공기흡입식 제트 엔진

공기흡입식 제트 엔진(, 또는 덕트 제트 엔진(ducted jet engine))은 제트 엔진의 일종으로, 제트추진을 공급하는 배기가스가 대기압을 통해 흡입, 압축, 가열 및 팽창되어 추진 노즐을 통해 다시 배출되는 대기 공기이다. 압축은 원래의 터보제트 및 최신 터보팬에서와 같이 가스 터빈에 의해 제공되거나, 램제트 및 펄스제트와 같이 전적으로 차량 속도의 충차압에서 발생할 수 있다.

모든 실용적인 공기흡입식 제트 엔진은 연료를 연소하여 공기를 가열한다. 대안으로 핵추진 제트 엔진에서와 같이 열교환기를 사용할 수 있다. 대부분의 현대 제트 엔진은 터보팬이며, 이는 가스 터빈에 의해 공급되는 추력이 바이패스 공기가 덕트 팬을 통과함으로써 증강되기 때문에 터보제트보다 연료 효율이 높다.

 배경 
원래의 공기 흡입식 가스 터빈 제트 엔진은 터보제트였다. 이 개념은 영국 잉글랜드의 프랭크 휘틀과 독일의 한스 폰 오하인이라는 두 엔지니어에 의해 현실화되었다. 터보제트는 공기를 압축하고 가열한 다음 고속, 고온의 제트기로 배출하여 추력을 생성한다. 이러한 엔진은 높은 추력을 제공할 수 있지만, 제트 배기 가스의 낮은 질량 유량, 고속 특성으로 인해 매우 높은 속도(마하 1 이상)에서 가장 효율적이다.

현대 터보팬은 터보제트의 발전형으로, 기본적으로 팬 단계라는 새로운 섹션이 포함된 터보제트이다. 터보제트처럼 모든 배기 가스를 직접적인 추력으로 사용하는 대신, 터보팬 엔진은 엔진 내부의 배기 가스에서 일부 동력을 추출하여 팬 단계를 구동하는 데 사용한다. 팬 단계는 덕트를 통해 많은 양의 공기를 가속시키고, 엔진 코어(엔진의 실제 가스 터빈 구성 요소)를 우회하며, 후방으로 제트기로 배출하여 추력을 생성한다. 팬 단계를 통해 들어오는 공기 중 일부는 후방으로 덕트되지 않고 엔진 코어로 들어가 압축 및 가열되며, 에너지의 일부는 압축기와 팬을 구동하는 데 사용되고 나머지는 후방으로 배출된다. 이 고속 고온 가스 배기 가스는 팬 단계의 저속 저온 공기 배기 가스와 혼합되어 둘 다 엔진의 전체 추력에 기여한다. 엔진 코어를 우회하는 차가운 공기의 비율에 따라 터보팬은 저바이패스, 고바이패스 또는 초고바이패스 엔진으로 불릴 수 있다.

저바이패스 엔진은 최초로 생산된 터보팬 엔진으로, 뜨거운 코어 배기가스에서 추력의 대부분을 얻으며 팬 단계는 이를 보조할 뿐이다. 이 엔진은 여전히 군용 전투기에서 흔히 볼 수 있는데, 이는 정면 면적이 작아 초음속 속도에서 램 항력을 적게 발생시켜 엔진이 생성하는 추력의 더 많은 부분이 항공기를 추진하는 데 사용되기 때문이다. 비교적 높은 소음 수준과 아음속 연료 소비는 이러한 용도에서 허용 가능한 것으로 간주되지만, 1세대 터보팬 여객기는 저바이패스 엔진을 사용했음에도 불구하고 높은 소음 수준과 연료 소비로 인해 대형 항공기에서는 인기를 잃었다. 고바이패스 엔진은 훨씬 더 큰 팬 단계를 가지며, 팬의 덕트 공기에서 추력의 대부분을 얻는다. 엔진 코어는 팬 단계에 동력을 공급하며, 전체 추력의 일부만이 엔진 코어 배기 흐름에서 발생한다.

지난 수십 년 동안, 엔진 코어 자체보다 훨씬 큰 팬을 사용하는 초고바이패스 엔진으로의 전환이 이루어졌다. 엔진 코어 자체는 일반적으로 현대적인 고효율 2단 또는 3단 스풀 설계이다. 이러한 높은 효율성과 동력 덕분에 대형 팬이 실현 가능하며, 롤스로이스 트렌트 XWB 또는 제너럴 일렉트릭 GEnx와 같은 엔진에서 엔진당 최대 75,000파운드의 추력이 가능해지면서 에어버스 A350 또는 보잉 777과 같은 대형 쌍발 엔진 항공기로의 전환이 가능해졌으며, 이전에는 3발 또는 4발 항공기의 영역이었던 쌍발 엔진 항공기의 장거리 해상 노선 운항도 가능해졌다.

