stanford-oval/wikipedia huggingface dataset:
Động cơ phản lực không khí
Các kiểu động cơ phản lực khác > Động cơ tên lửa

Động cơ tên lửa sử dụng cùng nguyên lý phản lực của động cơ phản lực, nhưng nó khác với động cơ phản lực không khí là nó không cần lấy ô xy từ không khí bên ngoài, thay vào đó tên lửa sẽ sử dụng ô xy lỏng từ bể chứa trong thân.
Bởi vì tên lửa không lấy không khí từ môi trường khí quyển bên ngoài nên tên lửa có khả năng hoạt động ở độ cao lớn và trong không gian vũ trụ.
Động cơ tên lửa được sử dụng trong các tên lửa phóng vệ tinh, tàu thăm dò, tàu vũ trụ có người lái, và nhờ động cơ tên lửa, con người mới có thể đặt chân lên Mặt trăng vào năm 1969.
Động cơ tên lửa thường sử dụng trong các chuyến bay ở độ cao lớn, hoặc trên các tên lửa đẩy cần khả năng gia tốc lớn do tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng của động cơ tên lửa rất lớn.
Tuy nhiên, vận tốc luồng khí phụt cao cùng với nhiên liệu giàu chất ô xy hóa khiến cho động cơ tên lửa sử dụng nhiều nhiên liệu hơn động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt. Mặc dù vây, khi đạt đến vận tốc lớn, các động cơ tên lửa lại có hiệu suất cao về năng lượng.
Lực đẩy của động cơ tên lửa được tính theo công thức:
F_{N} là lực đẩy,  I_{\text{sp,vac}} là xung lực đẩy riêng,  g_{0} là gia tốc trọng trường tiêu chuẩn,  {\dot {m}} là sự suy giảm khối lượng nhiên liệu theo thời gian kg/s,  A_{e} là diện tích của miệng phụt của động cơ tên lửa, và  p là áp suất khí quyển.
Nguyên lý vật lý cơ bản

Các động cơ phản lực không khí đều là động cơ phản lực, theo đó tạo ra lực đẩy từ lực phụt của dòng chất lưu ở vận tốc cao.
Các động cơ phản lực không khí tạo ra luồng khí phụt nhờ đốt cháy nhiên liệu được chứa trong bể chứa trong động cơ (đối với động cơ tên lửa). Tương tự, đối với động cơ phản lực hàng không nhờ hút khí từ bên ngoài và đẩy hỗn hợp khí cháy từ buồng đốt, qua ống xả ở vận tốc cao hơn nhiều.
Nguyên lý vật lý cơ bản > Vòi phun đẩy

