Реактивные двигатели: принцип работы, история и развитие.

Введение

Двигатель самолета, который производит тягу, излучая струю газа.

Реактивный двигатель – это тип реактивного двигателя, выбрасывающего быстродвижущуюся струю нагретого газа (обычно воздуха), которая создает тягу посредством реактивной тяги. Хотя это широкое определение может включать ракетные, водометные и гибридные двигатели, термин «реактивный двигатель» обычно относится к воздушно-реактивным двигателям внутреннего сгорания, таким как турбореактивный, турбовентиляторный, прямоточный воздушно-реактивный, пульсирующий воздушно-реактивный или гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель. В общем, реактивные двигатели являются двигателями внутреннего сгорания. Воздушно-реактивные двигатели обычно оснащены вращающимся воздушным компрессором, приводимым в действие турбиной, а оставшаяся мощность обеспечивает тягу через сопло – этот процесс известен как термодинамический цикл Брэйтона. Реактивные самолеты используют такие двигатели для дальних перелетов. Первые реактивные самолеты использовали турбореактивные двигатели, которые были относительно неэффективны для дозвукового полета. Большинство современных дозвуковых реактивных самолетов используют более сложные турбовентиляторные двигатели с высокой степенью двухконтурности. Они обеспечивают более высокую скорость и большую топливную эффективность, чем поршневые и винтовые авиационные двигатели на больших расстояниях. Некоторые воздушно-реактивные двигатели, предназначенные для высокоскоростных применений (прямоточные и гиперзвуковые прямоточные), используют эффект набегающего потока воздуха вместо механического компрессора. Тяга типичного авиалайнерного двигателя возросла с (de Havilland Ghost turbojet) в 1950-х годах до (General Electric GE90 turbofan) в 1990-х годах, а их надежность улучшилась с 40 остановок в полете на 100 000 часов наработки двигателя до менее 1 на 100 000 к концу 1990-х годов. Это, в сочетании со значительно сниженным расходом топлива, позволило к началу века выполнять регулярные трансатлантические рейсы двухдвигательными авиалайнерами, в то время как ранее для подобного путешествия требовалось несколько дозаправок.

