všechny proudové motory jsou reakční motory, které generují tah vyzařováním proudu tekutiny směrem dozadu při relativně vysoké rychlosti. Síly na vnitřní straně motoru potřebné k vytvoření tohoto paprsku dávají silný tah na motor, který tlačí plavidlo dopředu.

Tryskové motory, aby se jejich letadlo z paliva skladovat v nádržích, které jsou připojeny k motoru (jako v ‚rocket‘), stejně jako v potrubí motory (ty, které se běžně používají na letadla) požitím externí kapaliny (velmi obvykle vzduchu) a vyhánět je na vyšší rychlost.

hnací tryskaeditovat

hnací tryska je klíčovou součástí všech proudových motorů, protože vytváří výfukový proud. Hnací trysky přeměňují vnitřní a tlakovou energii na kinetickou energii s vysokou rychlostí. Celkový tlak a teplota se nemění tryskou, ale jejich statické hodnoty klesají s tím, jak se plyn zrychluje.

rychlost vzduchu vstupujícího do trysky je nízká, asi 0,4 Mach, což je předpoklad pro minimalizaci tlakových ztrát v potrubí vedoucím k trysce. Teplota vstupující do trysky může být stejně nízká jako okolní hladina moře pro trysku ventilátoru ve studeném vzduchu v nadmořských výškách. Může být stejně vysoká jako teplota výfukových plynů 1000K u nadzvukového motoru pro přídavné spalování nebo 2200K s osvětlením přídavného spalování. Tlak vstupující do trysky se může lišit od 1,5 násobku tlaku vně trysky pro jednostupňový ventilátor až po 30krát pro nejrychlejší letadlo s posádkou na Mach 3+.

konvergentní trysky jsou schopny zrychlit plyn pouze do lokálních zvukových (Mach 1) podmínek. K dosažení vysokých letových rychlostí jsou zapotřebí ještě větší rychlosti výfukových plynů, a proto se na vysokorychlostních letadlech často používá konvergentní divergentní tryska.

tah trysky je nejvyšší, pokud statický tlak plynu dosáhne okolní hodnoty, když opouští trysku. K tomu dochází pouze tehdy, je-li výstupní Plocha trysky správnou hodnotou pro poměr tlaku trysky (npr). Vzhledem k tomu, že npr se mění s nastavením tahu motoru a rychlostí letu, je tomu tak jen zřídka. Také při nadzvukových rychlostech je rozdílná oblast menší, než je nutné, aby poskytla úplnou vnitřní expanzi okolnímu tlaku jako kompromis s vnějším odporem těla. Whitford uvádí jako příklad F-16. Dalšími nedostatečně rozšířenými příklady byly XB-70 a SR-71.

velikost trysky spolu s plochou trysek turbíny určuje provozní tlak kompresoru.

ThrustEdit

Energetické účinnosti týkající se letadel jet enginesEdit

Tento přehled zdůrazňuje, že energetické ztráty se vyskytují v kompletní proudová letadla, pohonné jednotky nebo motoru zařízení.

proudový motor v klidu, stejně jako na zkušebním stavu, nasává palivo a vytváří tah. Jak dobře to dělá, se posuzuje podle toho, kolik paliva používá a jaká síla je potřebná k jeho omezení. Toto je míra jeho účinnosti. Pokud se uvnitř motoru něco zhorší (známé jako zhoršení výkonu), bude to méně účinné, což se projeví, když palivo produkuje menší tah. Pokud dojde ke změně vnitřní části, která umožňuje plynulejší proudění vzduchu / spalin, bude motor účinnější a spotřebuje méně paliva. Standardní definice se používá k posouzení toho, jak různé věci mění účinnost motoru, a také k tomu, aby bylo možné provést srovnání mezi různými motory. Tato definice se nazývá specifická spotřeba paliva nebo kolik paliva je zapotřebí k výrobě jedné jednotky tahu. Například, to bude známo na konkrétní konstrukci motoru, že pokud některé hrboly v obtokové potrubí jsou vyhlazeny vzduch bude proudit hladce dávat tlakové ztráty snížení o x% a y% méně paliva, bude zapotřebí, aby se vzletovým tahem, například. Toto porozumění spadá pod inženýrskou disciplínu výkon tryskového motoru. Jak je účinnost ovlivněna dopřednou rychlostí a dodávkou energie do leteckých systémů, je uvedeno později.

