모든 제트 엔진은 반응 엔진을 생성하는 돌격하여 발광 소자의 제트 유동성 후방에서 상대적으로 높은 속도입니다. 이 제트기를 만드는 데 필요한 엔진 내부의 힘은 공예를 앞으로 밀어내는 엔진에 강한 추력을줍니다.

제트 엔진의에서 제트 추진제에 저장 탱크에 연결된 엔진(로에’rocket’)뿐만 아니라는 덕트에 엔진(사람들은 일반적으로 항공기에 사용되는)에 의해 섭취 외부액(매우 일반적으로 공기)과 추방에서 더 높은 속도입니다.

추진 노즐

추진 노즐은 핵심 구성 요소의 모든 제트 엔진으로 그것을 만들 배기 제트기입니다. 추진 노즐은 내부 및 압력 에너지를 고속 운동 에너지로 전환시킵니다. 총 압력과 온도는 노즐을 통해 변하지 않지만 가스 속도가 빨라짐에 따라 정적 값이 떨어집니다.

의 속도력 노즐은 낮에 대한 Mach0.4,필수 조건 최소화하기 위한 압력 손실에서관을 선도하는 노즐이 있습니다. 노즐에 들어가는 온도는 크루즈 고도에서 차가운 공기의 팬 노즐에 대해 해수면 주변만큼 낮을 수 있습니다. 초음속 애프터 버닝 엔진의 경우 1000K 배기 가스 온도 또는 애프터 버너가 켜진 2200K 만큼 높을 수 있습니다. 압력 입력 노즐에 따라 달라질 수 있습의 1.5 배 압력 외부 노즐에 대한 단일 단계 팬,30 시간을 가장 빠르게 유인 항공기에서 mach3+.

수렴 노즐은 국부적 인 음파(마하 1)조건까지 가스를 가속시킬 수 있습니다. 에 도달하는 높은 항공편을 속도,심지어 더 큰 배출 속도가 필요하고 그래서 집중 분기 노즐은 종종에 사용되는 높은 속도로 항공기입니다.

노즐을 떠나면서 가스의 정압이 주변 값에 도달하면 노즐 추력이 가장 높습니다. 이는 노즐 출구 영역이 노즐 압력 비율(npr)에 대한 올바른 값인 경우에만 발생합니다. 엔진 추력 설정 및 비행 속도로 npr 이 변경되기 때문에 이는 거의 발생하지 않습니다. 또한 초음속의 속도로 발산 지역은 미만 제공하는 데 필요체 내부에 확장 주위 압력으로 교환 외부 몸을 드래그 합니다. Whitford 는 f-16 을 예로 든다. 다른 과소 표현 된 예는 XB-70 및 SR-71 이었다.

노즐 크기는 터빈 노즐의 면적과 함께 압축기의 작동 압력을 결정합니다.

ThrustEdit

에너지 효율성에 관한 항공 제트 enginesEdit

이 개요 하이라이트는 에너지 손실이 발생할에 완벽한 제트 항공기 powerplants 또는 엔진이 설치됩니다.

휴식중인 제트 엔진은 테스트 스탠드에서와 같이 연료를 빨아 들여 추력을 생성합니다. 얼마나 잘 이는 판단에 의해 얼마나 많은 연료를 사용하고 무엇이 필요한 힘을 억제하는니다. 이것은 그 효율성의 척도입니다. 엔진 내부에서 무언가가 악화되면(성능 저하로 알려짐)효율이 떨어지며 연료가 추력을 덜 생성 할 때이를 보여줍니다. 이 변경된 경우에는 내부 부분을 허용하는 공기/연소 가스 흐름을 더 원활하게 엔진 것이 더 효율적이고 연료를 적게 사용. 표준화질을 평가하는 데 사용되는 방법이 다른 것이 변화하는 엔진의 효율성과 할 수 있도록 비교하여야 다른 엔진이 있습니다. 이 정의를 특정 연료 소비 또는 한 단위의 추력을 생산하는 데 필요한 연료량이라고합니다. 예를 들어,그것이 알려진 것입니다에 대한 특정한 엔진을 디자인하는 경우 약간의 충돌에서 우회관은 부드럽게 밖으로 공기는 것이 더 부드럽게 흐름을 주는 압력 손실 감소의 x%y%적은 연료가 필요할 것을 얻을 돌격,예를 들어. 이러한 이해는 엔지니어링 분야 제트 엔진 성능에 따라 제공됩니다. 효율성이 전진 속도와 항공기 시스템에 에너지를 공급함으로써 어떻게 영향을 받는지는 나중에 언급됩니다.

