◆ 압축기

압축기의 옛 명칭은 공기를 압축하는 기계라는 뜻이다. 제트 엔진에 사용되는 압축기는 구조와 작동 원리에 따라 크게 두 가지 범주로 나눌 수 있는데, 하나는 원심식 압축기이고, 하나는 축류 압축기이다. 필수식 압축기의 외형은 둔각의 평평한 원뿔과 같다. 이 원뿔에는 몇 개의 나선형 날개가 있는데, 압축기의 원반이 작동하면 공기가 나선형의 잎에 의해 "잡힌다" 고 하며, 고속 회전으로 인한 거대한 원심력 아래 공기가 압축기 디스크와 압축기 케이스 사이의 틈으로 밀려 공기의 증압을 실현한다. 원심압기와는 달리 축류식 압축기는 다단 팬으로 이루어져 있으며, 각 단계마다 일정한 증압비를 생성하는데, 각 급 팬의 증압비를 곱하면 압축기의 총 증압비가 된다.

현대 터보 팬 엔진에 있는 압축기는 대부분 축류 압축기로, 축류 압축기는 부피가 작고, 유량이 많고, 단위 효율이 높다는 장점이 있지만, 어떤 경우에는 원심식 압축기도 쓸모가 있다. 원심식 압축기는 효율이 비교적 나쁘고 무게가 크지만 원심식 압축기의 작업은 비교적 안정적이고 구조가 간단하며 단단 증압비도 축식 압축기보다 몇 배나 높다. (마하트마 간디, 원심압기, 원심압기, 원심압기, 원심압기, 원심압기, 원심압기, 원심압기) 예를 들어 우리나라 대만의 IDF 에 사용되는 이중 회전자 구조의 TFE 1-042-70 터보 팬 엔진에서 고압 압축기는 4 급 축류와 1 급 원심식 콤비네이션을 채택하여 압축기의 급수를 줄였다. 한 마디 더 말씀드리자면, 이런 콤비네이션 압축기는 터보 팬 엔진에 많이 사용되지 않지만 헬리콥터에 사용되는 소용돌이 축 엔진은 이제 일반적으로 몇 단계의 축류에 원심력 조합 구조를 더합니다. 예를 들어 국산 소용돌이축-6, 소용돌이축-8 엔진은 1 급 축류와 1 급 원심식으로 구성된 콤비네이션입니다. 미국의' 블랙호크' 헬리콥터에 있는 T-700 엔진의 압축기는 5 급 축류에 1 급 원심식을 더한 것이다.

압축기는 터보 팬 엔진에서 비교적 핵심을 비교하는 부품이다. 터보 팬 엔진에 이중 회전자 구조를 채택하는 것은 주로 압축기의 요구에 부응하기 위해서이다. 압축기의 효율성은 엔진의 작업 효율에 직접적인 영향을 미친다. 현재 사람들의 목표는 압축기의 단단 증압비를 높이는 것이다. 예를 들어, J-79 에 사용되는 압축기 팬은 17 급이 많고 평균 1 단 증압비는 1.16 으로 17 단 블레이드의 총 증압비는 약 12.5 정도이고 보잉-777 에 사용되는 GE-90 의 압축기의 평균 1 단 증압비는 1.36 으로 높아져 10 단 증압 블레이드의 총 증압비만 23 에 이를 수 있다 F-22 의 동력 F-119 엔진의 압축기는 더욱 그렇다. 3 급 팬과 6 급 고압 압축기의 총 증압비는 약 25 대, 평균 1 단 증압비는 1.43 이다. 평균 단단 증압비의 증가는 압축기의 급수 감소, 엔진의 총량 감소, 엔진의 총 길이 단축에 큰 도움이 된다.

하지만 압축기의 증압비가 높아지면서 압축기의 진동과 압축기 방열 문제도 눈에 띈다.

