ジェットエンジン

ガスのジェットを噴射して推力を生み出す航空機エンジン

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	動圧圧縮機、ファン、燃焼器、タービン、推進ノズル
発明家	フランク・ホイットル、ハンス・フォン・オハイン
発明された	1928年、1935年

離陸中のジェットエンジンから目に見える熱い排気ガスが見える（ジャーマンウィングス エアバス A319-100）

ジェットエンジンは反動エンジンの一種で、加熱されたガス（通常は空気）を高速で噴出させ、ジェット推進によって推力を発生させます。この広義の定義にはロケット推進、ウォータージェット推進、ハイブリッド推進も含まれますが、一般的にはターボジェット、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機関である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空気圧縮機を備え、余剰電力で推進ノズルから推力を得ます。このプロセスはブレイトン熱力学サイクルと呼ばれています。ジェット機は、長距離移動にこのようなエンジンを使用します。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ました。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 ターボファン エンジンを使用しています。これらのエンジンは、長距離飛行において、ピストン式やプロペラ式の航空エンジンよりも高速で、燃料効率に優れています。高速用途向けに作られたいくつかの空気吸入式エンジン (ラムジェットおよびスクラムジェット) 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ます。

典型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年代の115,000 lbf (510 kN) (ゼネラル・エレクトリック GE90ターボファン) へと向上し、信頼性も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回未満へと向上しました。これに加え、燃料消費量の大幅な削減により、 20世紀末までに双発機による大西洋横断飛行が日常的に可能になりました。以前は同様の飛行には複数回の給油が必要でした。^[1]

歴史

ジェットエンジンの原理自体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。ジェット動力の原始的な実証は、 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アイオロスの球にまで遡る。この装置は、2つのノズルから蒸気力を導き、球体をその軸を中心に高速回転させるというものであり、当時は珍奇なものとして捉えられていた。一方、タービンの実用化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やロケット推進システムにまで遡らせています。こうした装置の飛行への応用は、オスマン帝国の兵士ラガーリ・ハサン・チェレビの物語に記録されています。彼は1633年に円錐形のロケットを用いて飛行を達成したと伝えられています。^[2]

空気吸入式ジェットエンジンの初期の試みは、外部動力源でまず圧縮空気を取り出し、それを燃料と混合して燃焼させることでジェット推進力を得るハイブリッド設計でした。第二次世界大戦末期に桜花特攻隊の搭載を目指して開発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、いずれも失敗に終わりました。

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、プロペラの翼端}が音速に近づくにつれて効率は低下します。航空機の性能をこの限界を超えて向上させるには、異なる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あり、エンジン自体から動力を抽出して圧縮機を駆動しました。ガスタービン自体は新しいアイデアではありませんでした。固定式タービンの特許は1791年にイギリスのジョン・バーバーに取得されていました。自己駆動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・エリングによって開発されました。^[4]このようなエンジンは、安全性、信頼性、重量、そして特に持続的な運転の問題により、製造には至りませんでした。

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・ギヨームによって出願されました。^{[5] [6]}彼のエンジンは軸流ターボジェットでしたが、当時の圧縮機技術の水準を大幅に上回る進歩を必要としたため、実現には至りませんでした。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。

1940 年のジェルジ・ジェンドラシクのCS-1ターボプロップ エンジン

ホイットルW.2 /700エンジンは、ターボジェットエンジンを搭載した最初のイギリスの航空機であるグロスターE.28/39とグロスターミーティアに搭載されました。

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フランク・ホイットルは、ターボジェットのアイデアを正式に上司に提出した。^[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年に取得）。^[9]この特許は、片側遠心圧縮機に燃料を供給する2段軸流圧縮機を示した。実用的な軸流圧縮機は、1926年にAAGriffithが発表した画期的な論文（「タービン設計の空気力学的理論」）のアイデアによって実現した。ホイットルは後に、より単純な遠心圧縮機の開発に専念することになる。ホイットルは発明に政府の関心を引くことができず、開発は低調に続いた。

ハインケル He 178、純粋にターボジェットエンジンで飛行する世界初の航空機

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しました。共和党大統領マヌエル・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製造を手配しましたが、スペイン内戦の勃発当初、レレトは水上機基地の防衛に失敗し、数ヶ月後にフランコ政権下のモロッコ軍によって処刑 されました。フランコ政権から隠されていた彼の設計図は、数年後、妻のカルロタ・オニールが刑務所から釈放された際に、マドリードの英国大使館に密かに渡されました。^{[10] [11]}

1935年、ハンス・フォン・オハインはドイツでホイットルの設計に類似した研究を始めた。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]オハインの初めての装置は完全に実験的なもので、外部動力でしか動かなかったが、彼は基本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者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。彼らのその後の設計は、5 kN (1,100 lbf)のガソリン燃料HeS 3に結実し、これはハインケルのシンプルでコンパクトなHe 178機体に搭載され、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・マリーネ空港から初飛行された。これは開発期間としては驚くほど短いものであった。He 178は世界初のジェット機となった。^[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に関する米国特許を出願した。特許番号US2256198で、発明者としてM・ハーンが記載されている。ホイットルの遠心流エンジンとは対照的に、フォン・オハインの軸流エンジンの設計は、1950年代までにほとんどのメーカーに採用された。^{[14] [15]}

ユンカース ユモ004エンジンの断面図

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、軸流式圧縮機をジェットエンジンに導入した。ユモには、航空機用ガスタービン動力装置の番号順序であるRLM 109-0xxで次のエンジン番号「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1944年に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 ）の動力装置として量産が開始された。さまざまな理由からエンジンの実用化が遅れ、戦闘機の登場は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あった。

