alla jetmotorer är reaktionsmotorer som genererar dragkraft genom att avge en ström av vätska bakåt med relativt hög hastighet. Krafterna på insidan av motorn som behövs för att skapa denna jet ger ett starkt tryck på motorn som skjuter farkosten framåt.jetmotorer gör sin jet från drivmedel som lagras i tankar som är fästa vid motorn (som i en ’raket’) såväl som i kanalmotorer (de som vanligtvis används på flygplan) genom att ta in en extern vätska (mycket typiskt luft) och utvisa den med högre hastighet.

propelling nozzleEdit

drivmunstycket är nyckelkomponenten i alla jetmotorer eftersom det skapar avgasstrålen. Drivmunstycken förvandlar Intern och tryckenergi till kinetisk energi med hög hastighet. Det totala trycket och temperaturen ändras inte genom munstycket men deras statiska värden sjunker när gasen ökar.

hastigheten på luften som kommer in i munstycket är låg, ca Mach 0.4, en förutsättning för att minimera tryckförluster i kanalen som leder till munstycket. Temperaturen som kommer in i munstycket kan vara så låg som havsnivån för ett fläktmunstycke i den kalla luften vid kryssningshöjder. Det kan vara så högt som 1000K avgastemperatur för en supersonisk efterbränningsmotor eller 2200K med efterbrännare tänd. Trycket som kommer in i munstycket kan variera från 1,5 gånger trycket utanför munstycket, för en enstegsfläkt, till 30 gånger för det snabbaste bemannade flygplanet vid mach 3+.

konvergerande munstycken kan bara accelerera gasen upp till lokala sonic (Mach 1) förhållanden. För att nå höga flyghastigheter krävs ännu större avgashastigheter, och därför används ofta ett konvergerande divergerande munstycke på höghastighetsflygplan.

munstyckets dragkraft är högst om gasens statiska tryck når omgivningsvärdet när det lämnar munstycket. Detta händer bara om munstycksutgångsområdet är rätt värde för munstyckstrycksförhållandet (NPR). Eftersom npr ändras med motorns tryckinställning och flyghastighet är det sällan fallet. Även vid supersoniska hastigheter är det divergerande området mindre än vad som krävs för att ge fullständig intern expansion till omgivande tryck som en avvägning med yttre kroppsdrag. Whitford ger F – 16 som ett exempel. Andra underexpanderade exempel var XB-70 och SR-71.

munstycksstorleken, tillsammans med området för turbinmunstyckena, bestämmer kompressorns arbetstryck.

ThrustEdit

energieffektivitet avseende flygplan jet enginesEdit

denna översikt belyser var energiförluster uppstår i kompletta jetflygplan kraftverk eller motorinstallationer.

en jetmotor i vila, som på ett testställ, suger in bränsle och genererar dragkraft. Hur bra det gör detta bedöms av hur mycket bränsle det använder och vilken kraft som krävs för att begränsa det. Detta är ett mått på dess effektivitet. Om något försämras inuti motorn (känd som prestandaförsämring) blir det mindre effektivt och detta kommer att visa när bränslet ger mindre dragkraft. Om en ändring görs på en inre del som gör att luft / förbränningsgaser kan flöda smidigare blir motorn effektivare och använder mindre bränsle. En standarddefinition används för att bedöma hur olika saker förändrar motoreffektiviteten och även för att möjliggöra jämförelser mellan olika motorer. Denna definition kallas specifik bränsleförbrukning, eller hur mycket bränsle som behövs för att producera en enhet av dragkraft. Till exempel kommer det att vara känt för en viss motorkonstruktion att om vissa stötar i en förbikopplingskanal slätas ut kommer luften att flöda smidigare vilket ger en tryckförlustminskning på x% och y% mindre bränsle kommer att behövas för att få startkraften, till exempel. Denna förståelse kommer under teknisk disciplin Jet engine performance. Hur effektiviteten påverkas av framfart och genom att leverera energi till flygplanssystem nämns senare.motorns effektivitet styrs främst av driftsförhållandena inuti motorn som är det tryck som produceras av kompressorn och temperaturen hos förbränningsgaserna vid den första uppsättningen roterande turbinblad. Trycket är det högsta lufttrycket i motorn. Turbinrotortemperaturen är inte den högsta i motorn men är den högsta vid vilken energiöverföring sker ( högre temperaturer uppstår i brännaren). Ovanstående tryck och temperatur visas på ett termodynamiskt cykeldiagram.

