ジェットエンジン

ジェットエンジン
フロリダ州空軍州兵基地の秘密基地で テスト中のF-15 イーグル用のプラット・アンド・ホイットニー F100 ターボファンエンジン
分類	内燃機関
業界	航空宇宙
応用	航空
燃料源	ジェット燃料
コンポーネント	ダイナミックコンプレッサー、ファン、燃焼器、タービン、推進ノズル
発明家	ジョン・バーバー、フランク・ホイットル、ハンス・フォン・オハイン
発明された	1791年、1928年、1935年

ジェットエンジンは反動エンジンの一種で、ジェット推進によって推力を発生させる加熱されたガス（通常は空気）の高速ジェットを排出します。この広い定義にはロケット、ウォータージェット、ハイブリッド推進が含まれますが、ジェットエンジンという用語は通常、ターボジェット、ターボファン、ラムジェット、パルスジェット、スクラムジェットなどの内燃空気吸入式ジェットエンジンを指します。一般的に、ジェットエンジンは内燃機関です。

空気吸入式ジェットエンジンは、通常、タービンで駆動する回転式空気圧縮機を備え、余剰電力で推進ノズルから推力を得る。このプロセスはブレイトン熱力学サイクルと呼ばれる。ジェット機は、長距離移動にこのようなエンジンを使用する。初期のジェット機は、亜音速飛行には比較的効率の悪いターボジェットエンジンを使用していた。現代の亜音速ジェット機のほとんどは、より複雑な高バイパスのターボファンエンジンを使用している。長距離飛行では、ピストン式やプロペラ式の航空エンジンよりも高速で、燃料効率も優れている。高速用に作られたいくつかの空気吸入式エンジン（ラムジェットやスクラムジェット）は、機械式圧縮機の代わりに、機体の速度による ラム効果を利用している。

一般的なジェット旅客機エンジンの推力は、1950年代の5,000 lbf (22 kN) (デ・ハビランド ゴーストターボジェット) から1990年代には115,000 lbf (510 kN) (ゼネラル・エレクトリック GE90ターボファン) に向上し、信頼性は10万飛行時間あたり40回の飛行中停止から1990年代後半には10万飛行時間あたり1回未満に向上しました。これと燃料消費量の大幅な減少により、 20世紀初頭までには双発航空機による大西洋横断飛行が日常的に可能になりました。それ以前は、同様の飛行には複数回の給油が必要でした。^[1]

ジェットエンジンの原理は新しいものではないが、そのアイデアを実現するために必要な技術的進歩は、20 世紀まで実現しなかった。ジェット動力の基本的な実証は、 1 世紀エジプトのアレクサンドリアのヘロンが記述した装置であるアイオロスの球にまで遡る。この装置は、2 つのノズルを通して蒸気動力を導き、球をその軸上で高速回転させる。これは珍しいものとみなされていた。一方、タービンの実用的な応用は、水車や風車に見られる。

歴史家たちは、ジェットエンジンの原理の理論的起源を、中国の伝統的な花火とロケット推進システムにまで遡らせている。飛行にこのような装置が使われたことは、オスマン帝国の兵士ラガリ・ハサン・チェレビの物語に記録されており、彼は1633年に円錐形のロケットを使って飛行を達成したと伝えられている。^[2]

空気吸入式ジェットエンジンの最も初期の試みは、外部動力源が最初に空気を圧縮し、それを燃料と混合して燃焼させてジェット推進力を得るというハイブリッド設計だった。第二次世界大戦末期に桜花特攻隊の動力として計画されたイタリアのカプロニ・カンピニ N.1エンジンと日本の津11エンジンは失敗に終わった。

^{第二次世界大戦が始まる前から、技術者たちはプロペラを駆動するエンジンが限界に近づいていることに気づき始めていました。これはプロペラ効率[3]}の問題によるもので、プロペラのブレード先端が音速に近づくにつれて効率は低下します。航空機の性能をそのような限界を超えて向上させるには、別の推進機構が必要でした。これが、最も一般的なジェットエンジンであるガスタービンエンジンの開発の動機でした。

実用的なジェットエンジンの鍵となったのはガスタービンで、エンジン自体から動力を抽出してコンプレッサーを駆動する。ガスタービンは新しいアイデアではなかった。固定式タービンの特許は1791年にイギリスのジョン・バーバーに与えられた。自己持続稼働に成功した最初のガスタービンは1903年にノルウェーの技術者エギディウス・エリングによって構築された。^[4]このようなエンジンは安全性、信頼性、重量、そして特に持続稼働の問題により製造には至らなかった。

