터보팬

시리즈의 일부
항공기 추진
샤프트 엔진: 구동 프로펠러, 로터, 덕트 팬 또는 프로판
내장 서멀 엔진: 피스톤 엔진 디젤 엔진 방켈 엔진 터빈: 터보프롭 터보샤프트 외부 서멀 엔진: 증기 동력 전기 모터: 전기 항공기 클럭워크 드라이브: 인간에 의한
반응 엔진
터빈: 터보젯 터보팬 프롭팬 로켓 추진식 모터젯 펄스젯 무밸브 펄스젯 램젯 스크램젯
v t

터보팬 또는 팬젯은 항공기 추진에 널리 사용되는 공기 호흡 제트 엔진의 한 종류이다."터보팬"이라는 단어는 "터빈"과 "팬"의 합성어입니다. 터보 부분은 ^[1]연소에서 기계적 에너지를 얻는 가스터빈 엔진과 가스터빈의 기계적 에너지를 사용하여 공기를 후방으로 밀어내는 덕트 팬을 의미합니다.따라서 터보제트에 의해 흡수된 모든 공기는 연소실과 터빈을 통과하지만 터보팬에서는 이러한 구성 요소를 우회하는 공기도 있습니다.따라서 터보팬은 덕트 팬을 구동하기 위해 사용되는 터보젯으로 간주할 수 있으며, 이 두 가지가 모두 추력에 기여합니다.

엔진 코어를 바이패스하는 공기의 질량 흐름과 코어를 통과하는 공기의 질량 흐름의 비율을 바이패스 비율이라고 합니다.엔진은 이 두 부분의 결합을 통해 추력을 생성합니다. 팬 추력에 비해 제트 추력을 더 많이 사용하는 엔진을 로우 바이패스 터보팬이라고 하며, 반대로 제트 추력보다 팬 추력을 훨씬 더 많이 사용하는 엔진을 하이 바이패스라고 합니다.오늘날 사용되는 대부분의 상업용 항공 제트 엔진은 하이 바이패스 ^[2][3]타입이고, 대부분의 현대식 군용 전투기 엔진은 로우 ^[4][5]바이패스이다.애프터 버너는 애프터 버너 전에 바이패스 및 코어 혼합이 있는 저바이패스 터보 팬 엔진에 사용됩니다.

현대의 터보팬은 큰 1단 팬 또는 여러 단이 있는 작은 팬을 가지고 있다.초기 구성은 저압 터빈과 팬을 단일 후방 장착 장치에 결합했습니다.

원칙

터보팬은 터보젯의 연료 소비를 개선하기 위해 발명되었다.터보제트에 비해 추진제트의 질량을 늘리고 속도를 낮춤으로써 이를 달성할 수 있습니다.이는 Whittle이 ^[7]처음 구상한 바와 같이 이젝터를 추가하여 점성력을^[6] 사용하는 대신 덕트 팬을 추가하여 기계적으로 이루어집니다.

프랭크 휘틀은 1936년 3월에 제출된 영국 특허 471,368 "항공기의 추진과 관련된 개선사항"을 쓰면서 시속 500마일의 비행 속도를 상상했고, 그 때 그렇게 불리지 않았지만 터보팬의 ^[8]원리를 설명했다.터보젯은 열역학 사이클에서 나오는 가스를 추진 제트기로 사용한다.500mph의 항공기 속도에서 추진 제트용 사이클 가스를 사용하는 경우 두 가지 벌칙이 있으며 터보팬이 이를 해결합니다.

추진 제트기가 항공기가 전진하는 속도보다 훨씬 더 빨리 후방으로 이동하기 때문에 에너지가 낭비되고 매우 빠른 회오리바람을 남긴다.웨이크의 운동 에너지는 항공기를 전진시키는 데 사용되는 연료보다는 웨이크를 생성하는 데 사용되는 연료의 반영이며, 따라서 연료가 낭비된다.그러나 덕트(램젯)의 프로펠러 또는 연소기에 의해 그 일부를 후방으로 가속함으로써 유체에서 추력을 생성하는 기본적인 측면이며, 따라서 감소만 하고 제거는 할 수 없다.터보팬은 추진 제트 속도를 줄여줍니다.

다른 벌칙은 압력비 또는 터빈 온도를 높여 엔진의 연료 소비를 줄이는 작용으로 인해 배기 덕트의 압력과 온도가 증가하여 추진 노즐(및 더 높은 KE 및 낭비된 연료)의 가스 속도가 증가하기 때문입니다.엔진은 1파운드의 추진력을 내기 위해 연료를 덜 사용하지만 더 빠른 추진 제트에서는 더 많은 연료가 낭비됩니다.즉, 터보젯 이전의 피스톤 엔진/프로펠러 조합과 마찬가지로 열 및 추진 효율의 독립성이 ^[9]상실됩니다.이와는 대조적으로, Roth는^[10] 이러한 독립성을 되찾는 것을 가스 발생기 사이클과 독립적으로 특정 추력을 선택할 수 있는 터보팬의 가장 중요한 단일 특징으로 간주합니다.

열역학 사이클의 작동 물질은 터보제트에서 추력을 생성하기 위해 가속되는 유일한 질량으로, 초음속 이하의 항공기 속도에 대한 심각한 제한(높은 연료 소비)입니다.아음속 비행의 경우 추진 제트 속도를 줄여야 한다. 왜냐하면 추력을 생산하는 데 대가를 지불해야 하기 때문이다.엔진 내부의 가스를 가속하는 데 필요한 에너지(운동 에너지의 증가)는 운동량의 변화(즉, 힘)와 공기 호흡^[11] 엔진(또는 프로펠러)에 의한 추력 생성의 불가피한 결과인 웨이크(wake)를 발생시킴으로써 두 가지 방법으로 소비됩니다.가속된 질량을 증가시킴으로써 파동 속도와 이를 생성하기 위해 연소되는 연료를 줄일 수 있고 필요한 추력을 유지할 수 있다.터보팬은 엔진 내부에서 사용 가능한 에너지를 가스 발생기에서 덕트 팬으로 전달하여 이를 실현합니다. 덕트 팬은 두 번째 추가 가속 공기량을 생성합니다.

에너지가 코어에서 공기를 바이패스하기 위해 전달되면 코어 노즐로 유입되는 압력과 온도 가스가 낮아지고(배기 속도가 낮아짐), 팬에서 생성된 온도와 압력이 팬 노즐로 유입됩니다.전달되는 에너지의 양은 팬이 발생하도록 설계된 압력 상승(팬 압력비)에 따라 달라집니다.두 흐름 간의 최적의 에너지 교환(최저 연료 소비량)과 제트 속도 비교는 팬 터빈과 ^[12]팬의 손실에 따라 전송이 얼마나 효율적으로 이루어지는지에 따라 달라집니다.

팬 흐름은 배기 속도가 낮아 단위 에너지당 훨씬 더 많은 추력을 제공합니다(비추력 감소).두 기류는 모두 엔진의 총 추진력에 기여합니다.바이패스 스트림에 대한 추가 공기는 흡기 스트림 튜브의 램 드래그를 증가시키지만 순 추력은 여전히 크게 증가합니다.두 배기 제트의 전체 유효 배기 속도는 일반 아음속 항공기의 비행 속도에 근접할 수 있으며 이상적인 Froude 효율에 근접할 수 있습니다.터보팬은 더 적은 양을 더 빠르게 가속하는 터보제트에 비해 더 느리게 더 많은 공기량을 가속하므로 동일한 추력을 생성하는 데 덜 효율적인 방법입니다(아래 효율성 섹션 참조).

코어를 통과하는 공기의 질량 흐름과 비교하여 엔진 코어를 우회하는 공기의 질량 흐름 비율을 바이패스 비율이라고 합니다.팬 추력에 비해 제트 추력이 높은 엔진을 로우 바이패스 터보팬이라고 하며, 제트 추력보다 팬 추력이 상당히 큰 엔진을 하이 바이패스라고 합니다.오늘날 사용되는 대부분의 상업용 항공 제트 엔진은 하이 ^[2][3]바이패스이며, 대부분의 최신 전투기 엔진은 로우 ^[4][5]바이패스이다.애프터버너는 전투기의 저우회선 터보팬에 사용된다.

바이패스비

터보팬 엔진의 바이패스 비율(BPR)은 바이패스 스트림의 질량 유량과 ^[13]코어에 유입되는 질량 유량의 비율입니다.예를 들어 바이패스 비율이 6이면 바이패스 덕트를 통과하는 공기의 양이 연소실을 통과하는 양의 6배에 달합니다.

터보팬 엔진은 일반적으로 BPR의 관점에서 설명되며, BPR은 전체적인 압력비, 터빈 입구 온도 및 팬 압력비와 함께 중요한 설계 매개변수가 됩니다.또한 BPR은 높은 추진 효율로 매우 높은 바이패스 터보팬의 전체적인 효율성 특성을 제공하기 때문에 터보프롭 및 비전도 팬 설치에 대해 인용됩니다.이를 통해 ^[14]BPR 증가에 따른 비연료 소비량(SFC) 감소 추세를 나타내는 그림에 터보팬과 함께 표시할 수 있습니다. BPR은 팬 기류가 엔진에서 멀리 떨어져 있고 엔진 코어를 통과하지 않는 리프트 팬 설치에도 인용할 수 있습니다.

일정한 코어(고정 압력 비율 및 터빈 입구 온도), 동일한 코어 및 우회 제트 속도 및 특정 비행 조건(마하 수 및 고도)을 고려할 때, 추력(sfc)의 lb당 연료 소비는 BPR의 증가에 따라 감소한다.동시에 총추력과 순추력은 증가하지만 ^[15]그 양은 다릅니다.BPR을 증가시킴으로써 동일한 코어 사이클의 연료 소비를 줄일 수 있는 상당한 가능성이 있습니다.이는 공기 흐름(특정 추력)의 lb/sec당 추력 파운드의 감소와 제트 내 손실된 운동 에너지의 감소(추진 ^[16]효율의 증가)로 인해 달성된다.

