محرك نفاث

محرك نفاث
محرك توربوفان F100 من إنتاج شركة Pratt & Whitney لطائرة F-15 Eagle يتم اختباره في منزل سري في قاعدة الحرس الوطني الجوي في فلوريدا
تصنيف	محرك الاحتراق الداخلي
صناعة	الفضاء الجوي
طلب	الطيران
مصدر الوقود	وقود الطائرات
عناصر	ضاغط ديناميكي ، مروحة ، غرفة احتراق ، توربين ، فوهة دفع
مخترع	جون باربر ، فرانك ويتل ، هانز فون أوهاين
اخترع	1791، 1928، 1935

المحرك النفاث هو نوع من محركات رد الفعل ، حيث يقوم بتفريغ نفاثة سريعة الحركة من الغاز الساخن (عادةً الهواء) والتي تولد قوة الدفع عن طريق الدفع النفاث . في حين أن هذا التعريف الواسع قد يشمل الصواريخ والدفع المائي والدفع الهجين، فإن مصطلح المحرك النفاث يشير عادةً إلى محرك نفاث داخلي الاحتراق يتنفس الهواء مثل المحرك التوربيني النفاث أو المحرك التوربيني المروحي أو المحرك النفاث النبضي أو المحرك النفاث النبضي . بشكل عام، المحركات النفاثة هي محركات احتراق داخلي .

تتميز محركات الطائرات النفاثة التي تتنفس الهواء عادةً بضاغط هواء دوار يعمل بواسطة توربين ، مع توفير الطاقة المتبقية للدفع من خلال فوهة الدفع - تُعرف هذه العملية بدورة برايتون الديناميكية الحرارية . تستخدم الطائرات النفاثة مثل هذه المحركات للسفر لمسافات طويلة. استخدمت الطائرات النفاثة المبكرة محركات نفاثة توربينية كانت غير فعالة نسبيًا للطيران دون سرعة الصوت. تستخدم معظم الطائرات النفاثة دون سرعة الصوت الحديثة محركات توربوفان عالية الالتفافية أكثر تعقيدًا . إنها توفر سرعة أعلى وكفاءة وقود أكبر من محركات الطائرات ذات المكبس والمروحة لمسافات طويلة. تستخدم بعض محركات تنفس الهواء المصممة للتطبيقات عالية السرعة (المحركات النفاثة النفاثة والمحركات النفاثة السريعة ) تأثير الكبش لسرعة السيارة بدلاً من الضاغط الميكانيكي.

ارتفعت قوة دفع محرك طائرة نفاثة نموذجية من 5000 رطل (22 كيلو نيوتن) ( محرك دي هافيلاند جوست التوربيني) في الخمسينيات إلى 115000 رطل (510 كيلو نيوتن) ( محرك جنرال إلكتريك GE90 التوربيني) في التسعينيات، كما ارتفعت موثوقيتها من 40 إيقاف تشغيل أثناء الطيران لكل 100000 ساعة طيران للمحرك إلى أقل من 1 لكل 100000 ساعة في أواخر التسعينيات. وقد سمح هذا، إلى جانب انخفاض كبير في استهلاك الوقود، بالرحلات الجوية الروتينية عبر الأطلسي للطائرات ذات المحركين بحلول مطلع القرن، حيث كانت الرحلة المماثلة تتطلب في السابق توقفات وقود متعددة. ^[1]

إن مبدأ المحرك النفاث ليس جديدًا؛ ومع ذلك، فإن التقدم التقني اللازم لجعل الفكرة تعمل لم يؤت ثماره حتى القرن العشرين. يعود تاريخ العرض الأولي لقوة المحرك النفاث إلى الإيوليبيلي ، وهو جهاز وصفه هيرو الإسكندري في مصر في القرن الأول . يوجه هذا الجهاز طاقة البخار من خلال فوهتين لتسبب كرة في دوران سريع حول محورها. وقد اعتبر ذلك أمرًا غريبًا. وفي الوقت نفسه، يمكن رؤية التطبيقات العملية للتوربين في دولاب المياه وطاحونة الهواء .

كما تتبع المؤرخون الأصل النظري لمبادئ المحركات النفاثة إلى أنظمة الدفع الصينية التقليدية للألعاب النارية والصواريخ. وقد تم توثيق استخدام مثل هذه الأجهزة للطيران في قصة الجندي العثماني لاغاري حسن جلبي ، الذي قيل إنه حقق الطيران باستخدام صاروخ مخروطي الشكل في عام 1633. ^[2]

كانت المحاولات الأولى لمحركات نفاثة تتنفس الهواء عبارة عن تصميمات هجينة حيث يتم ضغط الهواء أولاً باستخدام مصدر طاقة خارجي، ثم يتم خلطه بالوقود وحرقه للحصول على قوة دفع نفاثة. لم تنجح محاولات محرك Caproni Campini N.1 الإيطالي ومحرك Tsu-11 الياباني لتشغيل طائرات Ohka الانتحارية في نهاية الحرب العالمية الثانية .

حتى قبل بدء الحرب العالمية الثانية، بدأ المهندسون يدركون أن المحركات التي تحرك المراوح تقترب من الحدود بسبب المشكلات المتعلقة بكفاءة المروحة، ^[3] والتي تراجعت مع اقتراب أطراف الشفرات من سرعة الصوت . إذا زاد أداء الطائرات إلى ما هو أبعد من هذا الحاجز، فكان من الضروري وجود آلية دفع مختلفة. كان هذا هو الدافع وراء تطوير محرك التوربينات الغازية، وهو الشكل الأكثر شيوعًا لمحرك الطائرات النفاثة.

كان مفتاح المحرك النفاث العملي هو التوربين الغازي ، الذي يستخرج الطاقة من المحرك نفسه لتشغيل الضاغط . لم يكن التوربين الغازي فكرة جديدة: فقد مُنح جون باربر براءة اختراع التوربين الثابت في إنجلترا عام 1791. تم بناء أول توربين غازي يعمل بنجاح ذاتيًا في عام 1903 بواسطة المهندس النرويجي إيجيديوس إلينج . ^[4] لم تصل مثل هذه المحركات إلى مرحلة التصنيع بسبب مشكلات تتعلق بالسلامة والموثوقية والوزن، وخاصة التشغيل المستدام.

تم تقديم أول براءة اختراع لاستخدام توربين غازي لتشغيل طائرة في عام 1921 بواسطة ماكسيم غيوم . ^{[5] [6]} كان محركه عبارة عن محرك نفاث محوري التدفق، ولكن لم يتم تصنيعه أبدًا، حيث كان سيتطلب تقدمًا كبيرًا على أحدث التقنيات في ضواغط الهواء. نشر آلان أرنولد جريفيث نظرية ديناميكية هوائية لتصميم التوربينات في عام 1926 مما أدى إلى العمل التجريبي في RAE .

في عام 1928، قدم فرانك ويتل ، طالب كلية كرانويل التابعة لسلاح الجو الملكي البريطاني، أفكاره رسميًا بشأن المحرك التوربيني النفاث إلى رؤسائه. [ ^7] وفي أكتوبر 1929، طور أفكاره بشكل أكبر. ^[8] وفي 16 يناير 1930، في إنجلترا، قدم ويتل براءة اختراعه الأولى (التي مُنحت عام 1932). ^[9] أظهرت براءة الاختراع ضاغطًا محوريًا ثنائي المرحلة يغذي ضاغط طرد مركزي أحادي الجانب . أصبحت الضواغط المحورية العملية ممكنة بفضل أفكار من AAGriffith في ورقة بحثية رائدة في عام 1926 ("نظرية ديناميكية هوائية لتصميم التوربينات"). ركز ويتل لاحقًا على ضاغط الطرد المركزي الأبسط فقط. لم يتمكن ويتل من إثارة اهتمام الحكومة باختراعه، واستمر التطوير بوتيرة بطيئة.

في إسبانيا، حصل الطيار والمهندس فيرجيليو ليريت رويز على براءة اختراع لتصميم محرك نفاث في مارس 1935. رتب الرئيس الجمهوري مانويل أثانيا البناء الأولي في مصنع الطائرات هيسبانو سويزا في مدريد عام 1936، لكن ليريت أعدم بعد أشهر من قبل القوات المغربية الفرانكوية بعد دفاعه الفاشل عن قاعدة الطائرات المائية في الأيام الأولى من الحرب الأهلية الإسبانية . تم تسليم خططه، التي أخفاها عن الفرانكيين، سراً إلى السفارة البريطانية في مدريد بعد بضع سنوات من قبل زوجته كارلوتا أونيل ، عند إطلاق سراحها من السجن. ^{[10] [11]}

في عام 1935، بدأ هانز فون أوهاين العمل على تصميم مماثل لتصميم ويتل في ألمانيا، حيث كان كل من الضاغط والتوربين شعاعيين، على جانبين متقابلين من نفس القرص، ولم يكن على علم في البداية بعمل ويتل. ^[12] كان أول جهاز لفون أوهاين تجريبيًا تمامًا ولا يمكن تشغيله إلا تحت طاقة خارجية، لكنه كان قادرًا على إثبات المفهوم الأساسي. ثم تم تقديم أوهاين إلى إرنست هاينكل ، أحد أكبر صناع الطائرات في ذلك الوقت، والذي رأى على الفور وعد التصميم. كان هاينكل قد اشترى مؤخرًا شركة محركات هيرث، وتم إنشاء أوهاين ومهندسه الآلي الرئيسي ماكس هان هناك كقسم جديد لشركة هيرث. كان لديهم أول محرك طرد مركزي HeS 1 يعمل بحلول سبتمبر 1937. على عكس تصميم ويتل، استخدم أوهاين الهيدروجين كوقود، يتم توفيره تحت ضغط خارجي. بلغت تصميماتهم اللاحقة ذروتها في محرك HeS 3 الذي يعمل بالبنزين بقوة 5 كيلو نيوتن (1100 رطل)، والذي تم تركيبه على هيكل طائرة He 178 البسيطة والمدمجة من هاينكل وطار به إيريك وارسيتز في الصباح الباكر من يوم 27 أغسطس 1939، من مطار روستوك -مارينيه ، وهو وقت قصير بشكل مثير للإعجاب للتطوير. كانت He 178 أول طائرة نفاثة في العالم. ^[13] تقدمت شركة هاينكل بطلب للحصول على براءة اختراع أمريكية تغطي محطة توليد الطاقة للطائرات بواسطة هانز يواكيم بابست فون أوهاين في 31 مايو 1939؛ رقم براءة الاختراع US2256198، مع الإشارة إلى م. هان كمخترع. تم اعتماد تصميم فون أوهاين، وهو محرك ذو تدفق محوري، على عكس محرك التدفق الطردي المركزي لـ Whittle، في النهاية من قبل معظم الشركات المصنعة بحلول الخمسينيات من القرن العشرين. ^{[14] [15]}