グロスター・ミーティアF.3。グロスター・ミーティアはイギリス初のジェット戦闘機であり、第二次世界大戦中に連合軍唯一の実戦投入されたジェット機であった。

一方、イギリスではグロスターE28/39が1941年5月15日に初飛行を行い、グロスター・ミーティアが1944年7月にイギリス空軍（RAF）で就役した。これらの機体は、フランク・ホイットルが設立したパワー・ジェッツ社製のターボジェットエンジンを搭載していた。最初の実用化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ヶ月以内に就役した。Me262は4月、グロスター・ミーティアは7月である。第二次世界大戦では、ミーティアが実戦投入されたのはわずか15機であったのに対し、Me262は最大1400機が生産され、そのうち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もたらした。^{[16] [17] [18]}

終戦後、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連合国によって広範囲に研究され、ソ連とアメリカ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影響を受けているという事実に見て取れます。

1950年代までに、ジェットエンジンは貨物機、連絡機、その他の特殊用途を除き、戦闘機のほぼ普遍的なエンジンとなりました。この時点で、英国製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・ジェットライナーといった初期モデルに搭載されていました。1960年代までには、すべての大型民間航空機もジェットエンジンとなり、ピストンエンジンは貨物機などの低コストのニッチな用途に留まりました。

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年代には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できなかった技術革新で、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]

用途

エバレット市に搭載されたJT9Dターボファンジェットエンジン、ボーイング社の747試作機

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。また、ロケットエンジンの形で、模型ロケット、宇宙飛行、軍事ミサイルの動力源としても利用されています。

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り、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、陸上速度記録はターボファンエンジンを搭載したThrustSSCが保持しています。

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動力装置などに頻繁に改造されます。これらは、発電、水力、天然ガス、石油ポンプの駆動、船舶や機関車の推進力として利用されています。産業用ガスタービンは最大50,000軸馬力を発揮します。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といった旧型の軍用ターボジェットエンジンをベースとしています。また、プラット・アンド・ホイットニーJT8D低バイパスターボファンエンジンの派生型もあり、最大35,000馬力を発揮します。

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組み込まれたり、エンジン コアなどの特定のコンポーネントを共有したりすることもあります。

ジェットエンジンの種類

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り前進推力を実現します。

空気呼吸

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。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

ターボジェットエンジン

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、圧縮された空気と燃料を混合し、燃焼器で混合物を燃焼させた後、高温高圧の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。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運動量の増加に変換し、推力を生み出します。後述するターボファンエンジンとは異なり、圧縮機に入るすべての空気は燃焼器とタービンを通過します。 ^[20]

ターボファン

低バイパスターボファンエンジンの動作を示す概略図。

ターボファンは、エンジン前部にファンが追加されている点でターボジェットとは異なり、コアとなる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します。ターボファンは、中距離および長距離旅客機で主流のエンジンです。

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、高速ではその大きな前面面積によりより大きな抗力が発生します。^[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などの航空機では、ファンが小さくなるか、ファンが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、エンジンコアをバイパスする空気の量に応じて、低バイパス型と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のバイパス比は約2:1以下である。

プロップファン

プロップファンエンジンは、ターボプロップとターボファンの特徴を組み合わせたエアブリージングジェットエンジンの一種です。その設計は、中央にガスタービンがあり、これが開放型の二重反転プロペラを駆動します。ターボプロップエンジンではプロペラとエンジンが別々の製品として扱われますが、プロップファンのガス発生器とシュラウドのないプロペラモジュールは高度に統合されており、単一の製品として扱われます。^[要出典]さらに、プロップファンの短く大きくねじれた可変ピッチブレードは、ターボファンエンジンのダクテッドファンブレードを彷彿とさせます。

プロップファンは、ターボファンエンジンの速度と性能をターボプロップエンジンの燃費効率で実現するように設計されています。しかし、燃料費の低さと機内騒音の高さから、初期のプロップファンプロジェクトは中止されました。^[22]プロップファンを搭載した航空機はごくわずかで、アントノフAn-70はプロップファンエンジンのみで飛行した最初の、そして唯一の航空機です。

先進技術エンジン

「先進技術エンジン」という用語は、現代世代のジェットエンジンを指します。^[23]タービンエンジンの原理は、複数のタービンセットが同一速度ではなく、それぞれ最適な速度で回転することで、より効率的に機能するというものです。真の先進技術エンジンはトリプルスプールを備えています。つまり、単一の駆動軸ではなく、3つの駆動軸を備え、3組のブレードが異なる速度で回転するようになっています。中間段階としてツインスプールエンジンがあり、タービンの速度は2種類しか設定できません。

ラム圧縮

ラム圧縮ジェットエンジンは、ブレイトンサイクルを採用している点でガスタービンエンジンに似たエアブリージングエンジンです。しかし、ガスタービンエンジンとラム圧縮エンジンは、吸入空気を圧縮する方法が異なります。ガスタービンエンジンは軸流式または遠心式圧縮機を用いて吸入空気を圧縮しますが、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を利用します。^[24]そのため、ラムエンジンは作動するためにかなりの初期速度が必要です。ラムジェットは、エンジン本体に可動部品がなく、付属部品のみであるため、最も単純なタイプのエアブリージングジェットエンジンと考えられています。^[25]

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。スクラムジェットは超音速燃焼を利用します。さらに高速でも効率が良いため、実際に製造・飛行した機体はほとんどありません。

非連続燃焼

タイプ	説明	利点	デメリット
モータージェット	ターボジェットのように動作しますが、タービンの代わりにピストンエンジンがコンプレッサーを駆動します。	プロペラよりも高い排気速度で、高速時の推力が向上します。	重くて非効率、そしてパワー不足。例：Caproni Campini N.1。
パルスジェット	空気は連続的ではなく断続的に圧縮・燃焼されます。バルブを使用する設計もあります。	非常にシンプルな設計で、V-1飛行爆弾や最近では模型飛行機にも 使用されている。	騒音が大きく、効率が悪く（圧縮比が低い）、大規模にはうまく機能せず、バルブ設計ではバルブがすぐに摩耗する
パルスデトネーションエンジン	パルスジェットに似ていますが、燃焼は爆燃ではなくデトネーションとして発生し、バルブが必要な場合と不要な場合があります。	理論上の最大エンジン効率	騒音が非常に大きく、部品が極度の機械的疲労にさらされ、デトネーションを起こしにくく、現状での使用には実用的ではない

