เมนูนำทาง
เครื่องยนต์ไอพ่น
เครื่องยนต์เจ็ททุกเครื่องเป็นเครื่องยนต์ปฏิกิริยาที่สร้างแรงผลักโดยการปล่อยไอพ่นออกทางด้านหลังที่ความเร็วค่อนข้างสูง. แรงทั้งหลายภายในเครื่องยนต์จะเป็นตัวสร้างไอพ่นนี้, ซึ่งจะให้แรงผลักที่แข็งแกร่งในเครื่องยนต์ซึ่งผลักให้ยานไปข้างหน้า.
เครื่องยนต์เจ็ตสร้างไอพ่นของมันจากเชื้อเพลิงในถังเก็บที่ติดมากับเครื่องยนต์ (เหมือนกับใน 'จรวด') เช่นเดียวกับในเครื่องยนต์ใช้ท่อ (อังกฤษ: duct engine) (ที่ใช้กันทั่วไปบนเครื่องบิน) โดยการบริโภคของเหลวภายนอก (มักเป็นอากาศ) และขับไล่มันออกที่ความเร็วที่สูงขึ้น.
หัวฉีดที่สร้างแรงขับ (อังกฤษ: propelling nozzle)เป็นองค์ประกอบสำคัญของเครื่องยนต์เจ็ททุกเครื่องเพราะมันสร้างไอพ่น (ไอเสีย). หัวฉีดที่สร้างแรงขับเปลี่ยนก๊าซร้อนที่อยู่ภายใต้การบีบอัดเคลื่อนไหวช้าให้เป็นแก๊สที่เย็นกว่า, ความดันต่ำกว่า, แต่เคลื่อนที่เร็วกว่าโดยกรรมวิธีที่เรียกว่า adiabatic expansion[13]. หัวฉีดที่สร้างแรงขับสามารถทำงานที่ความเร็วต่ำกว่าเสียง, เท่าเสียงหรือเหนือเสียง[14], แต่ในการทำงานปกติ หัวฉีดมักจะทำงานที่ความเร็วเสียงหรือเหนือเสียง. หัวฉีดดำเนินการเพื่อควบคุมการไหลและด้วยเหตุนี้มันจึงช่วยเพิ่มความดันในเครื่องยนต์, และทางกายภาพแล้วหัวฉีดมักจะเป็นแบบ convergent, หรือ convergent-divergent. หัวฉีดแบบ convergent-divergent สามารถให้ความเร็วไอพ่นแบบเหนือเสียงเจ็ทภายในส่วนของ divergent, ในขณะที่หัวฉีดแบบ convergent ของเหลวไอเสียไม่สามารถมีความเร็วเกินกว่าความเร็วของเสียงของแก๊สที่อยู่ภายในหัวฉีด
แรงผลักสุทธิ (FN) ของ turbojet ถูกกำหนดโดย[15]
F N = ( m ˙ a i r + m ˙ f u e l ) v e − m ˙ a i r v {\displaystyle F_{N}=({\dot {m}}_{air}+{\dot {m}}_{fuel})v_{e}-{\dot {m}}_{air}v}| เมื่อ: | |
| ṁ air | = อัตรามวลของอากาศที่ไหลผ่านเครื่องยนต์ |
| ṁ fuel | = อัตรามวลของเชื้อเพลิงที่ไหลเข้าเครื่องยนต์ |
| ve | = ความเร็วของไอพ่น (ไอเสีย)และคาดว่าจะต่ำกว่าความเร็วเสียง |
| v | = ความเร็วของอากาศไหลเข้า = ความเร็วอากาศจริงของอากาศยาน |
| (ṁ air + ṁ fuel)ve | = แรงผลักรวมที่หัวฉีด (FG) |
| ṁ air v | = แรงต้านจาก ram ของอากาศไหลเข้า |
สมการข้างต้นใช้เฉพาะสำหรับเครื่องยนต์ไอพ่นใช้อากาศหายใจเท่านั้น. มันไม่ได้นำไปใช้กับเครื่องยนต์จรวด. เกือบทุกประเภทของเครื่องยนต์เจ็ทมีช่องอากาศเข้า, ซึ่งเป็นช่องที่ของของไหลจำนวนมากออกจากไอเสีย. อย่างไรก็ตาม เครื่องยนต์จรวดธรรมดาไม่ได้มีช่องเข้า, ทั้งตัวสร้างอ๊อกซิเจน (อังกฤษ: oxidizer) และเชื้อเพลิงถูกบรรทุกไปกับยาน. เพราะฉะนั้นเครื่องยนต์จรวดไม่มีแรงต้านแรม (อังกฤษ: ram drag) และแรงผลักรวมของหัวฉีดเครื่องยนต์จรวดเป็นแรงผลักสุทธิของเครื่องยนต์. ผลก็คือ, ลักษณะของแรงผลักของมอเตอร์จรวดจะมีความแตกต่างจากส่วนที่เป็นของเครื่องยนต์เจ็ทใช้หายใจ, และแรงผลักเป็นอิสระจากความเร็ว.
