Suihkumoottori - Jet engine

Suihkumoottori
F100 F-15 moottori. JPG
Luokitus Polttomoottori
Ala Ilmailu
Sovellus Ilmailu
Polttoaineen lähde Suihkupolttoaine
Komponentit Dynaaminen kompressori , Fan , polttokammio , turbiini , lyijytäytekynät suutin
Keksijä John Barber , Frank Whittle
Keksitty 1791, 1928
Yhdysvaltain ilmavoimien F-15E Strike Eagles
Suihkumoottori lentoonlähdön aikana, ja siinä näkyy näkyvää kuumaa pakokaasua ( Germanwings Airbus A319 )

Jet moottori on eräänlainen reaktio moottori purkaa nopeasti liikkuvan suihkun , joka tuottaa työntövoima mukaan suihkusysäystoiminnoille . Vaikka tämä laajan määritelmän voi sisältää raketti , vesisuihkun , ja hybridimoottoreiden, termi jet moottori tyypillisesti viittaa polttomoottorin airbreathing jet moottori , kuten suihkumoottorikäyttöistä , ohivirtaus- , patopainemoottorin , tai pulssi jet . Yleensä suihkumoottorit ovat polttomoottoreita .

Airbreathing moottoreiden tyypillisesti niissä on pyörivä kompressori virtansa turbiini , jossa jääneen tehoa tarjoavan työntövoiman läpi kuljettavan suuttimen -tämä prosessi tunnetaan Brayton termodynaamisen kierron . Suihkukoneet käyttävät tällaisia ​​moottoreita pitkän matkan matkoille. Varhaiset suihkukoneet käyttivät turbojet -moottoreita, jotka olivat suhteellisen tehottomia alaäänilentoon. Useimmat nykyaikaiset subonic-suihkukoneet käyttävät monimutkaisempia ohitustuulettimia . Ne antavat suuremman nopeuden ja paremman polttoainetehokkuuden kuin männän ja potkurin lentokoneet pitkillä matkoilla. Muutamat ilmahengitysmoottorit, jotka on suunniteltu suurille nopeuksille (ramjetit ja scramjetit ), käyttävät ajoneuvon nopeuden ram-vaikutusta mekaanisen kompressorin sijaan.

Työntövoima tyypillisen jetliner moottori meni 5000 lbf (22000 N) ( de Havilland Ghost suihkuturbiinimoottorilla) vuonna 1950 115000 lbf (510000 N) ( General Electric GE90 turbopotkurikone) 1990-luvulla, ja niiden luotettavuus kulki 40 lennon pysäytyksiä 100 000 moottorin lentotuntia kohti alle 1: hen 100 000: ta kohti 1990 -luvun lopulla. Tämä yhdessä huomattavasti vähentyneen polttoaineenkulutuksen kanssa mahdollisti kaksimoottoristen lentokoneiden tavanomaisen transatlanttisen lennon vuosisadan vaihteeseen mennessä, jolloin aiemmin vastaava matka olisi vaatinut useita polttoainepysäkkejä.

Historia

Suihkumoottorin periaate ei ole uusi; idean toteuttamiseksi tarvittavat tekniset edistysaskeleet toteutuvat kuitenkin vasta 1900 -luvulla. Alkeellinen demonstraatio suihkuvoimasta juontaa juurensa aeolipileihin , laitteeseen, jonka Aleksandrian sankari kuvaili 1. vuosisadan Rooman Egyptissä . Tämä laite ohjasi höyrytehon kahden suuttimen läpi saadakseen pallon pyörimään nopeasti akselillaan. Sitä pidettiin uteliaisuutena. Samaan aikaan turbiinin käytännön sovelluksia voidaan nähdä vesipyörässä ja tuulimyllyssä .

Historioitsijat yrittivät jäljittää suihkumoottorin alkuperän keskiajalle, ja kiinalaisten käyttämät raketti- ja ilotulitusvälineiden lähettämisen periaatteet olivat samanlaisia ​​kuin suihkumoottorin. Samoin ottomaanien sotilas Lagâri Hasan Çelebi käytti kuulemma kartion muotoista rakettia. Suihkumoottorin todellinen historia alkaa kuitenkin Frank Whittlestä

Varhaisimmat yritykset hengittää suihkumoottoreita olivat hybridimalleja, joissa ulkoinen virtalähde puristi ensin ilmaa, joka sekoitettiin sitten polttoaineeseen ja poltettiin suihkumoottorin vuoksi. Caproni Campini N.1 ja Japani Tsu-11 moottori on tarkoitettu voimanlähteeksi Ohka Kamikaze lentokoneita loppupuolella toisen maailmansodan olivat tuloksettomia.

Albert FONO n Patoputki -cannonball 1915

Jo ennen toisen maailmansodan alkua insinöörit alkoivat ymmärtää, että potkureita kuljettavat moottorit lähestyivät rajoja johtuen potkurin tehokkuuteen liittyvistä ongelmista, jotka vähenivät, kun terän kärjet lähestyivät äänen nopeutta . Jos lentokoneen suorituskyky nousisi tällaisen esteen ulkopuolelle, tarvittiin erilainen käyttövoimamekanismi. Tämä oli yleisin suihkumoottorimuoto, kaasuturbiinimoottorin kehittämisen taustalla.

Avain käytännölliseen suihkumoottoriin oli kaasuturbiini , joka otti tehoa itse moottorista kompressorin käyttämiseksi . Kaasuturbiini ei ollut uusi idea: patentin paikallaan turbiini myönnettiin John Barber Englannissa 1791. Ensimmäinen kaasuturbiinin onnistuneesti suorittaa omavaraisia rakennettiin vuonna 1903 Norja insinööri Aegidius Elling . Tällaiset moottorit eivät päässeet valmistukseen turvallisuuden, luotettavuuden, painon ja erityisesti jatkuvan käytön vuoksi.

Maxime Guillaume jätti ensimmäisen patentin kaasuturbiinin käyttämisestä lentokoneen käyttöön vuonna 1921 . Hänen moottorinsa oli aksiaalivirtaussuihku, mutta sitä ei koskaan rakennettu, koska se olisi vaatinut huomattavia edistysaskeleita kompressoreiden tekniikan tasoon nähden. Alan Arnold Griffith julkaisi Turbine Designin aerodynaamisen teorian vuonna 1926, mikä johti kokeelliseen työskentelyyn RAE: ssä .

Whittle W.2 / 700 moottori lensi Gloster E.28 / 39 , ensimmäinen brittiläinen lentokone lentää suihkumoottorikäyttöistä moottori, ja Gloster Meteor

Vuonna 1928 RAF College Cranwellin kadetti Frank Whittle esitti virallisesti ideansa turbojetille esimiehilleen. Lokakuussa 1929 hän kehitti ideoitaan edelleen. Whittle jätti ensimmäisen patentinsa (myönnetty vuonna 1932) Englannissa 16. tammikuuta 1930. Patentti osoitti kaksivaiheisen aksiaalikompressorin, joka syöttää yksipuolista keskipakokompressoria . Käytännölliset aksiaalikompressorit mahdollistivat AAGriffithin ajatukset vuonna 1926 ("Aerodynamic Theory of Turbine Design"). Whittle keskittyy myöhemmin yksinkertaisempaan keskipakokompressoriin. Whittle ei kyennyt kiinnostamaan hallitusta keksinnöstään, ja kehitys jatkui hitaasti.

Heinkel He 178 , maailman ensimmäinen lentokone, joka lentää puhtaasti turboreaktiivisella voimalla

Vuonna 1935 Hans von Ohain aloitti samanlaisen suunnittelun Saksassa, jossa sekä kompressori että turbiini olivat radiaalisia, saman levyn vastakkaisilla puolilla, aluksi tietämättöminä Whittlein työstä. Von Ohainin ensimmäinen laite oli tiukasti kokeellinen ja se pystyi toimimaan vain ulkoisella teholla, mutta hän pystyi osoittamaan peruskonseptin. Ohain esiteltiin Ernst Heinkelille , joka oli yksi aikansa suurimmista lentokonevalmistajista ja joka näki heti lupauksen suunnittelusta. Heinkel oli äskettäin ostanut Hirth -moottoriyhtiön, ja Ohain ja hänen koneenrakentaja Max Hahn perustettiin sinne Hirth -yhtiön uutena divisioonana. Heillä oli ensimmäinen HeS 1 -keskipakomoottori käynnissä syyskuuhun 1937. Toisin kuin Whittlein malli, Ohain käytti vetyä polttoaineena ulkoisen paineen alaisena. Heidän myöhemmät suunnittelunsa huipentuivat bensiinillä poltettuun HeS 3 5 kN (1100 lbf), joka asennettiin Heinkelin yksinkertaiseen ja kompaktiin He 178 -lentokoneeseen ja jonka Erich Warsitz lensi varhain aamulla 27. elokuuta 1939 Rostockin -Marienehen lentopaikalta , vaikuttavan lyhyt aika kehitykselle. He 178 oli maailman ensimmäinen suihkukone. Heinkel haki Yhdysvaltain patenttia, joka kattaa lentokonevoimalaitoksen, Hans Joachim Pabst von Ohain 31. toukokuuta 1939; patentin numero US2256198, keksijänä M Hahn.

Junkers Jumo 004 -moottorin saketti

Itävallassa Anselm Franz on Junkers "moottorin jako ( Junkersit Motoren tai 'Jumon') esitteli aksiaalisen kompressori niiden suihku- moottorin. Jumolle annettiin seuraava moottorinumero kaasuturbiinikoneiden voimalaitosten RLM 109-0xx-numerointijärjestyksessä, "004", ja tuloksena oli Jumo 004 -moottori. Kun monet vähemmän teknisiä vaikeuksia selvitettiin, massatuotanto Tämän moottorin alkoi 1944 voimanlähteen maailman ensimmäinen jet hävittäjiin , The Messerschmitt Me 262 (ja myöhemmin maailman ensimmäinen jet pommikone ilma-alusta Arado Ar 234 ). Monista syistä oli tarkoitus viivyttää moottorin saatavuutta, mikä aiheutti hävittäjän saapumisen liian myöhään parantaakseen Saksan asemaa toisessa maailmansodassa , mutta tämä oli ensimmäinen suihkumoottori, jota käytettiin palveluksessa.