قدم النمساوي أنسيلم فرانز من قسم محركات شركة يونكرز ( جونكرز موتورين أو "جومو") ضاغط التدفق المحوري في محركهم النفاث. تم تخصيص رقم المحرك التالي لجومو في تسلسل ترقيم RLM 109-0xx لمحطات توليد الطاقة للطائرات التوربينية الغازية، "004"، وكانت النتيجة محرك جومو 004. بعد حل العديد من الصعوبات الفنية الأقل، بدأ الإنتاج الضخم لهذا المحرك في عام 1944 كمحرك لأول طائرة مقاتلة نفاثة في العالم ، وهي مسرشميت مي 262 (ولاحقًا أول طائرة قاذفة نفاثة في العالم ، أرادو أر 234 ). تآمرت مجموعة متنوعة من الأسباب لتأخير توفر المحرك، مما تسبب في وصول المقاتلة متأخرًا جدًا لتحسين موقف ألمانيا في الحرب العالمية الثانية ، ومع ذلك كان هذا أول محرك نفاث يتم استخدامه في الخدمة.

وفي الوقت نفسه، في بريطانيا، قامت الطائرة غلوستر E28/39 برحلتها الأولى في 15 مايو 1941 ودخلت غلوستر ميتور الخدمة أخيرًا مع سلاح الجو الملكي البريطاني في يوليو 1944. كانت هذه الطائرات مدعومة بمحركات نفاثة من شركة باور جيتس المحدودة، التي أنشأها فرانك ويتل. دخلت أول طائرتين نفاثتين عاملتين، هما ميسرشميت مي 262 ثم غلوستر ميتور الخدمة في غضون ثلاثة أشهر من بعضهما البعض في عام 1944؛ مي 262 في أبريل وغلوستر ميتور في يوليو. لم تدخل 15 طائرة من طراز ميتور سوى في معارك الحرب العالمية الثانية، بينما تم إنتاج ما يصل إلى 1400 طائرة مي 262، ودخلت 300 طائرة منها القتال، ونفذت أولى الهجمات البرية وانتصارات القتال الجوي للطائرات النفاثة. ^{[16] [17] [18]}

بعد نهاية الحرب، درس الحلفاء المنتصرون الطائرات النفاثة الألمانية والمحركات النفاثة على نطاق واسع وساهموا في العمل على المقاتلات النفاثة السوفييتية والأمريكية المبكرة. ويتجلى إرث المحرك المحوري في حقيقة أن جميع المحركات النفاثة تقريبًا على الطائرات ذات الأجنحة الثابتة استوحيت بعض الإلهام من هذا التصميم.

بحلول الخمسينيات من القرن العشرين، أصبح المحرك النفاث عالميًا تقريبًا في الطائرات المقاتلة، باستثناء طائرات الشحن والاتصالات وغيرها من الأنواع المتخصصة. وبحلول هذه المرحلة، كانت بعض التصميمات البريطانية قد حصلت بالفعل على الموافقة للاستخدام المدني، وظهرت في نماذج مبكرة مثل دي هافيلاند كوميت وأفرو كندا جيتلاينر . وبحلول الستينيات من القرن العشرين، كانت جميع الطائرات المدنية الكبيرة تعمل أيضًا بمحركات نفاثة، مما ترك محرك المكبس في أدوار متخصصة منخفضة التكلفة مثل رحلات الشحن .

كانت كفاءة المحركات النفاثة التوربينية أسوأ إلى حد ما من محركات المكبس، ولكن بحلول سبعينيات القرن العشرين، ومع ظهور محركات النفاثة التوربينية المروحية عالية الالتفافية (وهو ابتكار لم يتوقعه المعلقون الأوائل مثل إدغار باكنغهام ، بسرعات عالية وارتفاعات عالية بدت سخيفة بالنسبة لهم)، كانت كفاءة الوقود مماثلة تقريبًا لأفضل محركات المكبس والمروحة. ^[19]

تزود المحركات النفاثة الطائرات النفاثة والصواريخ المجنحة والمركبات الجوية غير المأهولة بالطاقة . وفي شكل محركات صاروخية، تزود المحركات الصواريخ النموذجية والرحلات الفضائية والصواريخ العسكرية بالطاقة .

لقد دفعت المحركات النفاثة السيارات عالية السرعة، وخاصة سيارات سباق السرعة ، حيث سجلت سيارة صاروخية الرقم القياسي في السرعة على الإطلاق . وتحمل سيارة تعمل بمحرك توربيني مروحي، ThrustSSC ، حاليًا الرقم القياسي للسرعة على الأرض .

غالبًا ما يتم تعديل تصميمات المحركات النفاثة لتطبيقات غير الطائرات، مثل التوربينات الغازية الصناعية أو محطات الطاقة البحرية . تُستخدم هذه المحركات في توليد الطاقة الكهربائية، لتشغيل مضخات المياه أو الغاز الطبيعي أو النفط، وتوفير الدفع للسفن والقاطرات. يمكن أن تولد التوربينات الغازية الصناعية ما يصل إلى 50000 حصان. العديد من هذه المحركات مشتقة من المحركات النفاثة العسكرية القديمة مثل طرازي Pratt & Whitney J57 وJ75. هناك أيضًا مشتق من المحرك التوربيني المروحي منخفض الالتفافية P&W JT8D الذي يولد ما يصل إلى 35000 حصان (HP).

يتم تطوير المحركات النفاثة أيضًا في بعض الأحيان إلى محركات العمود التوربيني والمحركات التوربينية المروحية ، أو تشارك مكونات معينة مثل نوى المحرك ، وهي أشكال من محركات التوربينات الغازية التي تستخدم عادةً لتشغيل المروحيات وبعض الطائرات ذات المراوح.

هناك عدد كبير من أنواع المحركات النفاثة المختلفة، والتي تحقق جميعها الدفع الأمامي من خلال مبدأ الدفع النفاث .

عادةً ما يتم دفع الطائرات بواسطة محركات نفاثة تتنفس الهواء. معظم محركات النفاثة التي تتنفس الهواء المستخدمة هي محركات نفاثة توربوفانية ، والتي توفر كفاءة جيدة عند سرعات أقل بقليل من سرعة الصوت.

المحرك التوربيني النفاث هو محرك توربيني غازي يعمل عن طريق ضغط الهواء بمدخل وضاغط ( محوري أو طرد مركزي أو كليهما)، وخلط الوقود بالهواء المضغوط، وحرق الخليط في غرفة الاحتراق ، ثم تمرير الهواء الساخن عالي الضغط عبر توربين وفوهة . يتم تشغيل الضاغط بواسطة التوربين، الذي يستخرج الطاقة من الغاز المتمدد الذي يمر عبره. يحول المحرك الطاقة الداخلية في الوقود إلى زخم متزايد للغاز المتدفق عبر المحرك، مما ينتج عنه قوة دفع. يمر كل الهواء الذي يدخل الضاغط عبر غرفة الاحتراق والتوربين، على عكس محرك التوربوفان الموصوف أدناه. ^[20]

تختلف المحركات التوربينية المروحية عن المحركات النفاثة التوربينية في أنها تحتوي على مروحة إضافية في مقدمة المحرك، والتي تعمل على تسريع الهواء في قناة تتجاوز محرك التوربينات الغازية الأساسي. المحركات التوربينية المروحية هي نوع المحرك السائد للطائرات المتوسطة والطويلة المدى .

عادةً ما تكون المحركات التوربينية المروحية أكثر كفاءة من المحركات النفاثة التوربينية عند السرعات دون الصوتية، ولكن عند السرعات العالية تولد مساحتها الأمامية الكبيرة المزيد من السحب . ^[21] لذلك، في الرحلات الأسرع من الصوت، وفي الطائرات العسكرية وغيرها من الطائرات حيث تكون الاعتبارات الأخرى ذات أولوية أعلى من كفاءة الوقود، تميل المراوح إلى أن تكون أصغر أو غائبة.

بسبب هذه الاختلافات، غالبًا ما يتم تصنيف تصميمات محركات التوربوفان على أنها منخفضة الالتفافية أو عالية الالتفافية ، اعتمادًا على كمية الهواء التي تتجاوز قلب المحرك. تتمتع محركات التوربوفان منخفضة الالتفافية بنسبة تجاوز تبلغ حوالي 2:1 أو أقل.

يشير مصطلح محرك التكنولوجيا المتقدمة إلى الجيل الحديث من المحركات النفاثة. ^[22] والمبدأ هو أن محرك التوربينات سيعمل بكفاءة أكبر إذا كانت مجموعات التوربينات المختلفة قادرة على الدوران بسرعاتها المثلى الفردية، بدلاً من نفس السرعة. يحتوي محرك التكنولوجيا المتقدمة الحقيقي على بكرة ثلاثية، مما يعني أنه بدلاً من وجود عمود دفع واحد، يوجد ثلاثة، حتى تتمكن المجموعات الثلاث من الشفرات من الدوران بسرعات مختلفة. الحالة المؤقتة هي محرك ذو بكرتين، مما يسمح بسرعتين مختلفتين فقط للتوربينات.

