wszystkie silniki odrzutowe są silnikami reakcyjnymi, które generują ciąg, emitując strumień płynu do tyłu ze stosunkowo dużą prędkością. Siły wewnątrz silnika potrzebne do wytworzenia tego odrzutowca dają silny nacisk na silnik, który popycha jednostkę do przodu.

silniki odrzutowe wytwarzają swój odrzutowiec z materiału pędnego przechowywanego w zbiornikach przymocowanych do silnika (jak w „rakiecie”), a także w silnikach kanałowych (tych powszechnie stosowanych w samolotach) poprzez wchłanianie zewnętrznego płynu (bardzo typowo powietrza) i wyrzucanie go z większą prędkością.

dysza Napędowaedytuj

dysza napędowa jest kluczowym elementem wszystkich silników odrzutowych, ponieważ tworzy strumień spalin. Dysze napędowe zamieniają energię wewnętrzną i ciśnieniową w energię kinetyczną o dużej prędkości. Całkowite ciśnienie i temperatura nie zmieniają się przez dyszę, ale ich wartości statyczne spadają wraz z przyspieszeniem gazu.

prędkość powietrza wchodzącego do dyszy jest niska, około Macha 0,4, co jest warunkiem minimalizacji strat ciśnienia w kanale prowadzącym do dyszy. Temperatura wchodząca do dyszy może być tak niska, jak poziom morza otoczenia dla dyszy wentylatora w zimnym powietrzu na wysokościach rejsowych. Może to być tak wysokie, jak temperatura spalin 1000K dla naddźwiękowego silnika dopalającego lub 2200K z zapalonym dopalaczem. Ciśnienie wpływające do dyszy może różnić się od 1,5-krotności Ciśnienia Na zewnątrz dyszy, dla wentylatora jednostopniowego, do 30-krotności dla najszybszego załogowego samolotu z prędkością mach 3+.

dysze konwergentne są w stanie przyspieszyć Gaz tylko do lokalnych warunków sonicznych (Mach 1). Aby osiągnąć wysokie prędkości lotu, wymagane są jeszcze większe prędkości wylotowe, dlatego dysza zbieżna-rozbieżna jest często używana w samolotach o dużych prędkościach.

nacisk dyszy jest najwyższy, jeśli ciśnienie statyczne gazu osiąga wartość otoczenia, gdy opuszcza dyszę. Dzieje się tak tylko wtedy, gdy obszar wyjścia dyszy jest prawidłową wartością stosunku ciśnienia dyszy (npr). Ponieważ NPR zmienia się wraz z ustawieniem ciągu silnika i prędkością lotu, rzadko tak się dzieje. Również przy prędkościach naddźwiękowych obszar rozbieżny jest mniejszy niż wymagany do całkowitego wewnętrznego rozszerzenia ciśnienia otoczenia, co stanowi kompromis z zewnętrznym oporem ciała. Whitford podaje F – 16 jako przykład. Innymi słabszymi przykładami były XB – 70 i SR-71.

rozmiar dyszy wraz z powierzchnią dysz turbiny określa ciśnienie robocze sprężarki.

ThrustEdit

efektywność energetyczna silników odrzutowychedytuj

niniejszy przegląd podkreśla, gdzie występują straty energii w kompletnych zespołach napędowych samolotów odrzutowych lub instalacjach silników.

silnik odrzutowy w stanie spoczynku, jak na stanowisku testowym, zasysa paliwo i generuje ciąg. Jak dobrze to robi, ocenia się na podstawie tego, ile paliwa zużywa i jaka siła jest wymagana, aby go powstrzymać. Jest to miara jego skuteczności. Jeśli coś ulegnie pogorszeniu wewnątrz silnika (znane jako pogorszenie wydajności), będzie to mniej wydajne, a to pokaże, gdy paliwo wytwarza mniejszy ciąg. W przypadku zmiany części wewnętrznej, która umożliwia płynniejszy przepływ powietrza / gazów spalinowych, silnik będzie bardziej wydajny i zużywa mniej paliwa. Standardowa definicja służy do oceny, w jaki sposób różne rzeczy zmieniają wydajność silnika, a także do umożliwienia porównań między różnymi silnikami. Definicja ta nazywana jest jednostkowym zużyciem paliwa, czyli ilością paliwa potrzebną do wytworzenia jednej jednostki ciągu. Na przykład, dla konkretnej konstrukcji silnika wiadomo, że jeśli wygładzone zostaną pewne nierówności w kanale obejściowym, powietrze będzie płynniej przepływać, co spowoduje redukcję strat ciśnienia o x% i y % mniej paliwa będzie potrzebne, na przykład, aby uzyskać ciąg startu. To zrozumienie wchodzi w ramach inżynierii dyscypliny jet engine performance. O tym, w jaki sposób na efektywność wpływa prędkość do przodu i dostarczanie energii do systemów lotniczych, wspomniano później.

