すべてのジェットエンジンは、比較的高速で流体のジェットを後方に放出することによって推力を発生させる反応エ このジェットを作成するために必要なエンジンの内部の力は、クラフトを前方にプッシュエンジンに強い推力を与えます。

ジェットエンジンは、エンジンに取り付けられたタンク（”ロケット”のように）およびダクトエンジン（航空機で一般的に使用されるもの）に貯蔵された推進剤から、外部流体（非常に典型的には空気）を摂取し、より高速で排出することによってジェットを作る。h3>

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メインの記事: 推進ノズル

推進ノズルは、排気ジェットを作成するため、すべてのジェットエンジンの重要なコンポーネントです。 推進のノズルは高速の運動エネルギーに内部および圧力エネルギーを回します。 全圧と温度はノズルを通って変化しませんが、ガスの速度が上がるにつれて静的な値は低下します。

ノズルに入る空気の速度は、ノズルにつながるダクト内の圧力損失を最小限に抑えるための前提条件であるマッハ0.4程度低い。 ノズルに入る温度は巡航高度で冷気のファンのノズルのための包囲された海面低いかもしれません。 超音速アフターバーニングエンジンの場合は1000Kの排気ガス温度、アフターバーナーが点灯している場合は2200Kと高い場合があります。 ノズルに入る圧力は、単段ファンの場合はノズル外の圧力の1.5倍から、マッハ3+で最速の有人航空機の場合は30倍まで変化する可能性があります。

収束ノズルは、局所的な音波（マッハ1）条件までガスを加速することしかできません。 高い飛行速度に達するためには、より大きい排気の速度は要求され、従って収束発散ノズルは高速航空機で頻繁に使用される。

ノズルから出るときにガスの静圧が周囲値に達すると、ノズルの推力が最も高くなります。

ノズルから出るときにガスの静圧が周囲値に達 これは、ノズル出口面積がノズル圧力比（npr）の正しい値である場合にのみ発生します。 Nprはエンジン推力の設定と飛行速度で変化するので、これはめったにありません。 また超音速で発散区域は外的なボディ抗力とのトレードオフとして包囲された圧力に完全な内部拡張を与えるように要求されるよりより少しです。 ウィットフォードはF-16を例に挙げている。 その他の未開発の例としては、XB-70とSR-71がある。

ノズルのサイズは、タービンノズルの面積とともに、圧縮機の作動圧力を決定する。h3>

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: ジェットエンジン推力

航空機ジェットエンジンに関連するエネルギー効率edit

この概要は、完全なジェット航空機の発電所またはエンジ

テストスタンドのように、静止しているジェットエンジンは、燃料を吸い込み、推力を発生させます。 それがどれだけうまくこれをするかは、それがどれくらいの燃料を使用し、それを抑制するためにどのような力が必要かによって判断されます。 これはその効率の尺度です。 何かがエンジンの中で悪化すれば（性能の悪化として知られている）より少なく有効であり、燃料がより少ない推圧を作り出すときこれは示す。 変更が空気/燃焼ガスがより滑らかに流れるようにする内部部分になされればエンジンはより有効、より少ない燃料を使用する。 標準的な定義は異なった事がエンジンの効率をいかに変えるか査定し、また比較が異なったエンジンの間でなされるようにするのに使用されて この定義は、特定の燃料消費量、または推力の一つの単位を生成するために必要とされるどのくらいの燃料と呼ばれています。 例えば、特定のエンジン設計では、バイパスダクト内のいくつかのバンプが平滑化されると、空気がよりスムーズに流れ、離陸推力を得るために必要な燃料がx％とy％の圧力損失低減を与えることが知られている。 この理解は工学訓練のジェット機エンジンの性能の下に来る。 前方速度と航空機システムへのエネルギー供給によって効率がどのように影響されるかについては後述する。

エンジンの効率は、主に、圧縮機によって生成される圧力および回転タービンブレードの最初のセットでの燃焼ガスの温度であるエンジン内部の動 圧力はエンジンの最も高い空気圧である。 タービン回転子の温度はエンジンで最も高くないが、エネルギー移動が起こる最も高いです（燃焼器でより高い温度が起こります）。 上記の圧力と温度を熱力学的サイクル図に示した。

