ジェットエンジン とは？ページ内リンク ↓ウィキペディア（Wikipedia）記事 ↓Yahoo!知恵袋ジェットエンジン（英：jet engine）とは、外部から取り込んだ空気に熱エネルギーを与えることで噴流（ジェット）を生み、その反作用あるいはエネルギーを利用する内燃機関の一種で、主に航空機（固定翼機、回転翼機）やミサイルの推進機関または動力源として使用されるものを指す。 出典: 『ウィキペディア（Wikipedia）』 ジェットエンジン 出典: 『はてなダイアリー』 関連商品
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広く実用されているジェットエンジン（ターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、ターボシャフト）は本質的にガスタービンエンジンであり、その仕組や熱機関としてのサイクルもそれに準じている。すなわち作業流体・酸化剤として外部から取り込んだ空気を圧縮機で加圧し、燃料（主にケロシン）と混合してブレイトンサイクルの下に連続的に燃焼させ、その燃焼ガスによるジェットの反動そのものを推力として利用したり、羽根車（タービン）を用いて軸出力に変換したりする。そしてそのエネルギーの一部はタービンで回収され、圧縮機を回転させるための動力となる。ガスタービンエンジンはレシプロエンジンのように直線運動（ピストン運動）を回転運動に変換する必要がないので構造的制約は少なく、大型化が可能で単位体積・単位重量当りより大きな推力・出力を発生させることができるため、比較的高速の中・大型機には適したエンジンである。また、ガソリンエンジンで出力を制限するノッキングに悩まされることもない。逆に低出力・低コストでコンパクトにまとめることは難しく、出力が数百馬力で十分な小型機向けレシプロエンジンとは棲み分けがなされる傾向にある。
上記ガスタービン型の航空用エンジンに加え、エアブリージングエンジン（作業流体および酸化剤として空気を吸入・排出する内燃機関の総称でレシプロエンジンも含む）の内、何らかの方法で空気を圧縮して燃料と混合し、燃焼後に高速の排気流を得て推力とする機関（ラムジェット、パルスジェット、モータージェット等）もジェットエンジンとして言及される。このうち圧縮機やタービンを用いず燃焼ガスをそのまま出力として利用するラムジェットとパルスジェットはガスタービンエンジンに対してダクトエンジンに分類されることもある。ただし、これらは現在のところ軍用か実験の域を出ないもの（もしくはホビーユース）が多く、ガスタービン型のジェットエンジンに比べると普及していない。
なお空気燃焼以外でジェット流を生み、その反動を利用する推進装置にはロケット（非エアブリージングエンジン）や水中翼船用のウォータージェットなどもあるが、それらはジェットエンジンとして言及されない場合が多い[1]。また、発電用もしくは船舶や戦車の動力として航空用ガスタービンエンジン（ロールス・ロイス製スペイなど）が転用される事例も少なくないが、それらは普通ジェットエンジンとは呼ばれない（単にガスタービンもしくはターボシャフトと記載される）。
ライト兄弟が1903年に初めて飛行に成功した時から第二次世界大戦頃まで、飛行機の推進装置の主流はレシプロエンジンとプロペラの組み合わせであった。飛行機の軍事的価値が高まるに従い、より高速で上昇性能も優れた機体が希求されるようになったが、レシプロエンジンの構造的制約からくる出力の頭打ちとプロペラ推進の空力的な限界により、機体の性能向上にも陰りが見え始めていた。そのような潮流の中で新しい航空機用推進機関が検討されるようになり、1930年代にはイギリスやナチス・ドイツを中心として本格的な研究・開発が始められた。
