أداء محرك الطائرة النفاثة

📅 آخر تحديث: ١٨ يوليو ٢٠٢٦
✍️ نُشر في: ١٨ يوليو ٢٠٢٦
📷 يحتوي على 106 صور
الموسوعة الحرة

يحوّل المحرك النفاث الوقود إلى قوة دفع. أحد أهم معايير الأداء هو الكفاءة الحرارية ؛ أي مقدار الطاقة الكيميائية (الوقود) التي تُحوّل إلى شغل مفيد (قوة دفع تدفع الطائرة بسرعات عالية). وكما هو الحال في العديد من المحركات الحرارية ، فإن المحركات النفاثة لا تتميز بكفاءة عالية (أقل من 50%)؛ حيث يُهدر جزء كبير من الوقود. في سبعينيات القرن الماضي، أدى الضغط الاقتصادي الناتج عن ارتفاع تكلفة الوقود إلى زيادة التركيز على تحسين كفاءة الطائرات التجارية.

يُعرَّف أداء المحرك النفاث بأنه "المنتج النهائي الذي تبيعه شركة تصنيع المحركات النفاثة" [ 1 ] ، ولذا تشمل معاييره قوة الدفع، واستهلاك الوقود (النوعي)، والفترة الزمنية بين عمليات الصيانة ، ونسبة القدرة إلى الوزن . ومن أهم العوامل المؤثرة على الكفاءة نسبة الضغط الكلية للمحرك ، ونسبة التجاوز ، ودرجة حرارة مدخل التوربين. تعكس معايير الأداء مستوى التكنولوجيا المستخدمة في تصميم المحرك، وقد شهدت هذه التكنولوجيا تطورًا مستمرًا منذ دخول المحرك النفاث الخدمة في أربعينيات القرن الماضي. من المهم ألا نقتصر على النظر إلى أداء المحرك وهو جديد تمامًا، بل أن ندرس أيضًا مدى تدهور أدائه بعد آلاف ساعات التشغيل. ومن الأمثلة البارزة على ذلك ظاهرة الزحف في شفرات الدوار، مما دفع صناعة الطيران إلى استخدام التصلب الاتجاهي لتصنيع شفرات التوربين، بل وحتى تصنيعها من بلورة أحادية ، لضمان بقاء الزحف ضمن الحدود المسموح بها لفترة أطول. ومن التطورات الحديثة شفرات التوربينات المركبة ذات المصفوفة الخزفية ، مما ينتج عنه أجزاء خفيفة الوزن يمكنها تحمل درجات الحرارة العالية، مع كونها أقل عرضة للزحف.

تُعرض في قمرة القيادة المعايير التالية التي تُشير إلى أداء المحرك: نسبة ضغط المحرك (EPR)، ودرجة حرارة غازات العادم (EGT)، وسرعة المروحة (N1). تُعدّ كل من نسبة ضغط المحرك وسرعة المروحة مؤشرين على قوة الدفع، بينما تُعدّ درجة حرارة غازات العادم بالغة الأهمية لتقييم حالة المحرك، [ 2 ] إذ ترتفع تدريجيًا مع استخدام المحرك على مدى آلاف الساعات، نتيجة لتآكل الأجزاء، إلى أن يحين وقت إجراء الصيانة الشاملة للمحرك.

يمكن حساب أداء المحرك باستخدام التحليل الديناميكي الحراري لدورة المحرك. يحسب هذا التحليل ما يحدث داخل المحرك. ويمكن عرض هذه البيانات، بالإضافة إلى الوقود المستخدم والدفع الناتج، في جدول مُبسّط يلخص التحليل. [ 3 ]

مقدمة

يمكن الحصول على نظرة تمهيدية سريعة وبديهية على أداء المحركات النفاثة باستخدام الرسوم البيانية والصور التي توضح العوامل المؤثرة على الأداء. ومن أمثلة هذه الرسوم البيانية مثلث السرعة ، الذي يُستخدم في الحياة اليومية لتوضيح سبب معاناة راكبي الدراجات من الرياح القادمة من اتجاهات معينة (وأين تكون الرياح المواجهة مباشرة هي الأسوأ)، وفي سياق المحركات، يُظهر زاوية اقتراب الهواء من شفرات الضاغط (حيث تكون المواجهة المباشرة هي الأفضل لتقليل الفاقد). ويعود استخدام مثلثات السرعة في الضواغط والتوربينات، لتوضيح الزاوية بالغة الأهمية التي يقترب بها الهواء من الشفرات، إلى التوربينات البخارية القديمة. [ 4 ]

تُظهر الصور ميزات تُحسّن الأداء، مثل وجود تدفق هواء جانبي (زيادة كفاءة الدفع )، والذي لا يظهر بوضوح إلا في المحركات ذات فوهة خروج منفصلة للهواء الجانبي. كما تُستخدم هذه الصور لإظهار تفاصيل داخلية نادرة، مثل موانع التسرب على شكل قرص العسل التي تُقلل التسرب وتوفر الوقود (زيادة الكفاءة الحرارية)، وتفاصيل أخرى تُشير إلى التلف، مثل علامات الاحتكاك على شفرات المروحة الطاردة المركزية، والتي تدل على فقدان المادة، وزيادة تسرب الهواء، واستهلاك الوقود.

تعمل المحركات النفاثة بطريقتين أساسيتين، ويحدد تأثيرهما المُجتمع كمية النفايات التي تُنتجها كناتج ثانوي لاحتراق الوقود لتوليد قوة الدفع للطائرة. [ 5 ] أولًا، تحويل الطاقة، حيث يُسرّع احتراق الوقود الهواء المار عبره، مما يُنتج في الوقت نفسه حرارة مهدرة من فقدان الطاقة في مكونات المحرك (الكفاءة الحرارية). ثانيًا، يُنقل جزء من الطاقة التي يُوفرها المحرك للهواء إلى الطائرة على شكل قوة دفع، بينما يُهدر الجزء المتبقي على شكل طاقة حركية في أعقاب المحرك (الكفاءة الدافعة). وقد صِيغت هاتان الكفاءتان لأول مرة في القرن التاسع عشر لمحرك البخار (الكفاءة الحرارية ).ηتح{\displaystyle \eta _{th}}) ومروحة السفينة (الدافعة أو كفاءة فرودηصر{\displaystyle \eta _{pr}}).

يُعد مخطط درجة الحرارة-الإنتروبيا (T-s) مقدمة بصرية لأداء المحرك النفاث، من منظور كفاءة استهلاك الوقود . نشأ هذا المخطط في تسعينيات القرن التاسع عشر لتقييم الكفاءة الحرارية لمحركات البخار. في ذلك الوقت، تم تقديم الإنتروبيا بيانيًا في مخطط T-s، مما يعطي الكفاءة الحرارية كنسبة بين مساحات المخطط. ينطبق المخطط أيضًا على المحركات النفاثة التي تعمل بالهواء، حيث تمثل مساحة معينة الطاقة الحركية [ 6 ] المضافة إلى الهواء المتدفق عبر المحرك. يجب إضافة جهاز دفع، وهو فوهة، إلى محرك التوربينات الغازية لتحويل طاقته إلى قوة دفع. تعكس كفاءة هذا التحويل (كفاءة فرود أو كفاءة الدفع) العمل الذي أُجري في القرن التاسع عشر على مراوح السفن. تكمن أهمية ذلك بالنسبة للطائرات التي تعمل بالتوربينات الغازية في استخدام تيار هواء ثانوي مع مروحة، أو، بالنسبة لأداء المحرك النفاث، في إدخال محرك التجاوز. الكفاءة الإجمالية للمحرك النفاث هي الكفاءة الحرارية مضروبة في كفاءة الدفع (ηo=ηتحηصر{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{th}\eta _{pr}}).

شهدت تكنولوجيا محركات الطائرات تطورات سريعة منذ دخول المحركات النفاثة الخدمة في أربعينيات القرن العشرين. فعلى سبيل المثال، خلال العشرين عامًا الأولى من النقل الجوي التجاري، انتقلنا من محرك "كوميت 1 غوست" إلى محرك "747 JT9D" . قام هاوثورن [ 7 ] بتكبير محرك "غوست" ليُضاهي قوة دفع الإقلاع لمحرك "JT9D"، وكان وزنه أربعة أضعاف ونصف. أجرى غافين ولويس [ 8 ] تقييمًا باستخدام خبرة تصميمية لإحدى الشركات. وباستخدام تكنولوجيا مستوى "JT3D " (1958) لإنتاج دورة "JT9D" (1966)، مع نسبة تجاوز وضغط أعلى، نتج محرك افتراضي أثقل بنسبة 70%، وأطول بنسبة 90%، وقطره أكبر بنسبة 9% من محرك "JT9D".

تحويل الوقود إلى قوة دفع

يُستخدم محرك الدفع النفاث التضاغطي (ramjet) لشرح آلية تحويل الوقود إلى قوة دفع . وهو أبسط من المحرك النفاث التوربيني (turbjet) ، الذي بدوره أبسط من المحرك التوربيني المروحي (turbfan ). يُعدّ استخدام مثال محرك الدفع النفاث التضاغطي مناسبًا لأنّ جميع محركات الدفع النفاث التضاغطي والتوربيني والمروحي تستخدم المبدأ نفسه لتوليد قوة الدفع، وهو تسريع الهواء المارّ عبرها. تُولّد جميع أجهزة الدفع النفاث قوة الدفع عن طريق زيادة سرعة سائل التشغيل .

يمكن توضيح عملية تحويل الوقود إلى قوة دفع من خلال رسم تخطيطي يُبين، من حيث المبدأ، موقع قوة الدفع في شكل داخلي مُبسط يُمثل محركًا نفاثًا تضاغطيًا. ونتيجةً لاحتراق الوقود، تُصبح قوة الدفع قوةً أماميةً تؤثر على الأسطح الداخلية، سواءً في مُشتت الهواء في المحرك النفاث التضاغطي أو في ضاغط المحرك النفاث. وعلى الرغم من استخدام زخم التدفق الخارج من الفوهة لحساب قوة الدفع، إلا أن الزخم ليس سوى رد فعل لقوى الضغط الساكنة داخل المحرك، وهذه القوى هي التي تُنتج قوة الدفع. [ 9 ]

تحويل الوقود إلى قوة دفع ونفايات

الدليل المرئي على هدر الطاقة في محركات الطائرات النفاثة هو تشوه الرؤية الناتج عن تيارات الهواء الساخن الخارجة من قلب المحرك. "يمكن زيادة كفاءة التوربينات الغازية بتقليل نسبة الحرارة المهدرة، أي بخفض درجة حرارة العادم." [ 13 ] يُساهم هدر أقل في إنتاج معظم قوة الدفع (حوالي 90%) في محركات التجاوز المدنية الحديثة، لأن هواء التجاوز يكون دافئًا بالكاد، إذ تزيد درجة حرارته  عن درجة حرارة المحيط بمقدار 60 درجة فهرنهايت فقط عند الإقلاع. يأتي حوالي 10% فقط من عادم قلب المحرك المرئي الأكثر سخونة، والذي تزيد درجة حرارته عن درجة حرارة المحيط بمقدار 900 درجة. [ 14 ]

تتخذ النفايات الخارجة من محرك نفاث شكل دوامة تتكون من عنصرين: ميكانيكي، يُسمى فقدان السرعة المتبقية (RVL) نتيجةً لطاقته الحركية، وديناميكي حراري، نتيجةً لدرجة حرارته العالية. ولا يمكن تقليل الحرارة المهدرة في عادم المحرك النفاث إلا من مصدرها بمعالجة العمليات المُسببة للفقدان والإنتروبيا المتولدة أثناء تدفق الهواء عبر المحرك. فعلى سبيل المثال، يتميز الضاغط الأكثر كفاءة بفقدان أقل، ويُولد إنتروبيا أقل، ويُساهم بشكل أقل في درجة حرارة العادم الخارج من المحرك. ومثال آخر هو انتقال الطاقة من المحرك إلى الهواء المُتجاوز له. ففي حالة المحرك ذي نسبة التجاوز العالية، توجد نسبة كبيرة (حوالي 90%) من  الهواء المُنتج للدفع، وهو بالكاد دافئ (أكثر دفئًا بحوالي 60 درجة فهرنهايت من درجة حرارة الجو المحيط)، بينما لا تتجاوز مساهمة العادم الأكثر سخونة من المحرك الأساسي المُنتج للطاقة 10%. وعلى هذا النحو، قام ستروكتروب وآخرون... [ 15 ] إظهار فائدة محرك التوربوفان ذي نسبة الالتفاف العالية من منظور تقليل الإنتروبيا بدلاً من ميزة كفاءة الدفع المعتادة.