محركات الضغط النفاثة هي محركات تتنفس الهواء تشبه محركات التوربينات الغازية من حيث استخدام كل منهما لدورة برايتون . ومع ذلك، تختلف محركات التوربينات الغازية ومحركات الضغط النفاثة في كيفية ضغط تدفق الهواء الوارد. في حين تستخدم محركات التوربينات الغازية ضواغط محورية أو طرد مركزي لضغط الهواء الوارد، تعتمد محركات الضغط فقط على الهواء المضغوط في المدخل أو الناشر. ^[23] وبالتالي يتطلب محرك الضغط سرعة هواء أمامية أولية كبيرة قبل أن يتمكن من العمل. تعتبر محركات الضغط النفاثة أبسط نوع من محركات التنفس الهوائي النفاثة لأنها لا تحتوي على أجزاء متحركة في المحرك نفسه، فقط في الملحقات. ^[24]

تختلف محركات سكرامجت بشكل أساسي في حقيقة أن الهواء لا يتباطأ إلى سرعات دون سرعة الصوت. بل إنها تستخدم الاحتراق فوق الصوتي. وهي فعالة حتى في السرعات الأعلى. وقد تم بناء أو تشغيل عدد قليل جدًا منها.

يكتب	وصف	المزايا	العيوب
محرك نفاث	يعمل مثل المحرك التوربيني النفاث ولكن محرك المكبس يحرك الضاغط بدلاً من التوربين.	سرعة عادم أعلى من المروحة، مما يوفر قوة دفع أفضل عند السرعات العالية	ثقيل وغير فعال وذو قوة ضعيفة. مثال: Caproni Campini N.1 .
نبض جيت	يتم ضغط الهواء واحتراقه بشكل متقطع بدلاً من الاحتراق المستمر. تستخدم بعض التصميمات الصمامات.	تصميم بسيط للغاية، تم استخدامه في القنبلة الطائرة V-1 ومؤخرًا في الطائرات النموذجية	صاخبة، غير فعالة (نسبة ضغط منخفضة)، تعمل بشكل سيئ على نطاق واسع، الصمامات في التصميمات المزودة بصمامات تتآكل بسرعة
محرك التفجير النبضي	مشابه للنفث النبضي، لكن الاحتراق يحدث على شكل انفجار بدلاً من الاشتعال ، وقد يحتاج أو لا يحتاج إلى صمامات	الحد الأقصى لكفاءة المحرك النظرية	صاخبة للغاية، أجزاء معرضة لإجهاد ميكانيكي شديد، من الصعب بدء التفجير، غير عملية للاستخدام الحالي

يستخدم محرك الصاروخ نفس المبادئ الفيزيائية الأساسية للدفع كشكل من أشكال محرك رد الفعل ، ^[25] ولكنه يختلف عن المحرك النفاث في أنه لا يتطلب الهواء الجوي لتوفير الأكسجين؛ يحمل الصاروخ جميع مكونات كتلة رد الفعل. ومع ذلك، فإن بعض التعريفات تعامله كشكل من أشكال الدفع النفاث . ^[26]

نظرًا لأن الصواريخ لا تتنفس الهواء، فإن هذا يسمح لها بالعمل على ارتفاعات عشوائية وفي الفضاء. ^[27]

يستخدم هذا النوع من المحركات لإطلاق الأقمار الصناعية واستكشاف الفضاء والوصول المأهول، كما سمح بالهبوط على القمر في عام 1969.

تُستخدم محركات الصواريخ في الرحلات الجوية عالية الارتفاع، أو في أي مكان حيث تكون هناك حاجة إلى تسارع عالي جدًا، حيث تتمتع محركات الصواريخ نفسها بنسبة دفع إلى وزن عالية جدًا .

ومع ذلك، فإن سرعة العادم العالية والوقود الثقيل الغني بالمؤكسد يؤديان إلى استخدام وقود أكثر بكثير من المحركات التوربينية المروحية. ومع ذلك، فإنها تصبح موفرة للطاقة عند السرعات العالية للغاية.

المعادلة التقريبية للدفع الصافي لمحرك الصاروخ هي:

${\displaystyle F_{N}={\dot{m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;}$

أين هو الدفع الصافي، هو الدفع النوعي ، هو الجاذبية القياسية ، هو تدفق الوقود بالكيلوجرام/ثانية، هو مساحة المقطع العرضي عند مخرج فوهة العادم، و هو الضغط الجوي. ${\displaystyle F_{N}}$${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$${\displaystyle g_{0}}$${\displaystyle {\dot {m}}}$${\displaystyle A_{e}}$${\displaystyle p}$

يكتب	وصف	المزايا	العيوب
صاروخ	يحمل جميع الوقود والمواد المؤكسدة على متن الطائرة، ويطلق نفاثة للدفع [28]	أجزاء متحركة قليلة جدًا. من 0 ماخ إلى 25 ماخ+؛ فعّالة عند السرعات العالية جدًا (> 5.0 ماخ أو نحو ذلك). نسبة الدفع إلى الوزن تزيد عن 100. لا يوجد مدخل هواء معقد. نسبة ضغط عالية. عادم عالي السرعة ( أسرع من الصوت ). نسبة تكلفة إلى دفع جيدة. سهل الاختبار إلى حد ما. يعمل في الفراغ؛ في الواقع، يعمل بشكل أفضل خارج الغلاف الجوي، وهو ألطف على هيكل السيارة عند السرعات العالية. مساحة سطح صغيرة إلى حد ما للحفاظ على البرودة، ولا يوجد توربين في تيار العادم الساخن. الاحتراق عالي الحرارة للغاية وفوهة ذات نسبة تمدد عالية تعطي كفاءة عالية للغاية، بسرعات عالية للغاية.	يتطلب الكثير من الوقود. نبضة نوعية منخفضة للغاية - عادة ما تكون من 100 إلى 450 ثانية. يمكن أن تجعل الضغوط الحرارية الشديدة لغرفة الاحتراق إعادة الاستخدام أكثر صعوبة. يتطلب عادة حمل مؤكسد على متن الطائرة مما يزيد من المخاطر. صاخب بشكل غير عادي.

تستخدم محركات الدورة المشتركة مبدأين أو أكثر مختلفين للدفع النفاث في نفس الوقت.

يكتب	وصف	المزايا	العيوب
صاروخ توربو	محرك نفاث حيث يتم إضافة مؤكسد إضافي مثل الأكسجين إلى تيار الهواء لزيادة الارتفاع الأقصى	قريبة جدًا من التصميمات الموجودة، تعمل على ارتفاعات عالية جدًا، مع نطاق واسع من الارتفاع والسرعة الجوية	تقتصر سرعة الهواء على نفس مدى محرك التوربينات النفاثة، وحمل مؤكسد مثل LOX يمكن أن يكون خطيرًا. أثقل بكثير من الصواريخ البسيطة.
صاروخ معزز بالهواء	في الأساس عبارة عن محرك نفاث حيث يتم ضغط الهواء الداخل وحرقه مع العادم من الصاروخ	من 0 ماخ إلى 4.5 ماخ+ (يمكن أيضًا أن تعمل خارج الغلاف الجوي)، كفاءة جيدة عند 2 إلى 4 ماخ	كفاءة مماثلة للصواريخ عند السرعات المنخفضة أو خارج الغلاف الجوي، صعوبات الدخول، نوع غير متطور وغير مستكشف نسبيًا، صعوبات التبريد، ضوضاء عالية، نسبة الدفع إلى الوزن مماثلة للمحركات النفاثة.
النفاثات المبردة مسبقًا / LACE	يتم تبريد هواء السحب إلى درجات حرارة منخفضة للغاية عند المدخل في المبادل الحراري قبل المرور عبر محرك نفاث و/أو محرك نفاث و/أو محرك صاروخي.	يمكن اختباره بسهولة على الأرض. من الممكن تحقيق نسب دفع/وزن عالية جدًا (~14) مع كفاءة وقود جيدة على مدى واسع من سرعات الهواء، ماخ 0–5.5+؛ قد يسمح هذا المزيج من الكفاءات بالإطلاق إلى المدار، أو مرحلة واحدة، أو السفر السريع جدًا لمسافات طويلة جدًا بين القارات.	لا يوجد إلا في مرحلة النموذج الأولي للمختبر. ومن الأمثلة على ذلك RB545 ومحركات التفاعل SABRE و ATREX . يتطلب وقود الهيدروجين السائل الذي يتميز بكثافة منخفضة للغاية ويتطلب خزانات معزولة بشكل كبير.

نفاثة الماء، أو نفاثة المضخة، هي نظام دفع بحري يستخدم نفاثة ماء. قد يكون الترتيب الميكانيكي عبارة عن مروحة مقننة مع فوهة، أو ضاغط طرد مركزي وفوهة. يجب تشغيل نفاثة المضخة بواسطة محرك منفصل مثل توربين ديزل أو غاز .

