alle jetmotorer er reaktionsmotorer, der genererer tryk ved at udsende en væskestråle bagud med relativt høj hastighed. Kræfterne på indersiden af motoren, der er nødvendige for at skabe denne jet, giver et stærkt tryk på motoren, der skubber fartøjet fremad.

jetmotorer fremstiller deres jet fra drivmiddel opbevaret i tanke, der er fastgjort til motoren (som i en ‘raket’) såvel som i kanalmotorer (dem, der ofte bruges på fly) ved at indtage en ekstern væske (meget typisk luft) og udvise den med højere hastighed.

drivende dyseredit

drivdysen er nøglekomponenten i alle jetmotorer, da den skaber udstødningsstrålen. Drivdyser gør intern energi og trykenergi til kinetisk energi med høj hastighed. Det samlede tryk og temperatur ændres ikke gennem dysen, men deres statiske værdier falder, når gassen fremskynder.

hastigheden af luften, der kommer ind i dysen, er lav, ca.Mach 0,4, en forudsætning for at minimere tryktab i kanalen, der fører til dysen. Temperaturen, der kommer ind i dysen, kan være så lav som havoverfladen for en ventilatordyse i den kolde luft ved krydstogthøjder. Det kan være så højt som 1000K udstødningstemperaturen for en supersonisk efterbrændingsmotor eller 2200k med efterbrænder tændt. Trykket, der kommer ind i dysen, kan variere fra 1,5 gange trykket uden for dysen, for en enkelt trinsventilator, til 30 gange for det hurtigste bemandede fly ved mach 3+.

konvergerende dyser er kun i stand til at accelerere gassen op til lokale sonic (Mach 1) betingelser. For at nå høje flyvehastigheder kræves endnu større udstødningshastigheder, og derfor bruges en konvergent-divergerende dyse ofte på højhastighedsfly.

dysestyrken er højest, hvis gasens statiske tryk når den omgivende værdi, når den forlader dysen. Dette sker kun, hvis dyseudgangsområdet er den korrekte værdi for dysetrykforholdet (npr). Da npr ændres med indstilling af motortryk og flyvehastighed, er dette sjældent tilfældet. Også ved supersoniske hastigheder er det divergerende område mindre end nødvendigt for at give fuldstændig intern ekspansion til det omgivende tryk som en afvejning med ekstern kropstræk. F-16 er et eksempel. Andre underudvidede eksempler var SR-70 og SR-71.

dysestørrelsen sammen med området af turbinedyserne bestemmer kompressorens driftstryk.

ThrustEdit

energieffektivitet vedrørende FLY jetmotoreredit

denne oversigt fremhæver, hvor energitab forekommer i komplette jetfly kraftværker eller motorinstallationer.

en jetmotor i hvile, som på et teststativ, suger brændstof ind og genererer tryk. Hvor godt det gør dette bedømmes af, hvor meget brændstof det bruger, og hvilken kraft der kræves for at begrænse det. Dette er et mål for dets effektivitet. Hvis noget forringes inde i motoren (kendt som ydelsesforringelse), vil det være mindre effektivt, og dette vil vise, når brændstoffet producerer mindre tryk. Hvis der foretages en ændring af en indre del, der gør det muligt for luft/forbrændingsgasser at strømme mere glat, vil motoren være mere effektiv og bruge mindre brændstof. En standarddefinition bruges til at vurdere, hvordan forskellige ting ændrer motoreffektiviteten og også til at tillade sammenligninger mellem forskellige motorer. Denne definition kaldes specifikt brændstofforbrug, eller hvor meget brændstof der er behov for for at producere en enhed af tryk. For eksempel vil det være kendt for et bestemt motordesign, at hvis nogle buler i en bypass-kanal udglattes, vil luften strømme mere glat, hvilket giver en tryktabsreduktion på H% og y% mindre brændstof vil være nødvendigt for at få startkraften, for eksempel. Denne forståelse kommer under ingeniørdisciplinen jetmotor ydeevne. Hvordan effektivitet påvirkes af fremadgående hastighed og ved at levere energi til flysystemer nævnes senere.