압축기에서 공기가 증압되는 동시에 그 온도도 상승하고 있다. 예를 들어, 비행기가 지상에서 이륙하는 압축기의 증압비가 25 정도에 이르면 압축기의 출구 온도가 500 도를 넘을 수 있다. 전투기가 사용하는 저전도비 터보 팬 엔진에서는 중저공 비행에서 펀치 작용으로 온도가 높아진다. 압축기의 총 증압비가 30 정도에 이르면 압축기의 출구 온도는 약 600 도에 이를 것이다. 이렇게 높은 온도는 티타늄 합금으로 중책을 감당하기 어려워 고온의 니켈 기반 합금으로만 대체할 수 있지만 니켈 기반 합금은 티타늄 합금에 비해 기본 무게가 너무 크다. 그리고 사람들은 새로운 고온 티타늄 합금을 개발했습니다. 보잉-747 의 동력 중 하나인 로 나사의 800 과 EF-2000 의 동력 EJ-200 에서 전티타늄 압축기를 사용했습니다. 그 회전자의 무게는 니켈계 합금을 사용하는 것보다 30 퍼센트 정도 감량한다.

압축기 방열 문제에 비해 압축기 진식 문제가 좀 까다롭다.

진식은 엔진의 비정상적인 작동 상태로, 그는 압축기 안의 공기 흐름, 유속, 압력의 공란변화로 인한 것이다. 예를 들어, 비행기가 가속하고 속도를 늦출 때, 엔진이 물을 삼키거나 얼음을 삼킬 때, 혹은 전투기가 갑자기 대공 비행으로 진입로를 잡아당겨 차폐된 공기량이 급감할 때 말입니다. (데이비드 아셀, Northern Exposure (미국 TV 드라마), 스포츠명언) 엔진의 진동을 일으킬 가능성이 매우 높다.

터보 팬 제트 엔진 초기에는 각급 압축기 앞과 팬 앞에 정류 블레이드를 설치하는 방법을 채택하여, 1 급 압축기가 공기를 꼬아서 다음 급 압축기에 미치는 악영향을 줄여 숨쉬는 현상을 억제했다. 그리고 J-79 터보 제트 엔진에서 처음으로 정류 블레이드의 조정 가능성을 달성했다. 조정 가능한 정류기 블레이드는 엔진이 더 넓은 비행가방 안에서 정상적으로 작동할 수 있게 해준다. 하지만 팬, 압축기의 증압비가 단계적으로 높아지면서 정류블레이드를 채택하는 방법만으로는 통하지 않는다. 팬의 경우 넓은 현팬을 사용하여 더 넓은 작업 범위 내에서 안정적으로 작동하는 문제를 해결하고, 넓은 현팬을 채택한 후 팬 앞의 정류블레이드 팬을 제거해도 안정적으로 작동한다. (데이비드 아셀, Northern Exposure (미국 TV 드라마), 팬명언) 예를 들어, F-15 의 F100-PW-100 팬 앞에는 정류기 블레이드가 사용되었고, F-22 의 F-119 는 3 단 와이드 팬으로 인해 팬 앞에 정류기 블레이드가 없어 엔진 무게가 줄고, 팬 앞에 차폐가 한 층 적어져 효율성이 자연스럽게 높아진다. 팬 문제는 해결되었지만, 압기 문제는 여전히 남아 있고, 팬의 문제재보다 더 어려운 것 같다. 다단 압축기가 한 축에 장착되어 있기 때문에 작업 시 회전 수도 동일합니다. 각급 압축기가 일할 때 모두 합리적인 회전수를 가지고 있다면, 숨쉬는 문제도 해결된다. 그러나 지금까지 어떤 나라가 국력을 집중하여 10 여, 20 여 개의 회전자의 소용돌이 엔진을 연구하고 있다는 말을 듣지 못했다.

만반의 인내심이 없는 후에 사람들은 낡은 길로 돌아가 숨을 쉴 수 있다. 방기는 가장 간단하지만 가장 견딜 수 없는 방진식 방법이다. 많은 현대화의 발동에서 사람들이 모두 보류하는 방기활문은 불시의 수요에 대비한다. 예를 들어 보잉-747 의 동력인 JT-9D 에서 푸혜사는 각각 15 급, 저압기 중 4, 9, 15 급에 3 개의 방기활문을 남겨 두었다.

