Как работает реактивный двигатель пассажирского самолёта

Что показывает модель

Турбовентиляторный двигатель пассажирского самолёта получает большую часть тяги от большого вентилятора, который направляет воздух в обход горячего ядра. В ядре сгорает топливо и работают турбины, вращающие вентилятор через вал. Другие реактивные двигатели иначе распределяют мощность между выхлопной струёй, вентиляторами и воздушными винтами.

Позади взлетающего авиалайнера кажется, будто двигатели выбрасывают огонь. Но большая часть потока состоит из холодного воздуха. В современном пассажирском двигателе через пламя проходит лишь примерно один килограмм воздуха из одиннадцати. Остальной воздух большой передний вентилятор направляет назад вокруг горячего ядра. Двигатель истребителя устроен почти наоборот, вертолётный почти не создаёт струи, а прямоточный вообще не имеет подвижных частей. Здесь семь разновидностей стоят на одном стенде, чтобы можно было сравнить распределение одной и той же работы.

Каждая модель разрезана пополам вдоль оси. Ближняя половина снята, красным показаны поверхности среза. Сначала виден двухвальный турбовентиляторный двигатель с высокой степенью двухконтурности. Число ступеней соответствует опубликованной GE Aerospace схеме GE9X: одна ступень вентилятора, три ступени подпорного компрессора, одиннадцать ступеней компрессора высокого давления, две ступени турбины высокого давления и шесть ступеней турбины низкого давления. Ползунок «Тип двигателя» или список в панели управления переключает его на турбореактивный двигатель, малоконтурный двигатель истребителя с форсажной камерой, редукторный турбовентиляторный, турбовинтовой, турбовальный и прямоточный, который выше Mach 5 становится сверхзвуковым прямоточным.

Размеры, расходы воздуха и температуры выбраны как типичные для каждой разновидности. Это не характеристики конкретного производителя. Если приведено значение реального двигателя, оно взято из карты данных сертификата типа, которую авиационные власти выпускают при одобрении двигателя, либо со страницы изготовителя. Источник указан рядом.

Точки изображают воздух. Холодные точки синие, при сжатии и нагреве становятся фиолетовыми, оранжевыми и красными. Небольшое табло показывает тягу или мощность на валу, расход топлива, расход на единицу тяги и обороты валов. Кнопка «Подробнее» открывает расходы воздуха, скорости струй, параметры наружного воздуха и график давления и температуры по рядам лопаток ядра. Под управлением находится лаборатория с семью двигателями, последовательностью запуска, шестью заданиями, уравнением тяги с текущими числами, двумя графиками, сравнением рядом и списком из 45 двигателей, исторических событий и сертификационных испытаний.

Почему большая часть воздуха обходит ядро

Двигатель толкает самолёт вперёд, отбрасывая воздух назад. Сила зависит от массы воздуха за секунду и от того, насколько быстрее он выходит, чем входит. Одинаковую силу можно получить двумя способами: сильно ускорить немного воздуха или немного ускорить большую его массу.

Второй способ тратит гораздо меньше энергии впустую. Кинетическая энергия, оставшаяся в струе, растёт пропорционально квадрату скорости, а тяга только пропорционально скорости. Широкая медленная струя при той же силе оставляет в воздухе меньше энергии.

Турбовентиляторный двигатель разделяет поток. Внутреннее ядро представляет собой полноценную газовую турбину с компрессором, камерой сгорания и турбинами. Оно сжигает топливо и вырабатывает мощность. Большая её часть не идёт на быструю струю. Другая турбина отбирает энергию горячего газа и вращает вентилятор, который мягко ускоряет гораздо большую массу воздуха. Glenn Research Center NASA определяет степень двухконтурности как расход воздуха вокруг ядра, делённый на расход через ядро. В модели через ядро проходит 120 kg в секунду, а при степени двухконтурности 10 вентилятор отправляет снаружи ещё 1200 kg в секунду.

Давление и температура по рядам лопаток

Ядро работает по циклу Brayton, как любая газовая турбина. Воздух сжимается, нагревается примерно при постоянном давлении, затем расширяется. График под кнопкой «Подробнее» прослеживает его через каждый ряд лопаток.