يكتب	وصف	المزايا	العيوب
نفاثة ماء	لدفع الصواريخ المائية والقوارب النفاثة ؛ يتم رش الماء من الخلف من خلال فوهة	في القوارب، يمكن أن تعمل في المياه الضحلة، تسارع عالي، لا يوجد خطر من زيادة تحميل المحرك (على عكس المراوح)، ضوضاء واهتزاز أقل، قدرة عالية على المناورة في جميع سرعات القوارب، كفاءة عالية في السرعة، أقل عرضة للتلف من الحطام، موثوقة للغاية، مرونة أكبر في التحميل، أقل ضررًا بالحياة البرية	يمكن أن تكون أقل كفاءة من المروحة عند السرعة المنخفضة، وأكثر تكلفة، ووزنها أعلى في القارب بسبب المياه المحبوسة، ولن تعمل بشكل جيد إذا كان القارب أثقل من حجم الطائرة النفاثة

جميع المحركات النفاثة هي محركات تفاعلية تولد الدفع عن طريق إطلاق نفاثة من السائل إلى الخلف بسرعة عالية نسبيًا. والقوى الموجودة داخل المحرك واللازمة لإنشاء هذه النفاثة تعطي دفعًا قويًا للمحرك يدفع المركبة إلى الأمام.

تنتج المحركات النفاثة نفاثاتها من الوقود المخزن في خزانات متصلة بالمحرك (كما في "الصاروخ") وكذلك في محركات القناة (التي تستخدم عادة في الطائرات) عن طريق تناول سائل خارجي (عادة الهواء) وطرده بسرعة أعلى.

تنتج فوهة الدفع نفاثة عادم عالية السرعة . تحول فوهات الدفع الطاقة الداخلية وطاقة الضغط إلى طاقة حركية عالية السرعة. ^[29] لا يتغير الضغط الكلي ودرجة الحرارة عبر الفوهة ولكن تنخفض قيمها الثابتة مع تسارع الغاز.

تكون سرعة الهواء الداخل إلى الفوهة منخفضة، حوالي 0.4 ماخ، وهو شرط أساسي لتقليل خسائر الضغط في القناة المؤدية إلى الفوهة. قد تكون درجة الحرارة الداخلة إلى الفوهة منخفضة مثل درجة حرارة سطح البحر المحيطة لفوهة المروحة في الهواء البارد على ارتفاعات الطيران. قد تكون عالية مثل درجة حرارة غاز العادم 1000 كلفن لمحرك احتراق لاحق أسرع من الصوت أو 2200 كلفن مع تشغيل الحارق اللاحق. ^[30] قد يختلف الضغط الداخل إلى الفوهة من 1.5 مرة الضغط خارج الفوهة، لمروحة مرحلة واحدة، إلى 30 مرة لأسرع طائرة مأهولة بسرعة 3 ماخ+. ^[31]

لا تستطيع الفوهات المتقاربة إلا تسريع الغاز حتى تصل إلى ظروف صوتية محلية (ماخ 1). وللوصول إلى سرعات طيران عالية، يلزم سرعات عادم أكبر، وبالتالي يلزم وجود فوهة متقاربة متباعدة في الطائرات عالية السرعة. ^[32]

تكون قوة دفع المحرك في أعلى مستوياتها إذا وصل الضغط الساكن للغاز إلى القيمة المحيطة عند خروجه من الفوهة. يحدث هذا فقط إذا كانت مساحة خروج الفوهة هي القيمة الصحيحة لنسبة ضغط الفوهة (npr). نظرًا لأن npr تتغير مع ضبط دفع المحرك وسرعة الطيران، فإن هذه هي الحالة النادرة. أيضًا عند السرعات فوق الصوتية تكون المساحة المتباعدة أقل من المطلوب لإعطاء تمدد داخلي كامل للضغط المحيط كحل وسط مع السحب الخارجي للجسم. يعطي ويتفورد ^[33] طائرة F-16 كمثال. ومن الأمثلة الأخرى غير المتوسعة بشكل كافٍ طائرات XB-70 وSR-71.

يحدد حجم الفوهة، إلى جانب مساحة فوهات التوربين، ضغط تشغيل الضاغط. ^[34]

تسلط هذه النظرة العامة الضوء على أماكن حدوث خسائر الطاقة في محطات توليد الطاقة الكاملة للطائرات النفاثة أو منشآت المحركات.

يمتص المحرك النفاث في وضع السكون، كما هو الحال في منصة الاختبار، الوقود ويولد قوة دفع. يتم الحكم على مدى نجاحه في القيام بذلك من خلال كمية الوقود التي يستخدمها والقوة المطلوبة لكبحه. هذا مقياس لكفاءته. إذا تدهور شيء ما داخل المحرك (يُعرف باسم تدهور الأداء ^[35] ) فسوف يكون أقل كفاءة وسيظهر هذا عندما ينتج الوقود قوة دفع أقل. إذا تم إجراء تغيير على جزء داخلي يسمح بتدفق الهواء / غازات الاحتراق بسلاسة أكبر، فسيكون المحرك أكثر كفاءة ويستخدم وقودًا أقل. يتم استخدام تعريف قياسي لتقييم كيفية تغيير الأشياء المختلفة لكفاءة المحرك وأيضًا للسماح بإجراء مقارنات بين المحركات المختلفة. يسمى هذا التعريف استهلاك الوقود المحدد ، أو مقدار الوقود اللازم لإنتاج وحدة واحدة من الدفع. على سبيل المثال، سيكون معروفًا لتصميم محرك معين أنه إذا تم تنعيم بعض النتوءات في قناة الالتفافية، فسوف يتدفق الهواء بسلاسة أكبر مما يؤدي إلى تقليل فقدان الضغط بنسبة x٪ و y٪ ستكون هناك حاجة إلى وقود أقل للحصول على قوة الدفع للإقلاع، على سبيل المثال. يأتي هذا الفهم ضمن تخصص الهندسة " أداء المحرك النفاث" . سيتم ذكر كيفية تأثر الكفاءة بالسرعة الأمامية وتزويد أنظمة الطائرات بالطاقة لاحقًا.

يتم التحكم في كفاءة المحرك بشكل أساسي من خلال ظروف التشغيل داخل المحرك والتي تتمثل في الضغط الناتج عن الضاغط ودرجة حرارة غازات الاحتراق عند المجموعة الأولى من شفرات التوربين الدوارة. الضغط هو أعلى ضغط هواء في المحرك. درجة حرارة دوار التوربين ليست الأعلى في المحرك ولكنها الأعلى التي يحدث عندها انتقال الطاقة (تحدث درجات حرارة أعلى في غرفة الاحتراق). يظهر الضغط ودرجة الحرارة أعلاه على مخطط الدورة الديناميكية الحرارية .

يتم تعديل الكفاءة بشكل أكبر من خلال مدى سلاسة تدفق الهواء وغازات الاحتراق عبر المحرك، ومدى محاذاة التدفق (المعروفة باسم زاوية السقوط) مع الممرات المتحركة والثابتة في الضواغط والتوربينات. ^[36] يمكن أن تتسبب الزوايا غير المثالية، وكذلك أشكال الممرات والشفرات غير المثالية في سماكة وفصل طبقات الحدود وتكوين موجات الصدمة . من المهم إبطاء التدفق (السرعة المنخفضة تعني خسائر أقل في الضغط أو انخفاض الضغط ) عندما ينتقل عبر القنوات التي تربط الأجزاء المختلفة. يتم تحديد مدى مساهمة المكونات الفردية في تحويل الوقود إلى قوة دفع من خلال مقاييس مثل الكفاءة للضواغط والتوربينات وغرفة الاحتراق وخسائر الضغط للقنوات. يتم عرضها كخطوط على رسم تخطيطي للدورة الديناميكية الحرارية .

كفاءة المحرك، أو الكفاءة الحرارية ، ^[37] المعروفة باسم . تعتمد على معلمات الدورة الديناميكية الحرارية، والضغط الأقصى ودرجة الحرارة، وعلى كفاءة المكونات، و وخسائر ضغط القناة. ${\displaystyle \eta _{th}}$${\displaystyle \eta _{ضاغط}}$${\displaystyle \eta _{الاحتراق}}$${\displaystyle \eta _{توربين}}$

يحتاج المحرك إلى الهواء المضغوط ليعمل بنجاح. يأتي هذا الهواء من ضاغطه الخاص ويسمى بالهواء الثانوي. لا يساهم في توليد الدفع مما يجعل المحرك أقل كفاءة. يتم استخدامه للحفاظ على السلامة الميكانيكية للمحرك، لمنع ارتفاع درجة حرارة الأجزاء ومنع تسرب الزيت من المحامل على سبيل المثال. يعود جزء فقط من هذا الهواء المأخوذ من الضواغط إلى تدفق التوربين للمساهمة في إنتاج الدفع. أي انخفاض في الكمية المطلوبة يحسن من كفاءة المحرك. مرة أخرى، سيكون معروفًا لتصميم محرك معين أن انخفاض متطلبات تدفق التبريد بنسبة x٪ سيقلل من استهلاك الوقود النوعي بنسبة y٪. بعبارة أخرى، ستكون هناك حاجة إلى وقود أقل لإعطاء الدفع عند الإقلاع، على سبيل المثال. المحرك أكثر كفاءة.

كل الاعتبارات المذكورة أعلاه أساسية لتشغيل المحرك من تلقاء نفسه، وفي نفس الوقت لا يقوم بأي شيء مفيد، أي أنه لا يحرك الطائرة أو يزود الأنظمة الكهربائية والهيدروليكية والهوائية للطائرة بالطاقة. في الطائرة، يتخلى المحرك عن بعض إمكاناته في إنتاج الدفع، أو الوقود، لتشغيل هذه الأنظمة. هذه المتطلبات، التي تسبب خسائر في التركيب، ^[38] تقلل من كفاءته. إنه يستخدم بعض الوقود الذي لا يساهم في دفع المحرك.

