ジェットエンジンの部品

この記事では、ジェットエンジンに使用されているコンポーネントとシステムについて簡単に説明します。

ターボファン、ターボプロップ、ターボシャフトを含むターボジェットの主要コンポーネント:

• コールドセクション:
  • 空気取り入れ口（インレット） — 亜音速航空機の場合、インレットは、正面以外の方向から空気がインレットに近づいても、エンジンへのスムーズな空気の流れを確保するために必要なダクトです。これは、地上では横風によって、飛行中は航空機のピッチとヨーの動きによって発生します。ダクトの長さは、抗力と重量を減らすために最小限に抑えられています。^[1]空気は音速の約半分の速度でコンプレッサーに入ります。そのため、これよりも遅い飛行速度では、空気の流れはインレットに沿って加速され、速い飛行速度では減速します。したがって、インレットの内部プロファイルは、過度の損失なしに加速流と拡散流の両方に対応する必要があります。超音速航空機の場合、インレットには、超音速の流れが減速したときに形成される最も効率的な一連の衝撃波を生成するためのコーンやランプなどの機能があります。空気は、衝撃波を通じて飛行速度から亜音速まで減速し、次にインレットの亜音速部分を通ってコンプレッサーで音速の約半分まで減速します。衝撃波の特定のシステムは、コストや運用上のニーズなどの多くの制約を考慮して、損失を最小限に抑え、コンプレッサーでの圧力回復を最大化するために選択されます。^[2]
  • コンプレッサー またはファン— コンプレッサーは複数のステージで構成されています。各ステージは、回転ブレードと固定ステーターまたはベーンで構成されています。空気がコンプレッサーを通過すると、圧力と温度が上昇します。コンプレッサーを駆動する電力は、シャフトのトルクと速度としてタービンから供給されます(下記参照)。
  • バイパスダクトは、ファンからの流れを最小限の損失でバイパス推進ノズルに送ります。あるいは、ファンの流れをタービン排気と混合してから、単一の推進ノズルに入ることもできます。別の配置では、ミキサーとノズルの間にアフターバーナーを設置することもできます。
  • シャフト— シャフトはタービンをコンプレッサーに接続し、エンジンの全長の大部分を占めます。独立した速度で回転する同心シャフトが 3 つあり、タービンとコンプレッサーのセットの数も同じです。タービンの冷却空気は、コンプレッサーからシャフトを通って流れます。
  • ディフューザー部：ディフューザーはコンプレッサーからの吐出空気を減速し、燃焼器内の流量損失を低減します。空気の速度を遅くすることは燃焼炎を安定させるのにも必要であり、静圧が高くなると燃焼効率が向上します。^[3]
• ホットセクション:
  • 燃焼器または燃焼室- 燃料は、エンジン始動時に最初に点火された後、継続的に燃焼します。
  • タービン— タービンは、風車のように機能する一連のブレード付きディスクで、燃焼器から出る高温ガスからエネルギーを抽出します。このエネルギーの一部は、コンプレッサの駆動に使用されます。ターボプロップ、ターボシャフト、ターボファン エンジンには、プロペラ、バイパス ファン、またはヘリコプターのローターを駆動するための追加のタービン ステージがあります。フリー タービンでは 、コンプレッサを駆動するタービンは、プロペラまたはヘリコプターのローターを駆動するタービンとは独立して回転します。コンプレッサから抽出された冷却空気は、タービン ブレード、ベーン、およびディスクを冷却するために使用され、同じタービン材料温度でタービン入口ガス温度を高くすることができます。**

    

  • アフターバーナーまたはリヒート(イギリス) — (主に軍事用) ジェットパイプで燃料を燃焼させることにより、追加の推力を生成します。タービン排気ガスのこの再加熱により、推進ノズルの入口温度と排気速度が上昇します。排気ガスのより高い比容積に対応するために、ノズル面積が拡大されます。これにより、エンジンを通る空気の流れが同じまま維持され、動作特性が変化しないことが保証されます。
  • 排気またはノズル— タービンの排気ガスは推進ノズルを通過して高速ジェットを生成します。ノズルは通常、一定の流れ面積を持つ収束型です。
  • 超音速ノズル- ノズル圧力比 (ノズル入口圧力/周囲圧力) が高い場合は、収束拡散 (ラバル) ノズルが使用されます。大気圧と超音速ガス速度への膨張はスロートの下流まで続き、より大きな推力を生み出します。

シャフトを除く上記のコンポーネントは、それらすべてに共通するパラメータ、つまりエンジンを通過するガスの流量によってリンクされており、この流量はすべてのコンポーネントで同時に同じです（基本的なステートメントとして、これは、燃焼器への燃料の追加とコンプレッサーからの空気抜きを無視した許容可能な近似値です）。^[4]これらすべてに共通する要件は、エンジンに供給される燃料をできるだけ無駄にせずに、エンジンの出力（プロペラまたはローターへの推力または動力）に貢献することです。ダクトを通過する流れの場合、これは流れのマッハ数（Mn）を低く保つことを意味します。Mnが増加すると損失が増加するためです。ダクトの入口でMnが高すぎることは、熱が加わるダクト、つまりエンジンの燃焼器、およびアフターバーナー（装備されている場合）で特に重要です。これは、入口のMnが高すぎるとMnが音速に達するためです（レイリー流）。