История

Принцип реактивного двигателя не нов; однако технические достижения, необходимые для реализации этой идеи, не были достигнуты до XX века. Рудиментарная демонстрация реактивной тяги восходит к эолипилю – устройству, описанному Героном Александрийским в Египте I века нашей эры. Это устройство направляло пар через два сопла, заставляя сферу быстро вращаться вокруг своей оси и воспринималось как диковинка. Практическое применение турбины можно увидеть в водяном колесе и ветряной мельнице. Историки также прослеживают теоретическое происхождение принципов реактивных двигателей к традиционным китайским фейерверкам и ракетным двигателям. Использование подобных устройств для полета задокументировано в истории османского солдата Лагари Хасана Челеби, который, как сообщается, совершил полет на конической ракете в 1633 году. Первые попытки создания воздушно-реактивных двигателей представляли собой гибридные конструкции, в которых внешний источник энергии сначала сжимал воздух, который затем смешивался с топливом и сжигался для создания реактивной тяги. Итальянский Caproni Campini N.1 и японский Tsu 11, предназначенные для оснащения самолетов-камикадзе Ohka в конце Второй мировой войны, оказались неудачными. Еще до начала Второй мировой войны инженеры стали понимать, что двигатели, приводящие в движение воздушные винты, приближаются к своим пределам из-за проблем, связанных с эффективностью винта, которая снижалась по мере приближения скорости вращения лопастей к скорости звука. Для дальнейшего повышения летных характеристик самолетов требовался иной тип двигателя. Это послужило стимулом для разработки газотурбинного двигателя – наиболее распространенной формы реактивного двигателя. Ключом к созданию практичного реактивного двигателя стала газовая турбина, извлекающая энергию из самого двигателя для привода компрессора. Газовая турбина не была новой идеей: патент на стационарную турбину был выдан Джону Барберу в Англии в 1791 году. Первая газовая турбина, способная к автономной работе, была построена в 1903 году норвежским инженером Эгидиусом Эллингом. Однако эти двигатели не были запущены в производство из-за проблем с безопасностью, надежностью, весом и, особенно, продолжительностью работы. Первый патент на использование газовой турбины для привода самолета был подан в 1921 году Максимом Гийомом. Его двигатель был турбореактивным с осевым потоком, но так и не был построен, поскольку для этого потребовались значительные улучшения в области компрессоров. Алан Арнольд Гриффит опубликовал работу «Аэродинамическая теория проектирования турбин» в 1926 году, что привело к проведению экспериментальных работ в RAE. В 1928 году кадет RAF College Cranwell Фрэнк Уиттл официально представил свои идеи по созданию турбореактивного двигателя своему руководству. В октябре 1929 года он продолжил разработку своих идей. 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал заявку на свой первый патент (оформленный в 1932 году). В патенте описывался двухступенчатый осевой компрессор, подающий воздух на односторонний центробежный компрессор. Создание практичных осевых компрессоров стало возможным благодаря идеям А.А. Гриффита, изложенным в его основополагающей работе 1926 года («Аэродинамическая теория проектирования турбин»). Впоследствии Уиттл сосредоточился исключительно на более простом центробежном компрессоре. Уиттл не смог заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продвигалась медленными темпами. В марте 1935 года испанский пилот и инженер Вирджилио Лерет Руис получил патент на конструкцию реактивного двигателя. Президент республики Мануэль Асанья организовал начальное строительство на авиазаводе Hispano Suiza в Мадриде в 1936 году, но Лерет был казнен несколько месяцев спустя франкистскими марокканскими войсками после безуспешной обороны своей базы гидросамолетов в первые дни Гражданской войны в Испании. Его планы, скрытые от франкистов, были тайно переданы британскому посольству в Мадриде несколько лет спустя его женой Карлотой О'Нилл после ее освобождения из тюрьмы. В 1935 году Ханс фон Охайн начал работу над аналогичной конструкцией в Германии, как компрессор, так и турбина были радиальными и располагались на противоположных сторонах одного диска, при этом он изначально не знал о работе