제트엔진

제트엔진
F-15 이글을 위한 Pratt & Whitney F100 터보팬 엔진은 플로리다 공군기지의 쉿 하우스에서 시험되고 있다.
분류	내연기관
산업	항공우주
적용	항공
연료원	제트 연료
구성 요소들	다이내믹 컴프레서, 팬, 연소기, 터빈, 프로펠링 노즐
발명가	존 바버, 프랭크 위틀
발명된	1791, 1928

제트엔진은 빠르게 움직이는 제트기를 방출하는 반응 엔진의 일종으로 제트 추진에 의해 추력을 발생시킨다.이 넓은 정의는 로켓, 워터 제트, 하이브리드 추진력을 포함할 수 있지만, 제트 엔진이라는 용어는 일반적으로 터보제트, 터보팬, 램제트 또는 펄스제트와 같은 내연 공기호흡 제트 엔진을 가리킨다.^[1]일반적으로 제트엔진은 내연기관이다.

공기호흡 제트 엔진은 일반적으로 터빈에 의해 구동되는 회전 공기 압축기를 특징으로 하며, 남은 동력은 프로펠링 노즐을 통해 추력을 제공한다. 이 과정을 브레이튼 열역학 사이클이라고 한다.제트 항공기는 장거리 여행을 위해 그러한 엔진을 사용한다.초기의 제트 항공기는 아음속 비행에 상대적으로 비효율적인 터보제트 엔진을 사용했다.대부분의 현대 아음속 제트 항공기는 보다 복잡한 하이 바이패스 터보팬 엔진을 사용한다.그것들은 피스톤과 프로펠러 에어로엔진보다 장거리에서 더 높은 속도와 높은 연비를 제공한다.고속 응용을 위해 만들어진 몇 개의 공기 호흡 엔진(램제트 및 스크램제트)은 기계식 압축기 대신 차량 속도의 램 효과를 사용한다.

The thrust of a typical jetliner engine went from 5,000 lbf (22,000 N) (de Havilland Ghost turbojet) in the 1950s to 115,000 lbf (510,000 N) (General Electric GE90 turbofan) in the 1990s, and their reliability went from 40 in-flight shutdowns per 100,000 engine flight hours to less than 1 per 100,000 in the late 1990s.이것은 연료 소비의 대폭 감소와 결합되어, 이전과 유사한 여정이 여러 번 연료 정지를 요구했을 세기 말까지 쌍동 항공기에 의한 대서양 횡단 비행을 허용했다.^[2]

역사

제트엔진의 원리는 새로운 것이 아니다. 그러나 아이디어를 실현하기 위해 필요한 기술적 발전은 20세기까지 결실을 맺지 못했다.제트 동력의 초보적인 시연은 1세기 로마 이집트에서 알렉산드리아의 영웅이 묘사한 장치인 aeolipile로 거슬러 올라간다.이 장치는 두 개의 노즐을 통해 증기력을 유도하여 구가 축에서 빠르게 회전하도록 했다.호기심으로 보였다.한편, 수륜과 풍차에서 터빈의 실제 응용을 볼 수 있다.

역사학자들은 제트엔진의 기원을 중세까지 추적하려고 했고, 중국인들이 로켓과 불꽃놀이를 보내기 위해 사용한 원리는 제트엔진과 비슷했다.이와 유사하게 오스만 병사 라가리 하산 셸레비는 원뿔 모양의 로켓을 이용해 날았다고 한다.하지만 제트 엔진의 실제 역사는 프랭크 위틀로부터^[3] 시작된다.

공기호흡 제트 엔진의 초기 시도는 외부 동력원이 먼저 압축 공기를 주입한 후 연료와 혼합하여 제트 추진력을 위해 연소시키는 하이브리드 설계였다.카프로니 캄피니 N.1과 일본의 쓰-11 엔진은 제2차 세계대전이 끝날 무렵 오카 가미카제 비행기에 동력을 공급하기 위한 것이 실패하였다.

제2차 세계대전이 시작되기 전부터 엔지니어들은 엔진 구동 프로펠러들이 프로펠러 효율과 관련된 문제로 한계에 접근하고 있다는 사실을 깨닫기 시작했는데,^[4] 이 문제는 블레이드 팁이 음속에 가까워지면서 감소하였다.항공기 성능이 그러한 장벽을 넘어 증가하려면 다른 추진 메커니즘이 필요했다.이것이 제트엔진의 가장 흔한 형태인 가스터빈 엔진이 개발된 동기였다.

실제 제트엔진의 핵심은 엔진 자체에서 출력을 뽑아 컴프레서를 구동하는 가스터빈이었다.가스터빈은 새로운 아이디어가 아니었다: 고정식 터빈에 대한 특허는 1791년 영국의 존 바버에게 주어졌다.자급자족에 성공한 최초의 가스 터빈은 1903년 노르웨이의 엔지니어 æ기디우스 엘링에 의해 건설되었다.^[5]그러한 엔진은 안전, 신뢰성, 중량, 특히 지속적인 작동의 문제 때문에 제조에 도달하지 못했다.

기욤은 1921년 기욤에 의해 기체 터빈을 이용해 항공기를 작동시키는 첫 특허가 출원되었다.^[6][7]그의 엔진은 축류식 터보제트였지만, 압축기의 기술 상태에 비해 상당한 진보가 필요했을 것이기 때문에 결코 건설되지 않았다.Alan Arnold Griffith는 RAE에서 실험적인 연구를 이끈 1926년에 터빈 설계의 공기역학 이론을 출판했다.

1928년, RAF College Cranwell 생도 프랭크 휘틀은 공식적으로 그의 터보제트에 대한 그의 아이디어를 그의 상관들에게 제출했다.^[8]1929년 10월, 그는 자신의 생각을 더욱 발전시켰다.^[9]1930년 1월 16일, 영국에서 휘틀은 첫 번째 특허권을 제출했다(1932년 취득).^[10]특허에서는 단면 원심압축기에 급유하는 2단 축압기가 나왔다.A.A.의 아이디어에 의해 실용적인 축압기가 가능해졌다.그리피스는 1926년 한 세미날짜 논문("터빈 설계의 공기역학 이론")에 실렸다.휘틀은 나중에 더 단순한 원심압축기에만 집중할 것이다.휘틀은 그의 발명에 정부의 관심을 끌 수 없었고, 발전은 느린 속도로 계속되었다.

1935년 한스 폰 오하인은 독일에서도 비슷한 설계에 착수했는데, 압축기와 터빈 모두 같은 디스크의 반대편에서 방사형으로 되어 처음에는 휘틀의 작업을 알지 못했다.^[11]폰 오하인의 첫 장치는 엄밀히 말하면 실험적인 것이었고 외력하에서만 달릴 수 있었지만, 기본 개념을 증명할 수 있었다.오하인은 그 후 당대 더 큰 항공기 산업가 중 한 명인 에른스트 하이켈에게 소개되었는데, 그는 즉시 설계의 약속을 보았다.하이켈은 최근 히르스 엔진 회사를 매입했으며 오하인과 그의 거장 맥스 한은 히르스 회사의 새로운 사업부로 그곳에 설립되었다.그들은 1937년 9월까지 그들의 첫 Hes 1 원심 엔진을 가동시켰다.위틀의 설계와는 달리 오하인은 외부 압력으로 공급되는 수소를 연료로 사용했다.그들의 후속 설계는 하이켈의 단순하고 컴팩트한 기체에 장착되고 1939년 8월 27일 새벽 에리히 워비츠가 로스톡-마리네헤 기지에서 비행한 5kN (1,100lbf)의 가솔린 연료 Hes 3에서 절정에 달했다.헤 178호는 세계 최초의 제트기였다.^[12]하이켈은 1939년 5월 31일 한스 요아힘 파브스트 폰 오하인이 항공기 발전소를 취재하는 미국 특허를 출원했는데, 특허 번호는 US2256198이며, M Han은 발명가로 언급되었다.

융커스의 엔진 부문(Junkers Motoren 또는 "Jumo")의 오스트리아 안셀름 프란츠가 제트 엔진에 축류 압축기를 도입했다.주모는 가스터빈 항공기 동력 플랜트용 RLM 109-0xx 번호 부여 시퀀스 "004"에서 다음 엔진 번호를 배정받았고, 그 결과는 주모 004 엔진이었다.이 엔진의 대량생산은 세계 최초의 제트 전투기 메서슈미트 Me 262(이후 세계 최초의 제트폭탄 항공기 아라도 아르 234)의 발전소로 1944년 시작됐다.여러 가지 이유로 엔진의 가용성이 지연되어 전투기가 제2차 세계 대전에서 독일의 위치를 향상시키기에는 너무 늦게 도착하게 되었지만, 이 엔진은 서비스에 사용된 최초의 제트 엔진이었다.

한편, 영국에서는 1941년 5월 15일에 글로스터 E28/39호가 처녀비행을 했고, 마침내 글로스터 운석이 1944년 7월에 RAF에 취역했다.이들은 프랭크 위틀이 설치한 파워제트사의 터보제트 엔진에 의해 구동되었다.최초의 두 대의 운용 터보제트 항공기인 메서슈미트 Me 262와 그 후 글로스터 운석은 1944년 서로로부터 3개월 이내에 취항했다.

전쟁이 끝난 후 독일의 제트기와 제트 엔진은 승리한 동맹국들에 의해 광범위하게 연구되었고 소련과 미국의 초기 제트 전투기들에 대한 연구에 기여했다.축류 엔진의 유산은 사실상 고정익 항공기의 모든 제트 엔진에 이 설계에서 어느 정도 영감을 얻었다는 사실에서 볼 수 있다.