その他のジェット推進方式

ロケット

ロケットエンジンの推進

ロケットエンジンは、反動エンジンの一種であるロケットエンジンと同じ推力の基本的な物理的原理を利用しています^[26]が、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。ロケットエンジンは反動物質の全ての成分を担っています。しかし、一部の定義では、ロケットエンジンをジェット推進の一種として扱っています^[27]。

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作動することができる。^[28]

このタイプのエンジンは、衛星の打ち上げ、宇宙探査、有人宇宙飛行に使用され、 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、それ自体が推力重量比が非常に高いため、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、排気速度が高く、重く酸化剤を多く含む推進剤を使用するため、ターボファンよりもはるかに多くの推進剤を使用します。それでも、超高速ではエネルギー効率は向上します。

ロケットエンジンの正味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、は推進剤流量（kg/s）、は排気ノズル出口の断面積、 は大気圧です。 ${\displaystyle F_{N}}$ ${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$ ${\displaystyle g_{0}}$ ${\displaystyle {\dot {m}}}$ ${\displaystyle A_{e}}$ ${\displaystyle p}$

タイプ	説明	利点	デメリット
ロケット	すべての推進剤と酸化剤を搭載し、推進用のジェットを噴射する[29]	可動部品が非常に少ない。マッハ0からマッハ25以上まで対応可能。超高速（マッハ5.0以上）でも効率的。推力重量比は100以上。複雑な空気取り入れ口は不要。高圧縮比。超高速（極超音速）排気。優れたコスト/推力比。テストが比較的容易。真空中でも作動。実際、大気圏外で最も効果的に作動するため、高速時の機体構造への負担は軽減される。冷却に必要な表面積は比較的小さく、高温の排気流中にタービンは存在しない。超高温燃焼と高膨張比ノズルにより、超高速でも非常に高い効率が得られる。	大量の推進剤を必要とする。比推力は非常に低く、通常100～450秒である。燃焼室の極度の熱応力により、再利用が困難になる場合がある。通常、酸化剤を搭載する必要があり、リスクが高まる。非常に騒音が大きい。

ハイブリッド

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。

タイプ	説明	利点	デメリット
ターボロケット	最大高度を上げるために酸素などの追加の酸化剤を気流に加えるターボジェット	既存の設計に非常に近く、非常に高い高度、広範囲の高度および対気速度で動作します。	対気速度はターボジェットエンジンと同じ範囲に制限されており、LOXのような酸化剤を運ぶのは危険を伴う。単純なロケットよりもはるかに重い。
空気増強ロケット	本質的には、吸入空気を圧縮し、ロケットの排気ガスで燃焼させるラムジェットエンジンである。	マッハ0～マッハ4.5以上（大気圏外でも動作可能）、マッハ2～4で効率良好	低速または大気圏外ではロケットと同様の効率、吸気口の難しさ、比較的未開発で未調査のタイプ、冷却の難しさ、非常に騒音が大きい、推力/重量比はラムジェットと同様。
予冷ジェット/ LACE	吸入空気は、ラムジェットエンジン、ターボジェットエンジン、ロケットエンジンを通過する前に、熱交換器の入口で非常に低い温度まで冷却されます。	地上試験が容易。非常に高い推力重量比（約14）と、マッハ0～5.5以上の広範囲の対気速度域における良好な燃料効率を実現可能。この効率の組み合わせにより、軌道への打ち上げ、単段式ロケット、あるいは超高速かつ長距離の大陸間飛行が可能となる。	実験室での試作段階に過ぎません。例としては、RB545、反応エンジンSABRE、ATREXなどがあります。密度が非常に低い液体水素燃料を必要とし、強力な断熱タンクが必要です。

ウォータージェット

ウォータージェット、またはポンプジェットは、水のジェット噴射を利用する船舶推進システムです。機械的な構成は、ノズル付きダクトプロペラ、または遠心圧縮機とノズルで構成されます。ポンプジェットは、ディーゼルタービンや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。

ポンプジェットの概略図。

タイプ	説明	利点	デメリット
ウォータージェット	水ロケットやジェットボートを推進するために、ノズルを通して後方に水を噴射します。	ボートでは、浅瀬でも走行でき、加速性が高く、エンジン過負荷のリスクがなく（プロペラとは異なり）、騒音と振動が少なく、あらゆるボート速度で操縦性が高く、速度効率が高く、破片による損傷を受けにくく、信頼性が高く、積載の柔軟性が高く、野生生物への害が少ない	低速ではプロペラよりも効率が悪く、より高価で、混入水により船の重量が増し、船がジェット機のサイズよりも重い場合は性能が悪くなります。

一般的な物理原理

すべてのジェットエンジンは反動エンジンであり、比較的高速で流体を後方に噴出させることで推力を発生させます。このジェットを発生させるために必要なエンジン内部の力は、エンジンに強力な推力を与え、機体を前進させます。

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) に貯蔵されている推進剤からジェットを発生させます。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 (通常は空気) を吸入し、それを高速で排出します。

推進ノズル

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。^[30]ノズルを通過する間、全圧力と温度は変化しませんが、ガスの速度が上昇するにつれて、それらの静的値は低下します。

