محرك نفاث

📅 آخر تحديث: ٣ أغسطس ٢٠٢٦
✍️ نُشر في: ٣ أغسطس ٢٠٢٦
📷 يحتوي على 41 صور
الموسوعة الحرة

محرك نفاث أثناء الإقلاع ، يظهر ضباب حراري مرئي من خلال غاز العادم الساخن ( طائرة جيرمان وينغز إيرباص A319-100 )

المحرك النفاث هو نوع من محركات الدفع التفاعلي ، يُطلق تيارًا سريع الحركة من الغاز الساخن (عادةً الهواء) لتوليد قوة الدفع . وبينما قد يشمل هذا التعريف الواسع محركات الصواريخ ، والدفع النفاث المائي ، والدفع الهجين، فإن مصطلح " المحرك النفاث" يشير عادةً إلى محرك نفاث يعمل بالاحتراق الداخلي ويتنفس الهواء، مثل المحرك التوربيني النفاث ، والمحرك التوربيني المروحي ، والمحرك النفاث التضاغطي ، والمحرك النفاث النبضي ، والمحرك النفاث الأسرع من الصوت . وبشكل عام، تُعد المحركات النفاثة محركات احتراق داخلي .

تتميز محركات الطائرات النفاثة التي تعمل بالهواء المضغوط عادةً بضاغط هواء دوار يعمل بواسطة توربين ، حيث تُستخدم الطاقة المتبقية لتوفير قوة الدفع عبر فوهة الدفع - تُعرف هذه العملية بدورة برايتون الديناميكية الحرارية . تستخدم الطائرات النفاثة هذه المحركات للسفر لمسافات طويلة. استخدمت الطائرات النفاثة الأولى محركات توربينية نفاثة كانت غير فعالة نسبيًا للطيران دون سرعة الصوت. تستخدم معظم الطائرات النفاثة الحديثة التي تعمل دون سرعة الصوت محركات توربينية مروحية ذات نسبة تجاوز عالية أكثر تعقيدًا . توفر هذه المحركات سرعة أعلى وكفاءة أكبر في استهلاك الوقود مقارنةً بمحركات الطائرات المكبسية والمروحية على مسافات طويلة. تستخدم بعض محركات الهواء المضغوط المصممة لتطبيقات السرعات العالية (المحركات النفاثة الضاغطة والمحركات النفاثة فائقة السرعة ) تأثير الضغط الناتج عن سرعة المركبة بدلاً من الضاغط الميكانيكي.

ارتفعت قوة دفع محرك الطائرة النفاثة النموذجية من 5000 رطل (22 كيلو نيوتن) ( محرك دي هافيلاند جوست التوربيني النفاث ) في خمسينيات القرن الماضي إلى 115000 رطل (510 كيلو نيوتن) ( محرك جنرال إلكتريك GE90 التوربيني المروحي) في تسعينيات القرن الماضي، وانخفضت موثوقيتها من 40 حالة توقف أثناء الطيران لكل 100000 ساعة طيران إلى أقل من حالة واحدة لكل 100000 ساعة طيران في أواخر تسعينيات القرن الماضي. هذا، بالإضافة إلى الانخفاض الكبير في استهلاك الوقود، سمح برحلات جوية منتظمة عبر المحيط الأطلسي بواسطة طائرات ركاب ذات محركين مع مطلع القرن، حيث كانت رحلة مماثلة تتطلب سابقًا توقفات متعددة للتزود بالوقود. [ 1 ]    

تاريخ

قبل اندلاع الحرب العالمية الثانية، بدأ المهندسون يدركون أن محركات الدفع التي تُشغّل المراوح تقترب من حدود أدائها بسبب مشاكل تتعلق بكفاءة المروحة، [ 2 ] التي تتراجع مع اقتراب أطراف الشفرات من سرعة الصوت . ولتحسين أداء الطائرات بعد هذه النقطة، كان لا بد من آلية دفع مختلفة. وكان هذا هو الدافع وراء تطوير محرك التوربينات الغازية، وهو الشكل الأكثر شيوعًا لمحركات الطائرات النفاثة.

كان مفتاح المحرك النفاث العملي هو التوربين الغازي ، الذي يستمد الطاقة من المحرك نفسه لتشغيل الضاغط . لم يكن التوربين الغازي فكرة جديدة، فقد مُنح جون باربر براءة اختراع لتوربين ثابت في إنجلترا عام 1791. بُني أول توربين غازي يعمل بنجاح بشكل مستقل ذاتيًا عام 1903 على يد المهندس النرويجي إيجيديوس إيلينغ . [ 3 ] لم تصل هذه المحركات إلى مرحلة التصنيع بسبب مشاكل تتعلق بالسلامة والموثوقية والوزن، وخاصة التشغيل المستدام.

سُجِّل أول براءة اختراع لاستخدام التوربينات الغازية لتشغيل الطائرات عام 1921 باسم ماكسيم غيوم . [ 4 ] [ 5 ] كان محركه عبارة عن محرك نفاث توربيني ذي تدفق محوري، لكنه لم يُبنَ قط لأنه كان سيتطلب تطورات كبيرة مقارنةً بأحدث التقنيات في مجال الضواغط. نشر آلان أرنولد غريفيث كتاب "نظرية ديناميكية هوائية لتصميم التوربينات" عام 1926، مما أدى إلى إجراء تجارب في الأكاديمية الملكية للطيران .

محرك CS-1 التوربيني لجيورجي جيندراسيك في عام 1940
تم استخدام محرك Whittle W.2 /700 في طائرة Gloster E.28/39 ، وهي أول طائرة بريطانية تحلق بمحرك نفاث توربيني، وطائرة Gloster Meteor.

في عام ١٩٢٨، قدّم فرانك ويتل، طالب كلية سلاح الجو الملكي البريطاني في كرانول، أفكاره المتعلقة بالمحرك النفاث التوربيني رسميًا إلى رؤسائه. [ ٦ ] وفي أكتوبر ١٩٢٩، طوّر أفكاره بشكل أكبر. [ ٧ ] وفي ١٦ يناير ١٩٣٠، قدّم ويتل في إنجلترا أول براءة اختراع له (مُنحت له عام ١٩٣٢). [ ٨ ] أظهرت براءة الاختراع ضاغطًا محوريًا ثنائي المراحل يُغذي ضاغطًا طرديًا أحادي الجانب . وقد أصبحت الضواغط المحورية العملية ممكنة بفضل أفكار أ. أ. غريفيث في ورقة بحثية رائدة عام ١٩٢٦ ("نظرية ديناميكية هوائية لتصميم التوربينات"). لاحقًا، ركّز ويتل على الضاغط الطردي الأبسط فقط. لم يتمكن ويتل من إقناع الحكومة باختراعه، واستمر التطوير بوتيرة بطيئة.

هاينكل هي 178 ، أول طائرة في العالم تحلق بالكامل باستخدام قوة المحركات النفاثة التوربينية

في إسبانيا، مُنح الطيار والمهندس فيرجيليو ليريت رويز براءة اختراع لتصميم محرك نفاث في مارس 1935. رتب الرئيس الجمهوري مانويل أثانيا لبدء أعمال البناء الأولية في مصنع هيسبانو-سويزا للطائرات في مدريد عام 1936، لكن ليريت أُعدم بعد أشهر على يد القوات المغربية الموالية لفرانكو بعد فشله في الدفاع عن قاعدته للطائرات المائية في الأيام الأولى من الحرب الأهلية الإسبانية . بعد بضع سنوات، سلمت زوجته كارلوتا أونيل ، عند إطلاق سراحها من السجن، مخططاته سرًا إلى السفارة البريطانية في مدريد، بعد أن أخفتها عن الفرانكويين . [ 9 ] [ 10 ]

في عام ١٩٣٥، بدأ هانز فون أوهين العمل على تصميم مشابه لتصميم ويتل في ألمانيا، حيث كان كل من الضاغط والتوربين شعاعيين على جانبين متقابلين من القرص نفسه، وكان في البداية غير مُطّلع على عمل ويتل. [ ١١ ] كان جهاز فون أوهين الأول تجريبيًا بحتًا، ولم يكن يعمل إلا بمصدر طاقة خارجي، لكنه تمكن من إثبات المفهوم الأساسي. ثم تعرّف أوهين على إرنست هاينكل ، أحد كبار صناعيي الطائرات في ذلك الوقت، والذي أدرك على الفور إمكانات التصميم. كان هاينكل قد اشترى مؤخرًا شركة هيرث للمحركات، وتمّ تأسيس قسم جديد لأوهين وفني الميكانيكا الرئيسي لديه، ماكس هان، في شركة هيرث. وبحلول سبتمبر ١٩٣٧، كان أول محرك طرد مركزي من طراز HeS 1 يعمل. وعلى عكس تصميم ويتل، استخدم أوهين الهيدروجين كوقود، يتم تزويده تحت ضغط خارجي. تُوِّجت تصاميمهم اللاحقة بطائرة HeS 3 التي تعمل بالبنزين بقوة 5 كيلو نيوتن (1100 رطل) ، والتي رُكِّبت على هيكل طائرة He 178 البسيطة والمدمجة من تصميم هاينكل ، وقادها إريك وارسيتز في الساعات الأولى من صباح يوم 27 أغسطس 1939، من مطار روستوك -مارينيه ، وهي فترة تطوير قصيرة للغاية. كانت طائرة He 178 أول طائرة نفاثة في العالم. [ 12 ] تقدمت شركة هاينكل بطلب للحصول على براءة اختراع أمريكية تغطي محطة توليد الطاقة للطائرات من تصميم هانز يواكيم بابست فون أوهين في 31 مايو 1939؛ رقم براءة الاختراع US2256198، مع الإشارة إلى إم هان كمخترع. تم اعتماد تصميم فون أوهين، وهو محرك ذو تدفق محوري، على عكس محرك ويتل ذي التدفق المركزي، من قبل معظم الشركات المصنعة بحلول خمسينيات القرن العشرين. [ 13 ] [ 14 ]  

رسم توضيحي لمحرك يونكرز جومو 004

أدخل النمساوي أنسيلم فرانز، من قسم المحركات في شركة يونكرز ( يونكرز موتورن أو "جومو")، ضاغط التدفق المحوري في محركها النفاث. وحصل محرك جومو على الرقم التالي في تسلسل ترقيم RLM 109-0xx لمحركات التوربينات الغازية للطائرات، وهو "004"، فكانت النتيجة محرك جومو 004. [ 15 ] بعد حل العديد من الصعوبات التقنية البسيطة، بدأ الإنتاج الضخم لهذا المحرك عام 1944 [ 16 ] كمحرك لأول طائرة مقاتلة نفاثة في العالم ، وهي ميسرشميت مي 262 (ولاحقًا لأول طائرة قاذفة نفاثة في العالم ، وهي أرادو أر 234 ). تضافرت عدة أسباب لتأخير توفر المحرك، مما أدى إلى وصول الطائرة المقاتلة متأخرة جدًا لتحسين موقف ألمانيا في الحرب العالمية الثانية ، ومع ذلك، كان هذا أول محرك نفاث يُستخدم في الخدمة. [ 17 ]

غلوستر ميتيور إف.3 إس. كانت طائرة غلوستر ميتيور أول طائرة مقاتلة نفاثة بريطانية والطائرة النفاثة الوحيدة للحلفاء التي حققت عمليات قتالية خلال الحرب العالمية الثانية.

في غضون ذلك، أجرت طائرة غلوستر E28/39 رحلتها الأولى في بريطانيا في 15 مايو 1941، ودخلت طائرة غلوستر ميتيور الخدمة رسميًا في سلاح الجو الملكي البريطاني في يوليو 1944. وكانت هذه الطائرات تعمل بمحركات نفاثة من شركة باور جيتس المحدودة، التي أسسها فرانك ويتل. ودخلت أول طائرتين نفاثتين عاملتين، وهما ميسرشميت Me 262 ثم غلوستر ميتيور، الخدمة في غضون ثلاثة أشهر من بعضهما البعض في عام 1944؛ حيث دخلت Me 262 الخدمة في أبريل، وغلوستر ميتيور في يوليو. ولم تشارك سوى حوالي 15 طائرة من طراز ميتيور في الحرب العالمية الثانية، بينما تم إنتاج ما يصل إلى 1400 طائرة من طراز Me 262، دخلت 300 منها القتال، محققةً أولى الهجمات الأرضية والانتصارات الجوية للطائرات النفاثة. [ 18 ] [ 19 ] [ 20 ]

بعد انتهاء الحرب، خضعت الطائرات النفاثة الألمانية ومحركاتها النفاثة لدراسات مكثفة من قبل الحلفاء المنتصرين، وساهمت هذه الدراسات في تطوير الطائرات المقاتلة النفاثة السوفيتية والأمريكية في بداياتها. ويتجلى إرث محرك التدفق المحوري في حقيقة أن جميع المحركات النفاثة تقريبًا في الطائرات ذات الأجنحة الثابتة استلهمت تصميمها بشكل أو بآخر من هذا المحرك.

