ターボジェット

ターボジェットは、航空機によく使われる空気吸入式のジェットエンジンです。ガスタービンと推進ノズルで構成されています。ガスタービンには、入口ガイドベーンを含む空気入口、コンプレッサー、燃焼室、およびタービン（コンプレッサーを駆動する）があります。コンプレッサーからの圧縮空気は、燃焼室で燃料を燃やして加熱され、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生み出します。^[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、このコンセプトを独立して実用的なエンジンに開発しました。

ターボジェットは低速では効率が悪いため、航空機以外の乗り物ではその有用性が限られています。ターボジェット エンジンは、航空機以外の乗り物、特に陸上速度記録の試みに動力を供給するために、まれに使用されています。乗り物が「タービン駆動」される場合、これは通常、回転出力シャフトを駆動するために追加のタービンが使用されるガスタービン エンジンの発展形であるターボシャフトエンジンの使用によるものです。これらはヘリコプターやホバークラフトでよく使用されます。

ターボジェットは、初期の超音速戦闘機から多くの第三世代戦闘機まで幅広く使用されており、MiG-25は最新のターボジェット戦闘機として開発された。ほとんどの戦闘機は超音速飛行にほとんど時間を費やさないため、第4世代戦闘機（およびF-111やホーカー・シドレー・ハリアーなどの第三世代後期戦闘機の一部）とその後の設計では、より効率的な低バイパスターボファンを搭載し、アフターバーナーを使用して排気速度を上げて超音速飛行を爆発的に増やしている。ターボジェットは、長時間超音速飛行する必要があったコンコルドやTu-144の長距離型で使用された。ターボジェットは、排気速度が高く、前面面積が小さく、比較的単純であるため、 中距離巡航ミサイルでは今でも一般的である。

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・ギヨームによって申請されました。^[2]彼のエンジンは軸流ターボジェットになる予定でしたが、当時の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、実現しませんでした。^[3]

1928年、イギリス空軍士官学校クランウェル校の士官候補生^[4] 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。1929年10月、彼はアイデアをさらに発展させた。^[5] 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）。^[6]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ていた。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」）でAAグリフィスが提案したアイデアによって可能になった。ホイットルはその後、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。ホイットルのエンジンは、1937年4月12日に稼働した最初のターボジェット、 Power Jets WUであった。ホイットルのチームは、最初の始動の試みで、燃料供給が遮断されているにもかかわらず、エンジンが比較的高速で制御不能に加速したため、パニックに近い状態になりました。その後、始動前の運転チェック中に燃料が燃焼室に漏れて溜まり、漏れた燃料がすべて燃え尽きるまでエンジンの加速が止まらないことが判明しました。ホイットルは政府にこの発明に興味を持ってもらうことができず、開発はゆっくりとしたペースで続きました。

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ました。ホイットルの遠心流エンジンとは対照的に、彼の設計である軸流エンジンは、1950年代までにほとんどのメーカーに採用されました。^{[7] [8]}

1939年8月27日、フォン・オハインの設計によるハインケルHe178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。この機は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。^[9]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」、または「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。この機はホイットルジェットエンジンの飛行テスト用に設計され、グロスター・ミーティアの開発につながった。^[10]

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、第二次世界大戦の終わり頃の1944年に就役し、Me 262 は4月に、グロスター ミーティアは7月に就役しました。第二次世界大戦で戦闘に参加したのは約15機のみでしたが、Me 262は最大1400機が製造され、そのうち300機が戦闘に参加し、ジェット機による最初の地上攻撃と空中戦での勝利をもたらしました。^{[11] [12] [13]}

空気は吸気口から回転コンプレッサに吸い込まれ、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って膨張し、そこで動力が抽出されてコンプレッサを駆動します。タービンから排出されるガスにはまだかなりのエネルギーが含まれており、推進ノズルで高速ジェットに変換されます。

最初のターボジェットは、遠心圧縮機（ハインケル HeS 3など）または軸流圧縮機（ユンカース Jumo 004など）を使用しており、直径は小さいがエンジンは長くなった。ピストン エンジンで使用されていたプロペラを高速排気ジェットに置き換えることで、航空機の速度を上げることができた。

ターボジェットエンジンが最後に使用された機体の一つが、オリンパス593エンジンを搭載したコンコルドである。しかし、ロールスロイス社とスネクマ社による593コアを使用した第二世代SSTエンジンの共同研究は、コンコルドが就航する3年以上前に行われていた。彼らは、離陸性能と巡航性能を向上させるために、バイパス比を0.1から1.0に設定したバイパスエンジンを評価した。^[14] それでも、593はコンコルド計画のすべての要件を満たしていた。^[15] 1964年に行われたマッハ2.2のコンコルド設計の推定では、ガロン当たりマイル数で表した超音速旅客機の航続距離のペナルティは、マッハ0.85の亜音速旅客機（ボーイング707、DC-8）と比較して比較的小さいことが示された。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大部分相殺されるためである（エンジン効率は、圧縮機の圧力上昇に加えられるラム圧の上昇によって増加し、機体の速度が上昇すると排気ジェットの速度に近づき、推進効率が増加する）。^[16]