効率は、空気と燃焼ガスがエンジンをどのように滑らかに流れるか、流れが圧縮機とタービンの移動通路と静止通路と（入射角として知られている） 非最適な角度、ならびに非最適な通路およびブレード形状は、境界層の肥厚および分離および衝撃波の形成を引き起こす可能性がある。 異なった部品を接続する管を通って移動するとき流れを遅らせることは重要である(低速はより少ない圧力損失か圧力降下を意味する)。 個々の部品が推力に燃料を回すことにどれだけ貢献するかは、圧縮機、タービン、燃焼器の効率やダクトの圧力損失などの尺度によって定量化されます。 これらは熱力学的サイクル図上の線として示されている。

エンジン効率、または熱効率、θ t h{\displaystyle\eta_{th}}

。 熱力学的サイクルパラメータ、最大圧力および温度、および成分効率に依存し、ρ c o m p r e s s o r{\displaystyle\eta_{compressor}}

,ρ c o m b u s t i o n{\displaystyle\eta_{combustion}}

iv id=eta_{燃焼}}

と≤t u r b i n e{\displaystyle\eta_{turbine}}

とダクト圧力損失。

エンジンが正常に動作するためには、圧縮空気が必要です。 この空気は、それ自身の圧縮機から来て、二次空気と呼ばれています。 それは推力を作ることに寄与しないので、エンジンをあまり効率的にしません。 エンジンの機械完全性を維持し、過熱する部品を停止し、軸受けから脱出するオイルを例えば防ぐことを使用する。 圧縮機から取られるこの空気の一部だけタービン流れに推圧生産に貢献するために戻る。 必要な量を減らすことで、エンジン効率が向上します。 ここでも、ｘ％の冷却流のための低減された要件は、ｙ％によって、特定の燃料消費量を低減することが、特定のエンジン設計のために知られているであろう。 換言すれば、例えば離陸推力を与えるために必要とされる燃料がより少ない。 エンジンはより効率的です。

上記のすべての考慮事項は、エンジンを単独で実行するための基本的なものであり、同時に、有用なことは何もしない、すなわち、航空機を移動させたり、航空機の電気、油圧および空気システムのためにエネルギーを供給したりしていない。 航空機では、エンジンは、これらのシステムに電力を供給するために、その推力を生成する可能性、または燃料の一部を離れて与えます。 設置損失の原因となるこれらの要件は、効率を低下させます。 これは、エンジンの推力に寄与しないいくつかの燃料を使用しています。

最後に、航空機が飛行しているとき、推進ジェット自体はエンジンを離れた後に無駄な運動エネルギーを含んでいます。 これは推進効率(propulsive)あるいはフルード(Froude)という用語によって定量化され、例えばターボプロップエンジンやターボファンエンジンのように、エンジンをバイパス流と推進ジェットの低速を与えるように再設計することによって低減される可能性がある。 同時に、前進速度は、全体の圧力比を増加させることによって、τ t h{\displaystyle\eta_{th}}

を増加させる。

飛行速度でのエンジンの全体的な効率は、次のように定義されます。η o=η p⁡t h{\displaystyle\eta_{o}=\eta_{p}\eta_{th}}

。

ρ o{\displaystyle\eta_{o}}

飛行速度は、吸気がエンジン圧縮機に引き渡される前に空気をどれだけ圧縮するかに依存する。 吸気圧縮比は、32と高くすることができます:1はマッハ3で、エンジン圧縮機のそれに加えて、熱力学的サイクルに対して全体の圧力比とρ t h{\displaystyle\eta_{th}}

を与える。 それがどれだけうまくこれをするかは取入口の損失の圧力回復か測定によって定義される。 マッハ3有人飛行は、これらの損失が瞬時に劇的に増加する方法の興味深いイラストを提供しています。 北米のXb-70ヴァルキリーとロッキードSR-71ブラックバードはマッハ3でそれぞれ約0の圧力回収率を持っていた。多数の衝撃のシステムを通って圧縮プロセスの間に、すなわち比較的低い損失が原因で8。 “Unstart”の間に有効な衝撃システムは約0.3およびそれに応じて低圧の比率の入口そして取入口圧力回復を越える非常に非能率的な単一の衝撃と取