◆ 연소실과 터빈

터보 팬 엔진의 연소실은 바로 우리가 위에서 언급한' 가스 발생기' 이다. 압축기를 압축한 고압 공기와 연료를 혼합한 후 연소실에서 연소하여 고온 고압 가스를 생성하여 가스 터빈의 가동을 추진한다. 제트 엔진에서 가장 많이 사용되는 연소실에는 두 가지가 있는데, 하나는 순환관 연소실이라고 하고, 하나는 고리형 연소실이라고 한다.

순환관 연소실은 여러 개의 화염통으로 둘러싸여 있으며, 화염통과 화염통 사이에 화염관이 연결되어 각 화염통의 출구 가스 압력이 크게 동일함을 보증한다. 그럼에도 불구하고 각 화염통 안의 가스 압력은 완전히 동일할 수는 없지만, 각 화염통 안의 작은 가스 압력은 아직 앓고 있다고 생각하지 않는다. (윌리엄 셰익스피어, 햄릿, 가스, 가스, 가스, 가스, 가스, 가스, 가스) 그러나 각 화염통의 출구에서 인접한 두 화염통에서 뿜어져 나오는 가스가 겹치기 때문에 각 화염통의 출구 옆에 있는 온도가 다른 곳의 온도보다 높다. 화염통의 출구 온도장의 온도 차이는 터빈 전면의 가스 유도기에 어느 정도 손상을 줄 수 있으며, 온도가 높은 부분은 타식을 가속화한다. 예를 들어, 8 개의 화염통을 사용하는 순환관 연소실의 JT-3D 에서는 화염통 꼬리 불꽃이 겹치는 곳에 가스 유도엽의 수명이 정상 블레이드의 3 분의 1 에 불과하다.

고리관 연소실과 비교했을 때, 고리형 연소실에는 이런 결점이 없다. 따라서, 튜브 링 연소실과는 달리 링 연소실의 모양은 동심원처럼 압축 공기와 연료가 링 안에서 연소되는 것을 의미한다. 링 연소실은 링 연소실처럼 여러 개의 화염통으로 구성되어 있지 않기 때문에 링 연소실의 출구 가스장 온도는 링 연소실 온도보다 균일하며 링 연소실에 필요한 연료 노즐도 링 연소실보다 적습니다.

균일한 온도장은 고온가스를 직접 견디는 가스 유도엽의 전체 수명에 좋다.

링 연소실에 비해 링 연소실의 장점은 그 이상입니다.

연소실의 온도가 매우 높기 때문에, 순환관 연소실과 고리형 연소실 모두 일정한 냉각을 하여 연소실이 더욱 안정적으로 작동할 수 있도록 해야 한다. 단순한 드라이어 냉각은 일찍이 매우 높은 연소실 온도에 적응하지 못했다. 현재 사람들이 연소실에서 가장 많이 사용하는 냉각 방법은 전기막 냉각이다. 즉, 연소실 내벽과 연소실 내부의 고온가스 사이에 비교적 차가운 공기로 형성된 기막을 조직하여 연소실 내벽을 보호하는 것이다. 기막을 형성해야 하기 때문에 연소실 벽의 틈에서 연소실로 일정 양의 찬 공기를 분사해야 하기 때문에 연소실 벽은 매우 복잡하며, 그 위에는 진공 전자빔으로 나오는 수천 개의 냉각 기공이 열려 있다. 이제 간단한 계산만으로 알 수 있듯이, 같은 연소실 용적을 가지고 있는 경우, 순환연소실의 가열 면적은 순환관 연소실의 가열 면적보다 훨씬 작다는 것을 알 수 있다. 따라서 링 연소의 냉각은 링 튜브 연소실의 냉각보다 훨씬 쉽다. 냉각이 비교적 쉬운 것 외에도 링 연소실의 볼륨, 무게, 연료유로 설계 등도 링 연소실에 비해 우세하다.

그러나 링 연소실에 비해 링 연소실에도 약간의 결함이 있지만, 이러한 부족들은 성능상의 것이 아니라 제작공예에 있다.

