Jet motoru - Jet engine

Jet motoru
Bir Pratt & Whitney F100 turbofan motor F-15 Eagle test edilen sus evinde de Florida Ulusal Hava Muhafız üssü
sınıflandırma	İçten yanmalı motor
sanayi	havacılık
Başvuru	Havacılık
Yakıt kaynağı	Jet yakıtı
Bileşenler	Dinamik kompresör , Fan , Yakıcı , Türbin , İtici meme
mucit	John Barber , Frank Whittle
İcat edilmiş	1791, 1928

Bir jet motoru türüdür Reaksiyon motor hızlı hareket eden bir boşaltma jet üreten itme ile püskürtme itmesi . Bu geniş tanım roket , su jeti ve hibrit tahriki içerebilirken , jet motoru terimi tipik olarak turbojet , turbofan , ramjet veya darbe jet gibi içten yanmalı hava soluyan bir jet motorunu ifade eder . Genel olarak jet motorları içten yanmalı motorlardır .

Hava soluyan jet motorları tipik olarak , bir türbin tarafından çalıştırılan dönen bir hava kompresörüne sahiptir ve kalan güç, itici memeden itme sağlar - bu işlem Brayton termodinamik çevrimi olarak bilinir . Jet uçakları , uzun mesafeli seyahat için bu tür motorları kullanır. Erken jet uçakları, ses altı uçuş için nispeten verimsiz olan turbojet motorları kullandı. Çoğu modern ses altı jet uçağı, daha karmaşık yüksek baypaslı turbofan motorları kullanır . Uzun mesafelerde pistonlu ve pervaneli uçak motorlarından daha yüksek hız ve daha fazla yakıt verimliliği sağlarlar . Yüksek hızlı uygulamalar (ramjetler ve scramjetler ) için yapılmış birkaç hava soluma motoru, mekanik bir kompresör yerine aracın hızının ram etkisini kullanır .

Tipik bir jetliner motorunun itme gücü , 1950'lerde 5.000 lbf (22.000 N) ( de Havilland Ghost turbojet) iken 1990'larda 115.000 lbf (510.000 N) ( General Electric GE90 turbofan)'a çıktı ve güvenilirlikleri uçuş sırasında 40'tan çıktı. 1990'ların sonlarında 100.000 motor uçuş saati başına 100.000'de 1'in altına düştü. Bu, büyük ölçüde azalan yakıt tüketimiyle birleştiğinde , daha önce benzer bir yolculuğun birden fazla yakıt durağı gerektireceği yüzyılın başında çift ​​motorlu uçakların rutin transatlantik uçuşlarına izin verdi .

Tarih

Jet motorunun prensibi yeni değil; ancak fikrin işe yaraması için gerekli teknik gelişmeler 20. yüzyıla kadar meyvelerini vermedi. Jet gücünün ilkel bir gösterimi, 1. yüzyıl Roma Mısır'ında İskenderiye Kahramanı tarafından açıklanan bir cihaz olan aeolipile'ye kadar uzanır . Bu cihaz, bir kürenin kendi ekseni üzerinde hızlı bir şekilde dönmesini sağlamak için buhar gücünü iki nozül aracılığıyla yönlendirdi . Bir merak olarak görüldü. Bu arada türbinin pratik uygulamaları su çarkında ve yel değirmeninde görülebilir .

Tarihçiler jet motorunun kökenini orta çağa kadar takip etmeye çalıştılar ve Çinlilerin roketlerini ve havai fişeklerini göndermek için kullandıkları ilkeler bir jet motorununkine benziyordu. Benzer şekilde, Osmanlı askeri Lagari Hasan Çelebi'nin uçmak için koni şeklinde bir roket kullandığı bildirildi. Ancak jet motorunun gerçek tarihi Frank Whittle ile başlar.

Hava soluyan jet motorlarındaki ilk girişimler, harici bir güç kaynağının önce sıkıştırılmış havanın ardından yakıtla karıştırıldığı ve jet itişi için yakıldığı hibrit tasarımlardı. İkinci Dünya Savaşı'nın sonlarına doğru Ohka kamikaze uçaklarına güç sağlamak için tasarlanan Caproni Campini N.1 ve Japon Tsu-11 motoru başarısız oldu.

İkinci Dünya Savaşı'nın başlamasından önce bile mühendisler, pervaneleri tahrik eden motorların pervane verimliliğiyle ilgili sorunlar nedeniyle sınırlara yaklaştığını ve kanat uçlarının ses hızına yaklaştıkça azaldığını fark etmeye başlıyordu . Uçak performansı böyle bir bariyerin ötesine geçecekse, farklı bir tahrik mekanizması gerekliydi. Jet motorunun en yaygın şekli olan gaz türbini motorunun geliştirilmesinin arkasındaki motivasyon buydu.

Pratik bir jet motorunun anahtarı , kompresörü çalıştırmak için motorun kendisinden güç çeken gaz türbiniydi . Gaz türbini yeni bir fikir değildi: Sabit bir türbini için patent verildi John Barber Norveçli mühendis tarafından 1903 yılında yaptırılmıştır başarıyla işletilen kendi kendini idame etmek 1791 ilk gaz türbini İngiltere'de Aegidius Elling'in . Bu tür motorlar, güvenlik, güvenilirlik, ağırlık ve özellikle sürekli çalışma sorunları nedeniyle üretime ulaşamadı.

Bir uçağa güç sağlamak için bir gaz türbini kullanmanın ilk patenti, 1921'de Maxime Guillaume tarafından dosyalandı . Motoru eksenel akışlı bir turbojetti, ancak kompresörlerdeki son teknolojiye göre önemli ilerlemeler gerektireceğinden asla inşa edilmedi. Alan Arnold Griffith , 1926'da RAE'de deneysel çalışmalara yol açan An Aerodinamik Türbin Tasarımı Teorisi'ni yayınladı .

1928'de, RAF Koleji Cranwell öğrencisi Frank Whittle , bir turbojet için fikirlerini üstlerine resmen sundu. Ekim 1929'da fikirlerini daha da geliştirdi. 16 Ocak 1930'da İngiltere'de Whittle ilk patentini (1932'de verildi) sundu. Patent, tek taraflı bir santrifüj kompresörü besleyen iki aşamalı bir eksenel kompresörü gösterdi . Pratik eksenel kompresörler, AAGriffith'in 1926'da ufuk açıcı bir makalesinde ("Bir Aerodinamik Türbin Tasarımı Teorisi") fikirleriyle mümkün kılındı . Whittle daha sonra sadece daha basit santrifüj kompresöre odaklanacaktı. Whittle, icadıyla hükümetin ilgisini çekemedi ve gelişme yavaş bir hızda devam etti.

1935'te, Hans von Ohain Almanya'da benzer bir tasarım üzerinde çalışmaya başladı, hem kompresör hem de türbin radyal, aynı diskin karşıt taraflarında, başlangıçta Whittle'ın çalışmasından habersizdi. Von Ohain'in ilk cihazı kesinlikle deneyseldi ve yalnızca harici güç altında çalışabilirdi, ancak temel konsepti gösterebildi. Ohain daha sonra , tasarımın vaadini hemen gören, günün en büyük uçak sanayicilerinden biri olan Ernst Heinkel ile tanıştırıldı . Heinkel yakın zamanda Hirth motor şirketini satın almıştı ve Ohain ve usta makinisti Max Hahn orada Hirth şirketinin yeni bir bölümü olarak kuruldu. Eylül 1937'de ilk HeS 1 santrifüj motorlarını çalıştırdılar. Whittle'ın tasarımından farklı olarak Ohain , yakıt olarak hidrojeni kullandı ve dış basınç altında sağlandı. Daha sonraki tasarımları, Heinkel'in basit ve kompakt He 178 uçağına takılan ve 27 Ağustos 1939 sabahının erken saatlerinde Erich Warsitz tarafından Rostock -Marienehe havaalanından uçan , benzinle çalışan 5 kN'lik (1,100 lbf) HeS 3'te doruğa ulaştı. , gelişme için etkileyici derecede kısa bir süre. He 178, dünyanın ilk jet uçağıydı. Heinkel, 31 Mayıs 1939'da Hans Joachim Pabst von Ohain'in Uçak Elektrik Santralini kapsayan bir ABD patenti için başvurdu; patent numarası US2256198, M Hahn mucit olarak anılır.

Junkers'ın motor bölümünden ( Junkers Motoren veya "Jumo") Avusturyalı Anselm Franz , jet motorlarında eksenel akışlı kompresörü tanıttı . Jumo'ya gaz türbinli uçak motorları için RLM 109-0xx numaralandırma dizisindeki bir sonraki motor numarası "004" verildi ve sonuç Jumo 004 motoru oldu. Birçok az teknik sorunlar çözüldü sonra bu motorun seri üretim dünyanın ilk jet- için bir motordan olarak 1944 yılında başlayan savaş uçağı , Messerschmitt Me 262 (ve daha sonra dünyanın ilk jet- bombardıman uçağı, Arado Ar 234 ). Çeşitli sebepler motorun kullanılabilirliğini geciktirmek için bir araya geldi ve avcı uçağının Almanya'nın II . Dünya Savaşı'ndaki konumunu iyileştirmek için çok geç gelmesine neden oldu, ancak bu hizmette kullanılan ilk jet motoruydu.

Bu arada, İngiltere'de Gloster E28/39 ilk uçuşunu 15 Mayıs 1941'de yaptı ve Gloster Meteor nihayet Temmuz 1944'te RAF ile hizmete girdi . Bunlara, Frank Whittle tarafından kurulan Power Jets Ltd.'nin turbojet motorları güç veriyordu. İlk iki operasyonel turbojet uçak, Messerschmitt Me 262 ve ardından Gloster Meteor, 1944'te birbirinden üç ay sonra hizmete girdi.