ถ้าความเร็วของไอพ่นจากเครื่องยนต์เจ็ทจะมีค่าเท่ากับความเร็วเสียง, หัวฉีดของเครื่องยนต์เจ็ทจะถูกเรียกว่ามันสำลัก. ถ้าหัวฉีดสำลัก, ความดันที่หัวฉีดที่ออกจากเครื่องบินจะมีค่ามากกว่าความดันบรรยากาศ, และเงื่อนไขพิเศษจะต้องถูกเพิ่มเข้าไปในสมการข้างต้นเพื่อนำมาคำนวณสำหรับแรงผลักของความดัน[15].
อัตราการไหลของเชื้อเพลิงที่เข้าเครื่องยนต์มีขนาดเล็กมากเมื่อเทียบกับอัตราการไหลของอากาศ[15]. ถ้าการมีส่วนร่วมของเชื้อเพลิงที่ให้กับแรงผลักรวมของหัวฉีดไม่ถูกนำมาพิจารณา, แรงผลักสุทธิจะเป็น:
F N = m ˙ a i r ( v e − v ) {\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{air}(v_{e}-v)}ความเร็วของไอพ่น (ve) ต้องมีค่ามากกว่าความเร็วอากาศจริงของอากาศยาน (v) ถ้าจำเป็นต้องมีแรงผลักไปข้างหน้าบนอากาศยาน. ความเร็ว (ve) สามารถคำนวณแบบ thermodynamic ที่มีพื้นฐานจาก adiabatic expansion[16].
แรงผลักจากไอพ่นสามารถทำให้เพิ่มขึ้นได้โดยการฉีดของเหลวเพิ่มเติม ซึ่งจะถูกเรียกว่า แรงผลักเปียก [โปรดขยายความ]. เครื่องยนต์ในช่วงต้นและเครื่องยนต์ไม่ทำงานหลังสันดาป (อังกฤษ: non-afterburning engine)ในปัจจุบันบางเครื่องใช้น้ำฉีดเพื่อเพิ่มแรงผลักชั่วคราว. น้ำถูกฉีดที่ช่องเข้าของตัวอัดอากาศหรือตัวกระจาย (อังกฤษ: diffuser) เพื่อหล่อเย็นอากาศที่ถูกบีบอัดซึ่งเป็นการเพิ่มความดันสำหรับการเผาไหม้ที่อุณหภูมิสูงขึ้น. แรงผลักสามารถเพิ่มขึ้นได้ประมาณ 10-30%. เมธิลหรือเอทิลแอลกอฮอล์ (หรือส่วนผสมอย่างใดอย่างหนึ่งหรือทั้งสองอย่างกับน้ำ) ได้ถูกนำมาใช้ในอดีตสำหรับการฉีด. อย่างไรก็ตาม น้ำมีไอร้อนของการระเหยที่สูงขึ้น เพราะฉะนั้น ของเหลวเท่านั้นที่ถูกใช้โดยทั่วไปสำหรับการเสริมแรงผลักในวันนี้.