effektiviteten modifieras ytterligare av hur smidigt luften och förbränningsgaserna flyter genom motorn, hur väl flödet är inriktat (känd som infallsvinkel) med de rörliga och stationära passagerna i kompressorerna och turbinerna. Icke-optimala vinklar, såväl som icke-optimala passage-och bladformer kan orsaka förtjockning och separation av gränsskikt och bildning av chockvågor. Det är viktigt att sakta ner flödet (lägre hastighet betyder mindre tryckförluster eller tryckfall) när det rör sig genom kanaler som förbinder de olika delarna. Hur väl de enskilda komponenterna bidrar till att omvandla bränsle till dragkraft kvantifieras genom åtgärder som effektivitetsvinster för kompressorer, turbiner och förbrännare och tryckförluster för kanalerna. Dessa visas som linjer på ett termodynamiskt cykeldiagram.

motorns verkningsgrad, eller termisk verkningsgrad, känd som T H {\displaystyle \eta _{th}}

. är beroende av termodynamiska cykelparametrar, maximalt tryck och temperatur och på komponenteffektivitet, c o m p r e s s o r {\displaystyle \eta _{compressor}}

, c o m B u S t i o n {\displaystyle \eta _{combustion}}

och t u r b i n e {\displaystyle \eta _{turbin}}

och kanaltrycksförluster.

motorn behöver tryckluft för sig själv bara för att fungera framgångsrikt. Denna luft kommer från sin egen kompressor och kallas sekundärluft. Det bidrar inte till att göra dragkraft så gör motorn mindre effektiv. Den används för att bevara motorns mekaniska integritet, för att stoppa överhettning av delar och för att förhindra att olja släpper ut från lager till exempel. Endast en del av denna luft som tas från kompressorerna återgår till turbinflödet för att bidra till tryckproduktion. Varje minskning av den mängd som behövs förbättrar motorns effektivitet. Återigen kommer det att vara känt för en viss motordesign att ett minskat krav på kylflöde på x% kommer att minska den specifika bränsleförbrukningen med y%. Med andra ord krävs mindre bränsle för att till exempel ge startkraft. Motorn är effektivare.

alla ovanstående överväganden är grundläggande för motorn som körs på egen hand och samtidigt inte gör något användbart, det vill säga det rör sig inte om ett flygplan eller levererar energi till flygplanets elektriska, hydrauliska och luftsystem. I flygplanet ger motorn bort en del av sin tryckproducerande potential, eller bränsle, för att driva dessa system. Dessa krav, som orsakar installationsförluster, minskar effektiviteten. Det använder lite bränsle som inte bidrar till motorns dragkraft.slutligen, när flygplanet flyger, innehåller drivstrålen själv bortkastad kinetisk energi efter att den har lämnat motorn. Detta kvantifieras med termen framdrivande, eller Froude, effektivitet Kubi p {\displaystyle \ eta _ {p}}

och kan minskas genom att omforma motorn för att ge den förbikopplingsflöde och en lägre hastighet för drivstrålen, till exempel som en turboprop-eller turbofanmotor. Samtidigt ökar hastigheten på framfart T H {\displaystyle \eta _{TH}}

genom att öka det totala tryckförhållandet.

den totala effektiviteten hos motorn vid flyghastighet definieras som s. k. o = s. k. s. o. T. H. {\displaystyle\eta _{o}= \ eta _ {p} \ eta _ {th}}

.

O {\displaystyle \eta _{o}}

vid flyghastighet beror på hur väl intaget komprimerar luften innan den överlämnas till motorkompressorerna. Insugningskompressionsförhållandet, som kan vara så högt som 32:1 vid Mach 3, lägger till den för motorkompressorn för att ge det totala tryckförhållandet och XII T h {\displaystyle \eta _{TH}}

för den termodynamiska cykeln. Hur bra det gör detta definieras av dess tryckåtervinning eller mått på förlusterna i intaget. Mach 3 bemannad flygning har gett en intressant illustration av hur dessa förluster kan öka dramatiskt på ett ögonblick. Den nordamerikanska XB-70 Valkyrie och Lockheed SR-71 Blackbird vid Mach 3 hade vardera tryckåtervinning på cirka 0.8, på grund av relativt låga förluster under kompressionsprocessen, dvs genom system med flera chocker. Under en’ unstart ’ skulle det effektiva chocksystemet ersättas med en mycket ineffektiv enda chock bortom inloppet och en inloppstryckåtervinning på cirka 0,3 och ett motsvarande lågt tryckförhållande.

drivmunstycket vid hastigheter över ca Mach 2 har vanligtvis extra inre tryckförluster eftersom utgångsområdet inte är tillräckligt stort som en avvägning med extern efterkroppsdrag.