ノズルに流入する空気の速度はマッハ0.4程度と低く、これはノズルに至るダクトにおける圧力損失を最小限に抑えるための前提条件である。ノズルに流入する空気の温度は、巡航高度の冷気下ではファンノズルの場合、海面付近の周囲温度と同程度にまで低下することがある。一方、超音速アフターバーナーエンジンの場合は排気ガス温度の1000ケルビン、アフターバーナー点火時は2200ケルビンまで上昇することもある。^[31]ノズルに流入する圧力は、単段ファンの場合ノズル外の圧力の1.5倍から、マッハ3以上の最高速有人航空機の場合は30倍まで変化する。^[32]

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。高速飛行するには、さらに高い排気速度が必要となるため、高速航空機では収束拡散ノズルが必要となります。 ^[33]

エンジン推力は、ノズルから排出され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）に対して適切な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、この条件が満たされることは稀です。また、超音速では、外部抵抗とのトレードオフとして、発散面積は周囲圧力まで完全に内部膨張するために必要な値よりも小さくなります。Whitford ^[34]はF-16を例に挙げています。膨張不足の他の例としては、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、圧縮機の運転圧力が決まります。^[35]

推力

航空機ジェットエンジンに関するエネルギー効率

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。

試験台の上にある静止状態の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。この効率は、消費する燃料の量と、それを抑制するの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。エンジン内部の何かが劣化すると（性能劣化^[36]と呼ばれる）、効率が低下し、燃料が生み出す推力が減少することに気付きます。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れば、エンジンの効率は向上し、使用する燃料も少なくて済みます。さまざまな要因がエンジン効率にどう影響するかを評価し、異なるエンジン間で比較するために、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のに必要な燃料量と呼ばれます。例えば、特定のエンジン設計では、バイパスダクトのいくつかの突起を滑らかにすると、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%少なくなることが分かっています。この理解は、ジェットエンジン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運転条件、すなわちコンプレッサーによって生成される圧力と、回転するタービンブレードの最初の組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、エネルギー伝達が起こ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内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。^[37]角度が最適でないだけでなく、通路やブレードの形状も最適でないと、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に、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^[38]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、およびダクト圧力損失に依存します。 ${\displaystyle \eta _{th}}$ ${\displaystyle \eta _{compressor}}$ ${\displaystyle \eta _{combustion}}$ ${\displaystyle \eta _{turbine}}$

エンジンが正常に動作するには、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、例えば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。コンプレッサーから取り出された空気の一部だけがタービン流に戻り、推力生成に寄与します。必要な空気量が少しでも削減されると、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、冷却流量の要件を x% 削減すると、特定の燃料消費量がy% 削減されることが分かっています。言い換えれば、例えば離陸推力を得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。

上記のすべての考慮事項は、エンジンが単独で動作し、同時に何も役に立たない状態、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ていない状態の基本です。航空機内では、エンジンはこれらのシステムに電力を供給するために、推力発生能力、つまり燃料の一部を消費しています。これらの要件は設置損失を引き起こし、^[39]効率を低下させます。エンジンは、エンジンの推力に寄与しない燃料を使用しているからです。

最後に、航空機が飛行中、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、あるい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流を発生させ、推進ジェットの速度を低下させることで低減できます。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などです。同時に、前進速度は全体圧力比を増加させることで増加します。 ${\displaystyle \eta _{p}}$ ${\displaystyle \eta _{th}}$

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。^[40] ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

飛行速度は、空気がエンジン コンプレッサーに引き渡される前に、吸気口がどれだけ効率的に空気を圧縮するかによって決まります。吸気口の圧縮比はマッハ 3 で 32:1 にも達することがあり、エンジン 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。吸気口の圧縮比がどれだけ優れているかは、圧力回復、つまり吸気口での損失の程度によって決まります。マッハ 3 の有人飛行は、これらの損失が瞬時に劇的に増加する興味深い例を示しています。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 でそれぞれ圧力回復が約 0.8 でしたが、^{[41] [42]}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、吸気口の先の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、それに応じて圧力比も低くなります。 ${\displaystyle \eta _{o}}$ ${\displaystyle \eta _{th}}$

マッハ2以上の速度では、推進ノズルは出口面積が十分に大きくないため、通常、外部後部抗力とのトレードオフにより内部推力損失が増加します。^[43]

バイパスエンジンは推進効率を向上させるものの、エンジン内部で損失が発生します。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装置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低損失に加え、追加されたタービンとファンの非効率性による損失も発生します。^[44]これらは伝達効率、あるいは伝達効率に含まれる場合があります。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^{[45] 。 [46]}また、バイパスダクトと追加の推進ノズルにも圧力損失が発生します。 ${\displaystyle \eta _{T}}$

ターボファンとその損失を生む機械の出現により、エンジン内部で何が行われているかは、ベネット^[47]によって、例えばガス発生器と移送機械の間で分離され、次のような特徴が生まれました。 ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$

空気吸入式ジェットエンジンおよびロケットエンジンの推進効率（η）の車両速度/排気速度比（v/v _{e ）への依存性。}

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、どれだけが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、機体に戻るか。 ${\displaystyle \eta _{p}}$
• 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において、排気ジェットの速度が機体速度に近づくほど推進効率は最も高くなる。これは残留運動エネルギーが最小となるためである。 ^[a]空気吸入式エンジンの場合、排気速度が機体速度に等しい、つまり1に等しいと、推力はゼロとなり、正味の運動量変化は生じない。^[48]排気速度で速度移動している空気吸入式エンジンの式は、燃料流量を無視すると以下の通りである。^[49] ${\displaystyle \eta _{p}}$ ${\displaystyle v}$ ${\displaystyle v_{e}}$

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

ロケットの場合：^[50]

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

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高め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 HP 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ています。^[51]効率は達成できる全体的な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実現できるためです。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% に近くなります。