motorens effektivitet styres primært af driftsbetingelserne inde i motoren, som er trykket produceret af kompressoren og temperaturen af forbrændingsgasserne ved det første sæt roterende turbineblade. Trykket er det højeste lufttryk i motoren. Turbinerotortemperaturen er ikke den højeste i motoren, men er den højeste, hvor energioverførsel finder sted ( højere temperaturer forekommer i forbrænderen). Ovenstående tryk og temperatur er vist på et termodynamisk cyklusdiagram.

effektiviteten ændres yderligere ved, hvor glat luften og forbrændingsgasserne strømmer gennem motoren, hvor godt strømmen er justeret (kendt som indfaldsvinkel) med de bevægelige og stationære passager i kompressorer og turbiner. Ikke-optimale vinkler såvel som ikke-optimale passage-og bladformer kan forårsage fortykkelse og adskillelse af grænselag og dannelse af stødbølger. Det er vigtigt at bremse strømmen (lavere hastighed betyder mindre tryktab eller trykfald), når den bevæger sig gennem kanaler, der forbinder de forskellige dele. Hvor godt de enkelte komponenter bidrager til at omdanne brændstof til tryk kvantificeres ved foranstaltninger som effektivitet for kompressorer, turbiner og forbrænder og tryktab for kanalerne. Disse er vist som linjer på et termodynamisk cyklusdiagram.

motoreffektiviteten eller termisk effektivitet, kendt som lart t h {\displaystyle \eta _{th}}

. er afhængig af de termodynamiske cyklusparametre, maksimalt tryk og temperatur og af komponenteffektivitetsgevinster, C O M p R e S S o r {\displaystyle \eta _{kompressor}}

, C O m B u S t I o n {\displaystyle \eta _{forbrænding}}

og ret T U R B i n e {\displaystyle \eta _{turbine}}

og tab af kanaltryk.

motoren har brug for trykluft for sig selv bare for at køre med succes. Denne luft kommer fra sin egen kompressor og kaldes sekundær luft. Det bidrager ikke til at gøre fremdrift, så gør motoren mindre effektiv. Det bruges til at bevare motorens mekaniske integritet, for at stoppe overophedning af dele og for at forhindre olie i at komme ud af lejer. Kun noget af denne luft taget fra kompressorerne vender tilbage til turbinestrømmen for at bidrage til trykproduktion. Enhver reduktion i den nødvendige mængde forbedrer motorens effektivitet. Igen vil det være kendt for et bestemt motordesign, at et reduceret krav til kølestrøm på H% vil reducere det specifikke brændstofforbrug med y%. Med andre ord vil der kræves mindre brændstof for at give startstød, for eksempel. Motoren er mere effektiv.

alle ovenstående overvejelser er grundlæggende for motoren, der kører alene og samtidig ikke gør noget nyttigt, dvs.det bevæger sig ikke et fly eller leverer energi til flyets elektriske, hydrauliske og luftsystemer. I flyet giver motoren noget af sit trykproducerende potentiale, eller brændstof, til at drive disse systemer. Disse krav, der forårsager installationstab, reducerer effektiviteten. Det bruger noget brændstof, der ikke bidrager til motorens tryk.

endelig, når flyet flyver, indeholder selve drivstrålen spildt kinetisk energi, efter at den har forladt motoren. Dette kvantificeres med udtrykket fremdrivnings-eller Froude-effektivitet, der er større end p {\displaystyle \eta _{p}}

og kan reduceres ved at redesigne motoren for at give den bypass-strømning og en lavere hastighed for fremdrivningsstrålen, for eksempel som en turboprop-eller turbofanmotor. Samtidig øges hastigheden fremad ved at øge det samlede trykforhold ved at øge det samlede trykforhold.

den samlede effektivitet af motoren ved flyvehastighed er defineret som Larv o = Larv p Larv t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

.