의 효율성을 엔진 제어를 주로 운영 조건부는 엔진의 압력에 의해 생산의 압축기의 온도는 연소 가스의 첫 번째 세트에서 회전하는 터빈 블레이드입니다. 압력은 엔진에서 가장 높은 공기 압력입니다. 터빈 회전자는 온도가지에서 가장 높은 엔진 하지만 가장 높은에서는 에너지 전송(더 높은 온도에서 발생하는 연소기). 위의 압력과 온도는 열역학적 사이클 다이어그램에 나와 있습니다.

효율성이 더 수정한 방법에 의해 원활하게 공중의 연소 가스 흐름을 통해 엔진,얼마나 잘 흐름을 정렬(으로 알려진 발병률은 각)으로 이동 및 고정 구절에서 압축기 및 터빈. 비 최적 각도뿐만 아니라,비 최적의 흐름과 블레이드 모양을 일으킬 수 있습 농축과 분리의 경계층의 형성과 충격파입니다. 그것이 중요하다는 느린 유량(낮은 속도로 덜 압력 손실이나 압력 강하)을 때 그것을 통해 여행관을 연결하는 다른 부분으로 구성됩니다. 얼마나 잘 개별 구성 요소에 기여 도는 연료로 돌격에 의해 정량 측정은 다음과 같 효율성에 대한 압축기,터빈 연소기의 압력 손실에 대해관입니다. 이들은 열역학적 사이클 다이어그램에 선으로 표시됩니다.

엔진 효율성,열효율로 알려진 η t h{\displaystyle\eta_{th}}

. 에 의존 열역학적 주기를 매개 변수,최대 압력과 온도,및에서 구성 요소의 효율성,η c o m p r e s s o r{\displaystyle\eta_{압축기}}

,η c o m b u s t i o n{\displaystyle\eta_{연소}}

고 η t u r b i n e{\displaystyle\eta_{터빈}}

와 덕트는 압력 손실이다.

엔진은 단지 성공적으로 실행 자체에 대한 압축 공기가 필요합니다. 이 공기는 자체 압축기에서 나오며 2 차 공기라고합니다. 추력을 만드는 데 기여하지 않으므로 엔진을 덜 효율적으로 만듭니다. 엔진의 기계적 무결성을 보존하고 부품 과열을 막고 예를 들어 베어링에서 오일이 빠져 나가는 것을 방지하는 데 사용됩니다. 압축기에서 취한이 공기 중 일부만이 터빈 흐름으로 되돌아 와서 추력 생산에 기여합니다. 필요한 양을 줄이면 엔진 효율이 향상됩니다. 것,다시 알려진 특정 엔진 디자인에는 감소 요구 사항에 대한 냉각 흐름의 x%줄일 것입니다 특정 연료를 소비 y%. 즉,예를 들어 이륙 추력을주기 위해 더 적은 연료가 필요할 것입니다. 엔진이 더 효율적입니다.

위의 모든 사항은 기본적인 엔진에서 실행 자신의하고,동시에 아무것도 하지 않는 것이 유용 즉,그것은 움직이지 않는 항공기 또는 에너지를 공급하 항공기의 전기적,유압 및 공기 시스템입니다. 항공기에서 엔진은 이러한 시스템에 전력을 공급하기 위해 추력 생성 잠재력 또는 연료의 일부를 포기합니다. 설치 손실을 초래하는 이러한 요구 사항은 효율성을 떨어 뜨립니다. 그것은 엔진의 추력에 기여하지 않는 일부 연료를 사용하고 있습니다.