첫째, 환형 연소실의 강도 문제입니다. 링 연소실에는 부피가 작은 단일 화염통이 사용되고, 링 연소실에는 부피가 큰 단일 원형 연소실이 사용됩니다. 고온과 고압을 견디는 연소실의 지름이 커짐에 따라 링 연소실의 구조 강도는 큰 난점이다.

둘째, 연소실의 전체 작업 환경이 복잡하기 때문에, 아직 사람들이 계산적인 방법으로 연소실이 직면한 문제를 발견하고 해결할 수는 없다. 문제를 폭로하고 해결하기 위해 대량의 실험을 하는 것이 유일한 방법이다. 순환관 연소실에서는 단일 화염통의 부피와 정상 작업에 필요한 공기 흐름이 적기 때문에 단일 화염통 실험을 할 수 있다. 환형 연소실은 큰 지름의 전체로, 일할 때 필요한 공기 흐름도 비교적 크기 때문에 실험을 하는 것은 어느 정도 어려움이 있다. 1950 년대와 1960 년대에 사람들이 순환연소실 실험을 할 때, 충분한 조건이 없어 순환연소실 부분 부채면 실험만 할 수 있었기 때문에, 이런 실험은 연소실의 전체 데이터를 얻을 수 없었다.

하지만 과학기술의 진보로 링 연소실의 기계적 강도와 시운전 문제는 현재 비교적 원만하게 해결되었다. 고리형 연소실 고유의 장점으로 인해 80 년대 이후 개발된 신형 소용돌이 엔진 위에 몇 차례 사용된 것은 모두 고리형 연소실이다.

두 가지 서로 다른 연소실의 성능 차이를 더 잘 설명하기 위해, 이제 Pu Hui 가 제작한 순환관 연소실을 사용하는 1 세대 터보 팬 엔진 JT-3D 와 고리형 연소실을 사용하는 2 세대 터보 팬 엔진 JT-9D 를 비교해 보겠습니다. 두 개의 소용돌이 팬이 같은 이중 회전자 전면 팬으로 힘을 가하지 않도록 설계되었지만, 추력 차이는 비교적 크다. JT-3D 는 8 톤 급 추력의 중추력 엔진이고 JT-9D-59A 의 추력은 최대 24042kg 에 달하지만, 이러한 차이는 우리가 그들의 연소실에 대한 성능 비교를 방해하지 않는다. 첫 번째는 두 종류의 연소실의 기하학적 형태이다. JT-9D-3A 의 지름과 길이는 각각 965mm 와 627mm 이고, JT-3D-3B 의 지름은 1020.5mm 이고 길이는 1070mm 이다. JT-9D 의 환형 연소실은 JT-3D 의 순환관 연소실보다 부피가 작다는 것은 분명하다. JT-9D-3A 는 연료 노즐이 20 개뿐이고 JT-3D-3B 의 연료 노즐은 최대 48 개입니다. 연소 효율 JT-3D-3B 는 0.97 이고 JT-9D-3A 는 그보다 2% 포인트 높다.

JT-3D-3B 8 개의 화염통의 전체 표면적은 3.579 제곱미터인 반면 JT-9D-3A 의 화염통 표면적은 2.282 제곱미터에 불과하며 화염통 표면적의 축소로 화염통의 냉각 구조가 간단하고 효율적이므로 JT-9D 의 화염통 벽 온도가 낮아진다. JT-3D-3B 의 화염통벽 온도는 700 ~ 900 도 정도인 반면 JT-9D-3A 의 화염통벽 온도는 600 ~ 850 도 정도밖에 되지 않는다. JT-9D 의 화염통벽 온도는 JT-3D-3B 만큼 높지는 않지만 JT-9D-3A 의 연소실 출구 온도는 1150 도에 달하지만 JT-3D-3B 의 연소실 출구 온도는 943 도에 불과하다. 위에 열거된 몇 가지는 순환관 연소실에 비해 고리형 연소실이 큰 성능 우위를 가지고 있음을 보여 줄 수 있다.

