Komponen mesin jet

Artikel ini perlu diwikifikasi agar memenuhi standar kualitas Wikipedia. Anda dapat memberikan bantuan berupa penambahan pranala dalam, atau dengan merapikan tata letak dari artikel ini. Untuk keterangan lebih lanjut, klik [tampil] di bagian kanan. Mengganti markah HTML dengan markah wiki bila dimungkinkan. Tambahkan pranala wiki. Bila dirasa perlu, buatlah pautan ke artikel wiki lainnya dengan cara menambahkan "[[" dan "]]" pada kata yang bersangkutan (lihat WP:LINK untuk keterangan lebih lanjut). Mohon jangan memasang pranala pada kata yang sudah diketahui secara umum oleh para pembaca, seperti profesi, istilah geografi umum, dan perkakas sehari-hari. Sunting bagian pembuka. Buat atau kembangkan bagian pembuka dari artikel ini. Susun header artikel ini sesuai dengan pedoman tata letak. Tambahkan kotak info bila jenis artikel memungkinkan. Hapus tag/templat ini.

Mesin jet adalah sebuah perangkat rumit yang dibuat dalam berbagai bentuk, tetapi memiliki banyak komponen yang sama.

Salah satu peralatan penghasil tenaga untuk pesawat terbang adalah mesin jet. Jika dibandingkan dengan pesawat terbang yang bermesin propeler, maka pesawat dengan mesin jet bisa memberikan kecepatan pesawat yang jauh lebih tinggi dibandingkan dengan pesawat terbang yang bermesin propeler.

Prinsip dasar mesin jet adalah pembakaran yang menghasilkan panas dan temperatur yang tinggi. Akibat adanya panas dan temperatur yang tinggi tersebut, kecepatan udara yang keluar dari tempat pembakaran sangat cepat, dan ini berarti memberikan tenaga yang besar juga.

Secara umum, bagian-bagian utama suatu mesin jet adalah meliputi: inlet, compressor, burner, turbine dan nozzle.

Artikel ini menjelaskan secara singkat komponen dan sistem yang ditemukan dalam mesin jet.

Komponen utama turbojet termasuk referensi ke turbofan, turboprop, dan turboshaft:

• Bagian dingin:
  • Asupan udara (saluran masuk) — Untuk pesawat subsonik, saluran masuk adalah saluran yang diperlukan untuk memastikan aliran udara yang lancar ke dalam mesin meskipun udara mendekati saluran masuk dari arah selain lurus ke depan. Ini terjadi di darat dari angin silang dan dalam penerbangan dengan gerakan pitch dan yaw pesawat. Panjang saluran diminimalkan untuk mengurangi hambatan dan berat. Udara memasuki kompresor sekitar setengah kecepatan suara sehingga pada kecepatan penerbangan yang lebih rendah dari ini aliran akan berakselerasi di sepanjang saluran masuk dan pada kecepatan penerbangan yang lebih tinggi akan melambat. Dengan demikian profil internal saluran masuk harus mengakomodasi aliran yang berakselerasi dan menyebar tanpa kerugian yang tidak semestinya. Untuk pesawat supersonik, saluran masuk memiliki fitur seperti kerucut dan landai untuk menghasilkan serangkaian gelombang kejut paling efisien yang terbentuk saat aliran supersonik melambat. Udara melambat dari kecepatan penerbangan ke kecepatan subsonik melalui gelombang kejut, kemudian menjadi sekitar setengah kecepatan suara di kompresor melalui bagian subsonik saluran masuk. Sistem gelombang kejut tertentu dipilih dengan mempertimbangkan berbagai kendala seperti biaya dan kebutuhan operasional, untuk meminimalkan kerugian yang pada gilirannya memaksimalkan pemulihan tekanan pada kompresor.^[1][2]
  • Kompresor atau kipas — Kompresor terdiri dari beberapa tahap. Setiap tahap terdiri dari bilah yang berputar dan stator atau baling-baling yang diam. Saat udara bergerak melalui kompresor, tekanan dan suhunya meningkat. Tenaga untuk menggerakkan kompresor berasal dari turbin (lihat di bawah), sebagai torsi dan kecepatan poros.
  • Saluran pintas menyalurkan aliran dari kipas dengan kerugian minimum ke nosel pendorong pintas. Atau aliran kipas dapat dicampur dengan gas buang turbin sebelum memasuki satu nosel pendorong. Dalam pengaturan lain, afterburner dapat dipasang di antara mixer dan nosel.
  • Poros — Poros menghubungkan turbin ke kompresor, dan menjalankan sebagian besar panjang mesin. Mungkin ada sebanyak tiga poros konsentris, berputar pada kecepatan independen, dengan banyak set turbin dan kompresor. Udara pendingin untuk turbin dapat mengalir melalui poros dari kompresor.
  • Bagian diffuser: - Diffuser memperlambat aliran udara kompresor untuk mengurangi kehilangan aliran di ruang bakar. Udara yang lebih lambat juga diperlukan untuk membantu menstabilkan nyala api pembakaran dan tekanan statis yang lebih tinggi meningkatkan efisiensi pembakaran.^[3]
• Bagian panas:

• • Pembakar atau ruang bakar — Bahan bakar dibakar terus-menerus setelah awalnya dinyalakan saat mesin dihidupkan.
  • Turbin — Turbin adalah serangkaian cakram berbilah yang berfungsi seperti kincir angin, mengekstraksi energi dari gas panas yang meninggalkan ruang bakar. Sebagian energi ini digunakan untuk menggerakkan kompresor. Mesin turboprop, turboshaft, dan turbofan memiliki tahap turbin tambahan untuk menggerakkan baling-baling, kipas bypass, atau rotor helikopter. Dalam turbin bebas, turbin yang menggerakkan kompresor berputar secara independen dari turbin yang menggerakkan baling-baling atau rotor helikopter. Udara pendingin, yang dikeluarkan dari kompresor, dapat digunakan untuk mendinginkan bilah turbin, baling-baling, dan cakram untuk memungkinkan suhu gas masuk turbin yang lebih tinggi untuk suhu material turbin yang sama.

• • Afterburner atau reheat (Inggris) — (terutama militer) Menghasilkan daya dorong ekstra dengan membakar bahan bakar di pipa jet. Pemanasan ulang gas buang turbin ini meningkatkan suhu masuk nosel pendorong dan kecepatan buang. Area nosel ditingkatkan untuk mengakomodasi volume spesifik gas buang yang lebih tinggi. Ini mempertahankan aliran udara yang sama melalui mesin untuk memastikan tidak ada perubahan dalam karakteristik pengoperasiannya.
  • Knalpot atau nosel — Gas buang turbin melewati nosel pendorong untuk menghasilkan semburan berkecepatan tinggi. Nosel biasanya konvergen dengan area aliran tetap.
  • Nosel supersonik — Untuk rasio tekanan nosel yang tinggi (Tekanan Masuk Nosel/Tekanan Sekitar), nosel konvergen-divergen (de Laval) digunakan. Ekspansi ke tekanan atmosfer dan kecepatan gas supersonik berlanjut ke hilir tenggorokan dan menghasilkan lebih banyak daya dorong.

Komponen-komponen di atas, kecuali poros, dihubungkan oleh parameter yang umum untuk semuanya, laju aliran gas yang melewati mesin yang sama untuk semua komponen pada saat yang sama (sebagai pernyataan dasar ini adalah perkiraan yang dapat diterima yang mengabaikan penambahan bahan bakar di ruang bakar dan udara yang keluar dari kompresor). Ada persyaratan umum untuk semuanya, untuk membuang sedikit bahan bakar yang dipasok ke mesin dalam memberikan kontribusi kolektif pada output mesin, yang merupakan daya dorong atau daya ke baling-baling atau rotor. Untuk aliran melalui saluran, ini berarti menjaga agar bilangan Mach aliran (Mn) tetap rendah karena kerugian meningkat dengan meningkatnya Mn. Memiliki Mn yang terlalu tinggi pada pintu masuk ke saluran sangat relevan dalam saluran di mana ada penambahan panas, yaitu ruang bakar mesin, dan afterburner jika dipasang, karena Mn akan mencapai kecepatan sonik jika Mn masuk terlalu tinggi (aliran Rayleigh).

Kompresor dan turbin, selain harus melewati aliran yang sama, berputar bersama sehingga kecepatannya memiliki hubungan yang tetap (biasanya sama kecuali dihubungkan dengan kotak roda gigi), dan yang satu menggerakkan yang lain sehingga daya turbin harus sama dengan daya kompresor. Pada saat yang sama kerugian pada kompresor dan turbin harus dikurangi sehingga keduanya beroperasi dengan efisiensi yang dapat diterima.