動作範囲における航空機ガスタービンの典型的な燃焼効率。

航空機ガスタービンの一般的な燃焼安定性の限界。

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、海面離陸条件ではほぼ100%です。高度巡航条件では、非線形に減少し、98%になります。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、その限界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、空気流速の増加に伴って狭まります。空気流量の増加によって燃料比が一定値を下回ると、炎は消えます。^[52]

ケロシン燃料を使用した各種ジェット機の比推力と速度の関係（水素_燃料では約2倍）。効率は速度とともに急激に低下しますが、より長い距離をカバーします。ジェットエンジン全体の単位距離（1kmまたは1マイルあたり）あたりの効率は速度とはほぼ無関係ですが、超音速では機体の効率が低下します。

燃料または推進剤の消費

エネルギー効率と密接に関連しているものの、異なる概念として、推進剤の消費速度があります。ジェットエンジンにおける推進剤の消費量は、比燃料消費量、比推力、有効排気速度のいずれかで測定されます。これらはすべて同じものを測る指標です。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では、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）効率はほぼ同じ意味を持ちます。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、高エネルギー推進剤は推進剤効率を向上させますが、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。

下の表を見ると、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ことがわかります。しかし、エネルギーは力×距離であり、コンコルドの方が1秒あたりの距離が長かったため、マッハ2において、同じ燃料量でエンジンが実際に生成する出力は、コンコルドの方がCF6よりも高かったのです。つまり、距離あたりのエネルギー効率という点では、コンコルドのエンジンの方が優れていたのです。

真空中のロケットエンジン
モデル	タイプ	最初の 実行	応用	TSFC		I sp （重量比）	I sp （質量比）
				ポンド/ポンドf·h	g/kN·s	s	MS
アビオP80	固形燃料	2006	ベガ第1段階	13	360	280	2700
アビオ ゼフィーロ 23	固形燃料	2006	ベガ第2段階	12.52	354.7	287.5	2819
アビオ・ゼフィーロ 9A	固形燃料	2008	ベガ第3段階	12.20	345.4	295.2	2895
マーリン 1D	液体燃料	2013	ファルコン9	12	330	310	3000
RD-843	液体燃料	2012	ベガ上段	11.41	323.2	315.5	3094
クズネツォフ NK-33	液体燃料	1970年代	N-1F、ソユーズ2-1v第1段	10.9	308	331 [53]	3250
NPOエネルゴマッシュ RD-171M	液体燃料	1985	ゼニット-2M、-3SL、-3SLB、-3Fステージ1	10.7	303	337	3300
LE-7A	極低温	2001	H-IIA、H-IIB第1段階	8.22	233	438	4300
スネクマ HM-7B	極低温	1979	アリアン2、3、4、5 ECA上段​​​​	8.097	229.4	444.6	4360
LE-5B-2	極低温	2009	H-IIA、H-IIB上段	8.05	228	447	4380
エアロジェット ロケットダイン RS-25	極低温	1981	スペースシャトル、SLSステージ1	7.95	225	453 [54]	4440
エアロジェット ロケットダイン RL-10B-2	極低温	1998	デルタIII、デルタIV、SLS上段	7.734	219.1	465.5	4565
ネルバ NRX A6	核	1967				869

再加熱ジェットエンジン、静的、海面
モデル	タイプ	最初の 実行	応用	TSFC		I sp （重量比）	I sp （質量比）
				ポンド/ポンドf·h	g/kN·s	s	MS
ターボユニオン RB.199	ターボファン		竜巻	2.5 [55]	70.8	1440	14120
GE F101-GE-102	ターボファン	1970年代	B-1B	2.46	70	1460	14400
トゥマンスキー R-25-300	ターボジェット		ミグ21bis	2.206 [55]	62.5	1632	16000
GE J85-GE-21	ターボジェット		F-5E/F	2.13 [55]	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	ターボファン		F-16E /F	2.09 [55]	59.2	1722	16890
ハネウェル/ITEC F125	ターボファン		F-CK-1	2.06 [55]	58.4	1748	17140
スネクマ M53-P2	ターボファン		ミラージュ 2000 C/D/N	2.05 [55]	58.1	1756	17220
スネクマ・アタール 09C	ターボジェット		ミラージュIII	2.03 [55]	57.5	1770	17400
スネクマ アタール 09K-50	ターボジェット		ミラージュIV、50、F1	1.991 [55]	56.4	1808	17730
GE J79-GE-15	ターボジェット		F-4E/EJ/F/G、RF-4E	1.965	55.7	1832	17970
サターン AL-31F	ターボファン		Su-27/P/K	1.96 [56]	55.5	1837	18010
GE F110-GE-129	ターボファン		F-16 C/D、F-15 EX	1.9 [55]	53.8	1895	18580
ソロヴィエフD-30F6	ターボファン		MiG-31、S-37/ Su-47	1.863 [55]	52.8	1932	18950
リュルカ AL-21F-3	ターボジェット		Su-17、Su-22	1.86 [55]	52.7	1935	18980
クリモフ RD-33	ターボファン	1974	ミグ29	1.85	52.4	1946	19080
サターン AL-41F-1S	ターボファン		Su-35S/T-10BM	1.819	51.5	1979	19410
ボルボ RM12	ターボファン	1978	グリペンA/B/C/D	1.78 [55]	50.4	2022	19830
GE F404-GE-402	ターボファン		F/A-18C/D	1.74 [55]	49	2070	20300
クズネツォフ NK-32	ターボファン	1980	Tu-144LL、Tu-160	1.7	48	2100	21000
スネクマM88-2	ターボファン	1989	ラファール	1.663	47.11	2165	21230
ユーロジェットEJ200	ターボファン	1991	ユーロファイター	1.66～1.73	47～49 [57]	2080～2170年	20400～21300