Savaşın sona ermesinin ardından, Alman jet uçakları ve jet motorları, muzaffer müttefikler tarafından kapsamlı bir şekilde incelendi ve erken Sovyet ve ABD jet avcı uçakları üzerinde çalışmaya katkıda bulundu . Eksenel akışlı motorun mirası, sabit kanatlı uçaklardaki hemen hemen tüm jet motorlarının bu tasarımdan biraz ilham almış olması gerçeğinde görülmektedir .

1950'lerde jet motoru, kargo, irtibat ve diğer özel tipler hariç, savaş uçaklarında neredeyse evrenseldi. Bu noktada, bazı İngiliz tasarımları zaten sivil kullanım için temizlendi ve de Havilland Comet ve Avro Canada Jetliner gibi erken modellerde göründü . 1960'lara gelindiğinde, tüm büyük sivil uçaklar da jet motorluydu ve pistonlu motoru kargo uçuşları gibi düşük maliyetli niş rollerde bıraktı .

Turbojet motorların verimliliği hala pistonlu motorlardan daha kötüydü, ancak 1970'lerde yüksek baypaslı turbofan jet motorlarının ortaya çıkmasıyla ( Edgar Buckingham gibi erken yorumcular tarafından öngörülmeyen bir yenilik , yüksek hızlarda ve yüksek irtifalarda görünüyordu). onlar için saçma), yakıt verimliliği en iyi pistonlu ve pervaneli motorlarla hemen hemen aynıydı.

kullanır

Jet motorları , jet uçaklarına , seyir füzelerine ve insansız hava araçlarına güç sağlar . Roket motorları şeklinde havai fişeklere , model roketlere , uzay uçuşlarına ve askeri füzelere güç sağlarlar .

Jet motorları , tüm zamanların rekoru bir roket arabası tarafından tutularak , özellikle drag yarışçıları olmak üzere yüksek hızlı arabaları harekete geçirdi . Turbofanla çalışan bir araba olan ThrustSSC şu anda kara hız rekorunu elinde tutuyor .

Jet motoru tasarımları, endüstriyel gaz türbinleri veya deniz güç santralleri gibi uçak dışı uygulamalar için sıklıkla değiştirilir . Bunlar elektrik enerjisi üretiminde, su, doğal gaz veya yağ pompalarına güç sağlamak ve gemiler ve lokomotifler için tahrik sağlamak için kullanılır. Endüstriyel gaz türbinleri 50.000 mil beygir gücüne kadar üretebilir. Bu motorların çoğu, Pratt & Whitney J57 ve J75 modelleri gibi eski askeri turbojetlerden türetilmiştir. Ayrıca 35.000 Beygir gücü (HP) üreten P&W JT8D düşük baypaslı turbofanın bir türevi de vardır.

Jet motorları bazen , genellikle helikopterlere ve bazı pervaneli uçaklara güç sağlamak için kullanılan gaz türbini motorlarının biçimleri olan turboşaft ve turboprop motorlarla motor çekirdekleri gibi belirli bileşenlere dönüştürülür veya paylaşılır .

jet motoru türleri

Çok sayıda farklı tipte jet motoru vardır ve bunların tümü jet tahrik prensibinden ileri itme sağlar .

hava soluma

Genellikle uçaklar hava soluyan jet motorları tarafından tahrik edilir. Kullanımda olan hava soluyan jet motorlarının çoğu , ses hızının hemen altındaki hızlarda iyi verim sağlayan turbofan jet motorlarıdır.

türbin destekli

Gaz türbinleri , bir yanma gazı akışından enerji çeken döner motorlardır. Aralarında bir yanma odası bulunan bir akış aşağı türbine bağlı bir yukarı akış kompresörü vardır. Uçak motorlarında, bu üç temel bileşene genellikle "gaz jeneratörü" denir. Gaz türbinlerinin birçok farklı varyasyonu vardır, ancak hepsi bir tür gaz jeneratörü sistemi kullanır.

turbojet

Bir turbojet motoru, bir giriş ve bir kompresör ( eksenel , merkezkaç veya her ikisi) ile havayı sıkıştırarak, sıkıştırılmış hava ile yakıtı karıştırarak, karışımı yanma odasında yakarak ve ardından sıcak, yüksek basıncı geçirerek çalışan bir gaz türbin motorudur. bir türbin ve bir meme aracılığıyla hava . Kompresör, içinden geçen genişleyen gazdan enerji çeken türbin tarafından çalıştırılır. Motor, yakıttaki iç enerjiyi egzozdaki kinetik enerjiye dönüştürerek itme kuvveti üretir. Giriş tarafından alınan tüm hava , aşağıda açıklanan turbofan motorundan farklı olarak kompresör, yanma odası ve türbinden geçirilir .

turbofan

Turbofanlar , turbojetlerden farklıdır, çünkü motorun önünde, çekirdek gaz türbini motorunu atlayarak bir kanaldaki havayı hızlandıran ek bir fana sahiptirler. Turbofanlar, orta ve uzun menzilli uçaklar için baskın motor tipidir .

Turbofanlar genellikle ses altı hızlarda turbojetlerden daha verimlidir, ancak yüksek hızlarda geniş ön alanları daha fazla sürtünme oluşturur . Bu nedenle, süpersonik uçuşta ve diğer hususların yakıt verimliliğinden daha yüksek önceliğe sahip olduğu askeri ve diğer uçaklarda, fanlar daha küçük veya eksik olma eğilimindedir.

Bu ayrımlar nedeniyle, turbofan motor tasarımları , motorun çekirdeğini atlayan hava miktarına bağlı olarak genellikle düşük baypas veya yüksek baypas olarak sınıflandırılır . Düşük baypaslı turbofanlar , yaklaşık 2:1 veya daha az bir baypas oranına sahiptir.

Ram sıkıştırma

Ram sıkıştırmalı jet motorları, gaz türbinli motorlara benzer hava soluyan motorlardır ve her ikisi de Brayton çevrimini takip eder . Bununla birlikte, gaz türbini ve ram ile çalışan motorlar, gelen hava akışını nasıl sıkıştırdıklarına göre farklılık gösterir. Gaz türbinli motorlar, gelen havayı sıkıştırmak için eksenel veya santrifüj kompresörler kullanırken, ram motorları yalnızca giriş veya difüzör yoluyla sıkıştırılan havaya güvenir. Bu nedenle, bir ram motoru, çalışabilmesi için önemli bir başlangıç ​​ileri hava hızı gerektirir. Ram motorlu motorlar, hareketli parça içeremedikleri için en basit hava soluyan jet motoru türü olarak kabul edilir.

Ramjetler, ram ile çalışan jet motorlarıdır. Mekanik olarak basittirler ve çok yüksek hızlar dışında turbojetlerden daha az verimli çalışırlar.

Scramjet'ler esas olarak havanın ses altı hızlara yavaşlamaması gerçeğinde farklılık gösterir. Bunun yerine, süpersonik yanma kullanırlar. Daha da yüksek hızda verimlidirler. Çok azı inşa edildi veya uçuruldu.

Sürekli olmayan yanma

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
motorlu jet	Bir turbojet gibi çalışır, ancak kompresörü türbin yerine bir pistonlu motor çalıştırır.	Bir pervaneden daha yüksek egzoz hızı, yüksek hızda daha iyi itme sağlar	Ağır, verimsiz ve güçsüz. Örnek: Caproni Campini N.1 .
darbe jeti	Hava, sürekli yerine aralıklı olarak sıkıştırılır ve yakılır. Bazı tasarımlar valf kullanır.	V-1 uçan bomba için ve daha yakın zamanda model uçaklarda kullanılan çok basit tasarım	Gürültülü, verimsiz (düşük sıkıştırma oranı), büyük ölçekte kötü çalışıyor, valfli tasarımlardaki valfler çabuk aşınıyor
Darbe patlatma motoru	Bir pulse jet motoru benzer şekilde, fakat yanma bir şekilde ortaya çıkar patlama yerine bir ateşe verme , olabilir veya vanaları gerekmeyebilir	Maksimum teorik motor verimliliği	Son derece gürültülü, aşırı mekanik yorgunluğa maruz kalan parçalar, patlamayı başlatmak zor, mevcut kullanım için pratik değil

Diğer jet tahrik türleri

Roket

Roket motoru, bir reaksiyon motoru biçimiyle aynı temel fiziksel itki ilkelerini kullanır , ancak oksijen sağlamak için atmosferik havaya ihtiyaç duymaması bakımından jet motorundan farklıdır; roket, reaksiyon kütlesinin tüm bileşenlerini taşır. Bununla birlikte, bazı tanımlar onu bir jet tahrik biçimi olarak ele alır .

Roketler hava solumadığından, bu onların keyfi irtifalarda ve uzayda çalışmasına izin verir.

Bu tip motor, uyduları fırlatmak, uzay araştırmaları ve insanlı erişim için kullanılır ve 1969'da aya inişe izin verilir .

Roket motorları, yüksek irtifa uçuşları için veya roket motorlarının kendileri çok yüksek bir itme-ağırlık oranına sahip oldukları için çok yüksek ivmelerin gerekli olduğu her yerde kullanılır .

Bununla birlikte, yüksek egzoz hızı ve daha ağır, oksitleyici açısından zengin itici gaz, turbofanlardan çok daha fazla itici yakıt kullanımına neden olur. Buna rağmen, son derece yüksek hızlarda enerji verimli hale gelirler.