コンプレッサーとタービンは同じ流れを流す必要があるだけでなく、一緒に回転するため速度は一定の関係（ギアボックスに接続されていない限り通常は等しい）を持ち、一方が他方を駆動するためタービンの電力はコンプレッサーの電力と等しくなければなりません。^[4]同時に、コンプレッサーとタービンの損失を減らして許容できる効率で動作するようにする必要があります。

コンポーネントがユニットとして連携して動作するように設計、サイズ設定、動作特性を操作することをマッチングと呼びます。^[5]

エンジンの性能と効率は、決して切り離して考えることはできません。たとえば、超音速ジェット エンジンの燃料/距離効率はマッハ 2 程度で最大になりますが、エンジンを搭載した乗り物の抗力は二乗則で増加し、遷音速領域ではさらに大きな抗力が発生します。したがって、乗り物全体の燃料効率は、通常マッハ 0.85 程度で最も高くなります。

エンジンをその用途に合わせて最適化するには、吸気口の設計、全体サイズ、コンプレッサー段数（ブレードのセット）、燃料の種類、排気段数、部品の冶金、バイパス空気の使用量、バイパス空気の導入場所、その他多くの要因が重要です。たとえば、吸気口の設計を考えてみましょう。

空気取り入れ口（インレットUS ^[6]）は、入口リップからエンジンファン/コンプレッサーまで伸びる空力ダクトです。可変形状の超音速空気取り入れ口の場合、可変位置表面（ランプまたはコーン）とバイパスドアを使用した衝撃波と内部ダクトフローの管理が必要であることから、吸気システムと呼ばれます。^{[7]ダクトは、さまざまな場所（機首 -} Corsair A-7、胴体側面 - Dassault Mirage III ）の入口リップを備えた胴体構造の一部である場合や、胴体（ Grumman F-14 Tomcat、Bombardier CRJ）または翼（Boeing 737 ）に取り付けられたエンジンナセル内に配置されている場合があります。

ピトー空気取り入れ口は亜音速航空機に使用されます。ピトー空気取り入れ口は、周囲に空気力学的フェアリングが取り付けられたチューブにすぎません。

航空機が動いておらず、風がない場合、空気は正面、側面、後方などあらゆる方向から吸気口に近づきます。

低速では、リップに近づくストリームチューブの断面積はリップの流路面積よりも大きくなりますが、吸気設計飛行マッハ数では 2 つの流路面積は等しくなります。高速飛行ではストリームチューブが小さくなり、余分な空気がリップの周囲にこぼれます。

リップの半径により、横風操作時および離陸回転時の低速での流れの分離とコンプレッサー入口の歪みが防止されます。

超音速吸気口は衝撃波を利用して、コンプレッサー入口で空気の流れを亜音速状態まで減速します。

衝撃波には基本的に 2 つの形式があります。

1. 通常の衝撃波は流れの方向に対して垂直です。通常の衝撃波は、よどみ点圧力の大きな低下を引き起こす傾向があります。通常の衝撃波への超音速の進入マッハ数が高いほど、亜音速の出口マッハ数が低くなり、衝撃が強くなります（つまり、衝撃波全体のよどみ点圧力の損失が大きくなります）。
2. 円錐状 (3 次元) および斜め衝撃波 (2D) は、船やボートの船首波のように後方に傾いており、円錐や傾斜面などの流れの乱れから放射されます。入口マッハ数が一定であれば、これらの衝撃波は同等の通常の衝撃波よりも弱く、流れは遅くなりますが、最初から最後まで超音速のままです。円錐状および斜めの衝撃波は流れを方向転換し、下流で別の流れの乱れに遭遇するまで、流れは新しい方向に進み続けます。注: 3 次元円錐状衝撃波に関するコメントは、通常、2D 斜めの衝撃波にも当てはまります。

ピトーインテークの鋭い縁付きバージョンは、亜音速用途向けに上記で説明したもので、中程度の超音速飛行速度では非常によく機能します。分離した通常の衝撃波がインテーク縁のすぐ前に形成され、流れを亜音速まで「衝撃」します。しかし、飛行速度が増加すると、衝撃波が強くなり、よどみ点圧力の減少率が大きくなります (つまり、圧力回復が悪くなります)。初期の米国の超音速戦闘機であるF-100 スーパーセイバーは、このようなインテークを使用していました。