أخيرًا، عندما تحلق الطائرة، تحتوي الطائرة النفاثة الدافعة نفسها على طاقة حركية مهدرة بعد خروجها من المحرك. يتم قياس ذلك بمصطلح كفاءة الدفع أو كفاءة فرويد ويمكن تقليلها عن طريق إعادة تصميم المحرك لمنحه تدفقًا جانبيًا وسرعة أقل للطائرة الدافعة، على سبيل المثال كمحرك توربيني أو توربيني مروحي. في نفس الوقت، تزداد السرعة الأمامية عن طريق زيادة نسبة الضغط الكلي . ${\displaystyle \eta _{p}}$${\displaystyle \eta _{th}}$

يتم تعريف الكفاءة الكلية للمحرك عند سرعة الطيران على أنها . ^[39]${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

تعتمد سرعة الطيران على مدى جودة ضغط المدخل للهواء قبل تسليمه إلى ضواغط المحرك. تضاف نسبة ضغط المدخل، والتي يمكن أن تصل إلى 32:1 عند 3 ماخ، إلى نسبة ضاغط المحرك لإعطاء نسبة الضغط الكلية والدورة الديناميكية الحرارية. يتم تحديد مدى نجاحه في ذلك من خلال استرداد الضغط أو قياس الخسائر في المدخل. قدمت الرحلة المأهولة بسرعة 3 ماخ توضيحًا مثيرًا للاهتمام لكيفية زيادة هذه الخسائر بشكل كبير في لحظة. كان لدى North American XB-70 Valkyrie و Lockheed SR-71 Blackbird عند 3 ماخ استرداد للضغط يبلغ حوالي 0.8، ^{[40] [41]} بسبب الخسائر المنخفضة نسبيًا أثناء عملية الضغط، أي من خلال أنظمة الصدمات المتعددة. أثناء "عدم البدء"، سيتم استبدال نظام الصدمات الفعال بصدمة واحدة غير فعالة للغاية تتجاوز المدخل واسترداد ضغط السحب بحوالي 0.3 ونسبة ضغط منخفضة وفقًا لذلك. ${\displaystyle \eta _{o}}$${\displaystyle \eta _{th}}$

عادةً ما يكون للفوهة الدافعة عند سرعات أعلى من حوالي 2 ماخ خسائر دفع داخلية إضافية لأن مساحة الخروج ليست كبيرة بما يكفي للتعويض عن السحب الخارجي للجسم الخلفي. ^[42]

على الرغم من أن محرك الالتفافية يحسن كفاءة الدفع إلا أنه يتكبد خسائر خاصة به داخل المحرك نفسه. يجب إضافة الآلات لنقل الطاقة من مولد الغاز إلى تدفق الهواء الالتفافي. يضاف إلى الخسارة المنخفضة من فوهة الدفع للمحرك النفاث التوربيني خسائر إضافية بسبب عدم الكفاءة في التوربين والمروحة المضافة. ^[43] يمكن تضمين هذه في كفاءة النقل أو النقل . ومع ذلك، فإن هذه الخسائر يتم تعويضها أكثر من ^[44] من خلال التحسن في كفاءة الدفع. ^[45] هناك أيضًا خسائر ضغط إضافية في قناة الالتفافية وفوهة دفع إضافية. ${\displaystyle \eta _{T}}$

مع ظهور المحركات التوربينية المروحية بآلياتها الخاسرة، تم فصل ما يحدث داخل المحرك بواسطة بينيت، ^[46] على سبيل المثال، بين مولد الغاز وآلات النقل مما أعطى . ${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$

كفاءة الطاقة ( ) للمحركات النفاثة المثبتة في المركبات تتكون من عنصرين رئيسيين: ${\displaystyle \eta _{o}}$

• كفاءة الدفع ( ): ما مقدار الطاقة التي تصل إلى جسم السيارة بدلاً من أن تنتقل كطاقة حركية للطائرة.${\displaystyle \eta _{p}}$
• كفاءة الدورة ( ): مدى كفاءة المحرك في تسريع الطائرة النفاثة${\displaystyle \eta _{th}}$

على الرغم من أن كفاءة الطاقة الإجمالية هي: ${\displaystyle \eta _{o}}$

${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}$

بالنسبة لجميع المحركات النفاثة، تكون كفاءة الدفع أعلى ما يمكن عندما تقترب سرعة نفاثة العادم من سرعة السيارة حيث يعطي هذا أقل قدر من الطاقة الحركية المتبقية. ^[أ] بالنسبة للمحرك الذي يتنفس الهواء، فإن سرعة العادم التي تساوي سرعة السيارة، أو تساوي واحدًا، تعطي قوة دفع صفرية بدون تغيير في الزخم الصافي. ^[47] الصيغة الخاصة بالمحركات التي تتنفس الهواء والتي تتحرك بسرعة مع سرعة العادم ، مع إهمال تدفق الوقود، هي: ^[48]${\displaystyle \eta _{p}}$${\displaystyle v}$${\displaystyle v_{e}}$

${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}$

وللصاروخ: ^[49]

${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}} )^{2}}}}$

بالإضافة إلى الكفاءة الدافعة، هناك عامل آخر وهو كفاءة الدورة ؛ المحرك النفاث هو شكل من أشكال المحرك الحراري. يتم تحديد كفاءة المحرك الحراري من خلال نسبة درجات الحرارة التي يتم الوصول إليها في المحرك إلى تلك التي يتم استنفادها عند الفوهة. وقد تحسن هذا باستمرار بمرور الوقت مع تقديم مواد جديدة للسماح بدرجات حرارة قصوى أعلى للدورة. على سبيل المثال، تم تطوير مواد مركبة، تجمع بين المعادن والسيراميك، لشفرات توربينات الضغط العالي، والتي تعمل عند أقصى درجة حرارة للدورة. ^[50] كما أن الكفاءة محدودة بنسبة الضغط الكلية التي يمكن تحقيقها. تكون كفاءة الدورة أعلى في محركات الصواريخ (~ 60٪ +)، حيث يمكنها تحقيق درجات حرارة احتراق عالية للغاية. تكون كفاءة الدورة في المحركات النفاثة وما شابهها أقرب إلى 30٪، بسبب درجات حرارة ذروة الدورة المنخفضة جدًا.

كفاءة الاحتراق لمعظم محركات التوربينات الغازية للطائرات في ظروف الإقلاع على مستوى سطح البحر تقترب من 100%. تنخفض بشكل غير خطي إلى 98% في ظروف الطيران على ارتفاعات عالية. تتراوح نسبة الهواء إلى الوقود من 50:1 إلى 130:1. بالنسبة لأي نوع من غرف الاحتراق، يوجد حد غني وضعيف لنسبة الهواء إلى الوقود، وبعد ذلك ينطفئ اللهب. ينخفض ​​نطاق نسبة الهواء إلى الوقود بين الحدين الغني والضعيف مع زيادة سرعة الهواء. إذا أدى تدفق كتلة الهواء المتزايد إلى تقليل نسبة الوقود إلى ما دون قيمة معينة، يحدث انطفاء اللهب. ^[51]

إن المفهوم الوثيق الصلة (ولكن المختلف) لكفاءة الطاقة هو معدل استهلاك كتلة الوقود. يتم قياس استهلاك الوقود في المحركات النفاثة من خلال استهلاك الوقود النوعي أو الدفعة النوعية أو سرعة العادم الفعالة . تقيس جميعها نفس الشيء. الدفعة النوعية وسرعة العادم الفعالة متناسبان تمامًا، في حين أن استهلاك الوقود النوعي يتناسب عكسيًا مع الآخرين.

بالنسبة للمحركات التي تتنفس الهواء مثل المحركات النفاثة، فإن كفاءة الطاقة وكفاءة الوقود الدافع هي نفس الشيء تقريبًا، لأن الوقود الدافع هو وقود ومصدر للطاقة. في صناعة الصواريخ، يكون الوقود الدافع أيضًا هو العادم، وهذا يعني أن الوقود الدافع عالي الطاقة يعطي كفاءة وقود دافعة أفضل ولكنه قد يعطي في بعض الحالات كفاءة طاقة أقل .

يمكن ملاحظة ذلك في الجدول (أدناه) حيث أن المحركات التوربينية المروحية دون الصوتية مثل محرك CF6 التوربيني المروحي من شركة جنرال إلكتريك تستخدم وقودًا أقل بكثير لتوليد الدفع لمدة ثانية مقارنة بمحرك رولز رويس/سنيكما أوليمبوس 593 التوربيني النفاث للكونكورد . ومع ذلك، نظرًا لأن الطاقة هي القوة مضروبة في المسافة وكانت المسافة في الثانية أكبر بالنسبة للكونكورد، فإن الطاقة الفعلية التي يولدها المحرك لنفس كمية الوقود كانت أعلى بالنسبة للكونكورد عند سرعة 2 ماخ مقارنة بمحرك CF6. وبالتالي، كانت محركات الكونكورد أكثر كفاءة من حيث الطاقة لكل مسافة مقطوعة.