يتكون استهلاك الطاقة لإنتاج قوة الدفع من جزأين، طاقة الدفع الناتجة عن معدل تغير الزخم وسرعة الطائرة، والطاقة التي تمثلها الطاقة الحركية للدوامة. [ 16 ]

يُعرَّف مفهوم الإنتروبيا هنا بالرمز 's'، لأنه على الرغم من صعوبة فهم معناه الرياضي، [ 17 ] فإن تمثيله الشائع على مخطط درجة الحرارة-الإنتروبيا (T-s) لدورة محرك نفاث يُعدّ بيانيًا وبديهيًا، إذ يُظهر تأثيره كمساحات في المخطط. وقد صُمِّم مخطط T-s لمساعدة المهندسين المسؤولين عن تشغيل المحركات البخارية على فهم كفاءة محركاتهم. وقد أكمل هذا المخطط مخطط الضغط-الحجم (p-v) الموجود مسبقًا، والذي كان يُظهر نصف كفاءة المحرك الحراري فقط، إذ يُظهر شغل الأسطوانة المُنجز دون الإشارة إلى الحرارة المُزوَّدة والمُهدَرة. وقد برزت الحاجة إلى مخطط إضافي، بدلًا من محاولة فهم نظريات معقدة، لتُدرك أهمية التمثيل البياني لانتقال الحرارة من وإلى المحرك. [ 18 ] إذ يُظهر هذا المخطط مساحات تُمثل الحرارة المُحوَّلة إلى شغل مقارنةً بالحرارة المُزوَّدة (الكفاءة الحرارية). [ 19 ]

يمكن تجاوز المعنى الرياضي للإنتروبيا، كما ينطبق على محرك التوربينات الغازية النفاثة، للسماح باستخدام المصطلح فيما يتعلق بمخطط T~s:

يقول فرانك ويتل : [ 20 ] "الإنتروبيا مفهوم يصعب على كثير من الطلاب استيعابه. إنها كمية غير ملموسة إلى حد ما...". تتولد الإنتروبيا عندما تتحول الطاقة إلى شكل غير قابل للاستخدام، على غرار فقدان الطاقة في الشلال حيث تتحول طاقة الوضع الأصلية إلى طاقة اضطراب غير قابلة للاستخدام.
يقول كمبستي [ 21 ] "... إن ارتفاع الإنتروبيا هو فقدان القدرة على تحويل الطاقة الحرارية إلى شغل".
يقارن دينتون ذلك بمقاومة الهواء في الطائرات، وهو تشبيه بديهي، إذ يقول: "بالنسبة للطائرة، يُعدّ مقاومة الهواء التي تتعرض لها مكوناتها المقياس الأمثل لفقدان الأداء... ويعكس توليد الإنتروبيا فقدان الكفاءة في المحركات النفاثة". [ 22 ] ويستخدم تشبيهًا يتصور فيه أي آلية لعدم الكفاءة، مثل تكوّن الدوامات في تدفق الهواء، على أنها تُنتج دخانًا. وبمجرد تكوّنه، لا يمكن إتلافه، ويشمل تركيزه عند مخرج المحرك مساهمات من جميع مصادر الفقد في المحرك. ويتناسب فقدان الكفاءة طرديًا مع تركيز الدخان عند المخرج. [ 23 ]

يُولد الدفع داخل المحرك النفاث بواسطة مكوناته الداخلية التي تُنشط تيار الغاز. [ 24 ] تُصنف طاقة الوقود المنبعثة في غرفة الاحتراق إلى فئتين رئيسيتين: تسارع تدفق الكتلة عبر المحرك والحرارة المتبقية. [ 25 ] يُسبب تسارع التدفق عبر المحرك إنتاجًا متزامنًا للطاقة الحركية المصاحبة لزخم الدفع العكسي. تبقى الطاقة الحركية خلف المحرك دون أن تُساهم في قوة الدفع [ 26 ] ، وتُعرف بفقدان السرعة المتبقية. تتحول قوة الدفع من محرك ثابت إلى قوة دفع عندما تتحرك الطائرة تحت تأثيره.

يُظهر زيمتشوزين وآخرون [ 27 ] موازنة الطاقة لمحرك نفاث توربيني أثناء الطيران في شكل مخطط سانكي . تخرج خسائر المكونات من المحرك على شكل حرارة مهدرة وتُضاف إلى مساحة الحرارة المطرودة على مخطط T~s، مما يقلل مساحة العمل بنفس المقدار. [ 16 ]

يُبذل المحرك شغلاً على الهواء المارّ عبره، ويتجلى هذا الشغل في زيادة الطاقة الحركية. وتأتي هذه الزيادة من احتراق الوقود، ونسبة الطاقة الحركية إلى الطاقة الحركية هي الكفاءة الحرارية، والتي تساوي الزيادة في الطاقة الحركية مقسومة على الطاقة الحرارية للوقود ( معدل تدفق كتلة الوقود × القيمة الحرارية الدنيا). يُستخدم التمدد الناتج عن الاحتراق لتشغيل التوربين الضاغط وتوفير شغل الضغط أثناء الطيران، وكلاهما يُسبب الارتفاع الأولي في درجة الحرارة في مخطط T~s. أما الجزء المتبقي من شغل التمدد في مخطط T~s فهو متاح للدفع، ولكن ليس كله يُنتج شغل دفع، لأنه يشمل الطاقة الحركية المتبقية [ 28 ] أو RVL.

تُجمع الخسائر في المجالات الثلاثة لتحسين الأداء، وهي مولد الغاز، وأجزاء نقل الطاقة إلى الممر الجانبي، وطاقة الدوامة، في كفاءات خاصة بها: كفاءة القلب، وكفاءة النقل، وكفاءة الدفع. كما تُجمع هذه الكفاءات الثلاثة في كفاءة إجمالية تُحسب بضرب الكفاءة الحرارية للقلب، وكفاءة النقل، وكفاءة الدفع.ηo=ηتحηترηصر{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{th}\eta _{tr}\eta _{pr}}

تكوينات محركات الطائرات النفاثة

لكل نوع من أنواع المحركات النفاثة، سواءً كان محركًا نفاثًا ضاغطًا، أو محركًا نفاثًا توربينيًا، أو محركًا نفاثًا توربينيًا مزودًا بحارق لاحق، أو محركًا توربينيًا مروحيًا، أو محركًا توربينيًا مروحيًا مزودًا بحارق لاحق، مجموعة مختلفة من المكونات التي تعمل على ضغط وتسخين وتمديد الهواء المار عبرها. قد يأتي جزء الضغط من الدورة من ضاغط فقط بدون أجزاء متحركة (مدخل/ناشر المحرك النفاث الضاغط) أو من مدخل الطائرة وضاغط المحرك. ويحدث الاحتراق اللاحق في غرفة احتراق إضافية. أما جزء التمدد فيحدث في فوهة، تسبقها عادةً توربينات. بالنسبة للمحركات التوربينية المروحية، يتم نقل الطاقة باستخدام توربين ومروحة من قلب المحرك لتجاوز الهواء.

منذ إدخال مبدأ التجاوز في الخدمة في عام xx، تم تمكين نسبة أكبر تدريجياً من هواء التجاوز مقارنة بالهواء الذي يمر عبر قلب توليد الطاقة من خلال الزيادات في طاقة القلب لكل رطل في الثانية من تدفق هواء القلب (طاقة القلب النوعية).

يُنسب إلى موران [ 36 ] قولٌ يُوضح العلاقة بين المروحة والمحرك الأساسي في محرك ذي نسبة تجاوز عالية: "تُوفر المروحة قوة الدفع. ويُوفر المحرك الأساسي الطاقة اللازمة لتشغيل المروحة بالإضافة إلى قوة دفع إضافية." وينطبق الأمر نفسه على محرك المكبس/المروحة: "تُوفر المروحة قوة الدفع. ويُوفر المحرك الطاقة اللازمة لتشغيل المروحة بالإضافة إلى قوة دفع إضافية (من أنابيب العادم)." يكمن التشابه بين التقنيتين في فصل وظائف مُنتج الطاقة عن وظائف مُنتج قوة الدفع. فالكفاءة الديناميكية الحرارية وكفاءة الدفع مستقلتان. أما في المحرك النفاث التوربيني، فإن أي تحسين يرفع نسبة ضغط الدورة أو درجة حرارة مدخل التوربين يؤدي أيضًا إلى رفع درجة حرارة وضغط أنبوب النفث، مما يُعطي سرعة نفاثة أعلى بالنسبة لسرعة الطائرة. ومع ارتفاع الكفاءة الحرارية، تنخفض كفاءة الدفع. وقد انقطعت هذه العلاقة المتبادلة في المحرك ذي نسبة التجاوز.

قوة الدفع واستهلاك الوقود

يُعدّ كلٌّ من قوة الدفع واستهلاك الوقود مؤشرين رئيسيين لأداء المحرك النفاث. وكثيرًا ما يُستشهد بتحسينات قوة الدفع واستهلاك الوقود عند تصميم محرك جديد مقارنةً بتصميم سابق، وذلك لإثبات دمج تقنيات جديدة تُقلّل من استهلاك الوقود. فعلى سبيل المثال، ذُكر أن محرك بيرل 10X التوربيني المروحي يُنتج قوة دفع أكبر بنسبة 8% ويستهلك وقودًا أقل بنسبة 5% من محرك BR725 . [ 38 ] ويتم دمج قوة الدفع واستهلاك الوقود في مقياس واحد، هو استهلاك الوقود النوعي (SFC)، الذي يعكس مستوى التقنية المستخدمة في المحرك، إذ يُمثّل كمية الوقود اللازمة لإنتاج رطل واحد أو نيوتن واحد من قوة الدفع، بغض النظر عن حجم المحرك. ويُظهر محركان، هما برات آند ويتني JT3C وبرات آند ويتني 1100G، واللذان يفصل بينهما نحو خمسين عامًا من الخبرة في تصميم المحركات النفاثة، انخفاضًا بنسبة 50% في استهلاك الوقود النوعي، من 26 إلى 13  مليغرام/نيوتن.ثانية. [ 39 ]

يتولد الدفع داخل المحرك عندما تُنشّط مكوناته تيار الغاز. [ 40 ] وتظهر قيمة الدفع نفسها بغض النظر عما يحدث داخل المحرك. وباعتبار المحرك صندوقًا أسود، يُحسب الدفع بمعرفة معدل تدفق كتلة الهواء الداخل إلى المحرك وسرعته، بالإضافة إلى زيادة سرعة العادم الخارج منه. وتشير هذه الزيادة إلى تطبيق قوة تسارع خلفية على الغاز داخل المحرك. والدفع هو رد الفعل المساوِ والمعاكس على الأجزاء الداخلية للمحرك، والذي ينتقل إلى الطائرة عبر حوامل المحرك.

نسبة ضغط المحرك (EPR)، وسرعة ضاغط الضغط المنخفض (N1)، ودرجة حرارة غاز العادم (EGT).

شاشة نظام مراقبة الطائرة الإلكتروني المركزي (ECAM) في طائرة إيرباص A340-300، تعرض سرعة دوران المحرك (N1) ودرجة حرارة غازات العادم (EGT) لكل محرك من المحركات الأربعة.
يتدلى جزء مقطوع من ذيل طائرة من رافعة فوق الماء مباشرة، مثبتاً بواسطة طاقم على متن صنادل. وخلفه جسر منخفض ذو عوارض فولاذية وأعمدة من كتل الجرانيت، ويصطف المتفرجون على درابزينه.
يتم رفع الجزء الخلفي من الطائرة رقم 90 من نهر بوتوماك

يُستخدم كل من EPR وN1 كمؤشرين في قمرة القيادة لقياس قوة الدفع، حيث يُعد أحدهما، حسب تفضيل مُصنِّع المحرك، بديلاً صالحاً لقياس قوة الدفع التي لا تُقاس في الطائرة. ولذلك، يُعرفان بمعايير ضبط قوة الدفع. تُفضِّل شركتا جنرال إلكتريك للطيران وسي إف إم إنترناشونال استخدام N1 ، بينما تُفضِّل شركتا برات آند ويتني ورولز رويس استخدام EPR . بالنسبة للمحرك النفاث التوربيني، يُقارن EPR الضغط داخل أنبوب النفث بالضغط خارج المحرك، وينتج ارتفاع الضغط عن عملية ضخ المحرك. ويتمثل العمل المُشترك للمحرك وفوهة إضافية في توليد قوة الدفع. تتمثل وظيفة المحرك الأساسي (الضاغط، وغرفة الاحتراق، والتوربين) في ضخ الهواء إلى ضغط أعلى من ضغط الهواء المحيط. [ 41 ] ثم يتم تسريعه بتمريره عبر منطقة ضيقة تُعرف بالفوهة. في محرك ذي فوهتين منفصلتين، يتم ترجيح الضغوط في كل فوهة نسبةً إلى مساحة الفوهة. ولذلك، يُعرف مؤشر الدفع في محرك رولز رويس RB211 باسم EPR المتكامل (IEPR). ويمكن التحكم في الدفع بسهولة عن طريق تنظيم تدفق الهواء، وبما أن المروحة تضخ كل تدفق الهواء، فإن N1 تُستخدم لضبط الدفع من قِبل شركة جنرال إلكتريك للطيران . [ 42 ]