この時期に今日ロケットやジェットエンジンとして知られる噴流推進機関の基本形が考案されることとなり、ガスタービン型のジェットエンジン（ターボジェットエンジン）開発も同時に始まっている。圧縮機とタービンを備えたガスタービンの概念そのものは1791年にイギリスのジョン・バーバー(John Barber)によって既に提出されていたが、それから100年以上経った1903年になってノルウェーの技術者エギディアス・エリング(Ægidius Elling)が初めて実動させることに成功した。主な困難はタービン出力から圧縮機を回転させる事にあった。また、以後のガスタービン実用化に際しては耐熱合金の開発や、熱膨張によるタービンブレードの亀裂を克服する必要があった。
ガスタービン型ジェットエンジン研究の初期にはタービン出力のみで圧縮機を回転させることが難しかったため、折衷案としてレシプロエンジンによる圧縮機駆動を行うモータージェットも考案された。この形式を採用した代表的な機体は1940年に初飛行したイタリアのカプロニ・カンピーニ N.1である。当時はファシスト党のプロパガンダの影響もあってプロペラの無い先進的な飛行機として注目されたが、性能は通常のレシプロ機に及ばず、ジェット流により得られる推力も微々たるものであった。なお、カプロニ・カンピーニに先立ってルーマニアのアンリ・コアンダが製作したコアンダ=1910というモータージェット機が存在し、第二次世界大戦中には日本や旧ソ連でいくつかのモータージェット機開発が見られたが、結果的に後の技術史へ大きな影響を与えることはなかった。
現代につながるジェットエンジンは、イギリス空軍の技術士官フランク・ホイットルとドイツの技術者ハンス・フォン・オハインがそれぞれ独立に考え出したターボジェットエンジンである。ホイットルは1920年代からジェットエンジンの研究を始め、1937年4月にパワージェットと呼ばれるターボジェットを完成させた。ホイットルのチームがジェットエンジンの実験を最初に行なった時、燃料の供給を止めた後に燃料が逆流して溢れ出し、それが燃え尽きるまでエンジンが止まらずパニックになりそうになったというエピソードが残っている。一方、オハインは当時の航空機業界の大物だったエルンスト・ハインケルに招聘され、ハインケルで1936年からジェット推進機関の研究を始めた。そうしてオハインが水素燃料式のHeS 1を経て完成させたHeS 3はHe178に搭載され、同機は1939年8月に世界初のターボジェットエンジンによる飛行を成し遂げた。またホイットルが開発に参加したターボジェット機グロスター E.28/39はHe178に約2年遅れて1941年5月に本格的な飛行を行っている。
こうして第二次世界大戦後半にはドイツ、イギリス、アメリカでジェットエンジンを搭載した航空機が次々に開発された。ドイツではハインケル以外の航空機メーカーでもターボジェットエンジンが完成し、ユンカースやBMWは軸流式圧縮機を備えたターボジェットを製造した（なおHe178やE.28/39は信頼性は高いが圧縮率の低い遠心式圧縮機を採用していた）。製造されたエンジンはジェット軍用機Me262やAr234等に搭載され大戦末期に実際に運用されている。また、パルスジェット推進のV1飛行爆弾が実戦投入され、ラムジェットを用いた奇抜な兵器（トリープフリューゲルやアレキサンダー・リピッシュが設計したP.13aなど）もいくつか計画された。アメリカ、イギリスでは遠心式圧縮機を備えたジェットエンジンが実用化され、グロスター ミーティアをはじめとしたジェット戦闘機開発が進んだ。戦後、ドイツで製造・計画されたジェット推進の軍用機はアメリカや旧ソ連で徹底的に研究され、各国が独自に進めてきた技術研究と相まってジェットエンジンを爆発的に普及させた。戦時中の日本でもドイツのBMW 003を参考に軸流圧縮式ターボジェットのネ20が完成し、試作ジェット攻撃機橘花の飛行を成功させたが実戦には間に合わなかった。
現在では旅客機・輸送機といった小型機以外の民間機、戦闘機・爆撃機といった軍用機、さらにヘリコプターのほとんどがターボジェットから派生したガスタービン型のジェットエンジンを使用している。なお純粋なターボジェットは燃費が悪いため現在ではほとんど使用されておらず、ターボファンに航空用エンジンの主役の座を譲っている。