sprawność silnika jest kontrolowana przede wszystkim przez Warunki pracy wewnątrz silnika, które są ciśnieniem wytwarzanym przez sprężarkę i temperaturą gazów spalinowych na pierwszym zestawie wirujących łopatek turbiny. Ciśnienie jest najwyższym ciśnieniem powietrza w silniku. Temperatura wirnika turbiny nie jest najwyższa w silniku, ale najwyższa, przy której następuje transfer energii (wyższe temperatury występują w palenisku). Powyższe ciśnienie i temperatura przedstawione są na wykresie cyklu termodynamicznego.

sprawność jest dodatkowo modyfikowana przez to, jak płynnie powietrze i gazy spalinowe przepływają przez silnik, jak dobrze przepływ jest wyrównany (znany jako kąt padania) z ruchomymi i nieruchomymi przejściami w sprężarkach i turbinach. Nieoptymalne kąty, a także nieoptymalne kształty przejść i ostrzy mogą powodować pogrubienie i oddzielenie warstw granicznych i tworzenie fal uderzeniowych. Ważne jest, aby spowolnić przepływ (niższa prędkość oznacza mniejsze straty ciśnienia lub spadek ciśnienia) podczas podróży przez kanały łączące różne części. Stopień, w jakim poszczególne komponenty przyczyniają się do przekształcania paliwa w ciąg, jest określany ilościowo za pomocą takich środków, jak wydajność sprężarek, turbin i palenisk oraz straty ciśnienia w przewodach. Są one pokazane jako linie na diagramie cyklu termodynamicznego.

sprawność silnika lub sprawność cieplna, znana jako η t h {\displaystyle \eta _{th}}

. jest zależna od parametrów cyklu termodynamicznego, maksymalnego ciśnienia i temperatury oraz wydajności komponentów, η c o M p r e s s O R {\displaystyle \eta _{compressor}}

, η C o M b U S t I o n {\displaystyle \eta _{combustion}}

i η T U R B i N E {\displaystyle \eta _{turbine}}

I straty ciśnienia w kanale.

silnik potrzebuje sprężonego powietrza dla siebie tylko po to, aby działać pomyślnie . Powietrze to pochodzi z własnej sprężarki i nazywa się powietrzem wtórnym. Nie przyczynia się do ciągu, dzięki czemu silnik jest mniej wydajny. Jest on stosowany do zachowania integralności mechanicznej silnika, aby zatrzymać przegrzanie części i zapobiec wyciekowi oleju z łożysk na przykład. Tylko część tego powietrza pobieranego ze sprężarek powraca do przepływu turbiny, aby przyczynić się do produkcji ciągu. Każde zmniejszenie wymaganej ilości poprawia sprawność silnika. Ponownie, dla konkretnej konstrukcji silnika będzie wiadomo, że zmniejszenie zapotrzebowania na przepływ chłodzenia o x% zmniejszy jednostkowe zużycie paliwa o y%. Innymi słowy, na przykład mniej paliwa będzie potrzebne do nadania ciągu startowego. Silnik jest bardziej wydajny.

wszystkie powyższe rozważania mają podstawowe znaczenie dla silnika pracującego samodzielnie, a jednocześnie nie czyniącego nic użytecznego, tj. nie porusza samolotu ani nie dostarcza energii do jego systemów elektrycznych, hydraulicznych i powietrznych. W samolocie silnik oddaje część swojego potencjału wytwarzania ciągu lub paliwa do zasilania tych systemów. Wymagania te, które powodują straty w instalacji, zmniejszają jej wydajność. Zużywa trochę paliwa, które nie przyczynia się do ciągu silnika.