يُعدّ مؤشر درجة حرارة غازات العادم (EGT) مؤشرًا في قمرة القيادة لتدفق الوقود، إذ أن الوقود المحترق في غرفة الاحتراق يُحدد درجة حرارة دخول التوربين، والتي لا يُمكن قياسها بدقة، ويُعدّ مؤشر EGT بديلًا مناسبًا. أي تدهور في أداء المحرك عن حالته الأصلية يتطلب كمية أكبر من الوقود، مما يؤدي إلى ارتفاع درجة حرارة الغازات، لتوليد قوة الدفع. عند الإقلاع، على سبيل المثال، يرتفع تدفق الوقود، وبالتالي درجة حرارة غازات العادم، مع مرور الوقت أثناء التشغيل، حيث يتدهور أداء المحرك تدريجيًا عن حالته الأصلية. ويستهلك المحرك المزيد من الوقود تدريجيًا، إلى أن يصبح من الضروري استبدال بعض الأجزاء لاستعادة درجة حرارة التشغيل الأصلية المنخفضة وتقليل تكلفة شراء الوقود. [ 43 ]

قد تكون مؤشرات أداء قمرة القيادة مضللة

على الرغم من أن نسبة الضغط الفعال (EPR) ترتبط ارتباطًا مباشرًا بقوة الدفع خلال نطاق الطيران، إلا أن تجربة الخطوط الجوية الأمريكية مع محركاتها النفاثة الأولى، برات آند ويتني JT3C ، شابتها مشاكل في أجهزة القياس، مما أدى إلى التشكيك في قراءة قمرة القيادة، ولجأ طاقم الطائرة إلى استخدام معايير أخرى، مثل قوة الدفع (FF) وسرعة دوران المحرك (N1)، في محاولة يائسة. [ 44 ]

يعتمد نظام قياس ضغط المحرك (EPR) على قياسات الضغط، وتكون أنابيب أخذ العينات عرضة للانسداد. تحطمت رحلة طيران فلوريدا رقم 90 أثناء الإقلاع في ظروف ثلجية وجليدية. كانت قوة الدفع المطلوبة للإقلاع 14,500  رطل، والتي يتم ضبطها عادةً بتحريك ذراعَي الدفع للحصول على قراءة EPR تبلغ 2.04. نتيجةً لتجمد مسبار EPR، كانت القيمة المضبوطة، أي 2.04، خاطئة، وتُعادل في الواقع 1.70، مما أعطى قوة دفع فعلية تبلغ 10,750  رطل فقط. استغرق التسارع الأبطأ 15 ثانية إضافية للوصول إلى سرعة الإقلاع، مما ساهم في التحطم. [ 45 ]

قد تكون قراءات درجة حرارة غازات العادم (EGT) مضللة. ترتفع درجة حرارة الغاز الخارج من التوربين مع استخدام المحرك نتيجة لتآكل أجزائه، إلا أن قيادة القوات الجوية الاستراتيجية وافقت على استخدام محركي J57 وTF33 دون علمها بوجود أجزاء توربينية مثنية ومكسورة. وقد انخدعت بقراءات منخفضة لدرجة حرارة غازات العادم، والتي أوحت، ظاهريًا، بأن المحركات في حالة مقبولة. وتبين لاحقًا أن مجسات قياس درجة حرارة غازات العادم لم تكن مثبتة بشكل صحيح لأخذ عينة تمثل درجة حرارة الغاز الحقيقية لحالة المحرك. [ 46 ]

تحسين الأداء

الأداء من منظور كفاءة تحويل الطاقة، وليس الوزن أو الحجم مثلاً، هو كفاءة تحويل الطاقة الإجمالية لمحطة توليد الطاقة بأكملها، أو مدى تقليل النفايات. وتعتمد الكفاءة الإجمالية لمحطة توليد الطاقة على كفاءة أجزائها المكونة التي تنتج جميعها نفايات.

لقد تحقق تحسين أداء المحرك النفاث، أولًا كمحرك توربيني نفاث ثم كمحرك توربيني مروحي، من خلال الزيادات المستمرة في نسبة الضغط وكفاءة المكونات، وتقليل فقدان الضغط، وتطوير المواد التي سمحت، جنبًا إلى جنب مع تقنيات التبريد، برفع درجة حرارة مدخل التوربين. كما تحقق ذلك أيضًا من خلال تقليل التسرب من مسار الغاز، لأن تدفق الغاز فوق أسطح الجنيح هو وحده الذي يساهم في قوة الدفع. وتعني الزيادة في درجة حرارة مدخل التوربين زيادة في القدرة الناتجة، مما يؤدي في حالة المحرك التوربيني النفاث إلى سرعات عادم عالية جدًا للطيران دون سرعة الصوت. أما في الطائرات دون سرعة الصوت، فتُستخدم القدرة الأساسية العالية المتاحة من زيادة درجة حرارة مدخل التوربين لتشغيل مروحة كبيرة تضيف طاقة حركية أقل إلى كمية كبيرة من الهواء. [ 47 ] الطاقة الحركية هي الناتج الثانوي غير المرغوب فيه، والمعروف بفقدان السرعة المتبقية، لزيادة الزخم الذي ينتج قوة الدفع. ويهدف مهندس الدفع إلى تقليل تحويل الطاقة أو تدهورها إلى حرارة بدلًا من طاقة الدفع. وقد استخدمت محركات المكابس جزءًا من حرارتها المهدرة من خلال الشحن التوربيني والشحن التوربيني المركب. استُخدم جزء من الحرارة لتوليد قوة الدفع من أنابيب العادم الخلفية. لا يمكن الاستفادة من الحرارة المهدرة من المحرك النفاث، لذا يُحسَّن الأداء بتقليل كمية الحرارة المتولدة أثناء مرور الهواء عبر المحرك. ويشمل ذلك فقدان الضغط الكلي الناتج عن إنتاج الإنتروبيا في القنوات، كما أوضح سوليفان: [ 48 ]

اللاعكوسية أو إنتاج الإنتروبيا هي مقياس للتدمير الناتج عن تحويل الطاقة من شكل عالي الجودة إلى شكل منخفض الجودة. يُعد تدفق المائع في قناة ذات طاقة حركية عالية مصدرًا للطاقة عالية الجودة، وتقوم الطبقة الحدية بتحويل جزء من هذه الطاقة الحركية إلى طاقة حرارية منخفضة الجودة.

أحد أسباب زيادة التجاوز عند زيادة طاقة القلب هو ما ذكره هارتمان: [ 49 ]

إن زيادة الإنتاج النوعي، أي زيادة تحويل الحرارة من الوقود إلى الطاقة الحركية للطائرة النفاثة، هي استغلال ضعيف للطاقة الحركية اللازمة لإنتاج الدفع بسبب الخسائر العالية في الطاقة عند المخرج.

زيادة نسبة الضغط الكلية

يُعدّ رفع نسبة الضغط تحسينًا للدورة الديناميكية الحرارية، إذ يُقلّل الاحتراق عند ضغط أعلى من ارتفاع الإنتروبيا، وهو السبب الرئيسي للسعي نحو نسب ضغط أعلى في دورة المحرك النفاث المعروفة بدورة برايتون . [ 50 ] ويمكن تحقيق زيادة نسبة الضغط باستخدام مراحل إضافية أو بزيادة نسبة ضغط المرحلة. وقد تجلّت أهمية ارتفاع نسبة الضغط في استهلاك الوقود عام 1948 عندما تم اختيار محرك J57 (بنسبة 12:1) لطائرة بوينغ B-52 ستراتوفورتريس بدلًا من المحرك التوربيني المروحي. [ 51 ] وكانت تجربة بوينغ السابقة مع استهلاك الوقود النوعي للمحركات التوربينية النفاثة حتى ذلك الحين تتمثل في محرك جنرال إلكتريك J47 (بنسبة 5.4:1)، المستخدم في طائرة بوينغ B-47 ستراتوجيت ، والذي كان السبب الرئيسي في قرار استخدام المحرك التوربيني المروحي.

استُخدم ضاغط التدفق الشعاعي على نطاق واسع في محركات التوربينات النفاثة المبكرة، ولكن مزايا الأداء التي يوفرها الضاغط المحوري من حيث نسبة الضغط، واستهلاك الوقود النوعي، والوزن النوعي، والدفع لكل قدم مربع من المساحة الأمامية، عُرضت في عام 1950 من قِبل هاين كونستانت [ 52 ]. ومع ذلك، لا يزال ضاغط التدفق الشعاعي الخيار الأمثل للمحركات التوربينية المروحية الصغيرة كمرحلة الضغط العالي الأخيرة، لأن المراحل المحورية الصغيرة جدًا البديلة ستكون عرضة للتلف بسهولة وستكون غير فعالة نظرًا لارتفاع الخلوص الطرفي الكبير مقارنةً بارتفاع الشفرة. [ 53 ]

تقنيات تمكين نسبة الضغط الإجمالية العالية

يتميز الضاغط المحوري بتصميم هندسي مناسب لظروف التشغيل عالية السرعة، حيث يقترب تدفق الهواء من جميع الشفرات بزاوية ميل ضئيلة أو معدومة، وهو شرط أساسي لتقليل فقد التدفق إلى أدنى حد. بمجرد تغير الظروف عن نقطة التصميم، تتغير زاوية ميل الشفرات بعيدًا عن القيمة التي تقلل الفقد، وفي النهاية لن يعمل الضاغط بثبات. تُعد الانحرافات عن التصميم مقبولة إذا لم يكن على الضاغط رفع ضغط الهواء بشكل كبير، مثلاً إلى 5 ضغط جوي. أما بالنسبة للقيم الأكبر، فيجب دمج خصائص متغيرة تُغير هندسة الضاغط عند سرعات أقل من سرعة التصميم. المحركات التي ظهرت بعد محرك J47 بنسبة ضغط 5.4:1 كانت مزودة بضواغط ذات نسب ضغط أعلى، مما استدعى وجود نوع من الخصائص المتغيرة التي تعمل عند السرعات المنخفضة لمنع توقف المرحلة الأمامية وفشل الرفرفة واختناق المرحلة الخلفية. كانت هذه صمامات تُفتح لتفريغ الهواء عندما لا تستطيع جميع المراحل تمرير نفس التدفق، وريش بزاوية متغيرة للحفاظ على مثلثات سرعة مقبولة تتكون من سرعة الهواء الداخل، وسرعة الريشة، والسرعة النسبية للهواء بالنسبة للريشة. وبدلاً من ذلك، كان الضاغط يُقسّم إلى ضاغطين يدوران بشكل منفصل [ 56 ] ، لكل منهما نسبة ضغط منخفضة، مثل ضاغط J57 بنسبة 3.75 ضغط منخفض × 3.2 حصان = 12:1 إجمالاً. [ 57 ] تُستخدم صمامات التنفيس وزوايا الريش المتغيرة والضواغط المنفصلة معًا في المحركات الحديثة لتحقيق نسب ضغط عالية. يحتاج محرك رولز رويس ترينت 700 من تسعينيات القرن الماضي، بنسبة ضغط 36:1 و3 دوارات ضاغط منفصلة، ​​إلى 3 صفوف من الريش المتغيرة و7 صمامات تنفيس.

في البداية، كان لا بد من الحصول على نسب ضغط أعلى باستخدام مراحل متعددة نظرًا لانخفاض نسب الضغط بين المراحل، حيث بلغت حوالي 1.16 لضاغط J79 الذي احتاج إلى 17 مرحلة. [ 58 ] تتميز الضواغط الحديثة بنسبة ضغط أعلى لكل مرحلة، ومع ذلك لا تزال تتطلب نفس الميزات المتغيرة. يحتاج ضاغط CFM International LEAP عالي الضغط، بنسبة ضغط 22:1 من 10 مراحل، إلى ريش توجيه مدخل متغيرة و4 مراحل من ريش ثابت متغيرة. تُحدَّد نسبة الضغط الإجمالية للمحرك بدرجة الحرارة المصاحبة لها. تبلغ درجة حرارة مخرج الضاغط حوالي 900 كلفن كحد أقصى، ويُحدَّد ذلك بمدى ملاءمة المواد من حيث الوزن والتكلفة. [ 59 ]

نسبة ضغط المرحلة المتزايدة

يتم ضغط الهواء في التوربينات الغازية عن طريق تحويل جزء من الطاقة الحركية (المولدة بواسطة دوار الضاغط، إما بواسطة دافع طرد مركزي أو صف محوري) للهواء إلى ضغط ثابت، مرحلةً تلو الأخرى. استخدمت معظم محركات الطائرات النفاثة المبكرة ضاغط طرد مركزي أحادي المرحلة بنسب ضغط مثل 3.3:1 ( دي هافيلاند غوبلين ). ظهرت نسب ضغط أعلى مع الضاغط المحوري، لأنه على الرغم من أن نسب ضغط المراحل كانت منخفضة جدًا نسبيًا (1.17:1 بي إم دبليو 003 ) [ 64 ]، إلا أنه كان بالإمكان استخدام مراحل إضافية حسب الحاجة للحصول على نسبة ضغط إجمالية أعلى. تُستخدم مراحل الطرد المركزي الأكثر تطورًا في المحركات التوربينية المروحية الصغيرة كمرحلة الضغط العالي الأخيرة بعد المراحل المحورية ( برات آند ويتني كندا PW300 وغيرها). يُنتج نفس المستوى التقني نسبة ضغط 8:1 عند استخدامه كمرحلة وحيدة في محركات طائرات الهليكوبتر برات آند ويتني PW200 . [ 65 ] تتكون المرحلة الطاردة المركزية من دافع وريش ناشر، [ 66 ] أو بدلاً من ذلك أنابيب ناشرة [ 67 ] والتي يُعتقد أنها تُقلل من الانسداد حيث يرتفع الضغط الساكن مع الانتشار. [ 68 ]

