ジェットエンジン

航空機は一般的に、空気吸入式ジェットエンジンによって推進される。現在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あり、音速に近い速度域で高い効率を発揮する。

ターボジェット

ターボジェットエンジンは、吸気口と圧縮機（軸流式、遠心式、またはその両方）で空気を圧縮し、圧縮空気と燃料を混合し、燃焼器で混合気を燃焼させ、高温高圧の空気をタービンとノズルに通すことで作動するガスタービンエンジンです。圧縮機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取り出します。エンジンは燃料の内部エネルギーをエンジン内を流れるガスの運動量の増加に変換し、推力を発生させます。圧縮機に入る空気はすべて、後述するターボファンエンジンとは異なり、燃焼器とタービンを通過します。 ^{[ 25 ]}

ターボファン

ターボファンエンジンは、ターボジェットエンジンとは異なり、エンジンの前部に補助ファンを備えており、このファンがガスタービンエンジン本体を迂回するダクト内の空気を加速させる。ターボファンエンジンは、中長距離旅客機において主流のエンジンタイプである。

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、高速ではその大きな前面面積により抗力が大きくなります。^{[ 26 ]}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、ファンは小型化されるか、あるいは搭載されない傾向があります。

こうした違いから、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、低バイパス型または高バイパス型に分類されることが多い。低バイパス型ターボファンエンジンのバイパス比は約2:1以下である。

ロケットエンジンは、一種の反動エンジンとして推力の基本的な物理原理を利用しますが、^{[ 32 ]}酸素を供給するために大気を必要としない点でジェットエンジンとは異なります。ロケットは反応質量のすべての構成要素を搭載しています。ただし、定義によってはジェット推進の一種として扱われる場合もあります。^{[ 33 ]}

ロケットは空気を吸わないため、任意の高度や宇宙空間で運用できる。^{[ 34 ]}

このタイプのエンジンは、人工衛星の打ち上げ、宇宙探査、有人宇宙飛行に使用され、 1969年の月面着陸も実現させた。

ロケットエンジンは、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。これは、ロケットエンジン自体が非常に高い推力重量比を持っているためです。

しかし、排気速度が速く、より重く酸化剤を多く含む推進剤を使用するため、ターボファンエンジンよりもはるかに多くの推進剤を消費する。それでも、極めて高速な場合はエネルギー効率が良くなる。

ロケットエンジンの正味推力の近似式は次のとおりです。

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

どこ${\displaystyle F_{N}}$は正味推力です。${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$は特定の衝動であり、${\displaystyle g_{0}}$標準重力です。${\displaystyle {\dot {m}}}$推進剤の流量はkg/sで表されます。${\displaystyle A_{e}}$は排気ノズル出口の断面積であり、${\displaystyle p}$大気圧のことです。

複合サイクルエンジンは、2つ以上の異なるジェット推進原理を同時に利用する。^{[ 36 ]}

ウォータージェット、またはポンプジェットは、水の噴射を利用する船舶推進システムです。機械的な構成としては、ノズル付きダクトプロペラ、または遠心圧縮機とノズルなどが用いられます。ポンプジェットは、ディーゼルエンジンやガスタービンなどの独立したエンジンによって駆動される必要があります。

推進ノズルは高速の排気ジェットを生成します。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。^{[ 37 ]}ノズルを通過する際の全圧力と温度は変化しませんが、ガスの速度が上がるにつれて静的値が低下します。

ノズルに入る空気の速度はマッハ0.4程度と低く、ノズルにつながるダクト内の圧力損失を最小限に抑えるための前提条件となっている。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では海面付近の周囲温度まで低くなる可能性がある。超音速アフターバーナーエンジンでは排気ガス温度1000ケルビンまで、アフターバーナー点火 時には2200ケルビンまで高くなる可能性がある。 ^{[ 38 ]}ノズルに入る圧力は、単段ファンではノズル外の圧力の1.5倍から、マッハ3以上の最速の有人航空機では30倍まで変化する可能性がある。^{[ 39 ]}

収束ノズルは、ガスを局所音速（マッハ1）までしか加速できません。高速飛行を実現するには、さらに大きな排気速度が必要となるため、高速航空機には収束拡散ノズルが必要です。 ^{[ 40 ]}

エンジンの推力は、ガスの静圧がノズルから出るときに周囲圧力に達すると最大になります。これは、ノズル出口面積がノズル圧力比 (npr) に対して適切な値である場合にのみ発生します。npr はエンジンの推力設定と飛行速度によって変化するため、このようなケースはまれです。また、超音速では、外部の機体抵抗とのトレードオフとして、周囲圧力まで内部を完全に膨張させるのに必要な面積よりも発散面積が小さくなります。Whitford ^{[ 41 ]}は、F-16 を例として挙げています。その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、コンプレッサーの作動圧力が決まります。^{[ 42 ]}