Gloster Meteor F.3s. Gloster Meteor oli ensimmäinen brittiläinen hävittäjä ja liittoutuneiden vain suihkukoneella saavuttaa taisteluoperaatioihin toisen maailmansodan aikana.

Samaan aikaan Isossa -Britanniassa Gloster E28/39: n ensimmäinen lento tapahtui 15. toukokuuta 1941 ja Gloster Meteor aloitti lopulta RAF: n palveluksessa heinäkuussa 1944. Näiden voimanlähteenä toimivat Frank Whittlen perustamat Power Jets Ltd: n turbojeturit. Kaksi ensimmäistä operatiivista turboreaktiivista lentokonetta, Messerschmitt Me 262 ja sitten Gloster Meteor, otettiin käyttöön kolmen kuukauden kuluessa toisistaan ​​vuonna 1944.

Sodan päätyttyä voittoisat liittolaiset tutkivat laajasti saksalaisia ​​suihkukoneita ja suihkumoottoreita ja auttoivat työskentelemään varhaisten Neuvostoliiton ja Yhdysvaltojen suihkukoneiden parissa. Aksiaalivirtausmoottorin perintö näkyy siinä, että käytännössä kaikki kiinteän siiven lentokoneiden suihkumoottorit ovat saaneet inspiraatiota tästä suunnittelusta.

1950 -luvulla suihkumoottori oli lähes universaali taistelukoneissa lukuun ottamatta rahtia, yhteys- ja muita erikoistyyppejä. Tässä vaiheessa jotkut brittiläiset mallit oli jo hyväksytty siviilikäyttöön, ja ne olivat ilmestyneet varhaisiin malleihin, kuten de Havilland Comet ja Avro Canada Jetliner . 1960-luvulle mennessä kaikki suuret siviililentokoneet olivat myös suihkukäyttöisiä, joten mäntämoottori jätti halpoja markkinarakoja, kuten rahtilentoja .

Turboreaktiivisten moottoreiden hyötysuhde oli vieläkin huonompi kuin mäntämoottoreiden, mutta 1970-luvulle tullessaan korkean ohituksen turbofan-suihkumoottoreita (tämä innovaatio ei ollut ennakoitavissa varhaisten kommentaattorien, kuten Edgar Buckinghamin , suurella nopeudella ja korkeudessa, absurdi heille), polttoainetehokkuus oli suunnilleen sama kuin parhaat mäntä- ja potkurimoottorit.

Käyttää

JT9D turbopotkurikone suihkumoottori asennettu Boeing 747 lentokonetta.

Suihkumoottorit käyttävät suihkukoneita , risteilyohjuksia ja miehittämättömiä ilma -aluksia . Muodossa rakettimoottorit he valtaa ilotulitteet , malliraketteihin , avaruuslentojen ja sotilaallinen ohjuksia .

Suihkumoottorit ovat kuljettaneet nopeita autoja, etenkin drag racereita , ja kaikkien aikojen ennätys on raketti-auton hallussa . Turbopuhaltimella toimiva auto, ThrustSSC , omistaa tällä hetkellä maan nopeusennätyksen .

Suihkumoottorimalleja muutetaan usein muille kuin lentokoneen sovelluksille, kuten teollisille kaasuturbiinille tai laivoille . Niitä käytetään sähköntuotannossa, veden, maakaasun tai öljypumppujen virransyöttöön ja käyttövoiman tarjoamiseen aluksiin ja vetureihin. Teolliset kaasuturbiinit voivat tuottaa jopa 50000 akselin hevosvoimaa. Monet näistä moottoreista ovat peräisin vanhemmista sotilaallisista turboreaktoreista, kuten Pratt & Whitney J57- ja J75 -malleista. Saatavilla on myös johdannainen P&W JT8D -ohitustuulettimesta, joka tuottaa jopa 35 000 hevosvoimaa (HP).

Suihkumoottoreita kehitetään toisinaan myös tietyiksi komponenteiksi, kuten moottorin ytimiksi, tai jakaa ne turboakselilla ja potkuriturbiinimoottoreilla , jotka ovat kaasuturbiinimoottoreita, joita käytetään tyypillisesti helikoptereiden ja joidenkin potkurikäyttöisten lentokoneiden käyttämiseen.

Suihkumoottorin tyypit

On olemassa suuri joukko erilaisia ​​suihkumoottoreita, jotka kaikki saavuttavat työntövoiman eteenpäin suihkumoottorin periaatteesta .

Hengitys

Yleensä lentokoneet kulkevat hengittävillä suihkumoottoreilla. Useimmat airbreathing moottoreiden, jotka ovat käytössä ovat ohivirtaus- moottoreiden, jotka antavat hyvät nopeuksilla alapuolella äänen nopeuden.

Turbiinikäyttöinen

Kaasuturbiinit ovat pyöriviä moottoreita, jotka ottavat energiaa polttokaasuvirrasta. Niissä on ylävirran kompressori kytketty alavirran turbiiniin, jonka välissä on polttokammio. Lentokoneiden moottoreissa näitä kolmea ydinosaa kutsutaan usein "kaasugeneraattoriksi". Kaasuturbiinien muunnelmia on monia, mutta ne kaikki käyttävät jonkin tyyppistä kaasugeneraattorijärjestelmää.

Turbojet
Turbojet -moottori

Suihkuturbiini moottori on kaasuturbiini moottori, joka toimii puristamalla ilmaa, jossa on sisääntulo ja kompressori ( aksiaalinen , keskipako- tai molemmat), sekoitetaan polttoainetta paineilman kanssa, palavan seoksen polttokammiossa , ja sitten kulkee kuuma, korkea paine ilmaa turbiinin ja suuttimen läpi . Kompressori saa voimansa turbiinista, joka ottaa energiaa sen läpi kulkevasta laajenevasta kaasusta. Moottori muuntaa polttoaineen sisäisen energian kineettiseksi energiaksi pakokaasussa tuottamalla työntövoimaa. Kaikki imuilman syöttämä ilma johdetaan kompressorin, polttimen ja turbiinin läpi, toisin kuin alla kuvattu turbopuhaltimen moottori.

Turbofan
Kaavamainen kaavio, joka havainnollistaa pienitehoisen turboahtomoottorin toimintaa.

Turbopuhaltimet eroavat turboreaktoreista siinä, että niissä on ylimääräinen tuuletin moottorin edessä, mikä kiihdyttää ilmaa kanavassa ohittaen ydinkaasuturbiinimoottorin. Turbofanit ovat hallitseva moottorityyppi keskikokoisilla ja pitkän kantaman lentokoneilla .

Turbofans ovat yleensä tehokkaampia kuin suihkuturbiinimoottoreiden ääntä hitaammilla nopeuksilla, mutta suurilla nopeuksilla niiden suuri keulaosa tuottaa enemmän vetämällä . Siksi tuulettimet ovat yleensä pienempiä tai poissa yliluonnollisessa lennossa sekä sotilas- ja muissa lentokoneissa, joissa muut näkökohdat ovat polttoainetehokkuutta korkeammalla sijalla.

Näiden erojen vuoksi turbopuhaltimien moottorimallit luokitellaan usein pien- tai korkea- ohituksiksi riippuen siitä, kuinka paljon ilmaa moottorin ydin ohittaa. Low-ohitus turbofans on ohitus suhde on noin 2: 1 tai vähemmän.

Ram puristus

Ram -puristussuihkumoottorit ovat ilmahengitysmoottoreita, jotka ovat samanlaisia ​​kuin kaasuturbiinimoottorit ja molemmat noudattavat Brayton -sykliä . Kaasu- ja turbiinimoottorit eroavat kuitenkin siitä, miten ne pakottavat sisään tulevan ilmavirran. Kun kaasuturbiinimoottorit käyttävät aksiaalisia tai keskipakokompressoreita tuloilman puristamiseen, ram -moottorit luottavat vain tulo- tai diffuusorin läpi puristettuun ilmaan. Ram -moottori vaatii siis huomattavan alkusuuntaisen nopeuden ennen kuin se voi toimia. Ram -käyttöisiä moottoreita pidetään yksinkertaisimpana ilmahengityslaitteena, koska ne eivät voi sisältää liikkuvia osia.

Ramjetit ovat ram -käyttöisiä suihkumoottoreita. Ne ovat mekaanisesti yksinkertaisia ​​ja toimivat vähemmän tehokkaasti kuin turbojetit paitsi erittäin suurilla nopeuksilla.

Scramjetit eroavat pääasiassa siitä, että ilma ei hidastu aliäänenopeuteen. Pikemminkin he käyttävät yliäänipolttoa. Ne ovat tehokkaita jopa suuremmalla nopeudella. Hyvin harvat on rakennettu tai lentänyt.

