가스 터빈 엔진 추력

제트 항공기에 대한 익숙한 연구는 제트 추진력을 제트 엔진, 공기 및 연료로 들어가는 것, 그리고 배출되는 것, 배기가스와 불균형한 힘만을 보는 "블랙 박스" 설명으로 다룬다.스러스트라고 불리는 이 힘은 "러스트 계산"에서 설명한 바와 같이, 진입과 출구 사이의 모멘텀 차이와 진입과 출구 사이의 불균형한 압력력의 합이다.

예를 들어, 초기 터보제트인 Bristol Olympus Mk 101은 9300lb의 추진력과 1800lb의 압력추력을 가졌으며, 총 11,100lb의 추진력을 가졌다.^[1]"블랙박스"의 내부를 보면 엔진 자체 내에서 발생하는 모든 불균형 운동량과 압력력에서 추력이 발생한다는 것을 알 수 있다.^[2]이러한 힘은 일부 전방 및 일부 후방 부품에 걸쳐 있으며, 덕트, 압축기 등과 같이 정지 및 회전하는 모든 내부 부품에 걸쳐 있으며, 이들 부품은 엔진을 통해 전방에서 후방으로 흐르는 1차 가스 흐름 내에 있다.이 모든 힘의 대수적 합계는 추진하기 위해 기체에 전달된다.^[3]"비행"은 두 개의 초기 제트^[4] 엔진인 롤스로이스 에이번 라.14와^[5] 드 하빌랜드 고블린에 대한 이러한 내부 힘의 예를 보여준다.

추력을 항공기에 전달

엔진 스러스트는 엔진 중앙선을 따라 작용한다.항공기는 엔진 중심선(엔진 마운트의)에서 어느 정도 떨어진 곳에서 엔진의 외부 케이스에 엔진을 "고정"한다.이 배열로 인해 엔진 케이싱이 구부러지고(백본 벤딩으로 알려져 있음) 라운드 로터 케이싱이 왜곡(오밸류화)된다.엔진 구조의 왜곡은 적절한 마운트 위치로 제어하여 로터 및 씰 간극을 유지하고 문지르지 않도록 해야 한다.보잉 747 항공기에 원래의 Pratt & Whitney JT9D 엔진을 설치했을 때 과도한 구조적 변형의 예가 잘 알려져 있다.^[6]엔진 장착 배열은 케이스 편향을 허용 가능한 양으로 줄이기 위해 추력 프레임을 추가하여 수정해야 했다.^[7][8]

로터 추력

추력 베어링의 로터 추력은 엔진 추력과 관련이 없다.그것은 심지어 어떤 RPM에서 방향을 바꿀 수도 있다.내력하중은 내력 수명 고려사항에 의해 결정된다.컴프레서 및 터빈 블레이드의 공기역학적 하중이 로터 추력에 기여하지만 로터 내부의 캐비티 하중에 비해 작다. 로터 내부의 이차 공기 시스템 압력 및 디스크의 씰링 직경 등에 의해 발생한다.베어링 사양 범위 내의 하중을 유지하기 위해 수년 전 드 하빌랜드 고스트 엔진의 임펠러^[9] 백페이스에서와 같이 선택된다.때때로 밸런스 피스톤으로 알려진 여분의 디스크가 로터 내부에 추가되어야 한다.밸런스 피스톤을^[10] 가진 초기 터보제트의 예는 롤스로이스 에이번이었다.

추력 계산

엔진의 순추력(F_N)은 다음과 같이 제공된다.^{[11]: p16}

${\dottyle F_{N}=({\dot {m}_{air}+{\dot {m}_{fuel}v_{e}-{\m}_{air}v}}$

여기서:
ṁ air	= 엔진을 통과하는 공기 흐름의 질량 비율
ṁ fuel	= 엔진으로 유입되는 추진제 흐름의 질량 비율
ve	= 제트의 유효 배기 속도(항공기에 대한 배기 플룸 속도)
v	= 공기 흡입 속도 = 항공기의 실제 공기 속도
(ṁ air + ṁ fuel)ve	= 노즐 총 추력(FG)
ṁ air v	= 흡기 램 드래그

대부분의 제트 엔진 유형에는 배기 가스를 배출하는 대부분의 오일을 공급하는 흡기가 있다.그러나 기존 로켓 엔진은 흡입구가 없어 ṁ은 _air 0이다.따라서 로켓 엔진은 램 드래그가 없으며 로켓 엔진 노즐의 총추력은 엔진의 순추력이다.결과적으로, 로켓 모터의 추력 특성은 공기 호흡 제트 엔진의 추력 특성과 다르며, 추력은 속도와 독립적이다.