마지막으로,항공기가 비행 할 때 추진 제트 자체는 엔진을 떠난 후 낭비되는 운동 에너지를 포함합니다. 이는 계량화해서 이기적인 추진력,또는 루드,효율 η p{\displaystyle\eta_{p}}

과될 수 있습을 재설계 엔진을 제공 그것은 바이패스 흐름 및 낮은 속도에 대한 제트 추진,예를 들어 터보프롭 또는 터보팬엔진. 동시에 앞으로도 증가 η t h{\displaystyle\eta_{th}}

증가하여 전반적인 압력 비율이 있습니다.

전반적인 효율성의 엔진에서 항공편 속으로 정의 η o=η p η t h{\displaystyle\eta_{o}=\eta_{p}\eta_{th}}

.

η o{\displaystyle\eta_{o}}

에서 비행 속도에 따라 달라지는 어떻게 잘 흡기 압축기 전에 그것을 넘겨 엔진의 압축기입니다. 32 만큼 높을 수 있는 입구 압축 비율,:1Mach3,추가하는 엔진의 압축기를 주는 전반적인 압력 비율 η t h{\displaystyle\eta_{th}}

에 대한 열역학적 주기입니다. 이 작업을 얼마나 잘 수행하는지는 압력 회복 또는 흡기 손실 측정에 의해 정의됩니다. 마하 3 유인 비행은 이러한 손실이 어떻게 순식간에 극적으로 증가 할 수 있는지에 대한 흥미로운 그림을 제공했습니다. Mach3 의 북미 XB-70Valkyrie 와 Lockheed SR-71Blackbird 는 각각 약 0 의 압력 회복을 가졌습니다.8,압축 과정에서 상대적으로 낮은 손실로 인해,즉 여러 충격의 시스템을 통해. 는 동안’unstart’효율적인 충격 시스템을 대체될 것입에 의해 매우 비효율적인 하나의 충격을 넘어 입구 입구 압력의 회복에 대해 0.3 대응하여 낮은 압력 비율이 있습니다.

추진 노즐에서 이상의 속도에 대해 Mach2 일반적으로는 내부격실문 출구 영역은 충분히 큰되지 않습으로 교환 외부 afterbody 끕니다.

바이 패스 엔진이 추진 효율을 향상 시키지만 엔진 자체 내부에 자체 손실이 발생합니다. 가스 발생기에서 바이 패스 공기 흐름으로 에너지를 전달하기 위해 기계를 추가해야합니다. 터보 제트의 추진 노즐로부터의 낮은 손실은 추가 된 터빈 및 팬의 비효율로 인해 추가 손실로 추가됩니다. 이에 포함될 수 있습니다,전송 또는 전달,효율 η T{\displaystyle\eta_{T}}

. 그러나 이러한 손실은 추진 효율의 향상에 의해 이루어진 것 이상입니다. 바이 패스 덕트와 여분의 추진 노즐에 여분의 압력 손실도 있습니다.

의 출현으로 터보 팬들의 손실-기계장치를 만드는 무엇이 내부에서 일어나는 엔진이 되었습으로 구분해넷,예를 들어,가스 발전기와 기계를 주는 η o=η p η t h η T{\displaystyle\eta_{o}=\eta_{p}\eta_{th}\eta_{T}}

.

의존을 추진의 효율성(η)에 차량의 속도/배기 속도 비율(v/ve)을 위한 공기 호흡기와 로켓 엔진이 있습니다.

에너지 효율(η o{\displaystyle\eta_{o}}

)의 제트 엔진이 설치된 차량에는 두 가지 주요 구성 요소가 있습니다:

• 추진력이 효율(η p{\displaystyle\eta_{p}}
  

  ): 제트기의 운동 에너지로 운반되기보다는 차량 본체에서 얼마나 많은 에너지가 끝납니다.