Perancangan, pengukuran dan manipulasi karakteristik operasi komponen-komponen sehingga mereka bekerja bersama sebagai satu kesatuan dikenal sebagai pencocokan.^[4][5]

Performa dan efisiensi mesin tidak dapat dinilai secara terpisah; misalnya, efisiensi bahan bakar/jarak mesin jet supersonik mencapai maksimum pada sekitar Mach 2, sedangkan hambatan untuk kendaraan yang membawanya meningkat secara hukum kuadrat dan memiliki hambatan ekstra yang jauh lebih besar di wilayah transonik. Dengan demikian, efisiensi bahan bakar tertinggi untuk keseluruhan kendaraan biasanya berada pada Mach ~0,85.

Untuk mengoptimalkan mesin sesuai tujuan penggunaannya, yang penting di sini adalah desain pemasukan udara, ukuran keseluruhan, jumlah tingkat kompresor (set bilah), jenis bahan bakar, jumlah tingkat pembuangan, metalurgi komponen, jumlah udara bypass yang digunakan, tempat udara bypass dimasukkan, dan banyak faktor lainnya. Misalnya, pertimbangkan desain pemasukan udara.

[[File:ASSapphire.JPG|thumb|Bagian nose bullet dari turbojet Armstrong Siddeley Sapphire] Saluran masuk udara (inlet US) adalah saluran aerodinamis yang memanjang dari bibir masuk ke kipas/kompresor mesin. Untuk saluran masuk supersonik dengan geometri variabel, ini disebut sistem asupan, mengacu pada kebutuhan untuk manajemen aliran saluran internal dan gelombang kejut menggunakan permukaan posisi variabel (ramp atau kerucut) dan pintu pintas. Saluran tersebut mungkin menjadi bagian dari struktur badan pesawat dengan bibir masuk di berbagai lokasi (hidung pesawat - Corsair A-7, sisi badan pesawat - Dassault Mirage III), atau terletak di nacelle mesin yang melekat pada badan pesawat (Grumman F-14 Tomcat, Bombardier CRJ) atau sayap (Boeing 737).^[6])^[7]

Lubang masuk pitot digunakan untuk pesawat subsonik. Lubang masuk pitot tidak lebih dari sekadar tabung dengan fairing aerodinamis di sekelilingnya.

Ketika pesawat tidak bergerak, dan tidak ada angin, udara mendekati intake dari segala arah: langsung di depan, dari samping, dan dari belakang.

Pada kecepatan udara rendah, streamtube yang mendekati bibir lebih besar pada penampang melintang daripada area aliran bibir, sedangkan pada nomor Mach penerbangan desain intake, kedua area aliran tersebut sama. Pada kecepatan terbang tinggi, streamtube lebih kecil, dengan udara berlebih yang tumpah di sekitar bibir.

Radiusi bibir mencegah pemisahan aliran dan distorsi saluran masuk kompresor pada kecepatan rendah selama operasi angin silang dan rotasi lepas landas.

Asupan supersonik memanfaatkan gelombang kejut untuk memperlambat aliran udara ke kondisi subsonik saat masuk kompresor.

Pada dasarnya ada dua bentuk gelombang kejut:

Gelombang kejut normal terletak tegak lurus terhadap arah aliran. Gelombang kejut normal cenderung menyebabkan penurunan besar dalam tekanan stagnasi. Semakin tinggi bilangan Mach masuk supersonik ke gelombang kejut normal, semakin rendah bilangan Mach keluar subsonik dan semakin kuat guncangannya (yakni semakin besar kehilangan tekanan stagnasi di seluruh gelombang kejut). Gelombang kejut berbentuk kerucut (3 dimensi) dan miring (2D) memiliki sudut ke belakang, seperti gelombang haluan pada kapal atau perahu, dan terpancar dari gangguan aliran seperti kerucut atau tanjakan. Untuk bilangan Mach masuk tertentu, gelombang tersebut lebih lemah daripada gelombang kejut normal yang setara dan, meskipun aliran melambat, gelombang tersebut tetap supersonik secara menyeluruh. Gelombang kejut berbentuk kerucut dan miring mengubah aliran, yang berlanjut ke arah baru, hingga gangguan aliran lain ditemukan di hilir. Catatan: Komentar yang dibuat mengenai gelombang kejut berbentuk kerucut 3 dimensi, umumnya juga berlaku untuk gelombang kejut miring 2D. Versi intake pitot berbibir tajam, yang dijelaskan di atas untuk aplikasi subsonik, bekerja cukup baik pada kecepatan terbang supersonik sedang. Gelombang kejut normal yang terpisah terbentuk tepat di depan bibir intake dan 'mengejutkan' aliran hingga kecepatan subsonik. Namun, seiring dengan peningkatan kecepatan terbang, gelombang kejut menjadi lebih kuat, yang menyebabkan persentase penurunan tekanan stagnasi yang lebih besar (yaitu pemulihan tekanan yang lebih buruk). Pesawat tempur supersonik AS awal, F-100 Super Sabre, menggunakan intake semacam itu.