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ガスタービン型のジェットエンジンの場合、熱力学的にはブレイトンサイクルに従う。ブレイトンサイクルは断熱圧縮、吸熱・等圧膨張、断熱膨張、放熱・等圧圧縮の4プロセスからなるが、その特性から燃焼（吸熱）を行う時点の圧力が高いほど取り出せる仕事量は増大する。よってジェットエンジンでは燃焼前に空気を十分に圧縮することが重要となる。なおガスタービン以外のジェットエンジンが従う理論サイクルはブレイトンサイクルではないが、一般的に似たようなサイクルであり、やはり圧縮の方式が成否を分ける。
レシプロエンジンでは爆燃が間欠的に行われるが、ジェットエンジンでは（パルスジェットを除いて）燃焼は連続的に行われる。まず、吸入口から取り込まれた空気は圧縮機（コンプレッサー(Compressor)）によって大気圧の数十倍（現行のエンジンでは約30倍）まで圧縮される。圧縮された空気は燃焼室内において燃料と混合・燃焼されて高温・高圧の燃焼ガスとなる。燃焼ガスはエンジンから排出される前にタービンを回転させる。タービンの回転は圧縮機へ伝わり、連続的に空気を吸入・圧縮するための動力になる。燃焼ガスはそのまま推力となるか、タービンもしくはその後段に設置された追加タービン（フリータービンとも）を回転させ軸出力として取り出される。なお、ブレイトンサイクルの吸熱・等圧膨張過程は燃焼室内での燃焼に対応し、断熱膨張過程はタービンおよび排気口におけるガスの膨張に対応している。
ジェット推進もプロペラ推進と同様に空気の運動量を変化させ力積を得ることで機体を前進させる。ジェットエンジンあるいはプロペラ回転面を仮想的な円盤と仮定した、単純化したモデルを考えてみる。この円盤を通過する流体によって得られる推力 T は、単位時間当たりの運動量変化（力積）に等しいので、単位時間に円盤が吸いこんだ空気の質量（質量流量）を 
, 円盤への流入空気速度（≒飛行速度）を V, 円盤から十分離れた下流における気体の排出速度を 
とすると、次のように書ける[2]。
プロペラ推進では主に質量流量 を大きくすることで推力を発生させる。すなわちプロペラを大型化したりブレード数を増やしたりして推力 T の増強を図る。しかし、プロペラブレードと機速の合成速度が音速を超えると衝撃波が発生することで効率が著しく落ちるため、通常のプロペラを装備した機体の速度は 700-800 km/h が上限となる。一方、上式で気流速度差 
を大きくする（排気流を高速にする）ことでも T を増すことが可能であり、これに基づいて考案されたのがジェット推進である。ジェット推進でも回転物体（圧縮機やタービン）は存在するが、ダクトやブレードの形状を工夫することで衝撃波が抑えられるのでプロペラ推進の場合に発生する悪影響を防ぐことができ、実際にその発想がブレークスルーとなった。ただし、ジェット推進では気体に与えられえる運動エネルギーの割合が大きくなり、パワーロスは一般的に大きくなる。なおプロペラ推進ではプロペラ効率または推進効率[3]というパラメータを用意し設計の指針とする（特に出力が限られたレシプロ機では重要視された）が、ジェット推進で同様の効率を計算するとプロペラ推進の場合より低くなりがちである。このため純粋なターボジェットは燃費が悪いので、ターボプロップやターボファンではプロペラやファンを併用することで効率の改善を図っている。
なお、機速Vが増加すると次第に が小さくなっていくが、その一方で流入する空気量が増加するので互いの効果が相殺されて推力 T はほぼ一定に保たれる（この点は機速によらずほぼ一定出力Pを仮定するレシプロエンジンと異なる）。また が小さくなるほど推進効率が増加するので、一般的にジェット機（特にターボジェット）は高速時のほうが燃費が良い。