účinnost motoru je řízen především podle provozních podmínek uvnitř motoru, které jsou tlak vyrábí kompresor a teplota spalin na první sadu rotujících lopatek turbíny. Tlak je nejvyšší tlak vzduchu v motoru. Rotoru turbíny teplota není nejvyšší v motoru ale je nejvyšší, při které přenos energie probíhá ( vyšší teploty se vyskytují ve spalovací komoře). Výše uvedený tlak a teplota jsou znázorněny na schématu termodynamického cyklu.

účinnost je dále upraven podle toho, jak hladce vzduchu a spalin průtok motoru, jak dobře tok je zarovnán (známý jako incidence angle) s pohyblivé a stacionární pasáže v kompresory a turbíny. Neoptimální úhly, stejně jako neoptimální průchod a tvary lopatek mohou způsobit zahušťování a oddělení mezních vrstev a tvorbu rázových vln. Je důležité zpomalit průtok (nižší rychlost znamená menší tlakové ztráty nebo pokles tlaku), když prochází kanály spojujícími různé části. Jak dobře jednotlivé komponenty přispívají k soustružení paliva v tahu je kvantifikována pomocí opatření, jako je zvýšení efektivnosti, pro kompresory, turbíny a spalovací komory a tlakové ztráty na potrubí. Ty jsou zobrazeny jako čáry na termodynamickém diagramu cyklu.

účinnost motoru, nebo tepelnou účinnost, známé jako η t h {\displaystyle \eta _{th}}

. je závislé na Termodynamické parametry cyklu, maximální tlak a teplota, a na součásti účinnosti, η c o m p r e s s o r {\displaystyle \eta _{kompresor}}

, η c o m b u s t i o n {\displaystyle \eta _{spalovací}}

a η t u r b i n e {\displaystyle \eta _{turbíny}}

potrubí tlakové ztráty.

motor potřebuje stlačený vzduch, aby mohl úspěšně běžet. Tento vzduch pochází z vlastního kompresoru a nazývá se sekundární vzduch. Nepřispívá k tomu, aby byl tah, takže je motor méně účinný. Používá se například k zachování mechanické integrity motoru, k zastavení přehřátí dílů a k zabránění úniku oleje z ložisek. Pouze část tohoto vzduchu odebraného z kompresorů se vrací do toku turbíny, aby přispěla k výrobě tahu. Jakékoli snížení potřebného množství zvyšuje účinnost motoru. Pro konkrétní konstrukci motoru bude opět známo, že snížený požadavek na průtok chlazení x% sníží měrnou spotřebu paliva o y%. Jinými slovy, bude zapotřebí méně paliva, aby se dal vzletový tah, například. Motor je efektivnější.

všechny výše uvedené úvahy jsou základem pro motor, který běží sám o sobě a zároveň nedělá nic užitečného, tj. nepohybuje letadlem nebo dodává energii pro elektrické, hydraulické a vzduchové systémy letadla. V letadle motor rozdává část svého potenciálu produkujícího tah, nebo palivo, k napájení těchto systémů. Tyto požadavky, které způsobují ztráty při instalaci, snižují jeho účinnost. Používá nějaké palivo, které nepřispívá k tahu motoru.

konečně, když letadlo letí, hnací proud sám obsahuje zbytečnou kinetickou energii poté, co opustil motor. To je vyčíslena na termín pohonné, nebo na Emise, účinnost η = p {\displaystyle \eta _{p}}

a může být snížena o přepracování motoru dát to obejít toku a nižší rychlosti pro hnací jet, například jako turbovrtulové nebo proudové motory. Současně rychlost vpřed zvyšuje η t h {\displaystyle \eta _{th}}

zvýšením celkového poměru tlaku.

celkové účinnosti motoru na rychlosti letu je definováno jako η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

.