Bir roket motorunun net itişi için yaklaşık bir denklem:

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;}$

Burada net çekiş olduğu bir spesifik itici , a, standart ağırlık , bir kg / s itici akışı, egzost ağızlığının çıkışındaki enine kesit alanıdır, ve atmosfer basıncıdır. ${\displaystyle F_{N}}$${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$${\displaystyle g_{0}}$${\displaystyle {\dot {m}}}$${\ Displaystyle A_{e}}$${\görüntüleme stili p}$

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Roket	Tüm itici gazları ve oksitleyicileri gemide taşır, sevk için jet yayar	Çok az hareketli parça. Mach 0 ila Mach 25+; çok yüksek hızda verimli (> Mach 5.0 ya da öylesine). İtki/ağırlık oranı 100'ün üzerinde. Karmaşık hava girişi yok. Yüksek sıkıştırma oranı. Çok yüksek hızlı ( hipersonik ) egzoz. İyi maliyet/itki oranı. Test etmek oldukça kolay. Vakumda çalışır; gerçekten de, yüksek hızda araç yapısı üzerinde daha nazik olan atmosferin dışında en iyi şekilde çalışır. Serin tutmak için oldukça küçük yüzey alanı ve sıcak egzoz akışında türbin yok. Çok yüksek sıcaklıkta yanma ve yüksek genleşme oranlı meme, çok yüksek hızlarda çok yüksek verim sağlar.	Çok fazla itici gaza ihtiyacı var. Çok düşük özgül dürtü – tipik olarak 100-450 saniye. Yanma odasının aşırı termal stresleri yeniden kullanımı zorlaştırabilir. Tipik olarak, riskleri artıran oksitleyicinin gemide taşınmasını gerektirir. Olağanüstü gürültülü.

hibrit

Kombine çevrimli motorlar aynı anda iki veya daha fazla farklı jet tahrik prensibini kullanır.

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
turbo roket	Maksimum irtifayı artırmak için hava akımına oksijen gibi ek bir oksitleyicinin eklendiği bir turbojet	Mevcut tasarımlara çok yakın, çok yüksek irtifa, geniş irtifa ve hava hızı aralığında çalışır	Hava hızı turbojet motoruyla aynı aralıkta sınırlı olduğundan, LOX gibi oksitleyici taşımak tehlikeli olabilir. Basit roketlerden çok daha ağır.
Hava destekli roket	Esasen, giriş havasının sıkıştırıldığı ve bir roketten çıkan egzoz ile yakıldığı bir ramjet	Mach 0 ila Mach 4.5+ (ayrıca ekzoatmosferik çalışabilir), Mach 2 ila 4'te iyi verimlilik	Düşük hızda veya ekzoatmosferde roketlere benzer verimlilik, giriş zorlukları, nispeten gelişmemiş ve keşfedilmemiş bir tip, soğutma zorlukları, çok gürültülü, itme/ağırlık oranı ramjetlere benzer.
Ön soğutmalı jetler / LACE	Emilen hava, bir ramjet ve/veya turbojet ve/veya roket motorundan geçmeden önce bir ısı eşanjöründeki girişte çok düşük sıcaklıklara soğutulur.	Yerde kolayca test edilir. Çok çeşitli hava hızlarında iyi yakıt verimliliği ile birlikte çok yüksek itme/ağırlık oranları (~14) mümkündür, Mach 0–5.5+; bu verimlilik kombinasyonu, yörüngeye fırlatmaya, tek aşamalı veya çok hızlı, çok uzun mesafeli kıtalararası seyahate izin verebilir.	Yalnızca laboratuvar prototipleme aşamasında bulunur. Örnekler arasında RB545 , Reaction Engines SABER , ATREX sayılabilir . Çok düşük yoğunluğa sahip sıvı hidrojen yakıtı gerektirir ve yoğun şekilde yalıtılmış tankaj gerektirir.

Su jeti

Bir su jeti veya pompa jeti, bir su jeti kullanan bir deniz tahrik sistemidir. Mekanik düzenleme, ağızlıklı kanallı bir pervane veya bir santrifüj kompresör ve ağızlık olabilir. Pompa jeti, Dizel veya gaz türbini gibi ayrı bir motor tarafından çalıştırılmalıdır .

Tip	Açıklama	Avantajlar	Dezavantajları
Su jeti	Su roketlerini ve jetbotları sevk etmek için ; bir meme aracılığıyla arkadan su fışkırtır	Teknelerde, sığ suda çalışabilir, yüksek hızlanma, motor aşırı yüklenme riski yoktur (pervanelerin aksine), daha az gürültü ve titreşim, tüm tekne hızlarında yüksek manevra kabiliyeti, yüksek hız verimliliği, enkazdan kaynaklanan hasarlara karşı daha az savunmasız, çok güvenilir, daha fazla yük esneklik, vahşi yaşam için daha az zararlı	Düşük hızda bir pervaneden daha az verimli olabilir, daha pahalıdır, sürüklenen su nedeniyle teknede daha yüksek ağırlık, tekne, jet boyutundan daha ağırsa iyi performans göstermez.

Genel fiziksel prensipler

Tüm jet motorları , nispeten yüksek hızda geriye doğru bir sıvı jeti yayarak itme üreten reaksiyon motorlarıdır . Bu jeti oluşturmak için motorun içinde gerekli olan kuvvetler, motoru ileri doğru iten güçlü bir itme kuvveti sağlar.

Jet motorları, jetlerini, motora bağlı tanklarda (bir 'roket'te olduğu gibi) ve ayrıca kanal motorlarında (uçaklarda yaygın olarak kullanılanlar) depolanan itici gazdan , harici bir sıvıyı (çok tipik olarak hava) yutarak ve dışarı atarak yapar. daha yüksek hızda.

sevk memesi

Tahrik nozulu, egzoz jetini oluşturduğu için tüm jet motorlarının temel bileşenidir . İtici nozullar, iç ve basınç enerjisini yüksek hızlı kinetik enerjiye dönüştürür. Nozul boyunca toplam basınç ve sıcaklık değişmez, ancak gazın hızı arttıkça statik değerleri düşer.

Nozula giren havanın hızı düşüktür, yaklaşık Mach 0.4'tür ve bu, memeye giden kanaldaki basınç kayıplarını en aza indirmek için bir ön koşuldur. Nozula giren sıcaklık, seyir irtifalarında soğuk havada bir fan nozülü için deniz seviyesi ortamı kadar düşük olabilir. Sesten hızlı yanan bir motor için 1000K egzoz gazı sıcaklığı veya art yakıcı yandığında 2200K kadar yüksek olabilir. Nozula giren basınç, tek kademeli bir fan için nozul dışındaki basıncın 1,5 katından, en hızlı insanlı uçak için mach 3+ için 30 katına kadar değişebilir.

Yakınsak nozüller, gazı yalnızca yerel sonik (Mach 1) koşullara kadar hızlandırabilir. Yüksek uçuş hızlarına ulaşmak için daha da yüksek egzoz hızları gerekir ve bu nedenle yüksek hızlı uçaklarda genellikle yakınsak-ıraksak bir nozul kullanılır.

Gazın statik basıncı, memeden çıkarken ortam değerine ulaşırsa meme itişi en yüksek olur. Bu, yalnızca meme çıkış alanı meme basınç oranı (npr) için doğru değer olduğunda gerçekleşir. Npr, motor itme ayarı ve uçuş hızı ile değiştiğinden, bu nadiren olur. Ayrıca süpersonik hızlarda ıraksayan alan, dış gövde sürüklemesi ile bir değiş tokuş olarak ortam basıncına tam bir iç genleşme sağlamak için gerekenden daha azdır. Whitford örnek olarak F-16'yı veriyor. Diğer yeterince genişletilmemiş örnekler, XB-70 ve SR-71 idi.

Meme boyutu, türbin memelerinin alanıyla birlikte kompresörün çalışma basıncını belirler.

itme

Uçak jet motorlarıyla ilgili enerji verimliliği

Bu genel bakış, komple jet uçağı güç santrallerinde veya motor kurulumlarında enerji kayıplarının nerede meydana geldiğini vurgulamaktadır.

Duran bir jet motoru, bir test standında olduğu gibi, yakıtı emer ve itme üretir. Bunu ne kadar iyi yaptığı, ne kadar yakıt kullandığına ve onu dizginlemek için hangi kuvvetin gerekli olduğuna göre değerlendirilir. Bu, verimliliğinin bir ölçüsüdür. Motorun içinde bir şey bozulursa (performans bozulması olarak bilinir), daha az verimli olur ve bu, yakıtın ne zaman daha az itme ürettiğini gösterir. Hava/yanma gazlarının daha düzgün akmasını sağlayan bir iç parçada değişiklik yapılırsa, motor daha verimli olacak ve daha az yakıt tüketecektir. Farklı şeylerin motor verimliliğini nasıl değiştirdiğini değerlendirmek ve ayrıca farklı motorlar arasında karşılaştırmalar yapılmasına izin vermek için standart bir tanım kullanılır. Bu tanım, özgül yakıt tüketimi veya bir birim itme kuvveti üretmek için ne kadar yakıt gerektiği olarak adlandırılır. Örneğin, belirli bir motor tasarımı için, bir baypas kanalındaki bazı tümsekler yumuşatılırsa, havanın daha düzgün bir şekilde akacağı ve böylece basınç kaybında %x'lik bir azalma olacağı ve yakıt alımını sağlamak için %y daha az yakıta ihtiyaç duyulacağı bilinecektir. örneğin kapalı itme. Bu anlayış, Jet motor performansı mühendislik disiplini altına girer . Verimliliğin ileri hızdan ve uçak sistemlerine enerji sağlanmasından nasıl etkilendiği daha sonra bahsedilecektir.