1. Сжатие. Три подпорные ступени за вентилятором повышают давление в 1,9 раза. Затем одиннадцать ступеней высокого давления увеличивают его в 22 раза, примерно в 1,32 раза на ступень. Общая степень повышения давления равна 41,8, поэтому воздух, вошедший при 1 bar, выходит из компрессора примерно при 42 bar. Сжатие также нагревает его: до добавления топлива температура достигает 927 K, около 650 °C.
2. Горение. Форсунки распыляют керосин в кольцевую камеру. Газ нагревается до 1700 K, а давление падает лишь примерно на 5 процентов. На графике это узкая полоса, где температурная линия резко поднимается, а линия давления остаётся почти горизонтальной.
3. Расширение. Горячий газ расширяется в турбинах. Каждый ряд отбирает часть работы, поэтому давление и температура последовательно снижаются. Оставшееся давление выталкивает газ через сопло.

При перемещении рычага тяги меняется весь график. На полном режиме компрессор достигает 42 bar, а вход в турбину 1700 K. На половинном режиме оба пика ниже; табло показывает примерно половину воздуха, 1,30 kg/s топлива и 155 kN тяги.

Ползунки степени повышения давления и температуры перед турбиной меняют два параметра, определяющих возможности ядра. Идеальный цикл Brayton при степени 41,8 превращал бы 65,6 процента теплоты топлива в энергию струи (η = 1 − 1/r^0.286). С потерями модельных компрессоров и турбин на полном режиме у земли получается 39,6 процента. Более высокая температура перед турбиной позволяет получать больше мощности из каждого килограмма воздуха. Поэтому значительная часть стоимости двигателя приходится на турбинные лопатки.

Два вала с разными оборотами

Вентилятору лучше подходят сравнительно низкие обороты. Концы лопаток далеко от оси, и при чрезмерной скорости ударные волны расходуют энергию и создают шум. Маленьким лопаткам компрессора ядра, напротив, нужны высокие обороты. Один вал не может подходить обоим.

Поэтому турбовентиляторный двигатель имеет два вложенных вала. Внутренний вал низкого давления проходит от шестиступенчатой задней турбины до вентилятора и подпорного компрессора спереди. Внешний полый вал высокого давления соединяет две ступени турбины высокого давления с соответствующим компрессором. Страница NASA описывает ту же схему: вал вентилятора проходит через вал ядра. Это двухвальный двигатель.

В модели вал низкого давления достигает 2500 rpm, высокого давления 11 000 rpm. GE Aerospace приводит для GE9X 2510 rpm и 11 119 rpm. На экране оба вращаются очень медленно, но соотношение скоростей сохраняется.

Даже при 2500 rpm концы вентилятора быстры. При радиусе 1,61 m окружная скорость равна 2π × 1,61 × 2500 / 60 = 422 m/s, примерно в 1,24 раза выше скорости звука у моря. Для вентилятора диаметром 134 дюйма при 2510 rpm тот же расчёт даёт 447 m/s.

Расчёт тяги по уравнению

Для одного воздушного потока тяга равна:

F = ṁ (v_e − v_0)

Здесь ṁ обозначает массу воздуха за секунду, v_e скорость струи на выходе из сопла, v_0 скорость поступающего воздуха, то есть скорость полёта. Страница NASA добавляет член давления для сопла с неполным расширением газа. Сопла модели расширяют газ полностью, поэтому этот член равен нулю.

У турбовентиляторного двигателя два потока, и лаборатория складывает два слагаемых. Внутренний поток несёт также топливо, поэтому умножается на (1 + f), где f означает отношение топлива к воздуху. В неподвижном двигателе на полном режиме при степени двухконтурности 10:

• Ядро: 120 kg/s × (1,025 × 331 m/s − 0) = 40,7 kN
• Наружный контур: 1200 kg/s × (272 m/s − 0) = 326,6 kN
• Всего: 367,3 kN

Внутренняя струя быстрее, но наружный поток несёт в десять раз больше воздуха и даёт 89 процентов тяги. Расход топлива равен 3,01 kg/s, около 10,8 тонны в час на полной мощности. Деление расхода на тягу даёт удельный расход топлива TSFC, которым сравнивают двигатели: 3,01 kg/s ÷ 367,3 kN = 8,2 g топлива на килоньютон в секунду.

