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ターボジェットは、航空機で一般的に使用される空気吸入式ジェットエンジンです。推進ノズルを備えたガスタービンで構成されています。ガスタービンには、入口案内羽根を含む空気入口、圧縮機、燃焼室、およびタービン（圧縮機を駆動する）があります。圧縮機からの圧縮空気は、燃焼室で燃料を燃焼させることによって加熱され、タービンを通って膨張します。タービンの排気は、推進ノズルで膨張し、高速に加速されて推力を発生させます。[ 1 ] 1930年代後半、イギリスのフランク・ホイットルとドイツのハンス・フォン・オハインの2人のエンジニアが、それぞれ独立してこの概念を実用的なエンジンに発展させました。 [ 2 ]
ターボジェットエンジンは低速走行時の効率が低いため、航空機以外の乗り物での利用は限られています。航空機以外の乗り物にターボジェットエンジンが使用された例はごくわずかで、主に陸上速度記録への挑戦の際などに用いられました。乗り物が「タービン駆動」である場合、一般的にはターボシャフトエンジンが使用されます。これはガスタービンエンジンの発展型で、追加のタービンを用いて回転する出力軸を駆動します。ヘリコプターやホバークラフトでよく見られます。
ターボジェットエンジンは、初期の超音速戦闘機、特に第3世代戦闘機の多くに広く使用され、MiG-25は開発された最新のターボジェットエンジン搭載戦闘機です。ほとんどの戦闘機は超音速で飛行する時間が短いため、第4世代戦闘機（ F-111やホーカー・シドレー・ハリアーなどの第3世代戦闘機の後期型も含む）およびそれ以降の設計では、より効率的な低バイパスターボファンエンジンが使用され、アフターバーナーを使用して排気速度を上げて瞬間的に超音速飛行を行います。ターボジェットエンジンは、長時間超音速で飛行する必要があったコンコルドやTu-144の長距離型に使用されました。ターボジェットエンジンは、排気速度が高く、前面投影面積が小さく、構造が比較的単純であることから、中距離巡航ミサイルでは現在でも一般的です。
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年にフランス人のマキシム・ギヨームによって出願された。[ 3 ]彼のエンジンは軸流ターボジェットとなる予定だったが、圧縮機の技術水準を大幅に上回る進歩が必要だったため、製造されることはなかった。[ 4 ]
1928 年、イギリス空軍クランウェル大学の士官候補生[ 5 ]フランク・ホイットルは、ターボジェットに関するアイデアを正式に上官に提出した。1929 年 10 月、彼はそのアイデアをさらに発展させた。[ 6 ] 1930 年 1 月 16 日、ホイットルはイギリスで最初の特許を申請した (1932 年に取得)。[ 7 ]この特許は、片側遠心圧縮機に空気を供給する 2 段軸流圧縮機を示した。実用的な軸流圧縮機は、1926 年の画期的な論文 (「タービン設計の空力理論」) におけるAA グリフィスのアイデアによって可能になった。ホイットルは後に、さまざまな実用的な理由から、より単純な遠心圧縮機のみに集中した。ホイットルエンジンは、1937 年 4 月 12 日に稼働した最初のターボジェット、パワー ジェッツ WUであった。これは液体燃料であった。ウィットルのチームは、最初の始動試行時に燃料供給が遮断されたにもかかわらずエンジンが制御不能なほど高速で加速したため、パニック寸前の状態に陥った。その後、始動前のエンジン点検中に燃料が燃焼室に漏れ出し、溜まっていたことが判明した。そのため、漏れた燃料がすべて燃焼し尽くされるまでエンジンは加速を止めなかった。ウィットルは政府の関心を引くことができず、開発は遅々として進まなかった。
ドイツでは、ハンス・フォン・オハインが1935年に同様のエンジンの特許を取得した。ホイットルの遠心流エンジンとは対照的に、彼の設計した軸流エンジンは、1950年代までにほとんどのメーカーに採用された。[ 8 ] [ 9 ]
1939年8月27日、フォン・オハインの設計によるハインケルHe 178は、ターボジェットエンジンの推力で飛行した世界初の航空機となった。テストパイロットのエーリッヒ・ヴァルジッツが操縦した。[ 10 ]グロスターE.28/39（「グロスター・ホイットル」、「グロスター・パイオニア」、「グロスターG.40」とも呼ばれる）は、1941年にイギリス初のジェットエンジン飛行を行った。ホイットルジェットエンジンの飛行試験用に設計され、グロスター・ミーティアの開発につながった。[ 11 ]
