Войти
Знакомое исследование реактивного самолета рассматривает реактивную тягу с описанием «черного ящика», которое только выглядит то, что входит в реактивный двигатель, воздух и топливо, и что выходит, выхлопные газы и неуравновешенная сила. Эта сила, называемая тягой, представляет собой сумму разницы импульсов между входом и выходом и любой неуравновешенной силой давления между входом и выходом, как описано в разделе «Расчет тяги».
В качестве примера ранний турбореактивный двигатель Bristol Olympus Mk. 101, имел импульсную тягу 9300 фунтов и давление 1800 фунтов, что в сумме составляло 11 100 фунтов. Если заглянуть внутрь «черного ящика», видно, что эта тяга является результатом всей неуравновешенной силы импульса и давления, создаваемой в самом двигателе.. Эти силы, часть которых направлена вперед и часть назад, действуют во всех внутренних частях, как неподвижных, так и вращающихся, таких как каналы, компрессоры и т. Д., Которые находятся в первичном потоке газа, который проходит через двигатель спереди назад. Алгебраическая сумма всех этих сил передается планеру для движения. В "Полете" приведены примеры этих внутренних сил для двух первых реактивных двигателей, Rolls-Royce Avon Ra.14 и de Havilland Goblin
Тяга двигателя действует вдоль центральной оси двигателя. Самолет «удерживает» двигатель на внешнем кожухе двигателя на некотором удалении от оси двигателя (у опор двигателя). Такое расположение приводит к изгибу корпуса двигателя (известному как изгиб каркаса) и деформации круглых корпусов ротора (овализации). Деформацию конструкции двигателя необходимо контролировать с помощью подходящих мест крепления, чтобы поддерживать приемлемые зазоры ротора и уплотнения и предотвращать трение. Широко известный пример чрезмерной деформации конструкции произошел с оригинальной установкой двигателя Pratt Whitney JT9D на самолете Boeing 747. Способ монтажа двигателя должен быть пересмотрен с добавлением дополнительного кадра тяги, чтобы уменьшить прогиб кожуха до приемлемого количества.
ротора тяги на упорный подшипник не связан к тяге двигателя. Он может даже изменить направление на некоторых оборотах. Нагрузка на подшипник определяется сроком службы подшипника. Хотя аэродинамические нагрузки на лопатки компрессора и турбины вносят вклад в осевое усилие ротора, они невелики по сравнению с нагрузками на полости внутри ротора, которые возникают из-за давления в системе вторичного воздуха и диаметров уплотнения на дисках и т. Д. Для удержания нагрузки в пределах спецификации подшипника уплотнение диаметры выбраны соответственно, как много лет назад на задней поверхности крыльчатки в двигателе de Havilland Ghost. Иногда внутри ротора необходимо добавить дополнительный диск, известный как балансировочный поршень. Ранним примером турбореактивного двигателя с уравновешивающим поршнем был Rolls-Royce Avon.
Чистая тяга (FN) двигателя определяется как
| где: | |
| ṁвоздух | = массовый расход воздуха через двигатель |
| ṁтопливо | = массовый расход входящего потока топлива двигатель |
| ve | = эффективная скорость истечения струи (скорость выхлопного шлейфа относительно самолета) |
| v | = скорость всасываемого воздуха = истинная скорость самолета |
| (ṁвоздух + ṁтопливо )ve | = полная тяга сопла (FG) |
| ṁвоздух v | = лобовое сопротивление всасываемого воздуха |
Большинство типов реактивных двигателей имеют воздухозаборник, который обеспечивает выход основной части жидкости из выхлопа. Обычная ракета двигатели, однако, не имеют впуска, поэтому ṁairравно нулю. Следовательно, у ракетных двигателей нет лобового сопротивления и полной тяги сопла ракетного двигателя. чистая тяга двигателя. Следовательно, тяговые характеристики ракетного двигателя отличаются от характеристик тяги воздушно-реактивного двигателя, и тяга не зависит от скорости.
