เครื่องยนต์ไอพ่น

จากวิกิพีเดีย สารานุกรมเสรี
เครื่องยนต์แบบเทอร์โบแฟน F100 ของ Pratt & Whitney สำหรับ F-15 Eagle กำลังได้รับการทดสอบใน hush house ที่ฐานทัพการป้องกันทางอากาศ Florida. อุโมงด้านหลังเครื่องยนต์ห่อหุ้มเพื่อป้องกันเสียงและเป็นทางปล่อยให้ไอเสียออกไป
การจำลองการไหลของอากาศของเครื่องยนต์แบบ low-bypass turbofan
การไหลของอากาศของเครื่องยนต์ไอพ่นระหว่างการ take-off. (คลิ๊กที่ภาพเพื่อดูขนาดใหญ่ขึ้น)

เครื่องยนต์ไอพ่น (อังกฤษ: jet engine) เป็นเครื่องยนต์แรงปฏิกิริยา (อังกฤษ: Reaction engine) ที่พ่นไอร้อนความเร็วสูงออกทางด้านหลังทำให้เกิดแรงผลัก(อังกฤษ: thrust) ไปข้างหน้า, การขับเคลื่อนของไอพ่น (อังกฤษ: Jet Propulsion) นี้สอดคล้องกับกฎการเคลื่อนที่ของนิวตัน ที่ว่าแรงแรงกิริยาเท่ากับแรงปฏิกิริยา นิยามของเครื่องยนต์ไอพ่นที่กว้างขวางนี้ครอบคลุมถึงเครื่องแบบเทอร์โบเจ็ท, เทอร์โบแฟน, เครื่องยนต์จรวด, แรมเจ็ท และพัลส์เจ็ท โดยทั่วไปเครื่องยนต์ไอพ่นเป็นชนิดสันดาบ (อังกฤษ: combustion engines) แต่ก็มีบางชนิดก็ไม่มีการสันดาบ.

ในภาษาพูดโดยทั่วไป, เครื่องยนต์ไอพ่นจะหมายถึงอย่างหลวมๆว่าเป็นเครื่องยนต์ไอพ่นที่ใช้อากาศหายใจแบบสันดาบภายใน(อังกฤษ: internal combustion airbreathing jet engine) หรือ เครื่องยนต์แบบใช้ท่อ (อังกฤษ: duct engine)ซึ่งปกติจะประกอบด้วยตัวอัดอากาศ (อังกฤษ: air compressor) ที่หมุนด้วยกำลังขับจากกังหัน (อังกฤษ: turbine) ตามหลักของวัฏจักรเบรตัน (อังกฤษ: Brayton cycle) พลังงานที่เหลือทิ้งในรูปของก๊าซร้อนจะสร้างแรงผลักที่จะเคลื่อนที่ผ่านหัวฉีด (อังกฤษ: nozzle). อากาศยานไอพ่นใช้เครื่องยนต์ประเภทนี้สำหรับการเดินทางระยะไกล. อากาศยานไอพ่นในยุคแรกใช้เครื่องยนต์แบบเทอร์โบเจ็ทซึ่งค่อนข้างไม่มีประสิทธิภาพสำหรับการบินความเร็วต่ำกว่าเสียง(อังกฤษ: subsonic). อากาศยาน subsonic ที่ทันสมัยปกติจะใช้เครื่องยนต์แบบ high-bypass turbofan. เครื่องยนต์เหล่านี้ให้ความเร็วสูงและมีประสิทธิภาพการใช้เชื้อเพลิงดีกว่าเครื่องยนต์ใช้อากาศหายใจแบบใบพัดและแบบลูกสูบในการเดินทางระยะไกล[1].

เนื้อหา

การนำเครื่องยนต์ไอพ่นไปใช้งาน[แก้]

รถยนต์ที่ติดเครื่องยนต์ไอพ่น
เครื่องยนต์ไอพ่นแบบเทอร์โบแฟน JT9D ของ Pratt & Whitney ที่ติดตั้งบนเครื่องบิน Boeing 747

เครื่องยนต์ไอพ่นให้กำลังกับอากาศยาน, ขีปนาวุธและยานอากาศไร้คนขับ. ในรูปของเครื่องยนต์จรวด, พวกมันให้พลังกับพลุ, จรวดแบบจำลอง, ยานอวกาศและขีปนาวุธทางทหาร.

เครื่องยนต์ไอพ่นขับเคลื่อนรถยนต์ความเร็วสูง, โดยเฉพาะรถแข่ง, ด้วยสถิติตลอดกาลโดยรถจรวด(อังกฤษ: rocket car). รถยนต์ที่ขับเคลื่อนด้วยเทอร์โบแฟนชื่อ ThrustSSC เป็นตัวทำสถิติความเร็วในปัจจุบัน.

การออกแบบเครื่องยนต์ไอพ่นมักจะได้รับการปรับปรุงสำหรับการใช้งานที่ไม่ใช้อากาศยาน, โดยใช้เป็นเครื่องกังหันแก๊สในอุตสาหกรรม, เช่นในการผลิตไฟฟ้า, เครื่องสูบน้ำ, แก๊สธรรมชาติหรือน้ำมัน, และขับเคลื่อนเรือหรือยานบนบกอื่นๆ. เครื่องยนกังหันแก๊สอุตสาหกรรมสามารถผลิตกำลังได้สูงถึง 50,000 แรงม้า. เครื่องยนต์เหล่านี้จำนวนมากถูกนำไปพัฒนาเพื่อใช้กับงานตั้งแต่เครื่องเทอร์โบเจ็ททางทหารแบบเก่าเช่นเครื่องต้นแบบ J57 และ J75 ของ Pratt & Whitney. นอกจากนี้ ยังมีพวกอนุพันธ์ของ JT8D low-bypass turbofan ของ P&W ที่สามารถผลิตกำลังงานได้ถึง 35,000 แรงม้า.

เครื่องยนต์กังหันแก๊สอุตสาหกรรม, แสดงชิ้นส่วนภายใน. โดย: Nabonaco

ชนิดของเครื่องยนต์[แก้]

เครื่องยนต์ไอพ่นมีหลายแบบ แต่ทุกแบบจะได้แรงผลักไปข้างหน้า(อังกฤษ: forward thrust) จากหลักการของ "การขับเคลื่อนด้วยไอพ่น"

เครื่องยนต์ชนิดใช้อากาศหายใจ(อังกฤษ: Airbreathing engine)[แก้]

บทความหลัก: Airbreathing jet engine

โดยทั่วไป อากาศยานจะถูกขับเคลื่อนโดยเครื่องยนต์ไอพ่นชนิดใช้อากาศหายใจ, เครื่องยนต์แบบนี้ที่มีการใช้งานส่วนใหญ่เป็นแบบเทอร์โบแฟน ซึ่งให้ประสิทธิภาพที่ดีเมื่อบินที่ความเร็วต่ำกว่าความเร็วเสียง.