航空機の動力源としてガスタービンを使用する最初の特許は、1921年にマキシム・ギヨームによって申請されました。^{[5] [6]}彼のエンジンは軸流ターボジェットでしたが、コンプレッサーの最新技術を大幅に上回る進歩を必要としたため、実現されませんでした。アラン・アーノルド・グリフィスは1926年に「タービン設計の空気力学的理論」を出版し、RAEでの実験作業につながりました。

1928年、イギリス空軍大学のクランウェル校士官候補生フランク・ホイットルは、正式にターボジェットのアイデアを上司に提出した。^[7] 1929年10月、彼はアイデアをさらに発展させた。^[8] 1930年1月16日、イギリスでホイットルは最初の特許を申請した（1932年に付与）。^[9]この特許では、片側遠心圧縮機に燃料を供給する2段軸流圧縮機が示された。実用的な軸流圧縮機は、1926年のAAGriffithの独創的な論文（「タービン設計の空気力学理論」）のアイデアによって可能になった。ホイットルは後に、より単純な遠心圧縮機のみに集中することになる。ホイットルは発明に政府の関心を引くことができず、開発はゆっくりとしたペースで続いた。

スペインでは、パイロット兼エンジニアのヴィルヒリオ・レレト・ルイスが1935年3月にジェットエンジン設計の特許を取得。共和党の大統領マヌエル・アサーニャは1936年にマドリードのイスパノ・スイザ航空機工場で最初の建造を手配したが、スペイン内戦の初日に水上機基地の防衛に失敗した後、レレトは数ヶ月後にフランコ派の モロッコ軍によって処刑された。フランコ派から隠されていた彼の設計図は、数年後、刑務所から釈放された妻のカルロタ・オニールによってマドリードの英国大使館に密かに渡された。^{[10] [11]}

1935年、ハンス・フォン・オハインはドイツでホイットルと同様の設計に取り組み始めた。コンプレッサーとタービンは両方とも放射状で、同じディスクの反対側にあったが、当初はホイットルの研究については知らなかった。^[12]オハインの最初の装置は完全に実験的なもので、外部電源でしか動作しなかったが、彼は基本的な概念を実証することができた。その後、オハインは当時の大手航空機産業家の一人であるエルンスト・ハインケルに紹介され、ハインケルはすぐにその設計の可能性に気づいた。ハインケルはちょうどヒルトエンジン会社を買収したばかりで、オハインと彼の親方機械工マックス・ハーンはヒルト社の新しい部門としてそこに設立された。彼らは1937年9月までに最初のHeS 1遠心エンジンを稼働させた。ホイットルの設計とは異なり、オハインは燃料として外部圧力で供給される水素を使用した。その後の設計は、ガソリン燃料のHeS 3（5 kN（1,100 lbf））で最高潮に達し、これはハインケルのシンプルでコンパクトなHe 178機体に取り付けられ、1939年8月27日の早朝、エーリッヒ・ヴァルジッツによってロストック＝マリーネ空港から飛行されました。これは開発期間が驚くほど短いものでした。He 178は世界初のジェット機でした。^[13]ハインケルは、1939年5月31日にハンス・ヨアヒム・パブスト・フォン・オハインの航空機動力装置をカバーする米国特許を申請しました。特許番号はUS2256198で、発明者としてMハーンが記載されています。ホイットルの遠心流エンジンとは対照的なフォン・オハインの設計は、1950年代までにほとんどのメーカーに採用されました。^{[14] [15]}

ユンカース社のエンジン部門 (ユンカース モトーレンまたは「ユモ」)のオーストリア人アンゼルム フランツは、ジェット エンジンに軸流コンプレッサーを導入しました。ユモには、ガスタービン航空機動力装置のRLM 109-0xx 番号シーケンスの次のエンジン番号「004」が割り当てられ、その結果、ユモ 004エンジンが誕生しました。多くの小さな技術的問題が解決された後、このエンジンは、世界初のジェット戦闘機であるメッサーシュミット Me 262 (後に世界初のジェット爆撃機であるアラド Ar 234 ) の動力装置として、1944 年に大量生産が開始されました。さまざまな理由によりエンジンの発売が遅れ、戦闘機の登場が遅れて第二次世界大戦におけるドイツの立場を改善するには遅すぎましたが、これは実際に使用された最初のジェット エンジンでした。

一方、イギリスではグロスターE28/39が1941年5月15日に初飛行し、グロスターミーティアが1944年7月にようやくイギリス空軍で就役した。これらはフランク・ホイットルが設立したパワージェッツ社のターボジェットエンジンを搭載していた。最初の2機のターボジェット機であるメッサーシュミットMe262とグロスターミーティアは、1944年に3か月以内に就役した。Me262は4月、グロスターミーティアは7月である。ミーティアは第二次世界大戦中に15機ほどしか戦闘に参加しなかったが、Me262は最大1400機が生産され、そのうち300機が戦闘に参加し、ジェット機による初の地上攻撃と空中戦での勝利をもたらした。^{[16] [17] [18]}