試験台などで静止しているジェットエンジンは、燃料を吸い込み推力を発生させます。この効率は、使用する燃料の量と、それを抑制するために必要な力によって判断されます。これが効率の尺度となります。エンジン内部で何かが劣化すると（性能劣化として知られています）^{[ 43 ]}、効率が低下し、燃料が生み出す推力が少なくなるという形で現れます。内部部品に変更を加えて空気/燃焼ガスの流れをスムーズにすると、エンジンの効率が向上し、燃料消費量も少なくなります。さまざまな要因がエンジンの効率にどのような影響を与えるかを評価し、異なるエンジン間で比較できるようにするために、標準的な定義が使用されます。この定義は、比燃料消費量、つまり1単位の推力を発生させるの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、バイパスダクトの凹凸を滑らかにすると空気の流れがよりスムーズになり、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%少なくなることがわかっています。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する。前進速度や航空機システムへのエネルギー供給が効率にどのように影響するかについては、後述する。

エンジンの効率は、主にエンジン内部の運転条件、すなわち圧縮機によって発生する圧力と、最初の回転タービンブレードにおける燃焼ガスの温度によって左右されます。圧力はエンジン内の最高空気圧です。タービンローターの温度はエンジン内で最高温度ではありませんが、エネルギー伝達が行われる最高温度です（燃焼器ではさらに高温になります）。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内をどれだけスムーズに流れるか、コンプレッサーとタービン内の可動通路と固定通路に対して流れがどれだけ適切に整列しているか（入射角として知られる）によってさらに変化します。^{[ 44 ]}最適でない角度、最適でない通路とブレード形状は、境界層の厚みと分離、および衝撃波の形成を引き起こす可能性があります。異なる部分を接続するダクトを通過する際には、流れを遅くすることが重要です（速度が低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換するの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指標によって定量化されます。これらは、熱力学サイクル図上の線として示されます。

エンジン効率、または熱効率^{[ 45 ]}は、$\displaystyle \eta _{th}}$は、熱力学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に依存します。${\displaystyle \eta _{compressor}}$、$\displaystyle \eta _{燃焼}}$そして${\displaystyle \eta _{タービン}}$そして、ダクト内の圧力損失。

エンジンが正常に作動するためには、圧縮空気が必要です。この空気はエンジン専用のコンプレッサーから供給され、二次空気と呼ばれます。二次空気は推力発生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、エンジンの機械的健全性を維持したり、部品の過熱を防いだり、ベアリングからのオイル漏れを防いだりするために使用されます。コンプレッサーから供給されるこの空気の一部だけがタービン流に戻り、推力発生に寄与します。必要な二次空気の量が減れば、エンジンの効率は向上します。例えば、特定のエンジン設計では、冷却流量の必要量がx%減少すると、燃料消費率がy%減少することが知られています。つまり、離陸推力を得るために必要な燃料が少なくなるということです。エンジンの効率が向上します。

上記のすべての考慮事項は、エンジンが単独で作動し、同時に何の役にも立たない、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という基本的なものです。航空機では、エンジンは推力を生み出す潜在能力、つまり燃料の一部をこれらのシステムに供給します。これらの要件は設置損失を引き起こし、^{[ 46 ]}効率を低下させます。エンジンの推力に寄与しない燃料も使用されます。

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、エンジンから放出された後に運動エネルギーが無駄に蓄積されています。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ます。$\displaystyle \eta _{p}}$また、エンジンを再設計してバイパスフローを設け、推進ジェットの回転速度を低くすることで、例えばターボプロップエンジンやターボファンエンジンのように、削減できる可能性がある。同時に前進速度が増加すると、$\displaystyle \eta _{th}}$全体の圧力比を上げることによって。

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。${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$[ ^{47 ]​}

の$\displaystyle \eta _{o}}$飛行速度では、吸気口がエンジンコンプレッサーに空気を渡す前にどれだけ空気を圧縮できるかによって決まります。吸気圧縮比はマッハ3で最大32:1にもなり、エンジンコンプレッサーの圧縮比に加算されて全体の圧力比と$\displaystyle \eta _{th}}$熱力学サイクルの場合。その効率は、吸気における圧力回復または損失の尺度によって定義されます。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ことを興味深い例で示しました。ノースアメリカン XB-70 ヴァルキリーとロッキード SR-71 ブラックバードは、マッハ 3 でそれぞれ約 0.8 の圧力回復を示しました^{[ 48 ] [ 49 ]。}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、複数のショックのシステムによるものです。「アンスタート」中は、効率的なショックシステムが、吸気口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、吸気圧力回復は約 0.3 となり、それに伴い圧力比も低くなります。