제트 엔진에서 나오는 제트 속도가 음속과 같을 경우 제트 엔진의 노즐이 질식되었다고 한다.노즐이 질식되면 노즐 출구면의 압력이 대기압보다 크며, 압력 추력을 설명하기 위해 위의 방정식에 추가 항을 추가해야 한다.^{[11][citation needed][dubious – discuss]}그러나 v는_e 효과적인 배기 속도다.터보제트 엔진에 순수하게 수렴된 배기 노즐이 있고 실제 배기 속도가 배기 온도와 압력에서 공기 중의 소리 속도에 도달하면 노즐로 배기 가스를 더 이상 가속할 수 없다.이러한 경우, 배기 가스는 주변 공기보다 높은 압력을 유지한다.이것이 '압력추력'의 근원이다.

엔진으로 들어가는 연료의 흐름 속도는 공기 흐름 속도에 비해 매우 작은 경우가 많다.^[11]노즐 총 추력에 대한 연료의 기여를 무시할 수 있는 경우, 순 추력은 다음과 같다.

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}_{air}(v_{e}-v)}$

제트기 속도(v)는 항공기에 순방향 추력이 있어야 하는 경우 항공기의 실제 비행_e 속도(v)를 초과해야 한다.속도(v_e)는 단열 팽창에 기초하여 열역학적으로 계산할 수 있다.^[12]

추력 증강

추력 증강은 부적절한 이륙 추력을 보완하기 위해 많은 형태를 취해왔다.일부 초기 제트기들은 고고도 비행장이나 낮 기온이 높을 때 이륙하기 위해 로켓 지원이 필요했다.보다 최근의 항공기인 투폴레프 Tu-22 초음속 폭격기에는 이륙을 위한 4개의 SPRD-63 부스터가 장착되었다.^[13]아마도 로켓 지원이 필요하고 수명이 짧았던 가장 극단적인 요구조건은 제로 길이 발사였다.거의 극심하지만 매우 흔한 것은 항공모함의 대격변 지원이다.로켓 보조도 비행 중에 사용되었다.SEPR 841 부스터 엔진은 다쏘 미라지에서 고고도 요격용으로 사용되었다.^[14]

터보제트에 바이패스 기류를 가미한 초기 후방 팬 배치는 추력 증강 장치라고 알려져 있다.^[15]제너럴 일렉트릭 CJ805-3 터보제트에 장착된 후트 팬은 이륙 추력을 11,650lb에서 16,100lb로 증가시켰다.

냉각수 또는 기타 냉각수가 컴프레서 또는 연소실로 분사되고 제트 파이프로 연료 분사(^[16] 연소/재열)가 추력을 증가시키는 표준 방법이 되었으며, 이를 '습기' 추력이라고 하며, 증가하지 않는 '건식' 추력과 구별된다.

초음속에서의 추력을 높이기 위해 애프터버닝과 함께 냉각제 주입(프리-압축기 냉각)이 사용되어 왔다.'스카이버너' 맥도넬 더글러스 F-4 팬텀 II는 엔진 앞 물주사를 이용한 세계 속도 기록을 세웠다.^[17]

마하 수치가 높을 때 애프터버너는 엔진 압력비(epr)가 1.0으로 떨어지고 모든 엔진 스러스트는 애프터버너에서 나오는 0 방향으로 터보마친의 추력이 떨어짐에 따라 점진적으로 더 많은 엔진 스러스트를 공급한다.애프터버너는 또한 EPR이 1.0 미만인 고속에서 드래그 품목인 터보마친의 압력 손실을 보충해야 한다.^[18][19]

연구의 낮은 지구의 자전 맥도넬 더글러스 F-4팬텀, 맥도넬 더글러스 F-15이글, 다소 라팔과 미코얀 MiG-31,[20]과 또한 실험 packag을 운반하는데 항공기를 사용하여 작은 payloads를 시작하기 위해 증원 특별한 short-duration 작업을 위한 기존 afterburning 엔진 설치의Thrust가 되어왔다.동부 표준시o 록히드 SR-71을 사용하는 높은 고도.^[21]첫 번째 경우 궤도 발사를 위해서는 기존의 최대 속도 능력이 증가해야 한다.두 번째 경우에는 기존 속도 성능 내에서 추력을 증가시켜야 한다.첫 번째 경우에는 컴프레서 흡입구 냉각이 사용된다.컴프레서가 최대 RPM(단, 공기역학 속도 감소)으로 작동 중이지만 컴프레서 입구 온도가 증가하면 공기 흐름이 감소한다는 것을 컴프레서 맵이 보여준다.컴프레서 흡입구 냉각은 공기역학적 속도와 유량 및 추력을 증가시킨다.두 번째 경우에는 최대 기계적 속도와 터빈 온도에서 약간의 증가를 허용했으며, 아산화질소를 애프터버너로 주입하고 애프터버너 연료 흐름을 동시에 증가시켰다.

참조