Ei-jatkuva palaminen

Tyyppi Kuvaus Edut Haitat
Motorjet Toimii kuin turbojet, mutta mäntämoottori käyttää kompressoria turbiinin sijaan. Suurempi pakokaasunopeus kuin potkuri, joka tarjoaa paremman työntövoiman suurella nopeudella Raskas, tehoton ja tehoton. Esimerkki: Caproni Campini N.1 .
Pulsejet Ilmaa pakataan ja poltetaan ajoittain eikä jatkuvasti. Jotkut mallit käyttävät venttiilejä. Erittäin yksinkertainen muotoilu, jota käytetään V-1-lentävässä pommissa ja viime aikoina mallikoneissa Meluisa, tehoton (pieni puristussuhde), toimii huonosti suuressa mittakaavassa, venttiilien venttiilit kuluvat nopeasti
Pulssiräjähdysmoottori Samanlainen sysäysputkimoottori, mutta palaminen tapahtuu kun räjähdys sijasta Deflagraation , voi olla tai ei ehkä tarvitse venttiilit Suurin teoreettinen moottorin hyötysuhde Erittäin meluisa, osat, jotka altistuvat äärimmäiselle mekaaniselle väsymykselle, vaikeasti käynnistyvä räjähdys, ei käytännöllinen nykyisessä käytössä

Muut suihkumoottorit

Raketti

Rakettimoottorin käyttövoima

Rakettimoottori käyttää samoja fyysisiä työntövoiman perusperiaatteita reaktiomoottorin muodossa , mutta se eroaa suihkumoottorista siinä mielessä, että se ei vaadi ilmakehän happea; Raketti kuljettaa kaikki reaktiomassan komponentit. Jotkut määritelmät kuitenkin pitävät sitä suihkumoottorina .

Koska raketit eivät hengitä ilmaa, niiden avulla ne voivat toimia mielivaltaisissa korkeuksissa ja avaruudessa.

Tämän tyyppistä moottoria käytetään satelliittien laukaisuun, avaruustutkimukseen ja miehitettyyn pääsyyn sekä sallittiin laskeutuminen kuuhun vuonna 1969.

Rakettimoottoreita käytetään korkeilla lennoilla tai missä tahansa, missä tarvitaan erittäin suuria kiihdytyksiä, koska itse rakettimoottoreilla on erittäin suuri työntövoiman ja painon suhde .

Kuitenkin suuri pakokaasun nopeus ja raskaampi, hapettimia sisältävä ponneaine tuottavat paljon enemmän ponneainetta kuin turbopuhaltimet. Siitä huolimatta niistä tulee erittäin suurilla nopeuksilla energiatehokkaita.

Likimääräinen yhtälö rakettimoottorin nettopaineelle on:

Missä on nettopaine, on ominaisimpulssi , on vakio-painovoima , onko ponneaineen virtaus kg/s, poikkipinta-ala pakokaasusuuttimen ulostulossa ja on ilmanpaine.

Tyyppi Kuvaus Edut Haitat
Raketti Kuljettaa kaikki ponneaineet ja hapettimet aluksella, päästää suuttimen käyttövoimaksi Liian vähän liikkuvia osia. Mach 0 - Mach 25+; tehokas erittäin suurella nopeudella (> Mach 5.0 tai enemmän). Paine/painosuhde yli 100. Ei monimutkaista ilman tuloa. Korkea puristussuhde. Erittäin nopea ( hypersonic ) pakokaasu. Hyvä hinta/työntövoima -suhde. Melko helppo testata. Toimii tyhjiössä; todellakin toimii parhaiten ilmakehän ulkopuolella, mikä on ystävällisempää ajoneuvon rakenteelle suurella nopeudella. Melko pieni pinta -ala pitää viileänä, eikä turbiinia ole kuumassa pakokaasuvirrassa. Erittäin korkean lämpötilan palaminen ja korkea paisuntasuhde antavat erittäin suuren hyötysuhteen erittäin suurilla nopeuksilla. Tarvitsee paljon ponneainetta. Erittäin alhainen ominaisimpulssi - tyypillisesti 100–450 sekuntia. Palokammion äärimmäiset lämpöjännitykset voivat vaikeuttaa uudelleenkäyttöä. Yleensä vaaditaan hapettimen kuljettamista aluksella, mikä lisää riskejä. Poikkeuksellisen meluisa.

Hybridi

Yhdistettyjen moottorien moottorit käyttävät samanaikaisesti kahta tai useampaa erilaista suihkumoottorin periaatetta.

Tyyppi Kuvaus Edut Haitat
Turboocket Turbosuihku, jossa ilmavirtaan lisätään ylimääräistä hapetinta , kuten happea, korkeuden lisäämiseksi Hyvin lähellä olemassa olevia malleja, toimii erittäin korkealla, laajalla alueella ja ilmanopeudella Ilmanopeus rajoitettu samaan alueeseen kuin turboreaktiivinen moottori, ja hapettimen, kuten LOX , kuljettaminen voi olla vaarallista. Paljon raskaampia kuin yksinkertaiset raketit.
Ilma-lisätty raketti Pohjimmiltaan ramjet, jossa imuilma pakataan ja poltetaan raketin pakokaasun kanssa Mach 0 - Mach 4,5+ (voi toimia myös eksoatmosfäärissä), hyvä hyötysuhde 2--4 Mach Samanlainen tehokkuus kuin raketit pienellä nopeudella tai eksoatmosfäärissä, tulo -ongelmat, suhteellisen kehittymätön ja tutkimaton tyyppi, jäähdytysvaikeudet, erittäin meluisa, työntövoima/painosuhde on samanlainen kuin ramjet.
Esijäähdytetyt suihkut / LACE Imuilma jäähdytetään erittäin alhaisiin lämpötiloihin lämmönvaihtimen sisääntulossa ennen kuin se kulkee ramjet- ja/tai turbojet- ja/tai rakettimoottorin läpi. Helppo testata maassa. Erittäin suuret työntövoima/paino -suhteet ovat mahdollisia (~ 14) yhdessä hyvän polttoainetehokkuuden kanssa laajalla nopeusalueella, Mach 0–5,5+; tämä tehokkuusyhdistelmä voi sallia laukaisun kiertoradalle, yksivaiheisen tai erittäin nopean, erittäin pitkän mannertenvälisen matkan. On olemassa vain laboratorion prototyyppivaiheessa. Esimerkkejä ovat RB545 , reaktiomoottorit SABER , ATREX . Edellyttää nestemäistä vetypolttoainetta, jonka tiheys on erittäin pieni ja joka vaatii hyvin eristetyn säiliön.

Vesisuihku

Vesisuihku tai pumppusuihku on merikäyttöinen propulsiojärjestelmä, joka käyttää vesisuihkua. Mekaaninen järjestely voi olla kanavainen potkuri suuttimella tai keskipakokompressori ja suutin. Pumppusuihkua on käytettävä erillisellä moottorilla, kuten diesel- tai kaasuturbiinilla .

Kaavio pumpun suihkusta.
Tyyppi Kuvaus Edut Haitat
Vesisuihku Heitto vesi rakettien ja jetboats ; suihkuttaa vettä selästä suuttimen läpi Veneissä voi ajaa matalassa vedessä, suuri kiihtyvyys, ei moottorin ylikuormitusriskiä (toisin kuin potkurit), vähemmän melua ja tärinää, erittäin ohjattava kaikilla veneen nopeuksilla, nopea nopeus, vähemmän alttiita roskista aiheutuville vaurioille, erittäin luotettava, enemmän kuormaa joustavuutta, vähemmän haitallista villieläimille Voi olla heikompi kuin potkuri pienellä nopeudella, kalliimpi, suurempi paino veneessä mukana tulevan veden vuoksi, ei toimi hyvin, jos vene on raskaampi kuin suutin

Yleiset fyysiset periaatteet

Kaikki suihkumoottorit ovat reaktiomoottoreita, jotka tuottavat työntövoimaa lähettämällä nestesuihkua taaksepäin suhteellisen suurella nopeudella. Tämän suihkun luomiseen tarvittavat moottorin sisäpuolella olevat voimat antavat voimakkaan työntövoiman moottoriin, joka työntää venettä eteenpäin.

Suihkumoottorit valmistavat suihkunsa ponneaineesta, joka on varastoitu moottoriin kiinnitettyihin säiliöihin (kuten 'rakettiin') sekä kanavamoottoreihin (ne, joita käytetään yleisesti lentokoneissa) nauttimalla ulkoista nestettä (hyvin tyypillisesti ilmaa) ja poistamalla se suuremmalla nopeudella.

Liikkuva suutin

Työntöaluksen suutin on keskeinen osa kaikkien moottoreiden koska se luo pakokaasun suihkun . Potkurisuuttimet muuttavat sisäisen ja paineenergian suureksi nopeudeksi kineettiseksi energiaksi. Kokonaispaine ja lämpötila eivät muutu suuttimen läpi, mutta niiden staattiset arvot laskevat kaasun nopeutuessa.

Suuttimeen tulevan ilman nopeus on pieni, noin 0,4 Mach, mikä on edellytys suuttimeen johtavan kanavan painehäviöiden minimoimiseksi. Suuttimeen menevä lämpötila voi olla niinkin alhainen kuin merenpinnan lämpötila, kun tuuletinsuutin on kylmässä ilmassa risteilyn korkeudessa. Se voi olla korkeampi kuin 1000 K: n pakokaasulämpötila yliäänen jälkipoltimoottorilla tai 2200 K, kun jälkipoltin palaa. Suuttimeen tuleva paine voi vaihdella 1,5 -kertaisesta paineesta suuttimen ulkopuolella, yksivaiheisella puhaltimella, ja 30 -kertaisella nopeimmalla miehitetyllä koneella koneella 3+.

Lähentyvät suuttimet pystyvät vain kiihdyttämään kaasua paikallisiin ääniolosuhteisiin (Mach 1). Suurten lentonopeuksien saavuttamiseksi tarvitaan vielä suurempia pakokaasunopeuksia, joten suurnopeuslentokoneissa käytetään usein lähentyvää ja hajoavaa suutinta .

Suuttimen työntövoima on suurin, jos kaasun staattinen paine saavuttaa ympäristön arvon suuttimesta poistuttaessa. Tämä tapahtuu vain, jos suuttimen poistumisalue on oikea arvo suuttimen painesuhteelle (npr). Koska npr muuttuu moottorin työntövoiman ja lentonopeuden mukaan, tämä on harvinaista. Myös yliäänenopeuksilla poikkeava pinta-ala on pienempi kuin vaaditaan, jotta ympäristön paine voidaan laajentaa täydellisesti sisäiseksi laajenemiseksi kompromissina ulkoisen kehon vastusta vastaan. Whitford esittää F-16: n esimerkkinä. Muita alilaajennettuja esimerkkejä olivat XB-70 ja SR-71.