• 사이클 효율(η t h{\displaystyle\eta_{th}}
  

  ):어떻게 효율적으로 엔진을 가속화 할 수 있습 jet

지만 전반적인 에너지 효율 η o{\displaystyle\eta_{o}}

가: η o=η p η t h{\displaystyle\eta_{o}=\eta_{p}\eta_{th}}

한 제트 엔진의 추진력이 효율이 가장 높은 배기 제트 속에 차량의 속도로 이것은 가장 작은 잔류 운동 에너지입니다. 한 airbreathing 엔진 배기 속도 동일한 차량 속도,또는 η p{\displaystyle\eta_{p}}

동일 하나로 돌격 없이 순이 모멘텀을 변경합니다. 에 대한 공식 공기 호흡 엔진에 이동 속도 v{\displaystyle v}

배기 속도 v 전자{\displaystyle v_{e}}

를 무시하고 있는 연료 유량,가:η p=2 1+v 전자 v{\displaystyle\eta_{p}={\frac{2}{1+{\frac{v_{e}}{v}}}}}

고켓:

η 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}}}}

외에 추진력 효율은,다른 요소는 사이클 효율성은 제트 엔진은 형태의 열 엔진입니다. 열 엔진 효율은 노즐에서 소모 된 것과 엔진에 도달 한 온도의 비율에 의해 결정됩니다. 이는 지속적으로 향상을 통해 시간으로 새로운 자료되었을 수 있도록 도입은 더 높은 최대 주기 온도가 있습니다. 예를 들어 복합 재료를 결합한 금속과 세라믹스,위해 개발되었 HP 터빈 블레이드,실행되는 최대 온도 사이클. 효율성은 또한 달성될 수 있는 전반적인 압력 비율에 의해 제한됩니다. 사이클 효율은 매우 높은 연소 온도를 달성 할 수 있으므로 로켓 엔진(~60+%)에서 가장 높습니다. 터보 제트 및 이와 유사한 사이클 효율은 피크 사이클 온도가 훨씬 낮기 때문에 30%에 가깝습니다.

일반적인 연소 효율성 항공기의 가스 터빈을 통해 운영 범위에 있습니다.

일반적인 안정성 연소한계 항공기의 가스 터빈입니다.

연소 효율성의 대부분의 항공기 가스 터빈 엔진 바다 수준에서 이륙 conditionsis 거의 100%. 고도 크루즈 조건에서 98%로 비선형 적으로 감소합니다. 공기-연료 비율은 50:1 에서 130:1 까지입니다. 모든 유형의 연소실이 풍부하고 약한 제한이 공기 연료 비율로,화염이 소멸됩니다. 부유 한 한계와 약한 한계 사이의 공기-연료 비율의 범위는 공기 속도의 증가로 감소됩니다. 증가 된 공기 질량 흐름이 특정 값 이하의 연료 비율을 감소 시키면 화염 소멸이 발생합니다.

특정한 전류로의 기능도에 대한 다른 제트 유형과 연료 등유(수소 Isp 것에 대해 두 배나 높음). 효율이 속도에 따라 급락하지만 더 먼 거리가 적용됩니다. 효율성 단위당 거리(km 당 또는 마일)거의 독립적인 속도를 위한 제트 엔진의 그룹으로;그러나 기체가 비효율적인 초음속의 속도입니다.

의 소비는 연료 또는 propellantEdit

밀접한 관계가 있고(그러나 다른)개념 에너지 효율성은 비율의 소비의 추진제는 질량. 제트 엔진의 추진체 소비는 특정 연료 소비,특정 임펄스 또는 유효 배기 속도로 측정됩니다. 그들은 모두 같은 것을 측정합니다. 특정 임펄스 및 유효 배기 속도는 엄격하게 비례하는 반면 특정 연료 소비는 다른 것과 반비례합니다.

을 위한 공기 호흡 엔진과 같은 turbojets,에너지 효율 및 연료(fuel)효율은 동일한 것,이후 추진체의 연료 및 에너지의 원천입니다. 에서 로켓 추진은 또한 배출하고,이 의미는 높은 에너지를 추진체에게 더 나은 연료 효율성이 수 있지만 어떤 경우에 실제로 더 낮은 에너지 효율을 자랑합니다.