最初の2機の運用可能なターボジェット機、メッサーシュミット Me 262とグロスター ミーティアは、第二次世界大戦末期の1944年に就役し、Me 262は4月に、グロスター ミーティアは7月に就役した。ミーティアは第二次世界大戦で約15機しか実戦投入されなかったが、Me 262は最大1400機生産され、300機が実戦投入され、ジェット機による初の地上攻撃と空中戦での勝利を収めた。[ 12 ] [ 13 ] [ 14 ]
空気は吸気口から回転式圧縮機に吸い込まれ、燃焼室に入る前に高圧に圧縮されます。燃料は圧縮空気と混合され、燃焼器内で燃焼します。燃焼生成物は燃焼器から出てタービンを通過し、そこで圧縮機を駆動するための動力が抽出されます。タービン出口ガスには依然として相当量のエネルギーが含まれており、それが推進ノズルで高速ジェットに変換されます。
初期のターボジェットエンジンは、遠心式圧縮機（ハインケル HeS 3など）または軸流式圧縮機（ユンカース Jumo 004など）を使用しており、直径は小さいものの、全長は長くなっていた。ピストンエンジンで使用されていたプロペラを高速の排気ジェットに置き換えることで、航空機の速度を向上させることが可能になった。
ターボジェットエンジンの最後の用途の 1 つは、オリンパス 593エンジンを使用したコンコルドでした。しかし、ロールス ロイスとスネクマによる 593 コアを使用した第 2 世代 SST エンジンの共同研究は、コンコルドが就航する 3 年以上前に行われました。彼らは、離陸と巡航性能を向上させるために、バイパス比が 0.1 ～ 1.0 のバイパス エンジンを評価しました。[ 15 ] それにもかかわらず、593 はコンコルド プログラムのすべての要件を満たしました。[ 16 ] 1964 年にコンコルドの設計について行われたマッハ 2.2 での推定では、超音速旅客機の航続距離の損失は、マッハ 0.85 の亜音速旅客機 (ボーイング 707、DC-8) と比較して、マイル/ガロンの観点からは比較的小さいことが示されました。これは、抗力の大幅な増加が動力装置の効率の向上によってほぼ相殺されるためである（エンジンの効率はラム圧の上昇によって向上し、それが圧縮機の圧力上昇に加算され、航空機の速度が排気ジェットの速度に近づくことで推進効率が向上する）。[ 17 ]
ターボジェットエンジンは、民間航空に大きな影響を与えた。ターボジェットは、飛行速度を速めるだけでなく、ピストンエンジンよりも信頼性が高く、一部のモデルでは99.9%を超える運航信頼性評価を達成した。ジェット機以前の民間航空機は、飛行中の故障への懸念から、最大4基のエンジンを搭載して設計されていた。海外の飛行経路は、着陸地点から1時間以内に飛行機が到着するように設定されていたため、飛行時間が長くなった。ターボジェットによる信頼性の向上により、3基または2基のエンジン設計が可能になり、より直接的な長距離飛行が可能になった。[ 18 ]
高温合金は逆の突出部であり、その未完成の開発がジェットエンジンの進歩を阻害した重要な技術であった。1930年代と1940年代に製造された英国以外のジェットエンジンは、クリープ故障やその他のブレードの損傷のため、10時間または20時間ごとにオーバーホールする必要があった。しかし、英国のエンジンはニモニック合金を使用しており、オーバーホールなしで長期間使用できた。ロールス・ロイス・ウェランドやロールス・ロイス・ダーウェントなどのエンジン[ 19 ]、そして1949年までにデ・ハビランド・ゴブリンは、メンテナンスなしで500時間の型式試験を受けた[ 20 ] 。超合金技術によって他の国々が経済的に実用的なエンジンを生産できるようになったのは1950年代になってからだった[ 21 ]。
初期のドイツ製ターボジェットエンジンは、タービンに適した高温材料が不足していたため、運転できる時間に厳しい制限があった。ロールス・ロイス・ウェランドなどのイギリス製エンジンは、より優れた材料を使用しており、耐久性が向上していた。ウェランドは当初80時間の型式認証を受けていたが、試験で500時間の運転が達成された結果、オーバーホール間隔が150時間に延長された。[ 22 ]
アメリカのゼネラル・エレクトリック社は、第二次世界大戦中にターボ過給機に使用されていた高温材料に関する経験があったため、ジェットエンジン事業に参入するのに有利な立場にあった。 [ 23 ]