マッハ2以上の速度での推進ノズルは、出口面積が外部の後体抗力とのトレードオフとして十分に大きくないため、通常、余分な内部推力損失を有する。

バイパスエンジンは推進効率を向上させますが、エンジン自体の内部で独自の損失が発生します。 機械類はガスの発電機からのバイパス気流にエネルギーを移すために加えられなければならない。 ターボジェットの推進ノズルからの低損失は加えられたタービンおよびファンの非効率による余分損失とに加えられる。 これらは、伝送または転送効率η T{\displaystyle\eta_{T}}

に含めることができる。 しかし、これらの損失は推進効率の向上によって補われている以上のものです。 バイパス管および余分推進のノズルにまた余分圧力損失がある。

ターボファンの登場により、エンジン内部で起こっていることはベネットによって分離されており、例えばガス発生器とトランスファー機械の間では、η o=η p⁡t h⁡T{\displaystyle\eta_{o}=\eta_{p}\eta_{th}\eta_{T}}

iv id=”eta_{th}\eta_{t}}

。

空気呼吸ジェットおよびロケットエンジンの車速/排気速度比（v/ve）に対する推進効率（θ）の依存性。

車両に搭載されたジェットエンジンのエネルギー効率(λ o{\displaystyle\eta_{o}}

)は、2つの主要な構成要素を持っている。

• 推進効率(λ p{\displaystyle\eta_{p}}
  

  ): ジェットのエネルギーのどれだけが、ジェットの運動エネルギーとして持ち去られるのではなく、車体に終わるのか。

• サイクル効率(λ t h{\displaystyle\eta_{th}}
  

  ):全体的なエネルギー効率λ o{\displaystyle\eta_{o}}

  

  ):エンジンがジェットを加速することができる方法を効率的に

にもかかわらず、全体的なエネルギー効率λ o{\displaystyle\eta_{displaystyle eta_{O}}は\eta_{O}逆数である。: η o=η p η t h{\displaystyle\eta_{o}=\eta_{p}\eta_{th}}

すべてのジェットエンジンでは、排気ジェット速度が車速に近づくにつれて推進効率が最も高くなり、残留運動エネルギーが最小になる。 エアブレーシングエンジンの場合、排気速度は車両速度に等しいか、または≤p{\displaystyle\eta_{p}}

は、正味の運動量の変化なしに推力をゼロにする。 排気速度v e{\displaystyle v_{e}}

で速度v{\displaystyle v}

で移動し、燃料の流れを無視する空気呼吸エンジンの公式は、次のようになる。∂p=2 1+v e v{\displaystyle\eta_{p}={\frac{rocket p=\frac{2}{1+{\frac{V_{E}}{v}}}}rocketとrocket P=\frac{2}{1+{\frac{V_{E}}{v}}}}rocketとrocket P=\frac{2}{1+{\frac{V_{E}}{v}}}}rocketとrocket P=\frac{2}{1+{\frac{V_{E}}{v}}}}rocketとrocket P=\frac{2}{1+{\frac{V_{E}}{v}}}rocketとrocket P=\frac{2}{1+{\frac{V_{E}}{v}}}rocketとrocket P=\frac{2}{1+:p η=2(v,e)1+(v,e)2{\displaystyle\eta_{p}={\frac{2\,({\frac{v}{v_{e}}})}{1+({\frac{v}{v_{e}}})^{2}}}}

に加え、推進効率、もう一つの要因でサイクルの効率性のジェットエンジンの熱エンジンです。 熱機関の効率はノズルで排出されるそれへのエンジンで達される温度の比率によって定められます。 これはより高い最高周期の温度を可能にするために新しい材料が導入されたと同時にそのうちに絶えず改善した。 例えば、最大サイクル温度で動作するHPタービンブレード用に、金属とセラミックスを組み合わせた複合材料が開発されています。 効率はまた達成することができる全面的な圧力比率によって限られます。 ロケットエンジンでは非常に高い燃焼温度を達成できるため、サイクル効率は最大（約60+％）です。 ターボジェットなどのサイクル効率は、ピークサイクル温度がはるかに低いため、30％に近いです。