戦争の終結後、ドイツのジェット機とジェットエンジンは、戦勝国である同盟国によって徹底的に研究され、ソ連と米国の初期のジェット戦闘機の開発に貢献しました。軸流エンジンの遺産は、固定翼航空機のほぼすべてのジェットエンジンがこの設計から何らかのインスピレーションを得ているという事実に見られます。

1950 年代までに、ジェット エンジンは、貨物機、連絡機、その他の特殊機を除いて、戦闘機のほぼすべての機種に採用されるようになりました。この時点で、英国の設計の一部は既に民間機としての使用が承認されており、デ ハビランド コメットやアブロ カナダ ジェットライナーなどの初期モデルに搭載されていました。1960 年代までには、すべての大型民間機もジェット エンジンになり、ピストン エンジンは貨物飛行 などの低コストのニッチな役割にとどまりました。

ターボジェットエンジンの効率はピストンエンジンよりもまだかなり悪かったが、1970年代までに高バイパスターボファンジェットエンジンの登場（エドガー・バッキンガムなどの初期の評論家が予見していなかった技術革新であり、彼らには高速と高高度は不合理に思えた）により、燃料効率は最高のピストンエンジンやプロペラエンジンとほぼ同じになった。^[19]

ジェットエンジンは、ジェット機、巡航ミサイル、無人航空機の動力源となります。ロケットエンジンの形では、模型ロケット、宇宙飛行、軍事ミサイルの動力源となります。

ジェットエンジンは高速自動車、特にドラッグレーサーの推進力となってきましたが、これまでの最高記録はロケットカーが保持しています。現在、陸上速度記録を保持しているのはターボファンエンジン搭載自動車のThrustSSCです。

ジェットエンジンの設計は、航空機以外の用途、例えば産業用ガスタービンや船舶用発電所向けに頻繁に改造される。これらは、発電、水、天然ガス、石油ポンプの動力、船舶や機関車の推進力として使用される。産業用ガスタービンは、最大 50,000 軸馬力を生み出すことができる。これらのエンジンの多くは、プラット・アンド・ホイットニー J57 や J75 モデルなどの古い軍用ターボジェットから派生したものである。また、最大 35,000 馬力 (HP) を生み出す P&W JT8D 低バイパス ターボファンの派生型もある。

ジェットエンジンは、ヘリコプターや一部のプロペラ駆動航空機の動力源として一般的に使用されるガスタービンエンジンの一種であるターボシャフトエンジンやターボプロップエンジンに開発され、エンジンコアなどの特定のコンポーネントを共有することもあります。

ジェットエンジンにはさまざまな種類があり、いずれもジェット推進の原理によって前進推力を実現します。

一般的に、航空機は空気吸入式ジェット エンジンによって推進されます。使用されている空気吸入式ジェット エンジンのほとんどはターボファンジェット エンジンで、音速よりわずかに低い速度で優れた効率を発揮します。

ターボジェットエンジンは、吸気口とコンプレッサー（軸流式、遠心式、またはその両方）で空気を圧縮し、圧縮された空気と燃料を混合し、混合物を燃焼器で燃焼させ、高温の高圧空気をタービンとノズルに通すことで動作するガスタービンエンジンです。コンプレッサーはタービンによって駆動され、タービンは通過する膨張ガスからエネルギーを抽出します。エンジンは燃料の内部エネルギーをエンジンを流れるガスの増加した運動量に変換し、推力を生み出します。以下で説明するターボファンエンジンとは異なり、コンプレッサーに入る空気はすべて燃焼器とタービンを通過します。^[20]

ターボファンは、エンジンの前部にファンが追加されており、コアのガスタービンエンジンを迂回するダクト内の空気を加速する点でターボジェットと異なります。ターボファンは、中距離および長距離の旅客機で主流のエンジンタイプです。

ターボファンは通常、亜音速ではターボジェットよりも効率的ですが、高速では大きな前面面積によりより多くの抗力が発生します。^[21]そのため、超音速飛行や、燃料効率よりも他の考慮事項が優先される軍用機やその他の航空機では、ファンが小さくなるか、ファンが存在しない傾向があります。

これらの違いにより、ターボファン エンジンの設計は、エンジンのコアをバイパスする空気の量に応じて、低バイパスまたは高バイパスに分類されることがよくあります。低バイパス ターボファンのバイパス比は約 2:1 以下です。