den lette o {\displaystyle \eta _{o}}

ved flyvehastighed afhænger af, hvor godt indsugningen komprimerer luften, før den overleveres til motorkompressorerne. Indsugningskompressionsforholdet, som kan være så højt som 32:1 Ved Mach 3, tilføjer til den af motorkompressoren for at give det samlede trykforhold og prisT t h {\displaystyle \eta _{TH}}

for den termodynamiske cyklus. Hvor godt det gør dette er defineret af dets trykgenvinding eller måling af tabene i indtaget. Mach 3 bemandet flyvning har givet en interessant illustration af, hvordan disse tab kan stige dramatisk på et øjeblik. Den nordamerikanske 70 Valkyrie og Lockheed SR-71 Blackbird på Mach 3 hver havde trykindvindinger på omkring 0.8, på grund af relativt lave tab under kompressionsprocessen, dvs.gennem systemer med flere stød. Under en’ unstart ‘ ville det effektive stødsystem blive erstattet af et meget ineffektivt enkelt stød ud over indløbet og en indtagstrykgenvinding på ca.0,3 og et tilsvarende lavt trykforhold. Mach 2 har normalt ekstra interne tryktab, fordi udgangsområdet ikke er stort nok som en afvejning med ekstern afterbody-træk.

selvom en bypass-motor forbedrer fremdrivningseffektiviteten, pådrager den sig egne tab inde i selve motoren. Maskiner skal tilføjes for at overføre energi fra gasgeneratoren til en bypass-luftstrøm. Det lave tab fra drivdysen på en turbojet tilføjes med ekstra tab på grund af ineffektivitet i den tilsatte turbine og ventilator. Disse kan være inkluderet i en transmission eller overførsel, effektivitetsret T {\displaystyle \eta _{T}}

. Disse tab består imidlertid mere end af forbedringen i fremdrivningseffektivitet. Der er også ekstra tryktab i bypass-kanalen og en ekstra drivdyse.

Med fremkomsten af turbofans med deres tabsgivende maskiner er det, der foregår inde i motoren, blevet adskilt af Bennett, for eksempel mellem gasgenerator og overføringsmaskiner, der giver prit o = prit p prit t h prit t {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{t}}

.

afhængighed af fremdriftseffektivitet (larr) på køretøjets hastighed/udstødningshastighedsforhold (v/ve) for luftåndende jet-og raketmotorer.

energieffektiviteten ( lart o {\displaystyle \eta _{o}}

) af jetmotorer, der er installeret i køretøjer, har to hovedkomponenter:

• fremdrivningseffektivitet ( lart p {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): hvor meget af strålens energi ender i køretøjets krop i stedet for at blive båret væk som jetens kinetiske energi.

• cycle efficiency ( length T h {\displaystyle \eta _{TH}}
  

  ): hvor effektivt motoren kan accelerere strålen

selvom den samlede energieffektivitet length o {\displaystyle \eta _{o}}

er: for alle jetmotorer er fremdriftseffektiviteten højest, når udstødningsstrålehastigheden kommer tættere på køretøjets hastighed, da dette giver fremdriftseffektiviteten højest, når udstødningsstrålehastigheden kommer tættere på køretøjets hastighed, da dette giver fremdriftseffektiviteten mindste resterende kinetisk energi. For en luftåndingsmotor giver en udstødningshastighed, der er lig med køretøjets hastighed, eller en liter p {\displaystyle \eta _{p}}

lig med en, nul tryk uden nettomomentændring. Formlen for luftpustende motorer , der bevæger sig med hastighed v {\displaystyle v}

med en udstødningshastighed v e {\displaystyle v_{e}}

og forsømmelse af brændstofstrømmen er: \displaystyle \eta _{p} = {\frac {2} {1 + {\frac {v_ {E}} {V}}}}

og for en raket:

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

ud over fremdrivende effektivitet er en anden faktor cykluseffektivitet; en jetmotor er en form for varmemotor. Varmemotorens effektivitet bestemmes af forholdet mellem temperaturer nået i motoren og det, der er udtømt ved dysen. Dette er forbedret konstant over tid, da nye materialer er blevet introduceret for at tillade højere maksimale cyklustemperaturer. For eksempel er kompositmaterialer, der kombinerer metaller med keramik, udviklet til HP turbineblade, der kører ved den maksimale cyklustemperatur. Effektiviteten er også begrænset af det samlede trykforhold, der kan opnås. Cykluseffektivitet er højest i raketmotorer (~60+%), da de kan opnå ekstremt høje forbrændingstemperaturer. Cykluseffektivitet i turbojet og lignende er tættere på 30% på grund af meget lavere peak cycle temperaturer.

typisk forbrændingseffektivitet af en flygasturbine over driftsområdet.

typiske forbrændingsstabilitetsgrænser for en flygasturbine.

forbrændingseffektiviteten af de fleste fly gasturbinemotorer ved havniveau startbetingelserer næsten 100%. Det falder ikke-lineært til 98% ved krydstogtforhold i højden. Forholdet mellem luft og brændstof varierer fra 50: 1 til 130: 1. For enhver form for forbrændingskammer er der en rig og svag grænse for luft-brændstofforholdet, ud over hvilket flammen slukker. Rækkevidden af luft-brændstofforhold mellem de rige og svage grænser reduceres med en stigning i lufthastigheden. Hvisstigende luftmassestrøm reducerer brændstofforholdet under en bestemt værdi, flammeudryddelse forekommer.

specifik impuls som funktion af hastighed for forskellige jettyper med petroleumsbrændstof (hydrogen Isp ville være omkring dobbelt så høj). Selvom effektiviteten falder med hastighed, dækkes større afstande. Km eller mile) er stort set uafhængig af hastigheden for jetmotorer som en gruppe; imidlertid bliver flyskrog ineffektive ved supersoniske hastigheder.

forbrug af brændstof eller drivmiddelredit

et nært beslægtet (men anderledes) koncept til energieffektivitet er forbrugshastigheden af drivmiddelmasse. Drivmiddelforbrug i jetmotorer måles ved specifikt brændstofforbrug, specifik impuls eller effektiv udstødningshastighed. De måler alle det samme. Specifik impuls og effektiv udstødningshastighed er strengt proportional, mens specifikt brændstofforbrug er omvendt proportionalt med de andre.

for luft-vejrtrækning motorer såsom turbojets, energieffektivitet og drivmiddel (brændstof) effektivitet er meget det samme, da drivmidlet er et brændstof og energikilde. I raketry er drivmidlet også udstødningen, og det betyder, at et drivmiddel med høj energi giver bedre drivmiddeleffektivitet, men i nogle tilfælde faktisk kan give lavere energieffektivitet.

det kan ses i tabellen (lige nedenfor), at de subsoniske turbofans som General Electric ‘s CF6 turbofan bruger meget mindre brændstof til at generere tryk i et sekund end Concorde’ s Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turbojet. Sekund var større for Concorde, var den faktiske effekt, der blev genereret af motoren for den samme mængde brændstof, højere for Concorde ved Mach 2 end CF6. Concordes motorer var således mere effektive med hensyn til energi pr.

specifikt brændstofforbrug (SFC), specifik impuls og effektive udstødningshastighedstal for forskellige raket-og jetmotorer.

motortype	Scenario	Spec. brændstof ulemper.		Specifik impuls (er)	effektiv udstødning hastighed (m/s)
(lb/lbf·h)	(g/kN·s)
NK-33 raketmotor	vakuum	10.9	308	331	3250
SSME rocket engine	Space shuttle vacuum	7.95	225	453	4440
Ramjet	Mach 1	4.5	130	800	7800
J-58 turbojet	SR-71 at Mach 3.2 (Wet)	1.9	54	1900	19000
Eurojet EJ200	Reheat	1.66–1.73	47–49	2080–2170	20400–21300
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet	Concorde Mach 2 cruise (Dry)	1.195	33.8	3010	29500
Eurojet EJ200	Dry	0.74–0.81	21–23	4400–4900	44000–48000
CF6-80C2B1F turbofan	Boeing 747-400 cruise	0.605	17.1	5950	58400
General Electric CF6 turbofan	Sea level	0.307	8.7	11700	115000