يتكون الضاغط المحوري من صفوف متناوبة من موزعات دوارة وثابتة، [ 69 ] حيث يمثل كل زوج منها مرحلة. تتباعد هذه الموزعات حسب الحاجة لتدفق دون سرعة الصوت. [ 70 ] يتم ضبط القناة المتكونة من الشفرات المتجاورة، أي مقدار الانتشار، عن طريق تغيير زاويتها بالنسبة للخط المماسي، والمعروفة بزاوية التداخل. [ 71 ] يؤدي زيادة الانتشار إلى زيادة نسبة الضغط، لكن التدفق في الضواغط عرضة لانفصال التدفق لأنه يسير عكس اتجاه الضغط المتزايد (يتدفق الغاز بشكل طبيعي من الضغط العالي إلى الضغط المنخفض). وقد زادت نسبة ضغط المرحلة بحلول عام 2016 بحيث يمكن لـ 11 مرحلة تحقيق نسبة 27:1 (ضاغط الضغط العالي GE9X). [ 55 ]

تم تقديم شفرات ضاغط ذات نسبة عرض إلى طول منخفضة، مع كفاءتها الأفضل من الناحية الديناميكية الهوائية والهيكلية، في محرك التوربين النفاث Tumansky R-11 في الخمسينيات من القرن الماضي ، ولاحقًا تم تقديم أمثلة على شفرات مروحة ذات وتر عريض في عام 1983 في محرك Garrett TFE731 -5 [ 72 ] وفي عام 1984 في محرك RB211 -535E4 [ 73 ] ومحرك Pratt & Whitney Canada JT15D -5. [ 74 ]

كفاءة المروحة

تتميز شفرات المراوح في المحركات الحديثة بوتر عريض ، حل محل الشفرات التقليدية ذات الوتر الضيق التي كانت تتطلب مخمدات أو أغطية لمنع اهتزازها بشكل غير مقبول. كما أن زيادة طول الوتر، بما يكفي لجعل الشفرة صلبة بما يكفي للاستغناء عن المخمدات، جعلها أكثر مقاومة للتلف الناتج عن دخول الطيور والبرد والجليد، [ 79 ] وحقق فوائد أخرى عديدة، منها تحسين الكفاءة، وزيادة هامش الأمان، وخفض مستوى الضوضاء. [ 80 ] بالإضافة إلى ذلك، توجد مسافة محورية أكبر لطرد الحطام بعيدًا عن مدخل الضاغط، مما يمنع تآكل أسطح الشفرة الذي يقلل من كفاءة الضاغط.

الاحتراق

تؤدي تأثيرات انتقال الحرارة والاحتكاك في غرفة الاحتراق، سواء في المحرك أو غرفة الاحتراق اللاحق ، إلى انخفاض ضغط الركود وزيادة الإنتروبيا. يظهر انخفاض الضغط على مخطط T~s حيث يُلاحظ أنه يُقلل مساحة الجزء الخاص بالعمل في المخطط. يُعزى انخفاض الضغط في غرفة الاحتراق إلى عاملين: الأول ناتج عن دخول الهواء من الضاغط إلى منطقة الاحتراق، بما في ذلك مروره عبر جميع فتحات التبريد (انخفاض ضغط الاحتكاك)، أي مع تدفق الهواء دون حدوث احتراق. أما العامل الثاني فهو إضافة الحرارة إلى الغاز المتدفق، مما يُضيف نوعًا آخر من انخفاض الضغط (انخفاض ضغط الزخم).

بالإضافة إلى فقدان ضغط الركود، يُعدّ الاحتراق غير الكامل مقياسًا آخر لأداء الاحتراق. لطالما كانت كفاءة الاحتراق قريبة من 100% عند مستويات الدفع العالية، مما يعني وجود كميات ضئيلة فقط من الهيدروكربونات وأول أكسيد الكربون، ولكن كان لا بد من إدخال تحسينات كبيرة عند التشغيل بالقرب من وضع الخمول. في تسعينيات القرن الماضي، أصبح خفض أكاسيد النيتروجين (NOx) محور التركيز نظرًا لمساهمتها في الضباب الدخاني والأمطار الحمضية، على سبيل المثال. تُعدّ تقنية الاحتراق الغني، والخلط السريع، والاحتراق الهزيل (RQL) [ 84 ]، التي قدمتها شركة برات آند ويتني مع غرفة الاحتراق TALON (تقنية متقدمة لخفض أكاسيد النيتروجين) PW4098 ، [ 85 ] ، تقنية غرفة الاحتراق لخفض أكاسيد النيتروجين . تُستخدم تقنية RQL أيضًا في غرفة احتراق محرك رولز رويس ترينت 1000 من المرحلة الخامسة، وغرفة احتراق جنرال إلكتريك LEC (غرفة الاحتراق منخفضة الانبعاثات). [ 36 ]

تتنوع تكوينات غرف احتراق المحركات بين التدفق العكسي المنفصل، والتدفق المستقيم المنفصل، والحلقية الأسطوانية (جميعها تاريخية لأن غرفة التدفق الحلقية توفر مساحة أكبر وتدفقًا أكثر انتظامًا للتوربين)، والحلقية الحديثة والحلقية ذات التدفق العكسي. ويتم تحضير الوقود للاحتراق إما بتحويله إلى قطرات صغيرة (التذرية) أو بتسخينه بالهواء في أنابيب مغمورة في اللهب (التبخير).

من الأمثلة على محركات الطائرات النفاثة المبكرة المزودة بضواغط طرد مركزي، محركا رولز رويس ويلاند وجنرال إلكتريك J31 ، اللذان استخدما غرف احتراق ذات تدفق عكسي. كما تستخدم محركات الطائرات النفاثة الصغيرة الحديثة المزودة بمرحلة ضغط نهائية طرد مركزي غرف احتراق ذات تدفق عكسي، وتتراوح قوتها من 1000  رطل قوة دفع في محرك برات آند ويتني كندا PW600 في طائرة إكليبس 500 النفاثة الخفيفة جدًا  التي تزن 6000 رطل ، إلى 7000 رطل قوة دفع في محرك لايكومينغ ALF 502 في طائرة بريتش إيروسبيس 146 التي تزن 97000 رطل .  

أظهرت الاختبارات المبكرة على الاحتراق اللاحق أن فقدان الضغط الناتج عن الاحتراق يزداد بسرعة إذا تجاوز عدد ماخ عند دخول منطقة الاحتراق 0.3. وهذا أقل من عدد ماخ الخارج من التوربين، لذا يلزم وجود قسم مُشتِّت لإبطاء الغاز قبل مُثبِّتات اللهب حيث يبدأ الاحتراق ويستمر في منطقة إعادة التدوير. [ 95 ] ومن المفاجآت المبكرة في اختبارات الاحتراق اللاحق أن الوقود لا يشتعل تلقائيًا في عادم التوربين الساخن، لذا تستخدم الاحتراقات اللاحقة طرقًا مختلفة للإشعال. ومن الضروري وجود عدد ماخ منخفض بما يكفي عند بدء اللهب (0.2-0.25 EJ200 [ 96 ] ) وقطر قناة كبير بما يكفي لمنطقة الاحتراق للحفاظ على فقدان الضغط الكلي في الاحتراق اللاحق عند مستوى منخفض مقبول. وكما هو الحال مع غرفة احتراق المحرك، يجب إبطاء الهواء من المكون السابق باستخدام مُشتِّت. يتم تثبيت اللهب في غرفة احتراق المحرك باستخدام تدفق الهواء فقط، وذلك عن طريق عكس اتجاه التدفق، على سبيل المثال، باستخدام ريش دوامية حول حاقن الوقود بالإضافة إلى دخول الهواء عبر فتحات في البطانة. تستخدم غرف الاحتراق اللاحق عوائق أمام التدفق تُعرف باسم مثبتات اللهب ذات الجسم غير الانسيابي (قنوات على شكل حرف V). تقع فوهات وقود غرفة الاحتراق اللاحق في اتجاه مجرى منطقة الاحتراق للسماح للوقود المُذرّر بالاختلاط بشكل كافٍ مع عادم التوربين، مما يسمح للهب بالانتشار عبر القناة من مثبتات اللهب.

توجد خسائر في الضغط نتيجة احتكاك جدران القنوات في جميع القنوات، ولكن غرفة الاحتراق اللاحق تعاني من خسائر إضافية ناتجة عن مثبتات اللهب وأنابيب إمداد الوقود. وتزداد خسارة الضغط الأساسية، الناتجة عن الاحتراق، مع زيادة قيمة Mn عند مدخل منطقة الاحتراق، ومع كمية الوقود المحترق من حيث ارتفاع درجة الحرارة في غرفة الاحتراق اللاحق. [ 97 ]

على الرغم من عدم وجود توربين للحد من درجة حرارة غرفة الاحتراق اللاحق، إلا أن هناك حاجة إلى هواء تبريد لبطانة القناة والفوهة المتغيرة، وهو ما يمثل حوالي 10% من تدفق هواء دخول المحرك. ولا يتوفر الأكسجين الموجود في هذا الهواء للاحتراق. [ 98 ]

انخفاض فقدان الضغط في القنوات

يمر الهواء عبر المحرك من خلال مكونين يتطلبان سرعات عالية، تقارب سرعة الصوت . وهما المكونان اللذان يُبذل فيهما شغل، وهما الضاغط والتوربين. أما في باقي المكونات، فلا يُبذل شغل، ويتطلب تقليل فقدان الضغط أرقام ماخ منخفضة. وتشمل هذه المكونات غرفة الاحتراق وغرفة الاحتراق اللاحق، بالإضافة إلى قنوات التوصيل بين المكونات، مثل أنبوب العادم بين التوربين وفوهة الدفع.

القناة الأولى في محطة توليد الطاقة هي المدخل، ويُعدّ فقدان الضغط الكلي أمام المحرك بالغ الأهمية لأنه يظهر مرتين في عملية توليد الدفع. يتناسب الدفع طرديًا مع معدل تدفق الكتلة، الذي يتناسب بدوره طرديًا مع الضغط الكلي. كما يتناسب ضغط فوهة النفث، وبالتالي الدفع، طرديًا مع الضغط الكلي عند مدخل المحرك. [ 100 ] في المداخل دون الصوتية، تقتصر خسائر الضغط الكلي على تلك الناتجة عن الاحتكاك على طول جدران ممر القناة. أما في المداخل فوق الصوتية، فتوجد أيضًا خسائر ناتجة عن موجات الصدمة، ولذا يلزم استخدام أنظمة معالجة موجات الصدمة لتقليل فقدان الضغط مع ازدياد سرعة التدفق فوق الصوتية. وتنتج خسائر إضافية في الضغط الكلي عن نمو الطبقة الحدية مع تباطؤ التدفق. يجب إزالة الطبقات الحدية قبل موقع الصدمة النهائية لمنع الانفصال الناتج عن الصدمة والفقد المفرط.

يتعرض تدفق الهواء عبر قنوات التجاوز لفقدان الطاقة بسبب الاحتكاك والانسدادات التي تُسبب انفصال التدفق. لذا، يجب توخي الحذر لتجنب الدرجات والفجوات التي تزيد من فقدان الطاقة، وكذلك وجودها على أسطح الطائرة حيث تُسبب مقاومة. [ 106 ] تحتاج القنوات إلى انسيابية داخلية بنفس طريقة الأسطح الخارجية. يجب أن تعبر الأنابيب القناة حاملةً الهواء المضغوط من مولد الغاز إلى دعامة الطائرة لنظام التحكم البيئي. تُحدث الأنابيب دوامات مضطربة في هواء التجاوز، مما يظهر على شكل فقدان في الضغط وزيادة في الإنتروبيا. يُعد استخدام غطاء انسيابي حول الأنبوب تحسينًا للأداء، حيث يُقلل من ارتفاع الإنتروبيا. كلما زاد معدل التدفق (Mn)، زاد فقدان الضغط. [ 107 ]

في قنوات ذات مساحة ثابتة (مثل أنابيب الاحتراق النفاث) وقنوات ذات مساحة ثابتة مع إضافة حرارة (مثل غرفة احتراق المحرك وغرفة الاحتراق اللاحق)، يتسارع الغاز نتيجة التسخين بفعل الاحتكاك بالجدار (في القناة)، والعوائق (مثل أنبوب اللهب، ومثبتات اللهب، ومشعبات الوقود)، وإضافة الحرارة. ويتسارع الغاز دون سرعة الصوت، مع ازدياد فقدان الضغط، وصولاً إلى سرعة الصوت. وللحفاظ على فقدان الضغط ضمن نطاق مقبول، يتم إبطاء تدفق الغاز الداخل إلى القناة عن طريق زيادة مساحة التدفق.