先端技術エンジンという用語は、現代のジェットエンジンを指します。^[22]原理は、タービンエンジンは、さまざまなタービンセットが同じ速度ではなく、それぞれ最適な速度で回転できれば、より効率的に機能するというものです。真の先端技術エンジンはトリプルスプールを備えており、1つのドライブシャフトではなく3つのドライブシャフトがあり、3組のブレードが異なる速度で回転します。中間の状態はツインスプールエンジンで、タービンに2つの異なる速度のみを許可します。

ラム圧縮ジェットエンジンは、ブレイトンサイクルを使用するという点でガスタービンエンジンに似た空気吸入エンジンです。ただし、ガスタービンエンジンとラム圧縮エンジンは、流入する空気の流れを圧縮する方法が異なります。ガスタービンエンジンは、流入する空気を圧縮するために軸流または遠心圧縮機を使用しますが、ラムエンジンは、吸気口またはディフューザーで圧縮された空気のみに依存します。^[23]そのため、ラムエンジンが機能するには、かなりの初期前進速度が必要です。ラムジェットは、エンジン自体に可動部品がなく、付属品のみであるため、最も単純なタイプの空気吸入ジェットエンジンと考えられています。^[24]

スクラムジェットの主な違いは、空気が亜音速まで減速しないという点です。むしろ、超音速燃焼を使用します。さらに高速でも効率的です。製造または飛行した機体はほとんどありません。

ロケットエンジンは、反動エンジンの一種として推力の基本的な物理的原理を使用していますが^[25]、酸素を供給するために大気を必要とせず、ロケットが反動物質のすべての成分を運ぶという点でジェットエンジンとは異なります。ただし、一部の定義では、これをジェット推進の一種として扱っています。^[26]

ロケットは空気を呼吸しないため、任意の高度や宇宙空間で動作することができます。^[27]

このタイプのエンジンは、衛星の打ち上げ、宇宙探査、有人アクセスに使用され、 1969 年には月面着陸も許可されました。

ロケットエンジンは、それ自体が非常に高い推力対重量比を持っているため、高高度飛行や非常に高い加速が必要なあらゆる場所で使用されます。

しかし、排気速度が速く、推進剤が重く酸化剤を多く含むため、ターボファンよりも推進剤の使用量が大幅に増えます。それでも、非常に高速になるとエネルギー効率が高くなります。

ロケットエンジンの純推力のおおよその式は次のとおりです。

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;}$

ここで、 は正味推力、は比推力、は標準重力、は kg/s 単位の推進剤流量、は排気ノズルの出口の断面積、 は大気圧です。 ${\displaystyle F_{N}}$${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$${\displaystyle g_{0}}$${\displaystyle {\dot {m}}}$${\displaystyle A_{e}}$${\displaystyle p}$

複合サイクルエンジンは、ジェット推進の 2 つ以上の異なる原理を同時に使用します。

ウォータージェットまたはポンプジェットは、水のジェットを使用する船舶推進システムです。機械的な配置は、ノズル付きのダクト付きプロペラ、または遠心コンプレッサーとノズルです。ポンプジェットは、ディーゼルまたはガスタービンなどの別のエンジンで駆動する必要があります。

すべてのジェット エンジンは、比較的高速で流体のジェットを後方に噴射して推力を発生させる反動エンジンです。このジェットを生成するために必要なエンジン内部の力により、エンジンに強力な推力が与えられ、機体を前方に押し出します。

ジェットエンジンは、エンジンに取り付けられたタンク（「ロケット」の場合）に貯蔵された推進剤から噴射します。また、ダクトエンジン（航空機で一般的に使用されるもの）では、外部の流体（非常に一般的には空気）を吸入し、それを高速で排出することで噴射します。

推進ノズルは高速の排気ジェットを発生させます。推進ノズルは内部エネルギーと圧力エネルギーを高速の運動エネルギーに変換します。^[29]総圧力と温度はノズルを通して変化しませんが、ガスの速度が上がると静的な値が低下します。

ノズルに入る空気の速度は低く、マッハ 0.4 程度です。これは、ノズルにつながるダクトでの圧力損失を最小限に抑えるための前提条件です。ノズルに入る温度は、巡航高度の冷たい空気中のファン ノズルの場合、海面周囲温度と同じくらい低くなることがあります。超音速アフターバーニング エンジンの場合は排気ガス温度の1000ケルビン、アフターバーナーを点火した場合は 2200 K まで高くなることがあります^。[30]ノズルに入る圧力は、単段ファンの場合はノズル外部の圧力の 1.5 倍から、マッハ 3 以上の最速有人航空機の場合は 30 倍まで変化することがあります。^[31]

収束ノズルはガスを局所音速（マッハ1）の状態までしか加速できません。高速飛行するにはさらに高い排気速度が必要であり、そのため高速航空機には収束発散ノズルが必要です。 ^[32]