연소실에서 발생하는 고온 고압 가스로는 먼저 가스 가이드 베인을 통과해야 하며, 고온 고압 가스는 가스 가이드 베인을 통과할 때 정류되며, 어느 정도 각도를 부여하여 터빈 블레이드를 더욱 효율적으로 충격을 줍니다. 그 목적은 터빈을 추진하기 위해 각급 터빈이 팬과 압축기를 움직이게 하는 것이다. 터보 팬 엔진에서 터빈 블레이드와 가스 가이드 블레이드는 고온 고압 가스의 침식을 직접 견딜 것입니다. 일반적인 금속 소재와 본래는 지금의 그램 같은 작업 환경을 감당할 수 없다. 따라서 가스 가이드 베인과 터빈 블레이드, 터빈 블레이드를 연결하는 터빈 디스크는 모두 고온에 강한 합금 소재여야 합니다. 두터운 기초과학 연구가 없으면 고성능 터빈 연구도 말할 수 없다. 오늘날 고성능 터빈을 개발할 힘이 있는 나라들은 첨단 터빈과 터빈 블레이드의 재료 레시피와 제작공예를 가장 촘촘한 것으로 간주하고 있다. 바로 이 작은 터빈이 일부 국가들이 항공대국이 되는 속도를 늦추고 있는 것이다.

터빈 수입 온도를 높이는 것은 터보 팬 엔진의 추진력을 높이는 효과적인 방법이라는 것은 잘 알려져 있다. 그래서 군용 터보 팬 엔진에서 사람들은 터빈의 수입 소용돌이도를 높이기 위해 전력을 다해 엔진을 더 작은 부피와 무게로 더 큰 추진력을 만들어 내고 있다. (윌리엄 셰익스피어, 터보, 터보, 터보, 터보, 터보, 터보, 터보, 터보, 터보, 터보 수-27 의 동력 AL-37F 터보 팬 엔진의 터빈 수입 온도는 최대 1427 도로, F-22 의 용량 F-119 터보 팬 엔진의 터빈 전 수입 온도는 1700 도 수준에 이르렀다. 많은 문장 에서 더 높은 터빈 입구 흡기 온도 를 달성하려면 현재 도자기 터빈 이 실제 응용 수준 에 도달하지 못한 상황 에서 더 높은 성능 의 고온 합금 을 채택할 수 밖에 없다. 사실 이것은 정확하지 않다. 터빈의 수입 온도를 높이는 것은 더 고온에 견디는 재료를 채택하는 것만이 아니다. 터보 팬 엔진이 탄생한 초기부터 사람들은 코팅된 방법으로 터빈 블레이드의 내열에 내절제 가능한 표면 코팅을 발라 터빈 블레이드의 수명을 연장하는 방법을 생각해냈다. (윌리엄 셰익스피어, 윈드버그, 터빈, 터빈, 터빈, 터빈, 터빈, 터빈, 터빈) JT-3D 터빈 블레이드에서 포혜사는 확산 침투법으로 터빈 블레이드에 알루미늄, 실리콘 코팅을 "도금" 했습니다. 이런 확산 침투법은 우리가 매일 사용하는 수공 톱의 침탄 공예와 약간 비슷하다. 알루미늄, 실리콘을 확산한 JT-3D 1 급 터빈 블레이드의 이론적 작동 수명이 최대 15900 시간까지 늘어났다.

터빈 작동 온도가 더 높아지면 고체 침투도 점점 높아지는 내절제 요구 사항을 충족시키지 못하기 시작한다. 첫째, 고체 침투법으로 생성된 코팅은 코팅의 균일성을 보장하지 않으며, 둘째, 고체 침투법으로 생성된 코팅은 쉽게 벗겨지고, 세 번째 고체 침투를 거친 후의 완제품은 코팅이 고르지 않아 일정 불규칙적인 변형을 일으킵니다 (일반적으로 침투법으로 가공된 부품의 폼 팩터는 모두 작은 확대가 있음).