بحلول خمسينيات القرن العشرين، أصبح المحرك النفاث شائع الاستخدام في معظم الطائرات المقاتلة، باستثناء طائرات الشحن والاتصال وغيرها من الطائرات المتخصصة. في ذلك الوقت، كانت بعض التصاميم البريطانية قد حصلت على موافقة للاستخدام المدني، وظهرت في نماذج مبكرة مثل طائرة دي هافيلاند كوميت وطائرة أفرو كندا جيتلاينر . وبحلول ستينيات القرن العشرين، أصبحت جميع الطائرات المدنية الكبيرة تعمل بمحركات نفاثة، مما جعل المحرك المكبسي مقتصراً على أدوار محدودة منخفضة التكلفة مثل رحلات الشحن .

كانت كفاءة المحركات النفاثة التوربينية لا تزال أقل من كفاءة المحركات المكبسية، ولكن بحلول سبعينيات القرن العشرين، ومع ظهور المحركات النفاثة التوربينية ذات نسبة الالتفافية العالية (وهو ابتكار لم يتوقعه المعلقون الأوائل مثل إدغار باكنغهام ، بسرعات عالية وارتفاعات شاهقة بدت لهم سخيفة)، أصبحت كفاءة استهلاك الوقود مماثلة تقريبًا لأفضل المحركات المكبسية والمروحية. [ 21 ]

الاستخدامات

محرك نفاث توربيني من طراز JT9D مثبت على طائرة بوينغ 747 النموذجية " مدينة إيفريت ".

تُستخدم محركات الطائرات النفاثة لتشغيل الطائرات النفاثة ، وصواريخ كروز ، والطائرات المسيّرة . كما تُستخدم في شكل محركات صاروخية لتشغيل نماذج الصواريخ ، ورحلات الفضاء ، والصواريخ العسكرية .

لقد ساهمت المحركات النفاثة في دفع السيارات عالية السرعة، وخاصة سيارات سباق السرعة ، حيث يحمل الرقم القياسي المطلق سيارة صاروخية . أما سيارة ThrustSSC التي تعمل بمحرك توربيني مروحي ، فتحمل حاليًا الرقم القياسي العالمي للسرعة البرية . [ 22 ]

تُعدّل تصاميم المحركات النفاثة بشكل متكرر لتطبيقات غير الطائرات، مثل التوربينات الغازية الصناعية أو محطات توليد الطاقة البحرية . تُستخدم هذه المحركات في توليد الطاقة الكهربائية، لتشغيل مضخات المياه والغاز الطبيعي والنفط، وتوفير قوة الدفع للسفن والقاطرات. يمكن للتوربينات الغازية الصناعية توليد ما يصل إلى 50,000 حصان. العديد من هذه المحركات مشتق من محركات توربينية نفاثة عسكرية قديمة، مثل طرازي برات آند ويتني J57 وJ75. كما يوجد أيضًا طراز مشتق من محرك برات آند ويتني JT8D التوربيني المروحي ذي نسبة الالتفافية المنخفضة، والذي يولد ما يصل إلى 35,000 حصان.

تُطوَّر محركات الطائرات النفاثة أحيانًا لتتماشى مع أنواع أخرى من محركات التوربينات الغازية، أو تشترك معها في بعض المكونات مثل قلب المحرك. [ 23 ] أما محركات التوربينات العمودية ومحركات التوربينات المروحية ، فهي أنواع من محركات التوربينات الغازية تُستخدم عادةً لتشغيل المروحيات وبعض الطائرات ذات المحركات المروحية. [ 24 ]

أنواع المحركات النفاثة

يوجد عدد كبير من أنواع المحركات النفاثة المختلفة، وكلها تحقق الدفع الأمامي من خلال مبدأ الدفع النفاث .

التنفس بالهواء

تُدفع الطائرات عادةً بمحركات نفاثة تعمل بالهواء المضغوط. ومعظم هذه المحركات المستخدمة هي محركات نفاثة توربينية مروحية ، والتي تتميز بكفاءة عالية عند سرعات أقل بقليل من سرعة الصوت.

توربين نفاث

محرك توربيني نفاث

المحرك النفاث التوربيني هو محرك توربيني غازي يعمل عن طريق ضغط الهواء باستخدام مدخل وضاغط ( محوري ، أو طارد مركزي ، أو كليهما)، وخلط الوقود مع الهواء المضغوط، وحرق الخليط في غرفة الاحتراق ، ثم تمرير الهواء الساخن عالي الضغط عبر التوربين وفوهة . يُشغَّل الضاغط بواسطة التوربين، الذي يستخلص الطاقة من الغاز المتمدد المار عبره. يحوّل المحرك الطاقة الداخلية في الوقود إلى زخم متزايد للغاز المتدفق عبر المحرك، مما ينتج عنه قوة دفع. يمر كل الهواء الداخل إلى الضاغط عبر غرفة الاحتراق والتوربين، على عكس المحرك التوربيني المروحي الموصوف أدناه. [ 25 ]

توربيني مروحي

رسم تخطيطي يوضح آلية عمل محرك توربيني مروحي ذي نسبة تجاوز منخفضة.

تختلف المحركات التوربينية المروحية عن المحركات النفاثة التوربينية في احتوائها على مروحة إضافية في مقدمة المحرك، تعمل على تسريع الهواء في قناة تتجاوز محرك التوربين الغازي الأساسي. وتُعدّ المحركات التوربينية المروحية النوع السائد من المحركات في الطائرات التجارية متوسطة وطويلة المدى .

عادةً ما تكون المحركات التوربينية المروحية أكثر كفاءة من المحركات النفاثة التوربينية عند السرعات دون الصوتية، ولكن عند السرعات العالية، تولد مساحتها الأمامية الكبيرة مقاومة أكبر . [ 26 ] لذلك، في الطيران الأسرع من الصوت، وفي الطائرات العسكرية وغيرها من الطائرات التي تُعطى فيها اعتبارات أخرى أولوية أعلى من كفاءة استهلاك الوقود، تميل المراوح إلى أن تكون أصغر حجماً أو غير موجودة.

بسبب هذه الفروقات، تُصنّف تصاميم محركات التوربوفان عادةً إلى محركات ذات نسبة تجاوز منخفضة أو محركات ذات نسبة تجاوز عالية ، وذلك بناءً على كمية الهواء التي تتجاوز قلب المحرك. تتميز محركات التوربوفان ذات نسبة التجاوز المنخفضة بنسبة تجاوز تبلغ حوالي 2:1 أو أقل.

بروبفان

محرك المروحة الدافعة هو نوع من محركات النفث الهوائية يجمع بين خصائص محرك التوربين المروحي ومحرك التوربين النفاث . يتكون تصميمه من توربين غازي مركزي يدير مراوح مكشوفة تدور في اتجاهين متعاكسين . على عكس محركات التوربين المروحي، حيث تُعتبر المروحة والمحرك منتجين منفصلين، فإن مولد الغاز ووحدة المروحة المكشوفة في محرك المروحة الدافعة متكاملان بشكل كبير ويُعتبران منتجًا واحدًا. [ 27 ] بالإضافة إلى ذلك، تُشبه شفرات المروحة الدافعة القصيرة والملتوية بشدة ذات الميل المتغير شفرات المراوح المغطاة في محركات التوربين النفاث.

صُممت المحركات المروحية لتوفير سرعة وأداء محركات التوربوفان مع كفاءة استهلاك الوقود لمحركات التوربروب. مع ذلك، ونظرًا لانخفاض تكاليف الوقود وارتفاع مستوى الضوضاء داخل المقصورة، تم التخلي عن مشاريع المحركات المروحية المبكرة. [ 28 ] وقد حلقت طائرات قليلة جدًا بمحركات مروحية، وكانت طائرة أنتونوف An-70 أول طائرة، والوحيدة حتى الآن، التي حلقت وهي تعمل حصريًا بمحركات مروحية.

محرك تكنولوجي متطور

يشير مصطلح "محرك التكنولوجيا المتقدمة" إلى الجيل الحديث من محركات الطائرات النفاثة. [ 29 ] ويقوم مبدأ عمل هذا المحرك على أن محرك التوربينات يعمل بكفاءة أعلى إذا تمكنت مجموعات التوربينات المختلفة من الدوران بسرعاتها المثلى الفردية، بدلاً من الدوران بنفس السرعة. يتميز محرك التكنولوجيا المتقدمة الحقيقي بوجود ثلاث بكرات، أي أنه بدلاً من عمود إدارة واحد، توجد ثلاث بكرات، لكي تتمكن مجموعات الشفرات الثلاث من الدوران بسرعات مختلفة. أما المحرك ذو البكرتين، فهو حالة انتقالية تسمح بسرعتين مختلفتين فقط للتوربينات.

ضغط الكبش

تُعدّ محركات الضغط النفاث من نوع رام جيت محركات تنفس هوائي تُشبه محركات التوربينات الغازية من حيث استخدامها لدورة برايتون . إلا أن محركات التوربينات الغازية ومحركات الضغط النفاث تختلف في طريقة ضغط تدفق الهواء الداخل. فبينما تستخدم محركات التوربينات الغازية ضواغط محورية أو طاردة مركزية لضغط الهواء الداخل، تعتمد محركات رام جيت فقط على الهواء المضغوط في المدخل أو الناشر. [ 30 ] ولذلك، يتطلب محرك رام جيت سرعة هواء أمامية ابتدائية كبيرة قبل أن يبدأ بالعمل. وتُعتبر محركات رام جيت أبسط أنواع محركات التنفس الهوائي لأنها لا تحتوي على أجزاء متحركة في المحرك نفسه، بل في الملحقات فقط. [ 31 ]

تختلف محركات سكرامجت بشكل أساسي في أن الهواء لا يتباطأ إلى سرعات دون سرعة الصوت، بل يستخدم الاحتراق فوق الصوتي. وهي فعالة حتى عند سرعات أعلى. وقد تم بناء أو تجربة عدد قليل جداً منها.

الاحتراق غير المستمر

يكتبوصفالمزاياالعيوب
محرك نفاثيعمل مثل المحرك النفاث التوربيني، لكن محرك مكبسي هو الذي يدير الضاغط بدلاً من التوربين.سرعة عادم أعلى من المروحة، مما يوفر قوة دفع أفضل عند السرعات العاليةثقيلة، وغير فعالة، وضعيفة القدرة. مثال: كابروني كامبيني رقم 1 .
نبضييتم ضغط الهواء وحرقه بشكل متقطع بدلاً من الحرق المستمر. وتستخدم بعض التصاميم صمامات.تصميم بسيط للغاية، يُستخدم في القنبلة الطائرة V-1 ، ومؤخراً في الطائرات النموذجيةصاخبة، وغير فعالة (نسبة ضغط منخفضة)، وتعمل بشكل سيئ على نطاق واسع، وتتآكل الصمامات في التصاميم المزودة بصمامات بسرعة.
محرك التفجير النبضييشبه هذا النوع من المحركات محرك النبض النفاث، لكن الاحتراق يحدث على شكل انفجار بدلاً من احتراق سريع ، وقد يحتاج أو لا يحتاج إلى صمامات.أقصى كفاءة نظرية للمحركصاخبة للغاية، أجزاؤها عرضة للإجهاد الميكانيكي الشديد، يصعب بدء الانفجار فيها، غير عملية للاستخدام الحالي

أنواع أخرى من الدفع النفاث

صاروخ

دفع محرك صاروخي

يستخدم محرك الصاروخ نفس المبادئ الفيزيائية الأساسية للدفع المستخدمة في محركات الدفع التفاعلي ، [ 32 ] ولكنه يختلف عن المحرك النفاث في أنه لا يحتاج إلى الهواء الجوي لتوفير الأكسجين؛ إذ يحمل الصاروخ جميع مكونات كتلة الدفع التفاعلي. ومع ذلك، تصنفه بعض التعريفات كنوع من أنواع الدفع النفاث . [ 33 ]

ولأن الصواريخ لا تتنفس الهواء، فإن هذا يسمح لها بالعمل على ارتفاعات مختلفة وفي الفضاء. [ 34 ]

يُستخدم هذا النوع من المحركات لإطلاق الأقمار الصناعية واستكشاف الفضاء والوصول المأهول، وقد سمح بالهبوط على سطح القمر في عام 1969.

تُستخدم محركات الصواريخ في الرحلات الجوية على ارتفاعات عالية، أو في أي مكان تكون فيه هناك حاجة إلى تسارعات عالية جدًا نظرًا لأن محركات الصواريخ نفسها تتمتع بنسبة دفع إلى وزن عالية جدًا .

مع ذلك، فإن سرعة العادم العالية واستخدام الوقود الثقيل الغني بالمؤكسد يؤديان إلى استهلاك كمية أكبر بكثير من الوقود مقارنةً بالمحركات التوربينية المروحية. ومع ذلك، تصبح هذه المحركات موفرة للطاقة عند السرعات العالية للغاية.