ガスタービン型のジェットエンジンは主に圧縮機、燃焼室、タービンおよびそれらの周りの吸・排気口やナセルから構成される。さらにそれらに加えて搭載機の用途に応じた特殊な装置・機構が付随することもある。以下ではターボジェットもしくはターボファンを念頭に置き、その構成要素を個別に紹介する。
ジェットエンジンに流入する空気はまず吸気口（エアインテーク(air intake)、ダクト(duct)とも）を通過する。吸気口はベンチュリ状の構造を利用して流入空気の動圧を静圧に変換し、流速を減じる役割を担う（ベルヌーイの定理の応用）。流速をマッハ0.5程度まで下げて圧縮機の回転による衝撃波の発生を防ぎ、同時に空気を圧縮する効果を得る。ただし、流速が亜音速（音速以下）か超音速かでベンチュリの果たす役割が逆転するため、亜音速機と超音速機では使用する吸気口が異なる。なお、吸気口はエンジンモジュールに組み込むのではなく、機体やナセルの一部として設計・導入されるのが一般的である。
吸気口を通過した空気は燃焼室へ送り込まれる前に圧縮機により加圧される。初期のジェットエンジンの圧縮率は大気圧の数倍という小さいものであったが、F-15に搭載されているF100では約30倍、ボーイング777に搭載されているGE90では約40倍という高圧を生み出している。ジェットエンジンに使われる圧縮機には遠心圧縮式と軸流圧縮式の2種類がある。通常、圧縮機は複数設けられ、その数は「段数」で数えられる。また、軸流圧縮機の後段に遠心圧縮機が設置されるような場合もある。
燃焼室（combustion chamber）は圧縮機の後方に取り付けられており、燃料噴射による火炎（基本的に自己着火）を維持しながら適度の流入空気を取り込んですばやく混合・燃焼させる。
燃料には主にケロシン（ジェット燃料）が使用され、理想的な空燃比は16：1である。実際に送り込まれる空気量は燃料に対して多すぎるため、内部で流れを調節することで理想空燃比に近づけられる。燃料コントロール装置によって高圧に加圧された燃料はノズル（ディフューザー）から噴射されて霧状になり、容易に燃焼する状態にされる。エンジンの始動時はノズル近くに位置する点火プラグの電気火花によって着火される。
燃焼室は入子状の構造をしており、外側のケーシングと内側のライナから成る。ライナには多数の孔が開けられており、その内側に燃料噴射ノズルが設置されている。燃焼室直前の圧縮空気の流速は100m/s～200m/sであるが、ライナはその流れから火炎を保護し、部分的に10m/s～20m/s程度に減速された燃焼領域を作り出す。ケーシングとライナの間およびその孔には空気が流れ、燃焼領域に流れる空気量が調節されるとともに高温に晒されるライナが冷却される。燃焼直後のガス温度は2,000度近くになるが、その後燃焼に使用されなかった空気と混合してタービン直前では1,000度前後にまで低下する。
初期のジェットエンジンでは複数の筒状燃焼室（カン型）が輪状に等間隔で配置されていたが、現在では一体の円環状燃焼室（アンニュラ型）が一般的である。カン型は設計が簡単で整備性が良い反面、各燃焼室での燃焼が不均等になりやすいという欠点がある。一方、アンニュラ型は慎重な設計を必要とし整備性は良くないが、燃焼が安定して行われるなどの利点を持つ。
タービン(turbine)は燃焼ガス流の通過・膨張によって回転し、そのエネルギーの一部を回収するための機構である。すなわちタービン部の役目は圧縮機やファンもしくは出力軸を回転させることであり、それらと直結されている[4]。基本的に圧縮機と似た形状をしており、遠心式と軸流式がある。過酷な環境の中で動作させるために様々な工夫を必要とし、エンジンの他の部分に比べて入念な検査と頻繁な交換が行われる。
現在広く用いられているのは軸流式タービンであり、軸流式圧縮機と同様に回転するローターとエンジンケースに固定されて流れを整えるステーターにより構成され、両者の組み合わせが多段階に配置されている。ただし圧縮機より段数は少ない。