เครื่องยนต์รบทางทหารในวันนี้ใช้ตัว afterburner เพื่อเพิ่มแรงผลัก.
ประสิทธิภาพการใช้พลังงาน ( η {\displaystyle \eta } ) ของเครื่องยนต์เจ็ทที่ติดตั้งในยานพาหนะมีสององค์ประกอบหลัก ได้แก่
แม้ว่าประสิทธิภาพการใช้พลังงานโดยรวม = η {\displaystyle \eta } เป็นเพียง:
η = η p η v e {\displaystyle \eta =\eta _{p}\eta _{v_{e}}}สำหรับเครื่องยนต์เจ็ททั้งหมด ประสิทธิภาพของแรงผลักดันจะมีค่าสูงสุดเมื่อเครื่องยนต์ปล่อยไอเสียที่ความเร็วหนึ่งที่เท่ากับหรือใกล้เคียงกับความเร็วของยานพาหนะ เพราะสิ่งนี้ให้พลังงานจลน์ที่เหลือค้างอยู่มีค่าน้อยที่สุด[17]. สูตรสำหรับเครื่องยนต์ที่ใช้อากาศหายใจที่กำลังเคลื่อนที่ด้วยความเร็ว v {\displaystyle v} ที่มีความเร็วไอเสีย v e {\displaystyle v_{e}} และตัดทิ้งการไหลของเชื้อเพลิงเป็น[18]:
η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}และสำหรับจรวด[19]:
η p = 2 ( v v e ) 1 + ( v v e ) 2 {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}นอกเหนือไปจากประสิทธิภาพของแรงขับดัน, ปัจจัยอื่นได้แก่ ประสิทธิภาพของวงรอบ; เป็นความสำคัญเนื่องจากเครื่องยนต์เจ็ทโดยทั่วไปจะอยู่ในรูปแบบของเครื่องจักรความร้อน. ประสิทธิภาพความร้อนของเครื่องยนต์จะถูกกำหนดโดยอัตราส่วนของอุณหภูมิในเครื่องยนต์ที่ถึงจุดที่เป็นไอพ่นที่ปลายหัวฉีด, ซึ่งจะถูกจำกัดด้วยอัตราส่วนความดันโดยรวมที่สามารถทำได้. ประสิทธิภาพของวงรอบจะมีค่าสูงที่สุดในเครื่องยนต์จรวด (~ 60% +), เมื่อพวกมันสามารถบรรลุอุณหภูมิการเผาไหม้ที่สูงสุดขั้ว. ประสิทธิภาพของวงรอบใน turbojet และเครื่องที่คล้ายกันคือใกล้กว่า 30%, เนื่องจากอุณหภูมิรอบสูงสุดที่ต่ำกว่ามาก.
ประสิทธิภาพการเผาไหม้ของอากาศยานเครื่องยนต์กังหันก๊าซส่วนใหญ่ในระหว่างการ takeoff ที่ระดับน้ำทะเลจะเป็นเกือบ 100%. มันลดลงอย่างไม่เป็นเชิงเส้นที่ 98% ในระหว่างการบินล่องลม. อัตราส่วนระหว่างอากาศ-เชื้อเพลิงอยู่ในช่วง 50:1 ถึง 130:1. สำหรับห้องเผาไหม้ประเภทใดๆ, จะขีดจำกัดแบบอุดมและอ่อนแอของอัตราส่วนอากาศ-เชื้อเพลิง, ไกลเกินกว่าที่เปลวไฟจะถูกดับได้. ช่วงของอัตราส่วนอากาศ-เชื้อเพลิงระหว่างขีดจำกัดที่อุดมและอ่อนแอจะลดลงด้วยการเพิ่มขึ้นของความเร็วลม. ถ้าการเพิ่มของการไหลของมวลอากาศไปลดอัตราส่วนเชื้อเพลิงให้ต่ำกว่าค่าบางอย่าง, เปลวไฟก็จะดับไป[20].