التحكم في التسرب

يحتوي المحرك النفاث على العديد من نقاط منع التسرب، أكثر من خمسين نقطة في المحرك الكبير. ويمكن أن يكون التأثير التراكمي للتسرب على استهلاك الوقود كبيرًا. يؤثر منع تسرب مسار الغاز على كفاءة المحرك، وقد ازدادت أهميته مع استخدام ضواغط ذات ضغط أعلى. [ 109 ]

توجد تسريبات غير مرغوب فيها من مسار الغاز الرئيسي، بالإضافة إلى عمليات تفريغ ضرورية من الضاغط، والتي تدخل إلى نظام التدفق الثانوي أو الداخلي. ويتم التحكم في كل ذلك بواسطة موانع تسرب ذات خلوصات تصميمية. وعندما تحتك موانع التسرب وتتآكل، مما يؤدي إلى زيادة الخلوصات، يحدث تدهور في الأداء (زيادة في استهلاك الوقود).

كان يتم في البداية إحكام إغلاق الجزء الثابت باستخدام زعانف حادة الحواف على الجزء الدوار وسطح أملس لغطاء الجزء الثابت. ومن الأمثلة على ذلك محركا Avon وTumansky R-11. مع اختراع مانع التسرب ذي الشكل الخلوي، أصبح مانع التسرب المتاهة مزودًا بغطاء خلوي كاشط يسهل قطعه بواسطة أسنان مانع التسرب الدوارة دون ارتفاع درجة حرارته أو إتلافه. [ 110 ] تُستخدم موانع التسرب المتاهة أيضًا في نظام الهواء الثانوي بين الأجزاء الدوارة والثابتة. وقد أوضح بوبو مواقع استخدامها. [ 111 ] يُعد الخلوص الطرفي بين شفرات الضاغط والتوربين [ 112 ] وهياكلها مصدرًا رئيسيًا لفقدان الأداء. ويرتبط جزء كبير من الفقد في الضواغط بتدفق الخلوص الطرفي. [ 113 ] بالنسبة لمحرك CFM56، تؤدي زيادة الخلوص الطرفي للتوربين عالي الضغط بمقدار 0.25  مم إلى ارتفاع درجة حرارة المحرك بمقدار 10  درجات مئوية (انخفاض الكفاءة) للوصول إلى قوة الدفع اللازمة للإقلاع. [ 114 ] يجب أن تكون الخلوصات الطرفية كبيرة بما يكفي لمنع الاحتكاك عندما تميل إلى الانغلاق أثناء انحناء الهيكل، وتشوه الهيكل الناتج عن نقل الدفع، وإغلاق خط المركز عندما ينكمش غلاف الضاغط على قطر الدوار (انخفاض سريع في درجة حرارة الهواء الداخل إلى المحرك)، وتغييرات ضبط الدفع (يتم التحكم فيها بواسطة التحكم النشط في الخلوص باستخدام تبريد دوار الضاغط وتبريد غلاف التوربين).

يتغير خلوص طرف الجناح بتغيرات قوة الدفع

يُصمَّم المحرك ليعمل في حالة استقرار عند نقاط التصميم، مثل الإقلاع والصعود والتحليق، مع وجود خلوصات تشغيل تُقلِّل من استهلاك الوقود. تعني حالة الاستقرار ثبات سرعة الدوران (RPM) لفترة كافية (عدة دقائق) حتى تتوقف جميع الأجزاء عن الحركة بالنسبة لبعضها البعض نتيجة التمدد الحراري العابر. خلال هذه الفترة، قد تضيق الخلوصات بين الأجزاء حتى تصل إلى حد الاحتكاك والتآكل، مما يؤدي إلى زيادة الخلوصات واستهلاك الوقود، في حالة الاستقرار المهمة. يُمنع حدوث هذا السيناريو داخل المحرك عن طريق تبريد تجويف الضاغط الداخلي [ 119 ] وتبريد غلاف التوربين الخارجي في محركات المراوح الكبيرة (التحكم النشط في الخلوصات). [ 120 ] [ 121 ] [ 122 ]

إحكام الغلق عند أطراف الشفرات وأغطية الجزء الثابت

في أواخر أربعينيات القرن العشرين، اعتبر معظم مصنعي المحركات الأمريكيين أن نسبة الضغط المثلى هي 6:1، نظرًا لكمية التسرب المتوقعة بناءً على المعرفة المتاحة آنذاك في مجال منع التسرب. وقد رأت شركة برات آند ويتني إمكانية الوصول إلى نسبة 12:1 [ 125 ]، ولكن خلال اختبارات ما قبل تطوير محرك J57، تم اختبار ضاغط بنسبة 8:1، وكانت نسبة التسرب عالية جدًا لدرجة أنه لم يكن ليُنتج أي عمل مفيد [ 126 ] . ومن فوائد تصميم "خصر الدبور" اللاحق تقليل التسرب الناتج عن تقليل قطر منع التسرب. في عام 1954، ابتكر مهندس من شركة جنرال إلكتريك نظام منع تسرب فعالًا للغاية، وهو مانع التسرب ذو الشكل الخلوي [ 127 ] ، الذي يقلل بشكل كبير من مساحة الاحتكاك ودرجات الحرارة المتولدة. يخترق الجزء الدوار البنية الخلوية دون أن يتضرر بشكل دائم. ويُستخدم هذا النظام على نطاق واسع اليوم. يجب أن يتبع تدفق الغاز الأساسي عبر الضاغط والتوربين أسطح الشفرات لتبادل الطاقة مع الآلات التوربينية. أي تسرب للغاز من أطراف الشفرات يُولد طاقة زائدة ويقلل من كفاءة الضاغط والتوربين. توجد أغطية متشابكة على أطراف شفرات التوربينات منخفضة الضغط لتوفير شريط خارجي لمسار التدفق، مما يقلل من التسرب عند الأطراف. ويتم تقليل التسرب بشكل أكبر بإضافة أسنان مانعة للتسرب على المحيط الخارجي للأغطية، والتي تحتك بالأغطية ذات الخلايا المفتوحة على شكل قرص العسل.

خلوص طرفي مع انحناء العمود الفقري وعدم استدارة العلبة

أظهر ظهور محركات JT9D وCF6 المدنية ذات نسبة الالتفافية العالية أهمية مواقع انطلاق الدفع على غلاف المحرك. كما تتميز المحركات الكبيرة بأغلفة مرنة نسبيًا، نظرًا لهياكلها ذات القطر الكبير ووزن الطيران الخفيف، مما يُتيح إزاحات نسبية كبيرة بين الدوارات الثقيلة والصلبة والأغلفة المرنة. [ 128 ] وقد ظهر تشوه في غلاف محرك JT9D المُركّب في طائرة بوينغ 747، وما تبعه من احتكاك أطراف الشفرات وانخفاض في الأداء، نتيجةً لانطلاق الدفع من نقطة واحدة أعلى غلاف عادم المحرك. وكان انطلاق الدفع من مستوى التثبيت الخلفي شرطًا أساسيًا لشركة بوينغ. [ 129 ] وبالمقارنة مع محرك  JT3D ذي قوة الدفع 15000 رطل، والذي يتكون من أربعة أغلفة هيكلية، فقد حقق محرك JT9D ذو قوة الدفع 40000  رطل استخدامًا اقتصاديًا للهيكل الداعم بثلاثة أغلفة هيكلية فقط، مما أدى إلى تصميم مضغوط وخفيف الوزن. [ 130 ] أثناء اختبارات الطيران، عانت المحركات من تقلبات حادة وانخفاض في الأداء [ 131 ] ، وقد عُزي ذلك إلى انحناء هيكل المحرك بمقدار 0.043 بوصة عند غلاف غرفة الاحتراق، وخروج غلاف التوربين عن شكله الدائري، مما تسبب بدوره في احتكاك أطراف الشفرات وزيادة الخلوص بينها. [ 132 ]

كانت محركات المراوح الثلاثة الكبيرة التي طُرحت في ستينيات القرن الماضي للطائرات عريضة البدن، بوينغ 747 ولوكهيد ترايستار ودي سي-10، تتمتع بقوة دفع وحجم أكبر بكثير مقارنةً بالمحركات التي كانت تُشغل الجيل السابق من الطائرات. أظهر محركا JT9D وCF6 أن خلوص أطراف الدوار يتأثر بطريقة تركيب المحركات، وأن الأداء يتراجع بسبب احتكاك أطراف الدوار نتيجة انحناء العمود الفقري والتشوه الموضعي للأغلفة عند نقطة نقل الدفع إلى دعامة الطائرة. [ 133 ] في الوقت نفسه، لم يتدهور أداء محرك RB211 بهذه السرعة نظرًا لتصميمه الأقصر والأكثر صلابة بثلاثة محاور. بالنسبة لطائرة بوينغ 777 [ 134 ] [ 135 ] ، تم دمج محركي ترينت 800 [ 136 ] وGE90 بنظام تثبيت ثنائي النقاط لتقليل التشويه البيضاوي. [ 137 ]

كان محرك المروحة ذو نسبة الالتفافية العالية الأول، TF39، ينقل قوة دفعه إلى دعامة C5 من الحامل الخلفي. كان موقع الدفع نقطة واحدة على الإطار الأوسط للتوربين، مما أدى إلى تشوه موضعي في الغلاف، وتسبب في عدم استدارة دوارات التوربين، وزيادة الخلوصات، وانخفاض الأداء. أما محرك CF6-6، المشتق من TF39، فقد كان يستمد قوة دفعه لطائرة DC-10 من مستوى الحامل الأمامي، ولكن أيضًا من نقطة واحدة. تسبب هذا أيضًا في تشوه موضعي وانخفاض غير مقبول في أداء الطائرة. تم تقليل التشوه عن طريق أخذ قوة الدفع من نقطتين، مما سمح بخلوصات تشغيل أصغر للضاغط وتحسين استهلاك الوقود النوعي.

نظام هواء داخلي أو ثانوي

يؤدي استخدام الهواء للأنظمة الداخلية إلى زيادة استهلاك الوقود، لذا تبرز الحاجة إلى تقليل تدفق الهواء المطلوب. يستخدم نظام الهواء الداخلي هواءً ثانويًا للتبريد، والحفاظ على الزيت في حجرات المحامل، والتحكم في حمل الدفع على المحامل لضمان عمرها، ومنع دخول الغازات الساخنة من تدفق غاز التوربين إلى تجاويف الأقراص. وهو نظام تبريد يستخدم تدفق الهواء لنقل الحرارة بعيدًا عن الأجزاء الساخنة والحفاظ عليها عند درجة حرارة تضمن عمرًا أطول لأجزاء مثل أقراص التوربين وشفراته. كما أنه نظام تنقية يستخدم الهواء لضغط التجاويف لمنع دخول غازات مسار التدفق الساخنة وتسخين حواف الأقراص حيث تُركّب الشفرات. يُستخدم هذا النظام لتبريد أو تسخين الأجزاء للتحكم في الخلوصات القطرية (نظام التحكم في الخلوص). استخدمت محركات الضواغط القطرية القديمة وسائل إضافية لتبريد الهواء، مثل دافعة مخصصة أو مروحة مدمجة مع قرص التوربين. تختلف مصادر الهواء في المحركات المحورية على طول الضاغط تبعًا لمتطلبات ضغط نظام الهواء المختلفة. يُتيح استخدام دافع أحادي المرحلة كآخر مرحلة ضغط عالٍ في محركات التوربوفان الصغيرة مرونةً في اختيار ثلاثة ضغوط مصدرية مختلفة من المرحلة الواحدة: عند مدخل الدافع، وفي منتصف المرحلة (طرف الدافع)، وعند مخرج الناشر (عند ضغط غرفة الاحتراق). وتُعدّ مصارف نظام الهواء المسار الرئيسي للغاز حيث يُعاد هواء تبريد التوربين، على سبيل المثال، بينما يُصرّف نظام الزيت إلى الخارج.

تدهور الأداء

يتزامن تدهور مسار الغاز مع ارتفاع درجة حرارة غازات العادم. ومع تدهور مسار الغاز، يمنع حد درجة حرارة غازات العادم في نهاية المطاف تحقيق قوة الدفع اللازمة للإقلاع، مما يستدعي إصلاح المحرك. [ 146 ] يتدهور أداء المحرك مع الاستخدام نتيجة لتآكل أجزائه، مما يعني استهلاك المحرك كمية أكبر من الوقود للحصول على قوة الدفع المطلوبة. يبدأ المحرك الجديد باحتياطي أداء يتناقص تدريجيًا. يُعرف هذا الاحتياطي بهامش درجة الحرارة، ويُلاحظه الطيار من خلال هامش درجة حرارة غازات العادم. بالنسبة لمحرك CFM International CFM56-3 الجديد ، يبلغ هذا الهامش 53  درجة مئوية. [ 147 ] [ 43 ] يوضح كراوس [ 148 ] تأثير تدهور المكونات النموذجية أثناء الخدمة على زيادة استهلاك الوقود.