wreszcie, gdy samolot leci, sam odrzutowiec napędowy zawiera zmarnowaną energię kinetyczną po opuszczeniu silnika. Jest to kwantyfikowane przez określenie propulsive lub Froude, efficiency η p {\displaystyle \eta _{p}}

i może być zmniejszona przez przeprojektowanie silnika, aby zapewnić mu przepływ omijający i niższą prędkość dla napędu odrzutowego, na przykład jako silnika turbośmigłowego lub turbofanowego. W tym samym czasie prędkość do przodu zwiększa η t h {\displaystyle \ eta _{th}}

poprzez zwiększenie ogólnego współczynnika ciśnienia.

ogólna sprawność silnika przy prędkości lotu jest zdefiniowana jako η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

.

η o {\displaystyle \ eta _{o}}

przy prędkości lotu zależy od tego, jak dobrze wlot spręża powietrze, zanim zostanie przekazane do sprężarek silnika. Stopień sprężania wlotowego, który może wynosić nawet 32:1 w Mach 3 dodaje się do sprężarki silnika, aby uzyskać ogólny współczynnik ciśnienia i η t h {\displaystyle \eta _{th}}

dla cyklu termodynamicznego. To, jak dobrze to robi, jest określone przez odzyskiwanie ciśnienia lub pomiar strat w wlocie. Załogowy lot macha 3 dostarczył interesującej ilustracji tego, jak straty te mogą dramatycznie wzrosnąć w jednej chwili. North American XB-70 Valkyrie i Lockheed SR-71 Blackbird w Mach 3 każdy miał odzyskiwanie ciśnienia około 0.8, ze względu na stosunkowo niskie Straty podczas procesu kompresji, tj. poprzez systemy wielokrotnych wstrząsów. Podczas „rozruchu” wydajny system wstrząsów zostałby zastąpiony przez bardzo nieefektywny pojedynczy wstrząs poza wlotem i odzyskiwanie ciśnienia wlotowego około 0,3 i odpowiednio niski współczynnik ciśnienia.

dysza napędowa przy prędkościach powyżej około Macha 2 zwykle ma dodatkowe wewnętrzne straty ciągu, ponieważ obszar wylotu nie jest wystarczająco duży, jako kompromis z zewnętrznym oporem nadwozia.

mimo, że silnik obejściowy poprawia sprawność napędową, ponosi on własne straty wewnątrz samego silnika. W celu przeniesienia energii z generatora gazu do obejściowego przepływu powietrza należy dodać maszyny. Niskie Straty Z dyszy napędowej turbodoładowania są dodawane do dodatkowych strat z powodu nieefektywności dodanej turbiny i wentylatora. Mogą one być zawarte w transmisji lub transmisji, sprawność η t {\displaystyle \eta _{t}}

. Straty te są jednak bardziej niż rekompensowane przez poprawę sprawności napędowej. Występują również dodatkowe straty ciśnienia w kanale obejściowym i dodatkowej dyszy napędowej.

wraz z pojawieniem się turbofanów z ich maszynami przynoszącymi straty, to, co dzieje się wewnątrz silnika, zostało oddzielone przez Bennetta, na przykład, między generatorem gazu a maszynami transferowymi, dając η o = η p η t h η t {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{t}}

.

zależność wydajności napędu (η) od stosunku prędkości pojazdu do prędkości spalin (V/ve) dla silników odrzutowych i rakietowych oddychających powietrzem.

sprawność energetyczna ( η o {\displaystyle \eta _{o}}

) silników odrzutowych instalowanych w pojazdach składa się z dwóch głównych elementów:

• sprawność napędowa ( η p {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): ile energii odrzutowca trafia do nadwozia pojazdu, a nie jest przenoszona jako energia kinetyczna odrzutowca.