Motorun verimliliği, esas olarak, kompresör tarafından üretilen basınç ve ilk dönen türbin kanatları grubundaki yanma gazlarının sıcaklığı olan motorun içindeki çalışma koşulları tarafından kontrol edilir. Basınç, motordaki en yüksek hava basıncıdır. Türbin rotor sıcaklığı motordaki en yüksek değil, enerji transferinin gerçekleştiği en yüksek sıcaklıktır (yanma odasında daha yüksek sıcaklıklar oluşur). Yukarıdaki basınç ve sıcaklık, bir Termodinamik çevrim diyagramında gösterilmiştir.

Verimlilik, havanın ve yanma gazlarının motordan ne kadar düzgün aktığı, akışın kompresörler ve türbinlerdeki hareketli ve sabit geçişlerle ne kadar iyi hizalandığı (geliş açısı olarak bilinir) ile daha da değiştirilir. Optimum olmayan açıların yanı sıra optimum olmayan geçiş ve kanat şekilleri, Sınır katmanlarının kalınlaşmasına ve ayrılmasına ve Şok dalgalarının oluşmasına neden olabilir . Farklı parçaları birbirine bağlayan kanallardan geçerken akışı yavaşlatmak (daha düşük hız daha az basınç kaybı veya Basınç düşüşü anlamına gelir ) önemlidir. Kompresörler, türbinler ve yanma odası için verimlilik ve kanallar için basınç kayıpları gibi ölçütlerle, tek tek bileşenlerin yakıtı itmeye ne kadar iyi katkıda bulunduğu ölçülür. Bunlar bir Termodinamik çevrim diyagramında çizgiler olarak gösterilir .

Olarak bilinen motor verimliliği veya termal verimlilik . bağlıdır termodinamik döngü parametrelerinin, azami basınç ve sıcaklık ve bileşen verimlilik ile, , ve ve kanal basınç kayıpları. ${\displaystyle \eta _{th}}$${\ Displaystyle \ eta _ {kompresör}}$${\ Displaystyle \ eta _ {yanma}}$${\ Displaystyle \ eta _ {türbin}}$

Motorun başarılı bir şekilde çalışması için basınçlı havaya ihtiyacı vardır. Bu hava kendi kompresöründen gelir ve ikincil hava olarak adlandırılır. İtki yapmaya katkıda bulunmaz, bu nedenle motoru daha az verimli hale getirir. Motorun mekanik bütünlüğünü korumak, parçaların aşırı ısınmasını durdurmak ve örneğin yataklardan yağ sızmasını önlemek için kullanılır. Kompresörlerden alınan bu havanın sadece bir kısmı türbin akışına geri dönerek itki üretimine katkıda bulunur. Gereken miktardaki herhangi bir azalma motor verimliliğini artırır. Yine, belirli bir motor tasarımı için, soğutma akışı için %x oranında azaltılmış bir gereksinimin, özgül yakıt tüketimini %y oranında azaltacağı bilinecektir . Başka bir deyişle, örneğin kalkış itişini sağlamak için daha az yakıt gerekecektir. Motor daha verimli.

Yukarıdaki hususların tümü, motorun kendi kendine çalışması ve aynı zamanda faydalı hiçbir şey yapmaması, yani bir uçağı hareket ettirmemesi veya uçağın elektrik, hidrolik ve hava sistemlerine enerji sağlamaması için temeldir. Uçakta motor, bu sistemlere güç sağlamak için itme üretme potansiyelinin veya yakıtın bir kısmını verir. Tesisat kayıplarına neden olan bu gereksinimler verimini düşürür. Motorun itişine katkıda bulunmayan bir miktar yakıt kullanıyor.

Son olarak, uçak uçarken, itici jetin kendisi, motordan ayrıldıktan sonra boşa harcanan kinetik enerjiyi içerir. Bu, itici veya Froude verimliliği terimi ile ölçülür ve motorun, örneğin bir turboprop veya turbofan motoru olarak, baypas akışı ve itici jet için daha düşük bir hız verecek şekilde yeniden tasarlanmasıyla azaltılabilir. Aynı zamanda ileri hız , Genel basınç oranını artırarak artırır . ${\displaystyle \eta _{p}}$${\displaystyle \eta _{th}}$

Motorun uçuş hızındaki genel verimliliği şu şekilde tanımlanır . ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

Uçuş hızı o motor kompresör teslim edilmeden önce giriş havasını sıkıştırır ne kadar iyi bağlıdır. Emme sıkıştırma 32 kadar yüksek olabilir oranı: Mach 3 1 vermek üzere, motor kompresörün ekler Genel bir basınç oranı ve için termodinamik döngü . Bunu ne kadar iyi yaptığı, basınç geri kazanımı veya girişteki kayıpların ölçümü ile tanımlanır. Mach 3 insanlı uçuş, bu kayıpların bir anda nasıl çarpıcı biçimde artabileceğinin ilginç bir örneğini sağladı. Kuzey Amerika XB-70 Valkür ve Lockheed SR-71 Blackbird Mach 3 sebebiyle birden fazla şokların sistemleri ile, yani sıkıştırma işlemi sırasında nispeten düşük kayıplara yaklaşık 0.8 arasında vardı her basınç geri kazanım. Bir 'başlatmama' sırasında, verimli şok sistemi, girişin ötesinde çok verimsiz bir tek şok ve yaklaşık 0,3'lük bir emme basıncı geri kazanımı ve buna uygun olarak düşük bir basınç oranı ile değiştirilecektir. ${\görüntüleme stili \eta _{o}}$${\displaystyle \eta _{th}}$

Yaklaşık Mach 2'nin üzerindeki hızlarda sevk nozulu, genellikle ekstra dahili itme kayıplarına sahiptir, çünkü çıkış alanı, harici gövde sonrası sürükleme ile bir takas olarak yeterince büyük değildir.

Bir baypas motoru, itici verimliliği artırsa da, motorun kendi içinde kendi kayıplarına neden olur. Gaz jeneratöründen gelen enerjiyi bir baypas hava akışına aktarmak için makineler eklenmelidir. Bir turbojetin sevk nozülündeki düşük kayıp, eklenen türbin ve fandaki verimsizliklerden dolayı ekstra kayıplarla eklenir. Bunlar bir aktarıma veya aktarım verimliliğine dahil edilebilir . Bununla birlikte, bu kayıplar, tahrik verimliliğindeki iyileşmeden daha fazladır. Ayrıca baypas kanalında ekstra basınç kayıpları ve ekstra bir sevk memesi vardır. ${\görüntüleme stili \eta _{T}}$

Turbofanların ortaya çıkmasıyla, zarar veren makineleri ile motorun içinde olup bitenler Bennett tarafından örneğin gaz jeneratörü ve transfer makineleri arasında ayrılmıştır . ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$

Araçlara takılan jet motorlarının enerji verimliliği ( ) iki ana bileşene sahiptir: ${\görüntüleme stili \eta _{o}}$

• itici verimlilik ( ): Jetin enerjisinin ne kadarının jetin kinetik enerjisi olarak taşınmak yerine araç gövdesinde sona erdiği .${\displaystyle \eta _{p}}$
• çevrim verimliliği ( ): motorun jeti ne kadar verimli şekilde hızlandırabileceği${\displaystyle \eta _{th}}$

Genel enerji verimliliği : ${\görüntüleme stili \eta _{o}}$

${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

tüm jet motorları için , egzoz jet hızı araç hızına yaklaştıkça itici verimlilik en yüksektir , çünkü bu en küçük kalıntı kinetik enerjiyi verir. Hava soluyan bir motor için, araç hızına eşit veya bire eşit bir egzoz hızı , net momentum değişikliği olmaksızın sıfır itme sağlar. Egzoz hızıyla hızla hareket eden ve yakıt akışını ihmal eden hava soluyan motorlar için formül şöyledir: ${\displaystyle \eta _{p}}$${\görüntüleme stili v}$${\displaystyle v_{e}}$

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

Ve bir roket için:

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

İtki verimliliğine ek olarak, bir başka faktör de çevrim verimliliğidir ; jet motoru bir tür ısı motorudur. Isı motorunun verimliliği , motorda ulaşılan sıcaklıkların memeden atılan sıcaklığa oranı ile belirlenir. Bu, daha yüksek maksimum çevrim sıcaklıklarına izin vermek için yeni malzemeler tanıtıldığından zaman içinde sürekli olarak iyileşmiştir. Örneğin, maksimum çevrim sıcaklığında çalışan HP türbin kanatları için metalleri seramikle birleştiren kompozit malzemeler geliştirilmiştir. Verimlilik, elde edilebilecek toplam basınç oranı ile de sınırlıdır. Roket motorlarında döngü verimliliği en yüksektir (~%60+), çünkü son derece yüksek yanma sıcaklıklarına ulaşabilirler. Turbojet ve benzerlerinde çevrim verimliliği, çok daha düşük pik çevrim sıcaklıkları nedeniyle %30'a yakındır.

Deniz seviyesinden kalkış koşullarında çoğu uçak gaz türbini motorunun yanma verimliliği neredeyse %100'dür. İrtifa seyir koşullarında doğrusal olmayan bir şekilde %98'e düşer. Hava-yakıt oranı 50:1 ila 130:1 arasında değişir. Her tür yanma odası için, alevin söndüğü hava-yakıt oranının zengin ve zayıf bir sınırı vardır . Zengin ve zayıf sınırlar arasındaki hava-yakıt oranı aralığı, hava hızının artmasıyla azalır. Artan hava kütle akışı yakıt oranını belirli bir değerin altına düşürürse alev sönmesi meydana gelir.