제트 엔진은 항공기 동력 공급용으로 설계되었지만, 속도 기록 시도를 위해 제트 자동차 및 제트 보트의 동력원으로 사용되었으며, 차량기지의 분기기에서 눈과 얼음을 제거하기 위한 철도 (특수 철도 차량에 장착), 비가 온 후 트랙 표면을 건조하기 위한 경주 트랙 (제트 배기가스가 트랙 표면으로 분사되는 특수 트럭에 장착)과 같은 상업적 용도로도 사용되었다.

 공기흡입식 제트 엔진의 종류 
공기흡입식 제트 엔진은 거의 항상 연료의 엔진 내부 연소로부터 추진력을 얻는 내연기관이다. 대기 중에 존재하는 산소는 일반적으로 탄화수소 기반의 제트 연료와 같은 연료원을 산화시키는 데 사용된다. 연소 혼합물은 부피가 크게 팽창하여 가열된 공기를 추진 노즐을 통해 밀어낸다.

가스 터빈 동력 제트 엔진:
 터보제트
 터보팬

램 동력 제트 엔진:
 램제트
 스크램제트

펄스 연소 제트 엔진:
 펄스 데토네이션 엔진
 펄스제트 엔진
 모터제트

 터보제트 엔진 

섬네일|right|터보제트 엔진 배치도
영국의 프랭크 휘틀과 독일의 한스 폰 오하인이라는 두 엔지니어는 1930년대 후반에 터보제트 개념을 독자적으로 실용적인 엔진으로 개발했다.

터보제트는 흡입구, 압축기, 연소기, 터빈(압축기를 구동) 및 추진 노즐로 구성된다. 압축된 공기는 연소기에서 가열되어 터빈을 통과한 다음 노즐에서 팽창하여 고속 추진 제트를 생성한다.

터보제트는 마하 2 이하에서 추진 효율이 낮고 많은 제트 소음을 발생시키는데, 이는 모두 배기 가스의 매우 빠른 속도의 결과이다. 현대 제트 추진 항공기는 터보팬에 의해 구동된다. 이러한 엔진은 배기 속도가 낮아 제트 소음이 적고 연료 소모도 적다. 터보제트는 높은 배기 속도, 항력을 줄이는 작은 정면 면적, 비용을 줄이는 비교적 단순한 구조 덕분에 중거리 순항 미사일을 구동하는 데 여전히 사용된다.

 터보팬 엔진 

섬네일|right|터보팬 엔진 애니메이션
대부분의 현대 제트 엔진은 터보팬이다. 저압 압축기(LPC), 일반적으로 팬으로 알려진 이 부분은 공기를 바이패스 덕트로 압축하는 동시에 내부 부분은 코어 압축기를 과급한다. 팬은 종종 다단 코어 LPC의 필수적인 부분이다. 바이패스 공기 흐름은 별도의 '냉노즐'로 통과하거나 저압 터빈 배기 가스와 혼합된 후 '혼합 흐름 노즐'을 통해 팽창한다.

1960년대에는 민간 제트 엔진과 군용 제트 엔진 사이에 거의 차이가 없었으며, 일부 (초음속) 용도에서의 재연소 사용을 제외하고는 그러했다. 오늘날 터보팬은 여객기에 사용되는데, 이는 여객기의 아음속 비행 속도와 더 잘 일치하는 배기 속도를 가지고 있기 때문이다. 여객기 비행 속도에서 터보제트 엔진의 배기 속도는 지나치게 높아 에너지를 낭비한다. 터보팬의 낮은 배기 속도는 더 나은 연료 소비를 제공한다. 팬으로부터의 증가된 공기 흐름은 저속에서 더 높은 추력을 제공한다. 낮은 배기 속도는 또한 훨씬 낮은 제트 소음을 제공한다.

비교적 큰 전면 팬은 여러 가지 효과를 가져온다. 동일한 추력의 터보제트와 비교할 때 터보팬은 훨씬 더 큰 공기 질량 유량 속도를 가지며, 바이패스 덕트를 통한 흐름은 추력의 상당 부분을 생성한다. 추가적인 덕트 공기는 점화되지 않아 속도가 느리지만, 이 추력을 제공하는 데 추가 연료가 필요하지 않다. 대신 에너지는 중앙 코어에서 가져오므로 배기 속도도 감소한다. 따라서 혼합 배기 공기의 평균 속도는 감소(낮은 비추력)되어 에너지 낭비가 적지만 최고 속도는 감소한다. 전반적으로 터보팬은 훨씬 더 연료 효율적이고 조용하며, 팬은 저속에서 더 큰 순 추력을 사용할 수 있게 해준다.

따라서 오늘날 민간 터보팬은 제트 소음을 최소화하고 연료 효율을 향상시키기 위해 낮은 배기 속도(낮은 비추력 – 공기 흐름으로 나눈 순 추력)를 갖는다. 결과적으로 바이패스 비 (바이패스 유량/코어 유량)는 비교적 높으며 (4:1에서 8:1 비율이 일반적), 롤스로이스 트렌트 XWB는 10:1에 육박한다. 낮은 비추력은 낮은 팬 압축비를 의미하므로 단일 팬 단계만 필요하다.