多くのジェットエンジンでは圧縮機が低圧部（前段）と高圧部（後段）の2つの部分に分けられており、加えてファンや出力軸を持つ場合もあるが、それぞれを駆動するためにタービン群も分割されている。高圧用圧縮機を駆動するためのタービンは大きな力を得られる燃焼室直後にあり、低圧用圧縮機もしくは出力軸を駆動するためのタービンはより排気口に近い側にある。エンジンシャフトを中空にすることでこれらのタービンは全て同軸で回転している。
排気口またはノズル(exhaust nozzle)は排気ガスを整流し、吸気口とは逆に静圧を動圧に変えて気流速度を高める役割を担っている。亜音速機では出口にいくほどノズル径が小さくなるコンバージェントノズルが用いられる。超音速機では、亜音速飛行時にはコンバージェントノズルに、超音速飛行時にはコンバージェント・ダイバージェントノズルになるような可変ノズルが用いられる（いずれも原理は吸気口の場合の逆）。高温の排気に晒されるため、材質的・構造的に高度な設計が要求される。
近年の一部の戦闘機には推力偏向ノズルを備えたものも存在するが、それらはノズル方向を変えることで推力発生方向に自由度を持たせ、従来の機体では不可能であったような機動を実現させている。
詳細はアフターバーナーを参照
一部のターボジェットやターボファンはアフターバーナー[6]と呼ばれる燃料噴射装置をノズル近傍に設け、排気に含まれる空気を再燃焼させることができる。アフターバーナーは主に戦闘機に搭載され、ジェットエンジンに欠ける加速性の改善と戦闘・緊急時の推力の増大を図っている。また音速突破・超音速飛行のために使用されることもある。特にターボファンエンジンは排気流の速度が低く抑えられるため、アフターバーナーを追加する事によって高速性を補償する。
ただし高温の排気に燃料を噴射するという仕組上、非常に燃費が悪く、騒音や有害ガスの発生といったデメリットも大きい。特に超音速機においては、燃料消費が多大であるため、実際には緊急時以外滅多に超音速飛行ができないという問題もある。そのため現実としては、音速突破・超音速飛行時の使用は副次的なものであり、加速性と緊急出力増大が主目的となっている場合が多い。
従って、超音速巡航（スーパークルーズ）性能を追求する場合、アフターバーナー無しで音速突破できる事が求められる場合が多い。
詳細は逆噴射装置を参照
ほとんど全ての旅客機用ジェットエンジンと軍用エンジンのいくつかは、着陸滑走距離の短縮化のために逆噴射装置（スラストリバーサ）と呼ばれるブレーキ機構を備える（名称から誤解される事が多いが、エンジン内の圧縮機とタービンが逆回転して吸気口と排気口が入れ替わるわけではない）。これは排気もしくはファンによるバイパス流をエンジン前方に偏向することで後方への推力を発生させ、着陸時の機体を減速させるために用いられる。
ターボジェットや低バイパス比のターボファンではノズルの後ろでハの字型ドアを展開し、高温排気そのものを斜め前方に偏向するものが多い。一方、高バイパス比のターボファンではファンでバイパスした空気流のみを偏向するものもある。このようなものはエンジン側面（ナセル）にリバーサドアが取り付けられており、ドアの動きと連動するシャッターが後部へ向かう空気の流れを遮断・偏向することで、ファンから取り込んだ大量の圧縮空気を斜め前方へ噴射する。このような高バイパス比ターボファンの場合はノズルからの気流を偏向せずとも以上の方法で十分な後方推力を得ることができる。
なお、旅客機が空港でエプロンから離れる際にスラストリバーサによって後進を行うことも不可能ではないが、騒音問題や設備への悪影響、および舞い上がった異物を吸引してしまう危険性が懸念されるため、後進にスラストリバーサーを使用することは日本では禁止されている（アメリカでもエンジンが胴体後方についている旅客機で認められているに過ぎない）。そのため旅客機の後退はトーイング・トラクタという大型自動車と前輪などを金属棒で接続しプッシュバックすることで行われ、タキシングの方向にあわせて機首の方向を変えられる。また、着陸時の使用でもエンジン内への異物混入の原因となるので、積雪などの場合を除き約60ノット（100km/h程度）まで減速したら使用を停止し、その後は車輪ブレーキを用いて減速・停止する。