المعادلة التقريبية لصافي قوة دفع محرك الصاروخ هي:

Fشمال=م˙ز0أناsp,vac-أهـص{\displaystyle F_{N}={\dot {m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;}

أينFشمال{\displaystyle F_{N}}هي قوة الدفع الصافية،أناsp,vac{\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}هو الدفع النوعي ،ز0{\displaystyle g_{0}}هي جاذبية قياسية ،م˙{\displaystyle {\dot {m}}}معدل تدفق الوقود الدافع بالكيلوغرام/ثانية،أهـ{\displaystyle A_{e}}هي مساحة المقطع العرضي عند مخرج فوهة العادم، وص{\displaystyle p}هو الضغط الجوي.

يكتبوصفالمزاياالعيوب
صاروخيحمل جميع المواد الدافعة والمؤكسدات على متنه، ويطلق نفاثة للدفع [ 35 ]أجزاء متحركة قليلة جدًا. سرعة من صفر إلى أكثر من 25 ماخ؛ كفاءة عالية عند السرعات العالية جدًا (أكثر من 5 ماخ تقريبًا). نسبة الدفع إلى الوزن تتجاوز 100. لا يوجد مدخل هواء معقد. نسبة انضغاط عالية. عادم فائق السرعة ( فوق صوتي ). نسبة تكلفة إلى دفع جيدة. سهل الاختبار نسبيًا. يعمل في الفراغ؛ بل إنه يعمل بأفضل كفاءة خارج الغلاف الجوي، مما يُحافظ على سلامة هيكل المركبة عند السرعات العالية. مساحة سطح صغيرة نسبيًا للتبريد، ولا يوجد توربين في تيار العادم الساخن. احتراق بدرجة حرارة عالية جدًا وفوهة ذات نسبة تمدد عالية تُعطي كفاءة عالية جدًا عند السرعات العالية جدًا.يحتاج إلى كمية كبيرة من الوقود الدافع. دافع نوعي منخفض للغاية - عادةً ما بين 100 و450 ثانية. قد تجعل الضغوط الحرارية الشديدة في غرفة الاحتراق إعادة الاستخدام أكثر صعوبة. يتطلب عادةً حمل مؤكسد على متن المركبة، مما يزيد من المخاطر. صاخب للغاية.

هجين

تستخدم محركات الدورة المركبة في آن واحد مبدأين أو أكثر من مبادئ الدفع النفاث المختلفة. [ 36 ]

يكتبوصفالمزاياالعيوب
توربوروكيتمحرك نفاث توربيني يُضاف إليه مؤكسد إضافي مثل الأكسجين إلى تيار الهواء لزيادة أقصى ارتفاعقريب جدًا من التصاميم الحالية، ويعمل على ارتفاعات عالية جدًا، ونطاق واسع من الارتفاعات وسرعات الطيرانسرعة الطيران محدودة بنفس مدى محرك التوربين النفاث، وحمل مواد مؤكسدة مثل الأكسجين السائل قد يكون خطيراً. كما أنها أثقل بكثير من الصواريخ البسيطة.
صاروخ معزز بالهواءهو في الأساس محرك نفاث ضاغط حيث يتم ضغط هواء السحب وحرقه مع عادم الصاروخسرعة من صفر إلى 4.5 ماخ فأكثر (يمكن تشغيلها أيضًا خارج الغلاف الجوي)، وكفاءة جيدة عند سرعات من 2 إلى 4 ماخكفاءة مماثلة للصواريخ عند السرعات المنخفضة أو خارج الغلاف الجوي، صعوبات في المدخل، نوع غير متطور وغير مستكشف نسبياً، صعوبات في التبريد، ضوضاء عالية جداً، نسبة الدفع/الوزن مماثلة للمحركات النفاثة الضاغطة.
فوهات مبردة مسبقًا / LACEيتم تبريد هواء السحب إلى درجات حرارة منخفضة للغاية عند المدخل في مبادل حراري قبل مروره عبر محرك نفاث و/أو محرك نفاث توربيني و/أو محرك صاروخي.يمكن اختبارها بسهولة على الأرض. من الممكن تحقيق نسب دفع/وزن عالية جدًا (~14) إلى جانب كفاءة جيدة في استهلاك الوقود على نطاق واسع من سرعات الطيران، من 0 إلى 5.5 ماخ فأكثر؛ قد يسمح هذا المزيج من الكفاءات بالإطلاق إلى المدار، أو مرحلة واحدة، أو السفر السريع جدًا لمسافات طويلة جدًا بين القارات.لا يوجد هذا النموذج إلا في مرحلة النماذج الأولية المختبرية. ومن الأمثلة عليه: RB545 ، ومحرك التفاعل SABRE ، وATREX . ويتطلب وقود الهيدروجين السائل ذو الكثافة المنخفضة جدًا، كما يتطلب خزانات معزولة بشكل محكم.

نفاثة مائية

نظام الدفع النفاث المائي، أو المضخة النفاثة، هو نظام دفع بحري يستخدم تيارًا مائيًا. قد يكون التكوين الميكانيكي عبارة عن مروحة أنبوبية مزودة بفوهة، أو ضاغط طرد مركزي مزود بفوهة. يجب تشغيل المضخة النفاثة بواسطة محرك منفصل مثل محرك ديزل أو توربين غازي .

مخطط نفاث المضخة.
يكتبوصفالمزاياالعيوب
نفاثة مائيةلدفع الصواريخ المائية والقوارب النفاثة ؛ يقذف الماء من الخلف عبر فوهةفي القوارب، يمكنها الإبحار في المياه الضحلة، وتتميز بتسارع عالٍ، ولا يوجد خطر من زيادة تحميل المحرك (على عكس المراوح)، كما أنها أقل ضوضاءً واهتزازًا، وتتمتع بقدرة عالية على المناورة في جميع سرعات القوارب، وكفاءة عالية في السرعة، وأقل عرضة للتلف الناتج عن الحطام، وموثوقة للغاية، ومرونة أكبر في التحميل، وأقل ضررًا بالحياة البرية.قد يكون أقل كفاءة من المروحة عند السرعات المنخفضة، وأكثر تكلفة، ويزيد وزن القارب بسبب الماء المحتجز، ولن يعمل بشكل جيد إذا كان وزن القارب أكبر من حجم المحرك النفاث.

المبادئ الفيزيائية العامة

جميع المحركات النفاثة هي محركات تفاعلية تولد قوة دفع عن طريق إطلاق تيار من السائل إلى الخلف بسرعة عالية نسبيًا. وتولد القوى الداخلية اللازمة لتوليد هذا التيار قوة دفع قوية تدفع المركبة إلى الأمام.

تُنتج المحركات النفاثة قوتها من الوقود المخزن في خزانات متصلة بالمحرك (كما هو الحال في "الصاروخ") وكذلك في محركات القنوات (التي تستخدم عادة في الطائرات) عن طريق إدخال سائل خارجي (عادة ما يكون هواء) وطرده بسرعة أعلى.

فوهة الدفع

تُنتج فوهة الدفع تيار عادم عالي السرعة . تحوّل فوهات الدفع الطاقة الداخلية وطاقة الضغط إلى طاقة حركية عالية السرعة. [ 37 ] لا يتغير الضغط الكلي ودرجة الحرارة عبر الفوهة، لكن قيمهما الثابتة تنخفض مع ازدياد سرعة الغاز.

تكون سرعة الهواء الداخل إلى الفوهة منخفضة، حوالي 0.4 ماخ، وهو شرط أساسي لتقليل فقدان الضغط في القناة المؤدية إلى الفوهة. قد تصل درجة الحرارة الداخلة إلى الفوهة إلى درجة حرارة سطح البحر بالنسبة لفوهة مروحة في الهواء البارد على ارتفاعات الطيران. وقد تصل إلى درجة حرارة غازات العادم البالغة 1000 كلفن لمحرك أسرع من الصوت مزود بحارق لاحق، أو 2200  كلفن عند تشغيل الحارق اللاحق . [ 38 ] قد يتراوح الضغط الداخل إلى الفوهة من 1.5 ضعف الضغط خارج الفوهة، بالنسبة لمروحة أحادية المرحلة، إلى 30 ضعفًا لأسرع طائرة مأهولة بسرعة ماخ 3+. [ 39 ]

لا تستطيع الفوهات المتقاربة تسريع الغاز إلا حتى سرعة الصوت المحلية (ماخ 1). وللوصول إلى سرعات طيران عالية، يلزم سرعات عادم أكبر، ولذلك تُستخدم الفوهات المتقاربة المتباعدة في الطائرات عالية السرعة. [ 40 ]

تكون قوة دفع المحرك في أعلى مستوياتها عندما يصل الضغط الساكن للغاز إلى قيمة الضغط المحيط عند خروجه من الفوهة. ولا يتحقق ذلك إلا إذا كانت مساحة مخرج الفوهة مناسبة لنسبة ضغط الفوهة (npr). ونظرًا لتغير نسبة ضغط الفوهة بتغير قوة دفع المحرك وسرعة الطيران، فإن هذا نادرًا ما يكون هو الحال. كذلك، عند السرعات فوق الصوتية، تكون مساحة التباعد أقل من اللازم لتحقيق التمدد الداخلي الكامل إلى الضغط المحيط، وذلك كموازنة مع مقاومة الجسم الخارجية. ويذكر ويتفورد [ 41 ] طائرة إف-16 كمثال. ومن الأمثلة الأخرى على التمدد غير الكامل طائرتا إكس بي-70 وإس آر-71.

يحدد حجم الفوهة، بالإضافة إلى مساحة فوهات التوربين، ضغط تشغيل الضاغط. [ 42 ]

قوة الدفع

كفاءة الطاقة المتعلقة بمحركات الطائرات النفاثة

يسحب محرك الطائرة النفاثة، وهو في حالة سكون كما هو الحال على منصة الاختبار، الوقود ويولد قوة الدفع. ويُقاس أداؤه بكمية الوقود المستهلكة والقوة اللازمة لكبحه، وهذا مقياس لكفاءته. إذا حدث تدهور في أحد مكونات المحرك الداخلية (يُعرف بتدهور الأداء) [ 43 ] ، فستنخفض كفاءته، وسيظهر ذلك عندما يُنتج الوقود قوة دفع أقل. أما إذا أُجري تغيير على أحد الأجزاء الداخلية يسمح بتدفق الهواء/غازات الاحتراق بسلاسة أكبر، فسيزداد المحرك كفاءةً ويستهلك وقودًا أقل. يُستخدم تعريف معياري لتقييم كيفية تأثير العوامل المختلفة على كفاءة المحرك، ولإجراء مقارنات بين المحركات المختلفة. يُسمى هذا التعريف " الاستهلاك النوعي للوقود" ، أي كمية الوقود اللازمة لإنتاج وحدة واحدة من قوة الدفع. على سبيل المثال، من المعروف بالنسبة لتصميم محرك معين أنه إذا تم تنعيم بعض النتوءات في قناة جانبية، فسيتدفق الهواء بسلاسة أكبر، مما يؤدي إلى انخفاض فقدان الضغط بنسبة س%، وبالتالي سيقل استهلاك الوقود اللازم للحصول على قوة الدفع اللازمة للإقلاع بنسبة ص%، على سبيل المثال. يندرج هذا الفهم ضمن تخصص هندسة أداء محركات الطائرات النفاثة . وسيتم التطرق لاحقاً إلى كيفية تأثر الكفاءة بالسرعة الأمامية وتزويد أنظمة الطائرة بالطاقة.

تُتحكم كفاءة المحرك بشكل أساسي بظروف التشغيل داخله، وهي الضغط الناتج عن الضاغط ودرجة حرارة غازات الاحتراق عند المجموعة الأولى من شفرات التوربين الدوارة. يُمثل الضغط أعلى ضغط للهواء في المحرك. أما درجة حرارة دوار التوربين، فهي ليست الأعلى في المحرك، ولكنها أعلى درجة حرارة يتم عندها نقل الطاقة (حيث تكون درجات الحرارة أعلى في غرفة الاحتراق). يوضح مخطط الدورة الديناميكية الحرارية الضغط ودرجة الحرارة المذكورين أعلاه .

تتأثر الكفاءة أيضًا بمدى سلاسة تدفق الهواء وغازات الاحتراق عبر المحرك، ومدى توافق التدفق (المعروف بزاوية السقوط) مع الممرات المتحركة والثابتة في الضواغط والتوربينات. [ 44 ] قد تؤدي الزوايا غير المثلى، بالإضافة إلى أشكال الممرات والشفرات غير المثلى، إلى زيادة سمك الطبقات الحدية وانفصالها، وتكوّن موجات صدمية . من المهم إبطاء التدفق (انخفاض السرعة يعني تقليل فقدان الضغط أو انخفاض الضغط ) عند مروره عبر القنوات التي تربط الأجزاء المختلفة. تُقاس كفاءة كل مكون في تحويل الوقود إلى قوة دفع من خلال مقاييس مثل كفاءة الضواغط والتوربينات وغرفة الاحتراق، وفقدان الضغط في القنوات. تُعرض هذه المقاييس كخطوط على مخطط الدورة الديناميكية الحرارية .