ドライジェットエンジン、静止、海面
モデル	タイプ	最初の 実行	応用	TSFC		I sp （重量比）	I sp （質量比）
				ポンド/ポンドf·h	g/kN·s	s	MS
GE J85-GE-21	ターボジェット		F-5E/F	1.24 [55]	35.1	2900	28500
スネクマ・アタール 09C	ターボジェット		ミラージュIII	1.01 [55]	28.6	3560	35000
スネクマ アタール 09K-50	ターボジェット		ミラージュIV、50、F1	0.981 [55]	27.8	3670	36000
スネクマ アタール 08K-50	ターボジェット		シュペルエタンダール	0.971 [55]	27.5	3710	36400
トゥマンスキー R-25-300	ターボジェット		ミグ21bis	0.961 [55]	27.2	3750	36700
リュルカ AL-21F-3	ターボジェット		Su-17、Su-22	0.86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	ターボジェット		F-4E/EJ/F/G、RF-4E	0.85	24.1	4240	41500
スネクマ M53-P2	ターボファン		ミラージュ 2000 C/D/N	0.85 [55]	24.1	4240	41500
ボルボ RM12	ターボファン	1978	グリペンA/B/C/D	0.824 [55]	23.3	4370	42800
RR トゥルボメカ アドゥール	ターボファン	1999	ジャガーの 改造	0.81	23	4400	44000
ハネウェル/ITEC F124	ターボファン	1979	L-159、X-45	0.81 [55]	22.9	4440	43600
ハネウェル/ITEC F125	ターボファン		F-CK-1	0.8 [55]	22.7	4500	44100
PW J52-P-408	ターボジェット		A-4M/N、TA-4KU、EA-6B	0.79	22.4	4560	44700
サターン AL-41F-1S	ターボファン		Su-35S/T-10BM	0.79	22.4	4560	44700
スネクマM88-2	ターボファン	1989	ラファール	0.782	22.14	4600	45100
クリモフ RD-33	ターボファン	1974	ミグ29	0.77	21.8	4680	45800
RRペガサス11-61	ターボファン		AV-8B+	0.76	21.5	4740	46500
ユーロジェットEJ200	ターボファン	1991	ユーロファイター	0.74～0.81	21～23 [57]	4400～4900年	44000～48000
GE F414-GE-400	ターボファン	1993	F/A-18E/F	0.724 [58]	20.5	4970	48800
クズネツォフ NK-32	ターボファン	1980	Tu-144LL、Tu-160	0.72-0.73	20～21	4900～5000	48000～49000
ソロヴィエフD-30F6	ターボファン		MiG-31、S-37/ Su-47	0.716 [55]	20.3	5030	49300
スネクマ・ラルザック	ターボファン	1972	アルファジェット	0.716	20.3	5030	49300
IHI F3	ターボファン	1981	カワサキT-4	0.7	19.8	5140	50400
サターン AL-31F	ターボファン		Su-27 /P/K	0.666-0.78 [56] [58]	18.9～22.1	4620–5410	45300～53000
RR スペイ RB.168	ターボファン		AMX	0.66 [55]	18.7	5450	53500
GE F110-GE-129	ターボファン		F-16 C/D、F-15	0.64 [58]	18	5600	55000
GE F110-GE-132	ターボファン		F-16E /F	0.64 [58]	18	5600	55000
ターボユニオン RB.199	ターボファン		トルネードECR	0.637 [55]	18.0	5650	55400
PW F119-PW-100	ターボファン	1992	F-22	0.61 [58]	17.3	5900	57900
ターボユニオン RB.199	ターボファン		竜巻	0.598 [55]	16.9	6020	59000
GE F101-GE-102	ターボファン	1970年代	B-1B	0.562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	ターボファン		B-52H、NB-52H	0.52 [55]	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	ターボファン		RQ-4、MQ-4C	0.39 [55]	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	ターボファン	1980年代	B-2	0.375 [55]	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	ターボファン	1980年代	U-2S	0.375 [55]	10.6	9600	94000
ゼネラルエレクトリック CF6-50C2	ターボファン		A300、DC-10 -30	0.371 [55]	10.5	9700	95000
GE TF34-GE-100	ターボファン		A-10	0.37 [55]	10.5	9700	95000
CFM CFM56-2B1	ターボファン		C-135、RC-135	0.36 [59]	10	10000	98000
プログレスD-18T	ターボファン	1980	An-124、An-225	0.345	9.8	10400	102000
PW F117-PW-100	ターボファン		C-17	0.34 [60]	9.6	10600	104000
PW PW2040	ターボファン		ボーイング757	0.33 [60]	9.3	10900	107000
CFM CFM56-3C1	ターボファン		737クラシック	0.33	9.3	11000	110000
GE CF6-80C2	ターボファン		744、767、MD -11、A300 / 310 、 C - 5M	0.307-0.344	8.7～9.7	10500～11700	103000～115000
EA GP7270	ターボファン		A380 -861	0.299 [58]	8.5	12000	118000
GE GE90-85B	ターボファン		777 -200/200ER/300	0.298 [58]	8.44	12080	118500
GE GE90-94B	ターボファン		777 -200/200ER/300	0.2974 [58]	8.42	12100	118700
RRトレント 970-84	ターボファン	2003	A380 -841	0.295 [58]	8.36	12200	119700
GE GEnx-1B70	ターボファン		787-8	0.2845 [58]	8.06	12650	124100
RR トレント 1000C	ターボファン	2006	787-9	0.273 [58]	7.7	13200	129000