Asupan supersonik yang lebih canggih, tidak termasuk pitot: a) memanfaatkan kombinasi gelombang kejut kerucut dan gelombang kejut normal untuk meningkatkan pemulihan tekanan pada kecepatan terbang supersonik yang tinggi. Gelombang kejut kerucut digunakan untuk mengurangi bilangan Mach supersonik saat memasuki gelombang kejut normal, sehingga mengurangi kerugian kejut secara keseluruhan yang diakibatkannya. b) memiliki desain nomor Mach penerbangan shock-on-lip, di mana gelombang kejut kerucut/miring memotong bibir penutup, sehingga memungkinkan area penangkapan streamtube sama dengan area bibir intake. Namun, di bawah nomor Mach penerbangan shock-on-lip, sudut gelombang kejut kurang miring, menyebabkan garis arus yang mendekati bibir dibelokkan oleh keberadaan kerucut/ramp. Akibatnya, area penangkapan intake lebih kecil daripada area bibir intake, yang mengurangi aliran udara intake. Bergantung pada karakteristik aliran udara mesin, mungkin diinginkan untuk menurunkan sudut ramp atau memindahkan kerucut ke belakang untuk memfokuskan kembali gelombang kejut ke bibir penutup untuk memaksimalkan aliran udara intake. c) dirancang untuk memiliki guncangan normal di saluran hilir bibir intake, sehingga aliran pada pintu masuk kompresor/kipas selalu subsonik. Intake ini dikenal sebagai saluran masuk kompresi campuran. Namun, dua kesulitan muncul untuk intake ini: satu terjadi selama pelambatan mesin sementara yang lain terjadi ketika kecepatan pesawat (atau Mach) berubah. Jika mesin dicekik kembali, ada pengurangan aliran udara yang dikoreksi (atau non-dimensional) dari kompresor/kipas LP, tetapi (pada kondisi supersonik) aliran udara yang dikoreksi pada bibir intake tetap konstan, karena ditentukan oleh nomor Mach penerbangan dan insidensi/yaw intake. Ketidaksinambungan ini diatasi dengan guncangan normal yang bergerak ke area penampang yang lebih rendah di saluran, untuk mengurangi nomor Mach saat masuk ke gelombang kejut. Ini melemahkan gelombang kejut, meningkatkan pemulihan tekanan intake secara keseluruhan. Jadi, aliran udara absolut tetap konstan, sementara aliran udara yang dikoreksi pada pintu masuk kompresor turun (karena tekanan masuk yang lebih tinggi). Aliran udara masuk yang berlebih juga dapat dibuang ke laut atau ke dalam sistem pembuangan, untuk mencegah gelombang kejut berbentuk kerucut/miring terganggu oleh kejutan normal yang dipaksa terlalu jauh ke depan oleh pelambatan mesin.

Kesulitan kedua terjadi ketika nomor Mach pesawat berubah. Aliran udara harus sama di bibir intake, di tenggorokan dan di mesin. Pernyataan ini merupakan konsekuensi dari kekekalan massa. Namun, aliran udara umumnya tidak sama ketika kecepatan supersonik pesawat berubah. Kesulitan ini dikenal sebagai masalah pencocokan aliran udara yang dipecahkan dengan desain saluran masuk yang lebih rumit daripada yang biasa terjadi pada saluran masuk subsonik. Misalnya, untuk mencocokkan aliran udara, tenggorokan saluran masuk supersonik dapat dibuat bervariasi dan sebagian udara dapat dilewati di sekitar mesin dan kemudian dipompa sebagai udara sekunder oleh nosel ejektor. [ 8 ] Jika aliran saluran masuk tidak cocok, aliran tersebut dapat menjadi tidak stabil dengan gelombang kejut normal di tenggorokan yang tiba-tiba bergerak maju melewati bibir, yang dikenal sebagai inlet unstart. [ 9 ] Hambatan tumpahan tinggi dan pemulihan tekanan rendah dengan hanya gelombang kejut bidang yang menggantikan rangkaian gelombang kejut miring yang normal. Dalam instalasi SR-71, mesin akan terus bekerja meskipun terkadang terjadi ledakan afterburner.^[8][9][10]