كفاءة المحرك، أو الكفاءة الحرارية ، [ 45 ] والمعروفة باسمηتح{\displaystyle \eta _{th}}يعتمد ذلك على معايير الدورة الديناميكية الحرارية، وأقصى ضغط ودرجة حرارة، وعلى كفاءة المكونات.ηجoمصرهـssoر{\displaystyle \eta _{compressor}}،ηجoمبusتأناoن{\displaystyle \eta _{combustion}}وηتuربأنانهـ{\displaystyle \eta _{توربين}}وفقدان الضغط في القناة.

يحتاج المحرك إلى هواء مضغوط ليعمل بكفاءة. يأتي هذا الهواء من ضاغط خاص به ويُسمى الهواء الثانوي. لا يُساهم هذا الهواء في توليد قوة الدفع، مما يُقلل من كفاءة المحرك. يُستخدم هذا الهواء للحفاظ على سلامة الأجزاء الميكانيكية للمحرك، ومنع ارتفاع درجة حرارتها، ومنع تسرب الزيت من المحامل، على سبيل المثال. جزء فقط من هذا الهواء المأخوذ من الضواغط يعود إلى تدفق التوربين للمساهمة في توليد قوة الدفع. أي انخفاض في كمية الهواء المطلوبة يُحسّن كفاءة المحرك. من المعروف، بالنسبة لتصميم محرك معين، أن انخفاض متطلبات تدفق التبريد بنسبة س% يُقلل من استهلاك الوقود النوعي بنسبة ص%. بعبارة أخرى، سيقل استهلاك الوقود اللازم لتوليد قوة الدفع عند الإقلاع، على سبيل المثال. وبالتالي، يصبح المحرك أكثر كفاءة.

تُعدّ جميع الاعتبارات المذكورة أعلاه أساسيةً لتشغيل المحرك بمفرده، دون أن يُؤدي أي وظيفة مفيدة، أي أنه لا يُحرّك الطائرة ولا يُزوّد ​​أنظمتها الكهربائية والهيدروليكية والهوائية بالطاقة. في الطائرة، يُهدر المحرك جزءًا من طاقته الإنتاجية، أو الوقود، لتشغيل هذه الأنظمة. هذه المتطلبات، التي تُسبّب خسائر في التركيب، [ 46 ] تُقلّل من كفاءته. فهو يستهلك وقودًا لا يُساهم في توليد قوة الدفع.

وأخيرًا، عندما تحلق الطائرة، يحتوي محرك الدفع النفاث نفسه على طاقة حركية مهدرة بعد خروجها من المحرك. ويتم قياس ذلك بمصطلح كفاءة الدفع، أو كفاءة فرود.ηص{\displaystyle \eta _{p}}ويمكن تقليل ذلك عن طريق إعادة تصميم المحرك لتوفير تدفق جانبي وسرعة أقل للنفث الدافع، على سبيل المثال كمحرك توربيني مروحي أو محرك توربيني نفاث. وفي الوقت نفسه، تزداد السرعة الأماميةηتح{\displaystyle \eta _{th}}عن طريق زيادة نسبة الضغط الكلية .

تُعرَّف الكفاءة الإجمالية للمحرك عند سرعة الطيران على النحو التالي:ηo=ηصηتح{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}[ 47 ]​

الηo{\displaystyle \eta _{o}}تعتمد سرعة الطيران على مدى كفاءة ضغط الهواء في مدخل الهواء قبل وصوله إلى ضواغط المحرك. وتُضاف نسبة ضغط مدخل الهواء، التي قد تصل إلى 32:1 عند سرعة ماخ 3، إلى نسبة ضغط ضاغط المحرك لتحديد نسبة الضغط الكلية .ηتح{\displaystyle \eta _{th}}بالنسبة للدورة الديناميكية الحرارية، تُحدد كفاءة هذه الدورة باستعادة الضغط أو قياس الفاقد في المدخل. وقد قدمت رحلات الطيران المأهولة بسرعة ماخ 3 مثالًا مثيرًا للاهتمام لكيفية زيادة هذه الفاقد بشكل كبير في لحظة. ففي طائرتي نورث أمريكان إكس بي-70 فالكيري ولوكهيد إس آر-71 بلاكبيرد، عند سرعة ماخ 3، بلغت استعادة الضغط حوالي 0.8، [ 48 ] [ 49 ] نظرًا لانخفاض الفاقد نسبيًا أثناء عملية الضغط، أي من خلال أنظمة الصدمات المتعددة. أثناء "التوقف المفاجئ"، يُستبدل نظام الصدمات الفعال بصدمة واحدة غير فعالة للغاية بعد المدخل، مع استعادة ضغط المدخل إلى حوالي 0.3 ونسبة ضغط منخفضة تبعًا لذلك.

عادةً ما تعاني فوهة الدفع عند السرعات التي تتجاوز سرعة ماخ 2 من خسائر دفع داخلية إضافية لأن مساحة الخروج ليست كبيرة بما يكفي كحل وسط مع مقاومة الجسم الخلفي الخارجي. [ 50 ]

على الرغم من أن محرك الالتفاف يُحسّن كفاءة الدفع، إلا أنه يُسبّب خسائر داخلية. لذا، يجب إضافة آلات لنقل الطاقة من مولد الغاز إلى تدفق هواء الالتفاف. وتُضاف الخسائر المنخفضة من فوهة الدفع في المحرك النفاث التوربيني إلى خسائر إضافية ناتجة عن عدم كفاءة التوربين والمروحة المُضافين. [ 51 ] وقد تُؤخذ هذه الخسائر في الحسبان عند حساب كفاءة النقل.ηتي{\displaystyle \eta _{T}}ومع ذلك، يتم تعويض هذه الخسائر بالكامل [ 52 ] بفضل تحسين كفاءة الدفع. [ 53 ] كما توجد خسائر ضغط إضافية في قناة التجاوز وفوهة دفع إضافية.

مع ظهور المحركات التوربينية المروحية ذات الآلات التي تتسبب في خسائر، قام بينيت [ 54 ] بفصل ما يحدث داخل المحرك ، على سبيل المثال، بين مولد الغاز وآلات النقل، مما أدى إلىηo=ηصηتحηتي{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}.

اعتماد كفاءة الدفع (η) على نسبة سرعة المركبة / سرعة العادم (v/v e ) لمحركات الطائرات النفاثة والصواريخ التي تعمل بالهواء.

كفاءة الطاقة (ηo{\displaystyle \eta _{o}}يتكون نظام محركات الطائرات النفاثة المثبتة في المركبات من عنصرين رئيسيين:

  • كفاءة الدفع (ηص{\displaystyle \eta _{p}}): ما مقدار طاقة الطائرة النفاثة التي تنتهي في جسم المركبة بدلاً من أن يتم حملها بعيدًا كطاقة حركية للطائرة النفاثة.
  • كفاءة الدورة (ηتح{\displaystyle \eta _{th}}): مدى كفاءة المحرك في تسريع الطائرة النفاثة

على الرغم من كفاءة الطاقة الإجماليةηo{\displaystyle \eta _{o}}يكون:

ηo=ηصηتح{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

في جميع المحركات النفاثة، تكون كفاءة الدفع في أعلى مستوياتها عندما تقترب سرعة نفث العادم من سرعة المركبة، حيث ينتج عن ذلك أقل طاقة حركية متبقية. [ أ ] بالنسبة لمحرك تنفس الهواء، تكون سرعة العادم مساوية لسرعة المركبة، أو أηص{\displaystyle \eta _{p}}يساوي واحدًا، مما يعطي قوة دفع صفرية دون أي تغيير في الزخم الكلي. [ 55 ] صيغة محركات التنفس الهوائي التي تتحرك بسرعةv{\displaystyle v}بسرعة العادمvهـ{\displaystyle v_{e}}وبإهمال تدفق الوقود، يكون: [ 56 ]

ηص=21+vهـv{\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}

وبالنسبة للصاروخ: [ 57 ]

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

إلى جانب كفاءة الدفع، تُعد كفاءة الدورة عاملاً مهماً ؛ فالمحرك النفاث هو نوع من المحركات الحرارية. وتُحدد كفاءة المحرك الحراري بنسبة درجات الحرارة التي يصل إليها المحرك إلى تلك التي تُطلق من الفوهة. وقد تحسنت هذه الكفاءة باستمرار مع مرور الوقت بفضل استخدام مواد جديدة تسمح بدرجات حرارة قصوى أعلى للدورة. فعلى سبيل المثال، طُوّرت مواد مركبة تجمع بين المعادن والسيراميك لشفرات التوربينات عالية الضغط، والتي تعمل عند درجة حرارة الدورة القصوى. [ 58 ] كما أن الكفاءة محدودة بنسبة الضغط الكلية التي يمكن تحقيقها. وتكون كفاءة الدورة أعلى ما يمكن في محركات الصواريخ (أكثر من 60%)، لقدرتها على الوصول إلى درجات حرارة احتراق عالية للغاية. أما في المحركات النفاثة التوربينية وما شابهها، فتكون كفاءة الدورة أقرب إلى 30%، نظراً لانخفاض درجات حرارة الدورة القصوى بشكل ملحوظ.

كفاءة الاحتراق النموذجية لتوربينات الغاز في الطائرات ضمن نطاق التشغيل.
الحدود النموذجية لاستقرار الاحتراق في التوربينات الغازية للطائرات.

تبلغ كفاءة احتراق معظم محركات التوربينات الغازية للطائرات عند الإقلاع من مستوى سطح البحر حوالي 100%. وتنخفض هذه الكفاءة بشكل غير خطي إلى 98% عند التحليق على ارتفاعات عالية. تتراوح نسبة الهواء إلى الوقود بين 50:1 و130:1. ولكل نوع من غرف الاحتراق حدّان لنسبة الهواء إلى الوقود: أحدهما غني والآخر ضعيف ، يتجاوزهما اللهب عند انطفائه. ويتقلص نطاق نسبة الهواء إلى الوقود بين هذين الحدّين مع ازدياد سرعة الهواء. وإذا أدى ازدياد تدفق كتلة الهواء إلى خفض نسبة الوقود إلى ما دون قيمة معينة، ينطفئ اللهب. [ 59 ]

الدفع النوعي كدالة للسرعة لأنواع مختلفة من الطائرات النفاثة التي تعمل بوقود الكيروسين (يبلغ الدفع النوعي للهيدروجين ضعف ذلك تقريبًا). على الرغم من انخفاض الكفاءة مع زيادة السرعة، إلا أن المسافات المقطوعة تكون أكبر. تُعد الكفاءة لكل وحدة مسافة (لكل كيلومتر أو ميل) مستقلة تقريبًا عن السرعة بالنسبة لمحركات الطائرات النفاثة كمجموعة؛ ومع ذلك، تصبح هياكل الطائرات غير فعالة عند السرعات فوق الصوتية.

استهلاك الوقود أو المواد الدافعة

يُعدّ معدل استهلاك كتلة الوقود الدافع مفهومًا وثيق الصلة (وإن كان مختلفًا) بكفاءة الطاقة. ويُقاس استهلاك الوقود الدافع في المحركات النفاثة باستهلاك الوقود النوعي ، أو الدفع النوعي ، أو سرعة العادم الفعّالة . وكلها تقيس الشيء نفسه. فالدفع النوعي وسرعة العادم الفعّالة متناسبان طرديًا، بينما يتناسب استهلاك الوقود النوعي عكسيًا مع كليهما. [ 60 ]

بالنسبة للمحركات التي تعمل بالهواء، مثل المحركات النفاثة التوربينية، تتشابه كفاءة الطاقة وكفاءة الوقود إلى حد كبير، لأن الوقود هو مصدر الطاقة والوقود في آن واحد. في مجال الصواريخ، يُعد الوقود هو نفسه العادم، وهذا يعني أن الوقود عالي الطاقة يُحسّن كفاءة الوقود، ولكنه قد يُقلل من كفاءة الطاقة في بعض الحالات.

يتضح من الجدول (أسفل الجدول مباشرةً) أن المحركات التوربينية المروحية دون سرعة الصوت، مثل محرك CF6 التوربيني المروحي من جنرال إلكتريك، تستهلك وقودًا أقل بكثير لتوليد قوة الدفع لثانية واحدة مقارنةً بمحرك رولز رويس/سنيكما أوليمبوس 593 التوربيني النفاث الخاص بطائرة الكونكورد . ومع ذلك، ولأن الطاقة تساوي القوة مضروبة في المسافة، ولأن المسافة المقطوعة في الثانية الواحدة كانت أكبر في الكونكورد، فإن القدرة الفعلية التي يولدها المحرك لنفس كمية الوقود كانت أعلى في الكونكورد عند سرعة ماخ 2 مقارنةً بمحرك CF6. وبالتالي، كانت محركات الكونكورد أكثر كفاءة من حيث الطاقة لكل مسافة مقطوعة.