เครื่องยนต์ชนิดที่ใช้กำลังจากกังหัน[แก้]

เครื่องยนต์ที่ใช้กำลังจากกังหัน (อังกฤษ: turbine powered) ชนิดต่างๆ

บทความหลัก: Gas turbine

เครื่องยนต์กังหันแก๊สจัดเป็นเครื่องยนต์แบบโรตารี ที่สกัดพลังงานจากการไหลของแก๊สที่เผาไหม้. เครื่องยนต์นี้ประกอบด้วย ตัวอัดอากาศ (อังกฤษ: air compressor) ที่ต้นทาง เชื่อมต่อเข้ากับกังหัน (อังกฤษ: turbine) ปลายทาง โดยมีห้องเผาไหม้ (อังกฤษ: combustion chamber) อยู่ระหว่างกลาง. ในเครื่องยนต์ของอากาศยาน, ส่วนประกอบหลักทั้งสามนี้มักถูกเรียกว่า "ตัวผลิตแก๊ส" (อังกฤษ: gas generator)[2]. เครื่องยนต์กังหันแก๊สมีหลากหลายรูปแบบ แต่พวกมันทั้งหมดใช้ระบบของตัวผลิตแก๊สแบบใดแบบหนึ่งทั้งสิ้น.

เทอร์โบเจ็ท[แก้]
เครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ท

บทความหลัก: Turbojet

เครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ท จัดเป็นเครื่องยนต์แบบกังหันแก๊ส (อังกฤษ: gas turbine engine) ที่ทำงานตามขั้นตอนดังนี้ (1) อัดอากาศเข้าช่องนำอากาศเข้า (อังกฤษ: inlet) (2) ตัวอัดอากาศทำการอัดอากาศตามแนวแกน(อังกฤษ: axial compression) หรืออัดอากาศตามแรงเหวี่ยงหนีศูนย์(อังกฤษ: centrifugal compression) หรือทั้งสองแบบ, (3) ทำการผสมเชื้อเพลิงเข้ากับอากาศที่ถูกบีบอัดแล้วนั้น, (4) เผาใหม้ส่วนผสมนั้นในห้องเผาไหม้, (5) จากนั้นก็ส่งแก๊สร้อนที่ถูกบืบอัดผ่านกังหันและหัวฉีด(อังกฤษ: nozzle) แล้วพ่นแก๊สออกมาด้านหลัง. เท่ากับว่ากังหันจะสกัดพลังงานจากแก๊สขยายตัวที่ไหลผ่านตัวมัน, ส่งพลังงานนั้นให้กับตัวบืบอัด, เป็นการแปลงพลังงานภายในของเชื้อเพลิงให้เป็นพลังงานจลน์ในแก๊สที่ปล่อยออกมา, เป็นการสร้างแรงผลัก(อังกฤษ: thrust). อากาศทั้งหมดที่เข้าทาง inlet ถูกส่งผ่านเข้าไปยัง compressor, ผ่านห้องเผาใหม้และกังหัน, ไม่เหมือนเครื่องยนต์แบบ turbofan ที่อธิบายอยู่ข้างล่างนี้[3].

เทอร์โบแฟน[แก้]
ภาพจำลองการทำงานของเครื่องยนต์เทอร์โบแฟนชนิด low bypass, สีเขียวแสดงถึงบริเวณที่อากาศหรือส่วนผสมระหว่างอากาศและเชื้อเพลิงมีความดันต่ำ, สีม่วงหมายถึงบริเวณที่ความดันสูง

บทความหลัก: Turbofan

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนจัดเป็นเครื่องยนต์กังหันแก๊สที่มีความคล้ายกันกับเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ท. เนื่องจากมันใช้แกนของแก๊สเจนเนอเรเตอร์ (ได้แก่ compressor, combustor, และ turbine) ในการเปลี่ยนรูปพลังงานจากเชื้อเพลิงเป็นพลังงานจลน์ในไอเสียที่พ่นที่ออกจากท้ายเครื่อง. สิ่งที่ทำให้เครื่องยนต์เทอโบแฟน แตกต่างจากเทอร์โบเจ็ท คือมันติดตั้งชิ้นส่วนเพิ่มเติมนั่นคือ พัดลม (อังกฤษ: fan). เช่นเดียวกับ compressor, พัดลมได้รับกำลังขับจากส่วนที่เป็นกังหันของเครื่องยนต์. ไม่เหมือนกับ turbojet, อากาศบางส่วนถูกเร่งความเร็วโดยพัดลมให้ ไม่ผ่าน หรือ bypass แกนของแก๊สเจนเนอเรเตอร์และถูกพ่นออกผ่านหัวฉีด. อากาศที่ bypass นี้จะมีความเร็วที่ต่ำกว่า, แต่มีมวลมากกว่า, สร้างแรงผลักโดยพัดลมได้ประสิทธิภาพมากกว่าแรงผลักที่เกิดจากแกน. เทอร์โบแฟนโดยทั่วไปมีประสิทธิภาพมากกว่าเทอร์โบเจ็ทที่ความเร็วน้อยกว่าเสียง, แต่มีพื้นที่ด้านหน้าใหญ่กว่าทำให้เกิดแรงต้านมากกว่า[4].

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนชนิด high-bypass (CF6) สร้างโดย General Electric

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนนี้สามารถแบ่งออกได้เป็น 2 ประเภทโดยทั่วไปคือแบบ low bypass และแบบ high bypass. แบบ low bypass จะมีอัตราส่วนการ bypass ประมาณ 2 : 1 หรือน้อยกว่า นั่นหมายความว่าแต่ละ 3 กิโลกรัมของอากาศที่ไหลเข้าแกนของเครื่อง (core engine) จะมีอากาศประมาณ 2 กิโลกรัมหรือน้อยกว่าไม่ไหลผ่าน หรือ bypass แกนของเครื่อง (core engine)

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนแบบ Low bypass นั้นมักจะใช้ท่อเป่าอากาศร้อนแบบผสม(อังกฤษ: mixed exhaust nozzle) นั่นหมายความว่า อากาศที่ผ่านแกนเครื่องและไม่ผ่านแกนเครื่องทั้งสองส่วนจะต้องผ่านหัวฉีดตัวเดียวกันเป็นไอพ่นออกจากท้ายเครื่องยนต์[5].