محركات الصواريخ في الفراغ
نموذج	يكتب	الجولة الأولى	طلب	تي إس إف سي		أنا ( حسب الوزن)	أنا sp (بالكتلة)
				رطل/رطل قوة في الساعة	جرام/كيلو نيوتن ثانية	س	آنسة
افيو بي 80	الوقود الصلب	2006	فيجا المرحلة 1	13	360	280	2700
افيو زيفيرو 23	الوقود الصلب	2006	فيجا المرحلة 2	12.52	354.7	287.5	2819
افيو زيفيرو 9A	الوقود الصلب	2008	فيجا المرحلة 3	12.20	345.4	295.2	2895
ميرلين 1D	الوقود السائل	2013	فالكون 9	12	330	310	3000
RD-843	الوقود السائل		المرحلة العليا من فيجا	11.41	323.2	315.5	3094
كوزنيتسوف NK-33	الوقود السائل	سبعينيات القرن العشرين	N-1F ، Soyuz-2-1v المرحلة الأولى	10.9	308	331 [52]	3250
إنيرجوماش RD-171M من منظمة إنيرجوماش	الوقود السائل		زينيت-2M ، -3SL ، -3SLB ، -3F المرحلة 1	10.7	303	337	3300
ال إي-7ا	تبريد مبرد		H-IIA و H-IIB المرحلة 1	8.22	233	438	4300
سنيكما HM-7B	تبريد مبرد		أريان 2 ، 3 ، 4 ، 5 المرحلة العليا من ECA	8.097	229.4	444.6	4360
ال اي-5 بي-2	تبريد مبرد		المرحلة العليا من H-IIA و H-IIB	8.05	228	447	4380
طائرة إيروجيت روكيتداين RS-25	تبريد مبرد	1981	مكوك الفضاء ، المرحلة الأولى من SLS	7.95	225	453 [53]	4440
طائرة إيروجيت روكيتداين RL-10B-2	تبريد مبرد		دلتا 3 ، دلتا 4 ، المرحلة العليا من صاروخ إس إل إس	7.734	219.1	465.5	4565
نيرفا NRX A6	نووي	1967				869

محركات نفاثة مع إعادة التسخين ، ثابتة، مستوى سطح البحر
نموذج	يكتب	الجولة الأولى	طلب	تي إس إف سي		أنا ( حسب الوزن)	أنا sp (بالكتلة)
				رطل/رطل قوة في الساعة	جرام/كيلو نيوتن ثانية	س	آنسة
توربو يونيون RB.199	توربوفان		إعصار	2.5 [54]	70.8	1440	14120
GE F101-GE-102	توربوفان	سبعينيات القرن العشرين	ب-1ب	2.46	70	1460	14400
تومانسكي R-25-300	محرك نفاث		ميج-21بيس	2.206 [54]	62.5	1632	16000
GE J85-GE-21	محرك نفاث		اف-5 اي/اف	2.13 [54]	60.3	1690	16570
GE F110-GE-132	توربوفان		اف-16 اي/اف	2.09 [54]	59.2	1722	16890
هانيويل/آيتيك F125	توربوفان		ف-ك-1	2.06 [54]	58.4	1748	17140
سنيكما M53-P2	توربوفان		ميراج 2000 C/D/N	2.05 [54]	58.1	1756	17220
سنيكما أتار 09C	محرك نفاث		ميراج 3	2.03 [54]	57.5	1770	17400
سنيكما أتار 09K-50	محرك نفاث		ميراج 4 ، 50 ، F1	1.991 [54]	56.4	1808	17730
GE J79-GE-15	محرك نفاث		إف-4إي/إي جيه/إف/جي ، آر إف-4إي	1.965	55.7	1832	17970
زحل AL-31F	توربوفان		سو-27/بي/كيه	1.96 [55]	55.5	1837	18010
GE F110-GE-129	توربوفان		إف-16 سي/دي، إف-15 إي إكس	1.9 [54]	53.8	1895	18580
سولوفيوف D-30F6	توربوفان		ميج-31 ، إس-37/ سو-47	1.863 [54]	52.8	1932	18950
ليولكا AL-21F-3	محرك نفاث		سو-17 ، سو-22	1.86 [54]	52.7	1935	18980
كليموف RD-33	توربوفان	1974	ميج-29	1.85	52.4	1946	19080
زحل AL-41F-1S	توربوفان		سو-35 إس/تي-10 بي إم	1.819	51.5	1979	19410
فولفو RM12	توربوفان	1978	جريبن A/B/C/D	1.78 [54]	50.4	2022	19830
GE F404-GE-402	توربوفان		ف/أ-18 سي/دي	1.74 [54]	49	2070	20300
كوزنيتسوف NK-32	توربوفان	1980	تو-144LL ، تو-160	1.7	48	2100	21000
سنيكما M88-2	توربوفان	1989	رافال	1.663	47.11	2165	21230
يوروجيت EJ200	توربوفان	1991	يوروفايتر	1.66–1.73	47–49 [56]	2080–2170	20400–21300

محركات نفاثة جافة، ثابتة، مستوى سطح البحر
نموذج	يكتب	الجولة الأولى	طلب	تي إس إف سي		أنا ( حسب الوزن)	أنا sp (بالكتلة)
				رطل/رطل قوة في الساعة	جرام/كيلو نيوتن ثانية	س	آنسة
GE J85-GE-21	محرك نفاث		اف-5 اي/اف	1.24 [54]	35.1	2900	28500
سنيكما أتار 09C	محرك نفاث		ميراج 3	1.01 [54]	28.6	3560	35000
سنيكما أتار 09K-50	محرك نفاث		ميراج 4 ، 50 ، F1	0.981 [54]	27.8	3670	36000
سنيكما أتار 08K-50	محرك نفاث		سوبر ايتاندار	0.971 [54]	27.5	3710	36400
تومانسكي R-25-300	محرك نفاث		ميج-21بيس	0.961 [54]	27.2	3750	36700
ليولكا AL-21F-3	محرك نفاث		سو-17 ، سو-22	0.86	24.4	4190	41100
GE J79-GE-15	محرك نفاث		إف-4إي/إي جيه/إف/جي ، آر إف-4إي	0.85	24.1	4240	41500
سنيكما M53-P2	توربوفان		ميراج 2000 C/D/N	0.85 [54]	24.1	4240	41500
فولفو RM12	توربوفان	1978	جريبن A/B/C/D	0.824 [54]	23.3	4370	42800
RR توربوميكا أدور	توربوفان	1999	تجديد جاكوار	0.81	23	4400	44000
هانيويل/آيتيك F124	توربوفان	1979	ل-159 ، إكس-45	0.81 [54]	22.9	4440	43600
هانيويل/آيتيك F125	توربوفان		ف-ك-1	0.8 [54]	22.7	4500	44100
رمز المنتج J52-P-408	محرك نفاث		A-4M/N ، TA-4KU ، EA-6B	0.79	22.4	4560	44700
زحل AL-41F-1S	توربوفان		سو-35 إس/تي-10 بي إم	0.79	22.4	4560	44700
سنيكما M88-2	توربوفان	1989	رافال	0.782	22.14	4600	45100
كليموف RD-33	توربوفان	1974	ميج-29	0.77	21.8	4680	45800
RR بيجاسوس 11-61	توربوفان		ايه في-8 بي+	0.76	21.5	4740	46500
يوروجيت EJ200	توربوفان	1991	يوروفايتر	0.74–0.81	21–23 [56]	4400–4900	44000–48000
GE F414-GE-400	توربوفان	1993	ف/أ-18إي/إف	0.724 [57]	20.5	4970	48800
كوزنيتسوف NK-32	توربوفان	1980	تو-144LL ، تو-160	0.72-0.73	20–21	4900–5000	48000–49000
سولوفيوف D-30F6	توربوفان		ميج-31 ، إس-37/ سو-47	0.716 [54]	20.3	5030	49300
سنيكما لارزاك	توربوفان	1972	ألفا جيت	0.716	20.3	5030	49300
اي اتش اي اف 3	توربوفان	1981	كاواساكي تي-4	0.7	19.8	5140	50400
زحل AL-31F	توربوفان		سو-27 /P/K	0.666-0.78 [55] [57]	18.9–22.1	4620–5410	45300–53000
RR سبي RB.168	توربوفان		أيه إم إكس	0.66 [54]	18.7	5450	53500
GE F110-GE-129	توربوفان		إف-16 سي/دي، إف-15	0.64 [57]	18	5600	55000
GE F110-GE-132	توربوفان		اف-16 اي/اف	0.64 [57]	18	5600	55000
توربو يونيون RB.199	توربوفان		إعصار ECR	0.637 [54]	18.0	5650	55400
رقم التعريف الشخصي F119-PW-100	توربوفان	1992	اف-22	0.61 [57]	17.3	5900	57900
توربو يونيون RB.199	توربوفان		إعصار	0.598 [54]	16.9	6020	59000
GE F101-GE-102	توربوفان	سبعينيات القرن العشرين	ب-1ب	0.562	15.9	6410	62800
PW TF33-P-3	توربوفان		ب-52H، ن ب-52H	0.52 [54]	14.7	6920	67900
RR AE 3007H	توربوفان		آر كيو-4 ، إم كيو-4 سي	0.39 [54]	11.0	9200	91000
GE F118-GE-100	توربوفان	ثمانينيات القرن العشرين	ب-2	0.375 [54]	10.6	9600	94000
GE F118-GE-101	توربوفان	ثمانينيات القرن العشرين	يو-2اس	0.375 [54]	10.6	9600	94000
جنرال الكتريك CF6-50C2	توربوفان		A300 ، DC- 10-30	0.371 [54]	10.5	9700	95000
GE TF34-GE-100	توربوفان		أ-10	0.37 [54]	10.5	9700	95000
سي اف ام سي اف ام 56-2B1	توربوفان		سي-135 ، ار سي-135	0.36 [58]	10	10000	98000
التقدم D-18T	توربوفان	1980	AN-124 و AN-225	0.345	9.8	10400	102000
رقم PW F117-PW-100	توربوفان		سي-17	0.34 [59]	9.6	10600	104000
رمز PW2040	توربوفان		بوينج 757	0.33 [59]	9.3	10900	107000
سي اف ام سي اف ام 56-3C1	توربوفان		737 كلاسيك	0.33	9.3	11000	110000
جنرال الكتريك CF6-80C2	توربوفان		744 و 767 و MD-11 و A300 / 310 و C-5M	0.307-0.344	8.7–9.7	10500–11700	103000–115000
اي ايه جي بي 7270	توربوفان		طائرة إيرباص A380-861	0.299 [57]	8.5	12000	118000
GE 90-85B من شركة جنرال الكتريك	توربوفان		777-200 /200ER/300	0.298 [57]	8.44	12080	118500
GE GE90-94B	توربوفان		777-200 /200ER/300	0.2974 [57]	8.42	12100	118700
RR ترينت 970-84	توربوفان	2003	طائرة إيرباص A380-841	0.295 [57]	8.36	12200	119700
جنرال إلكتريك GEnx-1B70	توربوفان		787-8	0.2845 [57]	8.06	12650	124100
RR ترينت 1000C	توربوفان	2006	787-9	0.273 [57]	7.7	13200	129000