محركات الصواريخ في الفراغ
نموذجيكتبأول تشغيلطلبTSFC1 sp (بالوزن)I sp (بالكتلة)
رطل/رطل قوة·ساعةجم/كيلو نيوتن·ثانيةsآنسة
أفيو بي 80الوقود الصلب2006المرحلة الأولى من فيغا133602802700
أفيو زيفيرو 23الوقود الصلب2006المرحلة الثانية من فيغا12.52354.7287.52819
أفيو زيفيرو 9Aالوقود الصلب2008المرحلة الثالثة من فيغا12.20345.4295.22895
ميرلين 1Dالوقود السائل2013فالكون 9123303103000
RD-843الوقود السائل2012المرحلة العليا من فيغا11.41323.2315.53094
كوزنيتسوف إن كيه-33الوقود السائلسبعينيات القرن العشرينإن-1 إف ، سويوز-2-1 في المرحلة 110.9308331 [ 61 ]3250
إن بي أو إنيرغوماش آر دي-171 إمالوقود السائل1985زينيت-2M ، -3SL ، -3SLB ، -3F المرحلة 110.73033373300
LE-7Aالتبريد العميق2001المرحلة الأولى من H-IIA و H-IIB8.222334384300
سنيكما إتش إم-7 بيالتبريد العميق1979المرحلة العليا من صاروخ أريان 2 ، 3 ، 4 ، 58.097229.4444.64360
LE-5B-2التبريد العميق2009المرحلة العليا H-IIA ، H-IIB8.052284474380
أيروجيت روكيتداين آر إس-25التبريد العميق1981مكوك الفضاء ، المرحلة الأولى من نظام الإطلاق الفضائي (SLS)7.95225453 [ 62 ]4440
أيروجيت روكيتداين RL-10B-2التبريد العميق1998دلتا 3 ، دلتا 4 ، المرحلة العليا من SLS7.734219.1465.54565
نيرفا إن آر إكس إيه 6الطاقة النووية1967869
محركات نفاثة مع إعادة تسخين ، ثابتة، مستوى سطح البحر
نموذجيكتبأول تشغيلطلبTSFC1 sp (بالوزن)I sp (بالكتلة)
رطل/رطل قوة·ساعةجم/كيلو نيوتن·ثانيةsآنسة
توربو-يونيون RB.199مروحة توربينيةإعصار2.5 [ 63 ]70.8144014120
جنرال الكتريك F101-GE-102مروحة توربينيةسبعينيات القرن العشرينB-1B2.4670146014400
تومانسكي آر-25-300محرك نفاث توربينيميج-21 بيس2.206 [ 63 ]62.5163216000
GE J85-GE-21محرك نفاث توربينيF-5E/F2.13 [ 63 ]60.3169016570
GE F110-GE-132مروحة توربينيةإف-16 إي/إف2.09 [ 63 ]59.2172216890
هانيويل/آي تيك F125مروحة توربينيةإف-سي كيه-12.06 [ 63 ]58.4174817140
سنيكما M53-P2مروحة توربينيةميراج 2000 سي/دي/إن2.05 [ 63 ]58.1175617220
سنيكما أتار 09 سيمحرك نفاث توربينيميراج 32.03 [ 63 ]57.5177017400
سنيكما أتار 09K-50محرك نفاث توربينيميراج 4 ، 50 ، F11.991 [ 63 ]56.4180817730
GE J79-GE-15محرك نفاث توربينيF-4E/EJ/F/G ، RF-4E1.96555.7183217970
ساتورن AL-31Fمروحة توربينيةسو-27/بي/كيه1.96 [ 64 ]55.5183718010
GE F110-GE-129مروحة توربينيةإف-16 سي/دي، إف-15 إي إكس1.9 [ 63 ]53.8189518580
سولوفييف D-30F6مروحة توربينيةميغ-31 ، إس-37/ سو-471.863 [ 63 ]52.8193218950
ليولكا AL-21F-3محرك نفاث توربينيسو-17 ، سو-221.86 [ 63 ]52.7193518980
كليموف آر دي-33مروحة توربينية1974ميغ-291.8552.4194619080
ساتورن AL-41F-1Sمروحة توربينيةسو-35 إس/تي-10 بي إم1.81951.5197919410
فولفو RM12مروحة توربينية1978غريبن أ/ب/ج/د1.78 [ 63 ]50.4202219830
غي F404-GE-402مروحة توربينيةF/A-18C/D1.74 [ 63 ]49207020300
كوزنيتسوف إن كيه-32مروحة توربينية1980Tu-144LL ، Tu-1601.748210021000
سنيكما M88-2مروحة توربينية1989رافال1.66347.11216521230
يوروجيت EJ200مروحة توربينية1991يوروفايتر1.66–1.7347–49 [ 65 ]2080–217020400–21300
محركات نفاثة جافة ، ثابتة، مستوى سطح البحر
نموذجيكتبأول تشغيلطلبTSFC1 sp (بالوزن)I sp (بالكتلة)
رطل/رطل قوة·ساعةجم/كيلو نيوتن·ثانيةsآنسة
GE J85-GE-21محرك نفاث توربينيF-5E/F1.24 [ 63 ]35.1290028500
سنيكما أتار 09 سيمحرك نفاث توربينيميراج 31.01 [ 63 ]28.6356035000
سنيكما أتار 09K-50محرك نفاث توربينيميراج 4 ، 50 ، F10.981 [ 63 ]27.8367036000
سنيكما أتار 08K-50محرك نفاث توربينيسوبر إيتندارد0.971 [ 63 ]27.5371036400
تومانسكي آر-25-300محرك نفاث توربينيميج-21 بيس0.961 [ 63 ]27.2375036700
ليولكا AL-21F-3محرك نفاث توربينيسو-17 ، سو-220.8624.4419041100
GE J79-GE-15محرك نفاث توربينيF-4E/EJ/F/G ، RF-4E0.8524.1424041500
سنيكما M53-P2مروحة توربينيةميراج 2000 سي/دي/إن0.85 [ 63 ]24.1424041500
فولفو RM12مروحة توربينية1978غريبن أ/ب/ج/د0.824 [ 63 ]23.3437042800
RR Turbomeca Adourمروحة توربينية1999تعديل جاكوار0.8123440044000
هانيويل/آي تيك F124مروحة توربينية1979L-159 ، X-450.81 [ 63 ]22.9444043600
هانيويل/آي تيك F125مروحة توربينيةإف-سي كيه-10.8 [ 63 ]22.7450044100
PW J52-P-408محرك نفاث توربينيA-4M/N ، TA-4KU ، EA-6B0.7922.4456044700
ساتورن AL-41F-1Sمروحة توربينيةسو-35 إس/تي-10 بي إم0.7922.4456044700
سنيكما M88-2مروحة توربينية1989رافال0.78222.14460045100
كليموف آر دي-33مروحة توربينية1974ميغ-290.7721.8468045800
RR Pegasus 11-61مروحة توربينيةAV-8B+0.7621.5474046500
يوروجيت EJ200مروحة توربينية1991يوروفايتر0.74–0.8121–23 [ 65 ]4400–490044000–48000
GE F414-GE-400مروحة توربينية1993F/A-18E/F0.724 [ 66 ]20.5497048800
كوزنيتسوف إن كيه-32مروحة توربينية1980Tu-144LL ، Tu-1600.72-0.7320-214900–500048000–49000
سولوفييف D-30F6مروحة توربينيةميغ-31 ، إس-37/ سو-470.716 [ 63 ]20.3503049300
سنيكما لارزاكمروحة توربينية1972ألفا جيت0.71620.3503049300
IHI F3مروحة توربينية1981كاواساكي تي-40.719.8514050400
ساتورن AL-31Fمروحة توربينيةسو-27 /ب/ك0.666-0.78 [ 64 ] [ 66 ]18.9–22.14620–541045300–53000
RR Spey RB.168مروحة توربينيةAMX0.66 [ 63 ]18.7545053500
GE F110-GE-129مروحة توربينيةإف-16 سي/دي، إف-150.64 [ 66 ]18560055000
GE F110-GE-132مروحة توربينيةإف-16 إي/إف0.64 [ 66 ]18560055000
توربو-يونيون RB.199مروحة توربينيةإعصار ECR0.637 [ 63 ]18.0565055400
PW F119-PW-100مروحة توربينية1992إف-220.61 [ 66 ]17.3590057900
توربو-يونيون RB.199مروحة توربينيةإعصار0.598 [ 63 ]16.9602059000
جنرال الكتريك F101-GE-102مروحة توربينيةسبعينيات القرن العشرينB-1B0.56215.9641062800
PW TF33-P-3مروحة توربينيةB-52H، NB-52H0.52 [ 63 ]14.7692067900
RR AE 3007Hمروحة توربينيةRQ-4 ، MQ-4C0.39 [ 63 ]11.0920091000
GE F118-GE-100مروحة توربينيةثمانينيات القرن العشرينب-20.375 [ 63 ]10.6960094000
GE F118-GE-101مروحة توربينيةثمانينيات القرن العشرينيو-2 إس0.375 [ 63 ]10.6960094000
جنرال إلكتريك CF6-50C2مروحة توربينيةA300 ، DC- 10-300.371 [ 63 ]10.5970095000
غي TF34-GE-100مروحة توربينيةA-100.37 [ 63 ]10.5970095000
CFM CFM56-2B1مروحة توربينيةسي-135 ، آر سي-1350.36 [ 67 ]101000098000
بروجرس دي-18 تيمروحة توربينية1980أن-124 ، أن-2250.3459.810400102000
PW F117-PW-100مروحة توربينيةسي-170.34 [ 68 ]9.610600104000
PW PW2040مروحة توربينيةبوينغ 7570.33 [ 68 ]9.310900107000
CFM CFM56-3C1مروحة توربينية737 كلاسيك0.339.311000110000
جنرال الكتريك CF6-80C2مروحة توربينية744 ، 767 ، MD-11 ، A300 / 310 ، C-5M0.307-0.3448.7–9.710500–11700103000–115000
EA GP7270مروحة توربينيةA380 -8610.299 [ 66 ]8.512000118000
GE GE90-85Bمروحة توربينية777-200 /200ER/3000.298 [ 66 ]8.4412080118500
GE GE90-94Bمروحة توربينية777-200 /200ER/3000.2974 [ 66 ]8.4212100118700
RR Trent 970-84مروحة توربينية2003A380 -8410.295 [ 66 ]8.3612200119700
جنرال إلكتريك جينكس-1B70مروحة توربينية787-80.2845 [ 66 ]8.0612650124100
RR Trent 1000Cمروحة توربينية2006787-90.273 [ 66 ]7.713200129000
محركات نفاثة ، رحلات بحرية
نموذجيكتبأول تشغيلطلبTSFC1 sp (بالوزن)I sp (بالكتلة)
رطل/رطل قوة·ساعةجم/كيلو نيوتن·ثانيةsآنسة
رام جيتماخ 14.51308007800
J-58محرك نفاث توربيني1958SR-71 بسرعة 3.2 ماخ (إعادة تسخين)1.9 [ 63 ]53.8189518580
RR/Snecma Olympusمحرك نفاث توربيني1966كونكورد بسرعة ماخ 21.195 [ 69 ]33.8301029500
PW JT8D-9مروحة توربينية737 الأصلي0.8 [ 70 ]22.7450044100
هانيويل ALF502R-5GTFBAe 1460.72 [ 68 ]20.4500049000
سولوفييف دي-30 كيه بي-2مروحة توربينيةIl-76 ، Il-780.71520.3503049400
سولوفييف D-30KU-154مروحة توربينيةTu-154M0.70520.0511050100
RR Tay RB.183مروحة توربينية1984فوكر 70 ، فوكر 1000.6919.5522051200
GE CF34-3مروحة توربينية1982تشالنجر ، CRJ100/2000.6919.5522051200
GE CF34-8Eمروحة توربينيةE170/1750.6819.3529051900
هانيويل TFE731-60GTFفالكون 9000.679 [ 71 ]19.2530052000
CFM CFM56-2C1مروحة توربينيةدي سي-8 سوبر 700.671 [ 68 ]19.0537052600
GE CF34-8Cمروحة توربينيةCRJ700/900/10000.67-0.6819-195300–540052000–53000
CFM CFM56-3C1مروحة توربينية737 كلاسيك0.66718.9540052900
CFM CFM56-2A2مروحة توربينية1974E-3 ، E-60.66 [ 67 ]18.7545053500
RR BR725مروحة توربينية2008G650/ER0.65718.6548053700
CFM CFM56-2B1مروحة توربينيةسي-135 ، آر سي-1350.65 [ 67 ]18.4554054300
GE CF34-10Aمروحة توربينيةARJ210.6518.4554054300
CFE CFE738-1-1Bمروحة توربينية1990فالكون 20000.645 [ 68 ]18.3558054700
RR BR710مروحة توربينية1995جي. في / جي 550 ، غلوبال إكسبريس0.6418560055000
GE CF34-10Eمروحة توربينيةE190/1950.6418560055000
جنرال إلكتريك CF6-50C2مروحة توربينيةA300 B2/B4/C4/F4، DC-10 -300.63 [ 68 ]17.8571056000
باور جيت سام 146مروحة توربينيةسوبرجيت إل آر0.62917.8572056100
CFM CFM56-7B24مروحة توربينية737 NG0.627 [ 68 ]17.8574056300
RR BR715مروحة توربينية19977170.6217.6581056900
GE CF6-80C2-B1Fمروحة توربينية747-4000.605 [ 69 ]17.1595058400
CFM CFM56-5A1مروحة توربينيةA3200.59616.9604059200
Aviadvigatel PS-90A1مروحة توربينيةإليوشن 96-4000.59516.9605059300
PW PW2040مروحة توربينية757 -2000.582 [ 68 ]16.5619060700
PW PW4098مروحة توربينية777-3000.581 [ 68 ]16.5620060800
GE CF6-80C2-B2مروحة توربينية7670.576 [ 68 ]16.3625061300
IAE V2525-D5مروحة توربينيةMD-900.574 [ 72 ]16.3627061500
IAE V2533-A5مروحة توربينيةA321-2310.574 [ 72 ]16.3627061500
قطار RR Trent 700مروحة توربينية1992A3300.562 [ 73 ]15.9641062800
قطار RR Trent 800مروحة توربينية1993777-200/200ER/3000.560 [ 73 ]15.9643063000
بروجرس دي-18 تيمروحة توربينية1980أن-124 ، أن-2250.54615.5659064700
CFM CFM56-5B4مروحة توربينيةA320-2140.54515.4661064800
CFM CFM56-5C2مروحة توربينيةA340-2110.54515.4661064800
RR Trent 500مروحة توربينية1999A340-500/6000.542 [ 73 ]15.4664065100
CFM LEAP-1Bمروحة توربينية2014737 ماكس0.53-0.5615-166400–680063000–67000
Aviadvigatel PD-14مروحة توربينية2014MC-21-3100.52614.9684067100
قطار RR Trent 900مروحة توربينية2003A3800.522 [ 73 ]14.8690067600
GE GE90-85Bمروحة توربينية777-200/200ER0.52 [ 68 ] [ 74 ]14.7692067900
جنرال إلكتريك جينكس-1B76مروحة توربينية2006787-100.512 [ 70 ]14.5703069000
PW PW1400GGTFMC-210.51 [ 75 ]14.4710069000
CFM LEAP-1Cمروحة توربينية2013C9190.5114.4710069000
CFM LEAP-1Aمروحة توربينية2013عائلة طائرات A320neo0.51 [ 75 ]14.4710069000
RR Trent 7000مروحة توربينية2015A330neo0.506 [ ب ]14.3711069800
قطار RR Trent 1000مروحة توربينية20067870.506 [ ج ]14.3711069800
RR Trent XWB-97مروحة توربينية2014A350-10000.478 [ د ]13.5753073900
PW 1127GGTF2012A320neo0.463 [ 70 ]13.1778076300