Miệng xả (vòi phun, miệng phụt) của động cơ phản lực được sử dụng để tạo ra luồng phụt về phía sau. Miệng xả là nơi mà năng lượng của khí cháy ở áp suất cao được chuyển thành động năng của dòng khí phụt ở vận tốc lớn. Áp suất tổng và nhiệt độ của khí không thay đổi khi đi qua miệng xả nhưng các giá trị tĩnh giảm xuống và vận tốc của khí được tăng lên.
Tốc độ của dòng khí khi đi vào miệng vòi phun là thấp, ở vào khoảng Mach 0,4, để giảm tổn thất áp suất của dòng khí dẫn đến miệng phụt. Nhiệt độ đầu vào của khí khi đi vào miệng xả khá thấp, ở mức nhiệt độ không khí tại mực nước biển đối với miệng xả cánh quạt trên động cơ bay ở độ cao hành trình. Nhiệt độ của dòng khí phụt qua miệng xả có thể đạt tới 1000K đối với động cơ phản lực siêu âm có đốt sau và 2200K với động cơ đốt sau. Áp suất khí khi đi vào vòi phun cao gấp từ 1,5 lần áp suất khí bên ngoài vòi phun, đối với động cơ phản lực tuốc bin cánh quạt, đến gấp 30 lần áp suất không khí bên ngoài, đối với động cơ của máy bay có người lái bay ở tốc độ lớn hơn mach 3.
Miệng xả hội tụ thường chỉ có khả năng gia tốc khí đến Mach 1. Để có thể bay ở tốc độ cao, cần phải đạt được vận tốc khí phụt cao hơn nữa. Các máy bay bay ở tốc độ cao thường sử dụng động cơ có miệng xả dạng hội tụ-phân kỳ.
Lực đẩy vòi phun là cao nhất nếu áp suất tĩnh của khí đạt giá trị bằng với áp suất xung quanh tại đầu ra của vòi phun. Điều này chỉ xảy ra nếu như diện tích miệng vòi phun đúng theo tỉ lệ áp suất vòi phun (nozzle pressure ratio (npr)). Do tỉ lệ npr thay đổi theo sự thay đổi lực đẩy của động cơ và tốc độ bay, nên lực đẩy vòi phun hiếm khi đạt giá trị tối đa. Ngoài ra tại tốc độ bay siêu âm diện tích phân kỳ là nhỏ hơn mức để khí giãn nở tới khi bằng áp suất môi trường xung quanh để cân bằng với lực cản bên ngoài. Whitford đưa ra ví dụ là máy bay F-16. Các động cơ  XB-70 and SR-71.
Vòi phun của động cơ, cùng với diện tích tuốc bin, sẽ quyết định đến áp suất làm việc của máy nén.
Nguyên lý vật lý cơ bản > Hiệu suất tạo ra lực đẩy

Hiệu suất của động cơ tuốc bin phản lực hút khí ngoài, sẽ thấp hơn hiệu suất của động cơ tên lửa. Hiệu suất của động cơ sẽ phụ thuộc vào tỉ lệ giữa tốc độ (v) của phương tiện bay với tốc độ khí xả (ve) như biểu đồ dưới đây.
Hiệu suất chuyển hóa năng lượng riêng của nhiên liệu thành lực đẩy ( \eta _{o}) của động cơ phản lực bao gồm hai thành phần chính:
Hiệu suất tạo ra lực đẩy (propulsive efficiency ( \eta _{p})): hiệu suất chuyển hóa năng lượng của dòng khí phụt cho phương tiện bay để đẩy phương tiện bay về phía trước thay vì thành động năng của dòng khí phụt. Hiệu suất càng lớn thì khả năng tạo lực đẩy của động cơ càng lớn.
Hiệu suất chu trình (cycle efficiency ( \eta _{th})): là hiệu suất gia tốc dòng khí của động cơ
Hiệu suất  \eta _{o} là:
đối với các động cơ phản lực hiệu suất tạo ra lực đẩy (propulsive efficiency) đạt giá trị cao nhất khi vận tốc của luồng khí phụt gần bằng vận tốc của máy bay đồng nghĩa với động năng dư thừa là nhỏ nhất. Đối với động cơ phản lực nạp khí từ khí quyển thì vận tốc xả bằng vận tốc của phương tiện bay, hay  \eta _{p} bằng 1, sẽ cho lực đẩy tối đa, và không thay đổi động lượng của máy bay. Công thức cho các động cơ phản lực nạp khí từ khí quyển, vận tốc khí ở cửa hút gió là  v (cũng là vận tốc thực của máy bay) và vận tốc khí phụt  v_{e}, bỏ qua dòng chảy của nhiên liệu, là:
Và đối với động cơ tên lửa:
Ngoài ra, khi xét đến hiệu suất đẩy của động cơ người ta còn xét đến hiệu suất chu trình nhiệt (cycle efficiency) do động cơ phản lực là một dạng động cơ nhiệt. Hiệu suất của động cơ nhiệt được xác định bằng tỉ số giữa nhiệt độ bên trong động cơ và nhiệt độ của dòng khí ở miệng xả. Hiệu suất này được cải thiện theo thời gian do áp dụng các vật liệu mới cho phép tăng nhiệt độ tối đa của chu trình nhiệt trong động cơ. Ví dụ, vật liệu composite, kết hợp giữa kim loại và gốm, đã được các kỹ sư phát triển để chế tạo các lá tuốc bin, hoạt động trong điều kiện nhiệt độ rất cao. Hiệu suất cũng được giới hạn bởi tỉ lệ áp suất tổng thể có thể đạt được. Hiệu suất chu trình nhiệt (Cycle efficiency) đạt tới giá trị cao nhất ở các động cơ tên lửa (~60% hoặc cao hơn), do chúng có khả năng tạo khí cháy với nhiệt độ đặc biệt cao ở trong buồng đốt. Hiệu suất chu trình nhiệt đối với động cơ tuốc bin phản lực luồng và các động cơ tương tự là gần 30%, do chúng có nhiệt độ cao nhất của chu trình nhiệt thấp hơn nhiều.
Hiệu suất buồng đốt của phần lớn các động cơ máy bay tại thời điểm cất cánh là gần bằng 100%. Hiệu suất của buồng đốt sẽ giảm xuống 98% ở độ cao bay hành trình. Tỉ lệ hỗn hợp không khí/nhiên liệu là từ 50:1 (giàu) đến 130:1 (nghèo). Ở ngoài khoảng hai tỉ lệ này, thì nhiên liệu sẽ không thể cháy trong buồng đốt. Giới hạn giữa sự pha trộn hỗn hợp giàu/nghèo nhiên liệu này sẽ giảm dần khi vận tốc dòng khí tăng lên. Nếu tăng lượng khí hút vào động cơ, trong khi tỉ lệ nhiên liệu giảm xuống quá giới hạn, sẽ không thể đốt cháy hỗn hợp khí/nhiên liệu trong buồng đốt.
Nguyên lý vật lý cơ bản > Mức tiêu thụ nhiên liệu