Yakıt veya itici yakıt tüketimi

Enerji verimliliğiyle yakından ilişkili (ancak farklı) bir kavram, itici kütle tüketim oranıdır. Jet motorlarında yakıt tüketimi , özgül yakıt tüketimi , özgül darbe veya etkin egzoz hızı ile ölçülür . Hepsi aynı şeyi ölçüyor. Özgül dürtü ve etkin egzoz hızı kesinlikle orantılıdır, oysa özgül yakıt tüketimi diğerleriyle ters orantılıdır.

Turbojetler gibi hava soluyan motorlar için, itici yakıt bir yakıt ve enerji kaynağı olduğundan, enerji verimliliği ve itici (yakıt) verimliliği aşağı yukarı aynı şeydir. Rokette, itici aynı zamanda egzozdur ve bu, yüksek enerjili bir iticinin daha iyi itici verimliliği sağladığı, ancak bazı durumlarda aslında daha düşük enerji verimliliği sağlayabileceği anlamına gelir .

O (hemen altında) mi daha böyle General Electric CF6 olarak ses altı turbofanları bir saniye baskı yaratmak için çok az yakıt kullanmak Turbofanın söz konusu tabloda görülebilir Concorde 'nin Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turbojet. Ancak, Concorde için enerji kuvvet çarpı mesafe ve saniyedeki mesafe daha büyük olduğundan, motor tarafından aynı miktarda yakıt için üretilen gerçek güç, Concorde için Mach 2'de CF6'dan daha yüksekti. Böylece Concorde'un motorları mil başına enerji açısından daha verimliydi.

Çeşitli roket ve jet motorları için özgül yakıt tüketimi (SFC), özgül dürtü ve etkin egzoz hızı sayıları.