1950년대까지 제트 엔진은 화물, 연락 및 기타 특수 유형을 제외하고 전투기에서 거의 보편화되었다.이쯤 되자 영국의 디자인 중 일부는 이미 민간용으로 허가되었고, 드 하빌랜드 혜성이나 아브로 캐나다 제트 여객기 같은 초기 모델에 등장했었다.1960년대에 이르러서는 대형 민간 항공기들도 모두 제트 동력이 되어, 피스톤 엔진이 화물 비행과 같은 저비용 틈새 역할을 하게 되었다.

터보제트 엔진의 효율은 여전히 피스톤 엔진보다 다소 나빴지만, 1970년대에는 하이 바이패스 터보팬 제트 엔진(에드가 버킹엄과 같은 초기 해설자들이 예측하지 못한 혁신, 그들에게 불합리하게 보이는 고속과 고도에서)이 등장하면서 연료 효율은 최고의 피스톤과 거의 같았다.프로펠러 ^[13]엔진

사용하다

제트엔진 파워 제트 항공기, 순항 미사일, 무인기.로켓 엔진의 형태로 그들은 불꽃놀이, 모형 로켓, 우주 비행, 그리고 군사 미사일을 작동시킨다.

제트 엔진은 로켓 자동차가 보유하고 있는 사상 최고 기록으로, 특히 드래그 레이서들을 포함한 고속 자동차를 추진했다.터보팬 동력 자동차인 스러스트SSC는 현재 육상 속도 기록을 보유하고 있다.

제트 엔진 설계는 산업용 가스 터빈이나 해양 발전 플랜트처럼 비항공 애플리케이션용으로 자주 수정된다.이것들은 물, 천연 가스 또는 석유 펌프에 동력을 공급하고 선박과 기관차를 위한 추진력을 제공하기 위해 전력 생산에 사용된다.산업용 가스 터빈은 최대 5만 개의 샤프트 마력을 발생시킬 수 있다.이들 엔진의 대부분은 프랫 앤 휘트니 J57과 J75 모델과 같은 구형 군용 터보제트에서 파생되었다.최대 3만5000마력(HP)을 창출하는 P&W JT8D 로우바이패스 터보팬의 파생상품도 있다.

제트 엔진은 또한 터빈축과 터보프롭 엔진과 함께 엔진 코어와 같은 특정 부품으로 개발되거나 공유되는데, 이 엔진은 일반적으로 헬리콥터와 일부 프로펠러식 항공기에 사용되는 가스 터빈 엔진의 형태다.

제트 엔진 유형

제트엔진의 종류는 다양하며, 모두 제트 추진의 원리에서 전진 추력을 달성한다.

공기호흡

일반적으로 항공기는 공기호흡 제트 엔진에 의해 추진된다.현재 사용되고 있는 공기호흡 제트 엔진은 대부분 터보팬 제트 엔진으로, 음속 바로 아래 속도에서 좋은 효율을 제공한다.

터빈 동력

가스 터빈은 연소 가스의 흐름에서 에너지를 추출하는 회전식 엔진이다.그들은 연소실이 중간에 있는 다운스트림 터빈과 연결된 업스트림 압축기를 가지고 있다.항공기 엔진에서 이 세 가지 핵심 부품을 흔히 "가스 발전기"^[14]라고 부른다.가스 터빈에는 많은 다양한 변화가 있지만, 그것들은 모두 어떤 종류의 가스 발전기를 사용한다.

터보제트

터보제트 엔진은 흡기구와 압축기(축, 원심 또는 둘 다)로 공기를 압축하여 연료를 압축 공기와 혼합하여 가연체에 혼합된 혼합물을 연소시킨 다음 터빈과 노즐을 통해 고온 고압 공기를 통과시켜 작동하는 가스터빈 엔진이다.압축기는 터빈에 의해 구동되며, 터빈을 통과하는 팽창 가스에서 에너지를 추출한다.엔진은 연료의 내부 에너지를 배기구의 운동 에너지로 전환하여 추력을 발생시킨다.입구에서 섭취하는 모든 공기는 아래에 설명된 터보팬 엔진과는 달리 컴프레서, 연소기, 터빈을 통과한다.^[15]

터보팬

터보팬은 엔진 전면에 추가 팬이 있어 코어 가스 터빈 엔진을 우회하는 덕트의 공기를 가속한다는 점에서 터보제트와 다르다.터보팬은 중·장거리 항공기의 엔진 타입이 지배적이다.

터보팬은 보통 아음속에서는 터보제트보다 효율이 높지만 고속에서는 큰 정면 영역이 더 많은 드래그를 발생시킨다.^[16]따라서 초음속 비행과 기타 고려사항이 연료 효율보다 높은 우선순위를 가지는 군용 및 기타 항공기에서 팬은 작거나 없는 경향이 있다.

이러한 특성 때문에 터보팬 엔진 설계는 엔진 코어를 우회하는 공기의 양에 따라 로우 바이패스 또는 하이 바이패스(High-Bypass)로 분류되는 경우가 많다.로우 바이패스 터보팬은 바이패스 비율이 약 2:1 이하다.

램 압축

램 압축 제트 엔진은 가스터빈 엔진과 유사한 공기호흡 엔진이며 둘 다 브레이튼 사이클을 따른다.그러나 가스 터빈과 램 동력 엔진은 유입되는 공기 흐름을 압축하는 방법에 있어 차이가 있다.가스 터빈 엔진은 들어오는 공기를 압축하기 위해 축압기나 원심 압축기를 사용하는 반면 램 엔진은 흡입구나 디퓨저를 통해 압축된 공기에만 의존한다.^[17]그러므로 램 엔진은 기능하기 전에 상당한 초기 전진 비행 속도를 필요로 한다.램 동력 엔진은 움직이는 부품이 없기 때문에 가장 단순한 형태의 공기 호흡 제트 엔진으로 여겨진다.^[18]

람제트는 램으로 움직이는 제트 엔진이다.그것들은 기계적으로 간단하며, 매우 빠른 속도를 제외하고는 터보제트보다 덜 효율적으로 작동한다.

스크램제트는 주로 공기가 아음속까지 느려지지 않는다는 점에서 차이가 있다.오히려 초음속연소를 사용한다.그들은 훨씬 더 빠른 속도에 효율적이다.건축되거나 비행된 사람은 거의 없다.

비연속 연소

유형	설명	이점	단점들
모터제트	터보제트처럼 작동하지만 피스톤 엔진이 터빈 대신 컴프레서를 구동한다.	프로펠러보다 높은 배기 속도, 고속에서 더 뛰어난 추력 제공	무겁고, 비효율적이며, 전력이 부족함.예: 카프로니 캄피니 N.1.
펄스제트	공기는 연속적인 것이 아니라 간헐적으로 압축되고 연소된다.어떤 설계는 밸브를 사용한다.	V-1 비행 폭탄에 사용되는 매우 단순한 설계와 보다 최근에는 모형 항공기에 사용됨	소음, 비효율(압축 비율 낮음), 대규모로 작동 불량, 용융 설계의 밸브가 빠르게 마모됨
펄스 폭발 엔진	펄스 제트와 유사하지만 연소는 탈염 대신 폭발로 발생하며 밸브가 필요할 수도 있고 필요하지 않을 수도 있다.	최대 이론 엔진 효율성	극도로 소음이 심하고 기계적 피로가 심하며 폭발을 시작하기 어렵고 현재 사용 시 실용적이지 않음

기타 제트 추진 유형

로켓

로켓 엔진은 반응 엔진의 한 형태와 같은 기본적인 물리 원리를 사용하지만,^[19] 산소를 공급하기 위해 대기 공기를 필요로 하지 않는다는 점에서 제트 엔진과는 구별된다; 로켓은 반응 질량의 모든 구성 요소를 운반한다.그러나 어떤 정의는 그것을 제트 추진의 한 형태로 취급한다.^[20]

로켓은 공기를 들이마시지 않기 때문에 임의의 고도와 우주에서 작동할 수 있다.^[21]

이런 종류의 엔진은 위성 발사, 우주 탐사 및 유인 접근에 사용되며 1969년 달에 착륙할 수 있다.

로켓 엔진은 고고도 비행이나 로켓 엔진 자체의 추력 대 중량 비율이 매우 높기 때문에 매우 높은 가속도가 필요한 모든 곳에 사용된다.

그러나 배기가스 속도가 높고 산화제가 풍부한 추진체는 터보팬보다 추진제 사용이 훨씬 많다.그렇더라도, 극도로 빠른 속도에서는 에너지 효율이 높아진다.

로켓 엔진의 순추력에 대한 대략적인 방정식은 다음과 같다.

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

Where ${\displaystyle F_{N}}$ is the net thrust, ${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$ is the specific impulse, ${\displaystyle g_{0}}$ is a standard gravity, ${\displaystyle {\dot {m}}}$ is the propellant flow in kg/s, ${\displaystyle A_{e}}$ is the cross-sectional area at배기 노즐의 출구 및 $p{\displaystyle }$ ${\displaystyle p}$은(는) 대기압이다.