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนชนิด High bypass นั้นจะมีอัตราส่วนการ bypass ที่สูงกว่า บางครั้งอาจจะอยุ่ที่ระดับ 5:1 หรือ 6:1. เครื่องยนต์ประเภทนี้สามารถสร้างแรงขับได้มากกว่าเครื่อง low bypass หรือเทอร์โบเจ็ท เนื่องจากอากาศมีมวลปริมาณมหาศาลเกินกว่าพัดลมจะสามารถเร่งได้ และโดยทั่วไป เครื่องยนต์ high bypass จะมีประสิทธิภาพด้านการใช้เชื้อเพลิงดีกว่าด้วย[ต้องการอ้างอิง].

เทอร์โบพร๊อปและเทอร์โบชาฟต์[แก้]

บทความหลัก: Turboprop และ Turboshaft

เครื่องยนต์แบบเทอร์โบพร๊อป

เครื่องยนต์แบบเทอร์โบพร๊อป (อังกฤษ: Turboprop engine) เป็นอนุพันธ์ของเครื่องยนต์เจ็ท, แต่ยังคงเป็นเครื่องยนต์กังหันแก็ส, ที่สกัดกำลังจากไอเสียที่ร้อนเพื่อนำไปหมุนเพลา, จากนั้นแรงหมุนจากเพลาจึงจะถูกนำไปใช้สร้างแรงผลักด้วยวิธีการอื่นบางอย่าง. โดยที่ไม่ได้เข้มงวดนักว่ามันเป็นเครื่องยนต์เจ็ทที่มันจะต้องพึ่งพากลไกระดับรองในการสร้างแรงผลัก, เทอร์โบพร็อปก็คล้ายกันมากกับเครื่องยนต์เจ็ทแบบใช้กังหันอื่นๆ, และมักจะถูกอธิบายว่าเป็นอย่างนั้น.

ในเครื่องยนต์แบบเทอร์โบพร็อป, ส่วนหนึ่งของแรงผลักของเครื่องยนต์ถูกสร้างโดยการหมุนของใบพัด, แทนที่จะพึ่งพาไอร้อนความเร็วสูงที่พ่นออกมาแต่เพียงอย่างเดียว. เมื่อแรงผลักไอพ่นของมันถูกเสริมด้วยใบพัด, เทอร์โบพร็อปบางครั้งถูกเรียกว่าเป็นเครื่องยนต์ไอพ่นพันธ์ผสม. ในขณะที่เทอร์โบพร็อปจำนวนมากผลิตแรงผลักส่วนใหญ่ด้วยใบพัด, ไอพ่นร้อนเป็นจุดออกแบบที่สำคัญ, และแรงผลักจะได้รับสูงสุดโดยการ matching ระหว่างแรงผลักที่เกิดจากใบพัดกับแรงผลักที่เกิดจากไอพ่น. เทอร์โบพร็อปโดยทั่วไปมีการทำงานที่ดีกว่าเทอร์โบเจ็ทหรือเทอร์โบแฟนที่ความเร็วต่ำเมื่อใบพัดมีประสิทธิภาพที่สูง, แต่จะมีเสียงรบกวนมากที่ความเร็วสูง.

เครื่องยนต์แบบเทอร์โบชาฟต์ (อังกฤษ: Turboshaft engines) คล้ายกันมากกับเทอร์โบพร๊อป, แต่สิ่งที่ต่างคือกำลังเกือบทั้งหมดที่ได้จากกังหันแก๊สจะนำไปขับเพลาหมุน (อังกฤษ: rotating shaft), ซึ่งจะถูกใช้ไปหมุนเครื่องยนต์แทนที่จะเป็นใบพัด, เพราะฉะนั้น มันจึงผลิตแรงขับที่เกิดจากไอพ่นเพียงเล็กน้อยหรือไม่ได้ผลิตเลย. เฮลิคอปเตอร์จะใช้เครื่องยนต์ชนิดนี้.

พร๊อปแฟน[แก้]
เครื่องยนต์แบบพร๊อปแฟน

เครื่องยนต์แบบพร๊อปแฟน (ชึ่งอาจเรียกว่า unducted fan หรือ open rotor หรือ ultra-high bypass ก็ได้) คือเครื่องยนต์เจ็ทที่ใช้แก๊สเจนเนอเรเตอร์เป็นตัวขับเคลื่อน fan ที่เปิดหน้าออก, คล้ายกับเครื่องยนต์แบบเทอร์โบพร๊อป. พร๊อปแฟนจะสร้างแรงผลักส่วนใหญ่จากใบพัด, ไม่ใช่จากไอพ่น.

ความแตกต่างที่สำคัญระหว่างการออกแบบของเครื่องยนต์แบบเทอร์โบพร๊อปกับพร๊อปแฟนก็คือแผ่นของใบพัด (อังกฤษ: propeller blades) บนพร๊อปแฟนถูกทำให้สามารถกวาดไปได้ด้วยความเร็วสูงถึง 0.8 เท่าของความเร็วเสียง (อังกฤษ: 0.8 Mach) ซึ่งสูสีกับเครื่องยนต์แบบเทอร์โบแฟนที่ใช้ในเชิงพาณิชย์ที่ทันสมัย. เครื่องยนต์ชนิดนี้มีข้อได้เปรียบด้านประสิทธิภาพการใช้เชื้อเพลิงเหนือเครื่องยนต์แบบเทอร์โบพร๊อปด้วยความสามารถในการทำงานของเทอร์โบแฟนในทางพานิชย์[6]. ในขณะที่การวิจัยและการทดสอบอย่างมีนัยสำคัญ(รวมทั้งการทดสอบการบิน)ได้ดำเนินการไปแล้วกับเครื่องยนต์แบบพร๊อปแฟน, ยังไม่มีเครื่องยนต์แบบนี้เข้าสู่ขบวนการผลิต.