Для сравнения, Rolls-Royce Trent 1000-C на Boeing 787 сертифицирован на 331,4 kN взлётной тяги, а GE90-115B на 513,95 kN. Первое задание предлагает рычагом установить значение Trent.

Двухконтурность, тяга и топливо

Ползунок двухконтурности оставляет ядро прежним: тот же расход воздуха, давление и топливо. Меняется только масса воздуха, которую обрабатывает вентилятор. Для каждой настройки выбирается степень повышения давления вентилятора, дающая максимальную тягу. С ростом двухконтурности увеличиваются вентилятор и гондола, потому что большему потоку нужна большая входная площадь.

То же ядро в виде обычного турбореактивного двигателя даёт на том же топливе 122 kN, треть тяги турбовентиляторного. Второй график показывает всю кривую и текущую настройку.

В полёте картина меняется, что показывает ползунок скорости. Двигателю сначала приходится разгонять входящий воздух до собственной скорости, поэтому каждый килограмм воздуха уменьшает чистую тягу на величину, связанную с v_0. При Mach 0,8 у моря, 272 m/s, турбовентиляторный двигатель даёт 200,9 kN, а то же ядро в турбореактивном варианте 126,3 kN. Но первому всё равно нужно гораздо меньше топлива на ньютон: 19,0 против 30,5 g/kN·s. Причина в тяговом КПД, приблизительно 2 / (1 + v_e / v_0). Струя лишь немного быстрее самолёта теряет мало энергии. Модель даёт 83,5 процента для турбовентиляторного и 43,6 процента для турбореактивного двигателя.

Почему не сделать степень двухконтурности 30? Каждый следующий шаг даёт меньший выигрыш, кривая выравнивается. Вентилятор тяжелеет, гондола растёт и создаёт больше сопротивления, а двигатель должен помещаться под крылом. Модель не учитывает вес и сопротивление, поэтому её кривая продолжает расти. Опубликованные значения современных крупных двигателей составляют примерно от 10 до 12: GE указывает около 10:1 для GE9X, Pratt & Whitney до 12:1 для редукторного вентилятора.

Почему тяга падает с высотой

Авиалайнеры летают на высоте от 10 до 12 km в разреженном воздухе. В модели используется Международная стандартная атмосфера: до 11 km температура падает на 6,5 K за километр, затем до 20 km остаётся 216,65 K, или −56,5 °C. На 11 km давление равно 22,6 kPa, плотность 0,364 kg/m³, то есть 29,7 процента плотности у моря.

Объём воздуха за секунду зависит от размера двигателя и оборотов, поэтому масса примерно следует за плотностью. Модель использует правило проектировщиков: при одинаковых оборотах расход пропорционален входному давлению, делённому на квадратный корень входной температуры. При подъёме от моря до 11 km на Mach 0,8 расход падает с 1895 kg/s до 488 kg/s. Тяга уменьшается с 200,9 kN до 79,5 kN, до 39,6 процента значения у моря.

Результат немного лучше отношения плотностей, потому что холодный воздух легче сжимать. С тем же компрессором температурное отношение в турбине выше, а тепловой КПД растёт с 40 до 46,5 процента. Расход на тягу тоже улучшается, с 19,0 до 15,9 g/kN·s. Поэтому авиалайнеры поднимаются настолько высоко, насколько позволяет масса. График показывает рядом тягу и плотность; четвёртое задание просит объяснить падение.

Семь разновидностей реактивного двигателя

Все, кроме последней, являются газовыми турбинами, но все семь сжимают воздух, нагревают его и выпускают быстрее, чем он вошёл. Различается использование энергии, оставшейся после привода собственного компрессора ядра.

Турбореактивный двигатель

В первых двигателях весь воздух проходил через пламя. Испытательный двигатель Frank Whittle впервые заработал 12 апреля 1937 года. W.1X из коллекции Smithsonian, использованный для рулёжных испытаний Gloster E.28/39, имел одноступенчатый центробежный компрессор с двусторонним входом, десять противоточных камер сгорания и одноступенчатую осевую турбину. При массе 254 kg он давал 5516 N на 17 750 rpm. Первым полетел двигатель Hans von Ohain, в Heinkel He 178 27 августа 1939 года. Оба конструктора применяли центробежные компрессоры, отбрасывающие воздух наружу крыльчаткой, похожей на крыльчатку пылесоса.

