総圧力比

航空工学において、総圧力比、または総圧縮比は、ガスタービンエンジンのコンプレッサーの前後で測定されたよどみ点圧力の比である。圧縮比と圧力比という用語は互換的に使用される。^[1]総圧縮比は、吸気ラムを含む全体のサイクル圧力比も意味する。 ^[2]

初期のジェット エンジンは、コンプレッサーの構造精度の悪さとさまざまな材料の制限により、圧力比が限られていました。たとえば、第二次世界大戦のユンカース ユモ 004 の全体的な圧力比は 3.14:1 でした。戦後すぐに登場したスネクマ アタールは、これをわずかに改善して 5.2:1 にしました。材料、コンプレッサー ブレードの改良、特に複数の異なる回転速度を持つマルチスプール エンジンの導入により、今日では一般的な、はるかに高い圧力比が実現しました。

現代の民間用エンジンは、一般的に40から55:1の間で作動します。現在最も高いOPRは、ゼネラル・エレクトリックGEnx -1B/75で、巡航高度への上昇終了時（上昇頂点）のOPRは58 、海面での離陸時のOPRは47です。^[3]

一般的に、総圧力比が高いほど効率は高くなりますが、エンジンの重量が重くなるため、妥協が必要です。総圧力比が高いと、より大きな面積比のノズルをジェット エンジンに取り付けることができます。つまり、より多くの熱エネルギーがジェット速度に変換され、エネルギー効率が向上します。これは、エンジンの特定の燃料消費量の向上に反映されます。

GE CatalystのOPRは16:1で熱効率は40%、 Pratt & Whitney GTFは32:1で熱効率は50%、GEnxは58:1で熱効率は58%である。^[4]

現代の設計における圧力比の主な制限要因の 1 つは、圧縮されるときに空気が熱くなることです。空気がコンプレッサー ステージを通過すると、コンプレッサー ブレードに材料破損のリスクをもたらす温度に達することがあります。これは特に最後のコンプレッサー ステージに当てはまり、このステージからの出口温度はエンジン設計の一般的な性能指標です。

軍用エンジンは、加熱負荷が最大になる条件下で作動することを強いられることが多い。たとえば、ジェネラル・ダイナミクスの F-111 アードバークは、海面でマッハ 1.1 の速度で作動する必要がありました。こうした幅広い作動条件と、ほとんどの場合に一般的に古い技術の副作用として、軍用エンジンは一般的に全体的な圧力比が低くなっています。F -111 で使用されたプラット・アンド・ホイットニー TF30 の圧力比は約 20:1 でしたが、ジェネラル・エレクトリック F110やプラット・アンド・ホイットニー F135などの新しいエンジンでは、これが約 30:1 に改善されています。

さらに懸念されるのは重量です。圧縮比が高いということは、エンジンが重くなることを意味し、その結果、運ぶための燃料費がかかります。したがって、特定の構造技術と一連の飛行計画に対して、最適な全体的な圧力比を決定することができます。

この用語を、往復動エンジンに適用されるより一般的な用語である圧縮比と混同しないでください。圧縮比は容積の比率です。オットーサイクル往復動エンジンの場合、充填物の最大膨張はピストン (またはローター) の機械的動作によって制限されるため、圧縮は単にピストンの動作の上下におけるシリンダーの容積を比較するだけで測定できます。同じことは、動作と構造上の考慮事項が制限要因となる「オープンエンド」ガスタービンには当てはまりません。ただし、これら 2 つの用語は、どちらも同じクラスの他のエンジンと比較して全体的な効率を迅速に判断する方法を提供するという点で似ています。

エンジン圧力比(EPR) は OPR とは異なり、OPR は吸入圧力をコンプレッサーから排出される空気の圧力と比較し、常に 1 より大きくなります (多くの場合、1 より大きくなります)。一方、EPR は吸入圧力をエンジンの排気管の圧力 (つまり、空気が燃焼に使用され、エンジンのタービン ホイールにエネルギーが渡された後) と比較し、低出力設定では 1 より小さくなることがよくあります。

ロケットエンジンの効率をほぼ同等に表す指標は、チャンバー圧力/出口圧力であり、この比率はスペースシャトルのメインエンジンでは 2000 を超えることがあります。

• ブレイトンサイクル
• カルノーサイクル
• 圧縮比
• エンジン圧力比（EPR）