Một đại lượng liên quan (nhưng khác) với hiệu suất năng lượng là tốc độ tiêu thụ nhiên liệu. Mức tiêu thụ nhiên liệu ở động cơ phản lực không khí được xác định bằng suất tiêu hao nhiên liệu riêng theo lực đẩy (thrust-specific fuel consumption), xung lực đẩy riêng, hay tốc độ phụt khí hiệu dụng. Chúng đều dùng để đo một đại lượng. Xung lực đẩy riêng và tốc độ phụt khí hiệu dụng tỉ lệ với nhau, trong khi mức tiêu thụ nhiên liệu riêng tỉ lệ nghịch với các đại lượng trên.
Đối với các động cơ nạp khí từ khí quyển như động cơ tuốc bin phản lực luồng, hiệu suất năng lượng và hiệu suất lực đẩy là rất giống nhau, do chất đẩy của động cơ là nhiên liệu và là nguồn năng lượng. Đối với động cơ tên lửa, chất đẩy dần mất đi, cạn dần, đồng nghĩa với việc chất đẩy năng lượng cao sẽ cho hiệu suất lực đẩy tốt hơn, nhưng có thể trong một vài trường hợp hiệu suất năng lượng mà nó mang lại là thấp hơn.
Lấy ví dụ, động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt dưới âm General Electric's CF6 sử dụng ít nhiên liệu để tạo lực đẩy mỗi giây hơn là động cơ tuốc bin phản lực luồng Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 trang bị trên chiếc Concorde. Tuy nhiên, do tốc độ của Concorde là lớn hơn, nên thực tế năng lượng được tạo ra bởi động cơ với cùng một lượng nhiên liệu của máy bay Concorde bay ở tốc độ Mach 2 là lớn hơn động cơ CF6. Do đó, động cơ của máy bay Concorde có hiệu suất lớn hơn xét theo năng lượng/dặm. (Xem ví dụ)
Nguyên lý vật lý cơ bản > Tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng

Tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng của các loại động cơ phản lực không khí là tương tự như nhau. Với một động cơ cho trước, động cơ càng nhẹ, lực đẩy/trọng lượng động cơ càng cao, thì càng tiêu tốn ít nhiên liệu để bù cho trọng lượng của động cơ và gia tốc khối lượng động cơ.
Động cơ tên lửa thường có tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng cao hơn động cơ tuốc bin phản lực không khí như động cơ tuốc bin phản lực luồng và động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt. Nguyên nhân là do tên lửa sử dụng động cơ phản lực nhiên liệu lỏng hoặc rắn có mật độ cao, tức sẽ chiếm ít thể tích hơn và do đó hệ thống nén sẽ nhỏ hơn rất nhiều và nhẹ hơn ở cùng một hiệu suất. Động cơ tuốc bin phản lực luồng và động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt sử dụng không khí hút trực tiếp từ khí quyển, loãng hơn nhiều và do đó cần máy nén khí lớn hơn nhiều, và bộ nén khí do đó nặng hơn nhiều, xét cùng một hiệu suất.
Nguyên lý vật lý cơ bản > So sánh các kiểu động cơ phản lực không khí

Động cơ cánh quạt có khả năng gia tốc dòng khí đi qua động cơ kém hơn động cơ phản lực. Do đó lực đẩy tạo ra bởi động cơ cánh quạt là nhỏ. Tuy nhiên, do bay ở vận tốc thấp, các động cơ cánh quạt có hiệu suất tạo lực đẩy (hiệu suất chuyển hóa năng lượng riêng của nhiên liệu thành động năng của máy bay/tên lửa) cao.
Ngoài ra, động cơ tuốc bin phản lực chỉ gia tốc một lượng khí nhỏ hơn nhiều, và đốt cháy hỗn hợp khí+nhiên liệu trong buồng đốt, nhưng sau đó chúng thải ra tất cả khí cháy ở vận tốc rất cao. Cộng với việc thiết kế miệng xả Laval, dùng để gia tốc khí cháy nóng, vận tốc xả khí có thể đạt tới tốc độ siêu âm. Động cơ tuốc bin phản lực thông thường được sử dụng trên các máy bay có vận tốc bay lớn.
Ở động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt, hỗn hợp khí phụt bao gồm không khí đi chung quanh (bypass-đi vòng qua) lõi động cơ và hỗn hợp khí cháy ở nhiệt độ cao sau khi đi qua buồng đốt. Lượng không khí mà đi vòng qua lõi động cơ và lượng không khí đi vào trong lõi động cơ được gọi là tỉ lệ đường vòng của động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt (bypass ratio (BPR)).
Trong khi động cơ tuốc bin phản lực luồng sử dụng toàn bộ động cơ để tạo ra lực đẩy, dưới dạng luồng khí phụt ở vận tốc cao, động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt làm mát bằng không khí đi đường vòng vận tốc thấp chỉ sản sinh 30% đến 70% tổng lực đẩy là từ hệ thống tuốc bin.
Lực đẩy ròng (FN) của động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt có thể được tính bởi công thức:
trong đó:
| --- | --- |
ṁ e: = lưu khối của dòng khí cháy qua lõi động cơ.
ṁo: = lưu khối của toàn bộ dòng khí đi vào động cơ tuốc bin = ṁc + ṁf
ṁc: = lưu khối của dòng khí mà đi vào trong lõi động cơ.
ṁf: = lưu khối của dòng khí chảy vòng qua lõi động cơ.
vf: = vận tốc của dòng khí chảy vòng qua lõi động cơ.
vhe: = vận tốc của dòng khí thải được thải ra ngoài từ lõi động cơ
vo: = vận tốc của toàn bộ dòng khí đi vào cửa hút khí của động cơ = vận tốc thực của máy bay
BPR: = tỉ lệ đường vòng
Động cơ tên lửa sản sinh ra dòng phí phụt ở vận tốc lớn, và do đó động cơ tên lửa phù hợp cho các phương tiện bay ở độ cao lớn, bay ở tốc độ siêu vượt âm. Ở bất kỳ mức lực đẩy nào, lực đẩy và hiệu suất của động cơ tên lửa sẽ tăng nhẹ theo độ cao mà tên lửa lên được (do áp suất ở phía đuôi tên lửa giảm xuống nên lực đẩy sẽ tăng lên tại miệng phụt của động cơ), trái lại, đối với động cơ tuốc bin phản lực luồng (hay động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt), khi máy bay tăng dần độ cao, sự giảm mật độ của không khí hút vào sẽ làm cho lực đẩy của động cơ bị giảm xuống theo độ cao. Động cơ tên lửa thậm chí còn có hiệu suất lớn hơn cả động cơ tĩnh phản lực siêu âm (scramjet) bay ở tốc độ Mach 15.
Nguyên lý vật lý cơ bản > Vận tốc và độ cao bay