민간 항공기의 터보팬은 일반적으로 매우 큰 팬을 수용하기 위해 눈에 띄게 큰 전면 면적을 가지는데, 이는 설계상 엔진 코어를 우회하는 훨씬 더 큰 질량의 공기를 포함하여 이러한 효과를 누릴 수 있기 때문이며, 군용기의 경우 성능과 항력에 비해 소음과 효율성이 덜 중요하므로 일반적으로 더 적은 양의 공기가 코어를 우회한다. 아음속 민간 항공기를 위해 설계된 터보팬도 일반적으로 단일 전면 팬만을 가지는데, 이는 추가 추력이 크게 압축된 적은 양의 공기보다는 적당히 압축된 대량의 추가 공기에 의해 생성되기 때문이다.

그러나 군용 터보팬은 주어진 정면 면적에 대한 추력을 극대화하기 위해 비교적 높은 비추력을 가지며, 제트 소음은 민간 용도에 비해 군용 용도에서 덜 중요하다. 높은 비추력에 필요한 비교적 높은 팬 압축비에 도달하기 위해서는 일반적으로 다단 팬이 필요하다. 터빈 입구 온도가 높은 경우가 많지만, 바이패스 비율은 일반적으로 낮으며, 보통 2.0보다 훨씬 작다.

 터보프롭 및 터보샤프트 

섬네일|right|터보프롭 엔진
터보프롭 엔진은 제트 엔진의 파생형으로, 여전히 가스 터빈이지만 뜨거운 배기 제트에서 동력을 추출하여 회전 샤프트를 회전시키고, 이 샤프트는 다른 수단으로 추력을 생성하는 데 사용된다. 엄밀히 말하면 보조 메커니즘에 의존하여 추력을 생성하므로 제트 엔진은 아니지만, 터보프롭은 다른 터빈 기반 제트 엔진과 매우 유사하며 종종 그렇게 설명된다.

터보프롭 엔진에서는 엔진 추력의 일부가 고속 제트 배기 가스에만 의존하는 대신 프로펠러를 회전시켜 생성된다. 두 가지 방식으로 추력을 생성하는 터보프롭은 때때로 하이브리드 제트 엔진의 한 유형으로 언급되기도 한다. 터보팬과 다른 점은 덕트 팬이 아닌 전통적인 프로펠러가 대부분의 추력을 제공한다는 것이다. 대부분의 터보프롭은 터빈과 프로펠러 사이에 감속 기어를 사용한다. (기어드 터보팬도 감속 기어를 사용하지만 덜 흔하다.) 고온 제트 배기 가스는 중요한 소수의 추력이며, 두 추력 기여도를 일치시켜 최대 추력을 얻는다. 터보프롭은 일반적으로 프로펠러 효율이 높은 저속에서 터보제트나 터보팬보다 성능이 좋지만, 고속에서는 점점 더 시끄러워지고 비효율적이 된다.

터보샤프트 엔진은 터보프롭과 매우 유사하며, 배기 가스의 거의 모든 에너지가 회전 샤프트를 회전시키는 데 사용되어 프로펠러 대신 기계를 구동한다는 점에서 다르다. 따라서 제트 추력을 거의 생성하지 않거나 전혀 생성하지 않으며 종종 헬리콥터에 동력을 공급하는 데 사용된다.

 프롭팬 

섬네일|right|프롭팬 엔진
프롭팬 엔진(propjet, unducted fan, open rotor, ultra-high bypass라고도 함)은 터보프롭 엔진과 유사하게 가스 발생기를 사용하여 노출된 팬을 구동하는 제트 엔진이다. 터보프롭 엔진과 마찬가지로 프롭팬은 배기 제트가 아닌 프로펠러에서 대부분의 추력을 생성한다. 터보프롭과 프롭팬 설계의 주요 차이점은 프롭팬의 프로펠러 블레이드가 현대 상용 터보팬과 경쟁할 만한 마하 0.8 정도의 속도에서 작동할 수 있도록 고도로 후퇴익으로 되어 있다는 점이다. 이 엔진은 터보프롭의 연료 효율 이점과 상용 터보팬의 성능 능력을 결합했다. 프롭팬에 대한 상당한 연구와 테스트(비행 테스트 포함)가 이루어졌지만, 아직 생산에 들어간 것은 없다.

 주요 구성 요소 

center|550px|섬네일|터보팬 엔진의 기본 구성 요소.

터보팬, 터보프롭, 터보샤프트를 참조한 터보제트의 주요 구성 요소:

 냉각부 
 () – 아음속 항공기의 경우 흡입구는 공기가 정면이 아닌 다른 방향에서 흡입구로 접근하더라도 엔진으로 부드러운 공기 흐름을 보장하는 데 필요한 덕트이다. 이는 지상에서 측풍이 불거나 비행 중 항공기 피치 및 요 움직임에서 발생한다. 덕트 길이는 항력과 무게를 줄이기 위해 최소화된다. 공기는 음속의 약 절반 속도로 압축기로 유입되므로 이보다 낮은 비행 속도에서는 흐름이 흡입구를 따라 가속되고 더 높은 비행 속도에서는 감속된다. 따라서 흡입구의 내부 프로파일은 과도한 손실 없이 가속 및 확산 흐름을 모두 수용해야 한다. 초음속 항공기의 경우 흡입구는 초음속 흐름이 느려질 때 형성되는 가장 효율적인 충격파 계열을 생성하기 위한 콘 및 경사면과 같은 특징을 갖는다. 공기는 충격파를 통해 비행 속도에서 아음속 속도로 느려지고, 흡입구의 아음속 부분을 통해 압축기에서 음속의 약 절반 속도로 느려진다. 특정 충격파 시스템은 비용 및 운용 요구 사항과 같은 여러 제약을 고려하여 손실을 최소화하고 압축기에서의 압력 회복을 극대화하도록 선택된다.
 또는 – 압축기는 여러 단으로 구성된다. 각 단은 회전하는 블레이드와 정지된 고정자 또는 베인으로 구성된다. 공기가 압축기를 통과하면서 압력과 온도가 증가한다. 압축기를 구동하는 동력은 샤프트 토크와 속도로부터 터빈(아래 참조)에서 얻는다.
바이패스 덕트는 팬에서 나오는 유량을 최소한의 손실로 바이패스 추진 노즐로 전달한다. 또는 팬 유량은 단일 추진 노즐로 들어가기 전에 터빈 배기 가스와 혼합될 수 있다. 다른 배열에서는 혼합기와 노즐 사이에 후연기가 설치될 수 있다.
 – 샤프트는 터빈을 압축기에 연결하며, 엔진 길이의 대부분을 차지한다. 독립적인 속도로 회전하는 최대 세 개의 동심 샤프트가 있을 수 있으며, 여러 세트의 터빈과 압축기가 있다. 터빈 냉각 공기는 압축기에서 샤프트를 통해 흐를 수 있다.
 섹션: – 디퓨저는 압축기 토출 공기를 감속시켜 연소기에서의 유동 손실을 줄인다. 느려진 공기는 또한 연소 불꽃을 안정화하는 데 필요하며, 더 높은 정압은 연소 효율을 향상시킨다.

 고온부 

연소실 또는 연소실 – 엔진 시동 중에 처음 점화된 후 연료는 지속적으로 연소된다.

터빈 – 터빈은 풍차처럼 작동하여 연소기에서 나오는 뜨거운 가스에서 에너지를 추출하는 일련의 날개 달린 디스크이다. 이 에너지 중 일부는 압축기를 구동하는 데 사용된다. 터보프롭, 터보샤프트 및 터보팬 엔진은 프로펠러, 바이패스 팬 또는 헬리콥터 로터를 구동하기 위한 추가 터빈 단계를 갖는다. 자유 터빈에서는 압축기를 구동하는 터빈이 프로펠러 또는 헬리콥터 로터를 구동하는 터빈과 독립적으로 회전한다. 압축기에서 추출된 냉각 공기는 터빈 블레이드, 베인 및 디스크를 냉각하여 동일한 터빈 재료 온도에서 더 높은 터빈 입구 가스 온도를 허용하는 데 사용될 수 있다.** 섬네일|냉각 공기 배출구가 있는 고압 터빈 블레이드
 또는 재가열 (영국) – (주로 군용) 제트파이프에서 연료를 연소하여 추가 추력을 생성한다. 터빈 배기 가스의 이러한 재가열은 추진 노즐 입구 온도와 배기 속도를 증가시킨다. 노즐 면적은 배기 가스의 더 높은 비부피를 수용하기 위해 증가한다. 이는 엔진을 통해 동일한 공기 흐름을 유지하여 작동 특성의 변화가 없도록 보장한다.

배기 또는 노즐 – 터빈 배기 가스는 추진 노즐을 통과하여 고속 제트를 생성한다. 노즐은 일반적으로 고정된 유동 면적을 갖는 수렴형이다.
 – 높은 노즐 압력비(노즐 입구 압력/대기압)의 경우 수렴-발산 (드 라발) 노즐이 사용된다. 대기압 및 초음속 가스 속도로의 팽창은 목부 하류에서 계속되며 더 많은 추력을 생성한다.

위에 명명된 다양한 구성 요소는 가장 효율성이나 성능을 생성하기 위해 함께 배치되는 방법에 대한 제약이 있다. 엔진의 성능과 효율성은 결코 독립적으로 볼 수 없다. 예를 들어 초음속 제트 엔진의 연료/거리 효율은 마하 2 정도에서 최대화되는 반면, 이를 운반하는 차량의 항력은 제곱 법칙으로 증가하고 천음속 영역에서 훨씬 더 많은 항력을 갖는다. 따라서 전체 차량에 대한 최고 연료 효율은 일반적으로 마하 0.85 정도이다.

엔진을 의도된 용도에 맞게 최적화하는 데 중요한 것은 공기 흡입구 설계, 전체 크기, 압축기 단계 수(블레이드 세트), 연료 유형, 배기 단계 수, 구성 요소의 야금, 사용되는 바이패스 공기의 양, 바이패스 공기가 도입되는 위치 및 기타 여러 요소이다. 한 가지 예는 공기 흡입구 설계이다.