ในอากาศยานกังหัน, อัตราส่วนเชื้อเพลิงปกติจะน้อยกว่าอัตราเชื้อเพลิงที่มีประสิทธิภาพมากที่สุดถึง 15%. เพราะฉะนั้น, เพียงส่วนหนึ่งของอากาศเท่านั้นที่จะถูกนำมาใช้ในกระบวนการเผาไหม้. ส่วนของเชื้อเพลิงไม่ได้ถูกเผาไหม้อย่างสมบูรณ์, มีการปล่อยส่วนผสมของก๊าซคาร์บอนมอนอกไซด์, เขม่า, และสารไฮโดรคาร์บอนไว้ข้างหลัง. ในขณะที่ไม่เคลื่อนที่ ของเสียเหล่านี้มีปริมาณถึง 50-2000 ppm (parts per million) และลดลงในระหว่างการล่องลมที่ 1-50 ppm. นั่นคือเหตุผลที่อากาศรอบๆสนามบินจึงเลวร้าย[21].
แรงกระตุ้นเฉพาะ (อังกฤษ: Specific impulse) เมื่อทำหน้าที่เป็นความเร็วสำหรับไอพ่นประเภทที่แตกต่างกันด้วยเชื้อเพลิงน้ำมันก๊าด (hydrogen Isp จะสูงเป็นสองเท่า). แม้ว่าประสิทธิภาพจะลดลงตามความเร็ว, แต่ก็ครอบคลุมระยะทางได้ใหญ่กว่า, ปรากฏว่าประสิทธิภาพต่อหน่วยระยะทาง (ต่อ กม.หรือ ไมล์) ค่อนข้างไม่ขึ้นอยู่กับความเร็วสำหรับเครื่องยนต์เจ็ทเมื่อเป็นกลุ่ม; อย่างไรก็ตามลำตัวเครื่อง (อังกฤษ: airframe)กลายเป็นไม่มีประสิทธิภาพที่ความเร็วเหนือเสียง.
แนวคิดเพื่อประสิทธิภาพการใช้พลังงานที่เกี่ยวข้องอย่างใกล้ชิด (แต่แตกต่างกัน) คืออัตราของการบริโภคของสารขับเคลื่อน (อังกฤษ: propellant). การบริโภคสารขับเคลื่อนในเครื่องยนต์เจ็ตสามารถวัดได้จาก'การบริโภคเชื้อเพลิงเฉพาะ' (อังกฤษ: Specific Fuel Consumption), 'แรงกระตุ้นเฉพาะ' (อังกฤษ: Specific impulse), หรือ'ความเร็วไอเสียที่มีประสิทธิภาพ' (อังกฤษ: Effective exhaust velocity). ทั้งหมดนี้เป็นการวัดในสิ่งเดียวกัน. แรงกระตุ้นเฉพาะและความเร็วไอเสียที่มีประสิทธิภาพเป็นสัดส่วนโดยตรงอย่างเคร่งครัด, ในขณะที่การบริโภคน้ำมันเชื้อเพลิงเฉพาะเป็นสัดส่วนผกผันกับตัวอื่นๆ.
สำหรับเครื่องยนต์แบบ airbreathing เช่น turbojets, ประสิทธิภาพการใช้พลังงานและประสิทธิภาพสารขับเคลื่อน (เชื้อเพลิง) เป็นสิ่งเดียวกันอย่างมาก, เนื่องจากสารขับเคลื่อนเป็นเชื้อเพลิงและแหล่งที่มาของพลังงานอย่างหนึ่ง. ในระบบจรวด, สารขับเคลื่อนยังเป็นไอเสีย, และนี่หมายความว่าสารขับเคลื่อนพลังงานสูงให้ประสิทธิภาพการขับเคลื่อนที่ดีกว่า แต่ในบางกรณีย้งสามารถให้ประสิทธิภาพการใช้พลังงานที่"ลดลง"จริงๆอีกด้วย.