Động cơ phản lực tuốc bin không thể hoạt động bình thường nếu không khí đi vào động cơ ở tốc độ siêu âm. Nguyên nhân là do khi vận tốc khí đi vào động cơ ở tốc độ siêu âm, thì kết hợp cùng với sóng xung kích tạo ra khi bay siêu âm sẽ hư hại hoặc gây rung động nguy hiểm cho các cánh quạt của động cơ, làm động cơ bị mất lực đẩy hoặc bị hỏng. Do đó, với máy bay bay ở tốc độ siêu âm, không khí trước khi đi vào động cơ phải được làm chậm xuống vận tốc dưới tốc độ âm thanh trước khi dòng khi đi tới cánh quạt nén và cánh quạt tuốc bin.
Trừ động cơ tĩnh phản lực siêu âm, động cơ phản lực, thiếu đi hệ thống hút khí sao cho chỉ cho phép không khí ở vận tốc khoảng 0,5 lần tốc độ âm thanh lọt được vào động cơ. Ở các máy bay bay ở tốc độ M từ 0,8 đến 1,2 (transsonic) hay máy bay bay siêu âm, động cơ của chúng có khả năng làm chậm luồng không khí đi vào cửa hút khí và có thể nén không khí một cách sơ bộ.
Giới hạn độ cao tối đa của động cơ được xác định bằng "khả năng cháy" - tại độ cao rất lớn, không khí trở nên quá loãng để có thể bốc cháy, hoặc là sau khi nén, không khí trở nên quá nóng. Đối với động cơ tuốc bin phản lực, độ cao giới hạn để động cơ hoạt động là khoảng 40 km, trong khi đối với động cơ phản lực dòng thẳng là 55 km. Động cơ tĩnh phản lực siêu âm về lý thuyết có thể hoạt động ở độ cao tối đa 75 km. Còn động cơ tên lửa, thì tất nhiên nó không có giới hạn.
Về mặt tốc độ, máy bay bay nhanh sẽ nén không khí ở phía trước động cơ, và do đó làm tăng nhiệt độ của không khí đi vào động cơ. Giới hạn tốc độ tối đa của động cơ máy bay là khoảng từ Mach 5 đến Mach 8, nitơ trong khí quyển có xu hướng phản ứng do nhiệt độ cao tại cửa hút khí và làm tiêu hao một lượng năng lượng đáng kể. Hiệu ứng này không xảy ra ở động cơ tĩnh phản lực siêu âm, do nó hoạt động ở tốc độ khoảng Mach 15 hay lớn hơn. Động cơ tên lửa không có giới hạn về tốc độ.
Nguyên lý vật lý cơ bản > Tiếng ồn