ジェットエンジン、 巡航
モデル	タイプ	最初の 実行	応用	TSFC		I sp （重量比）	I sp （質量比）
				ポンド/ポンドf·h	g/kN·s	s	MS
	ラムジェット		マッハ1	4.5	130	800	7800
J-58	ターボジェット	1958	マッハ3.2のSR-71 （再加熱）	1.9 [55]	53.8	1895	18580
RR/スネクマ オリンパス	ターボジェット	1966	マッハ2のコンコルド	1.195 [61]	33.8	3010	29500
PW JT8D-9	ターボファン		737 オリジナル	0.8 [62]	22.7	4500	44100
ハネウェル ALF502R-5	GTF		BAe 146	0.72 [60]	20.4	5000	49000
ソロヴィエフ D-30KP-2	ターボファン		Il-76、Il-78	0.715	20.3	5030	49400
ソロヴィヨフ D-30KU-154	ターボファン		Tu-154M	0.705	20.0	5110	50100
RR テイ RB.183	ターボファン	1984	フォッカー 70、フォッカー 100	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-3	ターボファン	1982	チャレンジャー、CRJ100/200	0.69	19.5	5220	51200
GE CF34-8E	ターボファン		E170/175	0.68	19.3	5290	51900
ハネウェル TFE731-60	GTF		ファルコン900	0.679 [63]	19.2	5300	52000
CFM CFM56-2C1	ターボファン		DC-8 スーパー70	0.671 [60]	19.0	5370	52600
GE CF34-8C	ターボファン		CRJ700/900/1000	0.67-0.68	19～19	5300～5400	52000～53000
CFM CFM56-3C1	ターボファン		737クラシック	0.667	18.9	5400	52900
CFM CFM56-2A2	ターボファン	1974	E-3、E-6	0.66 [59]	18.7	5450	53500
RR BR725	ターボファン	2008	G650/ER	0.657	18.6	5480	53700
CFM CFM56-2B1	ターボファン		C-135、RC-135	0.65 [59]	18.4	5540	54300
GE CF34-10A	ターボファン		ARJ21	0.65	18.4	5540	54300
CFE CFE738-1-1B	ターボファン	1990	ファルコン 2000	0.645 [60]	18.3	5580	54700
RR BR710	ターボファン	1995	G. V / G550、グローバルエクスプレス	0.64	18	5600	55000
GE CF34-10E	ターボファン		E190/195	0.64	18	5600	55000
ゼネラルエレクトリック CF6-50C2	ターボファン		A300 B2/B4/C4/F4、DC-10 -30	0.63 [60]	17.8	5710	56000
パワージェット SaM146	ターボファン		スーパージェットLR	0.629	17.8	5720	56100
CFM CFM56-7B24	ターボファン		737 NG	0.627 [60]	17.8	5740	56300
RR BR715	ターボファン	1997	717	0.62	17.6	5810	56900
GE CF6-80C2-B1F	ターボファン		747-400	0.605 [61]	17.1	5950	58400
CFM CFM56-5A1	ターボファン		A320	0.596	16.9	6040	59200
アヴィアドヴィガテル PS-90A1	ターボファン		Il-96 -400	0.595	16.9	6050	59300
PW PW2040	ターボファン		757 -200	0.582 [60]	16.5	6190	60700
PW PW4098	ターボファン		777-300	0.581 [60]	16.5	6200	60800
GE CF6-80C2-B2	ターボファン		767	0.576 [60]	16.3	6250	61300
IAE V2525-D5	ターボファン		MD-90	0.574 [64]	16.3	6270	61500
IAE V2533-A5	ターボファン		A321-231	0.574 [64]	16.3	6270	61500
RRトレント700	ターボファン	1992	A330	0.562 [65]	15.9	6410	62800
RRトレント800	ターボファン	1993	777-200/200ER/300	0.560 [65]	15.9	6430	63000
プログレスD-18T	ターボファン	1980	An-124、An-225	0.546	15.5	6590	64700
CFM CFM56-5B4	ターボファン		A320-214	0.545	15.4	6610	64800
CFM CFM56-5C2	ターボファン		A340-211	0.545	15.4	6610	64800
RRトレント500	ターボファン	1999	A340-500/600	0.542 [65]	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	ターボファン	2014	737 MAX	0.53-0.56	15～16歳	6400～6800	63000～67000
アビアドヴィガテル PD-14	ターボファン	2014	MC-21-310	0.526	14.9	6840	67100
RRトレント900	ターボファン	2003	A380	0.522 [65]	14.8	6900	67600
GE GE90-85B	ターボファン		777-200/200ER	0.52 [60] [66]	14.7	6920	67900
GE GEnx-1B76	ターボファン	2006	787-10	0.512 [62]	14.5	7030	69000
PW PW1400G	GTF		MC-21	0.51 [67]	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1C	ターボファン	2013	C919	0.51	14.4	7100	69000
CFM LEAP-1A	ターボファン	2013	A320neoファミリー	0.51 [67]	14.4	7100	69000
RRトレント7000	ターボファン	2015	A330neo	0.506 [b]	14.3	7110	69800
RRトレント1000	ターボファン	2006	787	0.506 [c]	14.3	7110	69800
RR トレント XWB-97	ターボファン	2014	A350-1000	0.478 [日]	13.5	7530	73900
PW 1127G	GTF	2012	A320neo	0.463 [62]	13.1	7780	76300

推力重量比

同様の構成を持つジェットエンジンの推力重量比は規模によって異なりますが、主にエンジンの製造技術に依存します。特定のエンジンの場合、エンジンが軽量であるほど推力重量比は向上し、エンジン重量を支えるために必要な揚力による抗力の補正、またはエンジン質量の加速に使用される燃料が少なくなります。

下表に示すように、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はるかに高い推力重量比を実現します。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しているためです。これらの反応物質は体積がはるかに小さく、ノズルに供給する加圧システムは、同じ性能であればはるかに小型軽量です。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面積に作用します。その結果、エンジンの保持と空気圧縮機に必要なエンジニアリング材料が増加します。