Если скорость струи реактивного двигателя равна скорости звука, то говорят, что сопло реактивного двигателя заблокировано. Если сопло засорено, давление в выходной плоскости сопла превышает атмосферное давление, и к приведенному выше уравнению необходимо добавить дополнительные члены, чтобы учесть тягу давления. Однако ve- это эффективная скорость истечения. Если турбореактивный двигатель имеет чисто сужающееся выпускное сопло и фактическая скорость выпуска достигает скорости звука в воздухе при температуре и давлении выпуска, выпускной газ не может быть дополнительно ускорен соплом. В этом случае выхлопной газ сохраняет давление выше, чем давление окружающего воздуха. Это источник «напора давления».
Скорость потока топлива, поступающего в двигатель, часто очень мала по сравнению со скоростью потока воздуха. Когда вклад топлива в общую тягу форсунки можно не учитывать, чистая тяга будет:
Скорость струи (ve) должна превышать истинную воздушную скорость самолета (v ), если требуется чистая прямая тяга на самолет. Скорость (ve) может быть рассчитана термодинамически на основе адиабатического расширения.
Увеличение тяги принимало различные формы, чаще всего для дополнения неадекватной взлетной тяги. Некоторым ранним реактивным самолетам требовалась ракетная помощь для взлета с высотных аэродромов или при высокой дневной температуре. Более свежий самолет - сверхзвуковой бомбардировщик Туполев Ту-22 - для взлета был оснащен четырьмя ускорителями СПРД-63. Возможно, самым серьезным требованием, требующим ракетной помощи и которое было недолгим, был запуск с нулевой длиной. Почти такой же экстремальной, но очень распространенной является помощь катапульты с авианосцев. Ракетная помощь также использовалась во время полета. Ракетный двигатель SEPR 841 использовался на Dassault Mirage для перехвата на больших высотах.
Ранние устройства с задним вентилятором, которые добавляли обводной воздушный поток к турбореактивному двигателю, были известны как тяга аугменторы. Кормовой вентилятор, установленный на турбореактивном двигателе General Electric CJ805 -3, увеличил взлетную тягу с 11 650 фунтов до 16 100 фунтов.
Впрыск воды или другого хладагента в компрессор или камеру сгорания и впрыск топлива в форсунку (дожигание / повторный нагрев) стали стандартными способами увеличения тяги, известной как «влажная» тяга для дифференцируйте с «сухим» толчком без увеличения.
Впрыск охлаждающей жидкости (охлаждение перед компрессором) был использован вместе с дожиганием для увеличения тяги на сверхзвуковых скоростях. «Skyburner» McDonnell Douglas F-4 Phantom II установил мировой рекорд скорости, используя впрыск воды перед двигателем.
При высоких числах Маха форсажные камеры обеспечивают все большую тягу двигателя, поскольку тяга турбомашины падает до нуля, при которой степень сжатия в двигателе (epr) падает до 1,0, и вся тяга двигателя поступает от форсажной камеры. Форсажная камера также должна компенсировать потерю давления в турбомашине, которая является элементом сопротивления на более высоких скоростях, когда эдр будет меньше 1,0.
Увеличение тяги существующих установок форсажного двигателя для специальных краткосрочных задач был предметом исследований по запуску небольших грузов на низкие околоземные орбиты с использованием таких самолетов, как McDonnell Douglas F-4 Phantom II, McDonnell Douglas F-15 Eagle, Dassault Rafale и Микоян МиГ-31, а также для перевозки экспериментальных пакетов на большие высоты с помощью Lockheed SR-71. В первом случае требуется увеличение существующей максимальной скорости для орбитальных запусков. Во втором случае требуется увеличение тяги в пределах существующей скоростной возможности. В первом случае используется охлаждение на входе компрессора. Карта компрессора показывает, что воздушный поток уменьшается с увеличением температуры на входе компрессора, хотя компрессор все еще работает на максимальных оборотах (но с уменьшенной аэродинамической скоростью). Охлаждение на входе компрессора увеличивает аэродинамическую скорость, расход и тягу. Во втором случае допускалось небольшое увеличение максимальной механической скорости и температуры турбины вместе с впрыском закиси азота в камеру дожигания и одновременным увеличением расхода топлива в камере дожигания.