Tiếng ồn từ động cơ phản lực từ nhiều bộ phận động cơ khác nhau, trong trường hợp động cơ khí, tiếng ồn gây ra bởi cánh quạt, máy nén khí, buồng đốt, tuốc bin và luồng phụt từ động cơ.
Luồng phụt phản lực tạo ra tiếng ồn do tương tác của dòng khí phụt tốc độ cao với không khí xung quanh miệng xả. Khi bay ở vận tốc nhỏ hơn tốc độ âm thanh, tiếng ồn gây ra bởi xoáy, khi bay ở tốc độ vượt âm, tiếng ồn là do sóng Mach gây ra. Năng lượng sóng âm từ luồng phụt phản lực thay đổi theo tốc độ của luồng phụt phản lực. Vì vậy, luồng phụt phản lực có vận tốc thấp hơn như ở động cơ có tỉ lệ đường vòng cao (high bypass) sẽ có độ ồn thấp hơn, trong khi đó, những luồng phụt từ động cơ như tên lửa, động cơ tuốc bin phản lực luồng, động cơ phản lực dòng thẳng, sẽ gây ra tiếng ồn lớn nhất. Đối với các máy bay chở khách, tiếng ồn phản lực được giảm dần do máy bay chuyển từ sử dụng động cơ tuốc bin phản lực luồng, sang động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt đường vòng, nhờ giảm tốc độ dòng khí phụt phản lực.
Tiếng ồn từ động cơ phản lực cánh quạt (còn gọi là "buzz saw" chủ yếu gây ra bởi sự hình thành của sóng xung kích trên các lá cánh quạt quay ở vận tốc siêu âm khi máy bay cất cánh.
Vận hành

Động cơ Whittle W.2/700 trang bị trên Gloster E.28/39, chiếc máy bay phản lực đầu tiên của Anh, và trên chiếc Gloster Meteor.
Heinkel He 178, máy bay đầu tiên sử dụng động cơ tuốc bin phản lực
Mặt cắt động cơ Junkers Jumo 004
Gloster Meteor F.3s. Máy bay Gloster Meteor là loại máy bay phản lực đầu tiên của Không quân Hoàng gia Anh, và cũng là loại máy bay phản lực duy nhất của Đồng minh đã tham chiến trong chiến tranh thế giới 2.
Động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt JT9D được sử dụng trên máy bay Boeing 747.
Động cơ tuốc bin phản lực luồng
Động cơ tuốc bin phản lực cánh quạt low-bypass, ta có thể thấy rõ động cơ này có thêm các lá cánh quạt ở phía trước động cơ.
Sơ đồ nguyên lý động cơ phản lực tên lửa.
Sơ đồ động cơ phản lực nước
Dependence of propulsion efficiency (η) upon the vehicle speed/exhaust velocity ratio (v/ve) for air-breathing jet and rocket engines.
Hiệu suất của buồng đốt đối với động cơ phản lực tuốc bin khí của máy bay trong các điều kiện khác nhau.
Xung lực đẩy riêng là một hàm số của vận tốc đối với các loại động cơ phản lực khác nhau sử dụng nhiên liệu kerosene (xung lực đẩy riêng Isp của động cơ hydro về lý thuyết sẽ cao hơn gấp đôi).
Hiệu suất của lực đẩy, so sánh giữa các loại cấu hình động cơ tuốc bin khí khác nhau
Myrcia chionantha

| Myrcia chionantha> Tình trạng bảo tồn |
| --- | --- |
 Nguy cấp  (IUCN 2.3)
Phân loại khoa học 
Giới:: Plantae
nhánh:: Tracheophyta
nhánh:: Angiospermae
nhánh:: Eudicots
nhánh:: Rosids
Bộ:: Myrtales
Họ:: Myrtaceae
Chi:: Myrcia
Loài:: M. chionantha
Danh pháp hai phần
Myrcia chionantha Flickinger

Các đồng nghĩa
 Mitranthes nivea Proctor
Myrcia chionantha là một loài thực vật thuộc họ Myrtaceae. Đây là loài đặc hữu của Jamaica.
Chú thích