även om en förbikopplingsmotor förbättrar framdrivningseffektiviteten medför den egna förluster inuti själva motorn. Maskiner måste läggas till för att överföra energi från gasgeneratorn till ett förbikopplingsflöde. Den låga förlusten från drivmunstycket på en turbojet läggs till med extra förluster på grund av ineffektivitet i den tillsatta turbinen och fläkten. Dessa kan ingå i en överföring, eller överföring, effektivitet Kubi t {\displaystyle \ eta _ {t}}

. Dessa förluster består emellertid mer än av förbättringen av framdrivningseffektiviteten. Det finns också extra tryckförluster i förbikopplingskanalen och ett extra drivmunstycke.

med tillkomsten av turbofans med sina förlustmaskiner har det som händer inuti motorn separerats av Bennett, till exempel mellan gasgenerator och överföringsmaskiner, vilket ger exporten o = exporten p exporten t h exporten t {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{TH}\eta _{t}}

.

beroendet av framdrivningseffektivitet (kub) på fordonets hastighet/avgashastighetsförhållande (v/ve) för luftandningsstrålar och raketmotorer.

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

) för jetmotorer installerade i fordon har två huvudkomponenter:

• framdrivningseffektivitet ( s {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): hur mycket av strålens energi hamnar i fordonskroppen snarare än att transporteras bort som jetens kinetiska energi.

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

  ): hur effektivt motorn kan accelerera strålen

Även om den totala energieffektiviteten 6457160004″> {\displaystyle \eta _{o}} är: för alla jetmotorer är den framdrivande effektiviteten högst när avgasstrålehastigheten närmar sig fordonets hastighet eftersom detta ger den högsta hastigheten för avgasstrålehastigheten minsta kvarvarande kinetisk energi. För en luftandningsmotor ger en avgashastighet som är lika med fordonets hastighet, eller en s {\displaystyle \eta _{p}}

lika med en, nolltryck utan förändring av nettomomentet. Formeln för luftandningsmotorer som rör sig med hastighet v {\displaystyle v}

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

, och försummar bränsleflödet, är: \displaystyle \eta _{p} = {\frac {2} {1 + {\frac {v_ {E}} {V}}}}

och för en raket:

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

förutom framdrivningseffektivitet är en annan faktor cykeleffektivitet; en jetmotor är en form av värmemotor. Värmemotorns effektivitet bestäms av förhållandet mellan temperaturer som uppnåtts i motorn och den som är uttömd vid munstycket. Detta har förbättrats ständigt över tiden eftersom nya material har införts för att möjliggöra högre maximala cykeltemperaturer. Till exempel har kompositmaterial, som kombinerar metaller med keramik, utvecklats för HP turbinblad, som löper vid maximal cykeltemperatur. Effektiviteten begränsas också av det totala tryckförhållandet som kan uppnås. Cykeleffektiviteten är högst i raketmotorer (~60+%), eftersom de kan uppnå extremt höga förbränningstemperaturer. Cykeleffektiviteten i turbojet och liknande är närmare 30%, på grund av mycket lägre toppcykeltemperaturer.

typisk förbränningseffektivitet för en gasturbin för flygplan över driftsområdet.

typiska förbränningsstabilitetsgränser för en gasturbin för flygplan.

förbränningseffektiviteten hos de flesta flygplan gasturbinmotorer vid start av havsnivåär nästan 100%. Det minskar olinjärt till 98% vid höjdkryssningsförhållanden. Luftbränsleförhållandet varierar från 50: 1 till 130: 1. För alla typer av förbränningskammare finns en rik och svag gräns för luftbränsleförhållandet, utöver vilket flammen släcks. Luftbränsleförhållandet mellan de rika och svaga gränserna reduceras med en ökning av lufthastigheten. Omökande luftmassflöde minskar bränsleförhållandet under ett visst värde, inträffar flamutrotning.

specifik impuls som en funktion av hastighet för olika stråltyper med fotogenbränsle (väte Isp skulle vara ungefär dubbelt så hög). Även om effektiviteten sjunker med hastighet täcks större avstånd. Effektivitet per enhet avstånd (per km eller mil) är ungefär oberoende av hastighet för jetmotorer som grupp; flygplan blir emellertid ineffektiva vid supersoniska hastigheter.