 작동 
 엔진 사이클 

일반적인 공기 흡입식 제트 엔진의 열역학은 브레이턴 사이클에 의해 대략적으로 모델링되는데, 이는 공기 흡입식 제트 엔진 및 기타의 기초가 되는 가스 터빈 엔진의 작동 방식을 설명하는 열역학 사이클이다. 이것은 그것을 개발한 미국 엔지니어 조지 브레이턴 (1830-1892)의 이름을 따서 명명되었지만, 원래는 1791년 영국인 존 바버에 의해 제안되고 특허를 받았다. 이것은 때때로 줄 사이클로도 알려져 있다.

 추력 저하 

제트 엔진에 대해 언급된 명목 순추력은 일반적으로 국제 표준 대기(ISA) 또는 고온 조건(예: ISA+10 °C)에 대한 해수면 정지(SLS) 조건을 나타낸다. 예를 들어, GE90-76B는 SLS, ISA+15 °C에서 76,000 lbf(360 kN)의 이륙 정지 추력을 가진다.

당연히 순추력은 낮은 공기 밀도 때문에 고도에 따라 감소한다. 그러나 비행 속도 효과도 있다.

처음에는 항공기가 활주로에서 속도를 높이면 흡입구의 램 상승이 매우 작기 때문에 노즐 압력과 온도는 거의 증가하지 않는다. 질량 유량도 거의 변하지 않을 것이다. 결과적으로 노즐 총 추력은 처음에는 비행 속도와 함께 미미하게 증가할 뿐이다. 그러나 (기존 로켓과 달리) 공기 흡입 엔진이므로 대기에서 공기를 흡입하는 데 페널티가 있다. 이것은 램 항력으로 알려져 있다. 정지 조건에서는 페널티가 0이지만, 비행 속도에 따라 급격히 증가하여 순추력을 침식시킨다.

이륙 후 비행 속도가 빨라지면서 흡입구의 램 상승은 노즐 압력/온도 및 흡입구 공기 흐름에 상당한 영향을 미치기 시작하여 노즐 총 추력이 더 빠르게 상승하게 한다. 이 용어는 여전히 증가하는 램 항력을 상쇄하기 시작하여 결국 순추력이 증가하기 시작한다. 일부 엔진에서는 마하 1.0, 해수면에서의 순추력이 정지 추력보다 약간 더 클 수도 있다. 마하 1.0 이상에서는 아음속 흡입구 설계로 인해 충격 손실이 순추력을 감소시키는 경향이 있지만, 적절히 설계된 초음속 흡입구는 흡입구 압력 회복률을 낮춰 초음속 영역에서 순추력이 계속 상승할 수 있게 한다.

 안전 및 신뢰성 

제트 엔진은 일반적으로 매우 신뢰할 수 있으며 매우 우수한 안전 기록을 가지고 있다. 그러나 때때로 고장이 발생하기도 한다.

 엔진 서지 
제트 엔진의 일부 경우, 엔진으로 유입되는 공기 흐름 또는 기타 변동으로 인한 엔진 내부 조건으로 인해 압축기 블레이드가 실속할 수 있다. 이 경우 엔진 내부의 압력이 블레이드를 통해 빠져나가고, 압력이 감소하고 엔진이 모든 추력을 잃을 때까지 실속이 유지된다. 압축기 블레이드는 일반적으로 실속에서 벗어나 엔진을 다시 가압한다. 조건이 수정되지 않으면 사이클은 일반적으로 반복된다. 이를 서지라고 한다. 엔진에 따라 엔진에 심각한 손상을 줄 수 있으며 승무원에게 우려스러운 진동을 유발한다.

 블레이드 봉쇄 

팬, 압축기 또는 터빈 블레이드 고장은 엔진 케이싱 내에 봉쇄되어야 한다. 이를 위해 엔진은 인증 기관에서 지정한 블레이드 봉쇄 테스트를 통과하도록 설계되어야 한다.

 조류 흡입 

조류 흡입은 새가 제트 엔진의 흡입구로 들어가는 현상을 말한다. 이는 흔한 항공기 안전 위험이며 치명적인 사고를 유발했다. 1988년 에티오피아 항공 보잉 737은 이륙 중 두 엔진에 비둘기가 흡입되어 바히르다르 공항으로 돌아가려다 추락했으며, 탑승자 104명 중 35명이 사망하고 21명이 부상당했다. 1995년의 또 다른 사고에서는 닷소 팔콘 20이 파리 (프랑스) 공항에서 착륙 시도 중 엔진에 검은머리물떼새가 흡입되어 엔진 고장과 항공기 동체 화재를 일으켜 탑승자 10명 전원이 사망했다.

제트 엔진은 지정된 무게와 수의 새 흡입에 견디고, 지정된 양 이상의 추력을 잃지 않도록 설계되어야 한다. 항공기의 안전 비행을 위태롭게 하지 않고 흡입될 수 있는 새의 무게와 수는 엔진 흡입구 면적과 관련이 있다. 2009년 에어버스 A320 항공기인 US 에어웨이스 1549편 불시착 사고는 각 엔진에 큰캐나다기러기 한 마리씩을 흡입했다. 이 비행기는 뉴욕시 라과디아 국제공항에서 이륙한 후 허드슨 강에 불시착했다. 사망자는 없었다. 이 사건은 "설계된" 한계를 넘어 새를 흡입하는 위험성을 보여주었다.