動作範囲にわたって航空機ガスタービンの典型的な燃焼効率。

航空機ガスタービンの典型的な燃焼安定性の限界。

ほとんどの航空機のガスタービンエンジンの海面離陸条件での燃焼効率はほぼ100％です。 高度巡航条件では非線形的に98％に減少します。 空燃比は50:1から130:1の範囲です。 どのタイプの燃焼室でも、空燃比には豊かで弱い限界があり、それを超えると炎が消滅する。 リッチ限界と弱い限界の間の空燃比の範囲は、空気速度の増加とともに減少する。 空気質量流量が増加すると、燃料比が一定の値以下に減少すると、炎の消滅が起こる。

灯油燃料を使用した異なるジェットタイプの速度の関数としての比推力（水素Ispは約2倍 効率は速度で急落しますが、より大きな距離がカバーされています。 単位距離あたりの効率（kmまたはマイルあたり）は、グループとしてのジェットエンジンの速度とはほぼ独立していますが、超音速では機体は非効率的になります。

燃料または推進剤の消費エネルギー効率と密接に関連している（しかし異なる）概念は、推進剤の質量の消費率である。 ジェットエンジンの推進剤の消費量は、特定の燃料消費量、比インパルス、または有効排気速度によって測定されます。 彼らはすべて同じことを測定します。 比推力と有効排気速度は厳密に比例しますが、特定の燃料消費量は他の燃料消費量に反比例します。

ターボジェットなどの空気呼吸エンジンでは、推進剤は燃料でありエネルギー源であるため、エネルギー効率と推進剤（燃料）効率はほぼ同じです。 ロケットでは、推進剤は排気でもあり、これは高エネルギー推進剤がより良い推進剤効率を与えるが、場合によっては実際にはより低いエネルギー効率を与え得ることを意味する。

ゼネラル-エレクトリックのCF6ターボファンのような亜音速ターボファンは、コンコルドのロールス-ロイス/Snecmaオリンパス593ターボジェットよりもはるかに少ない燃料を使用して推力を発生させることが表（下）で見ることができる。 しかし、エネルギーは力倍の距離であり、コンコルドでは毎秒の距離が大きかったため、マッハ2のコンコルドではCF6よりも同じ量の燃料でエンジンによって発電される実際の電力が高かった。 このように、コンコルドのエンジンはマイルあたりのエネルギーの点でより効率的でした。

推力重量比編集

同様の構成を持つジェットエンジンの推力重量比は、スケールは、しかし大抵エンジンの構造の技術の機能です。 与えられたエンジンでは、エンジンが軽いほど、推力対重量が良くなり、エンジン重量を運ぶために必要な揚力による抗力を補うため、またはエンジンの質量を加速するために使用される燃料が少なくなります。

次の表に示すように、ロケットエンジンは、一般的に、ターボジェットやターボファンエンジンなどのダクトエンジンよりもはるかに高い推力対重量比 これは主にロケットがほとんど一般に大いにより小さい容積を与え、それ故にノズルを供給する与圧システムが同じ性能のために大いにより小さく、より軽い密な液体か固体反作用の固まりを使用するのである。 ダクトエンジンは、密度の低い二から三桁である空気に対処する必要があり、これは一緒にエンジンを保持するために、空気圧縮機のために必要とされるより多くの工学材料で順番に結果、はるかに大きな領域にわたって圧力を与えます。p>

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typesEditの比較

各種ガスタービンの推進効率比較エンジン構成

プロペラエンジンは、ジェットエンジンよりも大きな空気質量流を処理し、それらに小さな加速を与えます。 空気速度の増加が小さいので、高い飛行速度でプロペラ主導の飛行機に利用できる推圧は小さいです。 しかし、低速では、これらのエンジンは比較的高い推進効率の恩恵を受けます。一方、ターボジェットは吸入空気の質量流量をはるかに小さく加速し、燃料を燃焼させますが、非常に高速でそれを拒否します。

一方、ターボジェットは De Lavalノズルが熱いエンジンの排気を加速するのに使用されているとき出口の速度は局部的に超音速であるかもしれません。 ターボジェットは非常に高速で移動する航空機のために特に適している。