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。飛行速度が速いことに加え、ターボジェットは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%を超えるディスパッチ信頼性評価を示した。ジェット以前の民間航空機は、飛行中の故障に対する懸念から、最大4つのエンジンを搭載して設計された。海外への飛行経路は、着陸場から1時間以内に飛行機が到着するように計画され、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エンジンまたは2エンジンの設計が可能になり、より直接的な長距離飛行が可能になった。^[17]

耐熱合金は逆の顕著な特徴で、ジェットエンジンの進歩を妨げた重要な技術でした。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、クリープ破損やブレードのその他の損傷のため、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りました。しかし、英国のエンジンは、オーバーホールなしで長時間使用できるニモニック合金を使用しており、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は^[18]、1949年までにはデハビランド 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ました。 ^[19]他の国が超合金技術によって経済的に実用的なエンジンを製造できるようになったのは、1950年代になってからでした。 ^[20]

初期のドイツ製ターボジェットは、タービンに適した高温材料が不足していたため、稼働時間に大きな制限がありました。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耐久性を向上させました。ウェランドは当初80時間の型式認定を受けていましたが、テストで500時間の稼働が達成された結果、オーバーホール間の稼働時間が150時間に延長されました。^[21]

アメリカのゼネラル・エレクトリックは、第二次世界大戦中にターボ過給機に使用され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。 ^[22]

水噴射は、タービンの許容入口温度によって推力が制限されていた初期のターボジェットで、通常は離陸時に推力を高めるためによく使われていた方法でした。水は温度制限時に推力を高めましたが、完全燃焼を妨げ、非常に目立つ煙の跡を残すことが多かったのです。

タービンの許容入口温度は、優れた合金やコーティングの導入、およびブレード冷却設計の導入と効果の増大により、時間の経過とともに着実に上昇してきました。初期のエンジンでは、始動時や最大推力設定時に、パイロットがタービンの温度制限を監視し、回避する必要がありました。自動温度制限が導入されたのは、パイロットの作業負荷を軽減し、過熱によるタービンの損傷の可能性を減らすためです。

ノーズ ブレットは、補助ドライブの前の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ターボジェットのコンポーネントです。

吸入口またはチューブは、コンプレッサーの前に設置して、回転するコンプレッサーブレードに流入する空気をスムーズに導くために必要です。古いエンジンには、動いているブレードの前に固定されたベーンがありました。これらのベーンは、空気をブレードに導くのにも役立ちました。ターボジェット エンジンに流入する空気は、航空機自体の速度に関係なく、常に亜音速です。

吸気口は、許容範囲内で圧力の変動が小さく（歪みと呼ばれる）、途中でのエネルギー損失が可能な限り少ない（圧力回復と呼ばれる）状態でエンジンに空気を供給する必要があります。吸気口でのラム圧の上昇は、推進システムの全体的な圧力比と熱効率に対する吸気口の貢献です。

高速では、吸気口が圧縮機段よりも高い圧縮率を生み出すため、吸気口の重要性が増します。よく知られている例としては、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、これらのシステムでは、吸気口とエンジンの合計圧縮率の寄与は、マッハ 2 では 63%/8% ^[23]、マッハ 3 以上では 54%/17% ^{[24]でした。吸気口は、}ロッキード C-141 スターリフターに搭載されたプラット & ホイットニー TF33ターボファンの「長さゼロ」^{[25]から、}ノースアメリカン XB-70 ヴァルキリーの 65 フィート (20 m) の長さの 2 つの吸気口までさまざまで、それぞれが 3 つのエンジンに約 800 ポンド/秒 (360 kg/秒) の吸気流量を供給しています。

タービンはコンプレッサーを高速で回転させ、空気の流れにエネルギーを加えながら、空気を小さな空間に押し込みます (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、回転速度が速くなります。(大型の) GE90-115Bファンは約 2,500 RPM で回転し、小型のヘリコプター エンジン コンプレッサーは約 50,000 RPM で回転します。

ターボジェットは、環境制御システム、防氷、燃料タンクの加圧など、さまざまなサブシステムの動作のために、コンプレッサーから航空機にブリードエアを供給します。エンジン自体は、稼働し続けるためにさまざまな圧力と流量の空気を必要とします。この空気はコンプレッサーから供給され、これがないと、タービンが過熱し、潤滑油がベアリングキャビティから漏れ、ローター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形成されます。コンプレッサー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リング、防氷、およびローターの軸方向負荷によるスラストベアリングの早期摩耗の防止に使用されます。航空機にブリードエアを供給すると、圧縮されているためエンジンの効率が低下しますが、推力の生成には寄与しません。

ターボジェットで使用されるコンプレッサーのタイプは、通常、軸流式または遠心式です。初期のターボジェット コンプレッサーの圧力比は最大約 5:1 と低かったです。コンプレッサーを 2 つの別々に回転する部分に分割し、入口ガイド ベーンとステーターに可変ブレード角度を組み込み、コンプレッサーから空気を抜くなどの空気力学的改良により、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。コンプレッサーを出た空気は、燃焼室に入ります。