유형	설명	이점	단점들
로켓	모든 추진제 및 산화제를 기내에 운반하여 추진용[22] 제트 배출	움직이는 부품은 극히 적다.마하 0 ~ 마하 25+; 매우 빠른 속도에서 효율적(> 마하 5.0 또는 그 정도).추력/체중비가 100을 초과함.복잡한 공기 흡입구 없음.높은 압축 비율.초고속(초음속) 배기.우수한 비용/신뢰 비율.테스트하기 꽤 쉽다.진공 상태에서 작동한다. 실제로 대기권 밖에서 가장 잘 작동하며, 고속에서는 차량 구조에 더 유리하다.냉각하기 위한 표면적이 상당히 작으며 고온의 배기 가스 흐름에는 터빈이 없다.매우 고온의 연소와 높은 팽창률 노즐은 매우 빠른 속도로 매우 높은 효율을 제공한다.	추진체가 많이 필요하다.매우 낮은 특정 임펄스 – 일반적으로 100~450초.연소실의 극심한 열 응력은 재사용을 더 어렵게 만들 수 있다.일반적으로 위험을 증가시키는 산화제를 탑재해야 한다.엄청나게 시끄러워.

잡종

복합 사이클 엔진은 동시에 두 가지 이상의 제트 추진 원리를 사용한다.

유형	설명	이점	단점들
투르보로켓	최대 고도를 높이기 위해 기류에 산소 등 산화제를 추가하는 터보제트	기존 설계에 매우 근접하며, 매우 높은 고도, 광범위한 고도 및 비행 속도에서 작동	터보제트 엔진과 동일한 범위로 제한된 비행속도는 LOX와 같은 산화제를 운반하는 것은 위험할 수 있다.단순한 로켓보다 훨씬 무겁다.
공기증강로켓	기본적으로 흡입 공기가 압축되고 로켓의 배기가스로 연소되는 램젯	마하 0 ~ 마하 4.5+(외부 대기권에서도 실행 가능), 마하 2 ~ 4에서 양호한 효율	저속 또는 외기권 로켓과 유사한 효율, 흡입구 난이도, 상대적으로 미개발 및 미개척형, 냉각난도, 매우 시끄러운, 추력/중량비는 램젯과 유사하다.
프리쿨링된 제트 / RACE	흡입 공기는 램젯 및/또는 터보젯 및/또는 로켓 엔진을 통과하기 전에 열 교환기의 흡입구에서 매우 낮은 온도로 냉각된다.	지상에서 쉽게 테스트할 수 있음.매우 높은 추력/중량비 (~14)와 광범위한 공기 속도에 대한 양호한 연료 효율이 함께 가능하다. 이러한 효율성의 조합은 궤도, 단일 단계 또는 매우 빠른 장거리 대륙 간 이동을 가능하게 할 수 있다.	실험실 프로토타이핑 단계에서만 존재함.예로는 RB545, 반응 엔진 SABRE, ATREX가 있다. 매우 낮은 밀도와 높은 절연 탱크를 필요로 하는 액체 수소 연료가 필요하다.

워터 제트

워터 제트(water-jet) 또는 펌프 제트(pump-jet)는 물 분사기를 이용하는 해양 추진 시스템이다.기계적 배치는 노즐이 있는 덕트 프로펠러 또는 원심 압축기와 노즐일 수 있다.펌프 제트는 디젤 또는 가스 터빈과 같은 별도의 엔진에 의해 구동되어야 한다.

유형	설명	이점	단점들
워터 제트	물 로켓과 제트 보트를 추진하기 위해 노즐을 통해 물을 뒤쪽으로 뿌린다.	보트의 경우, 얕은 물, 높은 가속, 엔진 과부하 위험 없음(프로펠러와 달리), 소음 및 진동 감소, 모든 보트 속도에서 높은 기동성, 고속 효율성, 파편으로부터의 손상 취약성, 매우 신뢰할 수 있고 부하 유연성이 높으며 야생동물에게 덜 해롭다.	저속, 고가의 프로펠러보다 효율이 낮을 수 있으며, 물이 유입되어 보트 중량이 높은 경우, 보트가 제트기 크기보다 무겁다면 성능이 좋지 않을 수 있음

일반적인 물리적 원리

모든 제트 엔진은 비교적 빠른 속도로 유체 분사기를 후방으로 방출하여 추력을 발생시키는 반응 엔진이다.이 제트기를 만드는 데 필요한 엔진 내부의 힘은 우주선을 앞으로 밀어내는 엔진에 강한 추진력을 준다.

제트 엔진은 엔진에 부착된 탱크('로켓'과 같이)뿐만 아니라 덕트 엔진(항공기에 일반적으로 사용되는 것)에도 저장되어 있는 추진제로부터 외부 유체(매우 전형적으로 공기)를 흡입하여 더 빠른 속도로 배출함으로써 제트를 만든다.

프로펠링 노즐

프로펠링 노즐은 배기 제트를 만들 때 모든 제트 엔진의 핵심 구성 요소다.추진 노즐은 내부와 압력에너지를 고속 운동 에너지로 바꾼다.^[23]총 압력과 온도는 노즐을 통해 변하지 않지만, 가스의 속도가 빨라짐에 따라 정적 값이 떨어진다.

노즐로 들어가는 공기의 속도는 약 마하 0.4로, 노즐로 이어지는 덕트의 압력 손실을 최소화하기 위한 필수 조건이다.노즐로 진입하는 온도는 크루즈 고도에서 차가운 공기 중 팬 노즐의 해수면 주변 온도만큼 낮을 수 있다.초음속 애프터버닝 엔진의 경우 1000K 배기 가스 온도만큼 높을 수도 있고 애프터버너가 켜진 2200K일 수도 있다.^[24]노즐로 들어가는 압력은 1단 팬의 경우 노즐 외부 압력의 1.5배에서 마하 3+^[25]로 가장 빠른 유인 항공기의 경우 30배까지 다양할 수 있다.

수렴성 노즐은 국소 소닉(Mach 1) 조건까지만 가스를 가속할 수 있다.높은 비행 속도에 도달하기 위해서는 훨씬 더 큰 배기 속도가 필요하기 때문에 고속 항공기에 수렴성 노즐을 사용하는 경우가 많다.^[26]

노즐 추력은 기체의 정적 압력이 노즐을 떠날 때 주변 값에 도달할 경우 가장 높다.이는 노즐 출구 영역이 노즐 압력비(npr)에 대한 올바른 값인 경우에만 발생한다.npr은 엔진 추력 설정과 비행 속도에 따라 변화하기 때문에 거의 그렇지 않다.또한 초음속에서는 외부 차체 드래그와의 트레이드오프로 주변 압력에 완전한 내부 확장을 제공하는 데 필요한 것보다 다양성이 적다.휘트포드는^[27] F-16을 예로 든다.다른 미확장 사례로는 XB-70과 SR-71이 있다.

노즐 크기는 터빈 노즐 면적과 함께 컴프레서의 작동 압력을 결정한다.^[28]

추력

항공기 제트 엔진과 관련된 에너지 효율

이 개요는 전체 제트 항공기 동력장치 또는 엔진 설비에서 에너지 손실이 발생하는 곳을 강조한다.

시험대에 있는 정지 상태의 제트 엔진은 연료를 빨아들이고 추력을 발생시킨다.이것이 얼마나 잘 하는지는 그것이 얼마나 많은 연료를 사용하고 그것을 억제하는데 필요한 힘에 의해 판단된다.이것은 그 효율성의 척도다.엔진 내부에서 어떤 것이 악화되면(성능 저하로^[29] 알려져 있음) 효율이 낮아지고 연료가 추력을 덜 내는 시기를 알 수 있다.공기/연소 가스가 보다 원활하게 흐를 수 있도록 내부 부품을 교체할 경우 엔진의 효율이 향상되고 연료 사용량이 감소할 것이다.표준 정의는 다른 사물이 엔진 효율을 어떻게 변화시키는지 평가하고 또한 다른 엔진들 간에 비교가 가능하도록 하기 위해 사용된다.이 정의를 특정 연료 소비량 또는 추력 1단위를 생산하는데 필요한 연료의 양이라고 한다.예를 들어, 바이패스 덕트의 일부 요철이 평활화되면 공기가 더 부드럽게 흐르면서 압력 손실 감소 x%와 이륙 추력을 얻기 위해 Y%의 연료가 덜 필요하다는 것이 특정 엔진 설계에 알려져 있다.이러한 이해는 엔지니어링 부문 제트 엔진 성능에 따라 이루어진다.효율성이 전방 속도와 항공기 시스템에 에너지를 공급함으로써 어떤 영향을 받는지 나중에 언급한다.

엔진의 효율은 주로 컴프레서에 의해 생성되는 압력과 첫 번째 회전 터빈 블레이드에서 연소 가스의 온도인 엔진 내부의 작동 조건에 의해 제어된다.압력은 엔진에서 가장 높은 공기 압력이다.터빈 로터 온도는 엔진에서 가장 높지는 않지만 에너지 전달이 이루어지는 가장 높은 온도(가연성 물질에서 더 높은 온도가 발생한다)위의 압력 및 온도는 열역학 사이클 다이어그램에 표시된다.

효율은 공기와 연소 가스가 엔진을 통해 얼마나 원활하게 흐르는지, 흐름이 압축기와 터빈의 이동 및 정지 통로와 얼마나 잘 정렬되는지(발생 각도라고 함)에 의해 더욱 수정된다.^[30]비최적 각도와 비최적 통과 및 블레이드 형상은 경계 층의 두께와 분리, 충격 파형의 형성을 야기할 수 있다.다른 부품을 연결하는 덕트를 통해 이동할 때 유량을 느리게 하는 것이 중요하다(저속은 압력 손실이나 압력 강하를 적게 의미한다).개별 구성 요소가 연료를 추력으로 전환하는 데 얼마나 잘 기여하는지는 압축기, 터빈 및 가연기의 효율성과 덕트의 압력 손실과 같은 측도로 정량화된다.이러한 선은 열역학 사이클 다이어그램에 선으로 표시된다.