만약 가스터빈의 모든 가스 동력이 추진 노즐에서 운동 에너지로 변환된다면, 항공기는 높은 초음속에 가장 적합합니다.운동 에너지가 낮은 별도의 큰 공기 덩어리로 모두 전달된다면 항공기는 제로 스피드(hovering)에 가장 적합합니다.중간 속도의 경우, 가스 동력은 별도의 공기 흐름과 가스터빈 자체 노즐 흐름 간에 항공기에 필요한 성능을 제공하는 비율로 공유됩니다.질량 흐름과 속도 사이의 균형은 디스크 부하와 동력 ^[17]부하를 비교함으로써 프로펠러와 헬리콥터 로터에서도 확인할 수 있다.예를 들어, 동일한 헬리콥터 중량은 고출력 엔진과 소경 로터에 의해 지지될 수 있으며, 연료는 저출력 엔진과 로터를 통과하는 속도가 낮은 대형 로터에 의해 지지될 수 있다.

바이패스는 보통 연료 소비와 제트 소음을 줄이기 위해 가스터빈에서 바이패스 기류로 가스 동력을 전달하는 것을 말합니다.또는 바이패스에 대한 유일한 요건이 냉각 공기를 제공하는 경우 애프터 연소 엔진에 대한 요건이 있을 수 있다.이는 BPR의 하한을 설정하며, 이러한 엔진을 "누출" 또는 연속 블리딩 터보젯^[18](General Electric YJ-101 BPR 0.25) 및 로우 BPR 터보젯^[19](Pratt & Whitney PW1120)이라고 부릅니다.또한 낮은 BPR(0.2)은 Pratt & Whitney J58의 ^[20]서지 마진 및 애프터버너 냉각에도 사용되고 있습니다.

효율성.

프로펠러 엔진은 저속, 터보젯 엔진은 고속, 터보팬 엔진은 두 엔진 사이에서 가장 효율적입니다.터보팬은 대부분의 상용 항공기가 운항하는 ^[21][22]속도인 약 500에서 1,000km/h(270에서 540kn, 310에서 620mph)의 속도 범위에서 가장 효율적인 엔진이다.

터보젯(제로 바이패스) 엔진에서는 고온 고압 배기가스가 추진 노즐을 통해 팽창하여 모든 추력을 발생시키면 가속된다.컴프레서는 터빈에서 발생하는 기계적 동력을 흡수합니다.바이패스 설계에서는 여분의 터빈이 덕트 팬을 구동하여 엔진 전면에서 후방으로 공기를 가속합니다.하이 바이패스 설계에서는 덕트 팬과 노즐이 대부분의 추력을 생성합니다.터보팬은 원칙적으로 터보프롭과 밀접하게 관련되어 있는데, 그 이유는 두 가지 모두 여분의 기계를 사용하여 가스터빈의 가스 동력 중 일부를 바이패스 스트림으로 전달하여 뜨거운 노즐이 운동 에너지로 변환되는 것을 덜 남기 때문입니다.터보팬은 배기 가스로부터 모든 추력을 도출하는 터보젯과 배기 가스로부터 최소 추력을 도출하는 터보 프롭(일반적으로 10% 이하)^[23] 사이의 중간 단계를 나타냅니다.샤프트 파워를 추출하여 바이패스 스트림으로 전송하면 향상된 추진 효율로 보충된 것보다 더 많은 손실이 발생합니다.터보프롭은 터보제트의 ^[24]저손실 추진 노즐에 터빈, 기어박스 및 프로펠러가 추가되었음에도 불구하고 터보제트에 비해 최고의 비행 속도에서 상당한 연료 절감을 제공합니다.터보팬은 컴프레서 단계/블레이드, 팬 및 바이패스 ^{[clarification needed]}덕트의 수가 많아짐에 따라 추가적인 손실이 발생합니다.

Froude, 즉 추진 효율은 다음과 같이 정의할 수 있습니다.

$({displaystyle \eta _{f}=black {2}{1+{\flac {V_{j}}}}}) {V_{a}}}}$

여기서:

브이j	= 추력 등가 제트 속도
브이a	= 항공기 속도

추력

터보제트 엔진은 엔진의 모든 출력을 사용하여 고온 고속 배기가스 제트의 형태로 추력을 생성하는 반면, 터보팬의 시원한 저속 바이패스 공기는 터보팬 시스템에서 ^[25]발생하는 총 추력의 30~70%를 생성합니다.

터보팬에 의해 발생하는 추력(F_N)은 제트 엔진과 마찬가지로 전체 배기량의 유효 배기 속도에 따라 달라지지만, 두 개의 배기 제트가 존재하므로 추력 방정식을 다음과 ^[26]같이 확장할 수 있습니다.

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

여기서:

ṁe	= 코어 엔진에서 나오는 고온 연소 배기 흐름의 질량 속도
ṁo	= 터보팬으로 유입되는 총 공기량 = ofc + ṁf
ṁc	= 코어 엔진으로 흐르는 흡입 공기 질량 속도
ṁf	= 코어 엔진을 우회하는 흡입 공기 흡입 속도
Vf	= 코어 엔진 주변을 우회하는 기류 속도
Vhe	= 코어 엔진에서 나오는 고온 배기가스 속도
Vo	= 총 공기 흡입구 속도 = 항공기의 실제 공기 속도
BPR	= 우회비

노즐

냉 덕트와 코어 덕트의 노즐 시스템은 두 개의 개별 배기 흐름을 사용하기 때문에 상대적으로 복잡합니다.하이 바이패스 엔진의 경우 팬은 엔진 전면 근처의 짧은 덕트에 위치하며, 일반적으로 수렴형 콜드 노즐이 있으며, 덕트의 꼬리 부분이 저압 비율 노즐을 형성하여 정상 조건에서 코어를^{[citation needed]} 중심으로 질식할 수 있는 초음속 흐름 패턴을 생성합니다.코어 노즐은 보다 재래식이지만 추력을 덜 발생시키고 소음 고려사항과 같은 설계 선택에 따라서는 ^[27]질식하지 않을 수 있습니다.로우 바이패스 엔진에서는 두 흐름이 덕트 내에서 결합되어 애프터 버너를 장착할 수 있는 공통 노즐을 공유할 수 있습니다.

노이즈

하이 바이패스 터보 팬을 통과하는 대부분의 공기 흐름은 저속 바이패스 흐름입니다. 훨씬 고속 엔진 배기와 결합하더라도 평균 배기 속도는 순수 터보 제트보다 상당히 낮습니다.터보젯 엔진 소음은 대부분 높은 배기 속도로 인한 제트 소음입니다.따라서 터보팬 엔진은 동일한 추력의 순수 제트보다 훨씬 조용하며 제트 소음이 ^[28]더 이상 주요 원인이 아닙니다.터보팬 엔진 소음은 흡입구를 통해 업스트림으로 전달되고 기본 노즐 및 바이패스 덕트를 통해 다운스트림으로 전달됩니다.다른 소음원으로는 팬, 압축기 ^[29]및 터빈이 있습니다.

현대 상용 항공기는 별도의 흐름, 혼합되지 않는 단도 배기 시스템을 갖춘 고우회비(HBPR) 엔진을 사용합니다.소음은 특히 이륙에 필요한 조건과 같은 높은 스러스트 조건에서의 배기 제트의 속도, 온도 및 압력 때문입니다.제트 소음의 주요 원인은 엔진 배기 내 전단층의 난류 혼합입니다.이러한 전단층에는 소리의 원인이 되는 압력 변동을 일으키는 난류 소용돌이를 일으키는 불안정성이 포함되어 있습니다.제트 흐름과 관련된 소음을 줄이기 위해 항공우주산업은 전단층 난류를 교란시키고 발생하는 전체 소음을 줄이기 위해 노력해왔다.

팬 노이즈는 팬 블레이드와 다운스트림 팬 출구 스테이터 베인의 압력장이 상호 작용하여 발생할 수 있습니다.블레이드 후행 가장자리와 스테이터 ^[30]입구 사이의 적절한 축 간격을 통해 최소화할 수 있습니다.이륙 시처럼 높은 엔진 속도에서 초음속 팬 팁의 충격파는 그 특성이 동일하지 않기 때문에 "버즈 톱"^[31][32] 소음으로 알려진 불협화음을 발생시킵니다.

모든 최신 터보팬 엔진에는 소음 완화를 위해 나셀에 음향 라이너가 있습니다.가능한 한 확장하여 가장 큰 표면적을 커버합니다.엔진의 음향 성능은 지상^[33] 시험 또는 전용 실험 ^[34]장비로 실험적으로 평가할 수 있습니다.

항공우주 산업에서 쉐브론은 소음 감소를 위해 사용되는 일부 제트 엔진 노즐의^[35] 후미 가장자리에 있는 "톱니" 패턴입니다.모서리 모양은 엔진 코어의 뜨거운 공기와 엔진 팬을 통해 흐르는 차가운 공기의 혼합을 부드럽게 하여 소음 발생 ^[35]난류를 줄여 줍니다.쉐브론은 ^[35][36]나사의 도움으로 보잉에 의해 개발되었다.이러한 설계의 주목할 만한 예로는 롤스로이스 트렌트 1000 및 제너럴 일렉트릭 GNX 엔진에 ^[37]탑재된 보잉 787과 보잉 747-8이 있습니다.