หมายเหตุ* เครื่องยนต์เทอร์โบพร๊อปทั่วไปจะมีขีดจำกัดความเร็ว สาเหตุมาจากประสิทธิภาพของใบพัด เนื่องจากเมื่อความเร็วสูงถึงจุดหนึ่ง จะเกิดการ stall ที่ปลายสุดของใบพัด ทำให้เกิดแรงต้านการเคลื่อนที่เพิ่มขึ้นมาก นี่จึงเป็นสาเหตุที่ทำให้เครื่องยนต์เทอร์โบพร๊อปมีประสิทธิภาพต่ำเมื่อบินด้วยความเร็วสูง (ประมาณ 700 กม./ชม.)

เครื่องยนต์ชนิดที่ใช้กำลังแบบแรม[แก้]

เครื่องยนต์เจ็ทชนิดที่ใช้กำลังแบบแรม (อังกฤษ: Ram powered jet engines) คือเครื่องยนต์ชนิดใช้อากาศหายใจชนิดหนึ่ง ซึ่งคล้ายกับเครื่องยนต์กังหันแก๊สและใช้หลักการของวัฏจักรเบรย์ตันเช่นเดียวกัน. อย่างไรก็ตาม สิ่งที่แตกต่างคือวิธีการอัดอากาศที่ไหลเข้ามา. ในขณะที่เครื่องยนต์กังหันแก๊สจะใช้ตัวบีดอัดแบบรอบแกนหรือหนีศูนย์, แต่เครื่องยนต์แบบแรมจะใช้การบีบอัดโดยให้อากาศไหลผ่าน inlet หรือตัวดิฟฟิวเซอร์ (อังกฤษ: diffuser)[7]. เครื่องยนต์แบบแรมยังจัดว่าเป็นเครื่องยนต์ชนิดใช้อากาศหายใจที่ซับซ้อนน้อยที่สุด เนื่องจากไม่มีชิ้นส่วนที่เคลื่อนที่ขณะปฏิบัติงาน[8].

แรมเจ็ท[แก้]

บทความหลัก: Ramjet

แผนภาพแสดงการทำงานของเครื่องยนต์แรมเจ็ท โดยที่ตัวอักษร M หมายถึงตัวเลขมัค เช่น M>1 หมายถึงความเร็วของอากาศที่ไหล ณ จุดนั้นมากกว่าความเร็วเสียง

แรมเจ็ท เป็นเครื่องยนต์เจ็ทที่ได้รับพลังงานจากแรมชนิดที่พื้นฐานที่สุด ประกอบด้วย 3 ส่วน คือ

  1. ทางเข้าของอากาศ (อังกฤษ: inlet) ที่ทำหน้าที่บีบอัดอากาศที่ไหลเข้าเครื่องยนต์
  2. ตัวจุดระเบิด (อังกฤษ: combustor) ทำหน้าที่ฉีดเชื้อเพลิงและจุดระเบิด
  3. หัวฉีด (อังกฤษ: nozzle) ทำหน้าที่เร่งไอเสียให้ออกไปทางท้ายเครื่องยนต์เพื่อสร้างแรงขับดัน (อังกฤษ: thrust)

เครื่องยนต์ชนิดนี้จำเป็นต้องให้อากาศไหลเข้าด้วยความเร็วค่อนข้างสูง จึงจะสามารถอัดอากาศได้อย่างมีประสิทธิภาพ เพราะฉะนั้นเครื่องยนต์นี้จึงไม่สามารถทำงานได้เมื่อเครื่องบินอยู่นิ่งๆบนพื้น แต่จะสามารถทำงานได้อย่างมีประสิทธิภาพเมื่อบินด้วยความเร็วเหนือเสียง (อังกฤษ: supersonic).

ลักษณะเฉพาะของเครื่องยนต์ชนิดนี้คือ การเผาไหม้จะทำที่ความเร็วต่ำกว่าความเร็วเสียง. อากาศความเร็วเหนือเสียงที่ไหลเข้าถูกทำให้ช้าลงผ่าน inlet, จากนั้นมันจะถูกเผาใหม้ที่ความเร็วต่ำกว่าเสียงมากๆ[7] เพราะฉะนั้น เครื่องยนต์แรมเจ็ทจึงถูกจำกัดที่ประมาณ มัค 5 เท่านั้น[9]

สแครมเจ็ท[แก้]

บทความหลัก: Scramjet

การทำงานของเครื่องยนต์สแครมเจ็ท

สแครมเจ็ทใช้กลไกที่ใกล้เคียงกับแรมเจ็ทมาก เหมือนแรมเจ็ท มันประกอบด้วยสามส่วนหลักๆ ได้แก่ inlet, combustor และ nozzle

สิ่งที่แตกต่างกันระหว่างแรมเจ็ทและสแครมเจ็ทก็คือสแครมเจ็ทจะไม่ทำให้อากาศที่ไหลเข้าช้าลงต่ำกว่าความเร็วเสียงเพื่อการเผาไหม้, แต่มันใช้การเผาใหม้แบบความเร็วเหนือเสียงแทน. คำว่าสแครมเจ็ท (อังกฤษ: scram jet) นี้มาจากคำว่า "supersonic combusting ramjet"

เนื่องจากสแครมเจ็ทใช้การเผาใหม้ที่ความเร็วเหนือเสียง, มันจึงสามารถทำงานได้ที่ความเร็วสูงกว่ามัค 6 ในที่ซึ่งแรมเจ็ททั่วไปจะมีประสิทธิภาพที่ต่ำมาก. ความแตกต่างอีกอย่างหนึ่งระหว่างแรมเจ็ทและสแครมเจ็ทมาจากวิธีที่แต่ละแบบของเครื่องยนต์บีบอัดอากาศที่ไหลเข้า: ในขณะที่ inlet ทำการบีบอัดเป็นส่วนใหญ่สำหรับแรมเจ็ท, ความเร็วสูงในจุดที่สแครมเจ็ททำงานยอมให้มันใช้ข้อได้เปรียบของการบีบอัดที่สร้างขึ้นโดยคลื่นช็อก(อังกฤษ: shock wave) ที่อ้อมๆ[10].