Motor tipi	İlk çalıştırma	Senaryo	Özellik yakıt eksileri		Spesifik dürtü (ler)	Etkili egzoz hızı (m/s)	Yığın	İtme- ağırlık oranı (deniz seviyesi)
			(lb/lbf·h)	(g/kN·s)
Avio P80 katı yakıtlı roket motoru	2006	Vega birinci kademe vakum	13	360	280	2700	16.160 lb (7.330 kg) (Boş)
Avio Zefiro 23 katı yakıtlı roket motoru	2006	Vega ikinci kademe vakum	12.52	354.7	287.5	2819	4.266 lb (1.935 kg) (Boş)
Avio Zefiro 9A katı yakıtlı roket motoru	2008	Vega üçüncü kademe vakum	12.20	345.4	295.2	2895	1.997 lb (906 kg) (Boş)
RD-843 sıvı yakıtlı roket motoru		Vega üst kademe vakum	11.41	323.2	315.5	3094	35,1 lb (15,93 kg) (Kuru)
Kouznetsov NK-33 sıvı yakıtlı roket motoru	1970'ler	N-1F , Soyuz-2-1v birinci kademe vakum	10.9	308	331	3250	2.730 lb (1.240 kg) (Kuru)	136.8
NPO Energomash RD-171M sıvı yakıtlı roket motoru		Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , Zenit-3F birinci kademe vakum	10.7	303	337	3300	21.500 lb (9.750 kg) (Kuru)	79.57
LE-7A sıvı yakıtlı roket motoru		H-IIA , H-IIB birinci kademe vakum	8.22	233	438	4300	4.000 lb (1.800 kg) (Kuru)	62.2
Snecma HM-7B kriyojenik roket motoru		Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA üst kademe vakum	8.097	229.4	444.6	4360	364 lb (165 kg) (Kuru)	43.25
LE-5B-2 kriyojenik roket motoru		H-IIA , H-IIB üst kademe vakum	8.05	228	447	4380	640 lb (290 kg) (Kuru)	51.93
Aerojet Rocketdyne RS-25 kriyojenik roket motoru	1981	Uzay Mekiği , SLS birinci kademe vakum	7,95	225	453	4440	7.004 lb (3.177 kg) (Kuru)	53.79
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 kriyojenik roket motoru		Delta III , Delta IV , SLS üst kademe vakum	7.734	219.1	465.5	4565	664 lb (301 kg) (Kuru)	37.27
Ramjet		1 maç	4.5	130	800	7800
NERVA NRX A6 nükleer termal roket motoru	1967	vakum			869		40.001 lb (18.144 kg) (Kuru)	1.39
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turbofan		Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statik deniz seviyesi ( Yeniden ısıtma )	2.5	70.8	1440	14120	2.107 lb (956 kg) (Kuru)	7.59
GE F101-GE-102 turbofan	1970'ler	B-1B statik deniz seviyesi (Yeniden ısıtma)	2.46	70	1460	14400	4.400 lb (2.000 kg) (Kuru)	7.04
Tumansky R-25-300 turbojet		MIG-21bis statik deniz seviyesi ( Yeniden Isıtma )	2.206	62.5	1632	16000	2.679 lb (1.215 kg) (Kuru)	5.6
GE J85-GE-21 turbojet		F-5E/F statik deniz seviyesi (Yeniden ısıtma)	2.13	60.3	1690	16570	640 lb (290 kg) (Kuru)	7.81
GE F110-GE-132 turbofan		F-16E/F Blok 60 veya -129 statik deniz seviyesini yükseltir (Yeniden Isıtma)	2.09	59.2	1722	16890	4.050 lb (1840 kg) (Kuru)	7.9
Honeywell/ITEC F125-GA-100 turbofan		F-CK-1 statik deniz seviyesi (Yeniden ısıtma)	2.06	58.4	1748	17140	1.360 lb (620 kg) (Kuru)	6.8
Snecma M53-P2 turbofan		Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/retrofit statik deniz seviyesi (Yeniden Isıtma)	2.05	58.1	1756	17220	3.307 lb (1.500 kg) (Kuru)	6.46
Snecma Atar 09C turbojet		Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , Mirage IV prototipi statik deniz seviyesi (Yeniden Isıtma)	2.03	57.5	1770	17400	3.210 lb (1.456 kg) (Kuru)	4.13
Snecma Atar 09K-50 turbojet		Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statik deniz seviyesi (Yeniden Isıtma)	1.991	56.4	1808	17730	3.487 lb (1.582 kg) (Kuru)	4.55
GE J79-GE-15 turbojet		F-4E/EJ/F/G , RF-4E statik deniz seviyesi (Yeniden Isıtma)	1.965	55.7	1832	17970	3.850 lb (1.750 kg) (Kuru)	4.6
Satürn AL-31F turbofan		Su-27/P/K statik deniz seviyesi (Tekrar Isıtma)	1.96	55.5	1837	18010	3350 lb (1,520 kg) (Kuru)	8.22
J-58 turbojet	1958	SR-71 , Mach 3.2'de (Tekrar Isıtma)	1.9	53.8	1895	18580	6.000 lb (2.700 kg) (Kuru)
GE F110-GE-129 turbofan		F-16C/D/V Blok 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statik deniz seviyesi (Yeniden Isıtma)	1.9	53.8	1895	18580	3.980 lb (1.810 kg) (Kuru)	7.36
Solovyev D-30F6 turbofan		MiG-31 , S-37/Su-47 statik deniz seviyesi (Tekrar Isıtma)	1.863	52.8	1932	18950	5.326 lb (2.416 kg) (Kuru)	7.856
Lyulka AL-21F-3 turbojet		Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statik deniz seviyesi ( Yeniden Isıtma )	1.86	52.7	1935	18980	3.790 lb (1.720 kg) (Kuru)	5.61
Klimov RD-33 turbofan	1974	MiG-29 statik deniz seviyesi (Tekrar Isıtma)	1.85	52.4	1946	19080	2.326 lb (1.055 kg) (Kuru)	7.9
Satürn AL-41F-1S turbofan		Su-35S/T-10BM statik deniz seviyesi ( Yeniden Isıtma )	1.819	51.5	1979	19410	3.536 lb (1.604 kg) (Kuru)	8.75-9.04
Volvo RM12 turbofan	1978	Gripen A/B/C/D statik deniz seviyesi (Yeniden ısıtma)	1.78	50.4	2022	198330	2.315 lb (1.050 kg) (Kuru)	7.82
GE F404-GE-402 turbofan		F/A-18C/D statik deniz seviyesi ( Yeniden ısıtma)	1.74	49	2070	20300	2.282 lb (1.035 kg) (Kuru)	7.756
Kuznetsov NK-32 turbofan	1980	Tu-144LL , Tu-160 statik deniz seviyesi ( Tekrar Isıtma )	1.7	48	2100	21000	7.500 lb (3.400 kg) (Kuru)	7.35
Snecma M88-2 turbofan	1989	Rafale statik deniz seviyesi (Yeniden ısıtma)	1.663	47.11	2165	21230	1.978 lb (897 kg) (Kuru)	8.52
Eurojet EJ200 turbofan	1991	Eurofighter , Bloodhound LSR prototipi statik deniz seviyesi (Yeniden Isıtma)	1,66–1,73	47-49	2080–2170	20400–21300	2.180.0 lb (988.83 kg) (Kuru)	9.17
GE J85-GE-21 turbojet		F-5E/F statik deniz seviyesi (Kuru)	1.24	35.1	2900	28500	640 lb (290 kg) (Kuru)	5.625
RR/Snecma Olympus 593 turbojet	1966	Mach 2 seyirde Concorde (Kuru)	1.195	33.8	3010	29500	7.000 lb (3.175 kg) (Kuru)
Snecma Atar 09C turbojet		Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , Mirage IV prototipi statik deniz seviyesi (Kuru)	1.01	28.6	3560	35000	3.210 lb (1.456 kg) (Kuru)	2.94
Snecma Atar 09K-50 turbojet		Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statik deniz seviyesi (Kuru)	0.981	27.8	3670	36000	3.487 lb (1.582 kg) (Kuru)	2.35
Snecma Atar 08K-50 turbojet		Süper Etendard statik deniz seviyesi	0.971	27.5	3710	36400	2.568 lb (1.165 kg) (Kuru)
Tumansky R-25-300 turbojet		MIG-21bis statik deniz seviyesi (Kuru)	0.961	27.2	3750	36700	2.679 lb (1.215 kg) (Kuru)
Lyulka AL-21F-3 turbojet		Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statik deniz seviyesi (Kuru)	0.86	24.4	4190	41100	3.790 lb (1.720 kg) (Kuru)	3.89
GE J79-GE-15 turbojet		F-4E/EJ/F/G , RF-4E statik deniz seviyesi (Kuru)	0.85	24.1	4240	41500	3.850 lb (1.750 kg) (Kuru)	2,95
Snecma M53-P2 turbofan		Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/retrofit statik deniz seviyesi (Kuru)	0.85	24.1	4240	41500	3.307 lb (1.500 kg) (Kuru)	4.37
Volvo RM12 turbofan	1978	Gripen A/B/C/D statik deniz seviyesi (Kuru)	0.824	23.3	4370	42800	2.315 lb (1.050 kg) (Kuru)	5.244
RR Turbomeca Adour Mk 106 turbofan	1999	Jaguar güçlendirme statik deniz seviyesi (Kuru)	0.81	23	4400	44000	1.784 lb (809 kg) (Kuru)	4.725
Honeywell/ITEC F124-GA-100 turbofan	1979	L-159 , X-45 statik deniz seviyesi	0.81	22.9	4440	43600	1.050 lb (480 kg) (Kuru)	5.3
Honeywell/ITEC F125-GA-100 turbofan		F-CK-1 statik deniz seviyesi (Kuru)	0,8	22.7	4500	44100	1.360 lb (620 kg) (Kuru)	4.43
PW JT8D-9 turbofan		737 Orijinal seyir	0,8	22.7	4500	44100	3.205–3.402 lb (1.454–1.543 kg) (Kuru)
PW J52-P-408 turbojet		A-4M/N , TA-4KU , EA-6B statik deniz seviyesi	0.79	22.4	4560	44700	2.318 lb (1.051 kg) (Kuru)	4.83
Satürn AL-41F-1S turbofan		Su-35S/T-10BM statik deniz seviyesi (Kuru)	0.79	22.4	4560	44700	3.536 lb (1.604 kg) (Kuru)	5.49
Snecma M88-2 turbofan	1989	Rafale statik deniz seviyesi (Kuru)	0.782	22.14	4600	45100	1.978 lb (897 kg) (Kuru)	5.68
Klimov RD-33 turbofan	1974	MiG-29 statik deniz seviyesi (Kuru)	0.77	21.8	4680	45800	2.326 lb (1.055 kg) (Kuru)	4.82
RR Pegasus 11-61 turbofan		AV-8B+ statik deniz seviyesi	0.76	21.5	4740	46500	3.960 lb (1.800 kg) (Kuru)	6
Eurojet EJ200 turbofan	1991	Eurofighter , Bloodhound LSR prototipi statik deniz seviyesi (Kuru)	0.74–0.81	21–23	4400–4900	44000–48000	2.180.0 lb (988.83 kg) (Kuru)	6.11
GE F414-GE-400 turbofan	1993	F/A-18E/F statik deniz seviyesi (Kuru)	0.724	20.5	4970	48800	2.445 lb (1.109 kg) (Kuru)	5.11
Kuznetsov NK-32 turbofan	1980	Tu-144LL , Tu-160 statik deniz seviyesi (Kuru)	0,72-0,73	20–21	4900–5000	48000–49000	7.500 lb (3.400 kg) (Kuru)	4.06
Honeywell ALF502R-5 dişli turbofan		BAe 146-100/200/200ER/300 seyir	0,72	20.4	5000	49000	1.336 lb (606 kg) (Kuru)	5.22
Solovyev D-30F6 turbofan		MiG-31 , S-37/Su-47 statik deniz seviyesi (Kuru)	0.716	20.3	5030	49300	5.326 lb (2.416 kg) (Kuru)	3.93
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 turbofan	1972	Alpha Jet statik deniz seviyesi	0.716	20.3	5030	49300	650 lb (295 kg) (Kuru)	4.567
Solovyev D-30KP-2 turbofan		Il-76MD/MDK/SK/VPK , Il-78/M seyir	0.715	20.3	5030	49400	5.820 lb (2.640 kg) (Kuru)	5.21
Soloviev D-30KU-154 turbofan		Tu-154M seyir	0.705	20.0	5110	50100	5.082 lb (2.305 kg) (Kuru)	4.56
Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 turbofan	1981	Kawasaki T-4 statik deniz seviyesi	0.7	19.8	5140	50400	750 lb (340 kg) (Kuru)	4.9
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 turbofan	1984	Fokker 70 , Fokker 100 seyir	0.69	19.5	5220	51200	3.185 lb (1.445 kg) (Kuru)	4.2
GE CF34-3 turbofan	1982	CRJ100/200 , CL600 serisi , CL850 seyir	0.69	19.5	5220	51200	1.670 lb (760 kg) (Kuru)	5.52
GE CF34-8E turbofan		E170/175 seyir	0.68	19.3	5290	51900	2.600 lb (1.200 kg) (Kuru)	5.6
Honeywell TFE731-60 dişli turbofan		Falcon 900EX/DX/LX, VC-900 seyir	0.679	19.2	5300	52000	988 lb (448 kg) (Kuru)	5.06
CFM CFM56-2C1 turbofan		DC-8 Süper 70 seyir	0.671	19.0	5370	52600	4.635 lb (2.102 kg) (Kuru)	4.746
GE CF34-8C turbofan		CRJ700/900/1000 seyir	0.67-0.68	19	5300–5400	52000–53000	2.400–2.450 lb (1.090–1.110 kg) (Kuru)	5.7-6.1
CFM CFM56-3C1 turbofan		737 Klasik seyir	0.667	18.9	5400	52900	4.308–4.334 lb (1.954–1.966 kg) (Kuru)	5.46
Satürn AL-31F turbofan		Su-27/P/K statik deniz seviyesi (Kuru)	0.666-0.78	18.9–22,1	4620–5410	45300–53000	3350 lb (1,520 kg) (Kuru)	4.93
RR Spey RB.168 Mk.807 turbofan		AMX statik deniz seviyesi	0.66	18.7	5450	53500	2.417 lb (1.096 kg) (Kuru)	4.56
CFM CFM56-2A2 turbofan	1974	E-3D, KE-3A , E-6A/B seyir	0.66	18.7	5450	53500	4.819 lb (2.186 kg) (Kuru)	4.979
RR BR725 turbofan	2008	G650/ER seyir	0.657	18.6	5480	53700	3.605 lb (1,635,2 kg) (Kuru)	4.69
CFM CFM56-2B1 turbofan		KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE seyir	0.65	18.4	5540	54300	4.672 lb (2.119 kg) (Kuru)	4.7
GE CF34-10A turbofan		ARJ21 seyir	0.65	18.4	5540	54300	3.700 lb (1.700 kg) (Kuru)	5.1
CFE CFE738-1-1B turbofan	1990	Falcon 2000 gezisi	0.645	18.3	5580	54700	1.325 lb (601 kg) (Kuru)	4.32
RR BR710 turbofan	1995	C-37, Gulfstream V , G550 , E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express/XRS, Global 5000/6000 , Raytheon Sentinel , GlobalEye (orijinal) seyir	0.64	18	5600	55000	4.009 lb (1.818,4 kg) (Kuru)	3.84
GE F110-GE-129 turbofan		F-16C/D/V Blok 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statik deniz seviyesi (Kuru)	0.64	18	5600	55000	3.980 lb (1.810 kg) (Kuru)	4.27
GE F110-GE-132 turbofan		F-16E/F Blok 60 veya -129 statik deniz seviyesini yükseltir (Kuru)	0.64	18	5600	55000	4.050 lb (1840 kg) (Kuru)
GE CF34-10E turbofan		E190/195 , Lineage 1000 seyir	0.64	18	5600	55000	3.700 lb (1.700 kg) (Kuru)	5.2
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 turbofan		Tornado ECR statik deniz seviyesi (Kuru)	0.637	18.0	5650	55400	2.160 lb (980 kg) (Kuru)	4.47
CFM CF6-50C2 turbofan		A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/F/CF , KC-10A seyir	0.63	17.8	5710	56000	8.731 lb (3.960 kg) (Kuru)	6.01
PowerJet SaM146-1S18 turbofan		Superjet LR seyir	0.629	17.8	5720	56100	4.980 lb (2.260 kg) (Kuru)	3.5
CFM CFM56-7B24 turbofan		737-700/800/900 seyir	0.627	17.8	5740	56300	5.216 lb (2.366 kg) (Kuru)	4.6
RR BR715 turbofan	1997	717 seyir	0.62	17.6	5810	56900	4.597 lb (2.085 kg) (Kuru)	4.55-4.68
PW F119-PW-100 turbofan	1992	F-22 statik deniz seviyesi (Kuru)	0.61	17.3	5900	57900	3.900 lb (1.800 kg) (Kuru)	6.7
GE CF6-80C2-B1F turbofan		747-400 seyir	0.605	17.1	5950	58400	9,499 lb (4,309 kg)	6.017
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 turbofan		Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statik deniz seviyesi (Kuru)	0,598	16.9	6020	59000	2.107 lb (956 kg) (Kuru)	4.32
CFM CFM56-5A1 turbofan		A320-111/211 seyir	0,596	16.9	6040	59200	5.139 lb (2.331 kg) (Kuru)	5
Aviadvigatel PS-90A1 turbofan		Il-96-400/T seyir	0,595	16.9	6050	59300	6.500 lb (2.950 kg) (Kuru)	5.9
PW PW2040 turbofan		757-200/200ET/200F , C-32 seyir	0.582	16.5	6190	60700	7.185 libre (3.259 kg)	5.58
PW PW4098 turbofan		777-300 seyir	0.581	16.5	6200	60800	36.400 lb (16.500 kg) (Kuru)	5.939
GE CF6-80C2-B2 turbofan		767-200ER/300/300ER seyir	0,576	16.3	6250	61300	9.388 libre (4.258 kg)	5.495
IAE V2525-D5 turbofan		MD-90 seyir	0.574	16.3	6270	61500	5,252 libre (2,382 kg)	4.76
IAE V2533-A5 turbofan		A321-231 seyir	0.574	16.3	6270	61500	5.139 libre (2.331 kg)	6.42
GE F101-GE-102 turbofan	1970'ler	B-1B statik deniz seviyesi (Kuru)	0,562	15.9	6410	62800	4.400 lb (2.000 kg) (Kuru)	3.9
RR Trent 700 turbofan	1992	A330 , A330 MRTT , Beluga XL seyir	0,562	15.9	6410	62800	13.580 lb (6.160 kg) (Kuru)	4.97-5.24
RR Trent 800 turbofan	1993	777-200/200ER/300 seyir	0.560	15.9	6430	63000	13.400 lb (6.078 kg) (Kuru)	5.7-6.9
Motor Sich Progress D-18T turbofan	1980	An-124 , An-225 seyir	0,546	15.5	6590	64700	9.000 lb (4.100 kg) (Kuru)	5.72
CFM CFM56-5B4 turbofan		A320-214 seyir	0,545	15.4	6610	64800	5.412–5.513 lb (2.454.8–2.500,6 kg) (Kuru)	5.14
CFM CFM56-5C2 turbofan		A340-211 seyir	0,545	15.4	6610	64800	5.830 lb (2.644,4 kg) (Kuru)	5.47
RR Trent 500 turbofan	1999	A340-500/600 seyir	0,542	15.4	6640	65100	11.000 lb (4.990 kg) (Kuru)	5.07-5.63
CFM LEAP-1B turbofan	2014	737 MAX seyir	0.53-0.56	15-16	6400–6800	63000–67000	6.130 lb (2.780 kg) (Kuru)
Aviadvigatel PD-14 turbofan	2014	MC-21-310 seyir	0.526	14.9	6840	67100	6.330 lb (2.870 kg) (Kuru)	4.88
RR Trent 900 turbofan	2003	A380 seyir	0.522	14.8	6900	67600	13.770 lb (6,246 kg) (Kuru)	5.46-6.11
PW TF33-P-3 turbofan		B-52H, NB-52H statik deniz seviyesi	0,52	14.7	6920	67900	3.900 lb (1.800 kg) (Kuru)	4.36
GE GE90-85B turbofan		777-200/200ER seyir	0,52	14.7	6920	67900	17.400 libre (7.900 kg)	5.59
GE GEnx-1B76 turbofan	2006	787-10 seyir	0,512	14.5	7030	69000	2.658 lb (1.206 kg) (Kuru)	5.62
PW PW1400G dişli turbofan		MC-21 seyir	0,51	14	7100	69000	6.300 lb (2.857,6 kg) (Kuru)	5.01
CFM LEAP-1C turbofan	2013	C919 seyir	0,51	14	7100	69000	8662–8,675 lb (3.929–3.935 kg) (Islak)
CFM LEAP-1A turbofan	2013	A320neo aile gezisi	0,51	14	7100	69000	6.592–6.951 lb (2.990–3.153 kg) (Islak)
RR Trent 7000 turbofan	2015	A330neo seyir	0.506	14.3	7110	69800	14,209 lb (6,445 kg) (Kuru)	5.13
RR Trent 1000 turbofan	2006	787 seyir	0.506	14.3	7110	69800	13.087–13.492 lb (5.936–6.120 kg) (Kuru)
RR Trent XWB-97 turbofan	2014	A350-1000 seyir	0.478	13,5	7530	73900	16.640 lb (7.550 kg) (Kuru)	5.82
PW 1127G dişli turbofan	2012	A320neo seyir	0.463	13.1	7780	76300	6.300 lb (2.857,6 kg) (Kuru)
RR AE 3007H turbofan		RQ-4 , MQ-4C statik deniz seviyesi	0.39	11.0	9200	91000	1.581 lb (717 kg) (Kuru)	5.24
GE F118-GE-100 turbofan	1980'ler	B-2A Blok 30 statik deniz seviyesi	0,375	10.6	9600	94000	3.200 lb (1.500 kg) (Kuru)	5.9
GE F118-GE-101 turbofan	1980'ler	U-2S statik deniz seviyesi	0,375	10.6	9600	94000	3.150 lb (1.430 kg) (Kuru)	6.03
CFM CF6-50C2 turbofan		A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/30F/30F(CF) , KC-10A statik deniz seviyesi	0.371	10.5	9700	95000	8.731 lb (3.960 kg) (Kuru)	6.01
GE TF34-GE-100 turbofan		A-10A, OA-10A, YA-10B statik deniz seviyesi	0.37	10.5	9700	95000	1.440 lb (650 kg) (Kuru)	6.295
CFM CFM56-2B1 turbofan		KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE statik deniz seviyesi	0.36	10	10000	98000	4.672 lb (2.119 kg) (Kuru)	4.7
Motor Sich Progress D-18T turbofan	1980	An-124 , An-225 statik deniz seviyesi	0,345	9.8	10400	102000	9.000 lb (4.100 kg) (Kuru)	5.72
PW F117-PW-100 turbofan		C-17 statik deniz seviyesi	0.34	9.6	10600	104000	7.100 libre (3.200 kg)	5.41-6.16
PW PW2040 turbofan		757-200/200ET/200F , C-32 statik deniz seviyesi	0.33	9.3	10900	107000	7.185 libre (3.259 kg)	5.58
CFM CFM56-3C1 turbofan		737 Klasik statik deniz seviyesi	0.33	9.3	11000	110000	4.308–4.334 lb (1.954–1.966 kg) (Kuru)	5.46
GE CF6-80C2 turbofan		747-400 , 767 , KC-767 , MD-11 , A300-600R/600F , A310-300 , A310 MRTT , Beluga , C-5M , Kawasaki C-2 statik deniz seviyesi	0.307-0.344	8,7-9,7	10500–11700	103000–115000	9.480–9.860 lb (4.300–4.470 kg)
EA GP7270 turbofan		A380-861 statik deniz seviyesi	0,299	8.5	12000	118000	14.797 lb (6.712 kg) (Kuru)	5.197
GE GE90-85B turbofan		777-200/200ER/300 statik deniz seviyesi	0.298	8.44	12080	118500	17.400 libre (7.900 kg)	5.59
GE GE90-94B turbofan		777-200/200ER/300 statik deniz seviyesi	0.2974	8.42	12100	118700	16.644 libre (7.550 kg)	5.59
RR Trent 970-84 turbofan	2003	A380-841 statik deniz seviyesi	0,295	8.36	12200	119700	13.825 lb (6,271 kg) (Kuru)	5.436
GE GEnx-1B70 turbofan		787-8 statik deniz seviyesi	0.2845	8.06	12650	124100	13.552 lb (6.147 kg) (Kuru)	5.15
RR Trent 1000C turbofan	2006	787-9 statik deniz seviyesi	0.273	7.7	13200	129000	13.087–13.492 lb (5.936–6.120 kg) (Kuru)