tryk-til-vægt-forholdRediger

Hovedartikel: tryk-til-vægt-forhold

den thrust-til-vægt-forholdet mellem jetmotorer med lignende konfigurationer varierer med skalaen, men er for det meste en funktion af motorkonstruktionsteknologi. For en given motor, jo lettere motoren er, jo bedre er tryk-til-vægt, jo mindre brændstof bruges til at kompensere for træk på grund af den lift, der er nødvendig for at bære motorvægten, eller for at fremskynde motorens masse.

som det kan ses i den følgende tabel, opnår raketmotorer generelt meget højere tryk-til-vægt-forhold end kanalmotorer såsom turbojet-og turbofanmotorer. Dette skyldes primært, at raketter næsten universelt bruger tæt flydende eller fast reaktionsmasse, hvilket giver et meget mindre volumen, og derfor er tryksystemet, der leverer dysen, meget mindre og lettere for den samme ydelse. Kanalmotorer skal håndtere luft, der er to til tre størrelsesordener mindre tæt, og dette giver tryk over meget større områder, hvilket igen resulterer i, at der er behov for flere tekniske materialer for at holde motoren sammen og til luftkompressoren.

Jet eller raketmotor	masse		Tryk, vakuum		Tryk-til- vægtforhold
(kg)	(lb)	(kn)	(LBF)
rd-0410 nuklear raketmotor	2.000	4.400	35.2	7.900	1.8
J58 jetmotor (SR-71 Blackbird)	2.722	6.001	150	34.000	5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet with reheat (Concorde)	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
Pratt & Whitney F119	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750 rocket engine, three-propellant mode	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
RD-0146 rocket engine	260	570	98	22,000	38.4
Rocketdyne RS-25 rocket engine	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
RD-180 rocket engine	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
RD-170 rocket engine	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 (Saturn V first stage)	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33 rocket engine	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Merlin 1D rocket engine, full-thrust version	467	1,030	825	185,000	180.1

sammenligning af typeredit

sammenligning af fremdrivende effektivitet for forskellige gasturbinemotorkonfigurationer

propelmotorer håndterer større luftmassestrømme og giver dem mindre acceleration end jetmotorer. Da stigningen i lufthastighed er lille, ved høje flyvehastigheder er det tryk, der er tilgængeligt for propeldrevne fly, lille. Ved lave hastigheder drager disse motorer imidlertid fordel af relativt høj fremdrivningseffektivitet.

på den anden side accelererer turbojets en meget mindre massestrøm af indsugningsluft og brændt brændstof, men de afviser det derefter med meget høj hastighed. Når en de Laval-dyse bruges til at accelerere en varm motorudstødning, kan udløbshastigheden være lokalt supersonisk. Turbojets er særligt velegnede til fly, der kører med meget høje hastigheder.

Turbofans har en blandet udstødning bestående af bypass-luften og den varme forbrændingsproduktgas fra kernemotoren. Mængden af luft, der omgår kernemotoren sammenlignet med den mængde, der strømmer ind i motoren, bestemmer, hvad der kaldes en turbofans bypass-forhold (BPR).

mens en turbojetmotor bruger hele motorens output til at producere tryk i form af en varm udstødningsgasstråle med høj hastighed, giver en turbofans kølige bypass-luft med lav hastighed mellem 30% og 70% af det samlede tryk produceret af et turbofansystem.

net thrust (FN) genereret af en turbofan kan også udvides som:

F N = M E v h E − M O v A + B P R ( m c v f ) {\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{\dot{m}}_{a} v_ {a}+BPR\, ({\dot{m}}_{c} v_ {f})}

hvor:

ṁ e	= massen sats af varm forbrænding, og udstødningsstrømmen fra den centrale motor
ṁo	= massen sats af den samlede luftstrøm indtaste turbofan = ṁc + ṁf
ṁc	= massen sats af indtagelse af luft, der strømmer til den centrale motor
ṁf	= massen sats af indsugningsluft, som omgår den centrale motor
vf	= hastigheden af luftstrømmen omgås omkring den centrale motor
vhe	= hastigheden af hot udstødningsgas fra kernemotoren
vo	= hastigheden af det samlede luftindtag = flyets sande lufthastighed
BPR	= Bypass Ratio

raketmotorer har ekstremt høj udstødningshastighed og er derfor bedst egnet til høje hastigheder (hypersonisk) og store højder. Ved en given gasspjæld forbedres trykket og effektiviteten af en raketmotor lidt med stigende højde (fordi modtrykket falder og dermed øger nettokraften ved dyseudgangsplanet), mens med en turbojet (eller turbofan) den faldende tæthed af luften, der kommer ind i indtaget (og de varme gasser, der forlader dysen) får nettokraften til at falde med stigende højde. Raketmotorer er mere effektive end endda scramjets over omtrent Mach 15.

højde og hastighedredit

med undtagelse af scramjets kan jetmotorer, der er berøvet deres indløbssystemer, kun acceptere luft med omkring halvdelen af lydens hastighed. Indløbssystemets opgave for transoniske og supersoniske fly er at bremse luften og udføre noget af kompressionen.

grænsen for maksimal højde for motorer er indstillet af brandbarhed – i meget høje højder bliver luften for tynd til at brænde eller efter kompression for varm. For turbojetmotorer synes højder på omkring 40 km at være mulige, mens for ramjetmotorer kan 55 km være opnåelige. Scramjets kan teoretisk klare 75 km. Raketmotorer har selvfølgelig ingen øvre grænse.

i mere beskedne højder komprimerer flyvning hurtigere luften foran på motoren, og dette opvarmer luften kraftigt. Den øvre grænse menes normalt at være omkring Mach 5-8, som ovenfor om Mach 5.5, det atmosfæriske nitrogen har tendens til at reagere på grund af de høje temperaturer ved indløbet, og dette bruger betydelig energi. Undtagelsen herfra er scramjets, som muligvis kan opnå omkring Mach 15 eller mere, da de undgår at bremse luften, og raketter har igen ingen særlig hastighedsgrænse.

NoiseEdit

støj fra en jetmotor har mange kilder. Disse omfatter i tilfælde af gasturbinemotorer ventilatoren, kompressoren, forbrænderen, turbinen og drivstrålen/S.

drivstrålen producerer jetstøj, som skyldes den voldsomme blandingsvirkning af højhastighedsstrålen med den omgivende luft. I det subsoniske tilfælde produceres støj af hvirvler og i det supersoniske tilfælde af Mach-bølger. Den lydeffekt, der udstråles fra en stråle, varierer med jethastigheden hævet til den ottende effekt for hastigheder op til 2.000 ft/sek og varierer med hastigheden kuberet over 2.000 ft/sek. således er udstødningsstråler med lavere hastighed, der udsendes fra motorer som høj bypass turbofans, de støjsvage, mens de hurtigste jetfly, såsom raketter, turbojets og ramjets, er de højeste. For kommercielle jetfly er jetstøjen reduceret fra turbojet gennem bypass-motorer til turbofans som et resultat af en gradvis reduktion i fremdrivnings jethastigheder. For eksempel har JT8D, en bypass-motor, en jethastighed på 1450 ft/sek, mens JT9D, en turbofan, har jethastigheder på 885 ft/sek (kold) og 1190 ft/sek (varm).

fremkomsten af turbofan erstattet den meget karakteristiske jet støj med en anden lyd kendt som “brummer sav” støj. Oprindelsen er chokbølgerne, der stammer fra de supersoniske ventilatorblade ved startstød.

CoolingEdit

tilstrækkelig varmeoverførsel væk fra jetmotorens arbejdsdele er afgørende for at opretholde styrken af motormaterialer og sikre lang levetid for motoren.

efter 2016 foregår der forskning i udviklingen af transpirationskøleteknikker til jetmotorkomponenter.