มีเครื่องยนต์สแครมเจ็ทไม่มากที่เคยถูกสร้างขึนและทำการบิน. ในเดือนพฤษภาคม 2010 เครื่อง Boeing X-51 ทำสถิติความอดทนสำหรับการเผาสแครมเจ็ทที่นานที่สุดที่มากกว่า 200 วินาที[11]

เครื่องยนต์ชนิดเผาไหม้ไม่ต่อเนื่อง (Non-continuous combustion)[แก้]

แผนภาพจำลองการทำงานของ pulsejet
ชนิด คำอธิบาย ข้อดี ข้อเสีย
motor jet เป็นชนิดที่เลิกใช้งานแล้วที่ทำงานคล้ายกับเทอร์โบเจ็ท แต่แทนที่จะใช้กังหันขับ compressor แต่ใช้ลูกสูบแทน สร้างไอพ่นความเร็วสูงกว่าแบบใบพัด, ให้แรงผลักดีกว่าที่ความเร็วสูง น้ำหนักมาก, ประสิทธิภาพต่ำและได้กำลังต่ำ. ยกตัวอย่าง Caproni Campini N.1
Pulsejet อากาศถูกอัดและเผาไหม้เป็นระยะๆแทนการเผาไหม้อย่างต่อเนื่อง. บางรูปแบบมีการใช้วาล์วด้วย เป็นการออกแบบที่ธรรมดามาก, ใช้ทั่วไปกับอากาศยานต้นแบบ เสียงดัง, ประสิทธิภาพต่ำ (อัตราส่วนการอัดต่ำ), ทำงานได้ไม่ดีเมื่อมีขนาดใหญ่, วาล์วในแบบที่ใช้วาล์วมีการสึกหรอเร็ว
Pulse detonation คล้ายกับพัลส์เจ็ท, แต่การเผาไหม้จะเป็นแบบการระเบิดรุนแรง (อังกฤษ: detonation) แทนที่จะเป็นการเผาใหม้แบบ deflagration, อาจจะมีหรือไม่มีวาล์วก็ได้ มีประสิทธิภาพเครื่องยนต์สูงสุดในทางทฤษฎี เสียงดังมากๆ, ชิ้นส่วนเกิดความล้าทางกล (อังกฤษ: mechanical fatigue) สูง , การเริ่มต้น detonation ยาก, ยังไม่มีการนำมาใช้งานจริง

จรวด[แก้]

บทความหลัก: Rocket engine

การขับเคลื่อนเครื่องยนต์ด้วยจรวด

เครื่องยนต์จรวด ใช้หลักการพื้นฐานด้านกายภาพเดียวกันกับเครื่องยนต์ไอพ่นในการสร้างการขับดันโดยผ่านแรงผลัก, แต่ที่แตกต่างคือมันไม่ต้องใช้อากาศทั่วไปบนผิวโลกเพื่อสร้างออกซิเจน; เนื่องจากจรวดจะบรรทุกชิ้นส่วนทั้งหมดของวัสดุที่จำเป็นต่อการสร้างกำลังขับขึ้นไปด้วย. วิธีนี้สามารถทำให้เครื่องยนต์ชนิดนี้สามารถทำงานได้ที่ระดับความสูงใดๆก็ได้และในอวกาศ.

เครื่องยนต์ชนิดนี้จะถูกใช้สำหรับการส่งดาวเทียม, การสำรวจอวกาศและการขับเคลื่อนด้วยมนุษย์, และปฏิบัติการลงพื้นดวงจันทร์ในปี 1969.

เครื่องยนต์จรวดใช้สำหรับการบินในระดับความสูงที่สูงมาก เนื่องจากเป็นการบินโดยไม่ต้องอาศัยออกซิเจนจากบรรยากาศรอบข้าง ทำให้สามารถปฏิบัติงานได้ที่ความสูงใดๆก็ได้ หรือในกรณีที่ต้องการสร้างความเร่งที่สูงมากได้ ซึ่งเป็นเพราะเครื่องยนต์ชนิดนี้มีอัตราส่วนแรงผลักต่อน้ำหนักตัว(อังกฤษ: thrust-to-weight ratio) ที่สูงมาก

อย่างไรก็ตาม, ความเร็วไอพ่นที่สูงและสารขับหรือเชื้อเพลิงขับ(อังกฤษ: propellant)ที่อุดมไปด้วยตัว oxidizer ที่หนักกว่าจะส่งผลให้มีการใช้ propellant มากกว่าการใช้เทอร์โบแฟนมากๆ, แม้กระนั้นก็ตาม ที่ความเร็วสูงอย่างสุดขั้ว พวกมันมีประสิทธิภาพด้านพลังงานดีมาก สมการหนึ่งสำหรับการประมาณค่าแรงผลักสุทธิของเครื่องยนต์จรวดเป็นดังนี้:

F_N = \dot m\, g_0\, I_{sp-vac} - A_e\, p \;

โดยที่ F_N เป็นแรงผลักสุทธิ (อังกฤษ: net thrust), I_{sp(vac)} เป็นแรงกระตุ้นเฉพาะ (อังกฤษ: specific impulse), g_0 เป็นแรงโน้มถ่วงมาตรฐาน (อังกฤษ: standard gravity), \dot m คืออัตราการไหลของเชื้อเพลิงขับ มีหน่วยเป็น kg/s, A_eพื้นที่หน้าตัดของ nozzle ที่ทางออกของไอพ่น, และ P เป็นความดันบรรยากาศ

ประเภท คำอธิบาย ข้อดี ข้อเสีย
จรวด บรรทุกเชื้อเพลิงและสารผลิตอ๊อกซิเจนทั้งหมดไปบนเครื่อง, ปล่อยไอพ่นออกมาเพื่อผลักดัน [12] มีชิ้นส่วนเคลื่อนไหวไม่กี่ชิ้น, Mach 0 ถึง Mach 25+, ประสิทธิภาพสูงที่ความเร็วสูง(> Mach 5.0 หรือกว่านั้น), อัตราส่วนของแรงผลัก/น้ำหนักมากกว่า 100, ไม่มีช่องอากาศเข้าที่ซับซ้อน, อัตราส่วนแรงอัดสูง, ความเร็วไอพ่นสูงมาก(เร็วกว่าเสียง), อัตราส่วนค่าใช้จ่าย/แรงผลักดี, ค่อนข้างง่ายในการทดสอบ, ทำงานในสูญญากาศหรือนอกบรรยากาศของโลกได้ดีที่สุดซึ่งนุ่มนวลกว่าบนโครงสร้างยานที่ความเร็วสูง, พื้นที่ผิวหน้าค่อนข้างเล็กเพื่อรักษาความเย็น, และไม่มีกังหันในสายธารไอพ่นร้อน. เผาใหม้ที่อุณหภูมิสูงมากและอัตราส่วนการขยายตัวของหัวฉีดที่สูงทำให้มีปรธสิทธิภาพที่สูงมากที่ความเร็วสูงมากๆ ต้องใช้เชื้อเพลิงจำนวนมาก - specific impulse ที่ต่ำมากๆ — ราว 100–450 วินาที. แรงเค้นด้านอุณหภูมิของห้องเผาใหม้ที่สูงอย่างยิ่งยวดทำให้การนำกลับมาใช้ใหม่ทำได้ยากกว่า. ทั่วไปแล้วต้องบรรทุกตัวทำอ็อกซิเจนไปบนเครื่องซึ่งเป็นการเพิ่มความเสี่ยง. มีเสียงดังเกินกว่าปกติ.