역사

초기 터보젯 엔진은 전체적인 압력 비율과 터빈 입구 온도가 당시 사용 가능한 기술과 재료에 의해 심각하게 제한되었기 때문에 연료 효율이 높지 않았습니다.

최초의 터보팬 엔진은 테스트 베드에서만 작동되었던 독일 다임러-벤츠 DB 670으로, 1943년 ^[38]4월 1일 전기 모터를 사용하여 터보기계를 테스트한 후 1943년 5월 27일에 최초 가동되었다.독일의 전쟁 상황이 악화되면서 엔진 개발은 문제가 해결되지 않은 채 포기되었다.

이후 1943년 영국 지상에서 Metrovick F.3^[39] 터보팬을 시험했는데, 이 터보팬은 Metrovick F.2 터보제트를 가스 발생기로 사용했으며, 배기 가스는 2개의 동축 역회전 ^[40]팬을 구동하는 역회전 LP 터빈 시스템으로 구성된 폐쇄 결합 후 팬 모듈로 배출되었다.

개선된 재료와 Bristol Olympus ^[41]및 Pratt & Whitney JT3C 엔진과 같은 트윈 컴프레서의 도입으로 전체 압력비가 증가하여 엔진의 열역학 효율이 향상되었습니다.순수 터보젯은 높은 비추력/고속 배기가스를 가지고 있어 초음속 비행에 더 적합하기 때문에 추진 효율도 낮았다.

원래의 저바이패스 터보팬 엔진은 배기 속도를 항공기에 가까운 값으로 줄임으로써 추진 효율을 향상시키도록 설계되었다.세계 최초 생산 터보팬인 롤스로이스 콘웨이는 현대 제너럴 일렉트릭 F404 전투기 엔진과 비슷한 0.3의 바이패스 비율을 보였다.Pratt & Whitney JT8D와 Rolls-Royce Spey와 같은 1960년대의 민간 터보팬 엔진은 바이패스 비율이 1에 가까웠고 군사용 엔진과 유사했다.

터보팬 엔진으로 움직이는 최초의 소련 여객기는 1962년에 도입된 투폴레프 Tu-124였다.그것은 솔로비예프 ^[42]D-20을 사용했다. 164대의 항공기는 1960년에서 1965년 사이에 Aeroflot과 다른 East Block 항공사를 위해 생산되었고, 일부는 1990년대 초반까지 운항되었다.

최초의 제너럴 일렉트릭 터보팬은 CJ805-3 터보젯을 기반으로 한 후방 팬 CJ805-23이었다.그 뒤를 이어 General Electric CF700 엔진이 2.0 바이패스 비율로 출시되었습니다.이는 General Electric J85/CJ610 터보젯 2,850 lbf (12,700 N)에서 파생되었으며, 더 큰 Rockwell Sabriner 75/80 모델 항공기와 Dassault Falcon 20에서 추력이 약 50% 증가하여 4,200 lbf (19,000 N)까지 증가하였다.CF700은 미국 연방항공청(FAA)이 인증한 최초의 소형 터보팬이다.한 때 전 세계에서 400대 이상의 CF700 항공기가 운영되었으며, 1,000만 시간 이상의 서비스 시간을 경험했습니다.CF700 터보팬 엔진은 달 착륙 탐사선의 동력원으로서 아폴로 프로젝트에서 달로 향하는 우주 비행사들을 훈련시키기 위해서도 사용되었다.

공통형

저바이패스 터보팬

고특이 스러스트/저바이패스 비율 터보팬은 일반적으로 흡기 가이드 베인 뒤에 다단 팬이 있어 상대적으로 높은 압력비를 형성하므로 높은(혼합 또는 저온) 배기 속도를 생성합니다.팬을 구동하기에 충분한 코어 전력이 확보되도록 코어 에어플로우가 충분히 커야 합니다.고압(HP) 터빈 로터의 입구 온도를 높임으로써 더 작은 코어 유량/더 높은 바이패스 비율 사이클을 달성할 수 있습니다.

터보팬이 터보제트와 어떻게 다른지를 설명하기 위해 동일한 공기 흐름(예: 공통 흡기구를 유지하기 위해)과 동일한 순 추력(예: 동일한 특정 추력)에서 비교할 수 있습니다.바이패스 흐름은 터빈 입구 온도가 더 작은 코어 흐름을 보상하기에 너무 높지 않은 경우에만 추가할 수 있습니다.터빈 냉각/재료 기술이 향후 개선되면 터빈 흡기 온도가 높아질 수 있습니다. 이는 전반적인 압력 비율 상승으로 인해 냉각 공기 온도가 상승하기 때문에 필요합니다.

결과적으로 추가된 구성 요소에 대한 합리적인 효율과 덕트 손실의 터보팬은 아마도 터보젯보다 높은 노즐 압력 비율로 작동하지만 순 추력을 유지하기 위한 배기 온도는 낮습니다.전체 엔진(흡입구에서 노즐까지)의 온도 상승이 더 낮기 때문에 (건식 출력) 연료 흐름도 줄어들어 연료 소비량(SFC)이 개선됩니다.

일부 저바이패스 비율 밀리터리 터보팬(예: F404, JT8D)에는 공기를 첫 번째 팬 로터 스테이지로 유도하기 위한 가변 흡기 가이드 베인이 있습니다.이를 통해 팬 서지 마진이 개선됩니다(컴프레서 맵 참조).

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  널리 생산된 프랫 & 휘트니 JT8D는 많은 초기 협체 제트 여객기에 사용되었다.팬은 인렛 가이드 베인 뒤에 있습니다.

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  일류신 IL-76 & Il-62M, 미코얀 MiG-31, 시안 H-6K & Y-20을 동력으로 하는 솔로비예프 D-30

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  청두 J-10 및 J-20, 선양 J-11, J-15 및 J-16, 수호이 Su-30 및 Su-27을 동력으로 하는 새턴 AL-31

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  레이시온 BGM-109 토마호크 순항미사일에 동력을 공급하는 윌리엄스 F107

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  특정 HAL HJT-36 Sitara에 전력을 공급하는 NPO Saturn AL-55

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  유로파이터 태풍을 일으키는 유로젯 EJ200

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  가와사키 T-4의 동력이 되는 이시카와지마 하리마 F3

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  GTRE가 개발한 GTX-35VS Kaveri

애프터버닝 터보팬

1970년대 이후, 대부분의 제트 전투기 엔진은 혼합 배기, 애프터버너 및 가변 면적 출구 노즐을 갖춘 저/중간 바이패스 터보팬이었습니다.애프터 버너는 터빈 블레이드 다운스트림과 노즐 바로 업스트림에 위치한 연소기로 애프터 버너 고유의 연료 인젝터에서 연료를 연소합니다.불이 켜지면 애프터 버너에서 대량의 연료가 연소되어 배기 가스 온도가 크게 상승하여 배기 속도/엔진 고유 추력이 높아집니다.가변 형상 노즐은 애프터 버너가 켜질 때 추가 볼륨과 증가된 유량을 수용하기 위해 더 큰 목구멍 면적으로 개방되어야 합니다.애프터버닝(After burning)은 종종 이륙, 천음속 가속 및 전투 기동 시 상당한 추진력을 발휘하도록 설계되지만 연료 집약도가 매우 높습니다.따라서 애프터버닝은 미션의 짧은 부분에만 사용할 수 있다.

연소기가 터빈에 도달하기 전에 연소기 내의 화학 온도계를 낮춰야 하는 주 엔진과 달리, 최대 연료 공급 시 애프터 버너는 노즐 입구에서 약 2,100K(3,800°R; 3,300°F; 1,800°C)의 화학 온도계를 생성하도록 설계되었습니다.고정된 총 적용 연료: 공기 비율에서 엔진의 건조 비 스러스트에 관계없이 주어진 팬 기류에 대한 총 연료 흐름은 동일합니다.그러나 높은 비추력 터보팬은 정의상 노즐 압력비가 더 높기 때문에 더 높은 애프터 연소 순 추력이 발생하므로 애프터 연소 비 연료 소비량(SFC)이 낮아집니다.단, 고비추력 엔진은 건조 SFC가 높다.중형 애프터 연소 터보 팬의 경우 상황이 반전된다. 즉, 애프터 연소 SFC/건식 SFC가 불량하다.이전 엔진은 상당히 오랜 시간 동안 애프터 연소 전투에 머물러야 하지만 비행장과 꽤 가까운 곳에서만 전투를 해야 하는 전투 항공기에 적합하다(예: 국경을 넘는 교전).후자의 엔진은 전투 전에 일정 거리를 비행하거나 오랜 시간 서성여야 하는 항공기에 더 좋다.그러나 조종사는 항공기 연료 비축량이 위험할 정도로 낮아지기 전에 짧은 시간 동안만 애프터 연소 상태에 머물 수 있다.

최초의 애프터버닝 터보팬 엔진은 F-111 땅바크와 F-14 Tomcat에 동력을 공급한 Pratt & Whitney TF30이었다.현재 저바이패스 군용 터보팬은 Pratt & Whitney F119, Eurojet EJ200, General Electric F110, Klimov RD-33, Saturn AL-31 등이며, 모두 혼합 배기, 애프터버너 및 가변 영역 추진 노즐을 갖추고 있습니다.

하이바이패스 터보팬

연비를 더욱 개선하고 소음을 줄이기 위해, 오늘날의 제트 여객기와 대부분의 군용 수송기(예: C-17)는 저비율/고우회비 터보팬에 의해 구동된다.이 엔진은 1960년대에 그러한 항공기에 사용된 고비율/저우회비 터보팬에서 발전했다.현대 전투기는 저우회비 터보팬을 사용하는 경향이 있고, 일부 군 수송기는 터보프롭을 사용한다.