Уиттла. Первое устройство фон Охайна было исключительно экспериментальным и могло работать только от внешнего источника питания, но он смог продемонстрировать базовую концепцию. Затем Охайн был представлен Эрнсту Хайнкелю, одному из крупнейших авиастроителей того времени, который сразу же увидел потенциал конструкции. Хайнкель недавно приобрел компанию Hirth по производству двигателей, и Охайн и его главный механик Макс Хан были организованы там в качестве нового подразделения компании Hirth. Они запустили свой первый центробежный двигатель HeS 1 к сентябрю 1937 года. В отличие от конструкции Уиттла, Охайн использовал водород в качестве топлива, подаваемого под внешним давлением. Их последующие разработки завершились бензиновым двигателем HeS 3, который был установлен на простой и компактный фюзеляж Heinkel He 178 и испытан Эрихом Варсицем в ранние часы 27 августа 1939 года с аэродрома Росток-Маринехе – впечатряюще короткий срок разработки. He 178 стал первым в мире реактивным самолетом. Хайнкель подал заявку на патент США, охватывающий авиационную силовую установку, разработанную Хансом Йоахимом Пабстом фон Охайном 31 мая 1939 года; номер патента US2256198, с Максом Ханом, указанным в качестве изобретателя. Конструкция фон Охайна, двигатель с осевым потоком, в отличие от центробежного двигателя Уиттла, в конечном итоге была принята большинством производителей к 1950-м годам. Австрийский Анзельм Франц из двигательного отдела Junkers (Junkers Motoren или "Jumo") внедрил осевой компрессор в свой реактивный двигатель. Jumo был присвоен следующий номер двигателя в последовательности нумерации газотурбинных авиационных силовых установок RLM 109 0xx – "004", и результатом стал двигатель Jumo 004. После решения множества незначительных технических проблем серийное производство этого двигателя началось в 1944 году в качестве силовой установки для первого в мире реактивного истребителя Messerschmitt Me 262 (а позже и первого в мире реактивного бомбардировщика Arado Ar 234). Ряд причин привели к задержке с доступностью двигателя, из-за чего истребитель прибыл слишком поздно, чтобы улучшить положение Германии во Второй мировой войне, однако это был первый реактивный двигатель, использованный в боевых условиях. Тем временем, в Великобритании Gloster E28/39 совершил свой первый полет 15 мая 1941 года, а Gloster Meteor наконец поступил на вооружение RAF в июле 1944 года. Они приводились в движение турбореактивными двигателями компании Power Jets Ltd., созданной Фрэнком Уиттлом. Первые два оперативных турбореактивных самолета – Messerschmitt Me 262 и Gloster Meteor – поступили на вооружение в течение трех месяцев друг от друга в 1944 году: Me 262 в апреле и Gloster Meteor в июле. В боевых действиях участвовало около 15 самолетов Meteor, в то время как было произведено до 1400 Me 262, 300 из которых приняли участие в боях, нанеся первые наземные удары и одержав первые воздушные победы реактивных самолетов. После окончания войны немецкие реактивные самолеты и двигатели были тщательно изучены странами-победителями и внесли вклад в разработку первых советских и американских реактивных истребителей. Наследие двигателя с осевым потоком проявляется в том, что практически все реактивные двигатели на самолетах с неподвижным крылом в той или иной степени вдохновлены этой конструкцией. К 1950-м годам реактивный двигатель стал почти универсальным в боевых самолетах, за исключением грузовых, связных и других специализированных типов. К этому времени некоторые британские конструкции уже были одобрены для гражданского использования и появились на ранних моделях, таких как de Havilland Comet и Avro Canada Jetliner. К 1960-м годам все крупные гражданские самолеты также приводились в движение реактивными двигателями, оставив поршневой двигатель в нише недорогих применений, таких как грузовые перевозки. Эффективность турбореактивных двигателей все еще была значительно ниже, чем у поршневых, но к 1970-м годам, с появлением турбовентиляторных реактивных двигателей с высокой степенью двухконтурности (инновация, не предвиденная ранними комментаторами, такими как Эдгар Баккингем, которая казалась им абсурдной на больших скоростях и высотах), топливная эффективность стала сопоставима с лучшими поршневыми и винтовыми двигателями.