1 2  World Conservation Monitoring Centre (1998). “Myrcia chionantha”. Sách đỏ IUCN về các loài bị đe dọa. 1998: e.T33783A9803946. doi:10.2305/IUCN.UK.1998.RLTS.T33783A9803946.en. Truy cập ngày 17 tháng 11 năm 2021.
1 2 3  “Myrcia chionantha Flickinger”. Plants of the World Online. Royal Botanic Gardens, Kew. Truy cập ngày 29 tháng 9 năm 2021.
Decaisnina sumbawensis

| Decaisnina sumbawensis> Phân loại khoa học |
| --- | --- |
Giới (regnum): Plantae
(không phân hạng): Angiospermae
(không phân hạng): Eudicots
Bộ (ordo): Santalales
Họ (familia): Loranthaceae
Chi (genus): Decaisnina
Loài (species): D. sumbawensis
Danh pháp hai phần
Decaisnina sumbawensis (Tiegh.) Barlow 
Decaisnina sumbawensis là một loài thực vật có hoa trong họ Loranthaceae. Loài này được (Tiegh.) Barlow mô tả khoa học đầu tiên năm 1993.
Chú thích

↑  The Plant List (2010). “Decaisnina sumbawensis”. Truy cập ngày 25 tháng 8 năm 2013.
Lily Allen

| Lily Allen |
| --- | --- |
Allen năm 2011
Sinh: Lily Rose Beatrice Allen 2 tháng 5, 1985 (39 tuổi) Hammersmith, Luân Đôn, Anh Quốc
Tên khác: Lily Rose Cooper
Nghề nghiệp:  Ca sĩ  nhạc sĩ  diễn viên  người biểu diễn 
Quê quán: Islington, Luân Đôn, Anh Quốc
Phối ngẫu: Sam Cooper (cưới 2011⁠–⁠2016)
Con cái: 2
Cha mẹ: Keith Allen Alison Owen
Người thân: Alfie Allen (em trai) Kevin Allen (chú)
Sự nghiệp âm nhạc

Nhạc cụ: Giọng hát
Năm hoạt động: 2002–nay
Hãng đĩa:  London  Regal  Capitol  Warner Bros. 
Website: lilyallenmusic.com
 
Lily Rose Beatrice Cooper (sinh ngày 2 tháng 5 năm 1985), được biết đến với nghệ danh Lily Allen, là một nghệ sĩ thu âm, nhà thiết kế thời trang người Anh. Cô là con gái của nam diễn viên, nhạc sĩ Keith Allen và nhà sản xuất phim Alison Owen. Trong những năm tháng thiếu niên, phong cách âm nhạc của cô phát triển từ glam rock đến alternative rock. Cô tham gia vào sự kiện Glastonbury Festival năm 14 tuổi và một năm sau, cô bỏ học và tập trung vào việc phát triển kĩ năng sáng tác và biểu diễn. Sau này, cô đã sáng tác được một số bài hát và gần cuối năm 2005, cô đã tạo một trang trên Myspace và đăng các bản thu âm của mình lên đó.
Khi trang Myspace của Allen có đến hàng chục nghìn lượt xem, một hợp đồng thu âm giữa cô với hãng Regal Recordings đã được ký kết. Năm 2006, cô bắt đầu làm việc để hoàn thành album đầu tay của mình. Đĩa đơn đầu tay có tên "Smile", đã đạt vị trí quán quân trên UK Singles Chart tháng 7 năm 2006 và album đầu tay Alright, Still cũng được đón nhận tốt trên thị trường quốc tế, bán được trên 2,6 triệu bản. Với album này, Allen cũng nhận được một đề cử cho giải Grammy, giải BRIT và MTV Video Music Awards. Cô bắt đầu dẫn chương trình talk show của chính cô, Lily Allen and Friends trên BBC Three.
Album phòng thu thứ hai của Allen, It's Not Me, It's You, cho thấy một sự thay đổi trong thể loại nhạc của cô, với nhiều chất electropop so với chỉ ska và reggae trong album đầu tiên. Album đạt vị trí #1 trên UK Albums Chart và Australian ARIA Charts, được các nhà phê bình đánh giá cao và cho thấy được sự trưởng thành của cô. Album có các hit "The Fear" và "Fuck You" rất nổi tiếng ở châu Âu, trong đó "The Fear" đã đạt vị trí quán quân ở Anh. Tháng 9 năm 2009, Allen tuyên bố cô sẽ nghỉ ngơi sau khi hoàn thành những chuyến lưu diễn còn lại của mình, trong đó cô có nói đến dự định của mình là viết bài hát cho các nghệ sĩ khác, thành lập một công ty thu âm và mở một cửa hàng thời trang.
Tuổi thơ