Hybrid[แก้]

เครื่องยนต์แบบรอบผสม (อังกฤษ: Combined cycle engines) ใช้หลักการทำงานพร้อมกันของเครื่องยนต์ไอพ่นสองเครื่องหรือมากกว่าที่แตกต่างกัน.

ประเภท คำอธิบาย ข้อดี ข้อเสีย
Turborocket turbojet ที่ติดตั้งตัว oxidizer เช่น oxygen ผสมกับกระแสอากาศเพื่อเพิ่มความสูงเต็มที่ ใกล้กับการออกแบบเดิมอยู่มาก, ทำงานที่ระดับความสูงมากๆ, พิสัยของความสูงและความเร็วอากาศที่กว้าง ความเร็วอากาศถูกจำกัดที่พิสัยเดียวกันกับเครื่องยนต์ turbojet, การบรรทุกตัว oxidizer เช่น LOX อาจเป็นอันตราย. หนักกว่าจรวดธรรมดามาก.
Air-augmented rocket ที่สำคัญเป็น ramjet ที่อากาศไหลเข้าถูกบีบอัดและเผาใหม้ด้วยไอพ่นจากจรวด ความเร็วจากมัค 0 ถึงมัค 4.5+ (สามารถวิ่งนอกบรรยากาศได้ด้วย), ประสิทธิภาพดีที่มัค 2 ถึงมัค 4 ประสิทธิภาพคคล้ายกับของจรวดที่ความเร็วต่ำหรือนอกบรรยากาศ, ช่องอากาศเข้ายุ่งยาก, เป็นประเภทที่ค่อนข้างไม่ได้รับการพัฒนาและไม่ได้รับความสนใจ, การระบายความร้อนยุ่งยาก, เสียงดังมาก, อัตราส่วนแรงผลัก/น้ำหนักคล้ายกับของ ramjets.
Precooled jet engine/Liquid air cycle engine(LACE) อากาศเข้าถูกทำให้เย็นที่อุณหภูมิต่ำมากๆที่ทางเข้าในตัวแลกเปลี่ยนความร้อน(อังกฤษ: heat exchanger) ก่อนผ่านไปยัง ramjet และ/หรือ turbojet และ/หรือเครื่องยนต์จรวด. ทดสอบบนพื้นดินได้ง่าย. อัตราส่วนแรงผลัก/น้ำหนัก ~14 พร้อมด้วยประสิทธิภาพด้านเชื้อเพลิงที่ดีตลอดพิสัยที่กว้างของความเร็วอากาศ, มัค 0 ถึง 5.5+; การผสมกันของประสิทธิภาพหลายอย่างอาจทการบินขึนสู่วงโคจร, หรือการเดินทางระหว่างทวีประยะทางไกลระยะเดียวได้รวดเร็วมาก ยังคงอยู่ในขั้นต้นแบบเท่านั้น. ตัวอย่างเช่น RB545, Reaction Engines SABRE, ATREX. ต้องใช้เชื้อเพลิงไฮโดรเจนเหลวซึ่งมีความเข้มข้นต่ำมากและต้องการถังเก็บที่ป้องกันความร้อนขนาดใหญ่มาก.

Water jet[แก้]

บทความหลัก: Pump-jet


Water jet หรือ pump jet, เป็นระบบขับเคลื่อนทางน้ำที่ใช้การพ่นของน้ำ. เครื่องกลไกประกอบด้วยใบพัดที่เป็นท่อกับหัวฉีด, หรือตัวอัดแรงเหวี่ยงหนีศูนย์(อังกฤษ: centrifugal compressor) กับห้วฉีด.

รูปแสดง pump jet
ประเภท คำอธิบาย ข้อดี ข้อเสีย
Water jet เพื่อขับเคลื่อน water rockets และ jetboats; พ่นน้ำออกทางด้านหลังทางหัวพ่น ในเรือ, สามารถวิ่งในน้ำตื้นได้, ความเร่งสูง, ไม่มีความเสี่ยงเรื่องเครื่อง overload (ไม่เหมือนใบพัด), เสียงดังและลำตัวสั่นน้อย, ควบคุมการเปลี่ยนทิศทางได้ทุกความเร็วเรือ, ประสิทธิภาพด้านความเร็วสูง, เสียหายจากเศษเล็กเศษน้อยได้ยาก, เขื่อถือได้มาก, ยืดหยุ่นต่อน้ำหนักบรรทุกได้ดีกว่า, ทำอันตรายต่อสัตว์ป่าได้น้อย อาจมีประสิทธิภาพต่ำกว่าเครื่องใบพัดที่ความเร็วต่ำ, แพงกว่า, น้ำหนักบนเรือสูงกว่าเนื่องจากน้ำที่ไหลเข้า, อาจทำงานได้ไม่ดีถ้าเรือมีน้ำหนักมากกว่าขนาดของเจ็ทที่ติดตั้ง

หลักการด้านกายภาพทั่วไป[แก้]

เครื่องยนต์เจ็ททุกเครื่องเป็นเครื่องยนต์ปฏิกิริยาที่สร้างแรงผลักโดยการปล่อยไอพ่นออกทางด้านหลังที่ความเร็วค่อนข้างสูง. แรงทั้งหลายภายในเครื่องยนต์จะเป็นตัวสร้างไอพ่นนี้, ซึ่งจะให้แรงผลักที่แข็งแกร่งในเครื่องยนต์ซึ่งผลักให้ยานไปข้างหน้า.

เครื่องยนต์เจ็ตสร้างไอพ่นของมันจากเชื้อเพลิงในถังเก็บที่ติดมากับเครื่องยนต์ (เหมือนกับใน 'จรวด') เช่นเดียวกับในเครื่องยนต์ใช้ท่อ(อังกฤษ: duct engine) (ที่ใช้กันทั่วไปบนเครื่องบิน) โดยการบริโภคของเหลวภายนอก (มักเป็นอากาศ) และขับไล่มันออกที่ความเร็วที่สูงขึ้น.