förbrukning av bränsle eller drivmedelredigera

ett nära besläktat (men annorlunda) koncept för energieffektivitet är konsumtionshastigheten för drivmedelsmassa. Drivmedelsförbrukningen i jetmotorer mäts med specifik bränsleförbrukning, specifik impuls eller effektiv avgashastighet. De mäter alla samma sak. Specifik impuls och effektiv avgashastighet är strikt proportionella, medan specifik bränsleförbrukning är omvänt proportionell mot de andra.

för luftandningsmotorer som turbojetmotorer är energieffektivitet och bränsleeffektivitet ungefär samma sak, eftersom drivmedlet är ett bränsle och energikällan. I raketry är drivmedlet också avgasen, vilket innebär att ett högenergidrivmedel ger bättre drivmedelseffektivitet men i vissa fall faktiskt kan ge lägre energieffektivitet.

det kan ses i tabellen (strax nedan) att de subsoniska turbofansna som General Electrics CF6 turbofan använder mycket mindre bränsle för att generera dragkraft i en sekund än Concordes Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet. Eftersom energi är kraft gånger avstånd och avståndet per sekund var större för Concorde, var den faktiska effekten som genererades av motorn för samma mängd bränsle högre för Concorde vid Mach 2 än CF6. Således var Concordes motorer effektivare när det gäller energi per mil.

specifik bränsleförbrukning (SFC), specifik impuls och effektiva avgashastighetsnummer för olika raket-och jetmotorer.

motortyp	Scenario	Spec. bränsle nackdelar.		specifik impuls (er)	Effektiv avgas hastighet (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

Thrust-to-weight ratioEdit

Huvudartikel: Thrust-to-weight förhållande

thrust-to-weight ratio-viktförhållandet för jetmotorer med liknande konfigurationer varierar med skalan, men är mestadels en funktion av motorkonstruktionsteknik. För en given motor, ju lättare motorn är, desto bättre dragkraft till vikt är, desto mindre bränsle används för att kompensera för drag på grund av hissen som behövs för att bära motorvikten eller för att påskynda motorns massa.

som framgår av följande tabell uppnår raketmotorer i allmänhet mycket högre tryck-till-vikt-förhållanden än kanalmotorer som turbojet-och turbofanmotorer. Detta beror främst på att raketer nästan universellt använder tät flytande eller fast reaktionsmassa som ger en mycket mindre volym och därmed är trycksättningssystemet som levererar munstycket mycket mindre och lättare för samma prestanda. Kanalmotorer måste hantera luft som är två till tre storleksordningar mindre täta och detta ger tryck över mycket större områden, vilket i sin tur resulterar i att fler tekniska material behövs för att hålla motorn ihop och för luftkompressorn.

Jet-eller raketmotor	massa		tryck, vakuum		Tryck-till- viktförhållande
	(kg)	(lb)	(kn)	(lbf)
rd-0410 nukleär raketmotor	2000	4400	35,2	7900	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

jämförelse av typesEdit

propulsiv effektivitetsjämförelse för olika gasturbinmotorkonfigurationer

propellermotorer hanterar större luftmassflöden och ger dem mindre acceleration än jetmotorer. Eftersom ökningen av lufthastigheten är liten är den dragkraft som är tillgänglig för propellerdrivna flygplan vid höga flyghastigheter liten. Men vid låga hastigheter drar dessa motorer nytta av relativt hög framdrivningseffektivitet.å andra sidan accelererar turbojets ett mycket mindre massflöde av Inloppsluft och bränt bränsle, men de avvisar det sedan med mycket hög hastighet. När ETT de Laval-munstycke används för att accelerera en varm motoravgas kan utloppshastigheten vara lokalt supersonisk. Turbojets är särskilt lämpliga för flygplan som reser med mycket höga hastigheter.