水噴射は、初期のターボジェットエンジンでは、タービン入口温度の許容値によって推力が制限されていたため、通常は離陸時に推力を増加させるためによく用いられた方法であった。水は温度限界で推力を増加させたが、完全燃焼を妨げ、しばしば非常に目立つ煙の軌跡を残した。[ 24 ]
タービン入口の許容温度は、高性能合金やコーティングの導入、そしてブレード冷却設計の導入とその効果の向上に伴い、年々着実に上昇してきました。初期のエンジンでは、パイロットはタービン温度の上限を監視し、それを超えないようにする必要がありました。これは通常、始動時や最大推力設定時に見られました。パイロットの作業負荷を軽減し、過熱によるタービン損傷の可能性を低減するために、自動温度制限が導入されました。
ノーズバレットは、ターボジェットエンジンの構成部品であり、吸気口に空気を送り込み、補機駆動装置の前方に配置し、スターターモーターを収容する役割を果たす。
圧縮機の前には、流入する空気を回転する圧縮機ブレードにスムーズに導くための吸気口（またはチューブ）が必要です。旧型のエンジンでは、回転するブレードの前に固定式の羽根が設けられていました。これらの羽根も、空気をブレードに導く役割を果たしていました。ターボジェットエンジンに流入する空気は、航空機の速度に関わらず、常に亜音速です。
吸気系は、許容範囲内の圧力変動（歪み）で、かつエネルギー損失を最小限に抑えた（圧力回復）空気をエンジンに供給する必要がある。吸気系におけるラム圧上昇は、推進システムの全体的な圧力比と熱効率に対する吸気系の寄与である。
吸気は、コンプレッサー段よりも多くの圧縮を生み出す高速で重要性を増します。よく知られた例としては、コンコルドとロッキード SR-71 ブラックバードの推進システムがあり、マッハ 2 では吸気とエンジンが全体の圧縮に 63%/8% [ 25 ]、マッハ 3 以上では 54%/17% [ 26 ]でした。吸気は、ロッキード C-141 スターリフターのプラット・アンド・ホイットニー TF33ターボファン搭載機の「ゼロ長」 [ 27 ]から、ノースアメリカン XB-70 ヴァルキリーの2 つの65 フィート (20 m)の吸気まで、それぞれが 3 つのエンジンに毎秒約 800 ポンド (360 kg/s)の吸気流量を供給する2 つの吸気まであります。
タービンはコンプレッサーを高速回転させ、空気の流れにエネルギーを加えながら、より小さな空間に圧縮します。空気を圧縮すると、圧力と温度が上昇します。コンプレッサーが小さいほど、回転速度は速くなります。大型のGE90-115Bファンは約2,500回転/分で回転しますが、小型ヘリコプターエンジンのコンプレッサーは約50,000回転/分で回転します。
ターボジェットエンジンは、圧縮機から航空機に抽気を供給し、さまざまなサブシステムの動作に利用します。例えば、環境制御システム、防氷システム、燃料タンクの加圧などが挙げられます。エンジン自体も、動作を維持するためにさまざまな圧力と流量の空気を必要とします。この空気は圧縮機から供給され、これがないとタービンが過熱し、ベアリングキャビティから潤滑油が漏れ、ローターのスラストベアリングが滑ったり過負荷になったり、ノーズコーンに氷が付着したりします。圧縮機からの空気は二次空気と呼ばれ、タービンの冷却、ベアリングキャビティのシール、防氷、そしてローターの軸方向荷重によるスラストベアリングの早期摩耗防止に使用されます。航空機に抽気を供給すると、圧縮されているためエンジンの効率は低下しますが、推力の発生には寄与しません。
ターボジェットで使用される圧縮機の種類は、一般的に軸流式または遠心式でした。初期のターボジェット圧縮機の圧力比は、約 5:1 までと低かった。圧縮機を 2 つの別々に回転する部分に分割したり、入口案内羽根と固定羽根に可変ブレード角度を組み込んだり、圧縮機から空気を抜き出したりするなどの空力的な改良により、後のターボジェットでは全体の圧力比が 15:1 以上になりました。圧縮機を出た空気は燃焼室に入ります。
ターボジェットエンジンにおける燃焼プロセスは、ピストンエンジンにおける燃焼プロセスとは大きく異なります。ピストンエンジンでは、燃焼ガスは小さな容積内に閉じ込められ、燃料が燃焼するにつれて圧力が上昇します。一方、ターボジェットエンジンでは、空気と燃料の混合気が燃焼器内で燃焼し、圧力上昇を伴わずに連続的に流れてタービンへと送られます。その代わりに、燃焼器内でわずかな圧力損失が発生します。
燃料と空気の混合気は、空気の流れが遅い場合にのみ燃焼するため、一次燃焼領域では燃料ノズルによって逆流領域が維持され、ほぼ化学量論的な燃焼が行われます。さらに圧縮空気が導入され、燃焼プロセスが完了し、燃焼生成物の温度がタービンが許容できるレベルまで低下します。タービンの温度制限内に収めるためには全体的に希薄な混合気が必要となるため、通常、燃焼に使用される空気は全体の25%未満です。