ピトー管を除く、より高度な超音速吸気口:

a) 円錐衝撃波と通常の衝撃波の組み合わせを利用して、超音速飛行時の圧力回復を改善します。円錐衝撃波は、通常の衝撃波への進入時に超音速マッハ数を低減するために使用され、その結果生じる全体的な衝撃損失を低減します。

b) 設計上の衝撃波オンリップ飛行マッハ数を持ち、円錐/斜め衝撃波がカウルリップを横切るため、流管捕捉面積が吸気リップ面積と等しくなります。ただし、衝撃波オンリップ飛行マッハ数未満では、衝撃波角度の傾斜が小さくなり、リップに近づく流線がコーン/ランプの存在によって偏向します。その結果、吸気捕捉面積が吸気リップ面積よりも小さくなり、吸気流量が減少します。エンジンの気流特性によっては、ランプ角度を下げるかコーンを後方に移動して衝撃波をカウルリップに再集中させ、吸気流量を最大化することが望ましい場合があります。

c) は、ダクトの吸気口下流に法線衝撃波が発生するように設計されているため、コンプレッサー/ファン入口の流量は常に亜音速です。この吸気口は、混合圧縮吸気口として知られています。ただし、これらの吸気口には 2 つの問題があります。1 つはエンジン スロットル時に発生し、もう 1 つは航空機の速度 (またはマッハ) が変化するときに発生します。エンジンがスロットルバックされると、LP コンプレッサー/ファンの補正 (または無次元) 気流が減少しますが、(超音速状態では) 吸気口リップの補正気流は一定のままです。これは、飛行マッハ数と吸気入射角/ヨーによって決まるためです。この不連続性は、ダクト内の断面積の小さい方に法線衝撃波が移動し、衝撃波入口のマッハ数が減少することで解消されます。これにより衝撃波が弱まり、全体的な吸気圧力回復が向上します。したがって、絶対気流は一定のままですが、コンプレッサー入口の補正気流は低下します (入口圧力が高くなるため)。エンジンのスロットルによって通常の衝撃が前方に押し出されすぎて円錐形/斜めの衝撃波が乱されるのを防ぐために、余分な吸気流が機外または排気システムに排出されることもあります。

2 つ目の問題は、航空機のマッハ数が変化したときに発生します。空気の流れは、吸気口のリップ、スロート、エンジンで同じでなければなりません。これは、質量保存則の結果です。しかし、航空機の超音速速度が変化すると、空気の流れは通常同じではありません。この問題は、空気の流れの一致問題として知られており、亜音速の吸気口に典型的なものよりも複雑な吸気口の設計によって解決されます。たとえば、空気の流れを一致させるために、超音速の吸気口のスロートを可変にし、一部の空気をエンジンの周りをバイパスしてから、エジェクター ノズルによって二次空気として送り込むことができます。^[8]吸気の流れが一致しないと、スロート内の通常の衝撃波がリップを超えて突然前方に移動し、不安定になる可能性があります。これは、吸気アンスタートと呼ばれます。 ^[9]通常の斜めの衝撃波の代わりに平面の衝撃波のみが発生するため、流出抵抗が高く、圧力回復は低くなります。SR -71の設置では、アフターバーナーのブローアウトが発生することがありましたが、エンジンは動作し続けました。^[10]

フェリ型吸気口は、突出した前方傾斜リップを採用しており、この構成は主翼根元の吸気口にも採用されている。^[11]この例を採用した著名な航空機としては、リパブリック AP-75、XF-103、F-105、XF8U-3、SSM-N-9 レグルスII巡航ミサイルなどがある。^[12]

第二世代の超音速戦闘機の多くには、円錐状の衝撃波を形成するために使用されたインレットコーンが装備されていました。このタイプのインレットコーンは、たとえば イングリッシュ・エレクトリック・ライトニングやMiG-21 の航空機の最前部ではっきりと確認できます。

同じアプローチは、胴体側面に取り付けられた空気取り入れ口にも使用でき、F-104 スターファイターやBAC TSR-2に見られるように、半円錐が半円形の空気取り入れ口と同じ目的を果たします。

一部の吸気口はバイコニック型です。つまり、2 つの円錐面を備えています。最初の円錐は、2 番目のより傾斜の少ない円錐面によって補完され、2 つの円錐の接合部から放射される追加の円錐衝撃波を生成します。バイコニック型の吸気口は通常、同等の円錐型の吸気口よりも効率的です。これは、2 番目の円錐衝撃波の存在によって通常の衝撃波への進入マッハ数が減少するためです。

SR-71の吸気口には衝撃波の位置を制御して圧力回復を最大限にする移動式円錐スパイクが付いていた。 ^[13]

長方形の吸気口の場合、円形の吸気円錐体と比較して、必要な衝撃システムを生成する同等の方法は、ランプを使用することです。ランプは、円錐面の存在と同様に、超音速流で急激な気流の偏向を引き起こします。

F-4ファントムの吸気口には2つの垂直ランプが使用されており、1つ目は10度の固定ウェッジ角を持ち、2つ目はマッハ1.2を超えると可変の追加偏向を持つ。^[14]コンコルドの吸気口には水平ランプが使用されていた。