흡입 사건의 결과와 그것이 군용 제트 전투기와 같은 작고 빠른 비행기든 대형 수송기든 사고를 유발하는지 여부는 새의 수와 무게, 그리고 그것이 팬 블레이드 스팬 또는 노즈 콘에 충돌하는 위치에 따라 달라진다. 블레이드 뿌리 근처 또는 노즈 콘에 충격이 가해지면 일반적으로 코어 손상이 발생한다.

높이 나는 새는 거의 없으므로 조류 흡입의 가장 큰 위험은 이륙 및 착륙 중과 저고도 비행 중이다.

 화산재 

제트기가 화산재로 오염된 공기를 비행할 경우, 흡입된 화산재가 압축기 블레이드에 침식 손상을 입히고, 연료 노즐의 공기 구멍을 막으며, 터빈 냉각 통로를 막을 위험이 있다. 이러한 영향 중 일부는 비행 중 엔진이 서지(surge)하거나 플레임아웃(flame-out)될 수 있다. 플레임아웃 후 재점화는 일반적으로 성공적이지만, 상당한 고도 손실이 동반된다. 이는 37,000피트 고도에서 화산 먼지를 통과한 브리티시 에어웨이스 9편의 사례였다. 4개의 엔진 모두 플레임아웃되었고, 재점화 시도는 약 13,000피트 고도에서 성공했다.

 미봉쇄 고장 

사고를 유발한 한 가지 유형의 고장은 엔진의 회전 부품이 부러져 케이스를 통해 빠져나가는 미봉쇄 고장이다. 이러한 고에너지 부품은 연료 및 제어 라인을 절단할 수 있으며, 객실을 관통할 수 있다. 연료 및 제어 라인은 일반적으로 신뢰성을 위해 이중화되지만, 유나이티드 항공 232편 불시착 사고는 미봉쇄 엔진 고장으로 인한 파편으로 인해 세 개의 독립적인 유압 시스템의 유압 라인이 동시에 절단되어 발생했다. 유나이티드 232편 추락 이전에는 세 가지 유압 시스템 모두의 동시 고장 확률이 10억 분의 1만큼 높게 간주되었다. 그러나 이 수치를 도출하는 데 사용된 통계 모델은 2번 엔진이 모든 유압 라인에 가까운 꼬리에 장착되었다는 사실이나 엔진 고장이 여러 방향으로 파편을 방출할 가능성을 고려하지 않았다. 그 이후로 더 현대적인 항공기 엔진 설계는 파편이 엔진 카울링이나 덕트 작업을 관통하는 것을 방지하는 데 중점을 두었으며, 무게를 낮추면서 필요한 침투 저항을 달성하기 위해 고강도 복합 재료를 점점 더 많이 사용하고 있다.

 경제적 고려 사항 
2007년에 제트 연료 비용은 항공사마다 매우 가변적이지만, 총 운영 비용의 평균 26.5%를 차지하여 대부분의 항공사에게 단일 가장 큰 운영 비용 항목이었다.

 환경적 고려 사항 
제트 엔진은 일반적으로 화석 연료로 작동하며 대기 중 이산화탄소의 원천이다. 제트 엔진은 바이오 연료나 수소로도 작동할 수 있지만, 수소는 일반적으로 화석 연료에서 생산된다.

2004년에 사용된 석유의 약 7.2%가 제트 엔진에 의해 소비되었다.

일부 과학자들은 제트 엔진의 배기가스에 포함된 수증기가 구름 형성을 유발하여 지구음암화의 원인이 된다고 믿는다.

질소 화합물은 연소 과정에서 대기 질소와의 반응을 통해 형성되기도 한다. 저고도에서는 특히 해롭지 않다고 여겨지지만, 성층권에서 비행하는 초음속 항공기의 경우 일부 오존 파괴가 발생할 수 있다.

연료에 황이 포함되어 있으면 황산염도 배출된다.

 고급 설계 

 램제트 

섬네일|right|"M"은 공기 흐름의 마하 수인 램제트 엔진의 개략도.
섬네일|right|스크램제트 엔진 작동
램제트는 회전 압축기 없이 엔진의 전진 운동을 이용하여 유입 공기를 압축하는 공기흡입식 제트 엔진의 한 형태이다. 램제트는 영 공기 속도에서 추력을 생성할 수 없으므로 항공기를 정지 상태에서 움직일 수 없다. 램제트는 잘 작동하기 위해 상당한 전진 속도가 필요하며, 일반적으로 마하 3 정도의 속도에서 가장 효율적으로 작동한다. 이 유형의 제트기는 마하 6까지의 속도에서 작동할 수 있다.