고체 침투법의 이러한 부족에 대해 사람들은 또 기체 침투법을 개발했다. 가스침투란 금속 증기로 블레이드를' 삶아' 삶는 과정에서 각종 합금 성분이 잎의 표면에 스며들어 베인 표면과 밀접하게 결합되어 베인 표면의 금속 결정 구조를 바꾸는 것이다. 고체 침투법에 비해 기체 침투법으로 얻은 코팅의 질이 크게 향상되었으며, 그 침투층은 매우 고르게 할 수 있다. 그러나 기체 침투법의 공예 과정은 비교적 복잡하고 실현도 쉽지 않다.

하지만 터빈 블레이드에 대한 내열식 요구가 높아지는 상황에서도 비교적 복잡한 기체 침투법을 택했고, 현재 터빈 팬의 터빈 블레이드는 대부분 기체를 통해 표면의 내식을 강화하고 있다.

코팅 이외에, 사람들은 터빈 블레이드를 일정한 냉각시키기 위해 차가운 공기를 사용해야하며 중공 공랭식 블레이드도 탄생했습니다. 최초의 터보 팬 엔진인 영국 로 회사의 비콘은 빈 공기냉엽을 사용했다. 연소실에 비해 터빈이 회전 부품이기 때문에, 터빈의 공냉도 연소실의 공기냉각보다 훨씬 복잡하다. 연소실에서 사용되는 얇은 냉각 외에도 터빈의 가스 가이드 블레이드와 터빈 블레이드에는 대류 냉각과 공기 충격 냉각이 많이 사용됩니다.

대류 냉각은 속이 빈 잎사귀에서 끊임없이 냉각기가 잎사귀를 통과하여 흐르는 열로, 잎사귀의 열을 가져가게 한다. (윌리엄 셰익스피어, 햄릿, 냉각명언) 충격 냉각은 실제로 강화 된 대류 냉각, 즉 냉각이 필요한 표면에 하나 이상의 고속 냉각 가스를 강제로 분사하는 것입니다. 충격 냉각은 일반적으로 가스 가이드 블레이드와 터빈 블레이드의 선행 가장자리에 사용되며, 빈 블레이드의 내부에서 블레이드의 선행 가장자리로 냉각 가스를 분사하여 냉각을 강행합니다. 충격 냉각 후 가스는 가스 가이드 베인과 터빈 블레이드 앞부분에 있는 구멍과 틈에서 흘러나와 가스의 구동 아래 블레이드 표면에 냉각 가스를 형성합니다. 그러나 블레이드 앞부분에 열려 냉각 기류가 흘러나오는 구멍과 틈새로 인해 블레이드를 제조하기가 더 어려워질 수 있으며, 블레이드 앞부분에 열린 틈새로 인해 응력 극이 발생하여 블레이드의 수명에 부정적인 영향을 미칠 수 있습니다. 그러나 얇은 냉각은 대류 냉각보다 훨씬 효과적이기 때문에 사람들은 여전히 ​​블레이드에 얇은 냉각을 사용해야합니다.

어떤 의미에서 가스 가이드 블레이드와 터빈 블레이드에 더 과학적이고 합리적인 냉각 방법을 사용하는 것이 더 진보된 고온 합금을 개발하는 것보다 더 중요할 수 있습니다. 중공 냉각은 신합금 개발보다 투자가 적고, 효과가 더 빠르기 때문이다. 현재 터빈 수입 온도 상승의 절반 정도의 공로는 냉각 기술의 향상 덕분이다. 현재 각종 터보 팬 엔진의 터빈 전 수입 온도 중 200 도에서 350 도의 온도가 베인 냉각 기술에 의해 소화되기 때문에 터빈 작동 온도의 상승블레이드 냉각 기술이 필수적이라고 합니다.