تضمنت تجربة الخطوط الجوية الأمريكية مع محرك JT3C التوربيني النفاث تشققات وانحناءات في ريش توجيه فوهات التوربين، مما أثر سلبًا على تدفق الغاز إلى شفرات التوربين الدوارة، وتسبب في زيادة استهلاك الوقود. وكان الأمر الأكثر خطورة هو تآكل أجزاء التوربين بفعل كتل الكربون الصلبة التي تشكلت حول فوهات الوقود، والتي كانت تنفصل دوريًا وتصطدم بشفرات التوربين وريش توجيه الفوهات، مما يؤدي إلى تآكلها، وبالتالي فقدان هامش درجة حرارة غازات العادم. [ 154 ]

قبل مضاعفة أسعار الوقود ثلاث مرات في أوائل سبعينيات القرن الماضي، كان استعادة الأداء بعد التدهور نتيجة ثانوية للحفاظ على موثوقية المحرك. أدى ارتفاع تكلفة الوقود والوعي المتزايد بأهمية ترشيد الطاقة إلى ضرورة فهم نوع وكمية تدهور المكونات الذي يُسبب زيادة استهلاك الوقود. [ 155 ] وقد تبين أن المحركات ذات نسبة الالتفاف العالية أكثر عرضة للتشوهات الهيكلية التي تتسبب في زيادة الخلوص بين أطراف الشفرات والأختام نتيجة الاحتكاك.

أجرت الخطوط الجوية الأمريكية اختبارات على محركات التجاوز القديمة لفهم مدى تأثير تآكل المكونات وتراكم الأوساخ الجوية على استهلاك الوقود. ووجد أن أسطح مسار الغاز في المروحة والضاغط مغطاة برواسب من الأوساخ والملح والزيت، مما زاد من خشونة السطح وتسبب في انخفاض الأداء. [ 156 ] وقد أدى غسل الضاغط في محرك تجاوز من طراز برات آند ويتني JT8D إلى خفض استهلاك الوقود بمقدار 110 أرطال لكل ساعة تشغيل. [ 157 ]

تُعدّ الخلوصات بين الأجزاء الدوارة والثابتة ضرورية لمنع التلامس. وتؤدي زيادة هذه الخلوصات، التي تحدث أثناء التشغيل نتيجة الاحتكاك، إلى انخفاض الكفاءة الحرارية، ما ينعكس على استهلاك المحرك للوقود. وقد أظهرت تجربة أجرتها الخطوط الجوية الأمريكية على محرك برات آند ويتني JT3D أن زيادة خلوص طرف التوربين عالي الضغط بمقدار 0.031 بوصة تسببت في زيادة استهلاك الوقود بنسبة 0.9%. [ 158 ]

أدى ظهور محركات الالتفافية العالية إلى ظهور متطلبات هيكلية جديدة ضرورية لمنع احتكاك الشفرات وتدهور الأداء. قبل ذلك، كان محرك JT8D، على سبيل المثال، يتميز بانحرافات الانحناء الناتجة عن الدفع، والتي تم تقليلها إلى الحد الأدنى باستخدام قناة مروحة طويلة وصلبة من قطعة واحدة، تعزل الأجزاء الداخلية للمحرك عن الأحمال الديناميكية الهوائية. حافظ محرك JT8D على أداء جيد بفضل درجة حرارة التوربين المعتدلة وهيكله الصلب. لم يتأثر المحرك، بفضل هيكله الصلب، سلبًا بأحمال الانحناء المحورية الناتجة عن مدخل الهواء عند بدء الدوران. كان للمحرك خلوصات كبيرة نسبيًا بين المكونات الدوارة والثابتة، لذا لم يكن احتكاك أطراف شفرات الضاغط والتوربين كبيرًا، وكان تدهور الأداء ناتجًا عن إجهاد الجزء الساخن وشفرة الضاغط، مما يزيد من الخشونة والتآكل. [ 159 ]

الانبعاثات

يكمن الرابط بين الانبعاثات واستهلاك الوقود في عدم كفاءة الاحتراق التي تُهدر الوقود. ينبغي أن يحترق الوقود احتراقًا كاملًا ليتحرر كامل الطاقة الكيميائية على شكل حرارة. [ 160 ] يُشير تكوّن الملوثات إلى هدر الوقود، وإلى الحاجة إلى كمية أكبر منه لإنتاج قوة دفع معينة.

ضوضاء

يؤثر الضجيج على القبول الاجتماعي للطائرات، وتُحدد قوانينٌ مستويات الضجيج القصوى المُقاسة أثناء الإقلاع والهبوط في محيط المطارات. ويُعدّ ضجيج الطائرات العسكرية موضوع شكاوى من السكان القاطنين بالقرب من المطارات العسكرية وفي المناطق النائية الواقعة تحت مسارات رحلات التدريب على ارتفاعات منخفضة. وقبل دخول أولى الطائرات النفاثة الخدمة، كان الضجيج موضوعًا لاحتجاجات المواطنين حول المطارات بسبب الضجيج غير المقبول الصادر عن الجيل الأخير من الطائرات ذات المحركات المكبسية، مثل طائرة xxx. وقد قام المشغلون الأوائل للطائرات النفاثة، الذين تلقوا تحذيرات مسبقة، بتطبيق إجراءات إقلاع مُخففة للضجيج، مثل طائرة Comet Caravelle.

إن ضوضاء مقصورة الركاب وقمرة القيادة في الطائرات المدنية وضوضاء قمرة القيادة في الطائرات العسكرية لها مساهمة من محركات الطائرات النفاثة، سواء كانت ضوضاء المحرك أو الضوضاء المنقولة عبر الهيكل والناجمة عن عدم توازن دوار المحرك.

وقت البدء

زمن بدء التشغيل هو الوقت المستغرق من بدء عملية التشغيل إلى الوصول إلى سرعة التباطؤ. يتراوح زمن بدء التشغيل النموذجي لمحرك CFM-56 بين 45 و60 ثانية. [ 161 ] يُعدّ زمن بدء التشغيل مسألةً بالغة الأهمية لسلامة الطيران عند بدء التشغيل من الجو، إذ يجب إتمام عملية بدء التشغيل قبل فقدان ارتفاع كبير. [ 162 ]

وزن

ينعكس وزن المحرك على وزن الطائرة، مما يُضيف بعض المقاومة. ويعني الوزن الزائد للمحرك هيكلاً أثقل ويقلل من حمولة الطائرة. [ 163 ]

مقاس

يجب تحديد حجم المحرك ضمن نطاق تركيبه المتفق عليه أثناء تصميم الطائرة. وتتحكم قوة الدفع في مساحة التدفق، وبالتالي في حجم المحرك. ويُعدّ معيار قوة الدفع بالرطل لكل قدم مربع من مدخل الضاغط مؤشرًا على الأداء. وقد زُوّدت أولى الطائرات النفاثة التوربينية العاملة في ألمانيا بضواغط محورية استجابةً لطلب وزارة الطيران الألمانية عام 1939 لتطوير محركات تُنتج قوة دفع تبلغ 410  رطل/قدم مربع. [ 164 ]

يكلف

يُقلل المحرك ذو الاستهلاك المنخفض للوقود من نفقات شركات الطيران على شراء الوقود عند سعر محدد. ويؤدي تدهور الأداء (زيادة استهلاك الوقود) أثناء التشغيل إلى تأثير تراكمي على تكاليف الوقود، حيث أن التدهور والزيادة في الاستهلاك أمران تدريجيان. ويجب مراعاة تكلفة استبدال قطع الغيار مقارنةً بالوفورات في الوقود. [ 165 ]

المصطلحات والملاحظات التوضيحية

توضيح الزخم، والعمل، والطاقة، والقدرة

يستخدم الشرح الأساسي لكيفية توليد قوة الدفع الناتجة عن احتراق الوقود مصطلحات مثل الزخم، والشغل، والطاقة، والقدرة، والمعدل. ويمكن التأكد من صحة استخدام هذه المصطلحات من خلال مفهوم الوحدات الأساسية، وهي الكتلة ( M) ، والطول (L) ، والزمن (T) ، بالإضافة إلى مفهوم بُعد الوحدة الأساسية، أي القدرة، ولنقل L₁ للمسافة، ووحدة مشتقة، ولنقل السرعة التي تمثل المسافة مقسومة على الزمن، بأبعاد L₁T⁻¹ [ 166 ]. يهدف المحرك النفاث إلى توليد قوة الدفع ، وهو ما يفعله عن طريق زيادة زخم الهواء المار عبره. لكن قوة الدفع لا تنتج عن تغير الزخم نفسه ، بل عن معدل تغيره. لذا، يجب أن يكون لقوة الدفع، وهي قوة، نفس أبعاد معدل تغير الزخم، وليس الزخم نفسه. ويمكن التعبير عن الكفاءات كنسب بين الطاقة أو معدلها أو قدرتها، والتي لها نفس الأبعاد.

أبعاد القوة هي M₁L₁T⁻² ، والزخم له أبعاد M₁L₁T⁻¹ ، ومعدل تغير الزخم له أبعاد M₁L₁T⁻² ، أي أنها مماثلة للقوة . الشغل والطاقة كميتان مماثلتان بأبعاد M₁L₂T⁻² . القدرة لها أبعاد M₁L₂T⁻³ . [ 167 ]​​