หัวฉีดที่สร้างแรงขับ[แก้]

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

แรงผลัก[แก้]

แรงผลักสุทธิ (FN) ของ turbojet ถูกกำหนดโดย[15]

F_N =( \dot{m}_{air} + \dot{m}_{fuel}) v_e - \dot{m}_{air} v
เมื่อ:  
 air = อัตรามวลของอากาศที่ไหลผ่านเครื่องยนต์
 fuel = อัตรามวลของเชื้อเพลิงที่ไหลเข้าเครื่องยนต์
ve = ความเร็วของไอพ่น(ไอเสีย)และคาดว่าจะต่ำกว่าความเร็วเสียง
v = ความเร็วของอากาศไหลเข้า = ความเร็วอากาศจริงของอากาศยาน
( air +  fuel)ve = แรงผลักรวมที่หัวฉีด (FG)
 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 = \dot{m}_{air} (v_e - v)

ความเร็วของไอพ่น (ve) ต้องมีค่ามากกว่าความเร็วอากาศจริงของอากาศยาน (v) ถ้าจำเป็นต้องมีแรงผลักไปข้างหน้าบนอากาศยาน. ความเร็ว (ve) สามารถคำนวณแบบ thermodynamic ที่มีพื้นฐานจาก adiabatic expansion[16].

การเสริมแรงผลัก[แก้]

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.

ประสิทธิภาพของพลังงาน[แก้]

การพึ่งพาประสิทธิภาพของแรงผลัก (η) จากความเร็วยานพาหนะ/อัตราความเร็วไอพ่น (v/ve) สำหรับครื่องยนต์ไอพ่นที่ใช้อากาศหายใจและเครื่องยนต์จรวด

ประสิทธิภาพการใช้พลังงาน (\eta) ของเครื่องยนต์เจ็ทที่ติดตั้งในยานพาหนะมีสององค์ประกอบหลัก ได้แก่

  • ประสิทธิภาพของแรงผลักดัน(อังกฤษ: propulsive efficiency) (\eta_p): ปริมาณพลังงานของไอพ่นมีมากเท่าไรที่สิ้นสุดลงในร่างกายของยานพาหนะแทนที่จะถูกปล่อยทิ้งออกไปเป็นพลังงานจลน์ของไอพ่น
  • ประสิทธิภาพของวงรอบ(อังกฤษ: cycle efficiency) (\eta_{v_e}): ประสิทธิภาพของเครื่องยนต์เป็นอย่างไรที่จะสามารถเร่งความเร็วของไอพ่นได้

แม้ว่าประสิทธิภาพการใช้พลังงานโดยรวม = \eta เป็นเพียง:

\eta= \eta_p \eta_{v_e}

สำหรับเครื่องยนต์เจ็ททั้งหมด ประสิทธิภาพของแรงผลักดันจะมีค่าสูงสุดเมื่อเครื่องยนต์ปล่อยไอเสียที่ความเร็วหนึ่งที่เท่ากับหรือใกล้เคียงกับความเร็วของยานพาหนะ เพราะสิ่งนี้ให้พลังงานจลน์ที่เหลือค้างอยู่มีค่าน้อยที่สุด[17]. สูตรสำหรับเครื่องยนต์ที่ใช้อากาศหายใจที่กำลังเคลื่อนที่ด้วยความเร็ว v ที่มีความเร็วไอเสีย v_e และตัดทิ้งการไหลของเชื้อเพลิงเป็น[18]:

\eta_p = \frac{2}{1 + \frac{v_e}{v}}

และสำหรับจรวด[19]:

\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

.

การบริโภคเชื้อเพลิงหรือสารขับเคลื่อน[แก้]

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

อัตราส่วนแรงผลักดันต่อน้ำหนัก[แก้]

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

การเปรียบเทียบแต่ละประเภท[แก้]

การเปรียบเทียบตามความเหมาะสมสำหรับ (จากซ้ายไปขวา) turboshaft, low bypass และ turbojet ในการบินที่ระดับความสูง 10 กิโลเมตรใน​​ความเร็วที่แตกต่างกัน. แนวนอนแกนเป็นความเร็ว, เมตร/วินาที. แกนแนวตั้งแสดงที่มีประสิทธิภาพเครื่องยนต์.

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 = \dot{m}_e v_e - \dot{m}_o v_o + BPR\, (\dot{m}_c v_f)

เมื่อ:

 e = อัตรามวลของกระแสไอเสียเผาใหม้ร้อนจากแกนของเครื่องยนต์
o = อัตรามวลของกระแสอากาศรวมที่ไหลเข้าเครื่อง turbofan = c + f
c = อัตรามวลของอากาศไหลเข้าที่แกนของเครื่องยนต์
f = อัตรามวลของกระแสอากาศไหลเข้าที่บายพาสหรือไม่ผ่านแกนของเครื่องยนต์
vf = ความเร็วของกระแสอากาศที่ถูกบายพาสรอบๆเครื่องยนต์
ve = ความเร็วของแก๊สเสียร้อนจากแกนของเครื่องยนต์
vo = ความเร็วของอากาศไหลเข้าทั้งหมด = ความเร็วอากาศจริงของอากาศยาน
BPR = Bypass Ratio

เครื่องยนต์จรวดมีไอเสียที่ความเร็วสูงอย่างยิ่งยวด ดังนั้นมันจึงเหมาะสมที่สุดสำหรับความเร็วสูง(เหนือเสียง)และระดับความสูงที่สูงมากๆ. ในขนาดของหัวฉีดที่กำหนด, แรงผลักดันและประสิทธิภาพของมอเตอร์จรวดจะดีขึ้นเล็กน้อยกับการเพิ่มระดับความสูงของการบิน(เพราะว่า แรงอัดกลับหลังตกลงซึ่งทำให้เป็นการเพิ่มแรงผลักดันรวมที่ปลายหัวฉีดพ่นออก), ในขณะที่ด้วยเครื่อง turbojet (หรือ turbofan) การตกลงของความหนาแน่นอากาศที่กำลังเข้าที่ช่องทางเข้า(และอากาศร้อนที่หัวฉีด) ทำให้แรงผลักดันรวมลดลงเมื่อระดับการบินสูงขึ้น. เครื่องยนต์จรวดจะมีประสิทธิภาพมากกว่าแม้แต่กับสแครมเจ็ทที่ความเร็วประมาณมัค 15[41].