マッハ2以上の速度では、推進ノズルは外部後部抗力とのトレードオフとして出口面積が十分に大きくないため、通常は余分な内部推力損失が発生します。^{[ 50 ]}

バイパスエンジンは推進効率を向上させるものの、エンジン内部で独自の損失を生じます。ガス発生器からバイパス気流へエネルギーを伝達するための機械を追加する必要があります。ターボジェットの推進ノズルからの損失は低いものの、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ります。^{[ 51 ]}これらは伝達効率、または伝達効率に含まれる場合があります。$\displaystyle \eta _{T}}$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ます^{[ 52 ] 。 [ 53 ]}また、バイパスダクトと追加の推進ノズルにも追加の圧力損失があります。

ターボファンエンジンの損失発生機構の出現により、エンジン内部で何が起こるかはベネット^{[ 54 ]}によって分離され、例えばガス発生器と伝達機構の間で分離され、${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$。

エネルギー効率（$\displaystyle \eta _{o}}$車両に搭載されるジェットエンジンの主要構成要素は2つあります。

• 推進効率（$\displaystyle \eta _{p}}$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持ち去られるのではなく、どれだけのエネルギーが機体内部に蓄積されるか。
• サイクル効率（$\displaystyle \eta _{th}}$エンジンがジェット機をどれだけ効率的に加速できるか

全体的なエネルギー効率は$\displaystyle \eta _{o}}$は：

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

すべてのジェットエンジンにおいて、排気ジェット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 ]}空気吸入式エンジンの場合、排気速度が車両速度に等しいか、または$\displaystyle \eta _{p}}$1に等しい場合、推力はゼロとなり、正味の運動量変化はありません。^{[ 55 ]}空気吸入式エンジンが高速で移動する場合の式${\displaystyle v}$排気速度${\displaystyle v_{e}}$燃料の流れを無視すると、次のようになる。^{[ 56 ]}

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

そしてロケットの場合：^{[ 57 ]}

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

推進効率に加えて、もう 1 つの要素はサイクル効率です。ジェットエンジンは熱機関の一種です。熱機関の効率は、エンジン内で到達する温度とノズルで排出される温度の比率によって決まります。新しい材料が導入されてより高い最大サイクル温度が可能になったため、これは時間の経過とともに絶えず改善されています。たとえば、金属とセラミックを組み合わせた複合材料が、最大サイクル温度で動作する高圧タービンブレード用に開発されています。^{[ 58 ]}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。ロケットエンジンでは、非常に高い燃焼温度を達成できるため、サイクル効率が最も高くなります (約 60% 以上)。ターボジェットや同様のエンジンでは、ピークサイクル温度がはるかに低いため、サイクル効率は 30% に近い値になります。

海面高度での離陸条件では、ほとんどの航空機ガスタービンエンジンの燃焼効率はほぼ100%です。高度巡航条件では、非線形的に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にも、空燃比にはリッチ限界と弱限界があり、それを超えると炎が消えます。リッチ限界と弱限界の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。空気質量流量の増加により燃料比が一定値以下になると、炎が消えます。^{[ 59 ]}

エネルギー効率と密接に関連している（ただし異なる）概念は、推進剤質量の消費率です。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によって測定されます。これらはすべて同じものを測定しています。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ものと反比例します。^{[ 60 ]}

ターボジェットエンジンなどの空気吸入式エンジンでは、推進剤が燃料でありエネルギー源でもあるため、エネルギー効率と推進剤（燃料）効率はほぼ同じ意味になります。ロケットの場合、推進剤は排気ガスでもあるため、高エネルギー推進剤は推進剤効率は高くなりますが、場合によってはエネルギー効率が低下することもあります。

下の表からわかるように、ゼネラル・エレクトリック社の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/スネクマ社製オリンパス593ターボジェットエンジンに比べて、1秒間の推力発生に必要な燃料がはるかに少ない。しかし、エネルギーは力×距離であり、コンコルドの方が1秒あたりの移動距離が長かったため、同じ燃料量でエンジンが実際に発生させる出力は、マッハ2ではコンコルドの方がCF6よりも高かった。したがって、コンコルドのエンジンは、移動距離あたりのエネルギー効率が高かったと言える。