Intake tipe Ferri, yang menggunakan bibir menonjol dan menyapu ke depan, konfigurasi yang juga digunakan untuk inlet akar sayap. Pesawat terkenal yang menggunakan contoh ini adalah rudal jelajah Republic AP-75, XF-103, F-105, XF8U-3, dan SSM-N-9 Regulus II^[11][12]

[[File:MiG-21 RB23.JPG|thumb|Kerucut saluran masuk MiG-21MF]] Banyak pesawat tempur supersonik generasi kedua yang memiliki kerucut saluran masuk, yang digunakan untuk membentuk gelombang kejut berbentuk kerucut. Jenis kerucut saluran masuk ini terlihat jelas di bagian paling depan pesawat English Electric Lightning dan MiG-21, misalnya.

Pendekatan yang sama dapat digunakan untuk pemasukan udara yang dipasang di sisi badan pesawat, di mana setengah kerucut memiliki tujuan yang sama dengan pemasukan udara setengah lingkaran, seperti yang terlihat pada F-104 Starfighter dan BAC TSR-2.

Beberapa intake bersifat bikonik ; artinya intake tersebut memiliki dua permukaan kerucut: kerucut pertama dilengkapi dengan permukaan kerucut kedua yang tidak terlalu miring, yang menghasilkan gelombang kejut ekstra kerucut, yang memancar dari persimpangan antara kedua kerucut. Intake bikonik biasanya lebih efisien daripada intake kerucut yang setara, karena bilangan Mach masuk ke kejut normal berkurang dengan adanya gelombang kejut kerucut kedua.

Intake pada SR-71 memiliki lonjakan kerucut translasi yang mengendalikan posisi gelombang kejut untuk memberikan pemulihan tekanan maksimum.^[13]

Untuk intake persegi panjang, cara yang setara untuk menghasilkan sistem kejut yang dibutuhkan, dibandingkan dengan badan intake kerucut melingkar, adalah dengan menggunakan ramp. Ramp menyebabkan penyimpangan aliran udara yang tiba-tiba dalam aliran supersonik seperti halnya adanya permukaan kerucut.

Dua ramp vertikal digunakan pada intake F-4 Phantom, yang pertama dengan sudut baji tetap 10 derajat dan yang kedua dengan defleksi tambahan variabel di atas Mach 1.2.^[14]Ramp horizontal digunakan pada intake Concorde.

• 
  F-4 Phantom menunjukkan ramp depan tetap, ref "702", dan ramp belakang yang dapat dipindahkan
• 
  Mode pengoperasian intake Concorde yang menunjukkan posisi "ramp bergerak" horizontal
• 
  F-15 rampa internal membentuk permukaan atas saluran pemasukan dalam posisi yang berbeda

Saluran masuk supersonik tanpa pengalih. diverterless supersonic inlet (DSI) terdiri dari "tonjolan" dan penutup saluran masuk yang menyapu ke depan, yang bekerja sama untuk mengalihkan aliran udara lapisan batas dari mesin pesawat sambil memampatkan udara untuk memperlambatnya dari kecepatan supersonik. DSI dapat digunakan untuk menggantikan metode konvensional untuk mengendalikan aliran udara supersonik dan lapisan batas. DSI dapat digunakan untuk menggantikan jalur masuk dan kerucut saluran masuk, yang lebih rumit, berat, dan mahal.^[15]

Kompresor aksial mengandalkan bilah berputar yang memiliki bagian aerofoil, mirip dengan sayap pesawat terbang. Seperti halnya sayap pesawat terbang, bilah dapat macet dalam beberapa kondisi. Jika ini terjadi, aliran udara di sekitar kompresor yang macet dapat berbalik arah dengan cepat. Setiap desain kompresor memiliki peta operasi aliran udara versus kecepatan putar yang terkait untuk karakteristik khusus jenis tersebut (lihat peta kompresor).