エンジン推力は、ノズルから出るガスの静圧が周囲圧力に達したときに最大になります。これは、ノズル出口面積がノズル圧力比 (npr) に対して正しい値である場合にのみ発生します。npr はエンジン推力設定と飛行速度によって変化するため、これが当てはまることはめったにありません。また、超音速では、発散面積は、外部ボディ抗力とのトレードオフとして、周囲圧力まで完全に内部膨張するために必要な面積よりも小さくなります。Whitford ^{[33] は}F-16 を例として挙げています。他の膨張不足の例としては、XB-70 と SR-71 があります。

ノズルのサイズとタービンノズルの面積によって、コンプレッサーの運転圧力が決まります。^[34]

この概要では、ジェット航空機の完全な動力装置またはエンジン設備においてエネルギー損失が発生する場所に焦点を当てています。

試験台の上にあるように静止しているジェットエンジンは、燃料を吸い込んで推力を発生させます。これがどれだけうまく行われているかは、燃料の消費量と、それを抑えるために必要な力によって判断されます。これが効率の尺度です。エンジン内部の何かが劣化すると（性能劣化と呼ばれる^[35]）、効率が低下し、燃料が生み出す推力が減少するとそれが表れます。空気/燃焼ガスの流れがよりスムーズになるように内部部品を変更すると、エンジンの効率が向上し、燃料の消費量が少なくなります。さまざまな要因がエンジン効率をどのように変化させるかを評価し、異なるエンジン間で比較できるようにするには、標準的な定義が使用されます。この定義は、特定の燃料消費量、つまり 1 単位の推力を生み出すために必要な燃料の量と呼ばれます。たとえば、特定のエンジン設計では、バイパスダクトのいくつかの隆起を滑らかにすると、空気がよりスムーズに流れて圧力損失が x% 減少し、離陸推力を得るために必要な燃料が y% 少なくなることが分かっています。この理解は、ジェットエンジンの性能という工学分野に属します。効率が前進速度と航空機システムへのエネルギー供給によってどのように影響を受けるかについては、後述します。

エンジンの効率は、主にエンジン内部の作動条件、つまりコンプレッサーによって生成される圧力と、最初の回転タービン ブレード セットにおける燃焼ガスの温度によって制御されます。圧力は、エンジン内で最も高い空気圧です。タービン ローターの温度は、エンジン内で最も高い温度ではありませんが、エネルギーの伝達が行われる最も高い温度です (燃焼器ではより高い温度が発生します)。上記の圧力と温度は、熱力学サイクル図に示されています。

効率は、空気と燃焼ガスがエンジンをどれだけスムーズに流れるか、流れがコンプレッサーとタービンの可動通路と静止通路にどれだけうまく揃っているか（入射角として知られる）によっても変わります。^[36]角度が最適でない場合や、通路やブレードの形状が最適でない場合は、境界層の厚化や剥離、衝撃波の形成を引き起こす可能性があります。異なる部品を接続するダクトを通過するときは、流れを遅くすることが重要です（速度が遅いほど圧力損失または圧力降下が少なくなります）。個々のコンポーネントが燃料を推力に変えることにどれだけ貢献しているかは、コンプレッサー、タービン、燃焼器の効率やダクトの圧力損失などの尺度によって定量化されます。これらは、熱力学サイクル図に線で示されます。

エンジン効率、または熱効率^[37]は、熱力学的サイクルパラメータ、最大圧力と温度、およびコンポーネント効率、およびダクト圧力損失 に依存します。${\displaystyle \eta_{th}}$${\displaystyle \eta _{コンプレッサー}}$${\displaystyle \eta _{燃焼}}$${\displaystyle \eta _{turbine}}$

エンジンが正常に作動するには、圧縮空気が必要です。この空気はエンジンのコンプレッサから供給され、二次空気と呼ばれます。二次空気は推力の生成には寄与しないため、エンジンの効率を低下させます。二次空気は、エンジンの機械的完全性を維持するため、部品の過熱を防ぐため、ベアリングからのオイル漏れを防ぐためなどに使用されます。コンプレッサから取り出されたこの空気の一部だけがタービンの流れに戻り、推力生成に寄与します。必要な量が少しでも減れば、エンジン効率が向上します。また、特定のエンジン設計では、冷却流量の要件が x% 減少すると、特定の燃料消費量が y% 減少することが分かっています。言い換えれば、たとえば離陸推力を与えるために必要な燃料が少なくなります。エンジンはより効率的になります。