The principle of the jet engine is not new; however, the technical advances necessary to make the idea work did not come to fruition until the 20th century. A rudimentary demonstration of jet power dates back to the aeolipile, a device described by Hero of Alexandria in 1st century Egypt. This device directed steam power through two nozzles to cause a sphere to spin rapidly on its axis. It was seen as a curiosity. Meanwhile, practical applications of the turbine can be seen in the water wheel and the windmill. Historians have further traced the theoretical origin of the principles of jet engines to traditional Chinese firework and rocket propulsion systems. Such devices' use for flight is documented in the story of Ottoman soldier Lagâri Hasan Çelebi, who reportedly achieved flight using a cone shaped rocket in 1633. The earliest attempts at airbreathing jet engines were hybrid designs in which an external power source first compressed air, which was then mixed with fuel and burned for jet thrust. The Italian Caproni Campini N.1, and the Japanese Tsu 11 engine intended to power Ohka kamikaze planes towards the end of World War II were unsuccessful. Even before the start of World War II, engineers were beginning to realize that engines driving propellers were approaching limits due to issues related to propeller efficiency, which declined as blade tips approached the speed of sound. If aircraft performance were to increase beyond such a barrier, a different propulsion mechanism was necessary. This was the motivation behind the development of the gas turbine engine, the most common form of jet engine. The key to a practical jet engine was the gas turbine, extracting power from the engine itself to drive the compressor. The gas turbine was not a new idea: the patent for a stationary turbine was granted to John Barber in England in 1791. The first gas turbine to successfully run self sustaining was built in 1903 by Norwegian engineer Ægidius Elling. Such engines did not reach manufacture due to issues of safety, reliability, weight and, especially, sustained operation. The first patent for using a gas turbine to power an aircraft was filed in 1921 by Maxime Guillaume. His engine was an axial flow turbojet, but was never constructed, as it would have required considerable advances over the state of the art in compressors. Alan Arnold Griffith published An Aerodynamic Theory of Turbine Design in 1926 leading to experimental work at the RAE. In 1928, RAF College Cranwell cadet Frank Whittle formally submitted his ideas for a turbojet to his superiors. In October 1929, he developed his ideas further. On 16 January 1930, in England, Whittle submitted his first patent (granted in 1932). The patent showed a two stage axial compressor feeding a single sided centrifugal compressor. Practical axial compressors were made possible by ideas from A. A. Griffith in a seminal paper in 1926 ("An Aerodynamic Theory of Turbine Design"). Whittle would later concentrate on the simpler centrifugal compressor only. Whittle was unable to interest the government in his invention, and development continued at a slow pace. In Spain, pilot and engineer Virgilio Leret Ruiz was granted a patent for a jet engine design in March 1935. Republican president Manuel Azaña arranged for initial construction at the Hispano Suiza aircraft factory in Madrid in 1936, but Leret was executed months later by Francoist Moroccan troops after unsuccessfully defending his seaplane base on the first days of the Spanish Civil War. His plans, hidden from Francoists, were secretly given to the British embassy in Madrid a few years later by his wife, Carlota O'Neill, upon her release from prison. In 1935, Hans von Ohain started work on a similar design to Whittle's in Germany, both compressor and turbine being radial, on opposite sides of the same disc, initially unaware of Whittle's work. Von Ohain's first device was strictly experimental and could run only under external power, but he was able to demonstrate the basic concept. Ohain was then introduced to Ernst Heinkel, one of the larger aircraft industrialists of the day, who immediately saw the promise of the design. Heinkel had recently purchased the Hirth engine company, and Ohain and his master machinist Max Hahn were set up there as a new division of the Hirth company. They had their first HeS 1 centrifugal engine running by September 1937. Unlike Whittle's design, Ohain used hydrogen as fuel, supplied under external pressure. Their subsequent designs culminated in the gasoline fuelled HeS 3 of , which was fitted to Heinkel's simple and compact He 178 airframe and flown by Erich Warsitz in the early morning of August 27, 1939, from Rostock Marienehe aerodrome, an impressively short time for development. The He 178 was the world's first jet plane. Heinkel applied for a US patent covering the Aircraft Power Plant by Hans Joachim Pabst von Ohain on May 31, 1939; patent number US2256198, with M Hahn referenced as inventor. Von Ohain´s design, an axial flow engine, as opposed to Whittle's centrifugal flow engine, was eventually adopted by most manufacturers by the 1950's. Austrian Anselm Franz of Junkers' engine division (Junkers Motoren or "Jumo") introduced the axial flow compressor in their jet engine. Jumo was assigned the next engine number in the RLM 109 0xx numbering sequence for gas turbine aircraft powerplants, "004", and the result was the Jumo 004 engine. After many lesser technical difficulties were solved, mass production of this engine started in 1944 as a powerplant for the world's first jet fighter aircraft, the Messerschmitt Me 262 (and later the world's first jet bomber aircraft, the Arado Ar 234). A variety of reasons conspired to delay the engine's availability, causing the fighter to arrive too late to improve Germany's position in World War II, however this was the first jet engine to be used in service. Meanwhile, in Britain the Gloster E28/39 had its maiden flight on 15 May 1941 and the Gloster Meteor finally entered service with the RAF in July 1944. These were powered by turbojet engines from Power Jets Ltd., set up by Frank Whittle. The first two operational turbojet aircraft, the Messerschmitt Me 262 and then the Gloster Meteor entered service within three months of each other in 1944; the Me 262 in April and the Gloster Meteor in July. The Meteor only saw around 15 aircraft enter World War II action, while up to 1400 Me 262 were produced, with 300 entering combat, delivering the first ground attacks and air combat victories of jet planes. Following the end of the war the German jet aircraft and jet engines were extensively studied by the victorious allies and contributed to work on early Soviet and US jet fighters. The legacy of the axial flow engine is seen in the fact that practically all jet engines on fixed wing aircraft have had some inspiration from this design. By the 1950s, the jet engine was almost universal in combat aircraft, with the exception of cargo, liaison and other specialty types. By this point, some of the British designs were already cleared for civilian use, and had appeared on early models like the de Havilland Comet and Avro Canada Jetliner. By the 1960s, all large civilian aircraft were also jet powered, leaving the piston engine in low cost niche roles such as cargo flights. The efficiency of turbojet engines was still rather worse than piston engines, but by the 1970s, with the advent of high bypass turbofan jet engines (an innovation not foreseen by the early commentators such as Edgar Buckingham, at high speeds and high altitudes that seemed absurd to them), fuel efficiency was about the same as the best piston and propeller engines.