محركات نفاثة، رحلات بحرية
نموذج	يكتب	الجولة الأولى	طلب	تي إس إف سي		أنا ( حسب الوزن)	أنا sp (بالكتلة)
				رطل/رطل قوة في الساعة	جرام/كيلو نيوتن ثانية	س	آنسة
	رام جيت		ماخ 1	4.5	130	800	7800
ج-58	محرك نفاث	1958	SR-71 بسرعة 3.2 ماخ (إعادة التسخين)	1.9 [54]	53.8	1895	18580
RR/Snecma أوليمبوس	محرك نفاث	1966	كونكورد بسرعة 2 ماخ	1.195 [60]	33.8	3010	29500
PW JT8D-9	توربوفان		737 الأصلي	0.8 [61]	22.7	4500	44100
هانيويل ALF502R-5	جي تي إف		بي ايه اي 146	0.72 [59]	20.4	5000	49000
سولوفيوف دي-30كيه بي-2	توربوفان		اي ال-76 ، اي ال-78	0.715	20.3	5030	49400
سولوفيوف D-30KU-154	توربوفان		تو-154إم	0.705	20.0	5110	50100
RR تاي RB.183	توربوفان	1984	فوكر 70 ، فوكر 100	0.69	19.5	5220	51200
جنرال الكتريك CF34-3	توربوفان	1982	تشالنجر ، CRJ100/200	0.69	19.5	5220	51200
جنرال الكتريك CF34-8E	توربوفان		إي170/175	0.68	19.3	5290	51900
هانيويل TFE731-60	جي تي إف		فالكون 900	0.679 [62]	19.2	5300	52000
سي اف ام سي اف ام 56-2C1	توربوفان		دي سي-8 سوبر 70	0.671 [59]	19.0	5370	52600
جنرال الكتريك CF34-8C	توربوفان		سي آر جيه 700/900/1000	0.67-0.68	19–19	5300–5400	52000–53000
سي اف ام سي اف ام 56-3C1	توربوفان		737 كلاسيك	0.667	18.9	5400	52900
سي اف ام سي اف ام 56-2A2	توربوفان	1974	هـ-3 ، هـ-6	0.66 [58]	18.7	5450	53500
RR BR725	توربوفان	2008	جي650/إي آر	0.657	18.6	5480	53700
سي اف ام سي اف ام 56-2B1	توربوفان		سي-135 ، ار سي-135	0.65 [58]	18.4	5540	54300
جنرال الكتريك CF34-10A	توربوفان		ارج21	0.65	18.4	5540	54300
سي اف اي سي اف اي 738-1-1B	توربوفان	1990	الصقر 2000	0.645 [59]	18.3	5580	54700
RR BR710	توربوفان	1995	G. V / G550 ، جلوبال إكسبريس	0.64	18	5600	55000
جنرال الكتريك CF34-10E	توربوفان		إي190/195	0.64	18	5600	55000
جنرال الكتريك CF6-50C2	توربوفان		A300 B2/B4/C4/F4، DC-10 -30	0.63 [59]	17.8	5710	56000
باور جيت SaM146	توربوفان		سوبر جيت LR	0.629	17.8	5720	56100
سي اف ام سي اف ام 56-7B24	توربوفان		737 ان جي	0.627 [59]	17.8	5740	56300
RR BR715	توربوفان	1997	717	0.62	17.6	5810	56900
جنرال الكتريك CF6-80C2-B1F	توربوفان		747-400	0.605 [60]	17.1	5950	58400
سي اف ام سي اف ام 56-5A1	توربوفان		طائرة إيرباص A320	0.596	16.9	6040	59200
أفيادفيجاتيل PS-90A1	توربوفان		ايل- 96-400	0.595	16.9	6050	59300
رمز PW2040	توربوفان		757-200​	0.582 [59]	16.5	6190	60700
رمز PW4098	توربوفان		777-300	0.581 [59]	16.5	6200	60800
جنرال الكتريك CF6-80C2-B2	توربوفان		767	0.576 [59]	16.3	6250	61300
آي أي إي في 2525-دي5	توربوفان		إم دي-90	0.574 [63]	16.3	6270	61500
آي أي إي في 2533-A5	توربوفان		أ321-231	0.574 [63]	16.3	6270	61500
RR ترينت 700	توربوفان	1992	طائرة إيرباص A330	0.562 [64]	15.9	6410	62800
RR ترينت 800	توربوفان	1993	777-200/200ER/300	0.560 [64]	15.9	6430	63000
التقدم D-18T	توربوفان	1980	AN-124 و AN-225	0.546	15.5	6590	64700
سي اف ام سي اف ام 56-5B4	توربوفان		طائرة إيرباص A320-214	0.545	15.4	6610	64800
سي اف ام سي اف ام 56-5C2	توربوفان		طائرة A340-211	0.545	15.4	6610	64800
RR ترينت 500	توربوفان	1999	طائرة A340-500/600	0.542 [64]	15.4	6640	65100
CFM LEAP-1B	توربوفان	2014	737 ماكس	0.53-0.56	15–16	6400–6800	63000–67000
أفيادفيجاتيل PD-14	توربوفان	2014	MC-21-310	0.526	14.9	6840	67100
RR ترينت 900	توربوفان	2003	طائرة إيرباص A380	0.522 [64]	14.8	6900	67600
GE 90-85B من شركة جنرال الكتريك	توربوفان		777-200/200ER	0.52 [59] [65]	14.7	6920	67900
جنرال إلكتريك GEnx-1B76	توربوفان	2006	787-10	0.512 [61]	14.5	7030	69000
PW PW1400G	جي تي إف		ام سي-21	0.51 [66]	14.4	7100	69000
سي اف ام ليب-1 سي	توربوفان	2013	سي 919	0.51	14.4	7100	69000
سي اف ام ليب-1ا	توربوفان	2013	عائلة A320neo	0.51 [66]	14.4	7100	69000
RR ترينت 7000	توربوفان	2015	طائرة A330neo	0.506 [ب]	14.3	7110	69800
RR ترينت 1000	توربوفان	2006	787	0.506 [ج]	14.3	7110	69800
RR ترينت XWB-97	توربوفان	2014	طائرة إيرباص A350-1000	0.478 [د]	13.5	7530	73900
رمز المنتج 1127G	جي تي إف	2012	طائرة إيرباص A320 نيو	0.463 [61]	13.1	7780	76300

تختلف نسبة الدفع إلى الوزن في المحركات النفاثة ذات التكوينات المماثلة باختلاف الحجم، ولكنها في الغالب تعتمد على تقنية بناء المحرك. بالنسبة لمحرك معين، كلما كان المحرك أخف وزناً، كانت نسبة الدفع إلى الوزن أفضل، وكان الوقود المستخدم للتعويض عن السحب بسبب الرفع اللازم لحمل وزن المحرك، أو لتسريع كتلة المحرك.

كما يمكن أن نرى في الجدول التالي، تحقق محركات الصواريخ عمومًا نسب دفع إلى وزن أعلى بكثير من المحركات الأنبوبية مثل المحركات النفاثة والمحركات التوربينية المروحية. ويرجع هذا في المقام الأول إلى أن الصواريخ تستخدم بشكل شبه عالمي كتلة تفاعل سائلة أو صلبة كثيفة مما يعطي حجمًا أصغر بكثير وبالتالي فإن نظام الضغط الذي يزود الفوهة يكون أصغر بكثير وأخف وزنًا لنفس الأداء. يتعين على المحركات الأنبوبية التعامل مع الهواء الذي يكون أقل كثافة بمقدار مرتين إلى ثلاث مرات وهذا يعطي ضغوطًا على مساحات أكبر بكثير، مما يؤدي بدوره إلى الحاجة إلى المزيد من المواد الهندسية لربط المحرك معًا وللضاغط الهوائي.

محرك نفاث أو صاروخي	كتلة		الدفع		نسبة الدفع إلى الوزن
	(كجم)	(رطل)	(كيلو نيوتن)	(رطل)
محرك الصاروخ النووي RD-0410 [67] [68]	2000	4,400	35.2	7,900	1.8
محرك نفاث J58 ( SR-71 Blackbird ) [69] [70]	2,722	6,001	150	34000	5.2
محرك توربيني نفاث من نوع رولز رويس/سنيكما أوليمبوس 593 مع إمكانية إعادة التسخين ( كونكورد ) [71]	3,175	7000	169.2	38000	5.4
برات آند ويتني F119 [72]	1,800	3,900	91	20,500	7.95
محرك الصاروخ RD-0750، وضع الدفع الثلاثي [73]	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
محرك الصاروخ RD-0146 [74]	260	570	98	22000	38.4
محرك صاروخي Rocketdyne RS-25 [75]	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
محرك الصاروخ RD-180 [76]	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
محرك الصاروخ RD-170	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 ( المرحلة الأولى من صاروخ ساتورن 5 ) [77]	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
محرك الصاروخ NK-33 [78]	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
محرك صاروخي Merlin 1D ، نسخة الدفع الكامل	467	1,030	825	185,000	180.1

تتعامل محركات المراوح مع تدفقات كتلة هوائية أكبر، وتمنحها تسارعًا أقل من المحركات النفاثة. ونظرًا لأن الزيادة في سرعة الهواء صغيرة، فإن الدفع المتاح للطائرات التي تعمل بالمراوح يكون صغيرًا عند سرعات الطيران العالية. ومع ذلك، عند السرعات المنخفضة، تستفيد هذه المحركات من كفاءة دفع عالية نسبيًا .