ตามตารางด้านล่าง ที่ turbofans ต่ำกว่าเสียงเช่น CF6 turbofan ของ General Electric ใช้เชื้อเพลิงในการสร้างแรงผลักดันแค่หนึ่งวินาทีน้อยกว่าที่ Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turbojet ของคองคอร์ดใช้ทำอย่างเดียวกันมาก. อย่างไรก็ตามเนื่องจากพลังงานเป็นผลคูณระหว่างแรงกับระยะทางและระยะทางต่อวินาทีมีค่ามากกว่าสำหรับคองคอร์ด, กำลังที่สร้างขึ้นจริงจากเครื่องยนต์ที่กินเชื้อเพลิงเท่ากันสำหรับคองคอร์ดที่มัค 2 จึงสูงกว่า CF6. ดังนั้นเครื่องยนต์ของคองคอร์ดจึงมีประสิทธิภาพมากกว่าในแง่ของแรงผลักดันต่อไมล์.
| ประเภทเครื่องยนต์ | Scenario | SFC in lb/(lbf·h) | SFC in g/(kN·s) | Specific impulse (s) | Effective exhaust velocity (m/s) |
|---|---|---|---|---|---|
| NK-33 rocket engine | Vacuum | 10.9 | 309 | 331[22] | 3,240 |
| SSME rocket engine | Space shuttle Vacuum | 7.95 | 225 | 453[23] | 4,423 |
| Ramjet | Mach 1 | 4.5 | 127 | 800 | 7,877 |
| J-58 turbojet | SR-71 at Mach 3.2 (Wet) | 1.9 | 53.8 | 1,900 | 18,587 |
| Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 | Concorde Mach 2 cruise (Dry) | 1.195[24] | 33.8 | 3,012 | 29,553 |
| CF6-80C2B1F turbofan | Boeing 747-400 cruise | 0.605[25] | 17.1 | 5,950 | 58,400 |
| General Electric CF6 turbofan | Sea level | 0.307[26] | 8.696 | 11,700 | 115,000 |
บทความหลัก: Thrust-to-weight ratio
อัตราส่วนแรงผลักดันต่อน้ำหนักของเครื่องยนต์เจ็ทจะค่อนข้างแตกต่างกันที่ขนาด, แต่ส่วนใหญ่จะแตกต่างกันที่หน้าที่การทำงานของเทคโนโลยีการก่อสร้างเครื่องยนต์. ชัดเจนสำหรับเครื่องยนต์ที่กำหนด, เครื่องยนต์ยิ่งเบา, อัตราส่วนแรงผลักดันต่อน้ำหนักก็ยิ่งดี, เชื้อเพลิงก็ใช้น้อยในการชดเชยแรงต้านจากแรงยกที่จำเป็นในการแบกน้ำหนักเครื่องยนต์, หรือเพื่อเร่งมวลของเครื่องยนต์.