Allen sinh ra ở Hammersmith, miền tây Luân Đôn, là con gái của diễn viên, nghệ sĩ hài Keith Allen và nhà sản xuất phim Alison Owen. Gia đình cô định cư ở quận Bắc Luân Đôn của Islington. Cô có một chị gái tên là Sarah; một em trai tên là Alfie Owen-Allen (nhân vật chính trong ca khúc "Alfie" của cô) và một em gái tên là Rebecca.
Năm 1988, lúc mới 3 tuổi, Allen đã xuất hiện trên The Comic Strip Presents..., trong tập "The Yob", tập phim bố cô đồng sáng tác kịch bản. Năm 4 tuổi, bố cô đã bỏ rơi gia đình cô. Allen lớn lên cùng mẹ và sống trong một khu nhà trong cư xá thành phố trong gần như toàn bộ tuổi thơ của cô Tuy nhiên, cô theo học những trường dân lập xa xỉ nhất ở Anh; Allen đã học ở tổng cộng 13 trường và đã bị đuổi vài lần do uống rượu và hút thuốc.
Danh sách đĩa nhạc

Bài chi tiết: Danh sách đĩa nhạc của Lily Allen
Alright, Still (2006)
It's Not Me, It's You (2009)
Sheezus (2014)
No Shame (2018)
Chú thích

↑  “Lily Allen will change her name to Lily Cooper”. OneIndia.in. ngày 3 tháng 6 năm 2011. Bản gốc lưu trữ ngày 21 tháng 11 năm 2011. Truy cập ngày 15 tháng 7 năm 2011.
↑  “All the No. 1s”. Truy cập ngày 23 tháng 11 năm 2009.
↑  “The rise of a new wave of female singers”. The Sunday Times. ngày 25 tháng 7 năm 2009. Bản gốc lưu trữ ngày 15 tháng 6 năm 2011. Truy cập ngày 7 tháng 7 năm 2010.
↑  “Lily Allen on sex, drugs and rock 'n' roll”. This Is Nottingham. ngày 4 tháng 12 năm 2009. Bản gốc lưu trữ ngày 22 tháng 7 năm 2010. Truy cập ngày 6 tháng 6 năm 2010.
↑  “Lily Allen Wins Three Ivors”. Billboard. ngày 20 tháng 5 năm 2010. Truy cập ngày 3 tháng 4 năm 2010.
↑  Nick, Barratt (ngày 19 tháng 5 năm 2007). “Family detective”. The Daily Telegraph. Bản gốc lưu trữ ngày 21 tháng 6 năm 2008. Truy cập ngày 15 tháng 7 năm 2010.
↑  “Lily Allen - Uncertain Smile”. The Telegraph. ngày 16 tháng 1 năm 2009. Truy cập ngày 15 tháng 7 năm 2010.
↑  “'The Comic Strip Presents...' The Yob (1988)”. Internet Movie Database. Truy cập ngày 15 tháng 7 năm 2010.
1 2  Andrew, Walker (ngày 21 tháng 7 năm 2006). “Faces of the week”. BBC News. BBC. Truy cập ngày 15 tháng 7 năm 2010.
↑  “Flowered up”. The Guardian. ngày 23 tháng 6 năm 2007. Truy cập ngày 30 tháng 6 năm 2007.
1 2  Ryzik, Melena (ngày 4 tháng 2 năm 2009). “This Wild Girl's a Homebody Now”. The New York Times. Truy cập ngày 15 tháng 7 năm 2010.
↑  “Lily Allen Admits to getting Expelled for giving blow jobs. We Love Her!”. Rolling Stone. ngày 24 tháng 5 năm 2007. Bản gốc lưu trữ ngày 26 tháng 8 năm 2007. Truy cập ngày 1 tháng 1 năm 2010.