ターボファンは、バイパス空気とコアエンジンからの高温燃焼生成物ガスからなる混合排気を有する。 エンジンに流入する量と比較してコアエンジンをバイパスする空気の量は、ターボファンのバイパス比（BPR）と呼ばれるものを決定します。

ターボジェットエンジンは、高温の高速排気ガスジェットの形で推力を生成するためにエンジンの出力のすべてを使用していますが、ターボファンシ

ターボファンによって生成された正味推力（FN）は、次のように拡張することもできます。

ターボファンによって生成された正味推力（:

F N=m e v h e−m o v a+B P R(m c v f){\displaystyle F_{N}={\dot{m}}_{e}v_{e}-{\dot{m}}_{a}v_{a}+BPR\,({\dot{m}}_{c}v_{f})}

ここで、

ここで、

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ここで、

ここで、

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ここで、

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:

ロケットエンジン非常に高い排気の速度は高速(極超音速)および大きい高度のためにこうして最も適し。 任意のスロットルでは、ロケットモーターの推力と効率は高度の増加とともにわずかに改善される（背圧が低下するため、ノズル出口面での正味推力が増加する）が、ターボジェット（またはターボファン）では、吸気に入る空気の密度が低下する（およびノズルを離れる高温ガス）。 ロケットエンジンはマッハ15以上のスクランジェットよりも効率的である。

高度と速度

スクランジェットを除いて、ジェットエンジンは音速の半分程度の速度でしか空気を受け入れることができない。 遷音速および超音速航空機のための入口システムの仕事は空気を遅らせ、圧縮の一部を行うことである。

エンジンの最大高度の制限は、燃焼性によって設定されます–非常に高い高度では、空気が燃焼するには薄すぎるか、圧縮後には高温になります。 ターボジェットエンジンでは約40kmの高度が可能であるように見えますが、ラムジェットエンジンでは55kmが達成可能である可能性があります。 75km/hの距離を走ることができる。 もちろん、ロケットエンジンには上限はありません。

より控えめな高度では、より速く飛行するとエンジンの前部の空気が圧縮され、これにより空気が大幅に加熱されます。 上限は通常マッハ5-8程度と考えられており、上記のマッハ5.5程度のように、大気中の窒素は入口の高温のために反応する傾向があり、これはかなりのエネルギーを消費する。 この例外はスクランジェットであり、空気の減速を避けるため、マッハ15以上を達成することができ、ロケットは再び特定の速度制限を持たない。

NoiseEdit

ジェットエンジンから放出されるノイズには多くの原因があります。 これらには、ガスタービンエンジンの場合、ファン、圧縮機、燃焼器、タービンおよび推進ジェット/sが含まれる。

推進ジェットは、高速ジェットと周囲の空気との激しい混合作用によって引き起こされるジェット騒音を生成する。 亜音速の場合，雑音は渦によって生成され，超音速の場合はＭａｃｈ波によって生成される。 ジェットから放射される音響パワーは、2,000ft/secまでの速度ではジェット速度が8乗に上昇すると変化し、2,000ft/sec以上の速度では3乗に変化するため、ハイバイパスターボファンなどのエンジンから放出される低速排気ジェットは最も静かであり、ロケット、ターボジェット、ラムジェットなどの最速のジェットは最も大きなものである。 商業ジェット機のためにジェット機の騒音は推進のジェット機の速度の進歩的な減少の結果としてターボジェットからバイパスエンジンを通ってターボファンに減りました。 例えば、バイパスエンジンであるJT8Dのジェット速度は1450ft/secですが、ターボファンであるJT9Dのジェット速度は885ft/sec（コールド）と1190ft/sec（ホット）です。

ターボファンの出現は、非常に特徴的なジェットノイズを”バズソー”ノイズとして知られている別の音に置き換えました。 起源は、離陸推力の超音速ファンブレードに由来する衝撃波である。

CoolingEdit

ジェットエンジンの作動部分からの十分な熱伝達は、エンジン材料の強度を維持し、エンジンの長寿命を確保するために重要です。

2016年以降、ジェットエンジン部品への蒸散冷却技術の開発の研究が進行中です。