저비 추력은 다단 팬을 1단 유닛으로 교체함으로써 달성됩니다.일부 군용 엔진과 달리, 현대의 민간 터보팬은 팬 로터 앞에 고정된 흡기 가이드 베인이 없습니다.팬은 원하는 순추력을 달성하도록 조정됩니다.

엔진의 코어(또는 가스 발생기)는 팬을 정격 질량 유량 및 압력비로 구동하기에 충분한 전력을 생성해야 합니다.터빈 냉각/재료 기술이 개선되어 터빈 로터 입구 온도가 높아져 코어가 작아지고(및 가벼운) 코어 열 효율이 향상될 수 있습니다.코어 질량 흐름을 줄이면 LP 터빈의 부하가 증가하는 경향이 있으므로, 이 장치는 평균 단계 부하를 줄이고 LP 터빈 효율을 유지하기 위해 추가 단계가 필요할 수 있습니다.코어 플로우를 줄이면 바이패스 비율도 높아집니다.5:1 이상의 바이패스 비율이 증가하고 있으며, 2016년에 상용 서비스를 시작한 Pratt & Whitney PW1000G는 12.5:1을 달성했습니다.

노심의 전체 압력비를 높임으로써 노심 열효율을 더욱 향상시킬 수 있다.블레이드 공기역학의 개선으로 필요한 추가 컴프레서 단계 수를 줄일 수 있으며 가변 형상(즉, 스타터)을 통해 고압비 압축기가 모든 스로틀 설정에서 서지 없이 작동할 수 있습니다.

최초의 하이바이패스 터보팬 엔진은 1962년 2월에 처음 가동된 T55 터보샤프트 파생 엔진인 AVCO-Lycoming PLF1A-2입니다.PLF1A-2는 직경 100cm의 팬 스테이지가 40기어였고 4,320파운드(1,960kg)^[43]의 정적 추력을 발생시켰으며 바이패스비는 ^[44]6:1이었습니다.제너럴 일렉트릭 TF39는 록히드 C-5 갤럭시 군용 수송기에 ^[22]동력을 공급하기 위해 설계된 최초의 생산 모델이 되었다.민간용 제너럴 일렉트릭 CF6 엔진은 파생 디자인을 사용했습니다.기타 하이바이패스 터보팬으로는 Pratt & Whitney JT9D, 3축 롤스로이스 RB211 및 CFM International CFM56이 있으며 소형 TF34도 있습니다.보다 최근의 대형 하이바이패스 터보팬에는 GE와 P&W가 공동으로 생산하는 Pratt & Whitney PW4000, 3축 Rolls-Royce Trent, GE90/GNX 및 GP7000이 포함됩니다.

터보팬의 비추력이 낮을수록 평균 제트 출구 속도는 낮아지고, 이는 곧 높은 추력 감률(즉, 비행 속도 증가에 따른 추력 감소)로 해석됩니다.아래 항목 2에 대한 기술적인 설명을 참조하십시오.결과적으로, 높은 아음속 비행 속도(예: 마하 0.83)로 항공기를 추진하도록 크기가 조정된 엔진은 낮은 비행 속도에서 상대적으로 높은 추력을 발생시켜 활주로 성능을 향상시킨다.저비율 스러스트 엔진은 바이패스 비율이 높은 경향이 있지만, 이는 터빈 시스템의 온도에 따른 함수이기도 합니다.

쌍발 수송기의 터보팬은 이륙 주행의 임계 지점 이후 다른 엔진이 정지할 경우 한 엔진에서 이륙을 계속할 수 있는 충분한 이륙 추력을 생성합니다.그 시점부터 항공기는 두 개의 엔진 작동에 비해 절반 미만의 추력을 갖게 된다. 왜냐하면 엔진이 작동하지 않는 것은 항력의 원천이기 때문이다.현대의 쌍둥이 엔진 여객기는 보통 이륙 직후 매우 가파르게 상승한다.엔진 하나가 셧다운될 경우 상승폭은 훨씬 얕아지지만 비행 경로의 장애물을 제거하기에 충분합니다.

소련의 엔진 기술은 서방보다 덜 발전했고, 첫 번째 광체 항공기인 일류신 Il-86은 저우회 엔진으로 작동했다.1980년에 도입된 Yak-42는 120명의 승객을 태울 수 있는 중거리 후방 엔진으로 소련 최초의 하이 바이패스 엔진을 사용한 항공기였다.

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  수호이 슈퍼젯 100을 구동하는 파워젯 SaM146

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  에어버스 A300, 보잉 747, 더글러스 DC-10 및 기타 항공기에 동력을 공급하는 제너럴 일렉트릭 CF6

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  롤스로이스 트렌트 900, 에어버스 A380에 동력을 공급

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  Pratt & Whitney PW4000 (Boeing 777, MD-11 및 Airbus A330 탑재)

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  보잉 737, 에어버스 A320 및 기타 항공기에 동력을 공급하는 CFM56

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  Airbus A380용 엔진 얼라이언스 GP7000 터보팬

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  일류신 Il-96, 투폴레프 Tu-204, 일류신 Il-76을 동력으로 하는 Aviadvatel PS-90

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  Lycoming ALF 502는 브리티시 에어로스페이스 146에 전력을 공급합니다.

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  Irkut MC-21에 사용되는 Aviadvigatel PD-14

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  3축 프로그레스 D-436

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  보잉 787에 동력을 공급하는 트렌트 1000

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  가장 강력한 항공기 엔진인 보잉 777에 동력을 공급하는 GE90

터보팬 구성

터보팬 엔진은 다양한 엔진 구성으로 제공됩니다.주어진 엔진 사이클(즉, 동일한 공기 흐름, 바이패스 비율, 팬 압력 비율, 전체 압력 비율 및 HP 터빈 로터 입구 온도)에 대해 터보팬 구성의 선택은 전체 구성 요소 성능이 유지되는 한 설계 지점 성능(예: 순 추력, SFC)에 거의 영향을 미치지 않는다.그러나 설계 외 성능과 안정성은 엔진 구성의 영향을 받습니다.

터보팬의 기본 요소는 팬/압축, 터빈 및 샤프트의 단일 조합인 스풀입니다.주어진 압력 비율에 대해 서지 여유는 두 가지 다른 설계 경로로 증가할 수 있습니다.

1. Pratt & Whitney J57과 같이 컴프레서를 다른 속도로 회전하는 두 개의 작은 스풀로 분할하거나
2. 스테이터 베인 피치를 조정할 수 있도록 합니다(일반적으로 J79와 같이 프론트 스테이지).

대부분의 현대적인 서부 민간 터보팬은 낮은 rpm에서 서지 마진을 제어하기 위해 가변 스태터가 여러 줄로 있는 비교적 고압비 고압(HP) 컴프레서를 사용합니다.3스풀 RB211/Trent에서는 코어 압축 시스템이 두 개로 분할되어 HP 컴프레서를 과급하는 IP 컴프레서가 다른 동축축에 있고 별도의(IP) 터빈에 의해 구동됩니다.HP 컴프레서는 압력비가 적당하기 때문에 가변 형상을 사용하지 않고도 서지 없이 속도를 줄일 수 있습니다.단, 얕은 IP 압축기 동작 라인이 불가피하기 때문에 IPC에는 ^[45]-535를 제외한 모든 변형에서 가변 지오메트리가1단계 있습니다

싱글샤프트 터보팬

공통과는 거리가 멀지만 단일 터빈 유닛에 의해 구동되는 팬과 고압 압축기로 구성된 단일 샤프트 터보 팬은 아마도 모두 동일한 스풀에 있는 가장 단순한 구성일 것입니다.다쏘 미라지 2000 전투기에 동력을 공급하는 스넥마 M53은 단일축 터보팬의 한 예이다.터보 기계 구성이 단순하지만, M53은 부품-스로틀 작동을 용이하게 하기 위해 가변 영역 믹서가 필요합니다.

후판 터보팬

최초의 터보팬 중 하나는 CJ805-23으로 알려진 General Electric J79 터보제트의 파생 모델로서, 터보제트 배기 제트 파이프에 내장된 후방 팬/저압(LP) 터빈 장치가 장착되어 있습니다.터보젯 터빈 배기 가스의 뜨거운 가스는 LP 터빈을 통해 확장되며, 팬 블레이드는 터빈 블레이드의 반경 연장입니다.이 배치로 인해 전면 팬 구성에 비해 가스 누출 경로가 추가되었으며, 이 엔진에서 팬의 ^[46]공기 흐름으로 고압 터빈 가스가 누출되는 문제가 발생했습니다.후부 팬 구성은 이후 1980년대 초반 General Electric GE36 UDF(프로팬) 데모레이터에 사용되었습니다.

1971년 NASA Lewis Research Center는 이륙 및 아음속에서는 후방 팬 터보팬, 고속에서는 터보제트로 작동하는 초음속 수송 엔진을 위한 개념을 제시했다.이는 아음속 비행 속도에서 터보팬의 높은 추진 효율과 함께 이륙 시 터보팬의 낮은 소음과 높은 추력 특성을 제공합니다.그것은 초음속 순항 속도에서 ^[47]터보제트의 높은 추진 효율을 가질 것이다.

기본 2스풀

그 팬은 별도의 저압(LP)실패에 많은 turbofans가 적어도 기본적인 two-spool 구성, 집중적으로 공부는 컴프레서나 고압(HP)스풀과 달리고, HP스풀은 더 빠르고 연소를 위해 그 압축기 추가 압박 붕대는 공기의 부분은 LP스풀 낮은 각속도에서, 달린다.[표창 필요한]BR710은 이 구성의 전형적인 모델입니다.작은 추력 크기에서 HP 압축기 구성은 전축 블레이딩 대신 축심(예: CFE CFE738), 이중 중심 또는 대각/중심(예: Pratt & Whitney Canada PW600)일 수 있다.

