噴氣推進/效能

發動機效能描述了發動機對飛機最重要的屬性。這些主要是推動飛機前進的可用推力和燃油消耗。

燃油消耗

燃油消耗率 (SFC)

通常以毫克/牛頓秒錶示。通常在巡航時比靜態時高得多。典型的涵道比高的發動機在最大起飛推力時約消耗 8 毫克/牛頓秒，在最大巡航推力時約消耗 15 毫克/牛頓秒。當今典型的大型發動機具有接近 480 千牛的最大起飛推力。典型的巡航 SFC 約為 15 毫克/牛頓秒。涵道比低的軍用發動機在起飛時的 SFC 約為 18 毫克/牛頓秒，如果使用加力燃燒室，則上升至 50 毫克/牛頓秒。

可用推力通常以千牛或磅表示。燃油效率通常以燃油消耗率表示

$SFC={\frac {fuelflow,(g/s)}{thrust,(kN)}}$

SFC 只能在特定飛行條件下直接比較，通常是標稱巡航條件。

比衝

比衝定義為推力 (N) 除以燃油重量流量 (N/s)。所得測量值通常以秒錶示，並定義了為火箭提供特定 ΔV 或對於具有特定升阻比的飛機提供特定航程所需的重量分數。

對於噴氣發動機，比衝可以透過燃油消耗率確定。SFC 和比衝的乘積為 1。SFC (毫克/牛頓秒) 和比衝 (秒) 之間的轉換因子為 102,000 毫克/牛頓 (1E6 毫克/千克 / 9.81 牛頓/千克^-1)。涵道比高的渦扇發動機在巡航時的 SFC 約為 15 毫克/牛頓秒，在起飛時的 SFC 為 8 毫克/牛頓秒。

表 9.2：推進技術的比衝
發動機	SFC (毫克/牛頓秒)	比衝 (秒)	能量密度 (兆焦耳/千克)
渦扇 (起飛，M0.1)	7.5	13,600	43
渦扇 (巡航，M0.9)	15	6,800	43
渦扇 (帶加力燃燒，M1.5)	30	3,400	43
固體火箭 (包括氧化劑)	408	250	3.0
液氫液氧火箭 (包括氧化劑)	227	450	9.7

示例 9.2：推進技術的比衝

SFC 為 15 毫克/牛頓秒的發動機，其比衝將為 6800 秒。

空氣呼吸式噴氣發動機通常比火箭的比衝大得多：渦扇噴氣發動機在海平面上的比衝可能達到或超過 7000 秒，而火箭則約為 200-400 秒。空氣呼吸式發動機在推進劑效率方面更高，因為實際的排氣速度要低得多，因為空氣提供了氧化劑，並且因為 (惰性) 空氣被新增到反應質量中。實際的排氣速度較低，噴氣發動機使用的能量要少得多才能產生相等的推力。

我們還可以看到空氣呼吸式發動機作用於無限大反應質量對推進衝量的影響，如下圖所示。在這種情況下，所有能量都用於加速飛行器，而不是加速發動機排氣。因此，這也解釋了為什麼太空電梯將飛行器送入太空的能量效率更高，因為攀爬器接近於作用於無限大質量。能量需求仍然非常大。從下圖我們還可以看到，隨著速度的增加，反應式發動機變得越來越“高效”，越來越接近無限大質量情況。

航程

佈雷蓋航程方程給出了車輛的航程。對於飛機的恆定升阻比

$Range=uI_{sp}\left({\frac {L}{D}}\right)\ln \left({\frac {W_{initial}}{W_{final}}}\right)$

其中

R = 飛行的距離 (米)

u = 速度 (米/秒)

I_sp = 比衝 (秒)

L/D = 升阻比 (無量綱)

W_initial = 巡航開始時的飛機總重量 (千克)

W_final = 巡航結束時的飛機總重量 (千克)

示例 9.3：佈雷蓋航程方程

對於燃油消耗量為 50%、速度為 600 米/秒、升阻比為 10 且發動機比衝為 3000 秒的飛機，其航程為

$R=(600m/s)(3000s)(10)\ln(100\%/50\%)=12,477km$

續航時間

佈雷蓋航程方程可以修改以給出續航時間。對於飛機的恆定升阻比

$Endurance=Range/u=I_{sp}\left({\frac {L}{D}}\right)\ln \left({\frac {W_{initial}}{W_{final}}}\right)$

示例 9.3：佈雷蓋航程方程

對於一架燃油量為 50%、升阻比為 20 且發動機比衝為 3000 秒的飛機，其續航時間為

$Endurance=(3000s)(20)\ln(100\%/50\%)=41588s=11.55hours$

推力

噴氣發動機的推力由流入和流出發動機的流體動量之差決定。如果新增的燃料質量可以忽略不計，則推力為

T={\dot {m}}(u_{exit}-u_{inlet})

發動機經過認證，可根據大氣條件提供標準推力。推力通常以千牛 (kN) 或磅 (lbs) 為單位。

發動機經過認證，可根據飛行條件提供標準推力。推力通常以千牛 (kN) 或磅 (lbs) 為單位。 “額定值” 是飛行員可以選擇的一種預定義功率設定，可能適用於特定飛行條件。額定值術語在民用和軍用飛機之間有所不同，反映了這兩種型別航空的不同要求。