من ناحية أخرى، تعمل المحركات النفاثة على تسريع تدفق كتلة أصغر بكثير من الهواء الداخل والوقود المحترق، ولكنها بعد ذلك تطرده بسرعة عالية جدًا. عندما يتم استخدام فوهة دي لافال لتسريع عادم المحرك الساخن، قد تكون سرعة المخرج أسرع من الصوت محليًا . المحركات النفاثة مناسبة بشكل خاص للطائرات التي تسافر بسرعات عالية جدًا.

تحتوي المحركات التوربينية المروحية على عادم مختلط يتكون من الهواء الجانبي والغاز الساخن الناتج عن الاحتراق من المحرك الأساسي. تحدد كمية الهواء التي تتجاوز المحرك الأساسي مقارنة بالكمية المتدفقة إلى المحرك ما يسمى بنسبة تجاوز المحرك التوربيني المروحي (BPR).

في حين يستخدم محرك نفاث توربيني كل ناتج المحرك لإنتاج الدفع في شكل نفاثة غاز عادم ساخنة عالية السرعة، فإن الهواء البارد منخفض السرعة في محرك توربوفان ينتج ما بين 30% و70% من الدفع الإجمالي الذي ينتجه نظام توربوفان. ^[79]

يمكن أيضًا توسيع الدفع الصافي ( F _N ^{) الناتج عن المحرك التوربيني المروحي على النحو التالي: [80]}

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he} - {\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m} } _ {ج} ت_ {و})}$

أين:

أنا ​	= معدل كتلة تدفق عادم الاحتراق الساخن من قلب المحرك
شهر​	= معدل كتلة تدفق الهواء الإجمالي الداخل إلى المروحة التوربينية = ṁ c + ṁ f
ṁ ج	= معدل كتلة الهواء الداخل الذي يتدفق إلى المحرك الأساسي
ف​	= معدل كتلة الهواء الداخل الذي يتجاوز المحرك الأساسي
ف ف	= سرعة تدفق الهواء المتجاوز حول المحرك الأساسي
هو هو	= سرعة غاز العادم الساخن من قلب المحرك
في او	= سرعة دخول الهواء الكلي = السرعة الجوية الحقيقية للطائرة
إعادة هندسة العمليات التجارية	= نسبة التجاوز

تتمتع محركات الصواريخ بسرعة عادم عالية للغاية وبالتالي فهي الأنسب للسرعات العالية ( فوق الصوتية ) والارتفاعات الكبيرة. عند أي دواسة وقود معينة، تتحسن قوة الدفع وكفاءة محرك الصاروخ قليلاً مع زيادة الارتفاع (لأن الضغط الخلفي ينخفض ​​وبالتالي يزيد من الدفع الصافي عند مستوى خروج الفوهة)، بينما مع المحرك التوربيني النفاث (أو التوربيني المروحي)، تتسبب الكثافة المتساقطة للهواء الداخل إلى المدخل (والغازات الساخنة التي تغادر الفوهة) في انخفاض الدفع الصافي مع زيادة الارتفاع. محركات الصواريخ أكثر كفاءة حتى من محركات سكرامجت التي تزيد سرعتها عن 15 ماخ تقريبًا. ^[81]

باستثناء محركات سكرامجت ، لا تستطيع المحركات النفاثة، المحرومة من أنظمة دخول الهواء، قبول الهواء إلا بسرعة تقارب نصف سرعة الصوت. وتتمثل مهمة نظام دخول الهواء للطائرات الأسرع من الصوت والأسرع من الصوت في إبطاء الهواء وإجراء بعض عمليات الضغط.

يتم تحديد الحد الأقصى للارتفاع للمحركات من خلال قابليتها للاشتعال - على ارتفاعات عالية جدًا يصبح الهواء رقيقًا جدًا بحيث لا يحترق، أو بعد الضغط، ساخنًا جدًا. بالنسبة لمحركات التوربينات النفاثة، يبدو أن ارتفاعات تبلغ حوالي 40 كم ممكنة، بينما بالنسبة لمحركات رام جيت قد يكون من الممكن تحقيق 55 كم. من الناحية النظرية، يمكن لمحركات سكرام جيت أن تدير 75 كم. ^[82] بالطبع ليس لمحركات الصواريخ حد أقصى.

على ارتفاعات أكثر تواضعًا، يضغط الطيران بسرعة أكبر الهواء في مقدمة المحرك ، وهذا يسخن الهواء بشكل كبير. يُعتقد عادةً أن الحد الأعلى هو حوالي 5-8 ماخ، كما هو الحال أعلاه عند حوالي 5.5 ماخ، يميل النيتروجين الجوي إلى التفاعل بسبب درجات الحرارة المرتفعة عند المدخل وهذا يستهلك طاقة كبيرة. الاستثناء من ذلك هو سكرامجتس التي قد تكون قادرة على تحقيق حوالي 15 ماخ أو أكثر، ^{[ بحاجة لمصدر ]} لأنها تتجنب إبطاء الهواء، والصواريخ مرة أخرى ليس لها حد سرعة معين.

الضوضاء الصادرة عن المحرك النفاث لها مصادر عديدة. وتشمل هذه، في حالة محركات التوربينات الغازية، المروحة، والضاغط، وغرفة الاحتراق، والتوربين، والطائرات النفاثة الدافعة. ^[83]

تنتج الطائرة النفاثة الدافعة ضوضاء نفاثة ناجمة عن عمل الاختلاط العنيف للطائرة النفاثة عالية السرعة مع الهواء المحيط. في الحالة دون الصوتية، يتم إنتاج الضوضاء بواسطة الدوامات وفي الحالة فوق الصوتية بواسطة موجات ماخ . ^[84] تختلف قوة الصوت المنبعثة من الطائرة النفاثة مع سرعة الطائرة المرفوعة إلى القوة الثامنة للسرعات التي تصل إلى 600 م/ث (2000 قدم/ث) وتختلف مع مكعب السرعة فوق 600 م/ث (2000 قدم/ث). ^[85] وبالتالي، فإن نفاثات العادم ذات السرعة المنخفضة المنبعثة من المحركات مثل التوربوفانات عالية الالتفافية هي الأكثر هدوءًا، في حين أن أسرع الطائرات النفاثة، مثل الصواريخ والمحركات النفاثة والرام جيت، هي الأعلى صوتًا. بالنسبة للطائرات النفاثة التجارية، انخفضت ضوضاء الطائرة النفاثة من التوربوفانات عبر محركات الالتفافية إلى التوربوفانات نتيجة للانخفاض التدريجي في سرعات الطائرة النفاثة الدافعة. على سبيل المثال، يتمتع محرك JT8D، وهو محرك جانبي، بسرعة نفاثة تبلغ 400 متر/ثانية (1450 قدمًا/ثانية) بينما يتمتع محرك JT9D، وهو محرك توربيني مروحي، بسرعة نفاثة تبلغ 300 متر/ثانية (885 قدمًا/ثانية) (بارد) و400 متر/ثانية (1190 قدمًا/ثانية) (ساخن). ^[86]

أدى ظهور المحرك التوربيني المروحي إلى استبدال ضوضاء الطائرة النفاثة المميزة بصوت آخر يُعرف باسم ضوضاء "المنشار الطنان". والأصل هو الموجات الصدمية التي تنشأ عند طرف شفرة المروحة فوق الصوتية عند الدفع عند الإقلاع. ^[87]

يعد نقل الحرارة بشكل كافٍ بعيدًا عن الأجزاء العاملة في المحرك النفاث أمرًا بالغ الأهمية للحفاظ على قوة مواد المحرك وضمان عمر طويل للمحرك.

بعد عام 2016، يستمر البحث في تطوير تقنيات تبريد النتح لمكونات المحرك النفاث. ^[88]

في المحرك النفاث، يكون لكل قسم رئيسي دوار مقياس منفصل مخصص لمراقبة سرعة دورانه. اعتمادًا على الماركة والطراز، قد يكون للمحرك النفاث مقياس N ₁ يراقب قسم الضاغط منخفض الضغط و/أو سرعة المروحة في محركات التوربوفان. يمكن مراقبة قسم مولد الغاز بمقياس N ₂ ، بينما قد تحتوي محركات البكرة الثلاثية على مقياس N ₃ أيضًا. يدور كل قسم من المحرك بآلاف الدورات في الدقيقة. لذلك يتم معايرة مقاييسها كنسبة مئوية من السرعة الاسمية بدلاً من الدورات في الدقيقة الفعلية، لسهولة العرض والتفسير. ^[89]

• توربين هوائي
• آلة الموازنة
• مكونات المحركات النفاثة
• سحب زخم السحب
• فوهة محرك الصاروخ
• محرك توربيني صاروخي
• دفع المركبات الفضائية
• عكس الدفع
• تطوير المحرك التوربيني النفاث في RAE
• محرك الدورة المتغيرة
• حقن الماء (المحرك)

• الوسائط المتعلقة بمحركات الطائرات النفاثة في ويكيميديا ​​كومنز
• تعريف محرك نفاث في القاموس على ويكاموس
• وسائل إعلام عن محركات الطائرات النفاثة من رولز رويس
• مقالة عن كيفية عمل محرك التوربينات الغازية في مجلة How Stuff Works
• تأثير المحرك النفاث على صناعة الطيران والفضاء
• نظرة عامة على تاريخ محركات الطائرات النفاثة العسكرية، الملحق ب، ص 97-120، في مجلة Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp.، 24 صفحة، PDF)
• دروس تعليمية أساسية عن المحرك النفاث (فيديو QuickTime)
• مقال عن كيفية عمل محرك رد الفعل
• محرك توربينات الغاز للطائرات وتشغيله: هندسة التركيب. إيست هارتفورد، كونيتيكت: شركة الطائرات المتحدة. فبراير 1958. تم الاسترجاع في 29 سبتمبر 2021 .