부스트 투 스풀

HP 컴프레서 압력비를 높이거나 팬과 HP 컴프레서 사이의 LP 스풀에 컴프레서(비바이패스) 단계 또는 T 단계를 추가하여 LP 스풀을 부스트함으로써 전체 압력 비율을 높일 수 있습니다.미국의 대형 터보팬(General Electric CF6, GE90, GE9X, GEnx, Pratt & Whitney JT9D 및 PW4000 등)은 모두 T스테이지 기능을 갖추고 있습니다.Rolls-Royce BR715는 미국 이외의 모델입니다.오늘날의 민간 터보팬에 사용되는 높은 우회율은 T-스테이지의 상대적 직경을 감소시켜 평균 팁 속도를 감소시키는 경향이 있습니다.따라서 필요한 압력 상승을 일으키기 위해 더 많은 T-스테이지가 필요하다.

스리 스풀

Rolls-Royce는 대형 민간 터보팬(RB211 및 Trent 제품군)을 위해 3스풀 구성을 선택했습니다. 여기서 부스트 2스풀 구성의 T-스테이지가 자체 터빈에 의해 구동되는 별도의 중간 압력(IP) 스풀로 분리됩니다.최초의 3단 엔진은 1967년의 롤스로이스 RB.203 트렌트였다.

Dassault Falcon 20 비즈니스 제트기에 동력을 공급하는 Garrett ATF3는 특이한 3개의 스풀 레이아웃과 다른 2개의 스풀과 동심원이 아닙니다.

Ivcheno Design Bureau는 Lotarev D-36 엔진에 Rolls-Royce와 동일한 구성을 선택했으며, Lotarev/Progress D-18T 및 Progress D-436이 그 뒤를 이었다.

Turbo-Union RB199 군용 터보팬도 Kuznetsov NK-25 및 NK-321과 마찬가지로 3단 구성으로 되어 있습니다.

기어드 팬

바이패스 비율이 높아지면 팬블레이드의 팁 속도는 LPT 블레이드 속도에 비해 증가합니다.이렇게 하면 LPT 블레이드 속도가 감소하여 팬 구동에 필요한 에너지를 더 많은 터빈 단계가 필요합니다.LP축과 팬 사이에 적절한 기어비의 (행성) 감속 변속 장치를 도입하면 팬과 LP 터빈이 모두 최적의 속도로 작동할 수 있습니다.이 구성의 예로는 오랜 기간 확립된 Garrett TFE731, Honeywell ALF 502/507, 최신 Pratt & Whitney PW1000G 등이 있습니다.

군용 터보팬

위에서 설명한 대부분의 구성은 민간 터보팬에 사용되지만, 현대의 군용 터보팬(예: Snecma M88)은 보통 기본적인 2개의 스풀입니다.

고압 터빈

대부분의 민간 터보팬은 HP 컴프레서를 구동하기 위해 고효율 2단계 HP 터빈을 사용합니다.CFM International CFM56에서는 대체 접근법, 즉 1단계 하이워크 유닛을 사용합니다.이 접근방식은 효율은 떨어질 수 있지만 냉각 공기, 중량 및 비용을 절감할 수 있습니다.

RB211 및 Trent 3스풀 엔진 시리즈에서는 HP 컴프레서 압력비가 중간 정도이므로 단일 HP 터빈 단계만 필요합니다.현대의 군용 터보팬은 또한 단일 HP 터빈 스테이지와 적당한 HP 컴프레서를 사용하는 경향이 있습니다.

저압 터빈

현대의 민간 터보팬은 다단 LP 터빈(3~7단)을 갖추고 있습니다.필요한 단계 수는 엔진 사이클 바이패스 비율 및 부스트(부스트된 2스풀의 경우)에 따라 달라집니다.기어드 팬에 의해 필요한 LPT 스테이지의 수가 감소하는 경우가 있습니다.^[48]사용되는 바이패스 비율이 훨씬 낮기 때문에 군용 터보팬은 LP 터빈 1단계 또는 2단계만 필요로 합니다.

전체적인 퍼포먼스

사이클 개선

바이패스비와 에어플로우가 고정된 혼합 터보팬을 고려합니다.압축 시스템의 전체 압력 비율을 높이면 연소기 진입 온도가 높아집니다.따라서 고정된 연료 흐름에서는 (HP) 터빈 로터 입구 온도가 증가합니다.압축 시스템 전체의 온도 상승은 터빈 시스템 전체의 온도 강하를 의미하지만 혼합 노즐 온도는 시스템에 동일한 양의 열이 가해지기 때문에 영향을 받지 않습니다.그러나 전체 압력 비율이 터빈 팽창 비율보다 빠르게 증가하여 핫 믹서 입구 압력이 증가하기 때문에 노즐 압력이 상승합니다.결과적으로 순추력은 증가하는 반면, 특정 연료 소비량(연료 흐름/순추력)은 감소합니다.혼합되지 않은 터보팬에서도 유사한 경향이 발생합니다.

터보팬 엔진은 전체 압력비와 터빈 로터 입구 온도를 동시에 높임으로써 연료 효율을 높일 수 있습니다.그러나 터빈 로터 입구 온도와 컴프레서 공급 온도의 증가에 대처하려면 더 나은 터빈 재료 또는 개선된 베인/블레이드 냉각이 필요합니다.후자를 증가시키려면 더 나은 압축기 재료가 필요할 수 있습니다.

전체적인 압력비는 팬(또는) LP 압축기 압력비 또는 HP 압축기 압력비를 개선하여 높일 수 있습니다.후자가 일정하게 유지되면 전체 압력비 상승으로 인한 (HP) 컴프레서 공급 온도 증가는 HP 기계 속도의 증가를 의미합니다.그러나 스트레스를 고려할 경우 이 매개변수가 제한될 수 있으며, 이는 전체 압력비의 증가에도 불구하고 HP 압축기 압력비의 감소를 의미합니다.

단순 이론에 따르면 터빈 로터 입구 온도/(HP) 컴프레서 공급 온도의 비율이 유지되면 HP 터빈 슬로트 영역을 유지할 수 있습니다.그러나 이는 기준(HP) 컴프레서 출구 흐름 기능(비차원 흐름)을 유지하면서 사이클 개선을 달성한다고 가정합니다.실제로 (HP) 컴프레서의 비치수 속도 변경 및 냉각 블리딩 추출은 이러한 가정을 무효화하고 HP 터빈 슬로트 영역에 대한 일부 조정을 피할 수 없게 만듭니다.즉, HP 터빈 노즐 가이드 베인은 원래 것과 달라야 합니다.모든 경우 다운스트림 LP 터빈 노즐 가이드 베인을 교체해야 합니다.

추력 성장

추력증가는 코어파워를 증가시켜 얻어진다.사용할 수 있는 기본 루트는 두 가지가 있습니다.

1. 핫 루트: HP 터빈 로터 입구 온도 상승
2. 콜드 루트: 코어 질량 흐름 증가

두 경로 모두 연소기 연료 흐름의 증가를 요구하며, 따라서 코어 스트림에 가해지는 열에너지를 필요로 합니다.

고온 경로에서는 터빈 블레이드/베인 재료를 변경하거나 블레이드/베인 냉각을 개선해야 할 수 있습니다.콜드 루트는 다음 중 하나로 얻을 수 있습니다.

1. LP/IP 압축에 T스테이지 추가
2. HP 압축에 제로 단계 추가
3. 단계를 추가하지 않고 압축 프로세스 개선(예: 높은 팬 허브 압력 비율)

이 모든 것이 전체적인 압력비와 코어 기류를 증가시킵니다.

또는 전체 압력비를 변경하지 않고 코어 사이즈를 증가시켜 코어 에어플로우를 높일 수 있다.새로운 (상류식) 터빈 시스템(및 더 큰 IP 압축기)도 필요하기 때문에 이 경로는 비용이 많이 듭니다.

여분의 코어 전력을 흡수하기 위해 팬도 변경해야 합니다.토목 엔진에서 제트 소음 고려사항은 (약 30lbf/lb/s의 T/O 고유 추력을 유지하기 위해) 이륙 추력의 상당한 증가를 수반해야 한다는 것을 의미한다.