흡입구, 연료를 분사하고 연소하는 연소기, 뜨거운 가스를 배출하고 추력을 생성하는 노즐의 세 부분으로 구성된다. 램제트는 유입 공기를 효율적으로 압축하기 위해 비교적 높은 속도가 필요하므로 정지 상태에서는 작동할 수 없으며 초음속 속도에서 가장 효율적이다. 램제트 엔진의 주요 특징은 연소가 아음속 속도에서 이루어진다는 것이다. 초음속으로 유입되는 공기는 흡입구를 통해 극적으로 느려진 다음 훨씬 느린 아음속 속도에서 연소된다. 그러나 유입 공기가 빠를수록 아음속 속도로 감속시키는 효율성은 떨어진다. 따라서 램제트 엔진은 대략 마하 5로 제한된다.

램제트는 미사일과 같이 고속 사용을 위한 작고 단순한 엔진이 필요한 응용 분야에서 특히 유용할 수 있으며, 무기 설계자들은 사거리를 늘리기 위해 포탄에 램제트 기술을 사용하는 것을 고려하고 있다. 120mm 박격포탄이 램제트의 도움을 받으면 의 사거리를 달성할 수 있을 것으로 예상된다. 또한 헬리콥터 로터의 팁 제트로 성공적으로 사용되었지만 효율적이지는 않았다.
펄스제트는 아음속 엔진으로 램 압축을 사용하지만, 램제트에서 사용되는 연속 연소와 달리 간헐적인 연소를 사용한다. 이들은 완전히 다른 종류의 제트 엔진이다.

 스크램제트 

스크램제트는 램제트의 발전형으로, 다른 어떤 종류의 공기흡입식 엔진보다 훨씬 빠른 속도로 작동할 수 있다. 램제트와 유사한 구조를 가지며, 램-공기 압축을 통해 움직이는 부품 없이 공기를 압축하는 특별한 형태의 튜브이다. 흡입구, 연소기, 노즐로 구성된다. 램제트와 스크램제트의 주요 차이점은 스크램제트가 연소를 위해 유입되는 공기 흐름을 아음속 속도로 늦추지 않는다는 점이다. 따라서 스크램제트에는 유입되는 공기 흐름을 아음속 속도로 늦추기 위해 램제트가 필요로 하는 디퓨저가 없다. 대신 초음속 연소를 사용하며 "스크램제트"라는 이름은 "Supersonic Combusting Ramjet"에서 유래했다.

스크램제트는 최소 마하 4의 속도에서 작동하기 시작하며, 최대 유효 속도는 약 마하 17이다. 이러한 고속에서의 공력가열로 인해 냉각은 엔지니어들에게 큰 과제를 안겨준다.

스크램제트는 초음속 연소를 사용하므로 기존 램제트가 너무 비효율적인 마하 6 이상의 속도에서 작동할 수 있다. 램제트와 스크램제트의 또 다른 차이점은 각 유형의 엔진이 유입 공기 흐름을 압축하는 방식에서 비롯된다. 램제트의 경우 흡입구가 대부분의 압축을 제공하는 반면, 스크램제트가 작동하는 고속은 충격파, 주로 경사 충격파에 의해 생성되는 압축을 활용할 수 있게 해준다.

실제로 제작되어 비행한 스크램제트 엔진은 매우 적다. 2010년 5월, 보잉 X-51은 200초가 넘는 가장 긴 스크램제트 연소 기록을 세웠다.

 P&W J58 마하 3+ 애프터버닝 터보제트 
영(0)에서 마하 3+에 이르는 전체 비행 엔벨로프에서 터보제트 작동은 마하 2.5를 초과하는 고온 흡입 온도뿐만 아니라 저속 비행 속도에서도 압축기가 제대로 작동할 수 있도록 하는 기능이 필요하다.
J58 압축기 솔루션은 약 마하 2 이상의 속도에서 4단 압축기에서 공기 흐름을 블리드하는 것이었다. 마하 3에서 20%의 블리드 흐름은 6개의 외부 튜브를 통해 엔진으로 되돌아와 애프터버너 라이너와 주 노즐을 냉각하고 연소를 위한 추가 공기를 제공했다. J58 엔진은 마하 3.2 순항을 위해 최대 애프터버닝에서도 지속적으로 작동하도록 설계된 유일한 운용 터보제트 엔진이었다.

동시대의 설치물 중 운용 상태에 도달하지 못한 마하 3 GE YJ93/XB-70에서는 대체 솔루션이 발견되었다. 이는 가변 스테이터 압축기를 사용했다. 또 다른 솔루션은 마하 3 정찰 팬텀 제안서에 명시되어 있었다. 이는 프리-압축기 냉각이었지만, 비교적 짧은 시간 동안만 사용 가능했다.

 수소 연료 공기흡입식 제트 엔진 
제트 엔진은 거의 모든 연료로 작동할 수 있다. 수소는 매우 바람직한 연료인데, 몰당 에너지가 특별히 높지는 않지만 분자가 다른 분자보다 훨씬 가볍기 때문이다. 수소 1kg당 에너지는 일반적인 연료의 두 배이며, 이는 두 배의 비추력을 제공한다. 또한 수소로 작동하는 제트 엔진은 만들기가 매우 쉽다. 최초의 터보제트도 수소로 작동했다. 또한 덕트 엔진은 아니지만 수소 연료 로켓 엔진은 광범위하게 사용되어 왔다.