Suuttimen koko yhdessä turbiinisuuttimien pinta -alan kanssa määrää kompressorin käyttöpaineen.

Työntövoima

Lentokoneiden suihkumoottoreihin liittyvä energiatehokkuus

Tässä yleiskatsauksessa korostetaan, missä energiahäviöitä ilmenee täydellisissä suihkukoneiden voimalaitoksissa tai moottoriasennuksissa.

Lepotilassa oleva suihkumoottori imee polttoainetta ja muodostaa työntövoiman, kuten testitelineessä. Kuinka hyvin se tekee tämän, arvioidaan sen mukaan, kuinka paljon polttoainetta se käyttää ja mitä voimaa tarvitaan sen hillitsemiseksi. Tämä on sen tehokkuuden mittari. Jos jotain huononee moottorin sisällä (tunnetaan suorituskyvyn heikkenemisenä), se on vähemmän tehokas ja tämä näkyy, kun polttoaine tuottaa vähemmän työntövoimaa. Jos sisäosaan tehdään muutoksia, jotka mahdollistavat ilman/palamiskaasujen sujuvamman virtaamisen, moottori on tehokkaampi ja käyttää vähemmän polttoainetta. Vakiomääritelmää käytetään arvioimaan, kuinka eri asiat muuttavat moottorin tehokkuutta, ja mahdollistamaan myös eri moottorien vertailun. Tätä määritelmää kutsutaan polttoaineen ominaiskulutukseksi tai kuinka paljon polttoainetta tarvitaan yhden työntöyksikön tuottamiseen. Esimerkiksi tietylle moottorisuunnittelulle tiedetään, että jos jotkut ohituskanavan kuoppia tasoitetaan, ilma virtaa tasaisemmin, jolloin painehäviö pienenee x% ja y% vähemmän polttoainetta tarvitaan oton saamiseksi. esimerkiksi työntövoimasta. Tämä ymmärrys kuuluu Jet -moottorin suorituskykyyn . Myöhemmin mainitaan, kuinka nopeus eteenpäin ja energian toimittaminen lentokonejärjestelmiin vaikuttavat tehokkuuteen.

Moottorin tehokkuutta säätelevät pääasiassa moottorin sisäiset käyttöolosuhteet, joita ovat kompressorin tuottama paine ja palamiskaasujen lämpötila ensimmäisten pyörivien turbiinien siipien sarjassa. Paine on moottorin korkein ilmanpaine. Turbiinin roottorin lämpötila ei ole korkein moottorissa, mutta se on korkein, jolla energiasiirto tapahtuu (korkeampi lämpötila ilmenee polttokammiossa). Yllä oleva paine ja lämpötila on esitetty termodynaamisessa syklikaaviossa .

Tehokkuutta muuttaa edelleen se, kuinka tasaisesti ilma ja polttokaasut virtaavat moottorin läpi, kuinka hyvin virtaus on kohdistettu (tunnetaan tulokulmana) kompressorien ja turbiinien liikkuvien ja paikallaan olevien kanavien kanssa. Ei-optimaalinen kulmat, sekä ei-optimaalinen kulku ja terä muodot voivat aiheuttaa paksuuntumista ja erottaminen Boundary kerrosten ja muodostumista Shock aaltoja . On tärkeää hidastaa virtausta (pienempi nopeus tarkoittaa pienempiä painehäviöitä tai painehäviötä ), kun se kulkee eri osien yhdistävien kanavien läpi. Kuinka hyvin yksittäiset komponentit myötävaikuttavat polttoaineen muuttamiseen työntövoimaksi, mitataan esimerkiksi kompressorien, turbiinien ja polttokammion tehokkuuden sekä kanavien painehäviöiden avulla. Nämä on esitetty viivoina termodynaamisessa syklikaaviossa .

Moottorin hyötysuhde tai lämpötehokkuus, joka tunnetaan nimellä . on riippuvainen termodynaamisen kierron parametrit, suurin paine ja lämpötila, ja komponenttien tehokkuutta, , ja ja kanavan painehäviöitä.

Moottori tarvitsee paineilmaa itselleen vain toimiakseen onnistuneesti. Tämä ilma tulee omasta kompressorista ja sitä kutsutaan toissijaiseksi ilmaksi. Se ei vaikuta työntövoimaan, joten se vähentää moottorin tehokkuutta. Sitä käytetään säilyttämään moottorin mekaaninen eheys, estämään osien ylikuumeneminen ja estämään esimerkiksi öljyn valuminen laakereista. Vain osa tästä kompressoreilta otetusta ilmasta palaa turbiinivirtaan edistääkseen työntövoiman tuotantoa. Tarvittavan määrän vähentäminen parantaa moottorin tehokkuutta. Jälleen tietyn moottorin rakenteen vuoksi tiedetään, että pienempi x% jäähdytysvirtaus vähentää polttoaineen ominaiskulutusta y%. Toisin sanoen esimerkiksi lentoonlähtövoiman tuottamiseen tarvitaan vähemmän polttoainetta. Moottori on tehokkaampi.

Kaikki edellä mainitut seikat ovat perusperiaatteita moottorille, joka käy yksin ja samalla ei tee mitään hyödyllistä, eli se ei liiku ilma -alusta tai toimittaa energiaa lentokoneen sähkö-, hydrauliikka- ja ilmajärjestelmiin. Lentokoneessa moottori luovuttaa osan työntövoiman tuottamisesta tai polttoaineesta näiden järjestelmien käyttämiseen. Nämä vaatimukset, jotka aiheuttavat asennushäviöitä, heikentävät sen tehokkuutta. Se käyttää polttoainetta, joka ei vaikuta moottorin työntövoimaan.

Lopuksi, kun lentokone lentää, itse suihkukone sisältää hukkaan menevää liike -energiaa sen jälkeen, kun se on poistunut moottorista. Tämä ilmaistaan ​​termillä propulsio tai Froude, tehokkuus, ja sitä voidaan vähentää suunnittelemalla moottori uudelleen siten, että se antaa ohitusvirtauksen ja hitaamman nopeuden liikkuvaan suihkuun, esimerkiksi turbopropeller- tai turbofan -moottoriksi. Samaan aikaan eteenpäin suuntautuva nopeus kasvaa lisäämällä kokonaispainesuhdetta .

Moottorin kokonaistehokkuus lennonopeudella määritellään seuraavasti .

At lentonopeus riippuu siitä, miten hyvin imuilman puristaa ilmaa ennen kuin se luovutetaan moottorin kompressorit. Saanti puristussuhde, joka voi olla niinkin korkea kuin 32: 1 Mach 3, lisää että moottorin kompressori, jolloin saatiin antama paine suhde ja että termodynaamisen prosessin . Kuinka hyvin tämä onnistuu, määritellään sen paineen nousun tai saannin häviöiden perusteella. Mach 3: n miehitetty lento on tarjonnut mielenkiintoisen esimerkin siitä, kuinka nämä menetykset voivat kasvaa dramaattisesti hetkessä. Pohjois-Amerikan XB-70 Valkyrie ja Lockheed SR-71 Blackbird Mach 3 jokainen oli paine talteenotot noin 0,8, koska suhteellisen pienet häviöt puristamisen aikana prosessi, eli järjestelmien kautta useita iskuja. "Käynnistyksen" aikana tehokas iskujärjestelmä korvattaisiin erittäin tehottomalla yksittäisellä iskulla tuloaukon ulkopuolella ja imupaineen palautumisella noin 0,3 ja vastaavasti alhaisella paineella.

Potkurisuuttimella noin Mach 2: n yläpuolella olevilla nopeuksilla on tavallisesti ylimääräisiä sisäisiä työntövoimahäviöitä, koska poistumisalue ei ole riittävän suuri kompromissina ulkoisen jälkivälin vetämisen kanssa.

Vaikka ohitusmoottori parantaa käyttövoimaa, siitä aiheutuu omia menetyksiä itse moottorin sisällä. Koneita on lisättävä energian siirtämiseksi kaasugeneraattorista ohitusilmavirtaan. Turbojetin potkurisuuttimen alhainen häviö lisätään lisähäviöillä lisätyn turbiinin ja tuulettimen tehottomuuden vuoksi. Nämä voivat sisältyä voimansiirron tai siirron tehokkuuteen . Nämä menetykset ovat kuitenkin enemmän kuin kompensoitavia parantamalla käyttövoimaa. Myös ohituskanavassa ja ylimääräisessä potkurisuuttimessa on ylimääräisiä painehäviöitä.

Turbopuhaltimien ja niiden tappiollisten koneiden myötä Bennett on erottanut moottorin sisällä tapahtuvan, esimerkiksi kaasugeneraattorin ja siirtokoneen antamisen .

Työvoiman hyötysuhteen (η) riippuvuus ajoneuvon nopeus/pakokaasun nopeussuhteesta (v/v e ) ilmaa hengittävien suihkumoottorien ja rakettimoottoreiden osalta.