기술적인 논의

1. 특정 추력(순 추력/흡입 공기량)은 일반적으로 터보팬 및 제트 엔진의 중요한 매개 변수입니다.추진 노즐에 연결되어 있는 파이프 내에서 적절한 크기의 전기 모터로 구동되는 팬을 상상해 보십시오.팬 압력비(팬 배출 압력/팬 흡입 압력)가 높을수록 제트 속도와 그에 상응하는 비추력도 높아집니다.이 설정을 동등한 터보 팬으로 교체한다고 가정해 보겠습니다.공기 흐름과 팬 압력비는 동일합니다.터보팬의 코어는 저압(LP) 터빈을 통해 팬을 구동하기에 충분한 전력을 생성해야 합니다.가스 발생기에 낮은(HP) 터빈 입구 온도를 선택할 경우 코어 기류가 상대적으로 높아야 보정할 수 있습니다.따라서 대응하는 바이패스 비율은 상대적으로 낮습니다.터빈 입구 온도를 높이면 코어 기류가 작아져 바이패스 비율이 높아집니다.터빈 입구 온도를 높이면 열효율이 증가하므로 연료 효율이 향상됩니다.
2. 당연히 고도가 높아짐에 따라 공기 밀도가 감소하므로 엔진의 순추력이 감소합니다.스러스트 감률이라고 하는 비행 속도 효과도 있습니다.순 추력에 대한 근사 방정식을 다시 고려합니다.
   $$({displaystyle F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).}$$

   
   높은 비추력(예: 전투기) 엔진의 경우 제트 속도가 상대적으로 높기 때문에 직감적으로 비행 속도의 증가가 제트 속도가 더 낮은 중간 비추력(예: 훈련기) 엔진보다 순 추력에 미치는 영향이 적다는 것을 알 수 있다.낮은 비추력(예: 토목) 엔진에 대한 추력 감률의 영향은 더욱 심각하다.높은 비행 속도에서는 고비밀 추진 엔진이 흡입구의 램 상승을 통해 순추력을 얻을 수 있지만 초음속에서는 충격파 손실 때문에 이 효과가 감소하는 경향이 있습니다.
3. 민간 터보팬의 스러스트 증가는 보통 팬의 공기 흐름을 증가시켜 제트 소음이 너무 커지는 것을 방지함으로써 얻을 수 있습니다.다만, 팬의 에어 플로우가 클수록, 코어의 전력이 증가합니다.이는 전체 압력비(연소 입구 압력/흡기 공급 압력)를 높여 코어로 더 많은 공기 흐름을 유도하고 터빈 입구 온도를 높임으로써 달성할 수 있습니다.이러한 매개변수가 함께 노심 열효율을 높이고 연료 효율을 개선하는 경향이 있습니다.
4. 일부 고바이패스비의 민간 터보팬은 팬 작동 라인을 제어하기 위해 매우 낮은 면적비(1.01 미만), 수렴-분산 노즐을 바이패스(또는 혼합 배기) 스트림에 사용합니다.노즐은 가변 형상을 가진 것처럼 작동합니다.낮은 비행 속도에서는 노즐이 마하 단위 수보다 작기 때문에, 배기 가스는 목구멍에 가까워지면 속도를 높이고 발산 부분에 도달하면 속도를 약간 낮춥니다.이것에 의해 노즐 출구 영역은 팬 매치를 제어하고, 목구멍보다 큰 팬 가공 라인을 서지로부터 약간 떼어낸다.비행속도가 높을 때는 흡기구의 램 상승에 의해 노즐 압력비가 목구멍이 막힐 정도로 증가한다(M=1.0).이러한 상황에서는, 목구멍 영역이 팬의 일치를 지시해, 출구보다 작기 때문에, 팬의 동작 라인이 서지 방향으로 약간 밀어냅니다.팬 서지 마진은 고속 비행 시 훨씬 더 좋기 때문에 이것은 문제가 되지 않습니다.
5. 터보팬의 설계 외 동작은 컴프레서 맵 및 터빈 맵에 설명되어 있습니다.
6. 현대식 토목 터보팬은 낮은 스러스트에서 작동하기 때문에 필요한 팬 압력비를 개발하기 위해 1개의 팬 스테이지만 필요합니다.엔진 사이클에서 원하는 전체 압력비는 일반적으로 코어 압축의 여러 축 단계에 의해 달성됩니다.롤스로이스는 코어 압축을 중간 압력(IP) 과급으로 두 개로 분할하는 경향이 있으며, 두 장치는 모두 개별 축에 장착된 터빈에 의해 구동됩니다.따라서 HP 압축기는 약간의 압력비(예: ~4.5:1)만 개발하면 됩니다.미국의 토목 엔진은 훨씬 더 높은 HP 압축기 압력비(예: General Electric GE90의 경우 약 23:1)를 사용하며, 2단 HP 터빈에 의해 구동되는 경향이 있습니다.그럼에도 불구하고, 보통 코어 압축 시스템을 더욱 충전하기 위해 팬 뒤쪽의 LP축에 몇 개의 IP 축 스테이지가 장착되어 있습니다.토목 엔진에는 다단 LP 터빈이 있으며, 바이패스 비율, LP 샤프트의 IP 압축량 및 LP 터빈 블레이드 속도에 따라 단수가 결정됩니다.
7. 군사용 엔진은 일반적으로 해수면에서 매우 빠르게 비행할 수 있어야 하기 때문에 HP 압축기 공급 온도의 한계는 토목 엔진에 비해 상당히 완만한 설계 전체 압력 비율에 도달합니다.또, 팬 압력비가 비교적 높아, 중고 비추력을 얻을 수 있다.따라서, 현대의 군용 터보팬은 보통 5단계 또는 6단계 HP 압축기 단계를 가지고 있으며, 1단계 HP 터빈만 있으면 됩니다.바이패스 비율이 낮은 군용 터보팬은 보통 LP 터빈 단이 1개지만 바이패스 비율이 높은 엔진은 2단계가 필요합니다.이론적으로 IP 압축기 단계를 추가하여 최신 군용 터보팬 HP 압축기를 민간 터보팬 파생 모델에 사용할 수 있지만, 코어는 높은 추력 적용에 비해 너무 작은 경향이 있습니다.

개선점

공기역학적 모델링

공기역학이란 현대식 터보팬의 단일 팬/가스 압축기 블레이드에 아음속, 트랜스오닉 및 초음속 기류가 혼합된 것입니다.증가하는 압력에 대해 공기가 계속 흐르도록 하려면 블레이드를 통과하는 공기 흐름을 가까운 각도로 유지해야 합니다.그렇지 않으면 공기가 ^[49]흡입구에서 다시 나옵니다.

Full Authority Digital Engine Control(FADC)은 엔진을 제어하기 위한 정확한 데이터가 필요합니다.임계 터빈 흡기 온도(TIT)는 신뢰할 수 있는 센서로는 1700°C(3,100°F) 및 17bar(250psi)의 너무 가혹한 환경입니다.따라서 새로운 엔진 유형을 개발하는 동안 배기 가스 온도와 같이 측정하기 쉬운 온도와 TIT 사이에 관계가 설정됩니다.그런 다음 배기 가스 온도를 모니터링하여 엔진이 너무 ^[49]뜨겁지 않은지 확인합니다.

블레이드 테크놀로지

100g(3.5oz) 터빈 블레이드는 17bar(250psi)에서 1,700°C(3,100°F)의 온도와 40kN(9,000lbf)의 원심력을 받으며, 플라스틱 변형점을 훨씬 상회하고 융점보다 상회합니다.재료의 강도 내에서 물리적 응력을 유지하려면 이국적인 합금, 정교한 공랭 방식 및 특수 기계 설계가 필요합니다.회전하는 씰은 10년 동안 혹독한 조건,^[49] 20,000회의 미션, 10~20,000rpm의 회전 속도를 견뎌야 합니다.

팬 블레이드

제트 엔진이 커짐에 따라 팬 블레이드는 점점 커지고 있습니다. 각 팬 블레이드는 9대의 2층 버스에 맞먹으며 매초 스쿼시 코트의 부피와 맞먹는 공기를 삼키고 있습니다.CFD(Computational Fluid Dynamics) 모델링의 발전으로 매우 넓은 화음을 가진 복잡한 3D 곡선 형태가 가능해져 팬 기능을 유지하면서 블레이드 수를 최소화하여 비용을 절감할 수 있게 되었습니다.공교롭게도 바이패스 비율이 높아져 추진 효율이 높아졌고 팬 직경이 커졌다.^[50]

Rolls-Royce는 1980년대에 RB211의 공기역학적 효율성과 이물질 손상 저항성을 위해 속이 빈 티타늄 와이드 코드 팬 블레이드를 최초로 개발했습니다.GE Aviation은 1995년에 GE90에 카본 파이버 복합 팬 블레이드를 도입했습니다.이 팬 블레이드는 현재 카본 파이버 테이프층 공정으로 제조되고 있습니다.GE 파트너인 Safran은 Albany Composites와 함께 CFM56 및 CFM LEAP ^[50]엔진용 3D 직조 기술을 개발했습니다.

장래의 진척

엔진 코어는 압력비가 높아져 효율이 높아짐에 따라 축소되고 바이패스율이 높아짐에 따라 팬에 비해 작아지고 있습니다.블레이드의 높이가 0.5인치(13mm) 이하인 고압 컴프레서의 출구에서 블레이드 팁 간극은 유지하기가 더 어렵습니다. 백본 벤딩은 코어가 비례적으로 길고 얇으며 팬에서 저압 터빈 구동축이 ^[51]코어 내부의 제한된 공간에 있기 때문에 간극 제어에 더욱 영향을 미칩니다.

Pratt & Whitney의 테크놀로지 및 환경 담당 VP인 Alan Epstein은 "상업 항공의 역사를 통해 20%에서 40%로 증가했으며 엔진 커뮤니티에서는 60%까지 도달할 ^[52]수 있을 것이라는 공감대가 형성되어 있습니다."

기어드 터보팬 및 팬 압력비 감소는 추진 효율을 지속적으로 향상시킵니다.FAA의 CLEEN(Continuous Low Energy, Emissions and Noise) 프로그램의 두 번째 단계는 2000년대 최신 기술과 비교하여 2020년대 후반의 연료 연소율 33%, 배출량 60%, EPNdb 소음 32dB 감소를 목표로 하고 있습니다.2017년 여름, 오하이오주 클리블랜드의 NASA 글렌 연구 센터에서 Pratt는 PW1000G의 ^[52]20개보다 더 적은 블레이드를 가진 오픈 로터처럼 PW1000G에 대한 초저압 비율 팬 테스트를 마쳤습니다.

나셀의 무게와 크기는 짧은 덕트 입구에 의해 감소되어 블레이드에 더 높은 공기역학적 회전 하중이 가해지고 방음을 위한 공간이 줄어들지만, 낮은 압력 비율의 팬은 더 느리다.UTC 항공우주시스템 항공구조는 2019년에 스러스트 리버서(thrust reverseer)를 갖춘 저저항 통합 추진 시스템의 본격적인 지상 시험을 실시하여 연료 연소율을 1% 향상시키고 EPNdB를 2.5-3으로 ^[52]낮춥니다.