엔진 효율성 또는 열 efficiency,[31일]h{\displaystyle \eta_{th} 있어 η로}. 열역학적 사이클 매개 변수, 최대 압력과 온도 η c입니다 mpressor{\displaystyle \eta_{압축기}},η comb너 st나는 o n{\displaystyle \eta_{빗, 및 구성 요소 효율성에에 따라 결정된다 알려져 있다.usti$on}$ 및$$ $\eta {\displaystyle {}_{}}$ t ${\displaystyle u_{}}$ ${\displaystyle r_{}}$ i n ${\displaystyle e_{}}$ ${\$ _$}}$및 덕트$$ 압력 손실.

그 엔진은 단지 성공적으로 작동하기 위해서 스스로 압축 공기를 필요로 한다.이 공기는 자체 압축기에서 나와 이차 공기라고 불린다.그것은 추력을 내는 데 기여하지 않기 때문에 엔진의 효율을 떨어뜨린다.예를 들어 엔진의 기계적 무결성을 보존하고 부품 과열을 방지하며 베어링에서 오일이 빠져나가는 것을 방지하기 위해 사용된다.압축기에서 흡수된 공기의 일부만이 터빈 흐름으로 돌아가 추력 생성에 기여한다.필요한 양을 조금이라도 줄이면 엔진 효율이 향상된다.다시 말하지만, x%의 냉각 유량에 대한 요구사항이 감소하면 특정 연료 소비량이 y% 감소한다는 것은 특정 엔진 설계로 알려져 있다.즉, 예를 들어 이륙 추력을 주기 위해 필요한 연료가 적을 것이다.엔진이 더 효율적이다.

위의 모든 고려사항은 스스로 작동하는 엔진에 기본적이며, 동시에 유용한 것은 아무것도 하지 않는다. 즉, 항공기를 이동시키거나 항공기의 전기, 유압 및 공기 시스템에 에너지를 공급하지 않는다.항공기에서 엔진은 이러한 시스템에 동력을 공급하기 위해 추력을 발생시키는 잠재력 또는 연료를 제공한다.설치 손실을 야기하는 이러한 요구사항은 그 효율성을 감소시킨다.^[32]그것은 엔진의 추진력에 기여하지 않는 연료를 사용하고 있다.

마지막으로, 항공기가 비행할 때 추진 제트 자체는 엔진을 떠난 후 낭비된 운동 에너지를 포함한다.$이$는 추진력 ${\displaystyle {또는}_{}}$ Froude, 즉 $Froude$라는 용어로 정량화되며$,$ 예를$$ 들어 터보프롭 또는 터보팬 엔진과 같은 프로펠링 제트에게 우회 흐름과 저속도를 제공하도록 엔진을 재설계하여 줄일 수 있다.동시에 전방 속도는 전체 압력비를 증가시킴으로써$$ ${\displaystyle t_{}}$ t ${\displaystyle h_{}}$ ${\$을 증가시킨다.

비행 속도에서 엔진의 전반적인 효율은 as ${\displaystyle o_{}}$= = ${\displaystyle p_{}}$ ${\displaystyle h_{}}$ t ${\displaystyle h_{}}$ ${\$ _{p}\eta $_{th}}$로 정의된다$.$^[33]

비행 속도에서$$ $\eta {\displaystyle {}_{}}$ ${\$는 흡기구가 공기를 엔진 압축기에 전달하기 전에 얼마나 잘 압축하느냐에 따라 달라진다.마하 3에서 32:1까지 높을 수 있는 흡입구 압축비는 엔진 압축기의 압축비에 추가되어 열역학 사이클에 대한$$ 전체 압력비와 $and{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle t_{}}$ h ${\$를 제공한다.이것이 얼마나 잘 이루어지는지는 압력 회복 또는 섭취 손실의 측정으로 정의된다.마하 3 유인 비행은 이러한 손실이 어떻게 순식간에 극적으로 증가할 수 있는지를 보여주는 흥미로운 예시를 제공했다.북미 XB-70 발키리와 마하 3의 록히드 SR-71 블랙버드는 각각 약 0.8의 압력 회복률을 보였는데,^[34][35] 이는 압축 과정 중, 즉 다중 충격 시스템을 통한 비교적 낮은 손실 때문이다.'비정상' 동안 효율적인 충격 시스템은 흡입구 너머의 매우 비효율적인 단일 충격과 약 0.3의 흡입 압력 회복 및 그에 상응하는 낮은 압력비로 대체될 것이다.

약 마하 2 이상의 속도에서 프로펠링 노즐은 외부 애프터바디 드래그와의 트레이드오프로서 출구 면적이 충분히 크지 않기 때문에 대개 추가적인 내부 추력 손실이 발생한다.^[36]

바이패스 엔진은 추진력을 향상시키지만 엔진 자체 내에서 자체적인 손실을 초래한다.가스 발전기에서 우회 기류로 에너지를 전달하기 위해 기계가 추가되어야 한다.터보제트의 프로펠링 노즐에서 발생하는 낮은 손실은 추가된 터빈과 팬의 비효율성으로 인한 추가 손실에 더해진다.^[37]$이$는 전송 또는 전송 ${\displaystyle {효율}_{}}$에 포함될 수 $있지만,$ 이러한$$손실은 추진 효율의 향상에 의해^[38] 보충된 것 이상이다$.$^[39]바이패스 덕트와 여분의 프로펠링 노즐의 추가 압력 손실도 있다.

예를 들어, 가스 발생기와 이송 기계 사이에서 엔진 내부에서 일어나는 일이 Bennett에 의해 분리되었다.^[40] ${\displaystyle {\eta }_{}}$ =${\displaystyle {}_{}{}_{}}$ ${\displaystyle {}_{}{}_{}}$ ${\displaystyle o_{}}$ ${\displaystyle o_{}}$ o ${\displaystyle o_{}}$ \ \ \ \ \ \ \ \ $\$ \ \ \ \$eta$ _{$o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta$}}$_${{T$}.$

차량에 설치된 제트엔진의 에너지 효율( ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle o_{}}$ ${\$은 다음과 같은 두 가지 주요 구성 요소로 구성된다.

• 추진 효율( ${\displaystyle {\eta p}_{}}$ p ${\$ 제트기의 에너지 중 얼마나 많은 양이 제트기의 운동 에너지로 운반되는 것이 아니라 차체에 전달되는가.
• 사이클 효율성($$ ${\displaystyle {}_{}}$ t ${\displaystyle h_{}}$ ${\$ 엔진이 제트기를 얼마나 효율적으로 가속할 수 있는지

전체적인 에너지 효율 ${\displaystyle o_{}}$ ${\$은(는) 다음과$$ 같다.

${\displaystyle \eta_{o}=\eta_{p}\eta_{th}}}$

모든 제트 엔진의 경우, 배기 제트 속도가 차량 속도에 가까워질 때 추진 효율이 가장 높다. 이는 가장 작은 잔류 운동 에너지를 주기 때문이다.^[41]공기호흡 엔진의 경우, 차량 속도와 동일한 배기 속도 또는 ${\displaystyle {one}_{}}$ p ${\$가 1과 동일한$$ 경우 추력을 0으로 부여하고 순탄한 운동량 변화는 없다.^[42]배기 속도가 $v{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle e_{}}$ ${\$$e}$인 $속도{\displaystyle }$ v ${\displaystyle v}$에서 움직이고 연료 흐름을 무시하는 공기 호흡 엔진의 공식은 다음과 같다.^[43]

${\displaystyle \eta_{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}}}}}$

그리고 로켓의 경우:^[44]

${\displaystyle \eta_{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}}}}}}{1+({\frac {v}{v_{e}}}}}}^{2}}:$

추진 효율 외에 또 다른 요인은 사이클 효율이다. 제트 엔진은 열 엔진의 일종이다.열 엔진 효율은 노즐에서 소진된 온도와 엔진에서 도달한 온도의 비율로 결정된다.이것은 더 높은 최대 사이클 온도를 허용하기 위해 새로운 재료가 도입됨에 따라 시간이 지남에 따라 지속적으로 개선되었다.예를 들어, 금속과 세라믹을 결합한 복합 재료는 최대 사이클 온도에서 작동하는 HP 터빈 블레이드를 위해 개발되었다.^[45]효율성도 달성 가능한 전체 압력비에 의해 제한된다.사이클 효율은 극히 높은 연소 온도를 달성할 수 있기 때문에 로켓 엔진(약 60+%)에서 가장 높다.훨씬 낮은 피크 사이클 온도로 인해 터보제트 및 유사한 부분의 사이클 효율은 30%에 가깝다.

해수면 이륙 조건에서 대부분의 항공기 가스 터빈 엔진의 연소 효율은 거의 100%이다.고도 순항 조건에서 비선형적으로 98%로 감소한다.공기 연료 비율은 50:1에서 130:1이다.어떤 유형의 연소실이라도 공기 연료비에는 풍부하고 약한 한계가 있으며, 그 이상으로 불꽃이 꺼진다.빈약한 한계와 약한 한계 사이의 공기 연료 비율의 범위는 공기 속도가 증가함에 따라 감소한다.공기 질량 흐름이 증가하면 연료비가 일정 값 이하로 줄어들면 불꽃 소멸이 발생한다.^[46]

연료 또는 추진제 소비

에너지 효율과 밀접하게 관련(그러나 다른) 개념은 추진제 질량의 소비율이다.제트 엔진의 추진제 소비량은 특정 연료 소비량, 특정 임펄스 또는 유효 배기 속도에 의해 측정된다.그들은 모두 같은 것을 측정한다.특정 임펄스와 유효배기 속도는 엄격히 비례하는 반면, 특정 연료 소비량은 다른 연료와 반비례한다.