Модель показывает крыльчатку, десять прямых трубчатых камер по кольцу, одноступенчатую турбину и выхлопную трубу. Исходная степень повышения давления равна 4, температура перед турбиной 1050 K, близко к пределам тогдашних материалов. На месте двигатель даёт 12,7 kN из 22 kg воздуха в секунду, сжигая 31,5 g топлива на kN в секунду, почти вчетверо больше высококонтурного турбовентиляторного. Повышение давления и температуры превращает ту же схему в сверхзвуковой двигатель. Pratt & Whitney J58 для SR-71 был форсажным турбореактивным двигателем с восьмиступенчатым осевым компрессором и двухступенчатой турбиной. Smithsonian указывает 133,44 kN.

Малоконтурный турбовентиляторный двигатель с форсажем

Истребителю нужен узкий двигатель с быстрой струёй, поскольку самолёт летит быстро. Модель имеет трёхступенчатый вентилятор, небольшой наружный контур, 0,4 kg на каждый килограмм, проходящий через ядро, девятиступенчатый компрессор, одну ступень турбины высокого и две низкого давления и длинную выхлопную трубу. Наружный воздух соединяется с внутренним в смесителе за турбиной.

В трубе находится форсажная камера с кольцами распыла топлива и V-образными стабилизаторами, удерживающими пламя в быстром газе. При включении форсажа модель повторно сжигает топливо за турбиной примерно при 2050 K. У моря тяга растёт с 90,5 до 112,9 kN, расход с 2,27 до 5,21 kg/s. Это в 2,3 раза больше топлива примерно ради четверти дополнительной тяги. На 11 km и Mach 1,6 выигрыш больше: тяга в 1,7 раза выше при расходе в 2,5 раза больше. Низкое давление за турбиной позволяет получить меньше работы из килограмма топлива. Поэтому форсаж используют на взлёте, при наборе высоты и в бою. Сопло должно расшириться для более горячего газа большего объёма. Olympus 593 самолёта Concorde был единственным форсажным турбореактивным двигателем в пассажирской эксплуатации. Museum of Flight отмечает включение форсажа на взлёте.

Турбовентиляторный двигатель высокой двухконтурности

Это описанный выше двигатель большинства авиалайнеров. Его ползунок двухконтурности меняется от 4 до 12, скорость до Mach 0,9, высота до 15 km.

Редукторный турбовентиляторный двигатель

Вентилятору нужны низкие обороты, турбине низкого давления высокие. При прямом приводе они сидят на одном валу, поэтому турбине требуется много ступеней для работы на низких оборотах. Pratt & Whitney GTF размещает между ними редуктор. Изготовитель указывает передаточное отношение 3:1, вентиляторы до 81 дюйма, двухконтурность до 12:1 и снижение оборотов вентилятора на 40 процентов. Компрессор низкого давления имеет три ступени, высокого восемь, турбина высокого давления две, низкого три.

Модель показывает солнечную шестерню на быстром валу, пять сателлитов в водиле и коронную шестерню, вращающую вентилятор. Подпорный компрессор и турбина низкого давления вращаются примерно втрое быстрее вентилятора. Ядро меньше, 25 kg/s, а вентилятор относительно больше. У моря на месте получается 86,2 kN при 0,67 kg/s топлива, или 7,8 g/kN·s. Серийный PW1133G-JM сертифицирован на 147,28 kN.

Турбовинтовой двигатель

Если вынести вентилятор из канала, сделать гораздо больше и замедлить, получится воздушный винт. Ядро турбовинтового двигателя вращает свободную силовую турбину на собственном валу. Вал проходит вперёд через середину двигателя к редуктору, поскольку винту нужны намного меньшие обороты, чем маленькой турбине. Карта данных PT6A-100 перечисляет именно такую цепочку: двухступенчатый редуктор, одноступенчатую силовую турбину, одноступенчатую турбину компрессора и четырёхступенчатый компрессор с тремя осевыми и одной центробежной ступенью.