ระดับความสูงและความเร็ว[แก้]

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.

เสียงรบกวน[แก้]

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].

อ้างอิง[แก้]

  1. "ch10-3". Hq.nasa.gov. Retrieved 2010-03-26.
  2. Mattingly, Jack D. (2006). Elements of Propulsion: Gas Turbines and Rockets. AIAA Education Series. Reston, VA: American Institute of Aeronautics and Astronautics. p. 6. ISBN 1-56347-779-3. 
  3. Mattingly, pp. 6-8
  4. Mattingly, pp. 9-11
  5. Mattingly, p. 12
  6. Sweetman, Bill (2005). The Short, Happy Life of the Prop-fan. Air & Space Magazine. 1 September 2005.
  7. 7.0 7.1 Mattingly, p. 14
  8. *Flack, Ronald D. (2005). Fundamentals of Jet Propulsion with Applications. Cambridge Aerospace Series. New York, NY: Cambridge University Press. p. 16. ISBN 978-0-521-81983-1. 
  9. Benson, Tom. Ramjet Propulsion. NASA Glenn Research Center. Updated: 11 July 2008. Retrieved: 23 July 2010.
  10. Heiser, William H.; Pratt, David T. (1994). Hypersonic Airbreathing Propulsion. AIAA Education Series. Washington, D.C.: American Institute of Aeronautics and Astronautics. pp. 23–4. ISBN 1-56347-035-7. 
  11. X-51 Waverider makes historic hypersonic flight. United States Air Force. 26 May 2010. Retrieved: 23 July 2010.
  12. "Rocket Thrust Equation". Grc.nasa.gov. 2008-07-11. สืบค้นเมื่อ 2010-03-26. 
  13. GFC Rogers, and Cohen, H. Gas Turbine Theory, p.108 (5th Edition), HIH Saravanamuttoo
  14. Rocket propulsion elements, Sutton, Biblarz- table 3-1
  15. 15.0 15.1 15.2 Nicholas Cumpsty (2003). Jet Propulsion (2nd ed.). Cambridge University Press. ISBN 0-521-54144-1. 
  16. 16.Unified: Thermodynamics and Propulsion, Prof. Z. S. Spakovszky. Scroll down to "Performance of Turbojet Engines, Section 11.6.4. (Obtained from the website of the Massachusetts Institute of Technology)
  17. หมายเหตุ: ในพลังงานจลน์ด้านกลศาสตร์แบบนิวตันจะขึ้นอยู่กับกรอบ. พลังงานจลน์จะง่ายที่สุดในการคำนวณเมื่อความเร็วถูกวัดใน"ศูนย์กลางของกรอบมวลของยานพาหนะและ (ไม่ค่อยชัดเจนว่า)"มวลปฏิกิริยา"  /  อากาศ (เช่นกรอบที่นิ่ง ก่อน การ takeoff จะเริ่ม
  18. "Jet Propulsion" Nicholas Cumpsty ISBN 0 521 59674 2 p24
  19. George P. Sutton and Oscar Biblarz (2001). Rocket Propulsion Elements (7th Edition ed.). John Wiley & Sons. pp. 37–38. ISBN 0-471-32642-9. 
  20. Claire Soares, "Gas Turbines: A Handbook of Air, Land and Sea Applications", pp. 140.
  21. Klaus Huenecke, "Die Technik des modernen Verkehrsflugzeuges", pp. 111-117.
  22. http://www.astronautix.com/engines/nk33.htm
  23. http://www.astronautix.com/engines/ssme.htm
  24. "Data on Large Turbofan Engines". Aircraft Aerodynamics and Design Group. Stanford University. Retrieved 22 December 2009.
  25. "Data on Large Turbofan Engines". Aircraft Aerodynamics and Design Group. Stanford University. Retrieved 22 December 2009.
  26. "Data on Large Turbofan Engines". Aircraft Aerodynamics and Design Group. Stanford University. Retrieved 22 December 2009.
  27. Wade, Mark. "RD-0410". Encyclopedia Astronautica. Retrieved 2009-09-25.
  28. "«Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky» - Scientific-Research Complex / RD0410. Nuclear Rocket Engine. Advanced launch vehicles". KBKhA - Chemical Automatics Design Bureau. Retrieved 2009-09-25.
  29. Aircraft: Lockheed SR-71A Blackbird
  30. "Factsheets : Pratt & Whitney J58 Turbojet". National Museum of the United States Air Force. Retrieved 2010-04-15.
  31. "Rolls-Royce SNECMA Olympus - Jane's Transport News". Retrieved 2009-09-25. "With afterburner, reverser and nozzle ... 3,175 kg ... Afterburner ... 169.2 kN"
  32. Military Jet Engine Acquisition, RAND, 2002
  33. "«Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky» - Scientific-Research Complex / RD0750.". KBKhA - Chemical Automatics Design Bureau. Retrieved 2009-09-25.
  34. Wade, Mark. "RD-0410". Encyclopedia Astronautica. Retrieved 2009-09-25.
  35. http://www.astronautix.com/engines/ssme.htm
  36. http://www.astronautix.com/engines/rd180.htm Retrieved 2009-09-25.
  37. http://www.astronautix.com/engines/f1.htm
  38. http://www.astronautix.com/engines/nk33.htm
  39. Federal Aviation Administration (FAA) (2004). FAA-H-8083-3B Airplane Flying Handbook Handbook. Federal Aviation Administration. 
  40. Turbofan Thrust, Glenn Research Center, National Aeronautics and Space Administration (NASA)
  41. "Microsoft PowerPoint - KTHhigspeed08.ppt" (PDF). สืบค้นเมื่อ 2010-03-26. 
  42. "Scramjet". Orbitalvector.com. 2002-07-30. สืบค้นเมื่อ 2010-03-26. 
  43. "Softly, softly towards the quiet jet" Michael J. T. Smith New Scientist 19 February 1970 p350
  44. "Silencing the sources of jet noise" Dr David Crighton New Scientist 27 July 1972 p185
  45. "Noise" I.C. Cheeseman Flight International 16 April 1970 p639
  46. "The Aircraft Gas Turbine Engine and its operation" United Technologies Pratt & Whitney Part No. P&W 182408 December 1982 Sea level static internal pressures and temperatures p219/220
  47. 'Quietening a Quiet Engine- The RB211 Demonstrator Programme" M. J. T. Smith SAE paper 760897 "Intake Noise Suppression" p5