飛機額定值

以下額定值是商用客機的典型值。飛機/發動機製造商必須向認證機構申報兩個主要額定值，因為它們定義了發動機/飛機執行的安全極限 - 這些額定值是最大起飛 (MTO) 額定值和最大持續推力 (MCT 或 MCN) 額定值。

最大起飛推力 (MTO)

這是發動機在飛機起飛包線內可提供的最大推力，持續時間為 5 分鐘。峰值推力通常在發動機靜止時達到，但對於現代渦扇發動機來說，最苛刻的條件是跑道末端或起飛條件，通常在約 0.25 海里。這種條件通常會在發動機中產生最高應力和溫度，因此，僅允許將該額定值用於最多 5 分鐘的操作。

顧名思義，它用於起飛，此時飛機處於最重狀態，必須在有限的跑道距離內加速到起飛速度。發動機提供的推力越高，跑道越短，或者飛機有效載荷越大。這會影響飛機可以從哪些機場起飛，以及運營的經濟性。作為有效載荷的替代方案，更高的推力額定值允許將更多的燃油負載帶入空中，從而延長運營範圍。在每次飛行中，可能需要評估可用推力、跑道長度、飛機重量和航程之間的權衡，這也是商業飛行員在起飛前準備工作的一部分。飛機可以在低於最大起飛推力的情況下起飛，以減少發動機的磨損並延長其使用壽命。這通常被稱為“減推力”起飛，用於降低發動機的維護成本。

認證的一個條件是，如果在起飛執行中最關鍵的點（此時飛機速度過快，無法在剩餘跑道內安全停下來）發生一臺發動機故障，飛機應能夠起飛。對於雙發動機飛機，它們必須能夠在一臺發動機上起飛，因此，在正常情況下，通常會應用“降額”，因為有足夠的推力。

如果發動機在以 MTO 推力執行時超過其“紅線”速度或溫度，則不再被視為適航。

有時被稱為“TOGA”推力，是起飛/復飛 (take-off/go-around) 的縮寫。

最大持續推力 (MCT)

在 MTO 飛行包線之外，MCT 額定值定義了飛行員可以從發動機要求的最大推力。因此，它在飛行中發動機故障方面具有特殊意義，因為飛機將必須以最大持續推力飛往其目的地或最近的備降機場。如果發動機在保持其發動機速度和溫度執行限值（即“琥珀線”）內無法達到該推力水平，則不再被視為適航。

最大爬升推力 (MCL)

這是製造商建議在典型飛行爬升階段使用的推力額定值。它可能與最大持續推力相同，對於三發動機或四發動機飛機通常是如此。爬升階段的頂部通常是渦扇發動機在起飛狀態以外最具挑戰性的條件，也是一個關鍵的設計要求。可以對 MCL 推力應用降額，以延長髮動機的使用壽命，但代價是爬升時間變慢，並且航程燃油消耗略微增加。

最大巡航推力 (MCR)

有時定義，但不是一個特別有用的額定值，因為在巡航過程中，飛行員/自動駕駛儀將使用維持恆定高度和空速所需的推力，以滿足空中交通管制的要求。

飛行怠速

怠速額定值是飛機在飛行時可使用的最低推力。它主要由保持發動機執行的要求決定，可能為飛機提供輔助服務，例如液壓和電力，尤其是在高空，為乘客提供最低氣壓的空氣。飛行怠速額定值很重要，因為它越低，飛機下降的速度就越快（不會進入俯衝狀態）。它通常由穩定性因素決定，例如顫振和喘振裕度。

高空或進場怠速

在著陸進場的最後階段，能夠對油門動作做出快速響應非常重要，這可能需要發動機以比理想速度更高的速度執行，以便能夠在需要時提供快速加速。可能存在最大響應時間要求，以便在著陸中止時達到“TOGA”推力。

地面怠速

用於地面機動。通常由保持發動機執行併為飛機提供動力和服務的需要定義。通常，該值越低越好，因為制動器磨損是飛機執行/維護成本的重要因素。

示例評級

下圖顯示了現代渦扇發動機的典型行為。橙色曲線顯示了高空的最高巡航推力。起飛推力比海平面巡航推力高約 25%，因為它只允許短時間使用。

軍事評級

戰鬥機對民用飛機有非常不同的要求，並且使用不同的評級術語，特別是對於使用加力燃燒或加力燃燒來增加推力的飛機。

軍用推力

通常用於定義不使用加力燃燒的可用最大推力。有時稱為最大“幹”推力。

最大起飛推力

這是發動機在標準海平面大氣中可以提供的 5 分鐘內的最大推力。峰值推力通常在發動機靜止時實現。

最大爬升推力

這是發動機在標準海平面大氣中可以提供的 5 分鐘內的最大推力。

最大巡航推力

在設計高度允許無限飛行持續時間的推力。

最大持續推力

也稱為最大機動推力。有時與最大巡航相同。

示例：安裝推力評級

下圖顯示了現代渦扇發動機的典型行為。橙色曲線顯示了高空的最高巡航推力。TO 推力明顯高於海平面的巡航推力，因為它只允許短時間使用。