• efektywność cyklu ( η t h {\displaystyle \eta _{th}}
  

  ): jak skutecznie silnik może przyspieszyć strumień

, mimo że ogólna sprawność energetyczna η o {\displaystyle \eta _{o}}

jest: η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

dla wszystkich silników odrzutowych sprawność napędu jest najwyższa, gdy prędkość strumienia spalin zbliża się do prędkości pojazdu, ponieważ daje to najmniejszą pozostałą energię kinetyczną. W przypadku silnika oddychającego prędkość wydechu równa prędkości pojazdu lub η p {\displaystyle \eta _{p}}

równa jeden, daje zerowy ciąg bez zmiany pędu netto. Wzór dla silników oddychających powietrzem poruszających się z prędkością v {\displaystyle v}

z prędkością wydechową v E {\displaystyle v_{e}}

I pomijających przepływ paliwa , wynosi: η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{P}={\frac {2}{1+{\frac {v_{E}}{V}}}}

i dla rakiety:

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}}}}

oprócz sprawności napędowej, innym czynnikiem jest sprawność cyklu; silnik odrzutowy jest formą silnika cieplnego. Sprawność silnika cieplnego zależy od stosunku temperatur osiąganych w silniku do temperatury wylotowej na dyszy. Z czasem ulegało to ciągłej poprawie, ponieważ wprowadzono nowe materiały, aby umożliwić wyższe maksymalne temperatury cyklu. Na przykład materiały kompozytowe, łączące metale z ceramiką, zostały opracowane dla łopatek turbin HP, które pracują w maksymalnej temperaturze cyklu. Wydajność jest również ograniczona przez ogólny stosunek ciśnienia, który można osiągnąć. Sprawność cyklu jest najwyższa w silnikach rakietowych (~60+%), ponieważ mogą one osiągać ekstremalnie wysokie temperatury spalania. Wydajność cyklu w turboodrzutach i podobnych jest bliska 30%, ze względu na znacznie niższe temperatury w cyklu szczytowym.

typowa sprawność spalania turbiny gazowej samolotu w zakresie roboczym.

typowe granice stabilności spalania turbiny gazowej samolotu.

sprawność spalania większości lotniczych silników turbinowych w Warunkach startu na poziomie morza wynosi prawie 100%. Zmniejsza się nieliniowo do 98% w warunkach lotu na wysokości. Stosunek powietrza do paliwa wynosi od 50:1 do 130: 1. Dla każdego rodzaju komory spalania istnieje bogata i słaba granica stosunku powietrze-paliwo, powyżej której płomień jest gaszony. Wraz ze wzrostem prędkości powietrza zmniejsza się zakres stosunku powietrze-paliwo pomiędzy limitami bogatymi i słabymi. Jeśli zwiększający się przepływ masy powietrza zmniejsza stosunek paliwa poniżej pewnej wartości, następuje wymarcie płomienia.

impuls właściwy jako funkcja prędkości dla różnych typów strumieni z paliwem naftowym (ISP wodoru byłby około dwa razy wyższy). Chociaż wydajność spada wraz z prędkością, pokonywane są większe odległości. Wydajność na jednostkę odległości (NA km lub milę) jest w przybliżeniu niezależna od prędkości dla silników odrzutowych jako grupy; jednak płatowce stają się nieefektywne przy prędkościach naddźwiękowych.

zużycie paliwa lub propelentedytuj

ściśle powiązana (ale inna) koncepcja efektywności energetycznej to szybkość zużycia masy paliwa. Zużycie paliwa w silnikach odrzutowych jest mierzone jednostkowym zużyciem paliwa, jednostkowym impulsem lub efektywną prędkością wydechową. Wszystkie mierzą to samo. Impuls właściwy i efektywna prędkość spalin są ściśle proporcjonalne, podczas gdy jednostkowe zużycie paliwa jest odwrotnie proporcjonalne do pozostałych.

w przypadku silników oddychających powietrzem, takich jak Turbodoładowanie, sprawność energetyczna i sprawność paliwowa są tym samym, ponieważ materiał pędny jest paliwem i źródłem energii. W rocketry, propelentem jest również wydech, a to oznacza, że wysokoenergetyczny propelent daje lepszą sprawność, ale w niektórych przypadkach może faktycznie dać niższą sprawność energetyczną.

w tabeli (tuż poniżej) widać, że subsoniczne turbofany, takie jak General Electric CF6 turbofan, zużywają dużo mniej paliwa do generowania ciągu na sekundę niż Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 z Concorde. Jednakże, ponieważ energia jest siłą razy odległość i odległość na sekundę była większa dla Concorde, rzeczywista moc generowana przez silnik dla tej samej ilości paliwa była wyższa dla Concorde w Mach2 niż CF6. Dzięki temu Silniki Concorde ’ a były bardziej wydajne pod względem energii na milę.