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  F-4 ファントム、固定式フロントランプ、参照番号「702」、および可動式リアランプ
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  コンコルドの吸気操作モードは水平の「可動ランプ」の位置を示しています

ダイバータレス超音速インレット（DSI）は、「バンプ」と前方に傾斜したインレットカウルで構成されており、これらが連携して境界層の気流を航空機のエンジンから遠ざけ、空気を圧縮して超音速から減速します。DSIは、超音速および境界層の気流を制御する従来の方法に代わるものです。DSIは、より複雑で重く、高価な吸気ランプとインレットコーンに代わるものです。 ^[15]

軸流コンプレッサーは、飛行機の翼に似た翼断面を持つ回転ブレードに依存しています。飛行機の翼と同様に、状況によってはブレードが失速することがあります。これが発生すると、失速したコンプレッサーの周囲の気流が激しく方向転換することがあります。コンプレッサーの各設計には、そのタイプに固有の特性を表す気流と回転速度の動作マップが関連付けられています (コンプレッサー マップを参照)。

特定のスロットル条件では、コンプレッサは定常運転ラインに沿って動作します。残念ながら、この動作ラインは過渡時にはずれます。多くのコンプレッサには、サージの可能性を減らすために、ブリード バンドまたは可変ジオメトリ ステータの形で失速防止システムが装備されています。別の方法としては、コンプレッサを 2 つ以上のユニットに分割し、別々の同心シャフトで動作させる方法があります。

設計上のもう 1 つの考慮事項は、平均ステージ負荷です。これは、圧縮ステージの数を増やす (重量/コストが増加) か、平均ブレード速度を上げる (ブレード/ディスクのストレスが増加) ことで適切なレベルに維持できます。

大流量コンプレッサーは通常すべて軸流式ですが、小型ユニットの後段は小さすぎて堅牢ではありません。そのため、これらの段は単一の遠心ユニットに置き換えられることがよくあります。非常に小流量のコンプレッサーでは、直列に接続された 2 つの遠心コンプレッサーが使用されることがよくあります。遠心コンプレッサーは単独ではかなり高い圧力比 (例: 10:1) で動作できますが、インペラーのストレスを考慮すると、全体的な圧力比が高いエンジン サイクルで使用できる圧力比が制限されます。

全体の圧力比を上げるということは、高圧コンプレッサの出口温度を上げることを意味します。これは、後部コンプレッサ段の基準ブレード先端マッハ数を維持するために、高圧シャフト速度を上げることを意味します。ただし、応力を考慮すると、シャフト速度の増加が制限され、元のコンプレッサが空気力学的にスロットルバックして基準よりも低い圧力比になることがあります。

燃焼器の最初の部分は、コンプレッサーからの空気の流れを遅くするための面積の増加（ディフューザー）です。これは、熱が加わるダクト（燃焼器）への流入速度が速すぎると、許容できないほど高い圧力損失が発生するためです。速度が速すぎると炎を所定の位置に保持できないため、たとえば炎ホルダーを使用して保護された燃焼ゾーン（プライマリゾーンと呼ばれる）を提供する必要があります。燃焼に必要な空気が缶の前面に入った後、缶の壁にある多数の小さな穴からさらに空気が入り、壁を冷却して冷たい空気の膜を作り、金属表面を保護熱バリアで絶縁します。^[16]

タービンは燃焼ゾーンの化学量論的温度（混合比約15:1）に耐えられないため、一次ゾーンと壁面冷却フィルムを供給した後に残る圧縮機空気（希釈空気）を使用して、タービン入口のガス温度を許容レベルまで下げます（全体の混合比は45:1～130:1が使用されます^[17]）。

燃焼器の構成には、缶型、環状型、缶環状型などがあります。

ロケット エンジンは非ダクト エンジンであるため、燃焼システムが大きく異なり、混合比は通常、メイン チャンバー内の化学量論に非常に近くなります。これらのエンジンには一般に火炎保持器がなく、下流にタービンがないため、燃焼ははるかに高い温度で発生します。ただし、液体ロケットエンジンでは、ターボ ポンプに動力を供給するために別のバーナーが使用されることが多く、これらのバーナーは通常、ポンプ内のタービン温度を下げるために化学量論から大きく外れて動作します。

タービンは高圧から低圧に膨張するため、タービンのサージや失速は発生しません。タービンはコンプレッサーよりも少ない段数で済みます。これは主に、入口温度が高いほど膨張プロセスの deltaT/T (したがって圧力比) が減少するためです。ブレードの曲率はより大きくなり、ガス流の速度はより高くなります。