燃焼器内の燃焼プロセスは、ピストン エンジンの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。ターボジェットでは、空気と燃料の混合物が燃焼器内で燃焼し、圧力上昇のない連続的な流動プロセスでタービンに流れ込みます。代わりに、燃焼器内で小さな圧力損失が発生します。

燃料と空気の混合気は、低速の空気中でのみ燃焼するため、燃料ノズルによって逆流領域が維持され、一次領域でほぼ化学量論的に燃焼します。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下がります。タービンの温度制限内に維持するには、全体的に希薄な混合気が必要であるため、通常、燃焼に使用される空気は 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します。タービンの代表的な材料にはインコネルやナイモニックがあります。^[26]エンジン内で最も高温のタービンベーンとブレードには内部冷却通路があります。コンプレッサーからの空気はこれらの通路を通過し、金属温度を制限範囲内に保ちます。残りの段階では冷却は必要ありません。

最初の段階では、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、高温のガス流の衝撃によって回転します。後の段階は、ガスを加速する収束ダクトです。エネルギーは、コンプレッサーでのエネルギー伝達とは逆の方法で運動量交換によってシャフトに伝達されます。タービンによって発生した電力は、コンプレッサーと、アクセサリ ギアボックスによって駆動される燃料、オイル、油圧ポンプなどのアクセサリを駆動します。

タービンの後、ガスは排気ノズルを通って膨張し、高速ジェットを生成します。収束ノズルでは、ダクトは徐々に狭くなり、喉部に達します。ターボジェットのノズル圧力比は、推力設定が高いとノズルが詰まるほど高くなります。

ただし、収束-発散型ラバルノズルが取り付けられている場合は、発散部（流れ面積が増加する）により、ガスは発散部内で超音速に達することができます。その結果、排気速度が上昇し、追加の推力が生成されます。

ターボジェットでは、水/メタノール噴射またはアフターバーニングによって推力が増加するのが最も一般的でした。一部のエンジンでは両方の方法を採用していました。

1941年にパワージェットW.1で液体噴射がテストされ、最初はアンモニアが使用され、その後水、さらに水メタノールに変更されました。グロスターE.28/39でこの技術を試すためのシステムが考案されましたが、装備されることはありませんでした。^[27]

アフターバーナーまたは「再熱ジェットパイプ」は、タービンの排気ガスを再加熱するために追加された燃焼室です。燃料消費量は非常に高く、通常、メインエンジンの 4 倍です。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 の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、実験的な弾道宇宙船スペースシップワンの運搬機であるスケールド コンポジッツのホワイト ナイトもアフターバーナーを使用しています。

リヒートは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された。^[28]

ターボジェットの純推力は次のように表される: ^{[29] [30]}${\displaystyle F_{N}\;}$

${\displaystyle F_{N}=({\dot {m}}_{空気}+{\dot {m}}_{f})V_{j}-{\dot {m}}_{空気}V}$

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」されていると言われる。ノズルがチョークされている場合、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追加の項を追加する必要がある。^[31]

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。^[29]ノズルの総推力に対する燃料の寄与を無視すると、純推力は次のようになる。

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{air}(V_{j}-V)}$

機体に正味の前進推力を与えるには、ジェット機の速度が航空機の真対気速度を超えなければならない。速度は断熱膨張に基づいて熱力学的に計算できる。^[32]${\displaystyle V_{j}\;}$${\displaystyle V\;}$${\displaystyle V_{j}\;}$

ターボジェットの動作は、ブレイトンサイクルによって近似的にモデル化されます。

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、より高温のコンプレッサ材料が必要となり、タービン入口温度を上げることで向上し、より優れたタービン材料および/または改良されたベーン/ブレード冷却が必要となる。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する。これらの損失は、コンプレッサとタービンの効率およびダクトの圧力損失によって定量化される。ガスタービンから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する場合、タービンの温度を上げるとジェット速度が上昇する。通常の亜音速では、これにより推進効率が低下し、全体的な損失が生じ、燃料消費量、つまりSFCの増加に反映される。^[33]しかし、超音速航空機の場合、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つである。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、安全性と有効性を高めるために開発されている新しいモデルが求められています。^[34]

• エアスタートシステム
• 外骨格エンジン
• ジェットカー
• タービンエンジンの故障
• RAE におけるターボジェットの開発
• 可変サイクルエンジン

• Springer, Edwin H. (2001)。「ターボチャージャー付きターボジェットエンジンの構築」。ターボジェット テクノロジーズ。

• 世界初のジェット機パイロット、エーリッヒ・ヴァルジッツ：貴重なビデオ（ハインケル He 178）と音声解説付き
• NASAレシプロエンジンの説明：ソフトウェアモデルを含む
• ジェット推進の可能性: 1920 年代と 1930 年代の実験設計に関する議論を含む 1941 年の調査。
• ホイットル パワー ジェット ペーパー – ケンブリッジ大学ピーターハウスのアーカイブから、ホイットルの往復エンジンの開発に関する書簡がケンブリッジ デジタル ライブラリに収められています。
• [1]