specyficzne
impuls (s)

jednostkowe zużycie paliwa (SFC), impuls właściwy i efektywne wartości prędkości spalin dla różnych silników rakietowych i odrzutowych.

typ silnika	Scenariusz	Spec. wady paliwa.		efektywny wydech prędkość (m/s)
		(lb/lbf·h)	(g/kN·s)
silnik rakietowy NK-33	próżnia	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

wskaźnik ciągu do masy

Główny artykuł: stosunek ciągu do masy

współczynnik ciągu do masy-stosunek masy silników odrzutowych o podobnych konfiguracjach różni się w zależności od skali, ale jest głównie funkcją technologii budowy silników. W przypadku danego silnika, im lżejszy jest silnik, tym lepszy jest ciąg do masy, tym mniej paliwa zużywa się do kompensacji oporu spowodowanego podnoszeniem potrzebnym do przenoszenia ciężaru silnika lub do przyspieszenia masy silnika.

jak widać w poniższej tabeli, silniki rakietowe na ogół osiągają znacznie wyższy stosunek ciągu do masy niż silniki kanałowe, takie jak silniki turboodrzutowe i turboodrzutowe. Dzieje się tak przede wszystkim dlatego, że rakiety prawie powszechnie używają gęstej cieczy lub stałej masy reakcyjnej, co daje znacznie mniejszą objętość, a zatem system zwiększania ciśnienia dostarczający dyszę jest znacznie mniejszy i lżejszy dla tej samej wydajności. Silniki kanałowe muszą radzić sobie z powietrzem, które jest dwa do trzech rzędów wielkości mniej gęste, a to daje ciśnienia na znacznie większych obszarach, co z kolei powoduje, że więcej materiałów inżynieryjnych jest potrzebne do utrzymania silnika razem i dla sprężarki powietrza.

silnik odrzutowy lub rakietowy	Masa		siła ciągu, próżnia		siła ciągu do stosunek masy
	(kg)	(lb)	(kn)	(lbf)
Rd-0410 silnik rakietowy jądrowy	2000	4400	35,2	7900	1.8
J58 jet engine (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

porównanie typówedytuj

porównanie wydajności napędowej dla różnych konfiguracji silników turbinowych

silniki śmigłowe obsługują większe przepływy masy powietrza i dają im mniejsze przyspieszenie niż silniki odrzutowe. Ponieważ wzrost prędkości powietrza jest niewielki, przy dużych prędkościach lotu siła napędowa dostępna dla samolotów napędzanych śmigłami jest niewielka. Jednak przy niskich prędkościach silniki te korzystają ze stosunkowo wysokiej sprawności napędowej.

z drugiej strony, turbojety przyspieszają znacznie mniejszy masowy przepływ powietrza wlotowego i spalanego paliwa, ale następnie odrzucają go z bardzo dużą prędkością. Gdy dysza de Lavala jest używana do przyspieszenia gorącego wydechu silnika, prędkość wylotowa może być lokalnie naddźwiękowa. Silniki turboodrzutowe są szczególnie odpowiednie dla samolotów podróżujących z bardzo dużymi prędkościami.

Turbofany mają mieszany wylot składający się z powietrza obejściowego i gorącego gazu z produktu spalania z rdzenia silnika. Ilość powietrza, które omija rdzeń silnika w porównaniu do ilości przepływającej do silnika, określa tak zwany współczynnik obejścia turbofana (BPR).

podczas gdy silnik turboodrzutowy wykorzystuje całą moc silnika do wytworzenia ciągu w postaci gorącego strumienia gazów spalinowych o dużej prędkości, chłodne powietrze o niskiej prędkości turbofanu wytwarza od 30% do 70% całkowitego ciągu wytwarzanego przez system turbofan.