Модель имеет два центробежных компрессора, камеру сгорания, две турбины газогенератора, двухступенчатую силовую турбину и шестилопастный винт диаметром 3,93 m. На месте винт получает 2709 kW. Для винта указывают мощность, а не тягу, но табло показывает обе: 42,8 kN от винта по теории импульса с коэффициентом качества 0,6 и 1,9 kN от выхлопа. Расход на мощность равен 255 g/kWh. PW127M на ATR 72 сертифицирован на 2051 kW максимальной взлётной мощности. Турбовинтовая схема наиболее выгодна ниже примерно 600 km/h; быстрее концы лопастей приближаются к скорости звука.

Турбовальный двигатель

Это турбовинтовой двигатель без винта. Силовая турбина отдаёт почти всё через выходной вал, а остаточная струя едва заметна. Схема модели следует сертификату GE CT7: пятиступенчатый осевой и одноступенчатый центробежный компрессор, кольцевая камера, двухступенчатая турбина газогенератора и свободная двухступенчатая силовая турбина с валом, проходящим вперёд через двигатель. Закручивающие лопатки на входе отбрасывают песок наружу до компрессора. У моря мощность равна 1740 kW, а струя даёт лишь 0,6 kN.

Реальные значения из сертификатов: Safran Arriel 2D на вертолёте H125 даёт 598 kW на взлёте, GE CT7-8A на S-92 даёт 1879 kW, или 2520 shp, при 21 945 rpm выходного вала. Главный редуктор вертолёта снижает обороты несущего винта до нескольких сотен в минуту.

Прямоточный и сверхзвуковой прямоточный двигатели

Выше примерно Mach 3 поступающий воздух достаточно сжимается собственной скоростью. Прямоточный двигатель обходится без компрессора и турбины. Конус входа создаёт ударные волны, замедляющие воздух ниже скорости звука и повышающие давление. Впрыскивается топливо, стабилизаторы удерживают пламя, сопло ускоряет горячий газ наружу. NASA указывает рабочий диапазон примерно от Mach 3 до Mach 6.

На месте такой двигатель не создаёт тяги. В модели он не работает ниже Mach 0,3, а кнопка запуска объясняет необходимость предварительного разгона ракетой или другим двигателем. На Mach 3 и 18 km вход сохраняет 81 процент полного давления, струя выходит со скоростью 1636 m/s, удельный импульс равен 1695 s. Это гораздо лучше нескольких сотен секунд у ракеты, потому что кислород берётся из воздуха.

Выше Mach 5 торможение до дозвуковой скорости нагрело бы воздух настолько, что топливо почти не смогло бы добавить энергию. Scramjet, прямоточный двигатель со сверхзвуковым горением, сохраняет сверхзвуковой поток на всём пути и сжигает водород за несколько тысячных секунды. При Mach 7 входящий воздух модели имеет температуру торможения 2426 K ещё до горения. NASA X-43A летал на водороде при Mach 6,8 27 марта 2004 года и Mach 9,6 16 ноября 2004 года. Он запускался с B-52 и разгонялся ракетой Pegasus. NASA отмечает, что более быстрых лётных испытаний воздушно-реактивных двигателей не было.

Внутри самой горячей лопатки

Кнопка «Лопатка крупно» показывает отдельную лопатку турбины высокого давления. Газ вокруг горячее температуры плавления её металла. Выдержать это помогают три приёма.

1. Один кристалл. Обычная отливка состоит из множества зёрен. Их границы служат слабыми местами, где начинаются трещины и окисление. В отчёте NASA объясняется, что монокристаллические никелевые суперсплавы создали для устранения этих границ. Можно также отказаться от упрочняющих границы добавок, снижающих температуру плавления. Более ранний обзор Lewis Research Center оценивал выигрыш рабочей температуры относительно обычной литой лопатки примерно в 75 °C.
2. Охлаждение изнутри. Лопатка полая. Воздух из компрессора, на несколько сотен градусов холоднее наружного газа, идёт по извилистым каналам и выходит через ряды мелких отверстий. На поверхности он растекается тонкой плёнкой, отделяя горячий газ от металла. Модель показывает четыре ряда отверстий и три внутренних канала.
3. Керамическое покрытие. Тонкий слой диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия, лежит на металлическом связующем покрытии. История теплозащитных покрытий NASA связывает эту систему материалов с собственными работами. К 1989 году такие покрытия уже применялись на турбинных лопатках пассажирских самолётов. Рядом показаны три слоя с преувеличенной толщиной.