터보제트 등 공기호흡 엔진의 경우 추진체가 연료인 데다 에너지원이기 때문에 에너지 효율과 추진체(연료) 효율은 거의 같다.로켓에서는 추진체도 배출구인데, 이는 높은 에너지 추진체가 추진체 효율을 더 높이지만 경우에 따라서는 실제로 에너지 효율을 낮출 수 있다는 것을 의미한다.

제너럴 일렉트릭의 CF6 터보팬과 같은 아음속 터보팬은 콩코드의 롤스로이스/스네크마 올림푸스 593 터보제트보다 1초간 추력을 발생시키기 위해 훨씬 적은 연료를 사용하는 것을 표(바로 아래)에서 볼 수 있다.그러나 에너지는 힘 시간 거리이고 콩코드의 경우 초당 거리가 더 크기 때문에 같은 양의 연료에 대해 엔진에서 발생하는 실제 출력은 마하 2에서 CF6보다 높았다.따라서, 콩코드의 엔진은 마일당 에너지 면에서 더 효율적이었다.

특정 연료 소비량(SFC), 특정 충동 및 다양한 로켓 및 제트 엔진의 유효 배기 속도 수.

엔진형식	1차 주행	시나리오	스펙. 연료봉.		특정 충동(충동)	유효 배기 속도(m/s)	미사	스러스트 투-투- 중량비 (해발고도)
			(1968/190f·h)	(g/kN/s)
아비오 P80 고체연료로켓모터	2006	베가 1단계 진공 청소기	13	360	280	2700	16,160 lb (7,330 kg) (빈)
아비오 제피로 23 고체연료 로켓 모터	2006	베가 2단 진공 청소기	12.52	354.7	287.5	2819	4,266 lb (1,935 kg) (빈)
아비오 제피로 9A 고체연료 로켓 모터	2008	베가 3단 진공 청소기	12.20	345.4	295.2	2895	1,997 lb (906 kg) (빈)
RD-843 액체 연료 로켓 엔진		베가 상부 스테이지 진공	11.41	323.2	315.5	3094	35.1파운드(15.93kg) (건조)
쿠즈넷소프 NK-33 액체연료 로켓 엔진	1970년대	N-1F, 소유즈-2-1v 1단계 진공 청소기	10.9	308	331[47]	3250	2,730 lb (1,240 kg) (건조)	136.8
NPO 에너지오마시 RD-171M 액체연료 로켓 엔진		Zenit-2M, Zenit-3SL, Zenit-3SLB, Zenit-3F 1단계 진공	10.7	303	337	3300	21,500 lb(9,750 kg) (건조)	79.57
LE-7A 액체 연료 로켓 엔진		H-IIA, H-IIB 1단계 진공 청소기	8.22	233	438	4300	4,000lb(1,800 kg) (건조)	62.2
스네크마 HM-7B 극저온 로켓 엔진		아리안 2, 아리안 3, 아리안 4, 아리안 5 ECA 상부 스테이지 진공	8.097	229.4	444.6	4360	364 lb(165 kg) (건조)	43.25
LE-5B-2 극저온 로켓 엔진		H-IIA, H-IIB 상부 스테이지 진공	8.05	228	447	4380	640파운드(290kg) (건조)	51.93
에어로젯 로켓디네 RS-25 극저온 로켓 엔진	1981	스페이스 셔틀, SLS 1단계 진공 청소기	7.95	225	453[48]	4440	7,004파운드(3,177kg) (건조)	53.79
에어로젯 로켓다인 RL-10B-2 극저온 로켓 엔진		델타 III, 델타 IV, SLS 상부 스테이지 진공	7.734	219.1	465.5	4565	664 lb(301 kg) (건조)	37.27
램젯		마하 1	4.5	130	800	7800
NERVA NRX A6 핵 열로켓 엔진	1967	진공청소기로 청소하다			869		40,001 lb(18,144 kg) (건조)	1.39
터보-유니온 RB.199-34R-04 Mk.103 터보팬		토네이도 IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 정적 해수면(재상승)	2.5[49]	70.8	1440	14120	2,107 lb(956 kg) (건조)	7.59
GE F101-GE-102 터보팬	1970년대	B-1B 정적 해수면(재상승)	2.46	70	1460	14400	4,400lb(2,000kg) (건조)	7.04
투만스키 R-25-300 터보제트		MIG-21bis 정적 해수면(재고)	2.206[49]	62.5	1632	16000	2,679 lb(1,215 kg) (건조)	5.6
GE J85-GE-21 터보제트		F-5E/F 정적 해수면(재상승)	2.13[49]	60.3	1690	16570	640파운드(290kg) (건조)	7.81
GE F110-GE-132 터보팬		F-16E/F 블록 60 또는 -129 업그레이드 정적 해수면(재고)	2.09[49]	59.2	1722	16890	4,050 lb(1,840 kg) (건조)	7.9
허니웰/ITEC F125-GA-100 터보팬		F-CK-1 정적 해수면(재상승)	2.06[49]	58.4	1748	17140	1,360 lb(620 kg) (건조)	6.8
스네크마 M53-P2 터보팬		Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/Retrofit 정적 해수면(재고)	2.05[49]	58.1	1756	17220	3,307 lb (1,500 kg) (건조)	6.46
스네크마 아타르 09C 터보제트		Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M, Mirage IV 프로토타입 정적 해수면(Reheat)	2.03[49]	57.5	1770	17400	3,210파운드(1,456 kg) (건조)	4.13
스네크마 아타르 09K-50 터보제트		Mirage IV, Mirage 50, Mirage F1 정적 해수면(재열)	1.991[49]	56.4	1808	17730	3,487 lb(1,582 kg) (건조)	4.55
GE J79-GE-15 터보제트		F-4E/EJ/F/G, RF-4E 정적 해수면(재고)	1.965	55.7	1832	17970	3,850 lb (1,750 kg) (건조)	4.6
새턴 AL-31F 터보팬		Su-27/P/K 정적 해수면(재상승)	1.96[50]	55.5	1837	18010	3,350파운드(1,520kg) (건조)	8.22
J-58 터보제트	1958	마하 3.2에서 SR-71(재활강)	1.9[49]	53.8	1895	18580	6000 lb(2,700 kg) (건조)
GE F110-GE-129 터보팬		F-16C/D/V 블록 50/70, F-15K/S/SA/SG/EX 정적 해수면(재고)	1.9[49]	53.8	1895	18580	3,980 lb (1,810 kg) (건조)	7.36
솔로비예프 D-30F6 터보팬		MiG-31, S-37/Su-47 정적 해수면(재고)	1.863[49]	52.8	1932	18950	5,326 lb (2,416 kg) (건조)	7.856
류울카 AL-21F-3 터보제트		Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 정적 해수면(재고)	1.86[49]	52.7	1935	18980	3,790 lb (1,720 kg) (건조)	5.61
클리모프 RD-33 터보팬	1974	MiG-29 정적 해수면(재상승)	1.85	52.4	1946	19080	2,326 lb (1,055 kg) (건조)	7.9
새턴 AL-41F-1S 터보팬		Su-35S/T-10BM 정적 해수면(재고)	1.819	51.5	1979	19410	3,536파운드(1,604 kg) (건조)	8.75-9.04
볼보 RM12 터보팬	1978	그립 A/B/C/D 정적 해수면(재고)	1.78[49]	50.4	2022	19830	2,315 lb (1,050 kg) (건조)	7.82
GE F404-GE-402 터보팬		F/A-18C/D 정적 해수면(재고)	1.74[49]	49	2070	20300	2,282 lb (1,035 kg) (건조)	7.756
쿠즈넷소프 NK-32 터보팬	1980	Tu-144LL, Tu-160 정적 해수면(재고)	1.7	48	2100	21000	7,500 lb(3,400 kg) (건조)	7.35
스네크마 M88-2 터보팬	1989	라팔 정적 해수면(리히트)	1.663	47.11	2165	21230	1,978 lb(897 kg) (건조)	8.52
유로젯 EJ200 터보팬	1991	Eurofater, Bloodhound LSR 프로토타입 정적 해수면(Reheat)	1.66–1.73	47–49[51]	2080–2170	20400–21300	2,180.0 lb(988.83 kg) (건조)	9.17
GE J85-GE-21 터보제트		F-5E/F 정적 해수면(건조)	1.24[49]	35.1	2900	28500	640파운드(290kg) (건조)	5.625
RR/Snecma 올림푸스 593 터보제트	1966	마하 2 크루즈에서의 콩코드(건조)	1.195[52]	33.8	3010	29500	7000lb(3,175kg) (건조)
스네크마 아타르 09C 터보제트		Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M, Mirage IV 프로토타입 정적 해수면(건조)	1.01[49]	28.6	3560	35000	3,210파운드(1,456 kg) (건조)	2.94
스네크마 아타르 09K-50 터보제트		Mirage IV, Mirage 50, Mirage F1 정적 해수면(건조)	0.981[49]	27.8	3670	36000	3,487 lb(1,582 kg) (건조)	2.35
스네크마 아타르 08K-50 터보제트		슈퍼 에탄다르 정적 해수면	0.971[49]	27.5	3710	36400	2,568 lb(1,165 kg) (건조)