しかし、設計者は、タービンブレードとベーンが高温と高圧力の環境で溶けないようにしなければなりません。その結果、圧縮システムから抽出されたブリード空気がタービンブレード/ベーンの内部冷却によく使用されます。その他の解決策としては、材料の改良や特殊な絶縁コーティングがあります。ディスクは、回転ブレードによって課される大きな圧力に耐えられるように、特別な形状にする必要があります。ディスクは、衝撃、反作用、または衝撃と反作用の組み合わせの形状をとります。材料の改良により、ディスクの重量を抑えることができます。

アフターバーナーは、エンジンの後ろのジェットパイプで余分な燃料を燃焼させることで推力を増加させます。

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  ターボファンにアフターバーナーを装備。コア排気口にも燃料噴射バーが表示されることに注意してください。
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  アフターバーナー燃料チューブから内部スプレーバーまで、GE J79

推進ノズルはガスタービンまたはガス発電機をジェットエンジンに変換します。ガスタービンの排気で得られる電力は、ノズルによって高速推進ジェットに変換されます。この電力は、ターボジェットの典型的なゲージ圧力と温度値である20 psi（140 kPa）と1,000 °F（538 °C）によって定義されます。^[18]

これらは、排気ノズルの端を横切ってスイングし、ジェット推力を前方に逸らすカップ (DC-9 の場合) または、後方にスライドしてファン推力のみを逆転させるカウリングの後ろの 2 つのパネルで構成されます (ファンが推力の大部分を生成します)。ファン空気の方向転換は、「ブロッカー ドア」および「カスケード ベーン」と呼ばれるデバイスによって実行されます。これは、747、C-17、KC-10 などの多くの大型航空機に当てはまります。航空機に乗っていて、着陸後にエンジンのパワーが増加するのを聞く場合、通常は逆推力装置が展開されているためです。エンジンは、その用語から想像されるかもしれませんが、実際には逆回転しているわけではありません。逆推力装置は、航空機をより急速に減速させ、ホイール ブレーキの摩耗を減らすために使用されます。

すべてのジェット エンジンは、効率を上げるために高温のガスを必要とし、通常は炭化水素または水素燃料を燃焼させることでこれを実現します。ロケットの燃焼温度は 3500K (5841F) にも達し、ほとんどの材料の融点をはるかに上回りますが、通常の空気吸入式ジェット エンジンではそれよりも低い温度を使用します。

固体部品の温度を破損温度以下に保つために冷却システムが使用されます。

ガスタービンには、エンジンの動作に不可欠な二次空気システムがあります。このシステムは、タービンに冷却空気を供給し、ベアリングキャビティに空気を流してオイルの流出を防ぎ、キャビティに圧力をかけてローターのスラスト負荷が許容できるスラストベアリング寿命になるようにします。

圧縮機の出口から排出された空気は、燃焼器の周りを通り、回転するタービン ディスクの縁に注入されます。冷却空気は、タービン ブレード内の複雑な通路を通過します。ブレード材料から熱が除去された後、空気 (この時点でかなり高温) は、冷却穴からメインのガス流に排出されます。タービン ベーンの冷却空気も同様のプロセスを経ます。

ブレードの先端を冷却するのは難しい場合があります。冷却穴のすぐ内側の冷却空気の圧力が、近づいてくるガス流の圧力とあまり変わらない可能性があるからです。解決策の 1 つは、ディスクにカバー プレートを組み込むことです。これは遠心コンプレッサーとして機能し、冷却空気がブレードに入る前に加圧します。もう 1 つの解決策は、超効率的なタービン リム シールを使用して、冷却空気が回転ディスクを通過する領域を加圧することです。

シールは、オイル漏れを防ぎ、冷却用の空気を制御し、タービンキャビティへの迷走空気の流入を防ぐために使用されます。

一連のシール（ラビリンスシールなど）により、少量のブリードエアがタービンディスクを洗浄して熱を除去し、同時にタービンリムシールを加圧して、エンジン内部への高温ガスの侵入を防ぎます。その他のシールの種類には、油圧シール、ブラシシール、カーボンシールなどがあります。

少量のコンプレッサーブリード空気は、シャフトやタービンシュラウドなどを冷却するためにも使用されます。また、燃焼室の壁の温度を臨界温度以下に保つためにも空気が使用されます。これは、一次および二次の通気孔を使用して行われます。これらの通気孔により、薄い空気の層が燃焼室の内壁を覆い、過度の加熱を防止します。

出口温度は、材質に応じてタービンの上限温度に依存します。温度を下げると、熱疲労とそれに伴う故障も防止できます。アクセサリには、コンプレッサーからの空気または外気を使用する独自の冷却システムが必要になる場合もあります。

コンプレッサー段からの空気は、ファンの加熱、機体の氷結防止、客室の暖房にも使用されます。どの段から空気が抜き出されるかは、その高度の大気の状態によって異なります。

バイパスチューブは、通常ターボジェットに見られる部品で、コンプレッサーから推進ノズルとアフターバーナーセクションに空気を導く外部パイプです。^[19]バイパスチューブは、ラムエア効果がコンプレッサーの処理能力を超え、ターボジェットが実質的にラムジェットになるマッハ2以上の超音速でのみ最適に機能します。^[要出典]バイパスチューブを使用している注目すべき例としては、ブランドナーE-300、ロールスロイスオリンパス、プラットアンドホイットニーJ58が最も一般的です。