燃焼器から出た高温ガスはタービンを通って膨張する。タービンの一般的な材料にはインコネルやニモニックなどがある。[ 28 ]エンジン内で最も高温になるタービンの羽根やブレードには内部冷却通路がある。圧縮機からの空気がこれらの通路を通って金属の温度を制限値内に保っている。残りの段は冷却する必要がない。
第1段階では、タービンは主に衝動タービン（ペルトン水車に類似）であり、高温ガス流の衝撃によって回転します。後段は、ガスを加速させる収束ダクトです。エネルギーは、圧縮機におけるエネルギー伝達とは逆の運動量交換によってシャフトに伝達されます。タービンで発生した動力は、圧縮機や、燃料ポンプ、オイルポンプ、油圧ポンプなどの付属機器を駆動し、これらの機器は付属ギアボックスによって駆動されます。
タービン通過後、ガスは排気ノズルを通って膨張し、高速ジェット流を生成する。収束ノズルでは、ダクトは徐々に狭まり、スロート部に達する。ターボジェットエンジンでは、高推力設定時、ノズル圧力比が十分に高くなるため、ノズルがチョーク状態になる。
しかし、収束・発散型のド・ラバルノズルを装着した場合、発散部（流路面積が増加する部分）によってガスは発散部内で超音速に達する。その結果、排気速度が上昇し、追加の推力が発生する。
アフターバーナー、または「再加熱ジェットパイプ」とは、タービン排気ガスを再加熱するために追加された燃焼室のことです。燃料消費量は非常に多く、通常はメインエンジンの4倍にもなります。アフターバーナーは、ほとんどが軍用機である超音速航空機にのみ使用されています。コンコルドとTu-144という2機の超音速旅客機もアフターバーナーを使用しており、実験用準軌道宇宙船スペースシップワンの母機であるスケールド・コンポジッツ社のホワイトナイトや、実験用超音速航空機であるブーム社のXB-1もアフターバーナーを使用しています。
再加熱装置は1944年にグロスター・ミーティアIのW.2/700エンジンで飛行試験が行われた。[ 29 ]
推力を向上させる方法としては、ターボジェットエンジンでは水／メタノール噴射またはアフターバーナーの使用が最も一般的であった。一部のエンジンでは両方の方法が用いられた。
液体噴射は1941年にパワージェットW.1で試験され、最初はアンモニアが使用され、その後水、そして水メタノールに変更された。グロスターE.28/39でこの技術を試験するためのシステムが考案されたが、搭載されることはなかった。[ 30 ]
正味推力ターボジェットの値は次のように表されます。[ 31 ] [ 32 ]
どこ：
ジェットの速度が音速に等しい場合、ノズルは「チョーク状態」にあると言われます。ノズルがチョーク状態にある場合、ノズル出口面の圧力は大気圧よりも高くなり、圧力推力を考慮するために上記の式に項を追加する必要があります。[ 33 ]
エンジンに入る燃料の流量は、空気の流量に比べて非常に小さい。[ 31 ]ノズルの総推力に対する燃料の寄与を無視すると、正味推力は次のようになる。
ジェット機の速度航空機の真対気速度を超えなければならない機体に正味の前方推力がかかる場合、速度断熱膨張に基づいて熱力学的に計算できる。[ 34 ]
ターボジェットエンジンの動作は、ブレイトンサイクルによって近似的にモデル化される。
ガスタービンの効率は、全体の圧力比を上げることで向上します。そのためには、より高温の圧縮機材料が必要となり、タービン入口温度を上げることで、より優れたタービン材料や、ベーン/ブレードの冷却の改善が必要になります。また、吸気口から推進ノズルまでの流れの損失を減らすことでも向上します。これらの損失は、圧縮機とタービンの効率、およびダクト圧力損失によって定量化されます。ガスタービンの出力が推進ノズルで使用されるターボジェット用途で使用される場合、タービン温度を上げるとジェット速度が増加します。通常の亜音速では、これにより推進効率が低下し、燃料消費量（SFC）の増加に反映されるように、全体的な損失が生じます。[ 35 ]ただし、超音速航空機では、これは有益であり、コンコルドがターボジェットを採用した理由の1つです。ターボジェットシステムは複雑なシステムであるため、そのようなシステムの最適な機能を確保するには、自動化の分野からの最新の知識を実装して制御システムを進化させ、安全性と有効性を向上させる新しいモデルの開発が求められています。[ 36 ]