그것은 볼 수 있습니다 테이블에서(아래)는 아음속 터보 팬과 같은 일반적인 전기의 CF6turbofan 사용을 많이 적은 연료를 생성하는 돌격에 대한 두 번째 보다는 콩코르드 광장의 롤스로이스/Snecma Olympus593turbojet. 그러나,이후 에너지가 강제로 시간 거리에 있는 당신의 두 번째로 큰 대한 콩코르드 광장,실제적인 힘을 생성된 엔진에서 동일한 금액에 대한 연료에 대한 더 높은 콩코드에 Mach2 보다 CF6. 따라서 콩코드의 엔진은 마일 당 에너지면에서보다 효율적이었습니다.

격 무게 ratioEdit

스러스-중량의 비율 제트 엔진과 유사한 구성에 변화와 확장, 하지만 대부분의 기능 엔진 건설기술입니다. 지정된 엔진,가벼운 엔진,더 나은 돌격하중량이 적은 연료를 사용하여 보상한 끌으로 인해 리프트를 수행하는 데 필요한 엔진의 무게,또는 가속화하는 대량의 엔진입니다.

에서 알 수있는 바와 같이 다음과 같은 테이블,로켓 엔진은 일반적으로 달성하는 훨씬 더 높은 돌 무게 비율은 보다 덕트 엔진과 같은 turbojet 및 turbofan engines. 이 때문에 주로 로켓은 거의 보편적으로 사용하여 고밀도 액체 또는 솔리드 반응이 대량을 제공하는 훨씬 작은 볼륨고 따라서 가압 시스템을 공급하는 노즐이 훨씬 가볍고 작은 동일한 성능. 덕트 엔진 거래와 함께 공기입니다 두 배 더 적은 치밀하고 이를 압박을 통해 훨씬 더 큰 영역을 차례 결과에 더 많은 공학재료되고를 보유하는 데 필요한 엔진을 함께 공기 압축기입니다.

의 비교 typesEdit

추진 효율성 비교를 위해 다양한 가스 터빈 엔진 구성

프로펠러 엔진 처리 더 큰 공기 질량 흐름,그리고 그들에게 작은 가속,보다 제트 엔진이 있습니다. 공기 속도의 증가가 작기 때문에 높은 비행 속도에서 프로펠러 구동 비행기에 사용할 수있는 추력은 작습니다. 그러나 저속에서 이러한 엔진은 상대적으로 높은 추진 효율의 이점을 얻습니다.

On the other hand,turbojets 가속 훨씬 작은 질량 흐름의 입구 공기와 점화한 연료,하지만 그들은 그 다음 그것을 거부에서 아주 높은 속도입니다. 드 라발 노즐이 뜨거운 엔진 배기를 가속시키는 데 사용될 때,출구 속도는 국부적으로 초음속 일 수있다. 터보 제트는 매우 빠른 속도로 여행하는 항공기에 특히 적합합니다.

터보 팬 혼합 배기로 구성된 바이패스는 공기와 핫한 연소 제품에서 가스의 코어 엔진입니다. 양의 공기를 우회하는 코어 엔진의 양을 비교했으로 흐르는 엔진 결정이라는 것 터보팬의 우회를 비율(BPR).

는 터보제트 엔진이 사용하는 엔진의 모든 출력을 생산하는 돌격 형태의 뜨거운 고속 배기 가스 제트,터보팬의 멋진 낮은 속도회 공익 간의 30%,70%의 총격에 의해 생성하는 터보팬 시스템입니다.