ตามตารางต่อไปนี้, เครื่องยนต์จรวดทั่วไปบรรลุอัตราส่วนแรงผลักดันต่อน้ำหนักสูงกว่าเครื่องยนต์แบบใช้ท่อเช่นเครื่องยนต์แบบ turbojet และ turbofan มาก. เบื้องต้นเป็นเพราะจรวดเกือบทั่วไปจะใช้ของเหลวหนาแน่นหรือมวลปฏิกิริยาของแข็งซึ่งจะให้ปริมาตรขนาดเล็กกว่ามากและด้วยเหตุนี้ระบบแรงดันที่จ่ายให้หัวฉีดจึงมีขนาดเล็กกว่าและน้ำหนักเบากว่ามากเพื่อให้ได้ผลการทำงานเดียวกัน. เครื่องยนต์แบบใช้ท่อต้องจัดการกับอากาศที่มีขนาดความหนาแน่นน้อยกว่าสองหรือสามเท่าและมันยังต้องให้แรงกดดันตลอดพื้นที่ขนาดใหญ่มากกว่า, ซึ่งมีผลในวิศวกรรมวัสดุมากกว่าที่จำเป็นในการยึดเครื่องยนต์ไว้ร่วมกันและสำหรับเครื่องอัดอากาศ
| Jet or Rocket engine | Mass (kg) | Mass (lb) | Thrust (kN) | Thrust (lbf) | Thrust-to-weight ratio |
|---|---|---|---|---|---|
| RD-0410 nuclear rocket engine[27][28] | 2,000 | 4,400 | 35.2 | 7,900 | 1.8 |
| J58 jet engine (SR-71 Blackbird)[29][30] | 2,722 | 6,001 | 150 | 34,000 | 5.2 |
| Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet with reheat (Concorde)[31] | 3,175 | 7,000 | 169.2 | 38,000 | 5.4 |
| Pratt & Whitney F119[32] | 1,800 | 3,900 | 91 | 20,500 | 7.95 |
| RD-0750 rocket engine, three-propellant mode[33] | 4,621 | 10,188 | 1,413 | 318,000 | 31.2 |
| RD-0146 rocket engine[34] | 260 | 570 | 98 | 22,000 | 38.4 |
| SSME rocket engine (Space Shuttle)[35] | 3,177 | 7,004 | 2,278 | 512,000 | 73.1 |
| RD-180 rocket engine[36] | 5,393 | 11,890 | 4,152 | 933,000 | 78.5 |
| RD-170 rocket engine | 9,750 | 21,500 | 7,887 | 1,773,000 | 82.5 |
| F-1 (Saturn V first stage)[37] | 8,391 | 18,499 | 7,740.5 | 1,740,100 | 94.1 |
| NK-33 rocket engine[38] | 1,222 | 2,694 | 1,638 | 368,000 | 136.7 |
| Merlin 1D rocket engine[ต้องการอ้างอิง] | 440 | 970 | 690 | 160,000 | 159.9 |
แรงขับของจรวดเป็นแรงขับแบบสูญญากาศถ้าไม่ได้บอกว่าเป็นอย่างอื่น
เครื่องยนต์ใบพัดจะมีประโยชน์สำหรับการเปรียบเทียบ. พวกมันสามารถเร่งมวลอากาศขนาดใหญ่ แต่ด้วยความเร็วที่มีการเปลี่ยนแปลงสูงสุดค่อนข้างน้อย. ความเร็วที่ต่ำนี้จำกัดแรงผลักดันสูงสุดของเครื่องบินขับเคลื่อนด้วยใบพัดใดๆ. อย่างไรก็ตาม เพราะพวกมันเร่งมวลอากาศขนาดใหญ่, เครื่องยนต์ใบพัด, เช่น turboprops, สามารถมีประสิทธิภาพมาก.
ในทางตรงกันข้าม, turbojets สามารถเร่งมวลขนาดเล็กมากของอากาศเข้าและเชื้อเพลิงที่ถูกเผาไหม้, แต่พวกมันปล่อยไอพ่นออกมาที่ความเร็วสูงมากซึ่งสามารถทำได้โดยใช้หัวฉีดแบบเดอวาล (อังกฤษ: de Laval nozzle) เพื่อเร่งไอเสียของเครื่องยนต์. นี่คือเหตุผลที่ว่าทำไมพวกมันจึงเหมาะสำหรับเครื่องบินเดินทางด้วยความเร็วเหนือเสียงและสูงกว่า.
turbofans มีไอเสียผสมที่ประกอบด้วยอากาศบายพาสและผลิตภัณฑ์ก๊าซเผาไหม้ร้อนจากเครื่องยนต์หลัก. ปริมาณอากาศที่บายพาสเครื่องยนต์หลักเมื่อเทียบกับปริมาณอากาศที่ไหลเข้าไปในเครื่องยนต์จะเป็นตัวกำหนดสิ่งที่เรียกว่าอัตราการบายพาส (อังกฤษ: bypass ratio (BPR)) ของ turbofan.