사실, 많은 군사 애호가들의 눈에는 터보의 문제가 고온 소재의 문제인 것 같습니다. 사실 터빈 문제는 작업 환경의 특수성 때문에 고온에만 있는 것이 아니다. 예를 들어, 터빈 블레이드와 터빈 카트리지가 고온에서 작업할 때 열 상승과 냉각으로 인해 어느 정도 변형이 발생할 수 있기 때문에, 이러한 변형으로 인한 터빈 블레이드와 케이스 지름 틈새가 너무 큰 문제, 레이디얼 간격의 변화는 가스 누출로 인해 급강하된 터빈 효율을 유발합니다. (윌리엄 셰익스피어, 터빈, 터빈, 터빈, 터빈, 터빈, 터빈, 터빈) 얇은 터빈 상자가 고온에서 작동할 때 발생하는 왜곡된 변형도 있습니다. 저압 터빈에 필요한 고전력과 낮은 회전 수의 모순; 단단 터빈 하중 후 터빈 블레이드의 루트 강도 등을 높입니다. 이러한 설계상의 난제 외에, 더 큰 난제는 터빈 부품의 가공 공예에 있다. 예를 들어 터빈 디스크 분말 합금 주조시 불순물 제어, 터빈 디스크 가공시 축 방향 흡력 제어, 터빈 디스크 가공에 대한 고정밀 요구 사항, 터빈 블레이드 합금 정밀 주조시 편석, 표면 침투 가공에서의 터빈 블레이드 변형 등이 있습니다. 이러한 모든 문제가 잘 해결되지 않으면 고품질의 고열효율 터빈 부품을 생산할 수 없습니다.

◆ 노즐과 가력

테일 노즐은 터보 팬 엔진의 끝부분으로, 팬, 압축기, 연소실, 터빈을 통과하는 공기는 노즐을 통해 엔진을 배출해야만 실제 추력을 발생시켜 항공기 비행을 추진할 수 있다.

터보 팬 엔진의 배기는 두 부분으로 이루어져 있는데, 일부는 외신 배기이고, 일부는 내신 배기이다. 따라서 해당 터보 팬 엔진의 배기 방식도 두 가지로 나뉜다. 하나는 안팎 서신의 분리 배기이고, 하나는 안팎 서신의 혼합 배기이다. 두 가지 배기 방식은 각각 우열이 있기 때문에 현대 터보 팬 엔진에서 두 가지 배기 방식을 모두 사용한다.

전반적으로, 고 채널 비율의 터보 팬 엔진에는 대부분 내부 및 외부 서신으로 배기 가스를 분리하고, 저 채널 전투기 터보 팬 엔진에는 혼합 배기 방법을 사용하며, 중간 채널 비율의 터보 팬 엔진에는 두 가지 배기 방법이 더 많이 사용됩니다.

터보 팬 엔진의 경우, 채널이 높은 엔진보다 기름을 더 많이 쓰면 추진력도 더 커진다. 그 이유는 내신 핵심 엔진이 비교적 많은 에너지를 외신 팬에 전달했기 때문이다. 혼합 배기 터보 팬 엔진에서 내신이 비교적 뜨거운 배기는 외신이 비교적 차가운 배기를 가열하고, 더 나아가 공압인 열 과정으로 에너지를 외신 배기로 전달한다. 따라서 이론적으로 내부 및 외부 서신의 혼합 배기는 추진 효율을 높여 연료 소비를 더욱 낮출 수 있으며, 실제로 혼합 배기는 내부 서신의 높은 배기 속도를 떨어뜨릴 수 있기 때문에 비행기가 이착륙할 때 엔진의 배기 소음도 줄일 수 있습니다. 그러나 실제 작동 과정에서 고통로의 터보 팬 엔진에는 혼합 배기를 사용하는 예가 거의 없으며, 일반적으로 무게를 절약할 수 있는 짧은 외신 배기를 사용한다.

안팎 서신의 혼합 배기를 진행하는 방법은 지금까지 단 두 가지 방법밖에 없었다. 하나는 배기 믹서를 사용하는 것이고, 다른 하나는 장외 통로를 사용하여 안팎 통풍을 하는 것이다. 배기 믹서를 사용할 때, 엔진은 일부 배기 믹서의 무게를 증가시키고, 배기가 배기 믹서를 통과하기 때문에 엔진의 배기는 일부 총압 손실을 발생시킨다. 이 두 가지가 부족하면 혼합 배기의 이점을 완전히 상쇄할 수 있다. 장외신 배기는 무게의 대가를 치러야 하는 것 외에 배기의 혼합도 매우 균일하지 않다. 따라서 전투기에서 구조적 요구 사항으로 채택된 것 외에는 채택이 거의 없다.