Хвостовик имеет ёлочную форму, чтобы при полной скорости многотонная растягивающая нагрузка распределялась по нескольким зубьям диска. Карта данных PW1100G-JM даёт представление о пределах: измеряемая температура турбины 1083 °C в течение пяти минут взлёта, 1043 °C постоянно. Датчик стоит после первых ступеней, а газ у первых лопаток намного горячее.

Реверс тяги

После касания авиалайнер использует колёсные тормоза, спойлеры, а на высокой скорости и реверс. У высококонтурного двигателя реверс воздействует на поток вентилятора. Задняя часть гондолы сдвигается назад и открывает кольцо решёток. Блокирующие створки перекрывают наружный канал, направляя воздух через решётки вперёд. При включении «Реверс тяги» видны движение обечайки и разворот точек. Внутренняя струя по-прежнему направлена назад, поэтому чистая тормозящая сила составляет лишь часть прямой тяги. На режиме 70 процентов модель даёт 76,9 kN обратной силы.

Карта данных Trent XWB рекомендует ниже 60 узлов переходить с максимального реверса на реверс малого газа, а ниже 40 узлов полностью отключать его. На малой скорости вход может снова засосать развёрнутый воздух вместе с мусором с полосы. Задание на посадку следует этому правилу. Самолёт массой 200 тонн касается мокрой полосы на 140 узлах, тормозя с 0,15 g. Только тормозами требуется 1765 m. При реверсе двух двигателей на режиме 70 процентов до 60 узлов модель останавливается за 1091 m.

Турбореактивная модель использует старый ковшовый реверс: два ковша закрываются за соплом и поворачивают всю струю. У турбовинтового двигателя лопасти переходят через плоский шаг и толкают воздух вперёд.

Запуск двигателя

Реактивный двигатель не может запуститься сам: компрессор должен вращаться, прежде чем подаст воздух для огня, который его приводит. Справочник FAA описывает обычную схему авиалайнера с воздушным турбостартером на коробке приводов. Его питает сжатый воздух от вспомогательной силовой установки APU в хвосте, наземного агрегата или уже работающего двигателя.

Кнопка «Запуск» проводит модель через пять шагов. Поступает отборный воздух, стартер вращает вал высокого давления, примерно на 20 процентах N2 открывается топливо и искрят воспламенители. Пламя загорается, температура выхлопа резко растёт. Стартер отключается, и двигатель сам разгоняется до малого газа, примерно 60 процентов N2. Проценты модельные, близкие к показаниям многих двигателей. Экипаж следит за температурой выхлопа, потому что запуск с недостаточным воздухом может перегреть турбину.

Птицы, лёд, град и отрыв лопатки

До перевозки пассажиров тип двигателя должен пройти испытания по Part 33 федеральных авиационных правил США. EASA CS-E устанавливает аналогичные требования.

• Птицы (14 CFR 33.76). На полной взлётной мощности двигатель получает одну крупную птицу на 200 узлах в наиболее критическую точку первого ряда лопаток. Масса зависит от площади горла входа: 1,85 kg при площади менее 1,35 m², 2,75 kg до 3,90 m², 3,65 kg выше. Затем рычаг мощности нельзя двигать 15 секунд. Другие испытания используют стаи мелких и средних птиц. Вентилятор модели диаметром 3,2 m имеет площадь 8,2 m² и попадает в строку 3,65 kg. Это требуется вычислить в задании.
• Лёд (14 CFR 33.77). Забрасываемый лёд не должен вызывать длительного падения тяги или остановки.
• Дождь и град (14 CFR 33.78). Градины 25 mm и 50 mm подают на максимальной скорости полёта до 4500 m, по одной каждого размера на 150 квадратных дюймов входа. Половину направляют в наиболее критическую часть входа.
• Отрыв лопатки (14 CFR 33.94). На максимальных допустимых оборотах лопатку вентилятора отделяют у корня, а в другом испытании отделяют турбинную лопатку. Корпус должен удерживать обломки не менее 15 секунд без пожара и разрушения креплений двигателя.