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  ロールスロイス オリンパスのバイパスチューブ
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  プラット・アンド・ホイットニー J58 のバイパス管

燃料システムは、エンジンに燃料を供給するだけでなく、プロペラの速度、コンプレッサーの空気の流れ、潤滑油の冷却を制御するためにも使用されます。燃料は通常、霧状のスプレーで噴射され、その量は空気の流れの速度に応じて自動的に制御されます。

推力を増加させる一連の動作は、スロットルが開き、燃料噴射圧力が上昇して、燃焼する燃料の量が増えるというものです。つまり、排気ガスはより高温になり、より加速して排出されます。つまり、排気ガスはより大きな力を発揮し、エンジンの推力を直接増加させます。また、タービンによって抽出されるエネルギーも増加し、コンプレッサーをさらに高速で駆動するため、エンジンに流入する空気も増加します。

明らかに、重要なのは気流の質量率です。なぜなら、力を生み出すのは運動量 (質量 x 速度) の変化だからです。ただし、密度は高度によって変化するため、質量の流入も高度、温度などによって変化します。つまり、スロットル値は、手動で変更しなくても、これらすべてのパラメータに応じて変化します。

このため、燃料流量は自動的に制御されます。通常、2 つのシステムがあり、1 つは圧力を制御し、もう 1 つは流量を制御します。入力は通常、吸気口およびエンジンのさまざまなポイントにある圧力および温度プローブから行われます。また、スロットル入力、エンジン速度なども必要です。これらは高圧燃料ポンプに影響します。

エンジンの推力は、燃料流量を変えることでパイロットの意志で維持または変更する必要があります。ただし、エンジンを損傷したり、フレームアウトを引き起こす可能性のある制限を超えないようにする必要があります (希薄または濃厚なフレームアウトを防ぐために、燃焼室内に可燃性混合物が維持される必要があります)。電子エンジン制御が開発される前は、複雑な油圧機械ユニットを使用してこれらの要件が実装されていました。

以下は、1960 年代の燃料制御システムの HMU 機能の一部を説明するものです。燃料流量は、燃料チューブ内の可変絞り部 (パイロットによって面積が調整されるスロットル バルブ) の面積と、その両端の圧力降下によって決まります。パイロットのスロットル バルブで燃料流量を制御する場合、圧力降下は HMU によって維持される必要があります。周囲圧力が低いほどエンジンに入る空気の重量が減るため、高度とともに燃料を減らして同じ a/f 比を維持する必要があります (初期のエンジン制御では、燃料ポンプの種類 (固定または可変容量) に応じて、バロスタットまたは気圧制御が使用されていました)。^[20]パイロットが推力を高めたい場合、推力レバー (スロットル) の移動に伴う燃料流量の増加率は大きすぎてはならず、同時にコンプレッサーを失速させずにエンジンを急速に加速するのに十分な増加率でなければなりません。推力を減らす場合、燃料の減少率は速すぎてはならず、さもないとフレーム アウトが発生します。エンジン回転数が高い場合、タービンブレードの損傷を避けるために、過回転および過熱（最大許容値を超えること）を防止する必要がある。^{[21] HMUの一例としては、全速度一定制御（CASC）と呼ばれるが、}ロールスロイス スペイで使用されていたロールスロイス/ルーカス燃料制御装置がある。これは上記のすべての機能を実行するとともに、パイロットがその後のほとんどの飛行条件で選択したHP軸速度（基本制御パラメータ）を維持し、LP軸速度が、低い入口温度で発生する空力速度（N/sqrtT）制限、つまり寒い日に発生するエンジン最大圧力を超えるのを防ぎ、ケーシングの疲労寿命を維持した。^[22]

以下は、エアバス A320 に搭載されたCFM インターナショナル CFM56 5B エンジンで使用されている最近の燃料制御について説明します。このエンジンには、以前は HMU が行っていたすべての機能を制御および計算するFADECがあります。FADEC からのデジタル信号を燃料流量の変化に変換するには、電気アクチュエータ (トルク モーターまたはステッピング モーター) が必要なため、HMU は依然として必要です。HMU は、可変制限 (燃料計量バルブ FMV と呼ばれる) と、その前後の圧力降下 (高圧燃料ポンプと FMV の間にバイパス バルブを使用) を実装する必要があります。圧力降下は一定に保たれるため、燃料ノズルへの燃料流量は FMV の位置によってのみ決まります。パイロットのスラスト レバーによる燃料要求は、 FMV の位置を決めるためにFADECに送られる要求の 1 つにすぎません。HP ローター速度などの他の要求は、必要に応じてパイロットの要求を変更してから、FMV の位置を設定するトルク モーターに信号を送ります。 HMUはまた、FADEC制御の個々のトルクモーターを使用して、可変ステータベーン、低圧および高圧タービンクリアランス制御、高圧コンプレッサークリアランス制御、および可変ブリードバルブ用モーターのアクチュエーターに燃料油圧信号を送信します。^[23]