مراجع

  1. ↑ أداء التوربينات الغازية، الطبعة الثانية، والش وفليتشر 2004، رقم ISBN 0 632 06434-Xمقدمة
  2. ↑ "هامش درجة حرارة غازات العادم يشير إلى صحة المحرك" الصفحات 5-11، السلامة أولاً، مجلة إيرباص للسلامة، فبراير 2022
  3. 1 2 "محرك ذو دورة متغيرة لتطبيقات النقل دون سرعة الصوت - تحميل مجاني بصيغة PDF" . docplayer.net . تاريخ الاسترجاع: 16 نوفمبر 2023 .
  4. ↑ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.9176?journalCode=jpp ، "أفكار وأساليب ديناميكا الهواء في الآلات التوربينية: نظرة تاريخية"، كومبستي وغريتزر، الشكل 1
  5. ↑ يقوم المحرك بتطبيق قوة دفع على طائرة ثابتة ويتم بذل شغل الدفع على الطائرة عندما تتحرك تحت تأثيره.
  6. 1 2 كورتزكه، يواكيم؛ هاليول، إيان (2018). الدفع والطاقة . doi : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN 978-3-319-75977-7.
  7. ↑ هاوثورن، ويليام (1978). "دفع الطائرات من وراء الكواليس" . المجلة الجوية . 82 (807): 93-108 . doi : 10.1017/S0001924000090424 . ISSN 0001-9240 . S2CID 117522849 .  
  8. ↑ غافين، ويليام أو.؛ ​​لويس، جون هـ. (1968). "تطوير المحرك التوربيني المروحي ذو نسبة الالتفاف العالية" . حوليات أكاديمية نيويورك للعلوم . 154 (2): 576-589 . Bibcode : 1968NYASA.154..576G . doi : 10.1111/j.1749-6632.1968.tb15216.x . ISSN 0077-8923 . S2CID 84722218 .  
  9. ↑ الديناميكا الهوائية الحرارية لمحركات التوربينات الغازية للطائرات، أوتس، محرر، AFAPL-TR-78-=52، قاعدة وينتر بارك الجوية، أوهايو، الصفحات 1-41
  10. ↑ AGARD (المجموعة الاستشارية لأبحاث وتطوير الفضاء الجوي)، سلسلة المحاضرات رقم 136: أنظمة الدفع الصاروخي النفاث والصاروخي النفاث للصواريخ .
  11. 1 2 "بعض الجوانب الأساسية للدفع النفاث التضاغطي" . مجلة ARS . المجلد 27، العدد 4. المعهد الأمريكي للملاحة الجوية. أبريل 1957 - عبر أرشيف الإنترنت.  
  12. ↑ "أنابيب المداخن فوق الصوتية" . مجلة كورنيل للهندسة . المجلد 16، العدد 6. جامعة كورنيل. مارس 1951. ص 9 – عبر أرشيف الإنترنت.   
  13. ↑ "التوربينات الغازية ومشاكلها"، هاين كونستانت، مكتبة تود المرجعية، مجموعة تود للنشر المحدودة، 1948، ص 46
  14. ↑ كيران سيداباجي (نوفمبر 2008). فوائد محرك التوربوفان GE 90 النموذجي من خلال تحليل الدورة (تقرير). doi : 10.13140/RG.2.2.25078.50243 .
  15. ↑ هينينغ ستروكتروب؛ غوين إلفينغ (يونيو 2008). "الخسائر الخارجية في محركات الهواء التوربينية ذات نسبة الالتفافية العالية" . المجلة الدولية للطاقة المتاحة . 5 (4): 400. Bibcode : 2008IJExe...5..400S . doi : 10.1504/IJEX.2008.019112 .
  16. 1 2 روبرت، كينيدي ف. (1945-02-01). تحليل لأنظمة الدفع النفاث التي تستخدم المادة العاملة لدورة ديناميكية حرارية بشكل مباشر (تقرير).
  17. ↑ سميث، تريفور آي؛ كريستنسن، وارن إم؛ ماونت كاسل، دونالد بي؛ طومسون، جون آر. (23-09-2015). "تحديد صعوبات الطلاب في فهم الإنتروبيا، والمحركات الحرارية، ودورة كارنو" . مجلة Physical Review Special Topics - Physics Education Research . 11 (2) 020116. arXiv : 1508.04104 . Bibcode : 2015PRPER..11b0116S . doi : 10.1103/PhysRevSTPER.11.020116 .
  18. ↑ معاملات جمعية مانشستر للمهندسين 1904، مخطط درجة الحرارة والإنتروبيا، السيد جي. جيمس ويلز، ص 237
  19. ↑ تقرير اللجنة المعينة في 31 مارس 1896، للنظر في موضوع تعريف معيار أو معايير الكفاءة الحرارية لمحركات البخار وتقديم تقرير إلى المجلس بشأنه. لندن، المؤسسة. 1898.
  20. ↑ "الديناميكا الحرارية الهوائية للتوربينات الغازية"، السير فرانك ويتل، رقم ISBN 0-08-026718-1، ص. 2
  21. ↑ كومبستي، ن. أ. (1997). الدفع النفاث: دليل مبسط للتصميم الديناميكي الهوائي والحراري وأداء المحركات النفاثة . كامبريدج؛ نيويورك: مطبعة جامعة كامبريدج. ISBN 978-0-521-59330-4– عبر أرشيف الإنترنت.
  22. ↑ توليد الإنتروبيا في تدفقات الآلات التوربينية"'دينتون، SAE 902011، ص 2251
  23. ↑ "آليات الفقد في الآلات التوربينية" دينتون، ASME 93-GT-435، ص 4
  24. ↑ "محرك نفاث | الهندسة والتصميم والوظائف | بريتانيكا" . بريتانيكا . 24-10-2023 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 16-11-2023 .
  25. ↑ مجلة الطائرات، سبتمبر-أكتوبر 1966: المجلد 3، العدد 5. المعهد الأمريكي للملاحة الجوية والفضائية. سبتمبر 1966 – عبر أرشيف الإنترنت.
  26. ↑ «الدفع النفاث للطائرات»، باكنغهام، تقرير NACA رقم 159، صفحة 85
  27. ^ زيمشوزين، NA؛ ليفين، MA؛ ميركولوف، آي أيه؛ نوموف، السادس؛ بوجيداييف، الزراعة العضوية؛ فرولوف، SP. فرولوف، VS (1977/01/01). الطائرات والصواريخ السوفيتية . ناسا.
  28. 1 2 لويس، جون هيرام (1976). "كفاءة الدفع من منظور استخدام الطاقة" . مجلة الطائرات . 13 (4): 299-302 . doi : 10.2514/3.44525 . ISSN 0021-8669 . 
  29. ↑ راينر جويل (1960). المحركات الحرارية . أرشيف الإنترنت.
  30. ↑ ويبر، ريتشارد جيه؛ ماكاي، جون إس. (1958-09-01). تحليل محركات رامجيت باستخدام الاحتراق فوق الصوتي (تقرير).
  31. 1 2 ماتينجلي، جاك د.؛ بوير، كيث م. (2016-01-20). عناصر الدفع: التوربينات الغازية والصواريخ، الطبعة الثانية . ريستون، فرجينيا: المعهد الأمريكي للملاحة الجوية والفضائية. doi : 10.2514/4.103711 . ISBN 978-1-62410-371-1.
  32. ↑ سميث ج. جيفري (1946). التوربينات الغازية والدفع النفاث للطائرات .
  33. ↑ نظرية المحركات النفاثة (تقرير).
  34. ↑ "أداء ونطاقات تطبيق أنواع مختلفة من أنظمة دفع الطائرات" . المكتبة الرقمية لجامعة شمال تكساس . أغسطس 1947. تاريخ الاسترجاع: 16 نوفمبر 2023 .
  35. ↑ "تصميم أنابيب العادم لمحركات الطائرات النفاثة - بما في ذلك إعادة التسخين"، إدواردز، المجلة الجوية ، المجلد 54، العدد 472، الشكل 1.
  36. 1 2 "تطوير تكنولوجيا المحركات لمعالجة المخاوف المحلية المتعلقة بجودة الهواء"، موران، ندوة منظمة الطيران المدني الدولي حول انبعاثات الطيران مع معرض، 14-16 مايو 2007
  37. ↑ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.44525?journalCode=ja "كفاءة الدفع من منظور استخدام الطاقة"، لويس، الشكل 2
  38. ↑ "مجموعة رولز رويس بيرل 10X لتقييم منصة اختبار الطيران 747 | شبكة أسبوع الطيران" .
  39. ↑ حول تصميم محركات الطائرات الموفرة للطاقة، ريتشارد أفيلان، 2011، رقم ISBN 978-91-7385-564-8الشكل 6
  40. ↑ "محرك نفاث | الهندسة والتصميم والوظائف | بريتانيكا" . 6 ديسمبر 2023.
  41. ↑ https://ntrs.nasa.gov/citations/19930082605 ، NACA TN 1927 تعميم أداء محرك التوربين النفاث من حيث خصائص الضخ
  42. ↑ محركات الطائرات النفاثة وأنظمة الدفع للمهندسين، تحرير ثاديوس فاولر، محركات الطائرات جنرال إلكتريك 1989، الصفحات 11-19
  43. 1 2 أداء طائرة النقل النفاثة، يونغ 2018، ISBN 978-1-118-53477-9الشكل 8.19
  44. ↑ "تجربة الخطوط الجوية الأمريكية مع محركات التوربينات النفاثة/التوربينات المروحية"، واتلي، ASME 62-GTP-16
  45. ↑ "تقرير خاص: رحلة طيران فلوريدا رقم 90" . AirDisaster.Com . مؤرشف من الأصل بتاريخ 12 يونيو 2015. تم الاطلاع عليه بتاريخ 30 مايو 2015 .، ص 80
  46. ↑ من يحتاج إلى مراقبة المحرك؟، تشخيص محركات الطائرات، ناسا CP2190، 1981، ص 214
  47. ↑ الدفع النفاث، نيكولاس كومبستي، رقم ISBN 0 521 59674 2، ص 40
  48. ↑ تقنية جديدة لتحليل الخسائر الديناميكية الهوائية تعتمد على تنبؤات ديناميكا الموائع الحسابية لإنتاج الإنتروبيا، سوليفان، SAE 951430، ص 343
  49. ↑ https://arc.aiaa.org/doi/10.2514/3.43978 "نظرية واختبار خلط التدفق في محركات التوربوفان"، هارتمان، مجلة الطائرات ، المجلد 5، العدد 6، مقدمة
  50. ↑ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1964-243 ، حول الطيف الديناميكي الحراري للدفع الهوائي، Builder، ص 2
  51. ↑ «الطريق إلى 707»، رقم ISBN 0-9629605-0-0، ص 204
  52. ↑ https://journals.sagepub.com/doi/10.1243/PIME_PROC_1950_163_022_02 ، "التوربينات الغازية من منظور شامل"، هاين كونستانت، الأشكال 3، 8، 9، 10
  53. ↑ https://patents.google.com/patent/US3357176A/en ، "محرك توربيني غازي مزدوج البكرة مع ضواغط محورية وطاردة مركزية"، العمود 1، الأسطر 46-50
  54. ↑ "تصميم وتطوير محرك غاريت F109 التوربيني المروحي"، كريغر وآخرون، المجلة الكندية للملاحة الجوية والفضاء ، المجلد 34، العدد 3، سبتمبر 1988، ص 9.171
  55. 1 2 https://drs.faa.gov/browse/excelExternalWindow/DRSDOCID114483736420230203181002.0001?modalOpened=true ,"ورقة بيانات شهادة النوع E00095EN"
  56. ↑ https://archive.org/details/Aviation_Week_1952-10-20 ، ص 13 "ضواغط منفصلة تُبشّر بعصر جديد للطائرات النفاثة"
  57. ↑ «محركات برات آند ويتني: تاريخ تقني»، رقم ISBN 978-1-60086-711-8، ص 232
  58. ↑ الدفع النفاث لتطبيقات الفضاء الجوي، الطبعة الثانية، هيس ومومفورد، رقم بطاقة فهرس مكتبة الكونغرس 64-18757، صفحة 185
  59. ↑ https://archive.org/details/aircraftpropulsion2ed_201907 ، "دفع الطائرات"، فاروخي، الطبعة الثانية 2014، ص 638
  60. ↑ مؤتمر ناسا حول توقف المحرك وتذبذبه، الورقة الرابعة، NASA TM-X-67600، الشكل 16-19
  61. ↑ مجلة فلايت إنترناشونال، 16 ديسمبر 1955، صفحة 901
  62. ↑ https://www.enginehistory.org/Convention/2013/SR-71Propul/SR-71Propul.shtml ، رسم توضيحي مقطعي للتفاصيل الداخلية والخارجية للقاطرة J58
  63. ↑ https://www.roadrunnersinternationale.com/pw_tales.htm ص 4
  64. ↑ لوندكويست، دبليو جي؛ كول، آر دبليو (1946). "مقارنة محرك بي إم دبليو-003 التوربيني النفاث بمحرك جومو 004". معاملات جمعية مهندسي السيارات . 54 : 503-510 [506]. JSTOR 44548294 . 
  65. ↑ https://engineering.purdue.edu/~propulsi/propulsion/jets/tprops/pw200.html ، PW206 8:1
  66. ↑ "المحرك النفاث"، شركة رولز رويس المحدودة، مرجع المنشور TSD 1302، يوليو 1969، الطبعة الثالثة، الشكل 3-6 "تدفق الهواء عند مدخل الناشر"
  67. ↑ https://patents.google.com/patent/US3420435 "بنية ناشر الضوء"
  68. ↑ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/GT1972/79818/V001T01A053/231014 ، "مقارنة بين الأداء المتوقع والمقاس لموزعات ضاغط الطرد المركزي ذات نسبة الضغط العالية"، كيني، ص 19
  69. ↑ https://archive.org/details/DTIC_ADA059784/page/n45/mode/2up ، "جميع عمليات الضغط في المحركات تتطلب عملية انتشار"، القسم 1.4.2.3
  70. ↑ يتباطأ التدفق فوق الصوتي في قناة متقاربة كما هو موضح من حافة المدخل إلى فتحة تصريف مصيدة الصدمات.
  71. ↑ https://ntrs.nasa.gov/citations/19650013744 ، "التصميم الديناميكي الهوائي لضواغط التدفق المحوري"، ص 126
  72. ↑ https://www.sae.org/publications/technical-papers/content/861837/ ، "ضواغط التدفق المحوري ذات النسبة الباعية المنخفضة: لماذا وماذا يعني ذلك؟"، وينرستروم، ص 11
  73. ↑ "تاريخ محرك رولز رويس RB211 التوربيني المروحي | WorldCat.org" . search.worldcat.org .
  74. ↑ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/IGT1985/79429/V001T01A006/259190 ، "تطوير محرك نفاث صغير بمروحة بتقنية جديدة"، بويد، ASME 85-IGT-139، ص 2
  75. ↑ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/GT1969/79832/V001T01A088/231986 ، "مقدمة لمحرك JT15D"
  76. ↑ https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.9176?journalCode=jpp ، "أفكار وأساليب ديناميكا الهواء في الآلات التوربينية: نظرة تاريخية"، كومبستي وغريتزر، الشكل 1
  77. ↑ https://journals.sagepub.com/doi/10.1243/0954406991522680 ، "تصميم الضاغط المحوري"، غاليمور، ص 439
  78. ↑ https://asmedigitalcollection.asme.org/turbomachinery/article-abstract/111/4/357/419178/Low-Aspect-Ratio-Axial-Flow-Compressors-Why-and?redirectedFrom=fulltext ، "ضواغط التدفق المحوري ذات نسبة العرض إلى الارتفاع المنخفضة: لماذا وماذا يعني ذلك؟"، وينرستروم، SAE 861837، ص 6
  79. ↑ أمو، ليي م. (2013). "حول تصميم وتحليل هيكل شفرات مروحة المحرك النفاث". التقدم في علوم الفضاء الجوي . 60 : 1-11 . Bibcode : 2013PrAeS..60....1A . doi : 10.1016/j.paerosci.2012.08.002 .
  80. ↑ https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/GT1988/79191/V002T02A017/236878 ، "تطوير سيارة رولز رويس تاي"، ويلسون، 88-GT-302