Применение

Реактивные двигатели приводят в движение реактивные самолеты, крылатые ракеты и беспилотные летательные аппараты. В виде ракетных двигателей они используются в модельном ракетостроении, космических полетах и военных ракетах. Реактивные двигатели приводили в движение высокоскоростные автомобили, особенно автомобили для драг-рейсинга, при этом абсолютный рекорд принадлежит ракетному автомобилю. Автомобиль с турбовентиляторным двигателем ThrustSSC в настоящее время является рекордсменом по скорости на суше. Конструкции реактивных двигателей часто модифицируются для применения вне авиастроения, например, в промышленных газовых турбинах или морских энергетических установках. Они используются для выработки электроэнергии, привода водяных, газовых и нефтяных насосов, а также для обеспечения движения судов и локомотивов. Промышленные газовые турбины могут развивать мощность до 50 000 лошадиных сил. Многие из этих двигателей являются модификациями более ранних военных турбореактивных двигателей, таких как модели Pratt & Whitney J57 и J75. Существует также модификация турбовентиляторного двигателя P&W JT8D с небольшим двухконтурным соотношением, развивающая мощность до 35 000 лошадиных сил. Реактивные двигатели также иногда разрабатываются совместно с турбовинтовыми и турбовальными двигателями, или используют с ними общие компоненты, такие как двигательные модули. Турбовинтовые и турбовальные двигатели являются разновидностями газотурбинных двигателей, которые обычно используются для привода вертолетов и некоторых самолетов с винтами.

Типы реактивных двигателей

Существует большое количество различных типов реактивных двигателей, все из которых создают тягу, основанную на принципе реактивного движения.

Дыхание воздухом

Обычно самолеты приводятся в движение воздушно-реактивными двигателями. Большинство используемых воздушно-реактивных двигателей – это турбовентиляторные двигатели, обеспечивающие хорошую эффективность на скоростях, близких к скорости звука, но немного ниже её.

Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель – это газотурбинный двигатель, работающий за счет сжатия воздуха во входном устройстве и компрессоре (аксиальном, центробежном или комбинированном), смешивания сжатого воздуха с топливом, сжигания этой смеси в камере сгорания и последующего прохождения горячих газов высокого давления через турбину и сопло. Турбина приводит в действие компрессор, извлекая энергию из расширяющихся газов, проходящих через нее. Двигатель преобразует внутреннюю энергию топлива в увеличение импульса газа, протекающего через двигатель, создавая тем самым тягу. В отличие от турбовентиляторного двигателя, описанного ниже, весь воздух, поступающий в компрессор, проходит через камеру сгорания и турбину.

Турбофанатор

Турбовентиляторные двигатели отличаются от турбореактивных наличием дополнительного вентилятора в передней части двигателя, который разгоняет воздух в канале, обходя основной газотурбинный двигатель. Турбовентиляторные двигатели являются основным типом двигателей для авиалайнеров средней и большой дальности. Обычно турбовентиляторные двигатели более экономичны, чем турбореактивные, на дозвуковых скоростях, но на высоких скоростях их большая площадь поперечного сечения создает большее сопротивление. Поэтому в сверхзвуковом полёте, а также в военной и другой авиации, где другие факторы важнее топливной эффективности, вентиляторы, как правило, меньше по размеру или отсутствуют вовсе. В связи с этими различиями конструкции турбовентиляторных двигателей часто классифицируются как турбовентиляторные с малой степенью двухконтурности или с высокой степенью двухконтурности, в зависимости от количества воздуха, обходящего основную часть двигателя. Турбовентиляторные двигатели с малой степенью двухконтурности имеют степень двухконтурности около 2:1 или меньше.

Двигатель с передовой технологией

Термин "двигатель с передовыми технологиями" относится к современному поколению реактивных двигателей. Принцип заключается в том, что турбинный двигатель будет работать эффективнее, если различные группы турбин смогут вращаться на своих индивидуальных оптимальных скоростях, а не с одинаковой скоростью. Истинный двигатель с передовыми технологиями имеет тройной контур, то есть вместо одного вала привода используется три, чтобы три группы лопаток могли вращаться с разными скоростями. Промежуточным вариантом является двухконтурный двигатель, обеспечивающий только две различные скорости вращения турбин.