Ajoneuvoihin asennettujen suihkumoottoreiden energiatehokkuus ( ) koostuu kahdesta pääkomponentista:

  • käyttövoima ( ): kuinka suuri osa suihkun energiasta päätyy ajoneuvon runkoon eikä kulkeudu pois suihkun kineettisenä energiana .
  • syklin tehokkuus ( ): kuinka tehokkaasti moottori voi kiihdyttää suihkua

Vaikka yleinen energiatehokkuus on:

kaikkien suihkumoottoreiden käyttövoima on suurin, kun pakosuihkun nopeus lähestyy ajoneuvon nopeutta, koska se antaa pienimmän kineettisen jäännösenergian. Ilmahengitysmoottorin pakokaasun nopeus, joka on yhtä suuri tai yhtä suuri kuin ajoneuvon nopeus , antaa nolla -työntövoiman ilman nettomomentin muutosta. Kaava ilmahengitysmoottoreille, jotka liikkuvat suurella nopeudella pakokaasun nopeudella ja jättävät huomiotta polttoaineen virtauksen, on seuraava:

Ja raketille:

Käyttövoiman lisäksi toinen tekijä on syklin tehokkuus ; suihkumoottori on eräänlainen lämpömoottori. Lämpömoottorin hyötysuhde määräytyy moottorissa saavutettujen lämpötilojen suhteesta suuttimessa poistettuihin lämpötiloihin. Tämä on parantunut jatkuvasti ajan myötä, kun uusia materiaaleja on otettu käyttöön korkeampien kierroslämpötilojen sallimiseksi. Esimerkiksi komposiittimateriaaleja, joissa metalleja yhdistetään keramiikkaan, on kehitetty HP: n turbiinisiipille, jotka toimivat syklin maksimilämpötilassa. Tehokkuutta rajoittaa myös saavutettava kokonaispainesuhde. Syklin tehokkuus on suurin rakettimoottoreissa (~ 60+%), koska ne voivat saavuttaa erittäin korkeat palamislämpötilat. Syklin tehokkuus turbojetissä ja vastaavissa on lähempänä 30%johtuen paljon alhaisemmista syklin lämpötiloista.

Tyypillinen lentokoneen kaasuturbiinin palamistehokkuus toiminta -alueella.
Tyypilliset lentokoneen kaasuturbiinin palamisvakausrajat.

Useimpien lentokoneiden kaasuturbiinimoottoreiden palamistehokkuus merenpinnan nousuolosuhteissa on lähes 100%. Se laskee epälineaarisesti 98%: iin risteilyolosuhteissa. Ilman ja polttoaineen suhde vaihtelee välillä 50: 1-130: 1. Kaikille polttokammioille ilma- ja polttoainesuhteella on rikas ja heikko raja , jonka jälkeen liekki sammuu. Ilman ja polttoaineen suhteen vaihteluväli rikkaiden ja heikkojen rajojen välillä pienenee ilman nopeuden kasvaessa. Jos lisääntyvä ilmamassavirta pienentää polttoainesuhteen tietyn arvon alapuolelle, liekki sammuu.

Erityinen impulssi nopeuden funktiona eri suihkutyypeille, joissa on kerosiinipolttoainetta (vety I sp olisi noin kaksi kertaa korkeampi). Vaikka tehokkuus putoaa nopeudella, suurempia matkoja ajetaan. Tehokkuus etäisyysyksikköä kohti (kilometriä tai mailia kohden) on karkeasti riippumaton suihkumoottorien nopeudesta. lentokoneiden kehyksistä tulee kuitenkin tehottomia yliäänenopeuksilla.

Polttoaineen tai ponneaineen kulutus

Läheinen (mutta erilainen) käsite energiatehokkuuteen on polttoaineen massan kulutus. Polttoaineen kulutus suihkumoottoreissa mitataan polttoaineen kulutuksella , ominaisimpulssilla tai pakokaasun nopeudella . Kaikki mittaavat samaa. Erityinen impulssi ja tehokas pakokaasun nopeus ovat ehdottomasti verrannollisia, kun taas polttoaineen ominaiskulutus on kääntäen verrannollinen muihin.

Ilmahengitysmoottoreissa, kuten turboreaktoreissa, energiatehokkuus ja polttoaineen (polttoaineen) hyötysuhde ovat pitkälti sama asia, koska ponneaine on polttoaine ja energian lähde. Rakettitekniikassa ponneaine on myös pakokaasu, ja tämä tarkoittaa, että korkean energian polttoaine antaa paremman polttoaineen hyötysuhteen, mutta voi joissakin tapauksissa jopa pienentää energiatehokkuutta.

Se voidaan nähdä taulukosta (alapuolella), että ääntä hitaampien turbofans kuten General Electricin CF6 turbopotkurikone käyttää paljon vähemmän polttoainetta tuottaa työntövoiman toista kuin ei Concorde n Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 suihkuturbiinimoottorilla. Kuitenkin, koska energia on voima kertaa etäisyys ja etäisyys sekunnissa oli suurempi Concordella, moottorin todellinen teho samaan polttoainemäärään oli suurempi Concordessa 2 Machissa kuin CF6. Siten Concorden moottorit olivat energiatehokkaampia kilometriä kohden.