Safran은 아마도 점근선에 도달하기 전에 2020년대 중반까지 10–15%의 연료 효율을 제공할 수 있을 것이며, 다음에는 돌파구를 도입해야 할 것이다. CFM LEAP의 경우 바이패스 비율을 11:1이 아닌 35:1로 증가시키기 위해 프랑스 이스트레스(Istres)의 유럽 청정 S 아래에서 전도 팬(propan)을 역회전하는 개방 로터를 시연하고 있다.ky 테크놀로지 프로그램모델링의 진보와 고강도 재료는 이전의 시도가 실패한 곳에서 성공을 거두는 데 도움이 될 수 있습니다.소음 수준이 현재 기준 범위 내에 있고 Leap 엔진과 유사할 경우 15%의 연료 연소율을 낮출 수 있으며, Safran은 제어, 진동 및 작동을 테스트하고 있지만 기체 통합은 여전히 어렵습니다.^[52]

GE Aviation의 경우 제트 연료의 에너지 밀도는 여전히 Breguet 범위 방정식과 높은 압력 비율 코어를 극대화합니다. 낮은 압력 비율 팬, 낮은 손실 인렛 및 가벼운 구조는 열, 전달 및 추진 효율을 더욱 향상시킬 수 있습니다.미 공군의 적응형 엔진 전환 프로그램(Adaptive Engine Transition Program)에 따라 개조된 브레이튼 사이클과 일정한 체적 연소를 기반으로 6세대 제트 전투기에 적응형 열역학 사이클이 사용될 예정이다.첨단 터보프롭의 적층 가공을 통해 중량은 5% 감소하고 연료 연소율은 20%^[52] 감소합니다.

회전 및 정적 세라믹 매트릭스 컴포지트(CMC) 부품은 금속보다 500°F(260°C) 더 뜨겁게 작동하며 중량의 1/3입니다.GE는 공군연구소로부터 2190만 달러를 받아 노스캐롤라이나주 애쉬빌 외에 앨라배마주 헌츠빌에 있는 CMC 시설에 2억 달러를 투자하여 2018년에 실리콘-탄화물 섬유로 실리콘 카바이드 매트릭스를 양산하고 있습니다.CMC는 2020년대 중반까지 10배 더 많이 사용됩니다. CFM LEAP은 엔진당 18개의 CMC 터빈 쉬라우드를 필요로 하며 GE9X는 이를 연소기와 42개의 HP 터빈 ^[52]노즐에 사용합니다.

Rolls-Royce Plc는 2020년대 Ultrafan의 60:1 압력비 코어를 목표로 10만 hp(75,000 kW) 기어와 15:1 바이패스비에 대한 지상 테스트를 시작했습니다.거의 화학량론적 터빈 진입 온도는 이론적 한계에 도달하며 배출량에 미치는 영향은 환경 성능 목표와 균형을 이루어야 한다.개방형 로터, 낮은 압력비 팬 및 분산형 추진은 더 나은 추진 효율을 위한 공간을 제공합니다.이색 사이클, 열교환기 및 압력 게인/정수 체적 연소를 통해 열역학 효율을 향상시킬 수 있습니다.적층 제조는 인터쿨러와 환열기의 핵심 요소가 될 수 있습니다.보다 긴밀한 기체 통합과 하이브리드 또는 전기 항공기는 가스 ^[52]터빈과 결합될 수 있습니다.

현재 Rolls-Royce 엔진은 마하 0.8에서 0.63–0.49lb/lbf/h(64,000–50,000g/kN/h) TSFC의 경우 72–82%의 추진 효율과 42–49%의 열 효율성을 가지고 있으며, 개방 로터 추진 효율의 경우 95%의 이론적 한계를 목표로 하고 있으며, 열 측정 터빈의 경우 60%의 온도 효율을 목표로 하고 있습니다.0.35lb/lbf/h(36,000g/kN/h) TSFC^[53]

치아의 문제는 수천 시간이 지나야 나타날 수 있기 때문에, 최근의 터보팬의 기술적 문제는 생산률이 급격히 상승하는 동안 항공사의 운영과 제조사의 배송에 지장을 준다.트렌트 1000은 약 50대의 보잉 787기를 접지시키고 ETOPS를 5.5시간에서 2.3시간으로 낮추어 약 9억5000만달러의 손실을 입혔다.PW1000G의 칼날 봉인 파손으로 인해 프랫 앤 휘트니는 배송이 크게 지연되어 100여 대의 엔진이 없는 A320neos가 동력장치를 기다리고 있습니다.CFM LEAP의 도입은 보다 부드러웠지만 세라믹 복합 터빈 코팅이 조기에 손실되어 새로운 설계가 필요하며, 납품이 최대 6주 ^[54]지연됨에 따라 A320neo 엔진을 60개 탈거해야 합니다.

전반적으로, Safran은 유압 시스템의 전력 섭취량을 줄임으로써 연료의 5~10%를 절약할 수 있을 것으로 예상하는 반면, 전력으로 교체하면 보잉 787에서 시작된 30%의 무게를 줄일 수 있을 것으로 예상하며, Rolls-Royce plc는 최대 5%^[55]를 기대하고 있다.

제조원

터보팬 엔진 시장은 제너럴일렉트릭, 롤스로이스, 프랫앤휘트니 순으로 점유율을 기록하고 있다.General Electric과 프랑스의 SNECMA는 CFM International이라는 합작회사를 가지고 있다.또한 Pratt & Whitney는 일본의 Aero Engine Corporation 및 독일의 MTU Aero Engines와 합작하여 Airbus A320 패밀리용 엔진을 전문으로 하는 International Aero Engines를 보유하고 있습니다.Pratt & Whitney와 General Electric은 Airbus A380과 같은 항공기용 엔진을 판매하는 엔진 얼라이언스라는 합작회사를 가지고 있습니다.

플라이트글로벌에 따르면 2016년 운항 중인 항공기는 엔진 6만 대이며 2035년에는 10만 3천 대, 8만 6천 5백 대가 인도될 것으로 보인다.대부분 5만4천대의 협체형 항공기를 위한 중추력 엔진이 될 것이며, 28,500대에서 61,000대로 늘어난다.가치 기준 시장의 40-45%에 해당하는 와이드바디 항공기용 고성능 엔진은 12,700개의 엔진에서 18,500개의 배송을 통해 21,000개 이상으로 성장할 것입니다.20,000파운드(89kN) 이하의 지역 제트 엔진은 7,500대에서 9,000대로, 여객기 터보프롭 기단은 9,400대에서 10,200대로 증가할 것이다.제조사의 시장점유율은 CFM이 44%로 선두를 달리고, Pratt & Whitney가 29%, Rolls-Royce와 General Electric이 각각 ^[56]10%로 뒤를 잇고 있습니다.

생산 중인 상용 터보팬

생산^[57] 중인 상용 터보팬

모델	시작	바이패스	길이	선풍기	체중	추력	주요 응용 프로그램
GE GE90	1992	8.7–9.9	5.18~5.40m	3.12~3.25m	7.56~8.62 t	330~510kN	B777
P&W PW4000	1984	4.8–6.4	3.37~4.95m	2.84 m	4.18~7.48 t	222 ~ 436 kN	A300/A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
R-R 트렌트 XWB	2010	9.3	5.22m	3.00m	7.28 t	330 ~ 430 kN	A350XWB
R-R 트렌트 800	1993	5.7–5.79	4.37m	2.79 m	5.96~5.98 t	411 ~ 425 kN	B777
EA GP7000	2004	8.7	4.75 m	2.95 m	6.09~6.71 t	311 ~ 363 kN	A380
R-R 트렌트 900	2004	8.7	4.55m	2.95 m	6.18~6.25 t	340 ~ 357 kN	A380
R-R 트렌트 1000	2006	10.8–11	4.74 m	2.85 m	5.77 t	265.3~360.4kN	B787
GENX[58]	2006	8.0–9.3	4.31~4.69 m	2.66~2.82 m	5.62~5.82 t	296~339kN	B747-8, B787
R-R 트렌트 700	1990	4.9	3.91 m	2.47 m	4.79 t	320kN	A330
GE CF6	1971	4.3–5.3	4.00~4.41m	2.20 ~ 2.79 m	3.82~5.08 t	222 ~ 298 kN	A300/A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
R-R 트렌트 500	1999	8.5	3.91 m	2.47 m	4.72 t	252kN	A340-500/600
P&W PW1000G[59]	2008	9.0–12.5	3.40 m	1.42 ~ 2.06 m	2.86 t	67~160kN	A320neo, A220, E-Jets E2
CFM LEAP[60]	2013	9.0–11.0	3.15~3.33m	1.76~1.98 m	2.78~3.15 t	100 ~ 146 kN	A320neo, B737Max
CFM56	1974	5.0–6.6	2.36~2.52m	1.52~1.84m	1.95~2.64 t	97.9~151kN	A320, A340-200/300, B737, KC-135, DC-8
IAE V2500	1987	4.4–4.9	3.20 m	1.60m	2.36~2.54 t	97.9-147kN	A320, MD-90
P&W PW6000	2000	4.90	2.73 m	1.44 m	2.36 t	100.2kN	에어버스 A318
R-R BR700	1994	4.2–4.5	3.41~3.60m	1.32~1.58m	1.63 ~ 2.11 t	68.9~102.3kN	B717, Global Express, 걸프스트림 V
GE 여권	2013	5.6	3.37m	1.30m	2.07 t	78.9 ~ 84.2 kN	글로벌 7000/8000
GE CF34	1982	5.3–6.3	2.62~3.26m	1.25~1.32m	0.74~1.12 t	41 ~ 82.3 kN	챌린저 600, CRJ, E-Jets
P&WC PW800	2012	5.5		1.30m		67.4~69.7kN	걸프스트림 G500/G600
R-R-Tay	1984	3.1–3.2	2.41m	1.12~1.14m	1.42~1.53 t	61.6~68.5kN	걸프스트림 IV, 포커 70/100
실버크레스트	2012	5.9	1.90 m	1.08m	1.09 t	50.9kN	시트. 반구, 팔콘 5X
R-R AE 3007	1991	5.0	2.71 m	1.11 m	0.72 t	33.7kN	ERJ, 인용 X
P&WC PW300	1988	3.8–4.5	1.92 ~ 2.07 m	0.97 m	0.45 ~ 0.47 t	23.4 ~ 35.6 kN	시티 소버린, G200, F. 7X, F. 2000
HW HTF7000	1999	4.4	2.29m	0.87 m	0.62 t	28.9kN	챌린저 300, G280, 레거시 500
HW TFE731	1970	2.66–3.9	1.52 ~ 2.08 m	0.72 ~ 0.78 m	0.34~0.45 t	15.6~22.2kN	리어젯 70/75, G150, 팔콘 900
윌리엄스 FJ44	1985	3.3–4.1	1.36 ~ 2.09 m	0.53~0.57m	0.21~0.24 t	6.7~15.6kN	CitationJet, Cit. M2
P&WC PW500	1993	3.90	1.52m	0.70 m	0.28 t	13.3kN	인용 엑셀, Phenom 300
GE-H HF120	2009	4.43	1.12m	0.54m	0.18 t	7.4kN	혼다젯
윌리엄스 FJ33	1998		0.98 m	0.53m	0.14 t	6.7kN	시러스 SF50
P&WC PW600	2001	1.8–2.8	0.67 m	0.36m	0.15 t	6.0kN	시트 머스탱, 이클립스 500, 페넘 100
PS-90	1992	4.4	4.96 m	1.9 m	2.95 t	157~171kN	Il-76, Il-96, Tu-204
PowerJet SaM146	2008	4–4.1	3.59 m	1.22m	2.260 t	71.6~79.2kN	수호이 슈퍼젯 100