전투기에는 내외신 공기 혼합 외에 엔진의 최대 가용 추력을 높이기 위한 가력 장치가 장착되어 있다.

가력이란 내신 배기와 외신 배기에 일정 양의 연료를 분사해 연소하고, 연료 손실로 짧은 시간의 대추력을 교환하는 것이다. 지금까지는 군용 항공기와 극소수의 초음속 비행을 요구하는 민간 항공기에서만 가력을 사용했다. 각종 비행기의 사명이 다르기 때문에 가력 연료에 대한 요구도 다르다. 예를 들어, MiG-25 와 같은 순수 요격 전투기의 경우, 이륙, 등반, 전쟁터로 이동, 공전 등은 모두 엔진이 최대 추력으로 비행기를 구동해야 한다. 전투가 이륙할 때 가력을 사용하는 시간은 전체 비행 시간의 거의 50% 에 달한다. F-15 와 같은 항공유 전투기의 경우 작전이 이륙할 때는 이륙과 공중격투기를 할 때만 가력을 사용하기 때문에, 그 가력은 비행시간의 10% 미만에 불과하다. (알버트 아인슈타인, Northern Exposure (미국 TV 드라마), 스포츠명언) 순수한 지상 공격 임무를 수행할 때 그 비행기가 요구할 때 힘을 가하는 시간은 1% 도 안 되기 때문에 강격기에 아예 가력장치를 설치하지 않고 엔진의 무게와 길이를 줄인다.

가력 연소는 엔진 추중비를 높이는 중요한 수단이다. 지금 우리가 말하는 전투기 엔진의 추중비는 모두 가력 추력에 따라 계산한 것이다. 가력 추력에 따라 F-100-PW-100 의 추중비를 계산하지 않으면 4.79, 5 도 안 됩니다! 엔진의 최대 추력을 높이기 위해 사람들은 현재 일반적으로 내외신 배기를 사용하면서 가력 연소의 혼합가력에 참여하고 있다.

그러나 가력 연소가 엔진의 추진력을 크게 높일 때 지는 대가는 연료의 높은 소비다. 아니면 F-100-PW-100 을 예로 들자면, 전체 힘이 가해질 때의 추력은 힘이 없을 때의 최대 추력보다 66% 높지만, 가력의 연료 소비는 힘이 없을 때의 281% 이다. 이렇게 높은 연료 소비는 이륙과 공중격투기를 할 때 적게 사용할 수 있다. 장시간 초음속 비행을 해야 한다면 비행기의 작전 반경이 크게 단축될 것이다.

터보 팬 엔진의 고속 성능 부족에 대해 사람들은 또 변순환 방안과 외신 가력 방안을 제시했다. 변순환이란 터보 팬 엔진의 채널 비율이 일정 범위 내에서 조정된다는 것이다.

예를 들어 F-119 와 경쟁하는 F-22 동력의 YF-120 엔진은 변순환 소용돌이 엔진이다. 그의 전도비는 0 에서 0.25 사이로 조절할 수 있다. 이렇게 하면 고속 속도가 필요할 때 채널 비율을 최소화하여 터보 팬 엔진을 고속 성능이 좋은 터보 제트 엔진으로 바꿀 수 있습니다. 하지만 변순환 엔진 기술이 복잡하기 때문에 무게의 일부를 늘려야 하고 비용이 많이 들고 유지 관리가 불편해 YF-120 패와 F-119 수하.

혼합가력은 내외신 배기가 모두 가력 연소에 참여해야 하기 때문에 필요한 연료도 많기 때문에, 사람들은 또 안팎 서신으로 배기를 분리하고, 외신 배기만 사용하여 가력 연료에 참여하는 방안을 떠올렸다. 그러나 외신 배기의 온도가 비교적 낮기 때문에 조직 연소가 상대적으로 어렵다. 현재는 소수에 불과하며, 보통 장시간 가력을 필요로 하는 엔진만이 이런 구조를 채택한다