İtme-ağırlık oranı

Benzer konfigürasyonlara sahip jet motorlarının itme-ağırlık oranı ölçeğe göre değişir, ancak çoğunlukla motor yapım teknolojisinin bir fonksiyonudur. Belirli bir motor için, motor ne kadar hafifse, itme-ağırlık o kadar iyi olur, motor ağırlığını taşımak veya motorun kütlesini hızlandırmak için gereken kaldırma nedeniyle sürtünmeyi telafi etmek için o kadar az yakıt kullanılır.

Aşağıdaki tabloda görülebileceği gibi, roket motorları genellikle turbojet ve turbofan motorları gibi kanallı motorlardan çok daha yüksek itme-ağırlık oranlarına ulaşır. Bunun temel nedeni roketlerin neredeyse evrensel olarak çok daha küçük bir hacim veren yoğun sıvı veya katı reaksiyon kütlesi kullanmasıdır ve bu nedenle nozulu besleyen basınçlandırma sistemi aynı performans için çok daha küçük ve daha hafiftir. Kanal motorları, yoğunluğu iki ila üç mertebesinde daha az olan havayla uğraşmak zorundadır ve bu, çok daha geniş alanlarda basınç oluşturur, bu da motoru bir arada tutmak ve hava kompresörü için daha fazla mühendislik malzemesine ihtiyaç duyulmasına neden olur.

Jet veya roket motoru	Yığın		İtme, vakum		İtme- ağırlık oranı
	(kilogram)	(1 pound = 0.45 kg)	(kN)	(lbf)
RD-0410 nükleer roket motoru	2.000	4.400	35.2	7.900	1.8
J58 jet motoru ( SR-71 Blackbird )	2.722	6,001	150	34.000	5.2
Yeniden ısıtmalı Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet ( Concorde )	3.175	7000	169.2	38.000	5.4
Pratt & Whitney F119	1800	3.900	91	20.500	7,95
RD-0750 roket motoru, üç yakıtlı mod	4.621	10.188	1.413	318.000	31.2
RD-0146 roket motoru	260	570	98	22.000	38.4
Rocketdyne RS-25 roket motoru	3.177	7.004	2.278	512.000	73.1
RD-180 roket motoru	5,393	11.890	4152	933.000	78,5
RD-170 roket motoru	9.750	21.500	7.887	1.773.000	82.5
F-1 ( Satürn V birinci aşama)	8.391	18.499	7.740.5	1.740.100	94.1
NK-33 roket motoru	1.222	2.694	1.638	368.000	136.7
Merlin 1D roket motoru, tam itme versiyonu	467	1.030	825	185.000	180.1

Türlerin karşılaştırılması

Pervaneli motorlar, jet motorlarından daha büyük hava kütlesi akışlarını idare eder ve onlara daha küçük hızlanma sağlar. Hava hızındaki artış küçük olduğundan, yüksek uçuş hızlarında pervaneli uçakların kullanabileceği itme kuvveti küçüktür. Bununla birlikte, düşük hızlarda, bu motorlar nispeten yüksek tahrik verimliliğinden yararlanır .