推進剤ポンプは通常、燃料を噴射できるように推進剤の圧力を燃焼室内の圧力より高くするために存在します。燃料ポンプは通常、ギアを介してメインシャフトによって駆動されます。

ターボポンプはガスタービンによって回転する遠心ポンプで、推進剤の圧力を燃焼室の圧力よりも高くして噴射・燃焼させるために使用されます。ターボポンプはロケットで非常に一般的に使用されていますが、ラムジェットやターボジェットでも使用されていることが知られています。ターボポンプの駆動ガスは通常、非化学量論的燃焼で別のチャンバーで生成され、比較的小さな質量流量が特別なノズルまたはメインノズルの一点から排出されます。どちらも性能をわずかに低下させます。場合によっては（特にスペースシャトルのメインエンジン） 、段階燃焼が使用され、ポンプガスの排気がメインチャンバーに戻されて燃焼が完了し、基本的にポンピング損失による性能低下は発生しません。

ラムジェットターボポンプはタービンを通して膨張するラムエアを使用します。

上で説明した燃料システムは、エンジンを始動するために必要な 2 つのシステムのうちの 1 つです。もう 1 つは、チャンバー内の空気/燃料混合物の実際の点火です。通常、エンジンを始動するには補助動力装置が使用されます。補助動力装置には、コンプレッサー ユニットに伝達される高トルクのスターター モーターがあります。最適な速度に達すると、つまりタービンを通るガスの流量が十分になると、タービンが引き継ぎます。

始動方法には電気式、油圧式、空気圧式などさまざまなものがあります。

電動スターターは、モーターとエンジンを連結するギアとクラッチ プレートで動作します。クラッチは、最適な速度に達したときに切断するために使用されます。これは通常、自動的に行われます。電源は、モーターの始動と点火に使用されます。スターターの速度が上がるにつれて、電圧は通常ゆっくりと上昇します。

一部の軍用機は、電気方式よりも早く始動する必要があるため、カートリッジ タービン スターターまたは「カート スターター」などの他の方式を使用します。これは、火薬に似た固体推進剤を点火して通常生成されるカートリッジからの燃焼ガスによって影響を受けるインパルス タービンです。エンジンを回転させるギアが付いており、自動切断システムまたはオーバーランニング クラッチにも接続されています。カートリッジは電気的に点火され、スターターのタービンを回転させるために使用されます。

もう 1 つのタービン スターター システムは、小型エンジンとほぼ同じです。タービンはギアを介してエンジンに接続されています。ただし、タービンは燃焼ガスによって回転します。通常、燃料はタンクに貯蔵されたイソプロピル硝酸塩(またはヒドラジン) で、燃焼室に噴霧されます。これもまた、スパーク プラグで点火されます。速度など、すべてが電気的に制御されます。

ほとんどの民間航空機および大型軍用輸送機は、通常、補助動力装置(APU) と呼ばれるものを使用します。これは通常、小型ガスタービンです。したがって、このような APU を使用することは、小型ガスタービンを使用して大型のガスタービンを始動することであると言えます。APU のコンプレッサー セクションからの低圧 (40～70 psi または 280～480 kPa) の大容量の空気は、パイプ システムを通じてエンジンに放出され、始動システムに送られます。このブリード エアは、エンジンを始動して空気を吸い込み始めるメカニズムに送られます。スターターは通常、カートリッジ スターターに似たエア タービン タイプですが、推進剤カートリッジの燃焼ガスの代わりに APU のブリード エアを使用します。ほとんどのカート スターターは、APU のエアを使用して回転させることもできます。エンジンの回転速度が燃焼をサポートするのに十分な空気を吸い込むのに十分になると、燃料が注入され、点火されます。エンジンが点火してアイドル速度に達すると、ブリード エアと点火システムは停止します。

ボーイング 737やエアバス A320などの航空機の APU は、航空機の一番後ろにあります。これは、ほとんどの民間航空機の APU の標準的な位置ですが、たとえば翼の付け根 (ボーイング 727 ) や後部胴体 ( DC-9 / MD80 ) にあるものもあります。また、軍用輸送機の中には、主脚ポッドの​​ 1 つに APU を搭載しているものもあります ( C-141 )。

一部の APU は車輪付きのカートに搭載されているため、牽引して別の航空機で使用できます。APU はホースで航空機のダクトに接続されており、チェック バルブが組み込まれているため、APU の空気が航空機に流れ込む一方で、メイン エンジンのブリード空気がダクトから排出されることはありません。