투만스키 R-25-300 터보제트		MIG-21bis 정적 해수면(건조)	0.961[49]	27.2	3750	36700	2,679 lb(1,215 kg) (건조)
류울카 AL-21F-3 터보제트		Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 정적 해수면(건조)	0.86	24.4	4190	41100	3,790 lb (1,720 kg) (건조)	3.89
GE J79-GE-15 터보제트		F-4E/EJ/F/G, RF-4E 정적 해수면(건조)	0.85	24.1	4240	41500	3,850 lb (1,750 kg) (건조)	2.95
스네크마 M53-P2 터보팬		Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/Retrofit 정적 해수면(건조)	0.85[49]	24.1	4240	41500	3,307 lb (1,500 kg) (건조)	4.37
볼보 RM12 터보팬	1978	그립 A/B/C/D 정적 해수면(건조)	0.824[49]	23.3	4370	42800	2,315 lb (1,050 kg) (건조)	5.244
RR 투르보메카 아두르 Mk 106 터보팬	1999	재규어 개장 정적 해수면(건조)	0.81	23	4400	44000	1,784 lb (809 kg) (건조)	4.725
허니웰/ITEC F124-GA-100 터보팬	1979	L-159, X-45 정적 해수면	0.81[49]	22.9	4440	43600	1,050 lb(480 kg) (건조)	5.3
허니웰/ITEC F125-GA-100 터보팬		F-CK-1 정적 해수면(건조)	0.8[49]	22.7	4500	44100	1,360 lb(620 kg) (건조)	4.43
PW JT8D-9 터보팬		737 오리지널 크루즈	0.8[53]	22.7	4500	44100	3,205–3,402파운드(1,454–1,543 kg) (건조)
PW J52-P-408 터보젯		A-4M/N, TA-4KU, EA-6B 정적 해수면	0.79	22.4	4560	44700	2,318 lb (1,051 kg) (건조)	4.83
새턴 AL-41F-1S 터보팬		Su-35S/T-10BM 정적 해수면(건조)	0.79	22.4	4560	44700	3,536파운드(1,604 kg) (건조)	5.49
스네크마 M88-2 터보팬	1989	라팔 정적 해수면(건조)	0.782	22.14	4600	45100	1,978 lb(897 kg) (건조)	5.68
클리모프 RD-33 터보팬	1974	MiG-29 정적 해수면(건조)	0.77	21.8	4680	45800	2,326 lb (1,055 kg) (건조)	4.82
RR 페가수스 11-61 터보팬		AV-8B+ 정적 해수면	0.76	21.5	4740	46500	3,960 lb (1,800 kg) (건조)	6
유로젯 EJ200 터보팬	1991	유로파이터, Bloodhound LSR 프로토타입 정적 해수면(건조)	0.74–0.81	21–23[51]	4400–4900	44000–48000	2,180.0 lb(988.83 kg) (건조)	6.11
GE F414-GE-400 터보팬	1993	F/A-18E/F 정적 해수면(건조)	0.724[54]	20.5	4970	48800	2,445 lb(1,109 kg) (건조)	5.11
쿠즈넷소프 NK-32 터보팬	1980	Tu-144LL, Tu-160 정적 해수면(건조)	0.72-0.73	20–21	4900–5000	48000–49000	7,500 lb(3,400 kg) (건조)	4.06[49]
허니웰 ALF502R-5 게어드 터보팬		BAe 146-100/200/200ER/300 크루즈	0.72[55]	20.4	5000	49000	1,336 lb (606 kg) (건조)	5.22
솔로비예프 D-30F6 터보팬		MiG-31, S-37/Su-47 정적 해수면(건조)	0.716[49]	20.3	5030	49300	5,326 lb (2,416 kg) (건조)	3.93
스네크마 터보메카 라르자크 04-C6 터보팬	1972	알파 제트 정적 해수면	0.716	20.3	5030	49300	650lb(295kg) (건조)	4.567
솔로비예프 D-30KP-2 터보팬		Il-76MD/MDK/SK/VPK, Il-78/M 크루즈	0.715	20.3	5030	49400	5,820 lb (2,640 kg) (건조)	5.21
솔로비예프 D-30KU-154 터보팬		Tu-154M 크루즈	0.705	20.0	5110	50100	5,082 lb(2,305 kg) (건조)	4.56
이시카와지마하리마 F3-IHI-30 터보팬	1981	카와사키 T-4 정적 해수면	0.7	19.8	5140	50400	750lb(340kg) (건조)	4.9
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 터보팬	1984	Fokker 70, Fokker 100 크루즈	0.69	19.5	5220	51200	3,185 lb (1,445 kg) (건조)	4.2
GE CF34-3 터보팬	1982	CRJ100/200, CL600 시리즈, CL850 크루즈	0.69	19.5	5220	51200	1,670 lb(760 kg) (건조)	5.52
GE CF34-8E 터보팬		E170/175 크루즈	0.68	19.3	5290	51900	2,600 lb(1,200 kg) (건조)	5.6
허니웰 TFE731-60 게어드 터보팬		Falcon 900EX/DX/LX, VC-900 크루즈	0.679[56]	19.2	5300	52000	988lb(448kg) (건조)	5.06
CFM CFM56-2C1 터보팬		DC-8 슈퍼 70 크루즈	0.671[55]	19.0	5370	52600	4,635파운드(2,102 kg) (건조)	4.746
GE CF34-8C 터보팬		CRJ700/900/1000 크루즈	0.67-0.68	19	5300–5400	52000–53000	2,400–2,450파운드(1,090–1,110 kg) (건조)	5.7-6.1
CFM CFM56-3C1 터보팬		737 클래식 크루즈	0.667	18.9	5400	52900	4,308–4,334파운드(1,954–1,966 kg) (건조)	5.46
새턴 AL-31F 터보팬		Su-27/P/K 정적 해수면(건조)	0.666-0.78[50][54]	18.9–22.1	4620–5410	45300–53000	3,350파운드(1,520kg) (건조)	4.93
RR Spey RB.168 Mk.807 터보팬		AMX 정적 해수면	0.66[49]	18.7	5450	53500	2,417 lb(1,096 kg) (건조)	4.56
CFM CFM56-2A2 터보팬	1974	E-3D, KE-3A, E-6A/B 순항	0.66[57]	18.7	5450	53500	4,819파운드(2,186 kg) (건조)	4.979
RR BR725 터보팬	2008	G650/ER 크루즈	0.657	18.6	5480	53700	3,605 lb(1,635.2 kg) (건조)	4.69
CFM CFM56-2B1 터보팬		KC-135R/T, C-135FR, RC-135RE 순항	0.65[57]	18.4	5540	54300	4,672 lb (2,119 kg) (건조)	4.7
GE CF34-10A 터보팬		ARJ21 크루즈	0.65	18.4	5540	54300	3,700파운드(1,700 kg) (건조)	5.1
CFE CFE738-1B 터보팬	1990	팰컨 2000 크루즈	0.645[55]	18.3	5580	54700	1,325 lb (601 kg) (건조)	4.32
RR BR710 터보팬	1995	C-37, 걸프스트림 V, G550, E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express/XRS, Global 5000/6000, Raytheon Sentinel, GlobalEy(원래) 크루즈	0.64	18	5600	55000	4,009lb(1,818.4 kg) (건조)	3.84
GE F110-GE-129 터보팬		F-16C/D/V 블록 50/70, F-15K/S/SA/SG/EX 정적 해수면(건조)	0.64[54]	18	5600	55000	3,980 lb (1,810 kg) (건조)	4.27
GE F110-GE-132 터보팬		F-16E/F 블록 60 또는 -129 업그레이드 정적 해수면(건조)	0.64[54]	18	5600	55000	4,050 lb(1,840 kg) (건조)
GE CF34-10E 터보팬		E190/195, 리니지 1000 크루즈	0.64	18	5600	55000	3,700파운드(1,700 kg) (건조)	5.2
터보-유니온 RB.199-34R-04 Mk.105 터보팬		토네이도 ECR 정적 해수면(건조)	0.637[49]	18.0	5650	55400	2,160파운드(980kg) (건조)	4.47
CFM CF6-50C2 터보팬		A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203F/203F/C4-203/F4-203, DC-10-30/F/CF, KC-10A 크루즈	0.63[55]	17.8	5710	56000	8,731파운드(3,960 kg) (건조)	6.01
파워제트 SaM146-1S18 터보팬		슈퍼제트 LR 크루즈	0.629	17.8	5720	56100	4,980파운드(2,260 kg) (건조)	3.5
CFM CFM56-7B24 터보팬		737-700/800/900 크루즈	0.627[55]	17.8	5740	56300	5,216 lb (2,366 kg) (건조)	4.6