Сжатие рам

Реактивные двигатели с воздушным набеганием, как и газотурбинные двигатели, используют цикл Брэйтона. Однако газотурбинные и двигатели с набегающим сжатием отличаются способом сжатия поступающего воздушного потока. В то время как газотурбинные двигатели используют осевые или центробежные компрессоры для сжатия воздуха, двигатели с набегающим сжатием полагаются исключительно на сжатие воздуха во входном устройстве или диффузоре. Таким образом, для работы двигателя с набегающим сжатием требуется значительная начальная скорость полета. Рамджеты считаются самым простым типом воздушно-реактивного двигателя, поскольку не имеют движущихся частей непосредственно в двигателе, а только во вспомогательных системах. Скрамджеты отличаются главным образом тем, что воздух не замедляется до дозвуковых скоростей, а используется сверхзвуковое горение. Они эффективны на еще более высоких скоростях. Было построено и испытано очень мало таких двигателей.

Непостоянное сгорание

ТипОписаниеПреимуществаНедостаткиМоторный реактивный двигательРаботает как турбореактивный двигатель, но компрессор приводится в действие поршневым двигателем вместо турбины. Более высокая скорость выхлопных газов, чем у винта, обеспечивающая лучшую тягу на высоких скоростях. Тяжелый, неэффективный и недостаточно мощный. Пример: Caproni Campini N.1. Пульсирующий реактивный двигательВоздух сжимается и сгорает прерывисто, а не непрерывно. Некоторые конструкции используют клапаны. Очень простая конструкция, использовавшаяся в летающей бомбе V-1 и в последнее время в моделях самолетов. Шумный, неэффективный (низкая степень сжатия), плохо работает в больших масштабах, клапаны в конструкциях с клапанами быстро изнашиваются. Двигатель с импульсной детонациейПодобен пульсирующему реактивному двигателю, но сгорание происходит в виде детонации, а не дефлаграции, может требовать или не требовать клапанов. Максимальная теоретическая эффективность двигателя. Чрезвычайно шумный, детали подвержены экстремальной механической усталости, сложно инициировать детонацию, непрактичен для современного использования.

Гибридный

Двигатели комбинированного цикла одновременно используют два или более различных принципа реактивного движения. ТипОписаниеПреимуществаНедостатки Турбореактивный ракетный двигательТурбореактивный двигатель, в который в воздушный поток добавляется дополнительный окислитель, например кислород, для увеличения максимальной высоты.Очень близок к существующим конструкциям, работает на очень большой высоте, широкий диапазон высоты и скорости. Скорость ограничена тем же диапазоном, что и у турбореактивного двигателя, транспортировка окислителя, такого как LOX, может быть опасной. Значительно тяжелее простых ракет. Ракета с воздушным дожиганиемПо сути, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, в котором впускной воздух сжимается и сжигается с выхлопными газами ракетыМаха 0 до Маха 4,5+ (может также работать за пределами атмосферы), хорошая эффективность на Маха 2–4.Подобная эффективность ракет на низких скоростях или за пределами атмосферы, сложности с воздухозаборником, относительно неразвитый и малоизученный тип, сложности с охлаждением, очень шумный, соотношение тяги к весу аналогично прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Предварительно охлаждаемые воздушно-реактивные двигатели / LACEВоздух во впускном устройстве охлаждается до очень низких температур в теплообменнике перед поступлением в прямоточный, турбореактивный и/или ракетный двигатель. Легко испытывается на земле. Возможны очень высокие значения тяги к весу (~14) в сочетании с хорошей топливной эффективностью в широком диапазоне скоростей, Маха 0–5,5+; эта комбинация эффективности может обеспечить вывод на орбиту в один этап или очень быстрые, очень дальние межконтинентальные перелеты. Существует только на стадии лабораторного прототипирования. Примеры включают RB545, Reaction Engines SABRE, ATREX. Требуется жидкий водород, который имеет очень низкую плотность и требует сильно изолированных баков.

Общие физические принципы

Все реактивные двигатели — это реактивные двигатели, создающие тягу путем выброса струи жидкости назад с относительно высокой скоростью. Силы, действующие внутри двигателя для создания этой струи, создают сильную тягу, толкающую аппарат вперед. Реактивные двигатели формируют свою струю из топлива, хранящегося в баках, прикрепленных к двигателю (как в ракете), а также, в случае воздушно-реактивных двигателей (обычно используемых на самолетах), путем захвата внешней жидкости (чаще всего воздуха) и выброса ее с большей скоростью.