نسبة الدفع إلى الوزن

تختلف نسبة الدفع إلى الوزن في المحركات النفاثة ذات التكوينات المتشابهة باختلاف الحجم، ولكنها تعتمد في الغالب على تقنية تصنيع المحرك. بالنسبة لمحرك معين، كلما كان المحرك أخف وزنًا، كانت نسبة الدفع إلى الوزن أفضل، وقل استهلاك الوقود للتعويض عن السحب الناتج عن الرفع اللازم لحمل وزن المحرك، أو لتسريع كتلة المحرك. [ 76 ]

كما هو موضح في الجدول التالي، تحقق محركات الصواريخ عمومًا نسب دفع إلى وزن أعلى بكثير من محركات القنوات ، مثل المحركات النفاثة التوربينية والمحركات التوربينية المروحية. ويعود ذلك أساسًا إلى أن الصواريخ تستخدم، بشكل شبه حصري، كتلة تفاعل سائلة أو صلبة كثيفة، مما ينتج عنه حجم أصغر بكثير، وبالتالي يكون نظام الضغط الذي يغذي الفوهة أصغر حجمًا وأخف وزنًا لتحقيق نفس الأداء. أما محركات القنوات، فتتعامل مع هواء أقل كثافة بمقدار يتراوح بين رتبتين وثلاث رتب، مما يؤدي إلى ضغوط على مساحات أكبر بكثير، وبالتالي يتطلب الأمر كميات أكبر من المواد الهندسية لتثبيت المحرك وضاغط الهواء.

محرك نفاث أو صاروخيكتلةقوة الدفعنسبة الدفع إلى الوزن
(كجم)(رطل)(كيلو نيوتن)(lbf)
محرك صاروخي نووي RD-0410 [ 77 ] [ 78 ]2000440035.279001.8
محرك نفاث J58 ( طائرة SR-71 بلاكبيرد ) [ 79 ] [ 80 ]27226001150340005.2
محرك رولز رويس/سنيكما أوليمبوس 593 توربيني نفاث مع إعادة تسخين ( كونكورد ) [ 81 ]31757000169.2380005.4
برات آند ويتني F119 [ 82 ]1800390091205007.95
محرك صاروخي RD-0750 ، وضع الوقود الثلاثي [ 83 ]4621101881413318,00031.2
محرك صاروخي RD-0146 [ 84 ]260570982200038.4
محرك صاروخي من طراز روكيتداين RS-25 [ 85 ]317770042278512,00073.1
محرك صاروخي RD-180 [ 86 ]5393118904152933,00078.5
محرك صاروخي RD-170975021,50078871,773,00082.5
F-1 ( المرحلة الأولى من صاروخ ساتورن 5 ) [ 87 ]8391184997740.51,740,10094.1
محرك صاروخي NK-33 [ 88 ]122226941638368,000136.7
محرك صاروخي Merlin 1D ، إصدار الدفع الكامل 4671030825185,000180.1

مقارنة الأنواع

مقارنة كفاءة الدفع لمختلف تكوينات محركات التوربينات الغازية

تتعامل المحركات المروحية مع تدفقات هواء أكبر، وتمنحها تسارعًا أقل، مقارنةً بالمحركات النفاثة. ونظرًا لأن الزيادة في سرعة الهواء ضئيلة، فإن قوة الدفع المتاحة للطائرات ذات المحركات المروحية تكون ضئيلة عند سرعات الطيران العالية. مع ذلك، عند السرعات المنخفضة، تستفيد هذه المحركات من كفاءة دفع عالية نسبيًا . [ 89 ]

من جهة أخرى، تعمل المحركات النفاثة التوربينية على تسريع تدفق كتلة أصغر بكثير من هواء السحب والوقود المحترق، ثم تطرده بسرعة عالية جدًا. وعند استخدام فوهة دي لافال لتسريع عادم المحرك الساخن، قد تصل سرعة المخرج إلى سرعة تفوق سرعة الصوت محليًا . وتُعد المحركات النفاثة التوربينية مناسبة بشكل خاص للطائرات التي تسير بسرعات عالية جدًا.

تتميز المحركات التوربينية المروحية بعادم مختلط يتكون من هواء التجاوز وغازات الاحتراق الساخنة الخارجة من المحرك الأساسي. وتُحدد نسبة التجاوز في المحرك التوربيني المروحي (BPR) بكمية الهواء المتجاوز للمحرك الأساسي مقارنةً بكمية الهواء الداخلة إليه.

بينما يستخدم محرك التوربين النفاث كامل طاقته لإنتاج قوة الدفع على شكل تيار غاز عادم ساخن وعالي السرعة، فإن هواء التجاوز البارد منخفض السرعة في محرك التوربين المروحي ينتج ما بين 30% و70% من إجمالي قوة الدفع التي ينتجها نظام التوربين المروحي. [ 90 ]

يمكن أيضًا توسيع قوة الدفع الصافية ( F N ) الناتجة عن محرك توربيني مروحي على النحو التالي: [ 91 ]

Fشمال=م˙هـvحهـ-م˙ovo+بPR(م˙جvو){\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he} - {\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}

أين:

أنا​= معدل تدفق غازات الاحتراق الساخنة من المحرك الأساسي
شهر​= معدل تدفق كتلة الهواء الكلي الداخل إلى المروحة التوربينية = ṁ c + ṁ f
ṁ c= معدل تدفق كتلة الهواء الداخل إلى المحرك الأساسي
ṁ f= معدل تدفق الهواء الداخل الذي يتجاوز المحرك الأساسي
v f= سرعة تدفق الهواء المتجاوز حول المحرك الأساسي
v he= سرعة غاز العادم الساخن الخارج من المحرك الأساسي
صوت​= سرعة تدفق الهواء الكلي الداخل = السرعة الجوية الحقيقية للطائرة
إعادة هندسة العمليات التجارية= نسبة التجاوز

تتميز محركات الصواريخ بسرعة عادم عالية للغاية، مما يجعلها الأنسب للسرعات العالية ( فوق الصوتية ) والارتفاعات الشاهقة. عند أي مستوى معين من قوة الدفع، يتحسن دفع وكفاءة محرك الصاروخ قليلاً مع ازدياد الارتفاع (بسبب انخفاض الضغط الخلفي، مما يزيد من صافي الدفع عند مخرج الفوهة)، بينما في المحركات النفاثة (أو التوربينية المروحية)، يؤدي انخفاض كثافة الهواء الداخل إلى المدخل (والغازات الساخنة الخارجة من الفوهة) إلى انخفاض صافي الدفع مع ازدياد الارتفاع. وتُعد محركات الصواريخ أكثر كفاءة حتى من المحركات النفاثة فائقة السرعة (سكرمجت) عند سرعات تتجاوز 15 ماخ تقريبًا. [ 92 ]

الارتفاع والسرعة

باستثناء محركات سكرامجت ، لا تستطيع المحركات النفاثة، التي تفتقر إلى أنظمة السحب، استقبال الهواء إلا بسرعة تقارب نصف سرعة الصوت. وتتمثل وظيفة نظام السحب في الطائرات التي تتجاوز سرعة الصوت في إبطاء الهواء وإجراء جزء من عملية الضغط.

يُحدد الحد الأقصى لارتفاع المحركات بقابلية الاشتعال؛ ففي الارتفاعات الشاهقة، يصبح الهواء رقيقًا جدًا بحيث لا يحترق، أو يصبح شديد الحرارة بعد الضغط. بالنسبة للمحركات النفاثة التوربينية،  يبدو أن ارتفاعات تصل إلى حوالي 40 كيلومترًا ممكنة، بينما  قد تصل محركات الدفع الضاغط إلى 55 كيلومترًا. أما محركات الدفع الضاغط الأسرع من الصوت، فيمكنها نظريًا الوصول إلى 75  كيلومترًا. [ 93 ] أما محركات الصواريخ، فليس لها حد أقصى بالطبع.

على ارتفاعات متوسطة، يؤدي الطيران بسرعة عالية إلى ضغط الهواء أمام المحرك ، مما يرفع درجة حرارته بشكل كبير. يُعتقد عادةً أن الحد الأقصى للسرعة يتراوح بين 5 و8 ماخ، لأنه عند تجاوز 5.5 ماخ، يميل النيتروجين الجوي إلى التفاعل بسبب ارتفاع درجات الحرارة عند المدخل، مما يستهلك طاقة كبيرة. ويُستثنى من ذلك محركات سكرامجت التي قد تصل سرعتها إلى 15 ماخ أو أكثر، لأنها لا تُبطئ الهواء، أما الصواريخ فلا يوجد لها حد أقصى للسرعة.