ในขณะที่เครื่องยนต์ turbojet ใช้กำลังของเครื่องยนต์ทั้งหมดไปในการผลิตแรงผลักดันในรูปแบบของก๊าซไอเสียเจ็ทร้อนความเร็วสูง, อากาศบายพาสความเร็วต่ำที่เย็นของ turbofan ให้ผลผลิตระหว่าง 30% ถึง 70% ของแรงผลักดันทั้งหมดที่ผลิตโดยระบบ turbofan[39].
แรงผลักดันสุทธิ (FN) ที่สร้างโดย turbofan มีค่าเท่ากับ[40]:
F N = m ˙ e v e − m ˙ o v o + B P R ( m ˙ c v f ) {\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{e}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}เมื่อ:
| ṁ e | = อัตรามวลของกระแสไอเสียเผาใหม้ร้อนจากแกนของเครื่องยนต์ |
| ṁo | = อัตรามวลของกระแสอากาศรวมที่ไหลเข้าเครื่อง turbofan = ṁc + ṁf |
| ṁc | = อัตรามวลของอากาศไหลเข้าที่แกนของเครื่องยนต์ |
| ṁf | = อัตรามวลของกระแสอากาศไหลเข้าที่บายพาสหรือไม่ผ่านแกนของเครื่องยนต์ |
| vf | = ความเร็วของกระแสอากาศที่ถูกบายพาสรอบๆเครื่องยนต์ |
| ve | = ความเร็วของแก๊สเสียร้อนจากแกนของเครื่องยนต์ |
| vo | = ความเร็วของอากาศไหลเข้าทั้งหมด = ความเร็วอากาศจริงของอากาศยาน |
| BPR | = Bypass Ratio |
เครื่องยนต์จรวดมีไอเสียที่ความเร็วสูงอย่างยิ่งยวด ดังนั้นมันจึงเหมาะสมที่สุดสำหรับความเร็วสูง (เหนือเสียง)และระดับความสูงที่สูงมากๆ. ในขนาดของหัวฉีดที่กำหนด, แรงผลักดันและประสิทธิภาพของมอเตอร์จรวดจะดีขึ้นเล็กน้อยกับการเพิ่มระดับความสูงของการบิน (เพราะว่าแรงอัดกลับหลังตกลงซึ่งทำให้เป็นการเพิ่มแรงผลักดันรวมที่ปลายหัวฉีดพ่นออก), ในขณะที่ด้วยเครื่อง turbojet (หรือ turbofan) การตกลงของความหนาแน่นอากาศที่กำลังเข้าที่ช่องทางเข้า (และอากาศร้อนที่หัวฉีด) ทำให้แรงผลักดันรวมลดลงเมื่อระดับการบินสูงขึ้น. เครื่องยนต์จรวดจะมีประสิทธิภาพมากกว่าแม้แต่กับสแครมเจ็ทที่ความเร็วประมาณมัค 15[41].
ด้วยข้อยกเว้นของ scramjets, เครื่องยนต์เจ็ทที่ปราศจากระบบการไหลเข้าสามารถรับอากาศที่มีความเร็วประมาณครึ่งหนึ่งของความเร็วของเสียงเท่านั้น. หน้าที่ของระบบท่อเข้าสำหรับเครื่องบินเร็วเท่าเสียงและเหนือเสียงคือการชะลออากาศและดำเนินการบางอย่างของการบีบอัด.
จำกัดบนระดับความสูงสุดสำหรับเครื่องยนต์ถูกกำหนดโดยความสามารถในการติดไฟ (อังกฤษ: flammability) - ในระดับที่สูงมากอากาศจะบางเกินไปที่จะเผาไหม้, หรือหลังจากการบีบอัด, ก็ร้อนเกินไป. สำหรับเครื่องยนต์ turbojet ระดับความสูงประมาณ 40 กิโลเมตรดูเหมือนจะเป็นไปได้, ในขณะที่สำหรับเครื่องยนต์แรมเจ็ท 55 กิโลเมตรอาจจะทำได้. scramjets ในทางทฤษฎีอาจสามารถจัดการที่ 75 กม[42]. เครื่องยนต์จรวดแน่นอนไม่มีขีดจำกัดเรื่องความสูง.