Polttoaineen kulutus (SFC), ominaisimpulssi ja tehokkaat pakokaasunopeusluvut erilaisille raketti- ja suihkumoottoreille.
Moottorityyppi Ensimmäinen juoksu Skenaario Spec. polttoaineen haitat Erityiset
impulssit
Tehokas pakokaasujen
nopeus
(m / s)
Massa Paine-
painosuhde
(merenpinta)
(lb/lbf · h) (g/kN · s)
Avio P80 kiinteän polttoaineen rakettimoottori 2006 Vega ensimmäisen vaiheen tyhjiö 13 360 280 2700 7330 kg (tyhjä)
Avio Zefiro 23 kiinteän polttoaineen rakettimoottori 2006 Vega toisen vaiheen tyhjiö 12.52 354,7 287,5 2819 1935 kg (tyhjä)
Avio Zefiro 9A kiinteän polttoaineen rakettimoottori 2008 Vega kolmannen vaiheen tyhjiö 12.20 345,4 295.2 2895 906 kg (tyhjä)
RD-843 nestemäistä polttoainetta rakettimoottorin Vega ylemmän tason tyhjiö 11.41 323.2 315,5 3094 35,9 lb (15,93 kg) (kuiva)
Kouznetsov NK-33 nestemäisen polttoaineen rakettimoottori 1970 -luku N-1F , Soyuz-2-1v ensimmäisen vaiheen tyhjiö 10.9 308 331 3250 1240 kg (kuiva) 136,8
NPO Energomash RD-171M nestepolttoainerakettimoottori Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , Zenit-3F ensimmäisen vaiheen tyhjiö 10.7 303 337 3300 21500 paunaa (9 750 kg) (kuiva) 79,57
LE-7A nestepolttoainerakettimoottori H-IIA , H-IIB ensimmäisen vaiheen tyhjiö 8.22 233 438 4300 1800 kg (kuiva) 62.2
Snecma HM-7B kryogeeninen rakettimoottori Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA ylemmän tason tyhjiö 8.097 229,4 444,6 4360 165 kg (kuiva) 43,25
LE-5B-2 kryogeeninen rakettimoottori H-IIA , H-IIB ylemmän tason tyhjiö 8.05 228 447 4380 290 kg (kuiva) 51,93
Aerojet Rocketdyne RS-25 kryogeeninen rakettimoottori 1981 Space Shuttle , SLS ensimmäisen vaiheen tyhjiö 7,95 225 453 4440 3177 kg (kuiva) 53,79
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 kryogeeninen rakettimoottori Delta III , Delta IV , SLS ylemmän tason tyhjiö 7,734 219,1 465,5 4565 301 kg (kuiva) 37,27
Ramjet Kone 1 4.5 130 800 7800
NERVA NRX A6 ydinlämpörakettimoottori 1967 tyhjiö 869 18144 kg (kuiva) 1.39
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 ohivirtausmoottorien Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 staattinen merenpinta ( Lämmitä ) 2.5 70,8 1440 14120 956 kg (kuiva) 7.59
GE F101-GE-102 turbofan 1970 -luku B-1B staattinen merenpinta (Lämmitä) 2.46 70 1460 14400 4000 kg (kuiva) 7.04
Tumansky R-25-300 turbojet MIG-21bis staattinen merenpinta (Reheat) 2.206 62,5 1632 16000 1215 kg (kuiva) 5.6
GE J85-GE-21 turbojet F-5E/F staattinen merenpinta (Reheat) 2.13 60.3 1690 16570 290 kg (kuiva) 7.81
GE F110-GE-132 turbopuhaltin F -16E/F Block 60 tai -129 päivittää staattisen merenpinnan (lämmitä uudelleen) 2.09 59.2 1722 16890 1840 kg (kuiva) 7.9
Honeywell/ITEC F125-GA-100 turbofan F-CK-1 staattinen merenpinta (Reheat) 2.06 58.4 1748 17140 620 kg (kuiva) 6.8
Snecma M53-P2 -tuuletin Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/jälkiasennettu staattinen merenpinta (Lämmitä) 2.05 58.1 1756 17220 1500 kg (kuiva) 6.46
Snecma Atar 09C turbojet Mirage IIIE/EX/O (A)/O (F)/M , Mirage IV prototyyppi staattinen merenpinta (Reheat) 2.03 57,5 1770 17400 1456 kg (kuiva) 4.13
Snecma Atar 09K-50 turbojet Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 staattinen merenpinta (Reheat) 1.991 56.4 1808 17730 1582 kg (kuiva) 4.55
GE J79-GE-15 turbojet F-4E/EJ/F/G , RF-4E staattinen merenpinta (uudelleenlämmitys) 1,965 55,7 1832 17970 1750 kg (kuiva) 4.6
Saturn AL-31F- turbotuuletin Su-27/P/K staattinen merenpinta (Reheat) 1.96 55.5 1837 18010 1520 kg (kuiva) 8.22
J-58 turbojet 1958 SR-71 , 3.2 Mach (Lämmitä) 1.9 53.8 1895 18580 2700 kg (kuiva)
GE F110-GE-129 -tuuletin F-16C/D/V-lohko 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX staattinen merenpinta (uudelleenlämmitys) 1.9 53.8 1895 18580 1810 kg (kuiva) 7.36
Solovjovin D-30F6 ohivirtausmoottorien MiG-31 , S-37/Su-47 staattinen merenpinta (Lämmitä) 1.863 52,8 1932 18950 2416 kg (kuiva) 7,856
Lyulka AL-21F-3 turbojet Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 staattinen merenpinta (Lämmitä) 1.86 52,7 1935 18980 1720 kg (kuiva) 5.61
Klimov RD-33 turbofan 1974 MiG-29 staattinen merenpinta (Reheat) 1.85 52.4 1946 19080 1055 kg (kuiva) 7.9
Saturmuksen AL-41F-1S ohivirtausmoottorien Su-35S/T-10BM staattinen merenpinta (Reheat) 1.819 51.5 1979 19410 1604 kg (kuiva) 8,75-9,04
Volvon RM12 turbofan 1978 Gripen A/B/C/D staattinen merenpinta (Reheat) 1.78 50,4 2022 19830 1050 kg (kuiva) 7.82
GE F404-GE-402 turbopuhaltin F/A-18C/D staattinen merenpinta (Reheat) 1.74 49 2070 20300 1035 kg (kuiva) 7,756
Kuznetsov NK-32- turbotuuletin 1980 Tu-144LL , Tu-160 staattinen merenpinta (Lämmitä) 1.7 48 2100 21000 3400 kg (kuiva) 7.35
Snecmalle M88-2 ohivirtausmoottorien 1989 Rafalen staattinen merenpinta (lämmitä uudelleen) 1.663 47.11 2165 21230 897 kg (kuiva) 8.52
Eurojet EJ200 -tuuletin 1991 Eurofighter , Bloodhound LSR prototyyppi staattinen merenpinta (Reheat) 1,66–1,73 47–49 2080–2170 20400–21300 988,83 kg (kuiva) 9.17
GE J85-GE-21 turbojet F-5E/F staattinen merenpinta (kuiva) 1.24 35.1 2900 28500 290 kg (kuiva) 5,625
RR/Snecma Olympus 593 -suihkuturbiini 1966 Concorde Mach 2 -risteilyllä (kuiva) 1.195 33,8 3010 29500 3175 kg (kuiva)
Snecma Atar 09C turbojet Mirage IIIE/EX/O (A)/O (F)/M , Mirage IV prototyyppi staattinen merenpinta (kuiva) 1.01 28.6 3560 35000 1456 kg (kuiva) 2.94
Snecma Atar 09K-50 turbojet Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 staattinen merenpinta (kuiva) 0,981 27.8 3670 36000 1582 kg (kuiva) 2.35
Snecma Atar 08K-50 turbojet Super Étendard staattinen merenpinta 0,971 27.5 3710 36400 1265 kg (kuiva)
Tumansky R-25-300 turbojet MIG-21bis staattinen merenpinta (kuiva) 0,961 27.2 3750 36700 1215 kg (kuiva)
Lyulka AL-21F-3 turbojet Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 staattinen merenpinta (kuiva) 0,86 24.4 4190 41100 1720 kg (kuiva) 3.89
GE J79-GE-15 turbojet F-4E/EJ/F/G , RF-4E staattinen merenpinta (kuiva) 0,85 24.1 4240 41500 1750 kg (kuiva) 2,95
Snecma M53-P2 -tuuletin Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/jälkiasennettu staattinen merenpinta (kuiva) 0,85 24.1 4240 41500 1500 kg (kuiva) 4.37
Volvon RM12 turbofan 1978 Gripen A/B/C/D staattinen merenpinta (kuiva) 0,824 23.3 4370 42800 1050 kg (kuiva) 5.244
RR Turbomeca Adour Mk 106 -tuuletin 1999 Jaguarin jälkiasennettava staattinen merenpinta (kuiva) 0,81 23 4400 44000 809 kg (kuiva) 4,725
Honeywell / ITEC F124-GA-100 ohivirtausmoottorien 1979 L-159 , X-45 staattinen merenpinta 0,81 22.9 4440 43600 480 kg (kuiva) 5.3
Honeywell/ITEC F125-GA-100 turbofan F-CK-1 staattinen merenpinta (kuiva) 0.8 22.7 4500 44100 620 kg (kuiva) 4.43
PW JT8D-9 turbopuhaltin 737 Alkuperäinen risteily 0.8 22.7 4500 44100 1354–1543 kg (kuiva)
PW J52-P-408 turbojet A-4M/N , TA-4KU , EA-6B staattinen merenpinta 0,79 22.4 4560 44700 1051 kg (kuiva) 4.83
Saturmuksen AL-41F-1S ohivirtausmoottorien Su-35S/T-10BM staattinen merenpinta (kuiva) 0,79 22.4 4560 44700 1604 kg (kuiva) 5.49
Snecmalle M88-2 ohivirtausmoottorien 1989 Rafalen staattinen merenpinta (kuiva) 0,782 22.14 4600 45100 897 kg (kuiva) 5.68
Klimov RD-33 turbofan 1974 MiG-29 staattinen merenpinta (kuiva) 0,77 21.8 4680 45800 1055 kg (kuiva) 4.82
RR Pegasus 11-61 ohivirtausmoottorien AV-8B+ staattinen merenpinta 0,76 21.5 4740 46500 1800 kg (kuiva) 6
Eurojet EJ200 -tuuletin 1991 Eurofighter , Bloodhound LSR prototyyppi staattinen merenpinta (kuiva) 0,74–0,81 21–23 4400–4900 44 000–48 000 988,83 kg (kuiva) 6.11
GE F414-GE-400 ohivirtausmoottorien 1993 F/A-18E/F staattinen merenpinta (kuiva) 0,724 20.5 4970 48800 2495 lb (1109 kg) (kuiva) 5.11
Kuznetsov NK-32- turbotuuletin 1980 Tu-144LL , Tu-160 staattinen merenpinta (kuiva) 0,72-0,73 20–21 4900–5000 48 000–49 000 3400 kg (kuiva) 4.06
Honeywell ALF502R-5 suunnattu ohivirtausmoottorien BAe 146-100/200/200ER/300 risteily 0,72 20.4 5000 49000 606 kg (kuiva) 5.22
Solovjovin D-30F6 ohivirtausmoottorien MiG-31 , S-37/Su-47 staattinen merenpinta (kuiva) 0,716 20.3 5030 49300 2416 kg (kuiva) 3.93
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 -tuuletin 1972 Alpha Jet staattinen merenpinta 0,716 20.3 5030 49300 295 kg (kuiva) 4.567
Solovjovin D-30KP-2 ohivirtausmoottorien Il-76MD/MDK/SK/VPK , Il-78/M risteily 0,715 20.3 5030 49400 2640 kg (kuiva) 5.21
Solovjovin D-30KU-154 ohivirtausmoottorien Tu-154M risteily 0,705 20,0 5110 50100 2305 kg (kuiva) 4.56
Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 turbopuhaltin 1981 Kawasaki T-4 staattinen merenpinta 0.7 19.8 5140 50400 340 kg (kuiva) 4.9
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 ohivirtausmoottorien 1984 Fokker 70 , Fokker 100 risteily 0,69 19.5 5220 51200 1445 kg (kuiva) 4.2
GE CF34-3 ohivirtausmoottorien 1982 CRJ100 / 200 , CL600 sarja , CL850 risteily 0,69 19.5 5220 51200 760 kg (kuiva) 5.52
GE CF34-8E ohivirtausmoottorien E170/175 risteily 0,68 19.3 5290 51900 1200 kg (kuiva) 5.6
Honeywell TFE731-60 suunnattu ohivirtausmoottorien Falcon 900EX/DX/LX, VC-900 -risteily 0,679 19.2 5300 52000 988 paunaa (448 kg) (kuiva) 5.06
CFM CFM56-2C1 ohivirtausmoottorien DC-8 Super 70 -risteily 0,671 19,0 5370 52600 2102 kg (kuiva) 4,746
GE CF34-8C ohivirtausmoottorien CRJ700/900/1000 risteily 0,67-0,68 19 5300–5400 52000–53000 2400–2 450 lb (1090–1110 kg) (kuiva) 5.7-6.1
CFM CFM56-3C1 ohivirtausmoottorien 737 Klassinen risteily 0,667 18.9 5400 52900 4308–4 334 lb (1954–1966 kg) (kuiva) 5.46
Saturn AL-31F- turbotuuletin Su-27/P/K staattinen merenpinta (kuiva) 0,666-0,78 18.9–22.1 4620–5410 45300–53000 1520 kg (kuiva) 4.93
RR Spey RB.168 Mk.807 ohivirtausmoottorien AMX staattinen merenpinta 0,66 18.7 5450 53500 1096 kg (kuiva) 4.56
CFM CFM56-2A2 ohivirtausmoottorien 1974 E-3D, KE-3A , E-6A/B risteily 0,66 18.7 5450 53500 2186 kg (kuiva) 4,979
RR BR725 ohivirtausmoottorien 2008 G650/ER -risteily 0,657 18.6 5480 53700 1635,2 kg (kuiva) 4.69
CFM CFM56-2B1 ohivirtausmoottorien KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE risteily 0,65 18.4 5540 54300 2,119 kg (kuiva) 4.7
GE CF34-10A ohivirtausmoottorien ARJ21 risteily 0,65 18.4 5540 54300 1700 kg (kuiva) 5.1
CFE CFE738-1-1B ohivirtausmoottorien 1990 Falcon 2000 -risteily 0,645 18.3 5580 54700 601 kg (kuiva) 4.32
RR BR710 ohivirtausmoottorien 1995 C-37, Gulfstream V , G550 , E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express/XRS, Global 5000/6000 , Raytheon Sentinel , GlobalEye (alkuperäinen) risteily 0,64 18 5600 55000 18008,4 kg (kuiva) 3.84
GE F110-GE-129 -tuuletin F-16C/D/V-lohko 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX staattinen merenpinta (kuiva) 0,64 18 5600 55000 1810 kg (kuiva) 4.27
GE F110-GE-132 turbopuhaltin F -16E/F Block 60 tai -129 staattisen merenpinnan päivitys (kuiva) 0,64 18 5600 55000 1840 kg (kuiva)
GE CF34-10E ohivirtausmoottorien E190/195 , Lineage 1000 -risteily 0,64 18 5600 55000 1700 kg (kuiva) 5.2
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 ohivirtausmoottorien Tornado ECR staattinen merenpinta (kuiva) 0,637 18.0 5650 55400 980 kg (kuiva) 4.47
CFM CF6-50C2 ohivirtausmoottorien A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/F/CF , KC-10A risteily 0,63 17.8 5710 56000 3860 kg (kuiva) 6.01
Powerjet SaM146-1S18 ohivirtausmoottorien Superjet LR -risteily 0,629 17.8 5720 56100 2260 kg (kuiva) 3.5
CFM CFM56-7B24 ohivirtausmoottorien 737-700/800/900 risteily 0,627 17.8 5740 56300 2336 kg (kuiva) 4.6
RR BR715 ohivirtausmoottorien 1997 717 risteily 0,62 17.6 5810 56900 2085 kg (kuiva) 4,55-4,68
PW F119-PW-100- turbotuuletin 1992 F-22 staattinen merenpinta (kuiva) 0,61 17.3 5900 57900 1800 kg (kuiva) 6.7
GE CF6-80C2-B1F ohivirtausmoottorien 747-400 risteily 0,605 17.1 5950 58400 4 309 kg (9499 paunaa) 6.017
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 ohivirtausmoottorien Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 staattinen merenpinta (kuiva) 0,598 16.9 6020 59000 956 kg (kuiva) 4.32
CFM CFM56-5A1 ohivirtausmoottorien A320-111/211 risteily 0,596 16.9 6040 59200 2331 kg (kuiva) 5
Aviadvigatel PS-90A1 ohivirtausmoottorien Il-96-400/T risteily 0,595 16.9 6050 59300 2950 kg (kuiva) 5.9
PW PW2040 ohivirtausmoottorien 757-200/200ET/200F , C-32 risteily 0,582 16.5 6190 60700 3259 kg 5.58
PW PW4098 ohivirtausmoottorien 777-300 risteily 0,581 16.5 6200 60800 16500 kg (kuiva) 5,939
GE CF6-80C2-B2 ohivirtausmoottorien 767-200ER/300/300ER risteily 0,576 16.3 6250 61300 4 258 kg (9 388 paunaa) 5,495
IAE V2525-D5 ohivirtausmoottorien MD-90 risteily 0,574 16.3 6270 61500 2382 kg 4.76
IAE V2533-A5 ohivirtausmoottorien A321-231 risteily 0,574 16.3 6270 61500 2331 kg 6.42
GE F101-GE-102 turbofan 1970 -luku B-1B staattinen merenpinta (kuiva) 0,562 15.9 6410 62800 4000 kg (kuiva) 3.9
RR Trent 700 -tuuletin 1992 A330 , A330 MRTT , Beluga XL -risteily 0,562 15.9 6410 62800 6160 kg (kuiva) 4,97-5,24
RR Trent 800 -tuuletin 1993 777-200/200ER/300 risteily 0,560 15.9 6430 63000 6078 kg (kuiva) 5,7-6,9
Moottori Sich Progress D-18T turbofan 1980 An-124 , An-225 risteily 0,546 15.5 6590 64700 4100 kg (kuiva) 5.72
CFM CFM56-5B4 ohivirtausmoottorien A320-214 risteily 0,545 15.4 6610 64800 2444.5–2 500.6 kg (kuiva) 5.14
CFM CFM56-5C2 ohivirtausmoottorien A340-211 risteily 0,545 15.4 6610 64800 2664,4 kg (kuiva) 5.47
RR Trent 500 -tuuletin 1999 A340-500/600 risteily 0,542 15.4 6640 65100 4 990 kg (kuiva) 5,07-5,63
CFM LEAP-1B turbopuhaltin 2014 737 MAX -risteily 0,53-0,56 15–16 6400–6800 63 000–67 000 2780 kg (kuiva)
Aviadvigatel PD-14 ohivirtausmoottorien 2014 MC-21-310 risteily 0,526 14.9 6840 67100 2,870 kg (kuiva) 4,88
RR Trent 900 -tuuletin 2003 A380 risteily 0,522 14.8 6900 67600 6 246 kg (kuiva) 5.46-6.11
PW TF33-P-3 ohivirtausmoottorien B-52H, NB-52H staattinen merenpinta 0,52 14.7 6920 67900 1800 kg (kuiva) 4.36
GE GE90-85B ohivirtausmoottorien 777-200/200ER risteily 0,52 14.7 6920 67900 7900 kg (17400 paunaa) 5.59
GE GEnx-1B76 ohivirtausmoottorien 2006 787-10 risteily 0,512 14.5 7030 69000 1206 kg (kuiva) 5.62
PW PW1400G hammaspyörätuuletin MC-21 risteily 0,51 14 7100 69000 2857,6 kg (kuiva) 5.01
CFM LEAP-1C turbofan 2013 C919 risteily 0,51 14 7100 69000 3992–3 935 kg (märkä)
CFM LEAP-1A turbofan 2013 A320neo -perheen risteily 0,51 14 7100 69000 2 590–3 153 kg (märkä)
RR Trent 7000 -tuuletin 2015 A330neo -risteily 0,506 14.3 7110 69800 6445 kg (kuiva) 5.13
RR Trent 1000 -tuuletin 2006 787 risteily 0,506 14.3 7110 69800 5936–6 120 kg (kuiva)
RR Trent XWB-97 -tuuletin 2014 A350-1000 risteily 0,478 13.5 7530 73900 7550 kg (kuiva) 5.82
PW 1127G suunnattu ohivirtausmoottorien 2012 A320neo -risteily 0,463 13.1 7780 76300 2857,6 kg (kuiva)
RR AE 3007H ohivirtausmoottorien RQ-4 , MQ-4C staattinen merenpinta 0,39 11,0 9200 91000 717 kg (kuiva) 5.24
GE F118-GE-100 ohivirtausmoottorien 1980 -luku B-2A Lohko 30 staattinen merenpinta 0,375 10.6 9600 94000 1500 kg (kuiva) 5.9
GE F118-GE-101 ohivirtausmoottorien 1980 -luku U-2S staattinen merenpinta 0,375 10.6 9600 94000 1430 kg (kuiva) 6.03
CFM CF6-50C2 ohivirtausmoottorien A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/30F/30F (CF) , KC-10A staattinen merenpinta 0,371 10.5 9700 95000 3860 kg (kuiva) 6.01
GE TF34-GE-100- turbofan A-10A, OA-10A, YA-10B staattinen merenpinta 0,37 10.5 9700 95000 650 kg (kuiva) 6.295
CFM CFM56-2B1 ohivirtausmoottorien KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE staattinen merenpinta 0,36 10 10000 98000 2,119 kg (kuiva) 4.7
Moottori Sich Progress D-18T turbofan 1980 An-124 , An-225 staattinen merenpinta 0,345 9.8 10400 102000 4100 kg (kuiva) 5.72
PW F117-PW-100 ohivirtausmoottorien C-17 staattinen merenpinta 0,34 9.6 10600 104000 3200 kg (7100 paunaa) 5.41-6.16
PW PW2040 ohivirtausmoottorien 757-200/200ET/200F , C-32 staattinen merenpinta 0,33 9.3 10900 107000 3259 kg 5.58
CFM CFM56-3C1 ohivirtausmoottorien 737 Klassinen staattinen merenpinta 0,33 9.3 11000 110000 4308–4 334 lb (1954–1966 kg) (kuiva) 5.46
GE CF6-80C2 ohivirtausmoottorien 747-400 , 767 , KC-767 , MD-11 , A300-600R/600F , A310-300 , A310 MRTT , Beluga , C-5M , Kawasaki C-2 staattinen merenpinta 0,307-0,344 8.7–9.7 10500–11700 103000–115000 9400–9 860 paunaa (4300–4 470 kg)
EA GP7270 ohivirtausmoottorit A380-861 staattinen merenpinta 0,299 8.5 12000 118000 6712 kg (kuiva) 5.197
GE GE90-85B ohivirtausmoottorien 777-200/200ER/300 staattinen merenpinta 0,298 8.44 12080 118500 7900 kg (17400 paunaa) 5.59
GE GE90-94B ohivirtausmoottorien 777-200/200ER/300 staattinen merenpinta 0,2974 8.42 12100 118700 7550 kg (16 644 paunaa) 5.59
RR Trent 970-84 ohivirtausmoottorien 2003 A380-841 staattinen merenpinta 0,295 8.36 12200 119700 6271 kg (kuiva) 5.436
GE GEnx-1B70 ohivirtausmoottorien 787-8 staattinen merenpinta 0,2845 8.06 12650 124100 6 147 kg (kuiva) 5.15
RR Trent 1000C turbofan 2006 787-9 staattinen merenpinta 0,273 7.7 13200 129000 5936–6 120 kg (kuiva)