ضوضاء

للضوضاء المنبعثة من محرك نفاث مصادر عديدة. وتشمل هذه المصادر، في حالة محركات التوربينات الغازية، المروحة والضاغط وغرفة الاحتراق والتوربين ونفاثات الدفع. [ 94 ]

يُصدر المحرك النفاث ضوضاءً ناتجة عن الاختلاط العنيف للهواء عالي السرعة مع الهواء المحيط. في حالة السرعات دون الصوتية، تُنتج هذه الضوضاء دوامات هوائية، بينما في حالة السرعات فوق الصوتية، تُنتجها موجات ماخ . [ 95 ] تتناسب القدرة الصوتية المنبعثة من المحرك النفاث طرديًا مع سرعة المحرك مرفوعة للأس 8 للسرعات التي تصل إلى 600 متر/ثانية (2000 قدم/ثانية)، وتتناسب طرديًا مع مكعب السرعة للسرعات التي تزيد عن 600 متر/ثانية (2000 قدم/ثانية) . [ 96 ] لذا، فإن نفاثات العادم منخفضة السرعة المنبعثة من محركات مثل التوربينات المروحية ذات نسبة الالتفافية العالية هي الأقل ضوضاءً، بينما تُعد أسرع المحركات النفاثة، مثل الصواريخ والتوربينات النفاثة والمحركات النفاثة الضاغطة، هي الأعلى صوتًا. بالنسبة للطائرات النفاثة التجارية، انخفضت ضوضاء المحركات النفاثة من التوربينات النفاثة مرورًا بمحركات الالتفافية وصولًا إلى التوربينات المروحية نتيجةً للانخفاض التدريجي في سرعات دفع المحركات النفاثة. فعلى سبيل المثال، تبلغ سرعة نفث الهواء في محرك JT8D، وهو محرك ذو مسار جانبي، 400 متر/ثانية (1450 قدم/ثانية)، بينما تبلغ سرعة نفث الهواء في محرك JT9D، وهو محرك توربيني مروحي، 300 متر/ثانية (885 قدم/ثانية) (بارد) و 400 متر/ثانية (1190 قدم/ثانية) (ساخن). [ 97 ]          

أدى ظهور المحرك التوربيني المروحي إلى استبدال صوت المحرك النفاث المميز بصوت آخر يُعرف باسم صوت "المنشار الطنان". ويعود أصل هذا الصوت إلى الموجات الصدمية التي تنشأ عند طرف شفرة المروحة الأسرع من الصوت عند قوة دفع الإقلاع. [ 98 ]

تبريد

يُعدّ نقل الحرارة بشكل كافٍ بعيدًا عن الأجزاء العاملة في المحرك النفاث أمرًا بالغ الأهمية للحفاظ على قوة مواد المحرك وضمان عمر طويل له. [ 99 ]

بعد عام 2016، لا تزال الأبحاث جارية في تطوير تقنيات التبريد بالتعرق لمكونات محركات الطائرات النفاثة. [ 100 ]

عملية

شاشة المراقبة الإلكترونية المركزية للطائرة (ECAM) في طائرة إيرباص A340-300

في المحرك النفاث، عادةً ما يحتوي كل قسم دوار رئيسي على مقياس منفصل مخصص لمراقبة سرعة دورانه. وبحسب نوع المحرك وطرازه، قد يحتوي المحرك النفاث على مقياس N1 لمراقبة قسم الضاغط منخفض الضغط و/أو سرعة المروحة في المحركات التوربينية المروحية. وقد تتم مراقبة قسم مولد الغاز بواسطة مقياس N2 ، بينما قد تحتوي المحركات ثلاثية البكرات على مقياس N3 أيضًا . يدور كل قسم من أقسام المحرك بسرعة آلاف الدورات في الدقيقة. ولذلك، تتم معايرة مقاييسها كنسبة مئوية من السرعة الاسمية بدلاً من سرعة الدوران الفعلية، لتسهيل العرض والتفسير. [ 101 ]

انظر أيضاً

ملحوظات

  1. ملاحظة : في الميكانيكا النيوتونية، تعتمد الطاقة الحركية على الإطار المرجعي. ويُسهل حساب الطاقة الحركية عند قياس السرعة في إطار مركز كتلة المركبة، وفي إطار كتلة رد فعلها /الهواء (أي الإطار الثابت قبل بدء الإقلاع).
  2. ↑ أفضل بنسبة 10% من ترينت 700
  3. ↑ أفضل بنسبة 10% من ترينت 700
  4. ↑ ميزة في استهلاك الوقود بنسبة 15% مقارنة بمحرك ترينت الأصلي