η o {\displaystyle \eta _{o}}

u rychlost letu závisí na tom, jak dobře příjem stlačuje vzduch před tím, než je předán motoru kompresory. Kompresní poměr sání, který může být až 32:1 Mach 3, přidává motoru kompresoru, aby se získal Celkový tlakový poměr a η t h {\displaystyle \eta _{th}}

pro Termodynamické cyklu. Jak dobře to dělá, je definováno jeho regenerací tlaku nebo mírou ztrát v příjmu. Mach 3 let s posádkou poskytl zajímavou ilustraci toho, jak se tyto ztráty mohou v okamžiku dramaticky zvýšit. Severoamerické XB-70 Valkyrie a Lockheed SR-71 Blackbird na Mach 3 každý měl tlakové zotavení asi 0.8, v důsledku relativně nízkých ztrát během kompresního procesu, tj. prostřednictvím systémů vícenásobných rázů. Během ‚unstart‘ efektivní shock systém bude nahrazen velmi neefektivní jeden šok za vstup a sacího tlaku oživení asi 0,3 a odpovídajícím způsobem nízký tlakový poměr.

hnací tryska při rychlostech nad asi Mach 2 má obvykle další vnitřní ztráty tahu, protože výstupní oblast není dostatečně velká jako kompromis s vnějším přetažením karoserie.

i když obtokový motor zlepšuje hnací účinnost, dochází k jeho vlastním ztrátám uvnitř samotného motoru. K přenosu energie z plynového generátoru na obtokový proud vzduchu je třeba přidat strojní zařízení. Nízká ztráta z hnací trysky proudového motoru se přidává k dalším ztrátám v důsledku neefektivnosti přidané turbíny a ventilátoru. Tyto mohou být zahrnuty v přenosu, nebo přenosu, účinnost η T {\displaystyle \eta _{T}}

. Tyto ztráty jsou však více než vyrovnány zlepšením hnací účinnosti. V obtokovém potrubí jsou také další tlakové ztráty a další hnací tryska.

S příchodem turboventilátory s jejich ztrátou-stroje na výrobu, co se děje uvnitř motoru byla oddělena Bennett, například, mezi generátor plynu a přenos stroje dává η o = η p η t η T {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}

.

Závislost účinnosti pohonu (η) při rychlosti vozidla/výfukové poměr rychlosti (v/ve) na vzduchu-dýchání proudových a raketových motorů.

energetické účinnosti ( η o {\displaystyle \eta _{o}}

) tryskové motory, které jsou instalovány ve vozidlech má dvě hlavní složky:

• hnací účinnosti ( η p {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): kolik energie trysky skončí v těle vozidla, než aby byla unesena jako kinetická energie trysky.

• cyklus účinnost ( η t h {\displaystyle \eta _{th}}
  

  ): jak efektivně motor může urychlit jet

I když celkové energetické účinnosti η o {\displaystyle \eta _{o}}

: η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

zbytková kinetická energie. Rychlost výfuku rovnající se rychlosti vozidla nebo η p {\displaystyle \ eta _ {p}}

rovná jedné, dává nulový tah bez změny hybnosti. Vzorec pro vzduch-dýchání motory pohybující se rychlostí v, {\displaystyle v}

s výfukovým rychlosti v. e {\displaystyle v_{e}}

, a zanedbávání průtoku paliva, je: η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}

A pro raketu:

η p = 2 ( v, v, e ) 1 + ( v v. e ) 2 {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}

kromě hnací účinnosti, dalším faktorem je účinnost cyklu; proudový motor je druh tepelného motoru. Účinnost tepelného motoru je určena poměrem teplot dosažených v motoru k teplotám vyčerpaným v trysce. To se v průběhu času neustále zlepšovalo, protože byly zavedeny nové materiály, které umožňují vyšší maximální teploty cyklu. Například kompozitní materiály, kombinující kovy s keramikou, byly vyvinuty pro lopatky turbín HP, které běží při maximální teplotě cyklu. Účinnost je také omezena celkovým tlakovým poměrem, kterého lze dosáhnout. Účinnost cyklu je nejvyšší u raketových motorů (~60+%), protože mohou dosáhnout extrémně vysokých teplot spalování. Účinnost cyklu v turbojetu a podobně je blíže k 30%, kvůli mnohem nižším špičkovým teplotám cyklu.

Typická účinnost spalování letadla, plynové turbíny nad provozním rozsahu.

Typické spalovací stabilitu limity letadla, plynové turbíny.

účinnost spalování většiny leteckých motorů s plynovou turbínou při podmínkách vzletu na hladině moře je téměř 100%. Nelineárně klesá na 98% v nadmořských podmínkách plavby. Poměr vzduch-palivo se pohybuje od 50: 1 do 130: 1. Pro jakýkoli typ spalovací komory existuje bohatý a slabý limit poměru vzduch-palivo, za kterým plamen zhasne. Rozsah poměru vzduch-palivo mezi bohatými a slabými mezemi se snižuje se zvýšením rychlosti vzduchu. Pokud zvýšení hmotnostního průtoku vzduchu snižuje poměr paliva pod určitou hodnotu, dochází k zániku plamene.