Paine-painosuhde

Samanlaisten kokoonpanojen suihkumoottorien työntövoiman ja painon suhde vaihtelee asteikon mukaan, mutta riippuu pääasiassa moottorin rakennetekniikasta. Tietyllä moottorilla, mitä kevyempi moottori, sitä parempi on työntövoima-paino, sitä vähemmän polttoainetta käytetään kompensoimaan moottorin painon kantamiseen tarvittavan nostovoiman aiheuttama vastus tai kiihdyttämään moottorin massaa.

Kuten seuraavasta taulukosta käy ilmi, rakettimoottorit saavuttavat yleensä paljon suuremman työntövoiman ja painosuhteen kuin kanavamoottorit , kuten turbojet- ja turbofan-moottorit. Tämä johtuu pääasiassa siitä, että raketit käyttävät lähes yleisesti tiheää nestemäistä tai kiinteää reaktiomassaa, joka antaa paljon pienemmän tilavuuden, ja siksi suutin toimittava paineistusjärjestelmä on paljon pienempi ja kevyempi saman suorituskyvyn saavuttamiseksi. Kanavamoottoreiden on käsiteltävä ilmaa, joka on kaksi tai kolme suuruusluokkaa vähemmän tiheää, ja tämä aiheuttaa paineita paljon suuremmille alueille, mikä puolestaan ​​johtaa siihen, että tarvitaan enemmän teknisiä materiaaleja moottorin pitämiseksi yhdessä ja ilmakompressorissa.

