喷气推进/性能

发动机性能描述了发动机对飞机最重要的属性。这些主要是推动飞机前进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/牛顿秒表示。通常在巡航时比静态时高得多。典型的涵道比高的发动机在最大起飞推力时约消耗 8 毫克/牛顿秒，在最大巡航推力时约消耗 15 毫克/牛顿秒。当今典型的大型发动机具有接近 480 千牛的最大起飞推力。典型的巡航 SFC 约为 15 毫克/牛顿秒。涵道比低的军用发动机在起飞时的 SFC 约为 18 毫克/牛顿秒，如果使用加力燃烧室，则上升至 50 毫克/牛顿秒。

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 只能在特定飞行条件下直接比较，通常是标称巡航条件。

比冲

比冲定义为推力 (N) 除以燃油重量流量 (N/s)。所得测量值通常以秒表示，并定义了为火箭提供特定 ΔV 或对于具有特定升阻比的飞机提供特定航程所需的重量分数。

对于喷气发动机，比冲可以通过燃油消耗率确定。SFC 和比冲的乘积为 1。SFC (毫克/牛顿秒) 和比冲 (秒) 之间的转换因子为 102,000 毫克/牛顿 (1E6 毫克/千克 / 9.81 牛顿/千克^-1)。涵道比高的涡扇发动机在巡航时的 SFC 约为 15 毫克/牛顿秒，在起飞时的 SFC 为 8 毫克/牛顿秒。

表 9.2：推进技术的比冲
发动机	SFC (毫克/牛顿秒)	比冲 (秒)	能量密度 (兆焦耳/千克)
涡扇 (起飞，M0.1)	7.5	13,600	43
涡扇 (巡航，M0.9)	15	6,800	43
涡扇 (带加力燃烧，M1.5)	30	3,400	43
固体火箭 (包括氧化剂)	408	250	3.0
液氢液氧火箭 (包括氧化剂)	227	450	9.7

示例 9.2：推进技术的比冲

SFC 为 15 毫克/牛顿秒的发动机，其比冲将为 6800 秒。

空气呼吸式喷气发动机通常比火箭的比冲大得多：涡扇喷气发动机在海平面上的比冲可能达到或超过 7000 秒，而火箭则约为 200-400 秒。空气呼吸式发动机在推进剂效率方面更高，因为实际的排气速度要低得多，因为空气提供了氧化剂，并且因为 (惰性) 空气被添加到反应质量中。实际的排气速度较低，喷气发动机使用的能量要少得多才能产生相等的推力。

我们还可以看到空气呼吸式发动机作用于无限大反应质量对推进冲量的影响，如下图所示。在这种情况下，所有能量都用于加速飞行器，而不是加速发动机排气。因此，这也解释了为什么太空电梯将飞行器送入太空的能量效率更高，因为攀爬器接近于作用于无限大质量。能量需求仍然非常大。从下图我们还可以看到，随着速度的增加，反应式发动机变得越来越“高效”，越来越接近无限大质量情况。

航程

布雷盖航程方程给出了车辆的航程。对于飞机的恒定升阻比

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

其中

R = 飞行的距离 (米)

u = 速度 (米/秒)

I_sp = 比冲 (秒)

L/D = 升阻比 (无量纲)

W_initial = 巡航开始时的飞机总重量 (千克)

W_final = 巡航结束时的飞机总重量 (千克)

示例 9.3：布雷盖航程方程

对于燃油消耗量为 50%、速度为 600 米/秒、升阻比为 10 且发动机比冲为 3000 秒的飞机，其航程为

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

续航时间

布雷盖航程方程可以修改以给出续航时间。对于飞机的恒定升阻比

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

示例 9.3：布雷盖航程方程

对于一架燃油量为 50%、升阻比为 20 且发动机比冲为 3000 秒的飞机，其续航时间为

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

推力

喷气发动机的推力由流入和流出发动机的流体动量之差决定。如果添加的燃料质量可以忽略不计，则推力为

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

发动机经过认证，可根据大气条件提供标准推力。推力通常以千牛 (kN) 或磅 (lbs) 为单位。

发动机经过认证，可根据飞行条件提供标准推力。推力通常以千牛 (kN) 或磅 (lbs) 为单位。 “额定值” 是飞行员可以选择的一种预定义功率设置，可能适用于特定飞行条件。额定值术语在民用和军用飞机之间有所不同，反映了这两种类型航空的不同要求。

飞机额定值

以下额定值是商用客机的典型值。飞机/发动机制造商必须向认证机构申报两个主要额定值，因为它们定义了发动机/飞机运行的安全极限 - 这些额定值是最大起飞 (MTO) 额定值和最大持续推力 (MCT 或 MCN) 额定值。