上記の考慮事項はすべて、エンジンが単独で動作し、同時に何も役に立たない場合、つまり航空機を動かしたり、航空機の電気、油圧、空気システムにエネルギーを供給したりしない場合に基本的なものです。航空機では、エンジンは推力を生み出す能力、つまり燃料の一部をこれらのシステムに供給するために放棄します。設置損失を引き起こすこれらの要件は、^[38]効率を低下させます。エンジンは、エンジンの推力に貢献しない燃料を使用しています。

最後に、航空機が飛行しているとき、推進ジェット自体には、エンジンを離れた後に無駄になる運動エネルギーが含まれています。これは、推進効率またはフルード効率という用語で定量化され、エンジンを再設計してバイパス フローと推進ジェットの低速を与えることで削減できます (たとえば、ターボプロップ エンジンまたはターボファン エンジン)。同時に、全体の圧力比が増加することで前進速度が増加します。 ${\displaystyle \eta_{p}}$${\displaystyle \eta_{th}}$

飛行速度におけるエンジンの総合効率は次のように定義される。^[39]${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

飛行速度は、エンジンのコンプレッサーに引き渡される前に、インテークが空気をどれだけ圧縮できるかによって決まります。インテークの圧縮比はマッハ3で32:1にも達することがあり、エンジンのコンプレッサーの圧縮比と合わせて全体の圧力比と熱力学サイクルが決まります。これがどれだけうまく行われるかは、圧力回復、つまりインテークでの損失の測定値によって決まります。マッハ3の有人飛行は、これらの損失が一瞬にして劇的に増加する可能性があるという興味深い実例を示しています。マッハ3でのノースアメリカンXB-70ヴァルキリーとロッキードSR-71ブラックバードの圧力回復はそれぞれ約0.8でした。^{[40] [41]}これは、圧縮プロセス中の損失が比較的少ないため、つまり複数のショックシステムによるためです。「不始動」時には、効率的なショックシステムが、インレットの先で非常に非効率的な単一のショックに置き換えられ、インテーク圧力回復は約0.3になり、それに応じて圧力比が低くなります。 ${\displaystyle \eta_{o}}$${\displaystyle \eta_{th}}$

マッハ2以上の速度では、推進ノズルの出口面積が機体後部の外部抗力とのトレードオフとして十分に大きくないため、通常、内部推力損失が増加します。^[42]

バイパスエンジンは推進効率を向上させるが、エンジン自体の内部で損失が発生する。ガス発生器からバイパス気流にエネルギーを伝達するための機械を追加する必要がある。ターボジェットの推進ノズルからの低い損失に、追加されたタービンとファンの非効率性による損失が加わる。^[43]これらは伝達効率または転送効率に含まれる場合がある。しかし、これらの損失は推進効率の向上によって十分に補われる^{[44] 。 [45]}バイパスダクトと追加の推進ノズルにも余分な圧力損失がある。 ${\displaystyle \eta_{T}}$

損失を生む機械を備えたターボファンの出現により、エンジン内部で何が起こっているかは、ベネット^[46]によって、例えばガス発生器と移送機械の間で分離され、次のような結果となった。 ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$

車両に搭載されたジェットエンジンのエネルギー効率（）には、主に2つの要素が あります。${\displaystyle \eta_{o}}$

• 推進効率（ ）：ジェットのエネルギーのうち、ジェットの運動エネルギーとして運び去られるのではなく、機体に集中する量。${\displaystyle \eta_{p}}$
• サイクル効率（）：エンジンがジェットをどれだけ効率的に加速できるか${\displaystyle \eta_{th}}$

全体的なエネルギー効率は次のようになります。 ${\displaystyle \eta_{o}}$

${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

すべてのジェットエンジンでは、排気ジェットの速度が車両速度に近づくほど推進効率が最大になります。これは、残留運動エネルギーが最小になるためです。^[a]空気呼吸エンジンの場合、排気速度が車両速度に等しい、または が1 に等しいと、推力はゼロになり、正味の運動量の変化はありません。^[47]空気呼吸エンジンが排気速度で移動し、燃料流量を無視した場合の式は次のとおりです。 ^[48]${\displaystyle \eta_{p}}$${\displaystyle v}$${\displaystyle v_{e}}$

${\displaystyle \eta_{p}={\frac{2}{1+{\frac{v_{e}}{v}}}}}$

ロケットの場合: ^[49]

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

推進効率に加えて、サイクル効率という要素もあります。ジェットエンジンは熱機関の一種です。熱機関の効率は、エンジン内で到達した温度とノズルから排出された温度の比で決まります。最高サイクル温度を上げるために新しい材料が導入されるにつれて、この効率は時間とともに着実に向上してきました。たとえば、最高サイクル温度で動作する高圧タービンブレード用に、金属とセラミックを組み合わせた複合材料が開発されました。^[50]効率は、達成できる全体の圧力比によっても制限されます。サイクル効率はロケットエンジンで最も高く（約 60% 以上）、これは非常に高い燃焼温度を達成できるためです。ターボジェットなどのサイクル効率は、ピークサイクル温度がはるかに低いため、30% 近くになります。