ジェットエンジンまたはロケットエンジン	質量		推力		推力 重量比
	（kg）	（ポンド）	（kN）	（lbf）
RD-0410原子力ロケットエンジン[68] [69]	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58ジェットエンジン（SR-71ブラックバード）[70] [71]	2,722	6,001	150	34,000	5.2
ロールスロイス/スネクマ オリンパス593 ターボジェットエンジン（コンコルド）[72]	3,175	7,000	169.2	3万8000	5.4
プラット・アンド・ホイットニーF119 [73]	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750ロケットエンジン、3燃料モード[74]	4,621	10,188	1,413	31万8000	31.2
RD-0146ロケットエンジン[75]	260	570	98	2万2000	38.4
ロケットダイン RS-25ロケットエンジン[76]	3,177	7,004	2,278	51万2000	73.1
RD-180ロケットエンジン[77]	5,393	11,890	4,152	93万3000	78.5
RD-170ロケットエンジン	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1（サターンV第一段）[78]	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33ロケットエンジン[79]	1,222	2,694	1,638	36万8000	136.7
マーリン1Dロケットエンジン、フルスラストバージョン	467	1,030	825	185,000	180.1

種類の比較

さまざまなガスタービンエンジン構成の推進効率の比較

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流を扱い、加速も小さくなります。対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航空機が利用できる推力は小さくなります。しかし、低速飛行時には、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にもかかわらず、非常に高速で排出します。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と、出口速度は局所的に超音速に達することがあります。ターボジェットは、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が混合した排気ガスを排出します。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することで、ターボファンのバイパス比（BPR）が決まります。

ターボジェットエンジンはエンジンの出力の全てを高温高速度の排気ガスジェットの形で推力を生み出すために使用しますが、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。^[80]

ターボファンによって生成される正味推力（F _N）は次のように展開される。^[81]

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

どこ：

自分 ​	= コアエンジンからの高温燃焼排気流の質量率
ṁ o	= ターボファンに入る総空気流量の質量率 = ṁ c + ṁ f
ṁ c	= コアエンジンに流入する吸入空気の質量率
ṁ f	= コアエンジンをバイパスする吸入空気の質量率
v f	= コアエンジンの周りをバイパスする空気流の速度
v彼	= コアエンジンからの高温排気ガスの速度
v o	= 総空気吸入速度 = 航空機の真対気速度
BPR	= バイパス比

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）および高高度飛行に最適です。どのスロットルにおいても、ロケットエンジン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、ノズル出口面における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）エンジンでは、吸気口に流入する空気の密度（およびノズルから排出される高温ガス）が低下するため、高度の上昇とともに正味推力は減少します。ロケットエンジンは、マッハ15程度を超えるとスクラムジェットよりも効率が高くなります。^[82]

高度と速度

スクラムジェットを除き、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取り込めません。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、空気を減速させ、圧縮の一部を行うことです。

エンジンの最高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、空気が薄くなりすぎて燃焼しなくなるか、圧縮後に高温になりすぎます。ターボジェットエンジンでは高度約40kmが達成可能と思われますが、ラムジェットエンジンでは55kmが達成可能かもしれません。スクラムジェットエンジンは理論上75kmを達成できる可能性があります。^[83]もちろん、ロケットエンジンには上限はありません。

より低い高度では、より高速で飛行するとエンジン前部の空気が圧縮され、空気が大きく加熱されます。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しやすくなり、かなりのエネルギーを消費するからです。例外としてスクラムジェットがあり、空気の減速を回避できるためマッハ15以上に達することもあります^{[要出典]。}また、ロケットにも特に速度制限はありません。

ノイズ

ジェットエンジンから発生する騒音には多くの発生源があります。ガスタービンエンジンの場合、これにはファン、コンプレッサー、燃焼器、タービン、そして推進ジェットが含まれます。^[84]

推進ジェットは、高速ジェットと周囲の空気の激しい混合作用によってジェット騒音を生じます。亜音速の場合は渦によって騒音が生じ、超音速の場合はマッハ波によって騒音が生じます。^[85]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 乗に応じて変化します。^[86]そのため、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のに対し、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くなります。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ことにより、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きました。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。^[87]

ターボファンの登場により、非常に特徴的なジェット騒音は「バズソー」と呼ばれる別の音に置き換えられました。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す。^[88]

冷却

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。 ^[89]

手術

エアバス A340-300電子集中航空機モニター（ECAM）ディスプレイ

ジェットエンジンでは、通常、主要な回転部それぞれに回転速度を監視するための専用のゲージが備えられています。メーカーやモデルによっては、低圧圧縮機部やターボファンエンジンのファン速度を監視するN1ゲージが備えられている場合もあります。ガス発生器部はN2ゲージで監視される場合があり_、三軸エンジンではN3ゲージも備えている場合があります_。エンジンの各セクションは数千回転/分で回転します。そのため、これらのゲージは、表示と解釈を容易にするために、実際の回転数ではなく、公称速度に対するパーセントで校正されています。^[90]

参照

• エアターボラムジェット
• バランスマシン
• ジェットエンジンの部品
• 吸気運動量抵抗
• ロケットエンジンのノズル
• ロケットタービンエンジン
• 宇宙船の推進
• 推力反転
• RAEにおけるターボジェット開発
• 可変サイクルエンジン
• 水噴射（エンジン）

注記

1. 注：ニュートン力学では、運動エネルギーは系に依存します。運動エネルギーは、速度を機体の重心系と（あまり明白ではありませんが）反作用質量／空気（つまり、離陸開始前の 静止系）で測定すると最も簡単に計算できます。
2. トレント700より10%優れている
3. トレント700より10%優れている
4. オリジナルのトレントエンジンに比べて15％の燃費向上

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外部リンク

• 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
• ジェットエンジンの航空宇宙産業への影響
• 軍用ジェットエンジンの歴史の概要、付録B、97～120ページ、軍用ジェットエンジン調達（ランド社、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。イーストハートフォード、コネチカット州：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。
• 核融合発電ジェットエンジンと飛行機

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