Öte yandan, turbojetler emme havasının ve yanmış yakıtın çok daha küçük bir kütle akışını hızlandırır, ancak daha sonra çok yüksek bir hızda reddederler. Sıcak bir motor egzozunu hızlandırmak için bir de Laval nozulu kullanıldığında, çıkış hızı yerel olarak süpersonik olabilir . Turbojetler özellikle çok yüksek hızlarda seyahat eden uçaklar için uygundur.

Turbofanlar, baypas havası ve ana motordan gelen sıcak yanma ürünü gazından oluşan karışık bir egzoza sahiptir. Çekirdek motoru atlayan hava miktarı ile motora akan hava miktarı, turbofanın baypas oranı (BPR) olarak adlandırılan şeyi belirler.

Bir turbojet motor, motorun tüm çıkışını, sıcak yüksek hızlı egzoz gazı jeti şeklinde itme gücü üretmek için kullanırken, bir turbofanın soğuk düşük hızlı bypass havası, bir turbofan sistemi tarafından üretilen toplam itme kuvvetinin %30 ila %70'ini oluşturur. .

Bir turbofan tarafından üretilen net itme kuvveti ( F _N ) ayrıca şu şekilde genişletilebilir:

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

nerede:

ṁ  e	= çekirdek motordan çıkan sıcak yanmalı egzoz akışının kütle oranı
ṁ o	= turbofana giren toplam hava akışının kütle oranı = ṁ c + ṁ f
ṁ c	= çekirdek motora akan emme havasının kütle oranı
ṁ f	= çekirdek motoru atlayan giriş havasının kütle oranı
v f	= çekirdek motor çevresinde atlanan hava akışının hızı
v o	= çekirdek motordan çıkan sıcak egzoz gazının hızı
v o	= toplam hava girişinin hızı = uçağın gerçek hava hızı
BPR	= Baypas Oranı

Roket motorları son derece yüksek egzoz hızına sahiptir ve bu nedenle yüksek hızlar ( hipersonik ) ve büyük irtifalar için en uygun olanıdır . Herhangi bir gaz kelebeğinde, bir roket motorunun itme ve verimliliği, artan irtifa ile biraz artar (çünkü geri basınç düşer ve böylece meme çıkış düzlemindeki net itme artar), bir turbojet (veya turbofan) ile havanın düşen yoğunluğu girişe girmek (ve memeden çıkan sıcak gazlar), artan irtifa ile net itmenin azalmasına neden olur. Roket motorları, kabaca Mach 15'in üzerindeki scramjetlerden bile daha verimlidir.

Rakım ve hız

Scramjetler dışında, giriş sistemlerinden yoksun olan jet motorları, havayı ancak sesin yaklaşık yarısı hızında kabul edebilir. Giriş sisteminin transonik ve süpersonik uçaklar için görevi havayı yavaşlatmak ve sıkıştırmanın bir kısmını gerçekleştirmektir.

Motorlar için maksimum irtifa sınırı yanıcılık tarafından belirlenir - çok yüksek irtifalarda hava yanamayacak kadar ince veya sıkıştırmadan sonra çok sıcak olur. Turbojet motorlar için yaklaşık 40 km'lik irtifalar mümkün görünmektedir, oysa ramjet motorlar için 55 km'ye ulaşılabilir. Scramjet'ler teorik olarak 75 km'yi yönetebilir. Roket motorlarının elbette bir üst sınırı yoktur.

Daha mütevazı irtifalarda, daha hızlı uçmak , motorun önündeki havayı sıkıştırır ve bu, havayı büyük ölçüde ısıtır. Üst sınırın genellikle Mach 5-8 civarında olduğu düşünülür, yukarıdaki gibi Mach 5.5'te olduğu gibi, atmosferik nitrojen girişteki yüksek sıcaklıklar nedeniyle reaksiyona girme eğilimindedir ve bu önemli miktarda enerji tüketir. Bunun istisnası, havayı yavaşlatmaktan kaçındıkları için yaklaşık 15 Mach veya daha fazlasını başarabilen scramjetlerdir ve roketlerin yine belirli bir hız sınırı yoktur.

Gürültü

Bir jet motorunun yaydığı gürültünün birçok kaynağı vardır. Bunlar, gaz türbinli motorlarda fan, kompresör, yanma odası, türbin ve itici jet/jetleri içerir.

İtici jet, yüksek hızlı jetin çevreleyen hava ile şiddetli karıştırma hareketinin neden olduğu jet gürültüsü üretir. Ses altı durumda gürültü girdaplar tarafından ve süpersonik durumda Mach dalgaları tarafından üretilir . Bir jetten yayılan ses gücü, 2.000 ft/sn'ye kadar olan hızlar için sekizinci güce yükseltilmiş jet hızı ile değişir ve 2.000 ft/sn'nin üzerindeki hız küpü ile değişir. Bu nedenle, yüksek bypasslı turbofanlar gibi motorlardan yayılan düşük hızlı egzoz jetleri en sessiz olanlardır, oysa roketler, turbojetler ve ramjetler gibi en hızlı jetler en gürültülü olanlardır. Ticari jet uçakları için jet gürültüsü, sevk jet hızlarında kademeli bir azalmanın bir sonucu olarak turbojetten bypass motorlarından turbofanlara kadar azaltılmıştır. Örneğin, bir bypass motoru olan JT8D, 1450 ft/sn jet hızına sahipken, bir turbofan olan JT9D, 885 ft/sn (soğuk) ve 1190 ft/sn (sıcak) jet hızlarına sahiptir.

Turbofanın ortaya çıkışı, çok belirgin jet gürültüsünü "vızıltı testeresi" gürültüsü olarak bilinen başka bir sesle değiştirdi. Köken, kalkış itişinde süpersonik fan kanatlarından kaynaklanan şok dalgalarıdır.

Soğutma

Jet motorunun çalışan parçalarından yeterli ısı transferi, motor malzemelerinin mukavemetini korumak ve motorun uzun ömürlü olmasını sağlamak için kritik öneme sahiptir.

2016'dan sonra, jet motoru bileşenlerine terlemeyle soğutma tekniklerinin geliştirilmesi konusunda araştırmalar devam etmektedir .

Operasyon

Bir jet motorunda, her büyük dönen bölüm genellikle dönme hızını izlemeye ayrılmış ayrı bir göstergeye sahiptir. Marka ve modele bağlı olarak, bir jet motoru, turbofan motorlarda düşük basınçlı kompresör bölümünü ve/veya fan hızını izleyen bir N ₁ göstergesine sahip olabilir . Gaz jeneratörü bölümü bir N ₂ göstergesi ile izlenebilirken , üçlü makaralı motorlarda ayrıca bir N ₃ göstergesi olabilir . Her motor bölümü binlerce RPM'de döner. Bu nedenle göstergeleri, görüntüleme ve yorumlama kolaylığı için gerçek RPM yerine nominal hızın yüzdesi olarak kalibre edilir.

Ayrıca bakınız

• Hava turbo jet
• Balans makinesi
• Jet motorlarının bileşenleri
• Roket motoru nozulu
• Roket türbin motoru
• uzay aracı tahriki
• itme ters
• RAE'de turbojet geliştirme
• Değişken çevrimli motor
• Su enjeksiyonu (motor)

Referanslar

bibliyografya

• Brooks, David S. (1997). Waterloo'daki Vikingler: Rover Company'nin Whittle Jet Motorunda Savaş Zamanı Çalışması . Rolls-Royce Miras Güven. ISBN'si 978-1-872922-08-9.
• Golley, John (1997). Jetin Doğuşu: Frank Whittle ve Jet Motorunun İcadı . Crowood Basın. ISBN'si 978-1-85310-860-0.
• Tepe, Filip; Peterson, Carl (1992), Tahrik Mekaniği ve Termodinamiği (2. baskı), New York: Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
• Kerrebrock, Jack L. (1992). Uçak Motorları ve Gaz Türbinleri (2. baskı). Cambridge, MA: MIT Basını. ISBN'si 978-0-262-11162-1.

Dış bağlantılar

• İlgili Medya Jet motorları Wikimedia Commons
• Vikisözlük'te jet motorunun sözlük tanımı
• Rolls-Royce'dan jet motorları hakkında medya
• Bir Gaz Türbini Motorunun nasıl çalıştığına dair Stuff Works makalesi
• Jet Motorunun Havacılık ve Uzay Endüstrisine Etkisi
• Askeri Jet Motoru Tarihine Genel Bir Bakış , Ek B, s. 97–120, Askeri Jet Motoru Edinimi (Rand Corp., 24 s, PDF)
• Temel jet motoru eğitimi (QuickTime Video)
• Reaksiyon motorunun nasıl çalıştığına dair bir makale
• Uçak Gaz Türbin Motoru ve Çalışması: Tesisat Mühendisliği . East Hartford, Connecticut: United Aircraft Corporation. Şubat 1958 . 29 Eylül 2021'de alındı .