Konkrétní impuls, jako funkce rychlosti pro různé proudové typy s petrolej palivo (vodík Isp by být asi dvakrát tak vysoké). Ačkoli účinnost klesá s rychlostí, jsou pokryty větší vzdálenosti. Účinnost na jednotku vzdálenosti (Na km nebo míle) je zhruba nezávislá na rychlosti proudových motorů jako skupiny; nicméně, draky se stávají neefektivními při nadzvukových rychlostech.

Spotřeba paliva nebo propellantEdit

úzce souvisí (ale odlišné) pojetí energetické účinnosti je míra spotřeby pohonné hmoty. Spotřeba pohonných hmot v proudových motorech se měří měrnou spotřebou paliva, měrným impulsem nebo efektivní rychlostí výfukových plynů. Všichni měří totéž. Specifický impuls a efektivní rychlost výfukových plynů jsou přísně úměrné, zatímco měrná spotřeba paliva je nepřímo úměrná ostatním.

Na vzduchu-dýchání, jako jsou motory proudové motory, energetické účinnosti a pohonné hmoty (paliva) účinnost jsou stejné, protože palivo je palivo a zdroj energie. V raketové palivo je také výfuk, a to znamená, že vysoká energetická paliva, dává lepší palivo účinnost, ale může v některých případech skutečně dát nižší energetickou účinnost.

To může být vidět v tabulce (těsně pod), že podzvukové motory, jako jsou General Electric CF6 proudové použít mnohem méně paliva pro generování tah na chvíli než Concorde je Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 proudový. Nicméně, vzhledem k tomu, energie je síla krát vzdálenost, a vzdálenost za sekundu byl větší pro Concorde, skutečné energie generované motorem pro stejné množství paliva byla vyšší pro Concorde na Mach 2, než CF6. Motory Concorde byly tedy účinnější z hlediska energie na míli.

výkon-hmotnost ratioEdit

axiální-k-hmotnostní poměr proudových motorů s podobnou konfigurací se liší s měřítkem, ale je to především funkce motoru stavební technologie. Pro daný motor, lehčí motoru, lepší výkon-hmotnost, tím méně paliva je použit pro kompenzaci přetáhněte vzhledem k výtahu potřebné k výkonu motoru, hmotnosti, nebo zvýšení hmotnosti motoru.

jak je vidět v následující tabulce, raketové motory obecně dosahují mnohem vyšších poměrů tahu k hmotnosti než potrubní motory, jako jsou proudové a proudové motory. Je to především proto, rakety téměř univerzálně použít husté kapalné nebo pevné reakční který dává mnohem menší objem a tedy i přetlakový systém, který dodává trysky je mnohem menší a lehčí, pro stejný výkon. Potrubí motorů muset vypořádat s vzduchu, který je dva až tři řády méně husté, a to dává tlaky po mnohem větší oblasti, což má za následek více strojírenských materiálů je potřeba držet motor a kompresor.

Srovnání typesEdit

Hnací účinnosti srovnání pro různé plynové turbíny motor konfigurace

Vrtule motory zvládnout větší hmotnost vzduchu toků, a dát jim menší zrychlení, než proudových motorů. Vzhledem k tomu, že zvýšení rychlosti vzduchu je malé, při vysokých letových rychlostech je tah dostupný pro letouny poháněné vrtulí malý. Při nízkých rychlostech však tyto motory těží z relativně vysoké hnací účinnosti.

na druhé straně turbojety urychlují mnohem menší hmotnostní tok nasávaného vzduchu a spáleného paliva, ale pak ho odmítají velmi vysokou rychlostí. Při použití trysky de Laval k urychlení horkého výfuku motoru může být výstupní rychlost lokálně nadzvuková. Turbojety jsou zvláště vhodné pro letadla, která cestují velmi vysokou rychlostí.

Turbofany mají smíšený výfuk sestávající z obtokového vzduchu a horkého spalovacího plynu z motoru jádra. Množství vzduchu, které obchází hlavní motor ve srovnání s množstvím proudícím do motoru, určuje to, co se nazývá obtokový poměr turbofanu (BPR).