터보 팬에 의해 생성 된 순 추력(FN)도 다음과 같이 확장 될 수 있습니다:

F N=m e r v h e m o v a+B P R(m c v f){\displaystyle f_ 부드러 다{N}={\점{m}}_{e}v_{e}-{\점{m}}_{a}v_{a}+BPR\,({\점{m}}_{c}v_{f})}

가:

로켓 엔진에는 매우 높은 배출 속도를 따라서는 가장 적합한 높은 속도(초음속)한 고도. 에 주어진 기관,추진력과 효율성을 로켓의 모터 약간 향상으로 증가하는 고도(기 때문에 다시 압력 떨어지므로 증가하는 순 추력 노즐에서 비행기 출구)는 반면 터보제트(또는 터보팬)떨어지는 밀도의 공기 유입량(고 뜨거운 가스를 떠나는 노즐)을 원인물 추력을 줄이 증가와 함께 고도에 있습니다. 로켓 엔진은 대략 마하 15 위의 스크램젯보다 효율적입니다.

고도와 speedEdit

제외 scramjets,제트 엔진,박탈하고 그들의 입구 시스템을 받아 들일 수 있는 공기에 약 절반도의 소리입니다. 천음속 및 초음속 항공기에 대한 입구 시스템의 작업은 공기를 느리게하고 압축의 일부를 수행하는 것입니다.

제한에는 최대 고도에 대한 엔진에 의해 설정된 가연성에서 매우 높은 고도 공기가 너무 얇은 화상이나 압축 후에,너무 뜨겁다. 터보 제트 엔진의 경우 약 40km 의 고도가 가능한 것으로 보이는 반면,램 제트 엔진의 경우 55km 가 달성 될 수 있습니다. Scramjets 는 이론적으로 75km 를 관리 할 수 있습니다. 물론 로켓 엔진에는 상한이 없습니다.

더 완만 한 고도에서 더 빨리 날아가는 것은 엔진 전면의 공기를 압축하고 이로 인해 공기가 크게 가열됩니다. 상한은 일반적으로 생각하는 것에 대해 Mach5-8,위의 약 Mach5.5,대기 질소하는 경향이 반응으로 인해 높은 온도에서 유입구와 이 중요한 소모 에너지입니다. 이 예외는 scramjets 할 수 있는 달성할 수 있에 대한 Mach15 이상으로 그들을 피하기 둔화,공기와 로켓시가 없는 특정 속도 한계가 있습니다.

NoiseEdit

제트 엔진에 의해 방출되는 소음은 많은 소스를 가지고 있습니다. 이러한 경우에는 가스 터빈 엔진,선풍기,압축기,연소기,터빈 제트 추진/s.

제트 추진 생산 제트 노이즈로 인해 발생하는 폭력적인 혼합 작업의 고속 제트와 함께 주변 공기입니다. 아음속의 경우 노이즈는 에디에 의해 생성되고 초음속의 경우 마하 파에 의해 생성됩니다. 소리는 전력에서 방출 제트 varies with jet 속도 발생하는 여덟 번째 전원한 속도까지 2000ft/sec 에 따라 달라집 속도를 제곱 위 2,000ft/sec. 따라서,낮은 속도로 배출기에서 방출되는 엔진과 같이 높은 무시 터보 팬이 가장 조용한 반면 가장 빠른 제트와 같은 로켓,turbojets 및 ramjets,은 가장 큰 것입니다. 상업적 제트 항공기 jet 소음 감소에서는 터보제트를 통해 우회 엔진을 터보 팬의 결과로 점진적으로 감소하 제트 추진 속도를 얻을 수 있습니다. 예를 들어,바이 패스 엔진 인 JT8D 는 제트 속도가 1450 피트/초 인 반면 터보 팬인 JT9D 는 제트 속도가 885 피트/초(콜드)및 1190 피트/초(핫)입니다.

터보 팬의 출현은 매우 독특한 제트 소음을”버즈 톱”소음으로 알려진 또 다른 소리로 대체했습니다. 기원은 이륙 추력시 초음속 팬 블레이드에서 발생하는 충격파입니다.

CoolingEdit

적절한 열 전달에서의 작업 부분을 제트 엔진은 중요한 강도를 유지하의 엔진 재료와 긴 수명을 보장을 위해 엔진입니다.

2016 년 이후,제트 엔진 부품으로의 증산 냉각 기술 개발에 대한 연구가 진행 중이다.