GE Aerospace сообщает более чем о 31 000 испытательных циклах GE9X, включая свыше 9000 циклов на выносливость и 2300 циклов засасывания пыли. Компания также показывает испытания обледенения в Peebles, Ohio.

Двигатели в списке сравнения

В лабораторном списке 45 записей. Сертифицированные значения взяты из карт данных EASA:

Кнопка «Показать» выбирает тип двигателя и масштабирует расход воздуха так, чтобы тяга или мощность на валу у моря совпала с сертифицированным взлётным значением. Затем ползунки режима, высоты и скорости показывают прогноз для остальных условий полёта. Масса приведена по каждому документу, поэтому состав включённого оборудования различается.

Отличия модели от реального двигателя

• Цикл представляет собой одномерный учебный расчёт с фиксированными КПД узлов и постоянными свойствами газа. Реальные двигатели проектируют с подробными программами расчёта характеристик.
• Зависимость давления, воздуха и температуры от положения рычага упрощена. Даже минимальная настройка намного выше реального земного малого газа.
• Реальные лопатки охлаждаются воздухом компрессора, часть воздуха отбирается в салон. Цикл не учитывает ни то ни другое.
• Не учитываются масса вентилятора, сопротивление гондолы и потери установки под крылом. Поэтому кривая двухконтурности продолжает расти.
• Винт и ротор используют теорию импульса, достаточно хорошо оценивающую статическую тягу и подъёмную силу, но не реальные проектные характеристики.
• Потери входа прямоточного двигателя следуют стандартной кривой, а камера сверхзвукового горения описана одним числом. Настоящие гиперзвуковые входы проектируют для определённой скорости.
• На стенде двигатели примерно одного размера. Реальный турбовальный двигатель гораздо меньше вентилятора авиалайнера.
• Точки воздуха в ядре расположены плотнее, чем снаружи, чтобы внутренний поток оставался виден.

От первых турбореактивных двигателей к вентиляторам шире фюзеляжа

Whittle запатентовал реактивный двигатель в 1932 году. Его британский патент GB 471,368, впервые поданный 4 марта 1936 года, уже описывал принцип двухконтурности. Whittle Unit впервые заработал 12 апреля 1937 года. В Германии двигатель von Ohain поднял Heinkel He 178 27 августа 1939 года. Gloster E.28/39 с Whittle W.1 совершил первый официальный полёт 15 мая 1941 года. В октябре того же года W.1X и чертежи W.2B передали General Electric. Версия GE I-A подняла первый американский реактивный самолёт Bell XP-59A 2 октября 1942 года.

Первый серийный турбовентиляторный двигатель Rolls-Royce Conway имел двухконтурность всего 0,3. Скачок произошёл в конце 1960-х годов, когда General Electric создала TF39 для Lockheed C-5 Galaxy, первый двигатель высокой двухконтурности со значением 8. Pratt & Whitney JT9D впервые заработал в 1966 году, поднял Boeing 747 в первый полёт 9 февраля 1969 года и стал первым очень крупным высококонтурным двигателем пассажирской эксплуатации. Гражданский конкурент GE CF6 последовал на DC-10 в 1971 году.

В скоростной авиации каждый SR-71 приводили два форсажных J58. Четыре Olympus 593 самолёта Concorde, по 38 050 lb каждый, перевозили пассажиров на крейсерской скорости 1354 mph вплоть до последнего рейса British Airways 24 октября 2003 года.

С тех пор вентиляторы продолжали расти. По данным GE, GE90 первым получил композитные лопатки вентилятора. GE9X, сертифицированный FAA в сентябре 2020 года, имеет 16 композитных лопаток, двухконтурность около 10 и общую степень повышения давления 60. Расход на тягу на 10 процентов ниже GE90-115B. Редукторный двигатель Pratt & Whitney вышел в эксплуатацию в 2016 году. MTU, выпускающая часть его узлов, указывает PW1100G-JM для семейства Airbus A320neo. А в 2004 году NASA X-43A показал полёт сверхзвукового прямоточного двигателя на Mach 9,6.