그러나 거의 모든 면에서 수소는 문제가 많다. 수소의 단점은 밀도이다. 기체 상태에서는 탱크가 비행에 실용적이지 않지만, 액체 수소 형태에서도 물의 14분의 1 밀도를 갖는다. 또한 극저온이며 날개에 저장하는 것을 불가능하게 하는 매우 상당한 단열이 필요하다. 전체 차량은 매우 커질 것이며, 대부분의 공항에서 수용하기 어려울 것이다. 마지막으로, 순수 수소는 자연에서 발견되지 않으며, 수증기 개질 또는 값비싼 전기 분해를 통해 제조되어야 한다. 몇몇 실험적인 수소 추진 항공기는 프로펠러로 비행했으며, 실현 가능할 수 있는 제트기도 제안되었다.

 예냉 제트 엔진 

로버트 P. 카마이클이 1955년에 제안한 아이디어는 수소 연료 엔진이 열교환기를 사용하여 유입 공기를 냉각하면 탄화수소 연료 엔진보다 이론적으로 훨씬 높은 성능을 낼 수 있다는 것이다. 낮은 온도는 더 가벼운 재료를 사용할 수 있게 하고, 엔진을 통해 더 높은 질량 흐름을 허용하며, 엔진 과열 없이 연소기가 더 많은 연료를 주입할 수 있도록 한다.

이러한 아이디어는 리액션 엔진스 SABRE와 같은 타당한 설계로 이어져 단일 비행체 궤도 발사체를 가능하게 할 수 있으며, 발사체 부스터를 위해 제트 엔진을 극초음속 및 고고도까지 사용할 수 있게 하는 ATREX로 이어질 수 있다. 이 아이디어는 또한 EU에서 마하 5로 논스톱 대척점 초음속 여객 운송을 달성하기 위한 개념(리액션 엔진스 A2)으로 연구되고 있다.

 터보로켓 

공기 터보로켓은 복합 사이클 제트 엔진의 한 형태이다. 기본 구성은 고압 가스를 생성하는 가스발생기를 포함하며, 이 가스발생기는 터빈/압축기 어셈블리를 구동하여 대기 공기를 연소실로 압축한다. 이 혼합물은 노즐을 통해 장치를 떠나기 전에 연소되어 추력을 생성한다.

다양한 유형의 공기 터보로켓이 있다. 다양한 유형은 일반적으로 엔진의 가스발생기 섹션이 작동하는 방식에서 차이가 있다.

공기 터보로켓은 종종 터보램제트, 터보램제트 로켓, 터보로켓 익스팬더 등으로 불린다. 어떤 이름이 어떤 특정 개념에 적용되는지에 대한 합의가 없으므로, 다양한 출처에서 두 가지 다른 개념에 동일한 이름을 사용할 수 있다.

 용어 
제트 엔진의 RPM 또는 로터 속도를 지정하기 위해 일반적으로 약어가 사용된다.
 터보프롭 엔진의 경우 Np는 프로펠러 샤프트의 RPM을 나타낸다. 예를 들어, 일반적인 Np는 정속 프로펠러의 경우 약 2200 RPM이다.
 N1 또는 Ng는 가스 발생기 섹션의 RPM을 나타낸다. 각 엔진 제조업체는 이 두 약어 중 하나를 선택한다. N1은 터보팬의 팬 속도에도 사용되며, 이 경우 N2는 가스 발생기 속도(2축 엔진)이다. Ng는 주로 터보프롭 또는 터보샤프트 엔진에 사용된다. 예를 들어, 일반적인 Ng는 약 30,000 RPM이다.
 N2 또는 Nf는 파워 터빈 섹션의 속도를 나타낸다. 각 엔진 제조업체는 이 두 약어 중 하나를 선택하지만 N2는 주로 터보팬 엔진에 사용되는 반면 Nf는 주로 터보프롭 또는 터보샤프트 엔진에 사용된다. 여러 경우에 자유 터빈 엔진에서도 N1과 N2가 매우 유사할 수 있다.
 Ns는 터보샤프트 엔진의 감속 기어 박스(RGB) 출력 샤프트 속도를 나타낸다.

여러 경우, 조종실 디스플레이에 로터 속도(N1, N2)를 RPM으로 표시하는 대신, 조종사에게 설계점 속도의 백분율로 표현된 속도가 제공된다. 예를 들어, 최대 동력에서 N1은 101.5% 또는 100%일 수 있다. 이러한 사용자 인터페이스 결정은 조종사가 5자리 RPM보다 두세 자리 백분율(100%가 공칭 값을 의미)의 문제점을 더 쉽게 알아차릴 수 있다는 인간 공학적 고려 사항으로 이루어졌다.

 같이 보기 
 항공 관련 문서 색인
 펌프 제트
 로켓 엔진
 터보프롭 – 프로펠러를 회전시키는 데 사용되는 가스 터빈 엔진
 터보샤프트 – 헬리콥터에 사용되는 가스 터빈 엔진

 각주 
 인용 

 인용 자료 

 
 

분류:제트 엔진