익스트림 바이패스 제트 엔진

1970년대에 Rolls-Royce/SNECMA는 가변 피치 팬 블레이드를 장착한 M45SD-02 터보 팬을 테스트하여 초저팬 압력비에서 취급을 개선하고 항공기 속도가 0으로 떨어지는 추력을 제공했습니다.이 엔진은 도심 공항에서 운항하는 초저소음 STOL 항공기를 겨냥했다.

속도와 함께 효율을 높이기 위해 프로팬 엔진으로 알려진 터보팬과 터보프롭을 개발하여 팬이 전도되지 않은 것이 개발되었습니다.팬 블레이드는 덕트 외부에 배치되어 있어 넓은 시미타 모양의 블레이드를 가진 터보프롭처럼 보입니다.General Electric과 Pratt & Whitney/Allison은 모두 1980년대에 프로팬 엔진을 시연했습니다.과도한 실내 소음과 비교적 저렴한 제트 연료로 인해 엔진이 가동되지 못했습니다.러시아에서 개발된 프로그레스 D-27 프로팬은 생산 항공기에 장착된 유일한 프로그레스 엔진이었다.

용어.

애프터버너

애프터^[61] 연소용 제트 파이프

증강기

고온과 저온의^[61] 흐름에서 연소하는 터보팬용 애프터버너

바이패스

구성 요소 및 공기 흐름 측면에서 코어와 구별되는 엔진의 부분(예: 바이패스 공기, 바이패스 덕트, 바이패스 노즐을 통과하는 팬 블레이드(팬 외부) 및 스타터의 부분)

바이패스비

기단의^[62] 흐름을 우회하다

핵심

구성 요소 및 공기 흐름 측면에서 바이패스와 구별되는 엔진의 부분(예: 코어 뚜껑, 코어 노즐, 코어 공기 흐름 및 관련 기계, 연소기 및 연료 시스템)

코어 파워

"사용 가능한 에너지" 또는 "가스 마력"이라고도 합니다.고온 고압 가스를 주변 압력으로 확장하여 가스 발생기 또는 코어에서 사용할 수 있는 이론적(등방 팽창) 축 작업을 측정하는 데 사용됩니다.동력은 가스의 압력과 온도(및 주변 압력)에 따라 달라지기 때문에 추력 생성 엔진의 관련 메리트는 고온 고압 가스에서 추력 생성 전위를 측정하는 것으로 "스트림 추력"으로 알려져 있습니다.대기압에 대한 등엔트로픽 팽창으로 얻은 속도를 계산하여 구한다.얻어진 추력의 중요성은 추력 작용을 제공하기 위해 항공기 속도를 곱했을 때 나타난다.대기압으로 확장되기 전에 압력과 온도가 증가하면서 배기 운동 에너지에서 폐기물이 증가하므로 잠재적으로 사용 가능한 스러스트 작업은 가스 마력보다 훨씬 낮습니다.이 둘은 추진 ^[63]효율과 관련이 있는데, 추진 효율은 유체의 속도(즉 운동량)를 증가시켜 유체에 힘(추력)을 생성함으로써 낭비되는 에너지의 측정값입니다.

마른

엔진 정격/ 스로틀 레버 위치가 연소 후 선택 항목보다 낮음

EGT

배기가스 온도

EPR

엔진 압력비

선풍기

터보팬 LP 압축기

팬젯

터보팬 또는 터보팬으로 구동되는 항공기(차동)^[64]

팬 압력비

팬 출구 총 압력/팬 입구 총 압력

플렉스 온도

민간 항공기는 이륙 중량을 줄일 때 엔진 수명을 늘리고 유지관리 비용을 절감하는 감소 추력을 사용할 수 있다.플렉스 온도는 필요한 감소 추력을 달성하기 위해 엔진 모니터링 컴퓨터에 입력되는 실제 외기 온도(OAT)보다 높습니다("가정 온도 추력 감소"^[65]라고도 함).

가스 발생기

산업용 및 해양용 동력^[66] 터빈용 팬 구동 터빈(팬), 노즐 추진용(팬제트), 프로펠러 및 로터 구동 터빈용(프로펠러 및 터보샤프트)에 고온 고압 가스를 공급하는 엔진 코어의 부분

HP

고압의

흡기 램 드래그

자유류에서 흡기 입구까지의 엔진 흐름 튜브의 운동량 손실, 즉 정지 대기에서 항공기 속도로 공기를 가속하는 데 필요한 공기에 공급되는 에너지의 양.

IEPR

통합 엔진 압력비

아이피

중간 압력

LP

저압의

그물 추력

정지 공기 중의 노즐 추력(총 추력) – 엔진 스트림 튜브 램 드래그(자유류에서 흡기 입구까지의 운동량 손실, 즉 정지 대기에서 항공기 속도로 공기를 가속하는 데 필요한 공기의 에너지 양).이것은 기체에 작용하는 추진력이다.

전체 압력비

연소기 입구 총 압력/배기 공급 총 압력

전체적인 효율

열효율*추진효율

추진 효율

추진 동력/추진 운동 에너지 생산 속도(제트 속도가 비행 속도와 같을 때 최대 추진 효율이 발생하며, 이는 순 추력이 0임을 의미함)

특정 연료 소비량(SFC)

총 연료 유량/순 추력(비행 속도/순 열효율에 비례함)

스풀업

RPM(동축)의 증가

스테이지 로드

동력을 생산하는 것이 목적인 터빈의 경우, 부하는 가스의 lb/sec당 발전된 동력의 지표이다(특정 동력).터빈 단계는 가스를 축 방향에서 회전시키고(노즐 가이드 베인에서) 회전 속도를 높여 로터를 가장 효과적으로 회전시킵니다(로터 블레이드가 높은 리프트를 생성해야 함). 단, 이 작업이 효율적으로 수행된다는 조건, 즉 허용 가능한 ^[67]손실을 조건으로 합니다.압력 상승을 목적으로 하는 압축기 단에 대해서는 확산 공정을 이용한다.허용할 수 없는 흐름 분리(손실)가 발생하기 전에 허용되는 확산량(및 압력 상승)은 하중 ^[68]한계로 간주할 수 있다.

정압

유체의 압력은 그 움직임이 아니라 그 상태와^[69] 관련되거나 흐름과^[70] 함께 움직이면 느끼거나 측정되는 유체 분자의 무작위 운동으로 인한 압력

비추력

순 추력/추력 공기량

열효율

추진 운동 에너지/연료 발전의 생산 속도

총 연료 흐름

연소기(및 모든 애프터버너) 연료 유량(예: lb/s 또는 g/s)

총 압력

정압 + 운동 에너지 항

터빈 로터 입구 온도

최대 사이클 온도(즉, 작업 전송이 이루어지는 온도)

「 」를 참조해 주세요.

• 제트 엔진
• 터보젯
• 터보프롭
• 터보샤프트
• 프롭팬
• 축방향 팬 설계
• 가변 사이클 엔진
• 제트 엔진 성능
• 가스터빈
• 터빈 엔진 고장

레퍼런스

외부 링크

• Wikibooks: 제트 추진
• Malcolm Gibson (Aug 2011). "The Chevron Nozzle: A Novel Approach to Reducing Jet Noise" (PDF). NASA Innovation in Aeronautics NASA/TM-2011-216987.
• "The Engine Yearbook". UBM Aviation. 2012.
• "Commercial engines 2017". Flight Global.
• Bjorn Fehrm (April 14, 2017). "Bjorn's Corner: Aircraft engines, sum up". Leeham Co. 및 이전 시리즈