مراجع

  1. ↑ "ملاحظات إحاطة عمليات الطيران - تقنيات تكميلية  : التعامل مع أعطال المحرك" (ملف PDF) . إيرباص. مؤرشف من الأصل (ملف PDF) بتاريخ 22-10-2016.
  2. ↑ كفاءة المروحة. مؤرشف في 25 مايو 2008 على موقع Wayback Machine.
  3. ↑ باكن، لارس إي؛ جوردال، كريستين؛ سيفرود، إليزابيث؛ فير، تيموت (14 يونيو 2004). "الذكرى المئوية لأول توربين غازي يُنتج طاقة صافية: تكريمًا لإيجيديوس إيلينغ". المجلد 2: معرض التوربينات 2004. الصفحات 83-88 . doi : 10.1115/GT2004-53211 . ISBN  978-0-7918-4167-9.
  4. ↑ "Propulseur par réaction sur l'air" . Espacenet – البحث عن براءات الاختراع .
  5. ↑ "من اخترع المحرك النفاث حقًا؟" . مجلة بي بي سي ساينس فوكس . 6 يوليو 2017. تاريخ الاسترجاع : 18 أكتوبر 2019 .
  6. ↑ "مطاردة الشمس - فرانك ويتل" . بي بي إس . تم الاطلاع عليه بتاريخ 26-03-2010 .{{cite web}}: CS1 maint: deprecated archiveal service ( link )
  7. ↑ "التاريخ - فرانك ويتل (1907-1996)" . بي بي سي . تم الاطلاع عليه بتاريخ 26-03-2010 .
  8. ↑ "تحسينات متعلقة بدفع الطائرات والمركبات الأخرى" . إسباسينت - بحث براءات الاختراع . مؤرشف من الأصل بتاريخ 21-06-2022 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 30-05-2020 .
  9. ^ جنكيرا ، ناتاليا (29 مايو 2014). “عبقرية المحركات النفاثة المنسية في إسبانيا” . إل باييس إنجليزي . تم الاسترجاع في 2 سبتمبر 2021 .
  10. ^ "يحتوي متحف الهواء على نسخة طبق الأصل من المحرك رد فعل صممه فيرجيليو ليريت" . Aerotendencias . 9 يونيو 2014 . تم الاسترجاع في 2 سبتمبر 2021 .
  11. ↑ تاريخ المحرك النفاث – السير فرانك ويتل – هانز فون أوهين [ تمت إزالة الرابط ] قال أوهين إنه لم يقرأ براءة اختراع ويتل، وصدقه ويتل. ( فرانك ويتل 1907-1996 ).
  12. ↑ وارسيتز، لوتز: أول طيار نفاث - قصة الطيار التجريبي الألماني إريك وارسيتز (ص 125)، دار بن آند سورد للنشر المحدودة، إنجلترا، 2009. مؤرشف بتاريخ 2013-12-02 في أرشيف الإنترنت (Wayback Machine).
  13. ↑ الطائرات المقاتلة النفاثة التجريبية والنموذجية التابعة لسلاح الجو الأمريكي، جينكينز ولانديس، 2008
  14. ↑ فوديرارو، ليزا دبليو. (10 أغسطس 1996). "وفاة فرانك ويتل، 89 عامًا؛ محركه النفاث دفع عجلة التقدم" . صحيفة نيويورك تايمز .
  15. ↑ "أنسيلم فرانز وجومو 004" . go.gale.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 2026-05-08 .
  16. ↑ "Junkers Jumo 004 Turbojet — المتحف الوطني للقوات الجوية الأمريكية" .
  17. ↑ "محرك جومو 004B | المتحف الوطني للطيران والفضاء" . airandspace.si.edu . تم الاطلاع عليه بتاريخ 2026-05-08 .
  18. ↑ هيتون، كولين د.؛ لويس، آن ماريين؛ تيلمان، باريت (15 مايو 2012). طائرة ميسرشميت 262 ستورمبيرد: من الطيارين الذين قادوها وقاتلوا ونجوا منها . دار فويجر للنشر. رقم ISBN 978-1-61058434-0.
  19. ↑ ليستمان، فيل هـ. (6 سبتمبر 2016). نيزك غلوستر FI وF.III . دار نشر فيل. ص 5. ISBN  978-2-918590-95-8.
  20. ↑ "اليوم الذي حلّقت فيه أول طائرة مقاتلة نفاثة ألمانية في التاريخ" .
  21. ↑ "الفصل 10-3" . Hq.nasa.gov. مؤرشف من الأصل بتاريخ 14-09-2010 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 26-03-2010 .
  22. ↑ "الأرقام وراء الرقم القياسي العالمي لسرعة مركبة ثراست إس إس سي البرية" . معهد المهندسين الميكانيكيين . تم الاطلاع عليه بتاريخ 13 يوليو 2026 .
  23. ↑ إيماني، أمين؛ أنجمروز، أمين (2025). "تصميم ومحاكاة نظام تحكم لمحرك توربيني مروحي صغير ذي تدفق مختلط أحادي البكرة". مجلة علوم الطيران والفضاء . 57 (1): 1-12 . doi : 10.6125/JoAAA.202501_57(1).01 .
  24. ↑ المحرك النفاث ( الطبعة الخامسة). رولز رويس بي إل سي. 2015. الصفحات 8-15 .  
  25. ↑ ماتينجلي، جاك د. (2006). عناصر الدفع: التوربينات الغازية والصواريخ . سلسلة AIAA التعليمية. ريستون، فيرجينيا: المعهد الأمريكي للملاحة الجوية والفضائية. ص 6. ISBN  978-1-56347-779-9.
  26. ↑ ماتينجلي، الصفحات 9-11
  27. ↑ "إشعار التعديل المقترح 2015-22: محرك ذو دوار مفتوح وتركيبه" . وكالة سلامة الطيران التابعة للاتحاد الأوروبي . تم الاطلاع عليه بتاريخ 19-05-2026 .
  28. ↑ فلايت إنترناشونال (12 يوليو 2007). "ماذا حدث للمراوح ذات المراوح؟" . مؤرشف من الأصل في 20 أكتوبر 2007. تم الاطلاع عليه بتاريخ 28 نوفمبر 2024 .{{cite web}}: صيانة CS1: الأسماء الرقمية: قائمة المؤلفين ( رابط )
  29. ↑ راغ، ديفيد و. (1973). قاموس الطيران ( الطبعة الأولى). أوسبري. ص 4. ISBN   9780850451634.
  30. ↑ ماتينجلي، ص 14
  31. ↑ فلاك، رونالد د. (2005). أساسيات الدفع النفاث مع التطبيقات . سلسلة كامبريدج للفضاء الجوي. نيويورك: مطبعة جامعة كامبريدج. ص 16. ISBN  978-0-521-81983-1.
  32. ↑ تعريف محرك التفاعل ، قاموس كولينز الإلكتروني: "محرك، مثل محرك نفاث أو صاروخي، يقذف الغاز بسرعة عالية ويولد قوة دفعه من التفاعل الناتج" (المملكة المتحدة)، أو "محرك، مثل محرك نفاث أو صاروخي، يولد قوة دفع من خلال التفاعل مع تيار من غازات العادم الساخنة والأيونات وما إلى ذلك." (الولايات المتحدة) (تم الاطلاع عليه في 28 يونيو 2018)
  33. ↑ الدفع النفاث ، تعريف قاموس كولينز الإلكتروني. (تم الاطلاع عليه في 1 يوليو 2018)
  34. ↑ AC Kermode؛ ميكانيكا الطيران ، الطبعة الثامنة، Pitman 1972، ص 128-31.
  35. ↑ "معادلة دفع الصاروخ" . Grc.nasa.gov. 2008-07-11 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 2010-03-26 .
  36. ↑ "نظرة عامة على تخصص الدورة المركبة القائمة على التوربينات" . خادم التقارير الفنية التابع لناسا . تم الاطلاع عليه بتاريخ 19 أبريل 2026 .
  37. ↑ الدفع النفاث لتطبيقات الفضاء الجوي، الطبعة الثانية 1964، هيس ومومفورد، مؤسسة بيتمان للنشر، LCCN 64-18757 ، ص 48 
  38. ↑ "الدفع النفاث" نيكولاس كومبستي 1997، مطبعة جامعة كامبريدج، رقم ISBN 0-521-59674-2، ص 197
  39. ↑ "اتفاقيات الجمعية الأمريكية لتاريخ المحركات 1" . www.enginehistory.org .
  40. ↑ غامبل، إريك؛ تيريل، دواين؛ دي فرانشيسكو، ريتشارد (2004). "معايير اختيار وتصميم الفوهات". المؤتمر والمعرض المشترك الأربعون للدفع التابع لـ AIAA/ASME/SAE/ASEE . المعهد الأمريكي للملاحة الجوية والفضائية. doi : 10.2514/6.2004-3923 . ISBN 978-1-62410-037-6.
  41. ↑ تصميم للقتال الجوي" راي ويتفورد، شركة جينز للنشر المحدودة، 1987، رقم ISBN 0-7106-0426-2، ص 203
  42. ↑ "الدفع النفاث" نيكولاس كومبستي 1997، مطبعة جامعة كامبريدج، رقم ISBN 0-521-59674-2، ص 141
  43. ↑ تدهور أداء التوربينات الغازية، ميهر-هومجي، شاكر وموتيوالا، وقائع الندوة الثلاثين للآلات التوربينية، الجمعية الأمريكية للمهندسين الميكانيكيين، الصفحات 139-175
  44. ↑ "الدفع النفاث" نيكولاس كومبستي، مطبعة جامعة كامبريدج 2001، رقم ISBN 0-521-59674-2يوضح الشكل 9.1 الخسائر مع معدل الحدوث
  45. ↑ "الدفع النفاث" نيكولاس كومبستي، مطبعة جامعة كامبريدج 2001، رقم ISBN 0-521-59674-2، ص 35
  46. ↑ أداء التوربينات الغازية، الطبعة الثانية، والش وفليتشر، بلاكويل ساينس المحدودة، رقم ISBN 0-632-06434-X، ص 64
  47. ↑ "الدفع النفاث" نيكولاس كومبستي، مطبعة جامعة كامبريدج 2001، رقم ISBN 0-521-59674-2، ص 26
  48. ↑ "نسخة مؤرشفة" (PDF) . مؤرشفة من الأصل (PDF) بتاريخ 9 مايو 2016. تم الاطلاع عليها بتاريخ 16 مايو 2016 .{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title ( link ) Figure 22 Input Pressure Recovery
  49. ↑ التقرير النهائي لدراسة طائرة B-70، المجلد الرابع، SD 72-SH-0003، أبريل 1972، إل جيه تاوب، قسم الفضاء، نورث أمريكان روكويل، الصفحات من iv إلى 11
  50. ↑ "التصميم للقتال الجوي" راي ويتفورد، شركة جينز للنشر المحدودة 1987، رقم ISBN 0-7106-0426-2، ص 203 "نسبة المساحة للتوسع الأمثل"
  51. ↑ أداء التوربينات الغازية، الطبعة الثانية، والش وفليتشر، بلاكويل ساينس المحدودة، رقم ISBN 0-632-06535-4، ص 305
  52. ↑ تطوير محركات الطائرات للمستقبل، بينيت، وقائع معهد المهندسين الميكانيكيين، المجلد 197أ، معهد المهندسين الميكانيكيين، يوليو 1983، الشكل 5: الطيف العام لفقدان الطاقة في المحرك
  53. ↑ نظرية التوربينات الغازية، الطبعة الثانية، كوهين، روجرز وسارافاناموتو، مجموعة لونجمان المحدودة، 1972، رقم ISBN 0-582-44927-8، ص.
  54. ↑ تطوير محركات الطائرات للمستقبل، بينيت، وقائع معهد المهندسين الميكانيكيين، المجلد 197أ، معهد المهندسين الميكانيكيين، يوليو 1983، ص 150
  55. ↑ "الدفع النفاث لتطبيقات الفضاء الجوي" الطبعة الثانية، هيس ومومفورد، شركة بيمان للنشر 1964، LCCN 64-18757 ، ص 39 
  56. ↑ "الدفع النفاث" نيكولاس كومبستي ISBN 0-521-59674-2ص 24
  57. ↑ جورج ب. ساتون وأوسكار بيبلارز (2001). عناصر دفع الصواريخ ( الطبعة السابعة). جون وايلي وأولاده. الصفحات 37-38 . ISBN   978-0-471-32642-7.
  58. ↑ س. والستون، أ. سيتل، ر. ماكاي، ك. أوهارا، د. دول، و ر. دريشفيلد (2004). التطوير المشترك لسبيكة فائقة أحادية البلورة من الجيل الرابع. مؤرشف في 15 أكتوبر 2006 على موقع Wayback Machine . NASA TM – 2004-213062. ديسمبر 2004. تاريخ الاسترجاع: 16 يونيو 2010.
  59. ↑ كلير سواريس، "التوربينات الغازية: دليل تطبيقاتها في الجو والبر والبحر"، ص 140.
  60. ↑ "محركات الصواريخ - مقدمة لمركبات الطيران الفضائية" . جامعة إمبري ريدل للطيران . تم الاطلاع عليه بتاريخ 15-06-2026 .
  61. ↑ "NK33" . موسوعة رواد الفضاء.
  62. ↑ "SSME" . موسوعة رواد الفضاء.
  63. ١ ٢ ٣ ٤ ٥ ٦ ٧ ٨ ٩ ١٠ ١١ ١٢ ١٣ ١٤ ١٥ ١٦ ١٧ ١٨ ١٩ ٢٠ ٢١ ٢٢ ٢٣ ٢٤ ٢٥ ٢٦ ٢٧ ٢٨ ٢٩ ٣٠ ٣١ ٣٢ ٣٣ ناثان ماير (٢١ مارس ٢٠٠٥). "مواصفات المحركات النفاثة/التوربينية المروحية العسكرية" . مؤرشف من الأصل في ١١ فبراير ٢٠٢١.
  64. 1 2 "فلاكر" . مجلة AIR الدولية . 23 مارس 2017.
  65. 1 2 "المحرك التوربيني EJ200" (PDF) . محركات MTU ايرو. أبريل 2016.
  66. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 كوتاس، أنجيلوس ت.؛ بوزوديس، ميخائيل ن.؛ ماداس، مايكل أ. "تقييم كفاءة محرك الطائرات التوربيني المروحي: نهج متكامل باستخدام تحليل مغلف البيانات الشبكي ثنائي المرحلة VSBM" (ملف PDF) . doi : 10.1016/j.omega.2019.102167 .
  67. 1 2 3 إيلودي رو (2007). "محركات التوربوفان والتوربينات النفاثة: دليل قاعدة البيانات" (ملف PDF) . ص 126. ISBN  9782952938013.
  68. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 ناثان ماير (3 أبريل 2005). "مواصفات المحركات النفاثة/التوربينية المروحية المدنية" . مؤرشف من الأصل في 17 أغسطس 2021.
  69. 1 2 إيلان كرو. "بيانات عن محركات التوربوفان الكبيرة" . تصميم الطائرات: التركيب والتحليل . جامعة ستانفورد. مؤرشف من الأصل في 11 يناير 2017.
  70. 1 2 3 ديفيد كالوار (2015). "دمج محركات التوربوفان في التصميم الأولي لطائرة ركاب عالية السعة قصيرة ومتوسطة المدى وتحليل كفاءة استهلاك الوقود باستخدام برنامج تصميم طائرات بارامتري مطور بشكل أكبر" (PDF) .
  71. ↑ "صفحة الويب الخاصة بالدفع في كلية بيردو لعلوم الطيران والفضاء - TFE731" .
  72. 1 2 لويد ر. جينكينسون وآخرون (30 يوليو 1999). "تصميم الطائرات النفاثة المدنية: ملف بيانات المحرك" . إلسيفير/باتروورث-هاينمان.
  73. 1 2 3 4 "محركات التوربينات الغازية" (ملف PDF) . أسبوع الطيران . 28 يناير 2008. الصفحات 137-138 . 
  74. ^ إلودي رو (2007). "المحركات التوربينية والمحركات النفاثة: دليل قاعدة البيانات" . رقم ISBN 9782952938013.
  75. 1 2 فلاديمير كارنوزوف (19 أغسطس 2019). "شركة أفيادفيجاتيل تدرس استخدام محركات PD-14 ذات الدفع العالي لاستبدال محركات PS-90A" . موقع AIN الإلكتروني .
  76. ↑ "محرك نفاث" . www.airports-worldwide.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 15-06-2026 .
  77. ↑ ويد، مارك. "RD-0410" . موسوعة رواد الفضاء . تم الاسترجاع في 25-09-2009 .
  78. ↑РД0410. مشغل مضرب آخر. الأجهزة الكونية المنظورية[ RD0410. محرك صاروخي نووي. مركبات إطلاق متطورة ] . KBKhA - مكتب تصميم الأتمتة الكيميائية . مؤرشف من الأصل في 30 نوفمبر 2010.
  79. ↑ "الطائرة: لوكهيد إس آر-71 إيه بلاكبيرد" . مؤرشف من الأصل بتاريخ 29-07-2012 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 16-04-2010 .
  80. ↑ "صحائف حقائق : محرك برات آند ويتني J58 النفاث" . المتحف الوطني للقوات الجوية الأمريكية. مؤرشف من الأصل بتاريخ 4 أبريل 2015. تم الاطلاع عليه بتاريخ 15 أبريل 2010 . 
  81. ↑ "رولز رويس سنيكما أوليمبوس - أخبار جينز للنقل" . مؤرشف من الأصل بتاريخ 2010-08-06 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 2009-09-25 . مع حارق لاحق، وعاكس، وفوهة ... 3175 كجم ... حارق لاحق ... 169.2 كيلو نيوتن
  82. ↑ اقتناء محركات الطائرات النفاثة العسكرية ، مؤسسة راند، 2002.
  83. ↑"المكتب الإنشائي الكيميائي" - مجمع سكني صغير / RD0750.[ «Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky» - مجمع البحث العلمي / RD0750. ] . KBKhA - مكتب تصميم الأتمتة الكيميائية . مؤرشف من الأصل بتاريخ 26 يوليو 2011.
  84. ↑ ويد، مارك. "RD-0146" . موسوعة رواد الفضاء . تم الاسترجاع في 25-09-2009 .
  85. ↑ SSME
  86. ↑ "RD-180" . تم الاطلاع عليه بتاريخ 25-09-2009 .
  87. ↑ موسوعة رواد الفضاء: F-1
  88. ↑ مدخل رواد الفضاء NK-33
  89. ↑ "قوة الدفع التوربيني" . www.grc.nasa.gov . مؤرشف من الأصل بتاريخ 30 أبريل 2026. تم الاطلاع عليه بتاريخ 15 يونيو 2026 .
  90. ↑ إدارة الطيران الفيدرالية (FAA) (2004). FAA-H-8083-3B دليل الطيران (ملف PDF) . إدارة الطيران الفيدرالية. مؤرشف من النسخة الأصلية (ملف PDF) بتاريخ 21-09-2012.
  91. ↑ "دفع التوربينات المروحية" . مؤرشف من الأصل بتاريخ 2010-12-04 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 2012-07-24 .
  92. ↑ "Microsoft PowerPoint – KTHhigspeed08.ppt" (ملف PDF) . مؤرشف من النسخة الأصلية (PDF) بتاريخ 29-09-2009 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 26-03-2010 .
  93. ↑ "محرك سكرامجيت" . Orbitalvector.com. 30 يوليو 2002. مؤرشف من الأصل في 12 فبراير 2016. تم الاطلاع عليه في 26 مارس 2010 .
  94. ↑ "بهدوء، بهدوء نحو الطائرة النفاثة الهادئة" مايكل جيه تي سميث، مجلة نيو ساينتست، 19 فبراير 1970، صفحة 350
  95. ↑ "إسكات مصادر ضوضاء الطائرات النفاثة" د. ديفيد كرايتون، مجلة نيو ساينتست، 27 يوليو 1972، صفحة 185
  96. ↑ "ضوضاء" IC Cheeseman Flight International 16 أبريل 1970 ص. 639
  97. ↑ "محرك التوربينات الغازية للطائرات وتشغيله" شركة يونايتد تكنولوجيز برات آند ويتني، رقم الجزء P&W 182408، ديسمبر 1982، ضغوط ودرجات حرارة داخلية ثابتة عند مستوى سطح البحر، الصفحات 219-220
  98. ↑ «تهدئة محرك هادئ - برنامج RB211 التجريبي» ورقة بحثية رقم 760897 من إعداد إم جيه تي سميث، جمعية مهندسي السيارات، بعنوان «كبح ضوضاء السحب»، صفحة 5
  99. ↑ جاكوفسكي، توماس (16 أبريل 2026). "معهد كارلسروه للتكنولوجيا (KIT) - معهد أبحاث الآلات التوربينية الحرارية (ITS) - محور البحث - ظواهر الإجهاد الدوري المنخفض على مكونات المحرك" . www.its.kit.edu . تاريخ الاسترجاع: 15 يونيو 2026 .
  100. ↑ أنظمة التبريد بالتعرق لتوربينات المحركات النفاثة والطيران فوق الصوتي ، تم الاطلاع عليها في 30 يناير 2019.
  101. ↑ "15 - تشغيل المحرك النفاث". دليل الطيران (PDF) . إدارة الطيران الفيدرالية. 25 يوليو 2017. ص 3. ISBN  9781510712843. OCLC 992171581 . المجال العام تتضمن هذه المقالة مواد متاحة للعموم من مواقع إلكترونية أو وثائق تابعة لإدارة الطيران الفيدرالية .

فهرس

  • بروكس، ديفيد س. (1997). الفايكنج في واترلو: أعمال زمن الحرب على محرك ويتل النفاث من قبل شركة روفر . مؤسسة رولز رويس للتراث. ISBN 978-1-872922-08-9.
  • جولي، جون (1997). نشأة الطائرة النفاثة: فرانك ويتل واختراع المحرك النفاث . دار كراوود للنشر. رقم ISBN 978-1-85310-860-0.
  • هيل، فيليب؛ بيترسون، كارل (1992)، ميكانيكا وديناميكا حرارية الدفع (الطبعة الثانية  )، نيويورك: أديسون-ويسلي، ISBN 978-0-201-14659-2
  • كيربروك، جاك ل. (1992). محركات الطائرات والتوربينات الغازية (  الطبعة الثانية). كامبريدج، ماساتشوستس: مطبعة معهد ماساتشوستس للتكنولوجيا. ISBN 978-0-262-11162-1.