APU は、エンジンが停止している間も、キャビンの照明、圧力、その他のシステムをオンにしておくのに十分な電力も供給します。空気の流れを制御するために使用されるバルブは、通常、電気的に制御されます。バルブは、事前に設定された速度で自動的に閉じます。一部のエンジンでは、始動シーケンスの一部として、空気だけを使用するのではなく、燃料が供給された空気と混合されて燃焼されます。これにより、通常、単位重量あたりの電力が増加します。

通常、APU は独自の電動スターター モーターによって始動され、適切な速度で自動的にオフになります。メイン エンジンが始動して適切な状態に達すると、この補助ユニットはオフになり、ゆっくりと切り離されます。

油圧ポンプは、ギアを介して一部のエンジンを始動するためにも使用できます。ポンプは地上で電気的に制御されます。

これのバリエーションとして、ボーイング F/A-18 ホーネットに搭載されている APU があります。これは油圧モーターによって起動され、油圧モーター自体がアキュムレーターに蓄えられたエネルギーを受け取ります。このアキュムレーターは、右エンジンが始動して油圧を発生させた後、または右側の主着陸装置格納室にある手動ポンプによって再充電されます。

ノーズブレットはターボジェットの部品であり、補助駆動装置の前にある吸気口に空気を流し込み、スターターモーターを収容するために使用される。^{[24] [25] [26] [27] [28]}

通常、燃焼システムには異なる位置に 2 つの点火プラグがあります。ガスを点火するために高電圧スパークが使用されます。電圧は、航空機のバッテリーによって供給される低電圧 (通常 28 V DC) 電源から蓄積されます。電圧は点火エキサイター (自動車の点火コイルに類似) で適切な値まで増加し、高エネルギーのスパークとして放出されます。激しい雨の中を飛行するなど、さまざまな条件に応じて、点火装置は内部の炎が消えても燃焼が失敗しないようにスパークを供給し続けます。もちろん、炎が消えた場合は、再点火する準備が必要です。エンジンが満足のいく再点火を得られる高度と対気速度には限界があります。

たとえば、ゼネラル・エレクトリック F404-400 では、燃焼器用に 1 つの点火装置、アフターバーナー用に 1 つの点火装置が使用されています。A/B の点火システムには、最小燃料での点火が検出された後に点火装置を非アクティブにする紫外線炎センサーが組み込まれています。

現代の点火システムのほとんどは、システムが作動しているときに人が電気リード線に触れると致命的な危険となるのに十分なエネルギー（20～40 kV）を発生するため、これらのシステムで作業する場合はチームでのコミュニケーションが不可欠です。

潤滑システムは、主に摩擦を排除することで、ベアリングとギアの潤滑を確保し、十分に低い温度を維持する役割を果たします。潤滑剤は、ターゲットを絞ったオイルの流れを介して、壁やその他の構造部材などの他の部品を直接冷却するためにも使用できます。潤滑システムはまた、エンジン内部から摩耗粒子を運び、フィルターを通して洗い流して、オイルとオイルで濡れた部品を清潔に保ちます。

潤滑油は、さまざまなシール機構によってエンジンの外部部品から隔離されており、汚れやその他の異物がオイルを汚染したり、ベアリング、ギア、その他の可動部品に到達したりするのを防ぎ、通常はループ状に流れます (エンジンの使用によって意図的に消費されることはありません)。潤滑油は、比較的低温で容易に流れることができ、非常に高温でも分解したり分解したりしない必要があります。

通常、潤滑システムには、エンジンの潤滑供給システム、掃気（オイル戻りシステム）、ブリーザー（内部コンパートメントからの余分な空気の排出）を個別に処理するサブシステムがあります。

圧力システムのコンポーネントには、通常、オイル タンクと脱気装置、メイン オイル ポンプ、メイン オイル フィルター/フィルター バイパス バルブ、圧力調整バルブ (PRV) 、オイル クーラー/バイパス バルブ、および配管/ジェットが含まれます。 通常、流れはタンクからポンプ入口と PRV に送られ、メイン オイル フィルターまたはそのバイパス バルブとオイル クーラーに送られ、さらにいくつかのフィルターを通ってベアリングのジェットに送られます。

PRV 制御方式を使用するということは、供給オイルの圧力が臨界値未満でなければならないことを意味します (通常は、臨界値を超えると余分なオイルをタンクに戻すことができる他のバルブによって制御されます)。バルブは特定の圧力で開き、オイルは一定速度でベアリング チャンバー内に移動します。

エンジン出力設定が増加すると、通常、ベアリング室内の圧力も増加します。つまり、潤滑油供給部と室の間の圧力差が減少し、さらに必要なときにオイルの流量が減少する可能性があります。その結果、一部の PRV は、ベアリング室内のこの圧力変化を比例的に使用してスプリング力の値を調整し、潤滑油の流量を一定に保つことができます。

ほとんどのジェットエンジンは、 Full Authority Digital Electronics Controlシステムを使用してデジタル制御されますが、一部のシステムでは機械装置が使用されます。

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