prędkość wylotowa może być lokalnie naddźwiękowa . Silniki turboodrzutowe są szczególnie odpowiednie dla samolotów poruszających się z bardzo dużymi prędkościami.

Turbofany mają mieszany wydech składający się z powietrza obejściowego i gorącego gazu będącego produktem spalania z rdzenia silnika. Ilość powietrza, która omija rdzeń silnika w porównaniu z ilością wpływającą do silnika, określa tak zwany współczynnik obejścia turbowentylatora (BPR).

Podczas gdy silnik turboodrzutowy wykorzystuje całą moc wyjściową silnika do wytworzenia ciągu w postaci gorącego strumienia spalin o dużej prędkości, chłodne powietrze obejściowe turbowentylatora o niskiej prędkości zapewnia od 30% do 70% całkowitego ciągu wytwarzanego przez układ turbowentylatorowy .

Ciąg netto ( F _N ) generowany przez turbowentylator można również rozszerzyć jako:

${\ Displaystyle F_ {N} = {\ kropka {m}} _ {e} v_ {on} - {\kropka {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\kropka {m}}_{c}v_{f})}$

Gdzie:

e _	= masowe natężenie przepływu gorących spalin z silnika rdzeniowego
ṁ o	= masowe natężenie całkowitego przepływu powietrza wpływającego do turbowentylatora = ṁ c + ṁ f
ṁ c	= masowe natężenie powietrza dolotowego, które przepływa do rdzenia silnika
ṁ f	= masowe natężenie powietrza dolotowego, które omija główny silnik
v f	= prędkość przepływu powietrza ominiętego wokół rdzenia silnika
v on	= prędkość gorących spalin z rdzenia silnika
w o	= prędkość całkowitego wlotu powietrza = rzeczywista prędkość samolotu
BPR	= Współczynnik obejścia

Silniki rakietowe mają bardzo dużą prędkość spalin i dlatego najlepiej nadają się do dużych prędkości ( hipersonicznych ) i dużych wysokości. Przy dowolnej przepustnicy ciąg i wydajność silnika rakietowego nieznacznie poprawiają się wraz ze wzrostem wysokości (ponieważ ciśnienie wsteczne spada, zwiększając w ten sposób ciąg netto na płaszczyźnie wylotowej dyszy), podczas gdy w przypadku silnika turboodrzutowego (lub turbowentylatorowego) spada gęstość powietrza wejście do wlotu (i gorące gazy opuszczające dyszę) powoduje spadek ciągu użytkowego wraz ze wzrostem wysokości. Silniki rakietowe są bardziej wydajne niż nawet odrzutowce powyżej około 15 Machów.

Wysokość i prędkość

Z wyjątkiem silników typu scramjet , silniki odrzutowe, pozbawione systemów wlotowych, mogą przyjmować powietrze tylko z prędkością około połowy prędkości dźwięku. Zadaniem układu wlotowego w samolotach transsonicznych i naddźwiękowych jest spowolnienie powietrza i wykonanie części kompresji.

Granicę maksymalnej wysokości dla silników wyznacza palność – na bardzo dużych wysokościach powietrze staje się zbyt rzadkie, aby mogło się spalić, lub po sprężeniu jest zbyt gorące. Dla silników turboodrzutowych wydaje się możliwe osiągnięcie wysokości około 40 km, podczas gdy dla silników strumieniowych 55 km może być osiągalne. Scramjety teoretycznie mogą pokonać 75 km. Silniki rakietowe oczywiście nie mają górnej granicy.

Na mniejszych wysokościach szybszy lot powoduje sprężanie powietrza z przodu silnika , co znacznie je ogrzewa. Zwykle uważa się, że górna granica wynosi około 5–8 machów, jak powyżej około 5,5 macha, azot atmosferyczny ma tendencję do reagowania z powodu wysokich temperatur na wlocie, co zużywa znaczną energię. Wyjątkiem są odrzutowce, które mogą osiągać prędkość około 15 machów lub więcej , ponieważ unikają spowalniania powietrza, a rakiety znowu nie mają określonego ograniczenia prędkości.

Hałas

Hałas emitowany przez silnik odrzutowy ma wiele źródeł. Obejmują one, w przypadku silników z turbiną gazową, wentylator, sprężarkę, komorę spalania, turbinę i napędzający silnik odrzutowy(-e).