最大起飞推力 (MTO)

这是发动机在飞机起飞包线内可提供的最大推力，持续时间为 5 分钟。峰值推力通常在发动机静止时达到，但对于现代涡扇发动机来说，最苛刻的条件是跑道末端或起飞条件，通常在约 0.25 海里。这种条件通常会在发动机中产生最高应力和温度，因此，仅允许将该额定值用于最多 5 分钟的操作。

顾名思义，它用于起飞，此时飞机处于最重状态，必须在有限的跑道距离内加速到起飞速度。发动机提供的推力越高，跑道越短，或者飞机有效载荷越大。这会影响飞机可以从哪些机场起飞，以及运营的经济性。作为有效载荷的替代方案，更高的推力额定值允许将更多的燃油负载带入空中，从而延长运营范围。在每次飞行中，可能需要评估可用推力、跑道长度、飞机重量和航程之间的权衡，这也是商业飞行员在起飞前准备工作的一部分。飞机可以在低于最大起飞推力的情况下起飞，以减少发动机的磨损并延长其使用寿命。这通常被称为“减推力”起飞，用于降低发动机的维护成本。

认证的一个条件是，如果在起飞运行中最关键的点（此时飞机速度过快，无法在剩余跑道内安全停下来）发生一台发动机故障，飞机应能够起飞。对于双发动机飞机，它们必须能够在一台发动机上起飞，因此，在正常情况下，通常会应用“降额”，因为有足够的推力。

如果发动机在以 MTO 推力运行时超过其“红线”速度或温度，则不再被视为适航。

有时被称为“TOGA”推力，是起飞/复飞 (take-off/go-around) 的缩写。

最大持续推力 (MCT)

在 MTO 飞行包线之外，MCT 额定值定义了飞行员可以从发动机要求的最大推力。因此，它在飞行中发动机故障方面具有特殊意义，因为飞机将必须以最大持续推力飞往其目的地或最近的备降机场。如果发动机在保持其发动机速度和温度运行限值（即“琥珀线”）内无法达到该推力水平，则不再被视为适航。

最大爬升推力 (MCL)

这是制造商建议在典型飞行爬升阶段使用的推力额定值。它可能与最大持续推力相同，对于三发动机或四发动机飞机通常是如此。爬升阶段的顶部通常是涡扇发动机在起飞状态以外最具挑战性的条件，也是一个关键的设计要求。可以对 MCL 推力应用降额，以延长发动机的使用寿命，但代价是爬升时间变慢，并且航程燃油消耗略微增加。

最大巡航推力 (MCR)

有时定义，但不是一个特别有用的额定值，因为在巡航过程中，飞行员/自动驾驶仪将使用维持恒定高度和空速所需的推力，以满足空中交通管制的要求。

飞行怠速

怠速额定值是飞机在飞行时可使用的最低推力。它主要由保持发动机运行的要求决定，可能为飞机提供辅助服务，例如液压和电力，尤其是在高空，为乘客提供最低气压的空气。飞行怠速额定值很重要，因为它越低，飞机下降的速度就越快（不会进入俯冲状态）。它通常由稳定性因素决定，例如颤振和喘振裕度。

高空或进场怠速

在着陆进场的最后阶段，能够对油门动作做出快速响应非常重要，这可能需要发动机以比理想速度更高的速度运行，以便能够在需要时提供快速加速。可能存在最大响应时间要求，以便在着陆中止时达到“TOGA”推力。

地面怠速

用于地面机动。通常由保持发动机运行并为飞机提供动力和服务的需要定义。通常，该值越低越好，因为制动器磨损是飞机运行/维护成本的重要因素。

示例评级

下图显示了现代涡扇发动机的典型行为。橙色曲线显示了高空的最高巡航推力。起飞推力比海平面巡航推力高约 25%，因为它只允许短时间使用。

军事评级

战斗机对民用飞机有非常不同的要求，并且使用不同的评级术语，特别是对于使用加力燃烧或加力燃烧来增加推力的飞机。

军用推力

通常用于定义不使用加力燃烧的可用最大推力。有时称为最大“干”推力。

最大起飞推力

这是发动机在标准海平面大气中可以提供的 5 分钟内的最大推力。峰值推力通常在发动机静止时实现。

最大爬升推力

这是发动机在标准海平面大气中可以提供的 5 分钟内的最大推力。

最大巡航推力

在设计高度允许无限飞行持续时间的推力。

最大持续推力

也称为最大机动推力。有时与最大巡航相同。

示例：安装推力评级

下图显示了现代涡扇发动机的典型行为。橙色曲线显示了高空的最高巡航推力。TO 推力明显高于海平面的巡航推力，因为它只允许短时间使用。