Suihku- tai rakettimoottori Massa Työntövoima, tyhjiö Paine-
painosuhde
(kg) (paunaa) (kN) (lbf)
RD-0410 ydinrakettimoottori 2000 4400 35.2 7900 1.8
J58- suihkumoottori ( SR-71 Blackbird ) 2722 6001 150 34000 5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
turbojet ja lämmitys ( Concorde )
3 175 7000 169,2 38000 5.4
Pratt & Whitney F119 1800 3900 91 20 500 7,95
RD-0750- rakettimoottori, kolmipolttoainetila 4621 10 188 1413 318 000 31.2
Rakettimoottori RD-0146 260 570 98 22 000 38.4
Rocketdyne RS-25 -rakettimoottori 3 177 7 004 2278 512 000 73.1
Rakettimoottori RD-180 5 393 11 890 4,152 933 000 78,5
Rakettimoottori RD-170 9 750 21 500 7,887 1 773 000 82,5
F-1 ( Saturn V: n ensimmäinen vaihe) 8 391 18 499 7740,5 1 740 100 94.1
Rakettimoottori NK-33 1222 2 694 1638 368 000 136,7
Merlin 1D -rakettimoottori, täysvoimainen versio 467 1030 825 185 000 180.1

Tyyppien vertailu

Käyttövoiman vertailu eri kaasuturbiinimoottorikokoonpanoihin

Potkurimoottorit kestävät suurempia ilmamassavirtoja ja antavat niille pienemmän kiihtyvyyden kuin suihkumoottorit. Koska ilman nopeuden kasvu on vähäistä, suurilla lentonopeuksilla potkurikäyttöisten lentokoneiden työntövoima on pieni. Näillä moottoreilla on kuitenkin alhaisilla nopeuksilla suhteellisen korkea käyttövoima .

Toisaalta turboreaktorit nopeuttavat paljon pienempää imuilman ja poltetun polttoaineen massavirtaa, mutta sitten ne hylkäävät sen erittäin suurella nopeudella. Kun de Laval -suutinta käytetään kiihdyttämään kuumaa moottorin pakokaasua, poistonopeus voi olla paikallisesti yliääninen . Turbojetit soveltuvat erityisesti lentokoneisiin, jotka matkustavat erittäin suurilla nopeuksilla.

Turbofaneissa on sekoitettu pakokaasu, joka koostuu ohitusilmasta ja ydinmoottorin kuumasta palamistuotteesta. Ydinmoottorin ohittava ilmamäärä verrattuna moottoriin virtaavaan määrään määrää sen, mitä kutsutaan turbopuhaltimen ohitussuhteeksi (BPR).

Vaikka turboreaktiivinen moottori käyttää kaikkia moottorin tehoja työntövoiman tuottamiseen kuuman nopean pakokaasusuihkun muodossa, turbofanin viileä pienen nopeuden ohitusilma tuottaa 30--70% turbopuhaltimen tuottamasta kokonaisvoimasta .

Turbopuhaltimen tuottamaa nettotehoa ( F N ) voidaan myös laajentaa seuraavasti:

missä:

.  e = ydinmoottorin kuuman palamisen pakokaasuvirran massa
o = turbopuhaltimeen tulevan kokonaisilmavirran massa = c + f
c = ydinmoottoriin virtaavan imuilman massa
. f = ydinmoottorin ohittava imuilman massa
v f = ydinmoottorin ympäri ohitetun ilmavirran nopeus
v hän = ydinmoottorin kuuman pakokaasun nopeus
v o = ilmanoton kokonaisnopeus = ilma -aluksen todellinen nopeus
BPR = Ohitussuhde

Rakettimoottoreilla on erittäin suuri pakokaasunopeus, joten ne soveltuvat parhaiten suurille nopeuksille ( hypersonic ) ja suurille korkeuksille. Rakettimoottorin työntövoima ja hyötysuhde paranevat hieman kullakin kaasulla korkeuden noustessa (koska vastapaine laskee, mikä lisää nettotyöntöä suuttimen poistotasolla), kun taas turbojetillä (tai turbopuhaltimella) ilman putoamistiheys imuaukkoon (ja suuttimesta poistuviin kuumiin kaasuihin) menevä nettovoima pienenee korkeuden kasvaessa. Rakettimoottorit ovat tehokkaampia kuin jopa scramjetit noin 15 Machin yläpuolella.

Korkeus ja nopeus

Suihkukoneita lukuun ottamatta suihkumoottorit, joilla ei ole tulojärjestelmää , voivat vastaanottaa ilmaa vain noin puolet äänen nopeudesta. Tulojärjestelmän tehtävänä transonisilla ja yliäänikoneilla on hidastaa ilmaa ja suorittaa joitakin puristuksia.

Moottorien enimmäiskorkeusrajan asettaa syttyvyys - erittäin suurissa korkeuksissa ilma muuttuu liian ohueksi palamaan tai puristuksen jälkeen liian kuumaksi. Noin 40 km: n korkeudet näyttävät olevan mahdollisia turbojetimoottoreille, kun taas ramjet -moottoreille 55 km. Scramjets voi teoriassa hoitaa 75 km. Rakettimoottoreilla ei tietenkään ole ylärajaa.

Vaatimattomammilla korkeuksilla nopeampi lentäminen puristaa ilmaa moottorin etuosasta, mikä lämmittää ilmaa suuresti. Ylärajan uskotaan yleensä olevan noin 5–8 Mach, kuten edellä noin 5,5 Mach, ilmakehän typpi pyrkii reagoimaan tulon korkeiden lämpötilojen vuoksi ja tämä kuluttaa huomattavasti energiaa. Poikkeuksen tähän muodostavat scramjetit, jotka voivat saavuttaa noin 15 Machia tai enemmän, koska ne välttävät ilman hidastumisen, eikä raketeilla ole jälleen erityistä nopeusrajoitusta.

Melu

Suihkumoottorin lähettämästä melusta on monia lähteitä. Näitä ovat kaasuturbiinimoottoreiden osalta puhallin, kompressori, polttolaite, turbiini ja työntövoimat.

Käyttövoima tuottaa suihkumelua, joka johtuu nopean suihkun voimakkaasta sekoittumisesta ympäröivään ilmaan. Alaäänen tapauksessa kohinaa aiheuttavat pyörteitä ja yliäänen tapauksessa Mach -aallot . Suihkusta säteilevä ääniteho vaihtelee suihkunopeuden ollessa nostettuna kahdeksanneksi nopeudeksi jopa 2000 jalkaa sekunnissa ja vaihtelee nopeuden ollessa yli 2000 jalkaa sekunnissa. Siten moottorit, kuten korkean ohituksen turbopuhaltimet, tuottavat hitaampia pakokaasusuihkuja ovat hiljaisimpia, kun taas nopeimmat suihkut, kuten raketit, turbojetit ja ramjet, ovat kovimmat. Kaupallisten suihkukoneiden suihkumelu on vähentynyt turbojetistä ohitusmoottoreiden kautta turbopuhaltimiin, koska suihkunopeudet ovat vähentyneet asteittain. Esimerkiksi ohitusmoottorin JT8D suihkunopeus on 1450 jalkaa sekunnissa, kun taas turbopuhaltimen JT9D suihkunopeus on 885 jalkaa sekunnissa (kylmä) ja 1190 jalkaa sekunnissa (kuuma).

Turbopuhaltimen tulo korvasi hyvin erottuvan suihkumelun toisella äänellä, joka tunnetaan "buzz saw" -äänenä. Lähde on iskuaaltoja, jotka alkavat yliäänipuhaltimien siipistä lentoonlähtövoimalla.

Jäähdytys

Riittävä lämmönsiirto suihkumoottorin työosista on kriittisen tärkeää moottorimateriaalien lujuuden ylläpitämiseksi ja moottorin pitkän käyttöiän takaamiseksi.

Vuoden 2016 jälkeen tutkimusta kehitetään höyryjäähdytystekniikoiden kehittämiseksi suihkumoottorin osiin.

Operaatio

Airbus A340-300 Sähköinen elektroninen ECAM- näyttö

Suihkumoottorissa jokaisella suurella pyörivällä osalla on yleensä erillinen mittari, joka on tarkoitettu sen pyörimisnopeuden seurantaan. Merkistä ja mallista riippuen suihkumoottorissa voi olla N 1 -mittari, joka valvoo matalapaineista kompressoriosaa ja/tai puhallinnopeutta turboahtomoottoreissa. Kaasugeneraattori osa voidaan tarkkailla N 2 mittari, kun taas kolmen kelan moottoreissa voi olla N- 3 mittari samoin. Jokainen moottoriosa pyörii tuhansia kierroksia minuutissa. Siksi niiden mittarit on kalibroitu prosentteina nimellisnopeudesta todellisten kierroslukujen sijaan näytön ja tulkinnan helpottamiseksi.

Katso myös

Viitteet

Bibliografia

  • Brooks, David S. (1997). Viikingit Waterloossa: Rover Companyn sotatyö Whittle Jet -moottorilla . Rolls-Roycen Heritage Trust. ISBN 978-1-872922-08-9.
  • Golley, John (1997). Suihkukoneen synty: Frank Whittle ja suihkumoottorin keksintö . Crowood Press. ISBN 978-1-85310-860-0.
  • Hill, Philip; Peterson, Carl (1992), Mechanics and Thermodynamics of Propulsion (2. painos), New York: Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
  • Kerrebrock, Jack L. (1992). Lentokoneiden moottorit ja kaasuturbiinit (2. painos). Cambridge, MA: MIT Press. ISBN 978-0-262-11162-1.

Ulkoiset linkit