RR BR715 터보팬	1997	크루즈로717번길	0.62	17.6	5810	56900	4,597 lb (2,085 kg) (건조)	4.55-4.68
PW F119-PW-100 터보팬	1992	F-22 정적 해수면(건조)	0.61[54]	17.3	5900	57900	3,900 lb (1,800 kg) (건조)	6.7
GE CF6-80C2-B1F 터보팬		747-400 순항	0.605[52]	17.1	5950	58400	9,499 lb(4,309 kg)	6.017
터보-유니온 RB.199-34R-04 Mk.103 터보팬		토네이도 IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 정적 해수면(건조)	0.598[49]	16.9	6020	59000	2,107 lb(956 kg) (건조)	4.32
CFM CFM56-5A1 터보팬		A320-111/211 크루즈	0.596	16.9	6040	59200	5,139 lb (2,331 kg) (건조)	5
Aviadvadigl PS-90A1 터보팬		Il-96-400/T 크루즈	0.595	16.9	6050	59300	6,500 lb(2,950 kg) (건조)	5.9
PW PW2040 터보팬		757-200/200ET/200F, C-32 크루즈	0.582[55]	16.5	6190	60700	7,570파운드(3,259kg)	5.58
PW PW4098 터보팬		777-300 순항	0.581[55]	16.5	6200	60800	36,400 lb(16,500 kg) (건조)	5.939
GE CF6-80C2-B2 터보팬		767-200ER/300/300ER 크루즈	0.576[55]	16.3	6250	61300	9,388 lb (4,258 kg)	5.495
IAE V2525-D5 터보팬		MD-90 크루즈	0.574[58]	16.3	6270	61500	5,252파운드(2,382 kg)	4.76
IAE V2533-A5 터보팬		A321-231 크루즈	0.574[58]	16.3	6270	61500	5,311 kg (2,331 kg)	6.42
GE F101-GE-102 터보팬	1970년대	B-1B 정적 해수면(건조)	0.562	15.9	6410	62800	4,400lb(2,000kg) (건조)	3.9
RR 트렌트 700 터보팬	1992	A330, A330 MRTT, 벨루가 XL 크루즈	0.562	15.9	6410	62800	13,580 lb(6,160 kg) (건조)	4.97-5.24
RR 트렌트 800 터보팬	1993	777-200/200ER/300 크루즈	0.560	15.9	6430	63000	13,400 lb(6,078 kg) (건조)	5.7-6.9
모터 시치 프로그레스 D-18T 터보팬	1980	안-124, 안-225 순항	0.546	15.5	6590	64700	9,000 lb (4,100 kg) (건조)	5.72
CFM CFM56-5B4 터보팬		A320-214 크루즈	0.545	15.4	6610	64800	5,412–5,513파운드(2,454.8–2,500.6 kg) (건조)	5.14
CFM CFM56-5C2 터보팬		A340-211 크루즈	0.545	15.4	6610	64800	5,830 lb(2,644.4 kg) (건조)	5.47
RR 트렌트 500 터보팬	1999	A340-500/600 크루즈	0.542	15.4	6640	65100	11,000lb(4,990kg) (건조)	5.07-5.63
CFM REAP-1B 터보팬	2014	737 MAX 크루즈	0.53-0.56	15–16	6400–6800	63000–67000	6,130 lb(2,780 kg) (건조)
Aviadvadigel PD-14 터보팬	2014	MC-21-310 크루즈	0.526	14.9	6840	67100	6,330 lb (2,870 kg) (건조)	4.88
RR 트렌트 900 터보팬	2003	A380 크루즈	0.522	14.8	6900	67600	13,770 lb(6,246 kg) (건조)	5.46-6.11
PW TF33-P-3 터보팬		B-52H, NB-52H 정적 해수면	0.52[49]	14.7	6920	67900	3,900 lb (1,800 kg) (건조)	4.36
GE GE90-85B 터보팬		777-200/200ER 크루즈	0.52[55][59]	14.7	6920	67900	17,400 lb (7,900 kg)	5.59
GE GEnx-1B76 터보팬	2006	787-10 순항	0.512[53]	14.5	7030	69000	2,658 lb(1,206 kg) (건조)	5.62
PW PW1400G 게레드 터보팬		MC-21 크루즈	0.51[60]	14	7100	69000	6,300 lb (2,857.6 kg) (건조)	5.01
CFM RIP-1C 터보팬	2013	C919 크루즈	0.51	14	7100	69000	8,662–8,675 lb(3,929–3,935 kg) (Wet)
CFM REAP-1A 터보팬	2013	A320neo 패밀리 크루즈	0.51[60]	14	7100	69000	6,592–6,951 lb (2,990–3,153 kg) (Wet)
RR 트렌트 7000 터보팬	2015	A330neo 크루즈	0.506	14.3	7110	69800	14,209 lb(6,445 kg) (건조)	5.13
RR 트렌트 1000 터보팬	2006	787 순항	0.506	14.3	7110	69800	13,087–13,492 lb(5,936–6,120 kg) (건조)
RR 트렌트 XWB-97 터보팬	2014	A350-1000 크루즈	0.478	13.5	7530	73900	16,640 lb(7,550 kg) (건조)	5.82
PW 1127G 게이라드 터보팬	2012	A320neo 크루즈	0.463[53]	13.1	7780	76300	6,300 lb (2,857.6 kg) (건조)
RR AE 3007H 터보팬		RQ-4, MQ-4C 정적 해수면	0.39[49]	11.0	9200	91000	1,581 lb(717 kg) (건조)	5.24
GE F118-GE-100 터보팬	1980년대	B-2A 블록 30 정적 해수면	0.375[49]	10.6	9600	94000	3,200 lb(1,500 kg) (건조)	5.9
GE F118-GE-101 터보팬	1980년대	U-2S 정적 해수면	0.375[49]	10.6	9600	94000	3,150 lb(1,430 kg) (건조)	6.03
CFM CF6-50C2 터보팬		A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203F/203F/C4-203/F4-203, DC-10-30F/30F(CF), KC-10A 정적 해수면	0.371[49]	10.5	9700	95000	8,731파운드(3,960 kg) (건조)	6.01
GE TF34-GE-100 터보팬		A-10A, OA-10A, YA-10B 정적 해수면	0.37[49]	10.5	9700	95000	1,440 lb(650 kg) (건조)	6.295
CFM CFM56-2B1 터보팬		KC-135R/T, C-135FR, RC-135RE 정적 해수면	0.36[57]	10	10000	98000	4,672 lb (2,119 kg) (건조)	4.7
모터 시치 프로그레스 D-18T 터보팬	1980	An-124, An-225 정적 해수면	0.345	9.8	10400	102000	9,000 lb (4,100 kg) (건조)	5.72
PW F117-PW-100 터보팬		C-17 정적 해수면	0.34[55]	9.6	10600	104000	7,100 lb(3,200 kg)	5.41-6.16
PW PW2040 터보팬		757-200/200ET/200F, C-32 정적 해수면	0.33[55]	9.3	10900	107000	7,570파운드(3,259kg)	5.58
CFM CFM56-3C1 터보팬		737 고전적인 정적 해수면	0.33	9.3	11000	110000	4,308–4,334파운드(1,954–1,966 kg) (건조)	5.46
GE CF6-80C2 터보팬		747-400, 767, KC-767, MD-11, A300-600R/600F, A310-300, A310 MRTT, 벨루가, C-5M, 가와사키 C-2 정적 해수면	0.307-0.344	8.7–9.7	10500–11700	103000–115000	9,162–9,860 lb (4,300–4,860 kg)
EA GP7270 터보팬		A380-861 정적 해수면	0.299[54]	8.5	12000	118000	14,797 lb(6,712 kg) (건조)	5.197
GE GE90-85B 터보팬		777-200/200ER/300 정적 해수면	0.298[54]	8.44	12080	118500	17,400 lb (7,900 kg)	5.59
GE GE90-94B 터보팬		777-200/200ER/300 정적 해수면	0.2974[54]	8.42	12100	118700	16,644 lb (7,550 kg)	5.59
RR 트렌트 970-84 터보팬	2003	A380-841 정적 해수면	0.295[54]	8.36	12200	119700	13,825 lb(6,271 kg) (건조)	5.436
GE GEnx-1B70 터보팬		787-8 정적 해수면	0.2845[54]	8.06	12650	124100	13,552파운드(6,147 kg) (건조)	5.15
RR 트렌트 1000C 터보팬	2006	787-9 정지해상	0.273[54]	7.7	13200	129000	13,087–13,492 lb(5,936–6,120 kg) (건조)