ที่ระดับความสูงไม่มากนัก, การบินที่เร็วจะบีบอัดอากาศที่ด้านหน้าของเครื่องยนต์และสิ่งนี้ยิ่งเพิ่มความร้อนให้อากาศอย่างมาก. ขีดจำกัดด้านบนมักจะอยู่ที่ประมาณมัค 5-8, ตามตัวอย่างข้างบนประมาณมัค 5.5, ไนโตรเจนในชั้นบรรยากาศมีแนวโน้มที่จะมีปฏิกิริยาเนื่องจากอุณหภูมิสูงที่ทางเข้าและสิ่งนี้สิ้นเปลืองพลังงานอย่างมีนัยสำคัญ. ข้อยกเว้นสำหรับเรื่องนี้เป็น scramjets ซึ่งอาจจะสามารถที่จะประสบความสำเร็จประมาณมัค 15 หรือมากกว่า [ต้องการอ้างอิง], ขณะที่พวกมันหลีกเลี่ยงการชะลออากาศ, และอีกครั้งจรวดไม่มีการจำกัดความเร็ว.
เสียงที่ถูกปล่อยออกมาจากเครื่องยนต์เจ็ทมีที่มาหลายแหล่ง, รวมถึง, ในกรณีของเครื่องยนต์กังหันก๊าซ, พัดลม, คอมเพรสเซอร์, เตาเผา, กังหันและตัวขับเจ็ท[43].
เครื่องยนต์เจ็ทผลิตเสียงที่เกิดจากการผสมที่รุนแรงของเจ็ทความเร็วสูงกับอากาศโดยรอบ. ในกรณีที่ความเร็วต่ำกว่าเสียง, เสียงรบกวนมีการผลิตโดยกระแสอากาศไหลวนและในกรณีที่ความเร็วเหนือเสียงโดยคลื่นมัค (อังกฤษ: Mach wave)[44]. พลังเสียงที่แผ่ออกมาจากเจ็ทแปรตามความเร็วของเจ็ทยกกำลังแปดสำหรับความเร็วสูงถึง 2,000 ฟุต/วินาทีและแปรตามความเร็ว cubed ที่สูงกว่า 2,000 ฟุต/วินาที[45]. ดังนั้นไอพ่นความเร็วต่ำกว่าจะปล่อยเสียงออกมาจากเครื่องยนต์เช่น turbofans แบบบายพาสสูงจะเงียบที่สุด, ในขณะที่เจ็ทที่เร็วที่สุดเช่นจรวด, turbojets, และ ramjets จะดังที่สุด. สำหรับเครื่องบินเจ็ทเชิงพาณิชย์, เสียงรบกวนจากไอพ่นได้ลดลงจาก turbojet ผ่านทางเครื่องยนต์บายพาสไปที่ turbofans เป็นผลมาจากการลดอย่างก้าวหน้าในความเร็วของเครื่องเจ็ท. ตัวอย่างเช่น JT8D, เครื่องยนต์บายพาส, มีความเร็วเจ็ทที่ 1,450 ฟุต/วินาทีในขณะที่ JT9D, turbofan, มีความเร็วของเจ็ทที่ 885 ฟุต/วินาที (แบบเย็น) และ 1,190 ฟุต/วินาที (แบบร้อน)[46].
การปรากฏตัวของ turbofan มาแทนที่เสียงไอพ่นที่โดดเด่นมากด้วยเสียงอื่นที่รู้จักกันว่าเป็นเสียงรบกวนแบบ "เสียงเลื่อย" (อังกฤษ: buzz saw). ที่มาของมันเป็นคลื่นกระแทกที่เกิดขึ้นที่ใบพัดลมที่มีความเร็วเหนือเสียงในขณะ takeoff[47].
เมนูนำทาง
เครื่องยนต์ไอพ่นใกล้เคียง
แหล่งที่มา
WikiPedia: เครื่องยนต์ไอพ่น