ほとんどの航空機用ガスタービンエンジンの燃焼効率は、海面離陸状態ではほぼ 100% です。高度巡航状態では非線形に 98% まで低下します。空燃比は 50:1 から 130:1 の範囲です。どのタイプの燃焼室でも、空燃比には濃淡の限界があり、それを超えると炎は消えます。濃淡の限界間の空燃比の範囲は、空気速度の増加とともに減少します。空気の質量流量の増加により燃料比が一定値以下に低下すると、炎は消えます。^[51]

エネルギー効率と密接に関連しているが、異なる概念は、推進剤の消費率です。ジェット エンジンの推進剤消費量は、比燃料消費量、比推力、または有効排気速度で測定されます。これらはすべて同じものを測定します。比推力と有効排気速度は厳密に比例しますが、比燃料消費量は他の 2 つに反比例します。

ターボジェットなどの空気吸入エンジンの場合、推進剤は燃料でありエネルギー源であるため、エネルギー効率と推進剤（燃料）効率はほぼ同じです。ロケット工学では、推進剤は排気ガスでもあります。つまり、エネルギーの高い推進剤は推進剤効率が向上しますが、場合によっては実際にはエネルギー効率が低下する可能性があります。

下の表を見ると、ゼネラル・エレクトリックの CF6 ターボファンなどの亜音速ターボファンは、コンコルドのロールスロイス/スネクマ オリンパス 593ターボジェットよりも、1 秒間の推力生成にはるかに少ない燃料しか使用していないことがわかります。ただし、エネルギーは力と距離の積であり、1 秒あたりの距離はコンコルドの方が長かったため、同じ量の燃料でエンジンが実際に生成するパワーは、マッハ 2 ではコンコルドの方が CF6 よりも高かったのです。したがって、移動距離あたりのエネルギーという点では、コンコルドのエンジンの方が効率的でした。

同様の構成のジェット エンジンの推力対重量比は規模によって異なりますが、主にエンジン製造技術によって決まります。特定のエンジンの場合、エンジンが軽いほど推力対重量比は向上し、エンジン重量を支えるために必要な揚力による抗力を補正したり、エンジンの質量を加速したりするために使用する燃料が少なくなります。

次の表からわかるように、ロケット エンジンは一般に、ターボジェット エンジンやターボファン エンジンなどのダクト エンジンよりも推力対重量比がはるかに高くなります。これは主に、ロケットがほぼ例外なく高密度の液体または固体反応物質を使用するため、容積がはるかに小さくなり、ノズルに供給する加圧システムが、同じ性能であればはるかに小型で軽量になるためです。ダクト エンジンは、密度が 2 ～ 3 桁低い空気を扱う必要があり、これにより圧力がはるかに広い領域にかかります。その結果、エンジンをまとめたり、空気圧縮機に使用したりするために、より多くのエンジニアリング材料が必要になります。

プロペラエンジンはジェットエンジンよりも大きな空気の質量流を処理し、より小さな加速度を与えます。空気速度の増加が小さいため、高速飛行時にはプロペラ駆動の航空機に利用できる推力は小さくなります。しかし、低速時には、これらのエンジンは比較的高い推進効率の恩恵を受けます。

一方、ターボジェットは、吸入空気と燃焼燃料の質量流量がはるかに少ない状態で加速しますが、その後、非常に高速で排出されます。ラバルノズルを使用して高温のエンジン排気を加速すると、出口速度が局所的に超音速になることがあります。ターボジェットは、非常に高速で飛行する航空機に特に適しています。

ターボファンは、バイパス空気とコア エンジンからの高温の燃焼生成ガスからなる混合排気を発生します。コア エンジンをバイパスする空気の量とエンジンに流入する空気の量を比較して、ターボファンのバイパス比 (BPR) を決定します。

ターボジェットエンジンはエンジンの出力の全てを使って高温の高速排気ガスジェットの形で推力を生み出すのに対し、ターボファンの低温低速バイパス空気はターボファンシステムによって生み出される総推力の30%から70%を生み出します。^[79]

ターボファンによって生成される純推力（F _N）は次のように展開することもできる：^[80]