Strumień napędowy wytwarza hałas, który jest spowodowany gwałtownym mieszaniem się strumienia o dużej prędkości z otaczającym powietrzem. W przypadku poddźwiękowym hałas jest wytwarzany przez wiry, aw przypadku naddźwiękowym przez fale Macha . Moc dźwięku emitowana przez strumień zmienia się wraz z prędkością strumienia podniesioną do ósmej potęgi dla prędkości do 2000 stóp na sekundę i zmienia się wraz z prędkością sześcienną powyżej 2000 stóp na sekundę. Tak więc strumienie spalin o niższej prędkości emitowane z silników, takich jak turbowentylatory z wysokim obejściem, są najcichsze, podczas gdy najszybsze strumienie, takie jak rakiety, silniki turboodrzutowe i silniki odrzutowe, są najgłośniejsze. W przypadku komercyjnych samolotów odrzutowych hałas odrzutowców zmniejszył się od silników turboodrzutowych przez silniki obejściowe do turbowentylatorów w wyniku stopniowego zmniejszania prędkości napędzania odrzutowców. Na przykład JT8D, silnik obejściowy, ma prędkość strumienia 1450 ft/s, podczas gdy JT9D, silnik turbowentylatorowy, ma prędkości odrzutowe 885 ft/s (zimno) i 1190 ft/s (gorące).

Pojawienie się turbowentylatora zastąpiło bardzo charakterystyczny dźwięk odrzutowca innym dźwiękiem znanym jako dźwięk „buzz saw”. Źródłem są fale uderzeniowe pochodzące z naddźwiękowych łopatek wentylatora podczas startu.

Chłodzenie

Odpowiednie odprowadzanie ciepła z części roboczych silnika odrzutowego ma kluczowe znaczenie dla zachowania wytrzymałości materiałów silnika i zapewnienia długiej żywotności silnika.

Po 2016 roku trwają badania nad rozwojem technik chłodzenia transpiracyjnego elementów silników odrzutowych.

Operacja

Airbus A340-300 Wyświetlacz elektronicznego scentralizowanego monitora samolotu (ECAM).

W silniku odrzutowym każda główna sekcja wirująca ma zwykle oddzielny wskaźnik przeznaczony do monitorowania jej prędkości obrotowej. W zależności od marki i modelu silnik odrzutowy może mieć wskaźnik N1 _, który monitoruje sekcję sprężarki niskiego ciśnienia i / lub prędkość wentylatora w silnikach turbowentylatorowych. Sekcja generatora gazu może być monitorowana za pomocą miernika N2 _, podczas gdy silniki z potrójną szpulą mogą mieć również miernik _{N3 .} Każda sekcja silnika obraca się z prędkością wielu tysięcy obrotów na minutę. Dlatego ich wskaźniki są kalibrowane w procentach prędkości nominalnej, a nie w rzeczywistych obrotach, dla ułatwienia wyświetlania i interpretacji.

Zobacz też

• Powietrzny silnik turboodrzutowy
• Maszyna do wyważania
• Elementy silników odrzutowych
• Dysza silnika rakietowego
• Silnik turbiny rakietowej
• Napęd statku kosmicznego
• Odwrócenie ciągu
• Rozwój silników turboodrzutowych w RAE
• Silnik o zmiennym cyklu
• Wtrysk wody (silnik)

Bibliografia

•   Brooks, David S. (1997). Wikingowie pod Waterloo: prace wojenne nad silnikiem odrzutowym Whittle przez firmę Rover . Fundusz dziedzictwa Rolls-Royce'a. ISBN 978-1-872922-08-9 .
•   Golley, John (1997). Genesis of the Jet: Frank Whittle i wynalezienie silnika odrzutowego . Prasa Crowooda. ISBN 978-1-85310-860-0 .
•   Wzgórze, Filip; Peterson, Carl (1992), Mechanika i termodynamika napędu (wyd. 2), Nowy Jork: Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
•   Kerrebrock, Jack L. (1992). Silniki lotnicze i turbiny gazowe (wyd. 2). Cambridge, MA: The MIT Press. ISBN 978-0-262-11162-1 .

Linki zewnętrzne

• Media związane z silnikami odrzutowymi w Wikimedia Commons
• Słownikowa definicja silnika odrzutowego w Wikisłowniku
• Media o silnikach odrzutowych firmy Rolls-Royce
• How Stuff Works artykuł na temat działania silnika z turbiną gazową
• Wpływ silnika odrzutowego na przemysł lotniczy
• Przegląd historii wojskowych silników odrzutowych , dodatek B, s. 97–120, w Nabyciu wojskowych silników odrzutowych (Rand Corp., 24 s., PDF)
• Podstawowy samouczek dotyczący silnika odrzutowego (wideo QuickTime)
• Artykuł o działaniu silnika reakcji
• Silnik turbiny gazowej samolotu i jego działanie: inżynieria instalacji . East Hartford, Connecticut: United Aircraft Corporation. luty 1958 . Źródło 29 września 2021 r .