ジェットエンジンは便宜的に以下のような種類に分けられる。
以下、上記の項目を個別に説明する。
詳細はターボジェットエンジンを参照
タービンの回転力により圧縮機を駆動して空気を圧縮し、その燃焼によって得られる排気流のみで推力を得る純粋なジェット推進式エンジン。ガスタービン型のジェットエンジンとしては最も基本的なもので、フランク・ホイットルやハンス・フォン・オハインが製作した初期のジェットエンジンもこのタイプであり、第二次世界大戦前後に研究・開発が飛躍的に進んで一気に普及した。ただし、排気流速がエンジン搭載機の速度より遥かに大きいために効率が悪く、後述するターボファンエンジンが完成するとそれに取って代わられていった。
 初期の傑作ジェット戦闘機バンパイアにも搭載されたデハビランド ゴブリン |
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詳細はターボファンエンジンを参照
ターボジェットの吸気口近傍・圧縮機前方にファンを備えるエンジンで、ファンの外周部を通過する一部の流入空気は圧縮機以降に導かれずにエンジン外周部へバイパスされる。このファンはプロペラと類似の役割を担い、一部の空気を低速で排出することで推力を得て効率の悪化を防いでいる（高速の燃焼ガス流と合わさって総排気流速度は機体の巡航速度に近くなる）。ファンにはプロペラのようなピッチを変更する機構はなく、減速機を介さずにタービン回転がそのまま伝達されるためプロペラに比べて回転速度は大きい。ターボジェットに比べて総排気流速度が低く抑えられるため、当初はそれほど高速を必要としない旅客機に利用されていた。しかし、後述するバイパス空気量の小さいターボファンは現在のジェット戦闘機のエンジンとして主流となっている。
ターボファンの特徴をまとめるとターボジェットに比べて以下のようなメリットがある。
ファンのみを通過し圧縮機に吸い込まれない空気量Fを圧縮機に吸い込まれる空気量Cで割った値F / Cをバイパス比(By-Pass Ratio, BPR)と呼ぶ。例えばバイパス比5のエンジンならば、ファンだけを通過する空気量は圧縮機から燃焼室へと流れる空気量の5倍にあたる。この値は地上静止状態で定義される事が多く、実際には飛行マッハ数によって変化する。通常、バイパス比が高いほど燃費が良く、亜音速飛行に適した性能特性を持つ。
一般的に、バイパス比が1前後のものを低バイパス比、4以上のものを高バイパス比と呼ぶ場合が多い。初期にはバイパス比が小さいものしか製造できなかったが、今日ではバイパス比9に迫るエンジンが稼動しており、ボーイング787のような新型旅客機向けにバイパス比10を越えるものの開発も行われている。一方、戦闘機用のものはバイパス比が小さく、その値が1を切るものもある。
このシリーズは4歳の息子に全部買ってあげていますが、このジェットラスは、たまたま息子のだけかもしれませんが、ウィングの取り外しが非常に固く、4歳の息子には難しいようです。
エンジンオー、ガンバルオー、G6全ての合体をものの数分でやるくらい気に入っている息子が「とれない」と半べそかいている状態です。
取り外したウィングに顔があったり、ミサイル(？)が飛び出したり(無くしそう)と面白いギミックが沢山あるだけに、取り外し取り付けさえもう少し楽に出来る作りだったら満点だったのに残念です。
（或る荒川区民 さんのレビュー）
サブタイトルには「ガソリンエンジン、ジェットエンジンから外燃機関まで」と記してありますが、自動車等に広く使われる４サイクルレシプロエンジンを中心に解説してあります。<p>エンジンの発展の歴史から、構造、各種方式の長所短所、これからのエンジンまで、広く網羅していますので、1から学びたいという方に適していると思います。
（ohri さんのレビュー）