Двигательная сопла

Сопло создает высокоскоростную выхлопную струю. Сопла преобразуют внутреннюю энергию и давление в высокоскоростную кинетическую энергию. Полное давление и температура не изменяются при прохождении через сопло, но их статические значения уменьшаются по мере ускорения газа. Скорость воздуха, поступающего в сопло, невелика, около 0,4 Маха, что необходимо для минимизации потерь давления в воздуховоде, ведущем к соплу. Температура газа, входящего в сопло, может быть такой же низкой, как температура окружающего воздуха на уровне моря для вентиляторного сопла на крейсерских высотах в холодном воздухе. Она может достигать 1000 Кельвинов для сверхзвукового двигателя с форсажной камерой или 2200 К при включенном форсаже. Давление газа, входящего в сопло, может варьироваться от 1,5 раза большего, чем давление вне сопла для одноступенчатого вентилятора, до 30 раз большего для самых быстрых пилотируемых самолетов со скоростью 3+ Маха. Конвергентные сопла способны ускорять газ только до локальной скорости звука (Маха 1). Для достижения высоких скоростей полета требуются еще более высокие скорости выхлопных газов, поэтому на высокоскоростных самолетах необходимо использовать конвергентно-дивергентное сопло. Тяга двигателя максимальна, когда статическое давление газа достигает значения окружающего давления при выходе из сопла. Это происходит только в том случае, если площадь выходного сечения сопла соответствует оптимальному значению для отношения давлений в сопле (npr). Поскольку npr изменяется в зависимости от настройки тяги двигателя и скорости полета, это случается редко. Кроме того, на сверхзвуковых скоростях дивергентная часть сопла имеет меньшую площадь, чем необходимо для полного внутреннего расширения до окружающего давления, что является компромиссом с внешним аэродинамическим сопротивлением. Уитфорд приводит в качестве примера F-16. Другими примерами неполного расширения являются XB-70 и SR-71. Размер сопла, вместе с площадью сопел турбин, определяет рабочее давление компрессора.

Потребление топлива или двигателя

Тесно связанным (но отличным) понятием от энергоэффективности является скорость расхода массы топлива. Расход топлива в реактивных двигателях измеряется удельным расходом топлива, удельным импульсом или эффективной скоростью истечения газов. Все эти показатели характеризуют одно и то же. Удельный импульс и эффективная скорость истечения газов строго пропорциональны друг другу, в то время как удельный расход топлива обратно пропорционален им. Для воздушно-реактивных двигателей, таких как турбореактивные, энергоэффективность и эффективность использования топлива практически идентичны, поскольку топливо является и рабочим телом, и источником энергии. В ракетных двигателях топливо одновременно является и выхлопом, что означает, что использование топлива с высокой удельной энергией обеспечивает более высокую эффективность рабочего тела, но в некоторых случаях может привести к снижению энергоэффективности. Из таблицы (ниже) видно, что дозвуковые турбовентиляторные двигатели, такие как турбовентилятор General Electric CF6, потребляют значительно меньше топлива для создания тяги в секунду, чем турбореактивный двигатель Rolls Royce/Snecma Olympus 593, использовавшийся на Concorde. Однако, поскольку энергия равна силе, умноженной на расстояние, а Concorde преодолевал большее расстояние за секунду, фактическая мощность, генерируемая двигателем на единицу топлива, была выше у Concorde на скорости Мах 2, чем у CF6. Таким образом, двигатели Concorde были более эффективными с точки зрения энергии, затраченной на единицу пройденного расстояния.