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}$

どこ：

ロケットエンジンは排気速度が非常に速いため、高速（極超音速）および高高度に最適です。どのスロットルでも、ロケットモーターの推力と効率は高度が上がるにつれてわずかに向上します（背圧が下がり、ノズル出口面での正味推力が増加するため）。一方、ターボジェット（またはターボファン）では、吸気口に入る空気の密度（およびノズルから出る高温ガス）が低下するため、高度が上がるにつれて正味推力が減少する。ロケットエンジンは、およそマッハ15を超えるとスクラムジェットよりも効率的です。^[81]

スクラムジェットを除いて、ジェットエンジンは吸気システムを持たないため、音速の約半分の速度の空気しか受け入れることができません。遷音速および超音速航空機の吸気システムの役割は、空気を減速させ、圧縮の一部を行うことです。

エンジンの最大高度の制限は可燃性によって決まる。高度が非常に高いと、空気が薄すぎて燃えなくなるか、圧縮後に高温になりすぎる。ターボジェットエンジンの場合、高度約40kmが可能であると思われるが、ラムジェットエンジンの場合は55kmが達成可能かもしれない。スクラムジェットは理論的には75kmを達成できる可能性がある。^[82]ロケットエンジンにはもちろん上限はない。

より低い高度では、より速く飛行するとエンジン前部の空気が圧縮され、空気が非常に熱くなります。上限は通常マッハ5～8程度と考えられています。マッハ5.5を超えると、大気中の窒素が吸気口の高温により反応する傾向があり、かなりのエネルギーを消費するためです。例外はスクラムジェットで、空気の減速を避けるためマッハ15以上を達成できる可能性があり、^[要出典]、ロケットには特に速度制限はありません。

ジェットエンジンから放出される騒音には多くの発生源がある。ガスタービンエンジンの場合、これらにはファン、コンプレッサー、燃焼器、タービン、推進ジェットなどが含まれる。^[83]

推進ジェットは、高速ジェットと周囲の空気との激しい混合作用によって発生するジェット騒音を発生する。亜音速の場合、騒音は渦によって発生し、超音速の場合、マッハ波によって発生する。^[84]ジェットから放射される音響パワーは、600 m/s (2,000 ft/s) までの速度ではジェット速度の 8 乗に応じて変化し、600 m/s (2,000 ft/s) を超えると速度の 3 乗に応じて変化する。^[85]したがって、高バイパス ターボファンなどのエンジンから排出される低速の排気ジェットは最も静かであるが、ロケット、ターボジェット、ラムジェットなどの最高速のジェットは最も騒音が大きい。民間ジェット機の場合、推進ジェット速度が徐々に低下した結果として、ジェット騒音はターボジェットからバイパス エンジンを経てターボファンへと減少している。例えば、バイパスエンジンであるJT8Dのジェット速度は400 m/s（1,450 ft/s）であるのに対し、ターボファンエンジンであるJT9Dのジェット速度は300 m/s（885 ft/s）（コールド）、400 m/s（1,190 ft/s）（ホット）である。^[86]

ターボファンの登場により、非常に特徴的なジェット機の騒音は「バズソー」ノイズと呼ばれる別の音に置き換えられた。その原因は、離陸推力時に超音速ファンブレードの先端から発生する衝撃波である。^[87]

ジェットエンジンの動作部品から適切に熱を伝達することは、エンジン材料の強度を維持し、エンジンの長寿命を確保するために重要です。

2016年以降、ジェットエンジン部品の蒸散冷却技術の開発に関する研究が継続されている。 ^[88]

ジェットエンジンでは、通常、各主要回転セクションに回転速度を監視するための個別のゲージがあります。メーカーやモデルによって異なりますが、ジェットエンジンには、低圧コンプレッサーセクションやターボファンエンジンのファン速度を監視するN _{1ゲージが付いている場合があります。ガスジェネレータセクションはN 2}ゲージで監視され、トリプルスプールエンジンにはN ₃ゲージもあります。各エンジンセクションは数千RPMで回転します。そのため、ゲージは表示と解釈を容易にするために、実際のRPMではなく公称速度のパーセントで調整されます。^[89]

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• ウィキメディア・コモンズのジェットエンジン関連メディア
• ウィクショナリーのジェットエンジンの辞書定義
• ロールスロイス社のジェットエンジンに関するメディア
• ガスタービンエンジンの仕組みに関するHow Stuff Worksの記事
• ジェットエンジンが航空宇宙産業に与える影響
• 軍用ジェットエンジンの歴史の概要、付録 B、pp. 97–120、Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp.、24 ページ、PDF)
• 基本的なジェットエンジンのチュートリアル (QuickTime ビデオ)
• 反応エンジンの仕組みに関する記事
• 航空機用ガスタービンエンジンとその動作：設置エンジニアリング。コネチカット州イーストハートフォード：ユナイテッド・エアクラフト・コーポレーション。1958年2月。 2021年9月29日閲覧。