同様の構成のジェットエンジンの推力重量比はスケールによって変化するが、主にエンジンの構造技術によって決まる。特定のエンジンの場合、エンジンが軽いほど推力重量比は良くなり、エンジンの重量を支えるために必要な揚力による抗力を補償したり、エンジンの質量を加速したりするために必要な燃料が少なくなる。^{[ 76 ]}

以下の表に示すように、ロケットエンジンは一般的に、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重量比がはるかに高い。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、体積がはるかに小さくなり、同じ性能でもノズルに燃料を供給する加圧システムがはるかに小型軽量になるためである。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、そのため圧力がはるかに広い面積に分散される。結果として、エンジン本体や空気圧縮機を固定するために、より多くの材料が必要となる。

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質量流量を処理し、加速は小さくなります。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が利用できる推力は小さくなります。しかし、低速では、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。^{[ 89 ]}

一方、ターボジェットエンジンは、吸入空気と燃焼燃料の質量流量ははるかに小さいものの、それを非常に高速で噴射します。ド・ラバルノズルを用いて高温のエンジン排気を加速する場合、出口速度は局所的に超音速になることがあります。ターボジェットエンジンは、特に超高速で飛行する航空機に適しています。

ターボファンエンジンの排気は、バイパス空気とコアエンジンからの高温燃焼生成ガスが混ざり合った混合排気となる。コアエンジンをバイパスする空気量とエンジンに流入する空気量の比率によって、ターボファンエンジンのバイパス比（BPR）が決まる。

ターボジェットエンジンはエンジンの出力の全てを高温高速排気ガスジェットの形で推力発生に利用するのに対し、ターボファンエンジ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発生する総推力の30%から70%を生み出す。^{[ 90 ]}

ターボファンによって発生する正味推力（F _{N ）は、次のように展開することもできます。} ^{[ 91 ]}

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

どこ：

ロケットエンジンは排気速度が非常に高いため、高速（極超音速）と高高度に最適です。スロットルが一定の場合、ロケットモーターの推力と効率は高度の上昇とともにわずかに向上します（背圧が低下し、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の低下（およびノズルから出る高温ガス）により、正味推力は高度の上昇とともに低下します。ロケットエンジンは、マッハ約15を超える速度ではスクラムジェットよりも効率的です。^{[ 92 ]}

スクラムジェットエンジンを除き、ジェットエンジンは吸気システムがない場合、音速の約半分の速度の空気しか取り込むことができません。遷音速および超音速航空機における吸気システムの役割は、空気の速度を落とし、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ります。非常に高い高度では、空気が薄すぎて燃焼しなくなるか、圧縮後に熱くなりすぎます。ターボジェットエンジンでは約40kmの高度が 可能であると思われますが、ラムジェットエンジンでは55kmまで 到達できる可能性があります。スクラムジェットは理論的には75kmまで到達できる可能性があります 。^{[ 93 ]}ロケットエンジンにはもちろん上限はありません。

比較的低い高度では、飛行速度を上げるとエンジンの前方の空気が圧縮され、空気が著しく加熱されます。通常、上限はマッハ5～8程度と考えられています。マッハ5.5を超えると、吸気口の高温により大気中の窒素が反応し、かなりのエネルギーを消費するためです。ただし、スクラムジェットエンジンは空気の減速を避けるため、マッハ15以上を達成できる場合があり、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発せら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、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。^{[ 94 ]}

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ジェットノイズを発生させます。亜音速の場合は渦によって、超音速の場合はマッハ波によってノイズが発生します。^{[ 95 ]}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 乗に比例し、 600 m/s (2,000 ft/s)を超える速度では速度の 3 乗に比例します。^{[ 96 ]}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放出される低速の排気ジェットは最も静かで、ロケット、ターボジェット、ラムジェットなどの最速のジェットは最もうるさいです。商用ジェット機では、推進ジェット速度の漸進的な低下の結果として、ターボジェットからバイパスエンジン、ターボファンへとジェットノイズが低減されています。例えば、バイパスエンジンであるJT8Dのジェット速度は400m /s（1,450ft /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300m /s（885ft /s）（冷間時）および400m /s（1,190ft /s）（高温時）である。^{[ 97 ]}          

ターボファンの登場により、非常に特徴的なジェット音は「バズソー」音として知られる別の音に置き換わった。その原因は、離陸推力時に超音速ファンブレードの先端で発生する衝撃波である。^{[ 98 ]}

ジェットエンジンの作動部品から適切な熱伝達を行うことは、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非常に重要である。^{[ 99 ]}

2016年以降、ジェットエンジン部品への蒸発冷却技術の開発に関する研究が継続されている。 ^{[ 100 ]}