Соотношение тяги к весу

Соотношение тяги к весу реактивных двигателей с аналогичной конструкцией изменяется в зависимости от масштаба, но главным образом определяется технологией изготовления двигателя. Для конкретного двигателя, чем он легче, тем выше его отношение тяги к весу, и тем меньше топлива расходуется на компенсацию сопротивления, вызванного подъёмной силой, необходимой для поддержания веса двигателя, или на разгон массы двигателя. Как видно из следующей таблицы, ракетные двигатели обычно достигают значительно более высокого соотношения тяги к весу, чем воздушно-реактивные двигатели, такие как турбореактивные и турбовентиляторные. Это в первую очередь связано с тем, что ракеты практически всегда используют плотное жидкое или твердое реактивное топливо, что обеспечивает значительно меньший объем, а следовательно, и систему наддува, подающую топливо в сопло, значительно меньше и легче при тех же характеристиках. Воздушно-реактивным двигателям приходится работать с воздухом, плотность которого на два-три порядка ниже, что создает давление на гораздо больших площадях, и, как следствие, требует большего количества конструкционных материалов для обеспечения прочности корпуса двигателя и работы воздушного компрессора.

Высота и скорость

За исключением прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), реактивные двигатели, лишенные воздухозаборников, могут принимать воздух только на скорости, составляющей примерно половину скорости звука. Задача воздухозаборника для трансонических и сверхзвуковых летательных аппаратов – замедлить воздушный поток и выполнить предварительное сжатие. Предел максимальной высоты для двигателей определяется пределами воспламеняемости – на очень больших высотах воздух становится слишком разреженным для горения, или после сжатия – слишком горячим. Для турбореактивных двигателей достижимая высота составляет около 40 км, для ПВРД – около 55 км. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели с гиперзвуковой скоростью потока (ПВРДГ) теоретически могут достигать 75 км. Ракетные двигатели, разумеется, не имеют верхнего предела высоты. На умеренных высотах увеличение скорости приводит к сжатию воздуха перед двигателем, что значительно повышает его температуру. Обычно считается, что верхний предел скорости составляет около 5–8 Махов, поскольку при скоростях выше 5,5 Маха атмосферный азот начинает вступать в реакцию из-за высоких температур во входном устройстве, что приводит к значительным потерям энергии. Исключение составляют ПВРДГ, которые могут достигать скорости около 15 Махов и выше, поскольку они избегают замедления воздушного потока, а ракетные двигатели не имеют каких-либо ограничений по скорости.

Шум

Шум, излучаемый реактивным двигателем, имеет множество источников. В случае газотурбинных двигателей к ним относятся вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбина и реактивная струя (струи). Реактивная струя создает струйный шум, который возникает из-за интенсивного перемешивания высокоскоростной струи с окружающим воздухом. В дозвуковом случае шум создается вихрями, а в сверхзвуковом – ударными волнами. Звуковая мощность, излучаемая струей, изменяется пропорционально скорости струи в восьмой степени при скоростях до и пропорционально кубу скорости выше этого значения. Таким образом, низкоскоростные выхлопные струи двигателей, таких как турбовентиляторы с высокой степенью двухконтурности, являются самыми тихими, в то время как самые быстрые струи, такие как ракетные двигатели, турбореактивные и прямоточные воздушно-реактивные двигатели, – самыми громкими. Для коммерческих реактивных самолетов струйный шум уменьшился от турбореактивных двигателей через двухконтурные двигатели до турбовентиляторов в результате постепенного снижения скорости реактивных струй. Например, JT8D, двухконтурный двигатель, имеет скорость струи , а JT9D, турбовентилятор, – скорости струи (холодная) и (горячая). Появление турбовентилятора заменило характерный струйный шум другим звуком, известным как шум "зубчатой пилы". Его источником являются ударные волны, возникающие на сверхзвуковой кромке лопаток вентилятора при взлетной тяге.

Охлаждение

Адекватный отвод тепла от рабочих частей газотурбинного двигателя критически важен для сохранения прочности материалов двигателя и обеспечения его долговечности. После 2016 года ведутся исследования по разработке методов транспирационного охлаждения компонентов газотурбинных двигателей.

Операция

В реактивном двигателе каждая основная вращающаяся секция обычно оснащена отдельным прибором для контроля скорости её вращения. В зависимости от марки и модели, реактивный двигатель может иметь указатель N, контролирующий секцию компрессора низкого давления и/или скорость вращения вентилятора в турбовентиляторных двигателях. Секция газогенератора также может контролироваться указателем N, а двигатели с тремя контурами могут иметь несколько таких указателей. Каждая секция двигателя вращается с многотысячной скоростью оборотов в минуту. Поэтому их приборы калиброваны в процентах от номинальной скорости, а не в абсолютных оборотах в минуту, для удобства отображения и интерпретации данных.