추력 대 중량 비

유사한 구성을 가진 제트 엔진의 추력 대 중량 비율은 규모에 따라 다르지만 대부분 엔진 건설 기술의 기능이다.주어진 엔진의 경우, 엔진이 가벼울수록 추력 대 무게의 성능이 좋아질수록 엔진 중량을 운반하는 데 필요한 리프트로 인한 드래그를 보상하거나 엔진의 질량을 가속화하는 데 연료가 적게 사용된다.

다음 표에서 볼 수 있듯이, 로켓 엔진은 일반적으로 터보제트와 터보팬 엔진과 같은 덕트 엔진보다 훨씬 높은 추력 대 중량 비율을 달성한다.이는 주로 로켓이 거의 보편적으로 고밀도 액체나 고체 반응 질량을 사용하기 때문에 부피가 훨씬 작아 노즐을 공급하는 가압 시스템이 동일한 성능을 위해 훨씬 작고 가벼워지기 때문이다.덕트 엔진은 2-3회 정도 밀도가 낮은 공기를 다루어야 하며, 이는 훨씬 더 큰 영역에 압력을 주며, 결과적으로 엔진을 함께 고정하고 공기 압축기를 위해 더 많은 엔지니어링 재료가 필요하게 된다.

제트 또는 로켓 엔진	미사		추력, 진공		스러스트 투-투- 중량비
	(kg)	(iii)	(kN)	(lbf)
RD-0410 핵 로켓 엔진[61][62]	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58 제트 엔진(SR-71 블랙버드)[63][64]	2,722	6,001	150	34,000	5.2
롤스로이스/네크마 올림푸스 593 재가열 기능이 있는 터보제트(콘코드)[65]	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
프랫 앤 휘트니 F119[66]	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750 로켓 엔진, 3프로펠런트 모드[67]	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
RD-0146 로켓 엔진[68]	260	570	98	22,000	38.4
로켓디네 RS-25 로켓 엔진[69]	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
RD-180 로켓 엔진[70]	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
RD-170 로켓 엔진	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1(토성 V 1단계)[71]	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33 로켓 엔진[72]	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
멀린 1D 로켓 엔진, 풀러스트 버전	467	1,030	825	185,000	180.1

유형 비교

프로펠러 엔진은 제트 엔진보다 더 큰 공기 질량 흐름을 처리하고 더 작은 가속도를 제공한다.공기 속도의 증가가 작기 때문에 높은 비행 속도에서는 프로펠러식 항공기가 사용할 수 있는 추력이 작다.그러나 저속에서는 이러한 엔진들이 상대적으로 높은 추진 효율의 혜택을 받는다.

반면에 터보제트는 훨씬 더 작은 질량의 흡기와 연소된 연료 흐름을 가속화하지만, 그 후 매우 빠른 속도로 이를 거부한다.뜨거운 엔진 배기가스를 가속하기 위해 De Laval 노즐을 사용하는 경우 출구 속도는 국소적으로 초음속일 수 있다.터보제트는 특히 매우 빠른 속도로 이동하는 항공기에 적합하다.

터보팬은 바이패스 공기와 코어 엔진의 고온 연소 제품 가스로 구성된 혼합 배기가스를 가지고 있다.엔진으로 유입되는 양에 비해 코어 엔진을 우회하는 공기의 양이 터보팬 우회비(BPR)라고 하는 것을 결정한다.

터보제트 엔진은 엔진의 모든 출력을 사용하여 고온의 고속 배기 가스 제트의 형태로 추력을 생성하는 반면, 터보팬의 저속도의 바이패스 공기는 터보팬 시스템이 생산하는 전체 추력의 30%~70%를 산출한다.^[74]

터보팬에 의해 발생하는 순추력(F_N)도 다음과 같이 확장할 수 있다.^[75]

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

여기서:

ṁ e	= 코어 엔진에서 나오는 고온 연소 배기 흐름의 질량 비율
ṁo	= 터보팬으로 유입되는 총 공기 흐름의 질량 = ṁc + ṁf
ṁc	= 코어 엔진으로 흐르는 흡입 공기의 질량 비율
ṁf	= 코어 엔진을 우회하는 흡입 공기의 질량 비율
vf	= 코어 엔진 주위의 공기 흐름 속도
vhe	= 코어 엔진에서 나오는 고온 배기 가스의 속도
vo	= 총 공기 흡입구 속도 = 항공기의 실제 공기 속도
BPR	= 바이패스 비율

로켓 엔진은 배기 속도가 매우 높기 때문에 고속(초인성)과 높은 고도에 가장 적합하다.주어진 스로틀에서 로켓 모터의 추력 및 효율은 고도가 증가함에 따라(백압이 떨어져 노즐 출구 평면에서 순추력이 증가하기 때문에), 반면 터보젯(또는 터보팬)에서는 흡입구로 유입되는 공기의 하강 밀도(그리고 노즐에서 나오는 뜨거운 기체)가 순추력을 유발한다.고도가 높아지다로켓 엔진은 대략 마하 15 이상의 스크램제트보다 더 효율적이다.^[76]

고도 및 속도

스크램제트를 제외하고, 흡입 시스템을 박탈당한 제트 엔진은 소리 속도의 절반 정도의 속도에서만 공기를 받아들일 수 있다.트랜소닉과 초음속 항공기에 대한 흡입 시스템의 역할은 공기를 느리게 하고 압축의 일부를 수행하는 것이다.

엔진의 최대 고도에 대한 한계는 가연성에 의해 설정된다. 매우 높은 고도에서 공기는 연소할 수 없을 정도로 얇아지거나 압축 후 너무 뜨거워진다.터보제트 엔진의 경우 약 40km 고도가 가능한 반면, 램제트 엔진의 경우 55km를 달성할 수 있다.스크램제트는 이론적으로 75km를 관리할 수 있다.^[77]로켓 엔진은 물론 상한선이 없다.

좀 더 적당한 고도에서, 더 빨리 날면 엔진의 앞쪽에 있는 공기를 압축하게 되고, 이것은 공기를 크게 가열시킨다.상한은 보통 마하 5–8 정도로 생각되는데, 위와 같이 약 마하 5.5, 대기 질소는 흡입구의 높은 온도로 인해 반응하는 경향이 있고 이는 상당한 에너지를 소비한다.이에 대한 예외는 스크램제트로,^{[citation needed]} 공기 속도를 늦추지 않기 때문에 마하 15 이상을 달성할 수 있으며, 로켓은 다시 특별한 속도 제한이 없다.

잡음

제트 엔진에서 방출되는 소음은 많은 원천을 가지고 있다.여기에는 가스 터빈 엔진의 경우 팬, 압축기, 연소기, 터빈 및 추진 제트/s가 포함된다.^[78]

프로펠링 제트기는 제트 소음을 발생시키며, 이는 고속 제트기와 주변 공기의 격렬한 혼합 작용에 의해 발생한다.아음속 사례에서는 소음이 에디에 의해 생성되고 초음속 사례에서는 마하 파동에 의해 생성된다.^[79]제트기에서 방출되는 음력은 최대 2,000 ft/sec의 속도에 대해 8번째 동력까지 상승된 제트 속도에 따라 달라지며 2,000 ft/sec 이상의 속도를 가진 속도에 따라 변화한다.^[80]따라서 높은 바이패스 터보팬과 같은 엔진에서 배출되는 저속 배기가스 제트가 가장 조용한 반면 로켓, 터보제트, 람제트 등 가장 빠른 제트가 가장 큰 소리를 낸다.상용 제트 항공기의 경우 추진 제트 속도가 점진적으로 감소함에 따라 제트 소음은 터보제트에서 바이패스 엔진을 통한 터보팬으로 감소하였다.예를 들어 바이패스 엔진인 JT8D는 제트 속도가 1450ft/sec인 반면 터보팬인 JT9D는 제트 속도가 885ft/sec(콜드)와 1190ft/sec(^[81]핫)이다.

터보팬의 등장은 매우 독특한 제트 소음을 "버즈 톱" 소음으로 알려진 또 다른 소음으로 대체했다.그 기원은 이륙 추진 시 초음속 팬 블레이드에서 발생하는 충격파다.^[82]

냉각

제트 엔진의 작동 부품으로부터 적절한 열 전달은 엔진 재료의 강도를 유지하고 엔진의 수명을 오래 유지하는 데 매우 중요하다.

2016년 이후 제트엔진 부품에 대한 트랜스미션 냉각 기술 개발에 대한 연구가 진행 중이다.^[83]

작전

제트 엔진에서, 각 주요 회전 구간은 보통 회전 속도를 감시하는 별도의 게이지를 가지고 있다.제조사 및 모델에 따라 제트 엔진에는 터보팬 엔진의 저압 압축기 섹션 및/또는 팬 속도를 모니터링하는 N 게이지가₁ 있을 수 있다.가스 발생기 섹션은₂ N 게이지로 모니터링할 수 있으며, 트리플 스풀 엔진도₃ N 게이지가 있을 수 있다.각 엔진 섹션은 수천 RPM으로 회전한다.따라서 표시와 해석이 용이하도록 게이지는 실제 RPM이 아닌 공칭 속도의 백분율로 보정된다.^[84]

참고 항목

• 에어 투르보람제트
• 밸런싱머신
• 제트 엔진의 구성 요소
• 로켓엔진노즐
• 로켓 터빈 엔진
• 우주선 추진
• 추력역전
• RAE의 터보젯 개발
• 가변 사이클 엔진
• 물 주입(엔진)

참조

참고 문헌 목록

• Brooks, David S. (1997). Vikings at Waterloo: Wartime Work on the Whittle Jet Engine by the Rover Company. Rolls-Royce Heritage Trust. ISBN 978-1-872922-08-9.
• Golley, John (1997). Genesis of the Jet: Frank Whittle and the Invention of the Jet Engine. Crowood Press. ISBN 978-1-85310-860-0.
• Hill, Philip; Peterson, Carl (1992), Mechanics and Thermodynamics of Propulsion (2nd ed.), New York: Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
• Kerrebrock, Jack L. (1992). Aircraft Engines and Gas Turbines (2nd ed.). Cambridge, MA: The MIT Press. ISBN 978-0-262-11162-1.

외부 링크

• Wikimedia Commons의 제트 엔진 관련 미디어
• Wiktionary에서 제트엔진의 사전 정의
• 롤스로이스의 제트 엔진에 대한 미디어
• 가스 터빈 엔진의 작동 방식에 대한 내용 기사
• 제트엔진이 항공우주산업에 미치는 영향
• 군용 제트 엔진 취득 시 군용 제트 엔진 이력 개요, 부록 B, 페이지 97–120 (Rand Corp, 24 pp, PDF)
• 기본 제트 엔진 자습서(QuickTime 비디오)
• 반응 엔진 작동 방식에 대한 기사
• The Aircraft Gas Turbine Engine and Its Operation: Installation Engineering. East Hartford, Connecticut: United Aircraft Corporation. February 1958. Retrieved 29 September 2021.