Turbofans har ett blandat avgaser bestående av förbikopplingsluften och den heta förbränningsproduktgasen från kärnmotorn. Mängden luft som kringgår kärnmotorn jämfört med mängden som strömmar in i motorn bestämmer vad som kallas en turbofans bypass ratio (BPR).

medan en turbojetmotor använder hela motorns produktion för att producera dragkraft i form av en varm höghastighets avgasstråle, ger en turbofans svala låghastighets förbikopplingsluft mellan 30% och 70% av den totala tryckkraften som produceras av ett turbofansystem.

net thrust (FN) som genereras av en turbofan kan också utökas som:

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_ {\dot {m}}_{a} v_{a}+BPR\, ({\dot {m}}_{c} v_{f})}

var:

ṁ e	= massan graden av hot förbränning avgasflödet från den centrala motorn
ṁo	= massan graden av totala luftflödet in i turbofläkt = ṁc + ṁf
ṁc	= massan priser intag av luft som strömmar till den centrala motorn
ṁf	= massan priser intag av luft som kringgår den centrala motorn
vf	= hastighet av luftflödet förbi runt kärnan motorn
vhe	= den hastighet hot avgaser från kärnmotorn
vo	= hastigheten för det totala luftintaget = flygplanets verkliga hastighet
BPR	= Bypass-förhållande

raketmotorer har extremt hög avgashastighet och är därför bäst lämpade för höga hastigheter (hypersoniska) och stora höjder. Vid varje given gasreglage förbättras kraften och effektiviteten hos en raketmotor något med ökande höjd (eftersom mottrycket faller och därmed ökar nätkraften vid munstyckets utgångsplan), medan med en turbojet (eller turbofan) den fallande densiteten hos luften som kommer in i intaget (och de heta gaserna som lämnar munstycket) får nätkraften att minska med ökande höjd. Raketmotorer är effektivare än till och med scramjets över ungefär Mach 15.

Altitude and speedEdit

med undantag för scramjets, jetmotorer, berövade sina inloppssystem kan bara acceptera luft vid ungefär hälften av ljudets hastighet. Inloppssystemets jobb för transoniska och supersoniska flygplan är att sakta ner luften och utföra en del av komprimeringen.

gränsen för maximal höjd för motorer ställs in av brandfarlighet – vid mycket höga höjder blir luften för tunn för att brinna, eller efter kompression, för varm. För turbojetmotorer verkar höjder på cirka 40 km vara möjliga, medan 55 km för ramjetmotorer kan uppnås. Scramjets kan teoretiskt hantera 75 km. Raketmotorer har naturligtvis ingen övre gräns.

Vid mer blygsamma höjder komprimerar flyget snabbare luften på framsidan av motorn, och detta värmer luften kraftigt. Den övre gränsen anses vanligtvis vara ungefär Mach 5-8, som ovan om Mach 5.5 tenderar det atmosfäriska kvävet att reagera på grund av de höga temperaturerna vid inloppet och detta förbrukar betydande energi. Undantaget från detta är scramjets som kanske kan uppnå ungefär Mach 15 eller mer, eftersom de undviker att sakta ner luften, och raketer har återigen ingen särskild hastighetsgräns.

NoiseEdit

bruset från en jetmotor har många källor. Dessa inkluderar, när det gäller gasturbinmotorer, fläkten, kompressorn, brännaren, turbinen och drivstrålen/S.

drivstrålen producerar jetbuller som orsakas av den våldsamma blandningsverkan av höghastighetsstrålen med omgivande luft. I det subsoniska fallet produceras bruset av virvlar och i det supersoniska fallet av Mach-vågor. Ljudeffekten som utstrålas från en jet varierar med jethastigheten upp till den åttonde effekten för hastigheter upp till 2000 ft/SEK och varierar med hastigheten kubad över 2000 ft/sek. således är de lägre hastighets avgasstrålar som emitteras från motorer som höga bypass turbofans de tystaste, medan de snabbaste strålarna, såsom raketer, turbojets och ramjets, är de högsta. För kommersiella jetflygplan har jetbruset minskat från turbojet genom förbikopplingsmotorer till turbofans som ett resultat av en progressiv minskning av drivhastigheten. Till exempel har JT8D, en förbikopplingsmotor, en jethastighet på 1450 ft/sek medan JT9D, en turbofan, har jethastigheter på 885 ft/sek (kall) och 1190 ft/sek (varm).tillkomsten av turbofan ersatte det mycket distinkta jetbruset med ett annat ljud som kallas ”buzz saw” – ljud. Ursprunget är chockvågorna som härrör från de supersoniska fläktbladen vid startkraft.

CoolingEdit

tillräcklig värmeöverföring från jetmotorns arbetsdelar är avgörande för att bibehålla styrkan hos motormaterial och säkerställa lång livslängd för motorn.

Efter 2016 pågår forskning inom utveckling av transpirationskylningstekniker till jetmotorkomponenter.