  81. ↑ تأثير التحليل ثلاثي الأبعاد على تصميم المراوح، كليمونز وآخرون، ASME 83-GT-136
  82. ↑ https://patents.google.com/patent/US6071077A/en ، "شفرة مروحة منحنية"
  83. ↑ "التطورات الحديثة في تصميم المراوح والضواغط باستخدام ديناميكا الموائع الحسابية"، بالين، جامعة كولورادو، بولدر، كولورادو 80309
  84. ↑ ماكيني، راندال؛ تشيونغ، ألبرت؛ سوا، ويليام؛ سيبولفيدا، دومينغو (2007). "غرفة احتراق برات آند ويتني تالون إكس منخفضة الانبعاثات: نتائج ثورية بتقنية متطورة" . الاجتماع والمعرض الخامس والأربعون لعلوم الفضاء الجوي التابع للمعهد الأمريكي للملاحة الجوية والفضائية . doi : 10.2514/6.2007-386 . ISBN 978-1-62410-012-3.
  85. ↑ ليو، ييزي؛ صن، شياو شياو؛ سيثي، فيشال؛ نالياندا، ديفايا؛ لي، يي غوانغ؛ وانغ، لو (2017). "مراجعة لتقنيات الاحتراق الحديثة منخفضة الانبعاثات لمحركات التوربينات الغازية للطائرات". التقدم في علوم الفضاء الجوي . 94 : 15. Bibcode : 2017PrAeS..94...12L . doi : 10.1016/j.paerosci.2017.08.001 . hdl : 1826/12499 .
  86. ↑ "التقدم في الدفع النفاث"، نيفيل وسيلسبي، الطبعة الأولى، شركة ماكجرو هيل للنشر، 1948، ص 127
  87. ↑ "سلسلة غوبلن الثانية"، مجلة فلايت، 21 فبراير 1946
  88. ↑ https://archive.org/details/in.ernet.dli.2015.19428/page/n71/mode/2up ، "التوربينات الغازية والدفع النفاث"، الطبعة الرابعة، سميث، الشكلان 73 و77
  89. ↑ "عائلة محركات وستنجهاوس J46 النفاثة المحورية. تاريخ التطوير والملامح الفنية"، بول ج. كريستيانسن، ISBN 978-0-692-76488-6الشكلان 3 و8
  90. ↑ https://asmedigitalcollection.asme.org/gasturbinespower/article/132/11/116501/464800/GAS-TURBINE-COMBUSTION-Alternative-Fuels-and ، ص 237
  91. ↑ "Two-spool Turbo Wasp"، مجلة فلايت ، 27 نوفمبر 1953.
  92. ↑ "احتراق التوربينات الغازية" الطبعة الثالثة، ليفبفر وبالال، رقم ISBN 978 1 4200 8605 8، الصفحات 15-16، الشكل 1.16
  93. ↑ https://patents.google.com/patent/US20150059355A1/en "طريقة ونظام للتحكم في أداء التوربينات الغازية بهامش ارتداد متغير"
  94. ↑ http://www.netl.doe.gov >gas.turbine.handbook,"4.2.1 تحليل تصميم التبريد، ص 304
  95. ↑ "إعادة تسخين العادم للمحركات النفاثة التوربينية - دراسة استقصائية لخمس سنوات من أعمال التطوير - الجزء 1"، مجلة فلايت، 8 سبتمبر 1949
  96. ↑ https://archive.org/details/DTIC_ADA361702 ، "مبادئ وأساليب تصميم محركات التوربينات الغازية للطائرات"، RTO-MP-8، ص 19-5
  97. ↑ كورتزكه، يواكيم؛ هاليول، إيان (2018). الدفع والطاقة . الصفحات 544-545 . doi : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN  978-3-319-75977-7.
  98. ↑ كورتزكه، يواكيم؛ هاليول، إيان (2018). الدفع والطاقة . ص 545. doi : 10.1007/978-3-319-75979-1 . ISBN  978-3-319-75977-7.
  99. ↑ "الطائرات النفاثة السريعة - تاريخ تطوير إعادة التسخين في ديربي"، سيريل إليوت، مؤسسة رولز رويس للتراث، السلسلة الفنية رقم 5، ISBN 1 872922 20 1، ص 116
  100. ↑ "مراجعة لمشاكل مدخل الهواء فوق الصوتي، وايت"، مجلة أغاردوغراف رقم 27، صفحة 22
  101. ↑ المحاضرة الأولى لجيمس كلايتون، "التاريخ المبكر لتوربينات ويتل الغازية للدفع النفاث"، العميد الجوي ف. ويتل، ص 430، الشكل 20
  102. ↑ ليس مهندسًا بارعًا، السير ستانلي هوكر: سيرة ذاتية، رقم ISBN 1 85310 285 7، ص 90
  103. ↑ https://patents.google.com/patent/US3477455A/en "مدخل فوق صوتي لمحركات الطائرات النفاثة"
  104. ↑ https://ntrs.nasa.gov/citations/19930090035 "استخدام نزيف الصدمة لتحسين استعادة الضغط..."
  105. ↑ https://www.semanticscholar.org/paper/Ramjet-Intakes-Cain/96dc23a101c094f19d185f7497755c0cb0d19ec8 ، "مداخل محركات الدفع النفاث"، كاين، الشكل 19
  106. ↑ "مقاومة ديناميكا الموائع"، هورنر 1965، رقم بطاقة فهرس مكتبة الكونغرس 64-19666، الفصل 5 مقاومة عيوب السطح، ص 5-1
  107. ↑ https://www.hindawi.com/journals/ijae/2022/3637181/ ، تحليل توليد الإنتروبيا وكبح الإمكانات في بيئة نظام محرك نفاث، ليو وآخرون، مقدمة
  108. ↑ https://www.cambridge.org/core/journals/aeronautical-journal/article/abs/aircraft-propulsion-from-the-back-room/771675086CDE0E766BE700CD6B3198E7 "دفع الطائرات من الغرفة الخلفية"، هوثورن، ص 101
  109. ↑ "تقنية منع التسرب في محركات التوربينات الغازية"، AGARD CP 237، ص 1-2
  110. ↑ اختيار مادة للحام خلايا النحل في محركات التوربينات، سبورر وفورتونا، اللحام بالنحاس واللحام اليوم، فبراير 2014، ص 44
  111. ↑ https://patents.google.com/patent/US2963307 ، "ختم قرص العسل" الشكل 1
  112. ↑ https://www.yumpu.com/en/document/view/33920940/8th-israeli-symposium-on-jet-engine-and-gas-turbine ، الشريحة "تأثير خلوص طرف الريشة على كفاءة التوربين"
  113. ↑ القضايا الديناميكية الهوائية الحالية لمحركات الطائرات، كمبستي، المؤتمر الأسترالي الحادي عشر لميكانيكا الموائع، جامعة تسمانيا، 14-18 ديسمبر 1992، ص 804
  114. ↑ دعم عمليات الطيران في شركة CFM، تدهور الأداء، صفحة 48
  115. ↑ AGARD CP 237 'ختم مسار الغاز في محركات التوربينات'، لودفيج، الشكل 6 (أ)
  116. ↑ https://ntrs.nasa.gov/citations/19780013166 "إحكام مسار الغاز في محركات التوربينات"، لودفيج، الشكل 6 (د)
  117. 1 2 AGARD CP 237 'ختم مسار الغاز في محركات التوربينات'، الشكل 6 (أ)
  118. ↑ AGARD CP 237 'ختم مسار الغاز في محركات التوربينات'، الشكل 7 (ب)
  119. ↑ "محركات الطائرات النفاثة وأنظمة الدفع للمهندسين، محركات الطائرات من جنرال إلكتريك 1989، الصفحات 8-10
  120. ↑ https://ntrs.nasa.gov/citations/20060051674 "التخليص المؤقت للطرف" الشكل 1
  121. ↑ https://patents.google.com/patent/US6126390A/en "نظام التحكم السلبي في الخلوص لتوربين غازي"
  122. ↑ "أنظمة التحكم في خلوص محرك التوربين: الممارسات الحالية والاتجاهات المستقبلية" . سبتمبر 2002.
  123. ↑ https://www.easa.europa.eu/en/document-library/product-certification-consultations/proposed-special-condition-1 ، وكالة سلامة الطيران الأوروبية (EASA) "الموافقة على تجاوزات درجة الحرارة والسرعة وعزم الدوران العابرة لمحركات التوربينات"، "عندما تكون خصائص المحرك بحيث يؤدي التسارع من حالة البرودة إلى ارتفاع عابر في درجة الحرارة يتجاوز درجة الحرارة اللازمة للتشغيل في حالة الاستقرار..."
  124. ↑Training Manual CFM56-5A Engine Systems, Clearance Control Chapters 75-21-00 and 75-22-00
  125. ↑https://arc.aiaa.org/doi/book/10.2514/4.867293 "The Engines of Pratt & Whitney:A Technical History", Connors, p. 219
  126. ↑https://www.enginehistory.org,"Wright's T35 Turboprop Engine, et al. by Doug Cuty, 1 Sept 2020 "... a constant outer diameter and a pressure ratio of 8:1 ... seal leakage was so bad that the constant outer diameter approach was terminated."
  127. ↑'Honeycomb Seal", US patent 2,963,307
  128. ↑https://archive.org/stream/DTIC_ADA060293/DTIC_ADA060293_djvu.txt, "AGARD CP 237", pp. 1–9
  129. ↑"Jet Engine Force Frame", US patent 3,675,418
  130. ↑https://nyaspubs.onlinelibrary.wiley.com/doi/abs/10.1111/j.1749-6632.1968.tb15216.x, "Development Of The High Bypass Turbofan", p. 588 'Advanced Structural Concepts'
  131. ↑"747 Creating The World's First Jumbo Jet And Other Adventures From A Life In Aviation", Sutter, ISBN 978 0 06 088241 9, p. 187
  132. ↑Flight International,13 November 1969, p. 749
  133. ↑Koff, B. (1991). "Spanning the globe with jet propulsion". 21st Annual Meeting and Exhibit. American Institute of Aeronautics and Astronautics. p. 8. doi:10.2514/6.1991-2987.
  134. ↑https://patents.google.com/patent/US5320307A/en, "Aircraft Engine Thrust Mount", Abstract
  135. 12https://www.freepatentsonline.com/5873547.html, "Aircraft Engine Thrust Mount", Sheet 2
  136. ↑https://archive.org/details/boeing-777-ian-allan-abc, "Boeing 777, Campion-Smith, p. 52
  137. ↑https://asmedigitalcollection.asme.org/memagazineselect/article-abstract/133/03/46/380174/Mounting-TroublesThe-First-Jumbo-Jet-was-an?redirectedFrom=fulltext, "Mounting Troubles", Langston, p. 7
  138. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19820020420, NASA CR-165573, Figure 4-1 'Inlet angle of attack'
  139. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19790012903,"CF6 jet engine performance improvement program. Task 1: Feasibility analysis", Fig.31
  140. ↑Load distributing Thrust Mount, US patent 3,844,115, column 1 line 66
  141. ↑Langston, Lee S. (2011). "Mounting Troubles". Mechanical Engineering. 133 (3): 46–49. doi:10.1115/1.2011-MAR-6.
  142. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19790022018, "Energy Efficient Engine Flight Propulsion System",'Mounting System' 4.11.2.3
  143. ↑"Flight", February 6, 1947, "The de Havilland Ghost (DGT/50)", p. 143
  144. ↑"Gas path sealing in turbine engines", Ludwig, NASA TM-73890, p. 1-2, 2. Sealing locations and seal types
  145. ↑Training Manual CFM56-5C Engine Systems, January 2003, Published by CFMI Customer Training Center, Chapter 79-00-00 page 7
  146. ↑Aircraft Engine Diagnostics, NASA CP 2190, 1981, JT8D Engine Performance Retention, p. 64
  147. ↑https://smart cockpit.com, CFM Flight Operations Support, page 37
  148. ↑https://reposit.haw-hamburg.de/handle/20.500.12738/5576,"Further investigation of engine performance loss, in particular exhaust gas temperature margin, in the CF6-80C2 jet engine and recommendations for test cell modifications to record additional criteria, Tables 2.1–2.4
  149. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19810022654,"Aircraft Engine Diagnostics", JT-8D Engine Performance Retention, p. 66
  150. ↑Flight International, 13 November 1969, p. 749
  151. ↑CFM CFM56 Series Training Manual, p. 142
  152. ↑Plante, Robert D. (1988). "The Nozzle Guide Vane Problem". Operations Research. 36 (1): 18–33. doi:10.1287/opre.36.1.18. JSTOR 171375.
  153. ↑Jet Engines And Propulsion Systems For Engineers, GE Aircraft Engines 1989, pp. 5–17
  154. ↑https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings/GT1962/79931/V001T01A016/227591,"American Airlines Experience with Turbojet/Turbofan Engines", p. 4
  155. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937, p. 2
  156. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937,"Analysis of turbofan engine performance deterioration and proposed follow-on tests", p. 22
  157. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937 p.20
  158. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19750018937, Fig.13
  159. ↑https://ntrs.nasa.gov/citations/19810022654,"Aircraft Engine Diagnostics", JT-8D Engine Performance Retention, p. 69
  160. ↑https://archive.org/details/gasturbinecombus0000lefe, Gas Turbine Combustion, Lefebvre 1983, ISBN 0 07 037029X p. 4
  161. ↑CFM Flight Ops Support 13 December 2005, p. 85
  162. ↑ "التنبؤ بأداء ومحاكاة تشغيل محركات التوربينات الغازية للطائرات والسفن والمركبات وتوليد الطاقة"، التقرير الفني لهيئة النقل الإقليمية TR-AVT-036، الصفحات 2-50
  163. ↑ "دفع الطائرات"، بي جيه ماكماهون، رقم ISBN 0 273 42324 X، ص 58
  164. ^ هيرشل، إرنست هاينريش. بريم، هورست؛ ماديلونج، جيرو (2004). أبحاث الطيران في ألمانيا . ص. 226. دوى : 10.1007/978-3-642-18484-0 . رقم ISBN  978-3-642-62129-1.
  165. ↑ "تطور الطائرات التجارية"، ويتفورد، رقم ISBN 978 1 86126 870 9، ص 119
  166. ↑ الديناميكا الحرارية الهندسية: الشغل وانتقال الحرارة، روجرز ومايو 1967، رقم ISBN 978-0-582-44727-1، ص 15
  167. ↑ https://archive.org/details/masslengthtime0000norm_v5r2/page/150/mode/2up ، الكتلة والطول والزمن، نورمان فيذر 1959، ص 150