Zatímco proudový motor používá všechny části motoru je výstup na výrobu tah v podobě horké high-rychlost výfukových plynů, proudové, turbovrtulové je v pohodě nízké rychlosti obejít vzduchu výnosy mezi 30% a 70% celkového tahu vyrábí proudové soustavy.

síťový tah (FN) generovaný turbofanem lze také rozšířit jako:

F N = m e v h e m o v i a + B P R ( m, c, v, f ) {\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{e}-{\dot {m}}_{k}v_{a}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}

kde:

Raketové motory mají extrémně vysokou rychlost výfukových a tím se nejlépe hodí pro vysoké rychlosti (nadzvukový) a velkých nadmořských výškách. V daném plyn, tah a účinnost raketového motoru mírně zlepšuje s rostoucí nadmořskou výškou (protože tlak klesne, tím se zvyšuje čistý tah na trysce výstupní rovině), vzhledem k tomu, že se proudový (nebo proudové) klesá hustota vzduchu vstupujícího do sacího (a horkých plynů opouštějících trysky) způsobí, že čistý tah klesá s rostoucí nadmořskou výškou. Raketové motory jsou účinnější než i scramjety nad zhruba Mach 15.

Nadmořská výška a rychlost

s výjimkou scramjetů mohou proudové motory, zbavené svých vstupních systémů, přijímat vzduch pouze přibližně poloviční rychlostí zvuku. Úkolem vstupního systému pro transonická a nadzvuková letadla je zpomalit vzduch a provést část komprese.

limit pro maximální výšku motorů je stanoven hořlavostí-ve velmi vysokých nadmořských výškách se vzduch stává příliš tenkým na spálení nebo po stlačení příliš horkým. U proudových motorů se zdá být možná Nadmořská výška asi 40 km, zatímco u proudových motorů může být dosaženo 55 km. Scramjety mohou teoreticky zvládnout 75 km. Raketové motory samozřejmě nemají horní hranici.

ve skromnějších nadmořských výškách létání rychleji stlačuje vzduch v přední části motoru, což výrazně ohřívá vzduch. Horní hranice je obvykle myšlenka být o Mach 5-8, jak je uvedeno výše o Mach 5.5, atmosférický dusík, má tendenci reagovat z důvodu vysoké teploty na vstupu, a to spotřebuje značné množství energie. Výjimkou jsou scramjety, které mohou být schopny dosáhnout asi Mach 15 nebo více, protože se vyhýbají zpomalení vzduchu, a rakety opět nemají žádný zvláštní rychlostní limit.

NoiseEdit

hluk vyzařovaný proudovým motorem má mnoho zdrojů. Mezi ně patří, v případě turbínových motorů, ventilátor, kompresor, spalovací komoru, turbínu a hnací jet/s.

hnacího jet produkuje jet šum, což je způsobeno tím, násilné míchání působení vysoké rychlosti, jet s okolním vzduchu. V podzvukovém případě je hluk produkován víry a v nadzvukovém případě Machovými vlnami. Akustický výkon vyzářený z tryskáče se mění s jet velocity zvýšil osmý výkonem pro rychlosti až 2.000 ft/sec a mění se s rychlostí kostičky nad 2000 ft/sec. To znamená, že nižší rychlost výfukových trysek vyzařované z motorů, jako jsou vysoké bypass motory jsou nejtišší, vzhledem k tomu, že nejrychlejší stíhačky, jako jsou rakety, proudové motory, a ramjets, jsou nejhlasitější. Pro komerční tryskové letadlo jet hluku snížila od proudové přes bypass motory motory jako výsledek progresivní snížení hnací jet rychlostí. Například JT8D, obtokový motor, má proudovou rychlost 1450 ft/s, zatímco JT9D, turbofan, má proudové rychlosti 885 ft/s (za studena) a 1190 ft/s (za tepla).

příchod turbofanu nahradil velmi výrazný proudový šum jiným zvukem známým jako hluk“ buzz saw“. Původem jsou rázové vlny pocházející z nadzvukových lopatek ventilátoru při vzletovém tahu.

chlazení

přiměřený přenos tepla z pracovních částí proudového motoru je rozhodující pro udržení pevnosti materiálů motoru a zajištění dlouhé životnosti motoru.

po roce 2016 probíhá výzkum ve vývoji technik transpiračního chlazení na součásti proudových motorů.