Ciąg Netto (FN) generowany przez turbofan można również rozszerzyć jako:

F N = M E W H E − M O W A + B P R (M c v f) {\styl wyświetlania F_{n}={\Punkt {m}}_{e}v_{e}-{\punkt {m}}_{a}v_{a}+BPR\,({\punkt {m}}_{c}v_{f})}

{\styl wyświetlania F_{N}= {\punkt {M}}_{E}V_{e}-{\Punkt {m}}_{a}V_{a}+Bpr\,({\punkt {m}}_{c}v_{f})}

gdzie:

silniki rakietowe mają bardzo dużą prędkość wylotową i dlatego najlepiej nadają się do dużych prędkości (hipersonicznych) i dużych wysokości. Przy każdej przepustnicy siła ciągu i wydajność silnika rakietowego poprawia się nieznacznie wraz ze wzrostem wysokości (ponieważ przeciwciśnienie spada, zwiększając w ten sposób siłę ciągu netto na płaszczyźnie wyjścia dyszy), podczas gdy w przypadku turbodoładowania (lub turbofanu) spadająca gęstość powietrza wchodzącego do wlotu (i gorące gazy opuszczające dyszę) powoduje spadek siły ciągu netto wraz ze wzrostem wysokości. Silniki rakietowe są bardziej wydajne niż nawet scramjety powyżej mniej więcej Mach 15.

wysokość i prędkośćedytuj

z wyjątkiem scramjetów, silników odrzutowych, pozbawionych układów wlotowych, mogą przyjmować powietrze tylko z prędkością około połowy prędkości dźwięku. Zadaniem układu wlotowego dla samolotów transonicznych i naddźwiękowych jest spowolnienie powietrza i wykonanie części kompresji.

limit maksymalnej wysokości dla silników jest ustalany przez Palność – na bardzo dużych wysokościach powietrze staje się zbyt cienkie, aby się spalić, lub po sprężaniu zbyt gorące. W przypadku silników turboodrzutowych możliwe są wysokości około 40 km, natomiast w przypadku silników ramjet możliwe jest osiągnięcie 55 km. Scramjets teoretycznie może pokonywać 75 km. Silniki rakietowe oczywiście nie mają górnej granicy.

na skromniejszych wysokościach, szybsze latanie kompresuje powietrze z przodu silnika, a to znacznie podgrzewa powietrze. Górna granica jest zwykle uważana za około Mach 5-8, jak powyżej około Mach 5,5, azot atmosferyczny ma tendencję do reakcji ze względu na wysokie temperatury na wlocie, co zużywa znaczną energię. Wyjątkiem od tego są scramjety, które mogą być w stanie osiągnąć około Macha 15 lub więcej, ponieważ unikają spowalniania powietrza, a rakiety ponownie nie mają określonego ograniczenia prędkości.

NoiseEdit

hałas emitowany przez silnik odrzutowy ma wiele źródeł. Należą do nich, w przypadku silników turbinowych gazowych, wentylator, sprężarka, palnik, Turbina i strumień/s napędowych.

strumień napędowy wytwarza hałas odrzutowy, który jest spowodowany gwałtownym działaniem mieszania strumienia dużej prędkości z otaczającym powietrzem. W przypadku poddźwiękowym hałas wytwarzany jest przez wiry, a w przypadku naddźwiękowym przez fale Macha. Moc dźwiękowa emitowana z odrzutowca zmienia się wraz z prędkością odrzutowca podniesioną do ósmej mocy dla prędkości do 2000 stóp/S i zmienia się wraz z prędkością sześcienną powyżej 2000 stóp/S. Tak więc, dysze wydechowe o niższej prędkości emitowane z silników takich jak turbofany high bypass są najcichsze, podczas gdy najszybsze dysze, takie jak rakiety, turbojety i ramjety, są najgłośniejsze. W przypadku komercyjnych samolotów odrzutowych hałas odrzutowy zmniejszył się z turboodrzutów poprzez silniki obejściowe do turboodrzutów w wyniku stopniowej redukcji prędkości napędu odrzutowego. Na przykład JT8D, silnik obejściowy, ma prędkość odrzutową 1450 stóp/S, podczas gdy JT9D, turbofan, ma prędkości odrzutowe 885 stóp/S (zimno) i 1190 stóp/S (gorąco).

pojawienie się turbofana zastąpiło bardzo charakterystyczny szum odrzutowy innym dźwiękiem znanym jako szum „piły buzz”. Źródłem są fale uderzeniowe pochodzące z naddźwiękowych łopatek wentylatora przy ciągu startowym.

Chłodzenieedit

odpowiednie przenoszenie ciepła z dala od części roboczych silnika odrzutowego ma kluczowe znaczenie dla utrzymania wytrzymałości materiałów silnika i zapewnienia długiej żywotności silnika.

Po 2016 r.trwają badania nad rozwojem technik chłodzenia transpiracji do komponentów silników odrzutowych.