Pada kondisi throttle tertentu, kompresor beroperasi di suatu tempat di sepanjang garis operasi steady state. Sayangnya, garis operasi ini tergeser selama transien. Banyak kompresor dilengkapi dengan sistem anti-stall dalam bentuk bleed band atau stator geometri variabel untuk mengurangi kemungkinan lonjakan. Metode lain adalah membagi kompresor menjadi dua unit atau lebih, yang beroperasi pada poros konsentris yang terpisah.

Pertimbangan desain lainnya adalah beban tahap rata-rata. Beban ini dapat dipertahankan pada tingkat yang wajar baik dengan meningkatkan jumlah tahap kompresi (lebih banyak bobot/biaya) atau kecepatan bilah rata-rata (lebih banyak tekanan bilah/cakram).

Meskipun kompresor aliran besar biasanya semua aksial, tahap belakang pada unit yang lebih kecil terlalu kecil untuk menjadi kokoh. Akibatnya, tahap ini sering diganti dengan satu unit sentrifugal. Kompresor aliran yang sangat kecil sering menggunakan dua kompresor sentrifugal, yang dihubungkan secara seri. Meskipun kompresor sentrifugal secara terpisah mampu beroperasi pada rasio tekanan yang cukup tinggi (misalnya 10:1), pertimbangan tegangan impeller membatasi rasio tekanan yang dapat digunakan dalam siklus mesin dengan rasio tekanan keseluruhan yang tinggi.

Peningkatan rasio tekanan keseluruhan berarti peningkatan suhu keluar kompresor tekanan tinggi. Ini berarti kecepatan poros tekanan tinggi yang lebih tinggi, untuk mempertahankan angka Mach ujung bilah datum pada tahap kompresor belakang. Namun, pertimbangan tegangan dapat membatasi peningkatan kecepatan poros, yang menyebabkan kompresor asli melambat secara aerodinamis ke rasio tekanan yang lebih rendah daripada datum.

Bagian pertama dari pembakar adalah peningkatan area (diffuser) untuk memperlambat udara dari kompresor karena kecepatan masuk yang terlalu tinggi ke saluran dengan penambahan panas (pembakar) akan menyebabkan kehilangan tekanan yang sangat tinggi. Kecepatannya masih terlalu tinggi untuk menahan api di tempatnya sehingga zona pembakaran yang terlindung (dikenal sebagai zona primer) harus disediakan menggunakan penahan api misalnya. Setelah udara yang dibutuhkan untuk pembakaran telah memasuki bagian depan kaleng, udara selanjutnya masuk melalui banyak lubang kecil di dinding kaleng untuk menyediakan pendinginan dinding dengan lapisan udara yang lebih dingin untuk mengisolasi permukaan logam dengan penghalang termal pelindung.^[16][17]

Karena turbin tidak dapat menahan suhu stoikiometris (rasio campuran sekitar 15:1) di zona pembakaran, udara kompresor yang tersisa setelah memasok zona primer dan film pendingin dinding, dan dikenal sebagai udara pengenceran, digunakan untuk mengurangi suhu gas pada pintu masuk turbin ke tingkat yang dapat diterima (rasio campuran keseluruhan antara 45:1 dan 130:1 digunakan).

Konfigurasi pembakar meliputi kaleng, annular, dan kaleng-annular.

Mesin roket, yang bukan merupakan 'mesin saluran' memiliki sistem pembakar yang sangat berbeda, dan rasio campuran biasanya jauh lebih mendekati stoikiometris di ruang utama. Mesin ini umumnya tidak memiliki penahan api dan pembakaran terjadi pada suhu yang jauh lebih tinggi, karena tidak ada turbin di hilir. Namun, mesin roket cair sering menggunakan pembakar terpisah untuk menyalakan turbopump, dan pembakar ini biasanya bekerja jauh dari stoikiometris untuk menurunkan suhu turbin di pompa.

Turbin 3 tahap pada GE J79. Setiap tahap adalah cincin stasioner dari bilah pemandu nosel yang diikuti oleh bilah yang berputar. Gas bergerak dari kiri ke kanan dan cincin bilah ke-2 dan ke-3 telah dilepas untuk memperlihatkan bilah dengan lebih baik. Cincin pertama memperlihatkan bentuk bilah dan bagaimana bilah tersebut mengubah gas dari pembakar ke arah tangensial yang diperlukan untuk memutar cakram berbilah. Karena turbin mengembang dari tekanan tinggi ke rendah, tidak ada yang namanya lonjakan atau kemacetan turbin. Turbin membutuhkan lebih sedikit tahapan daripada kompresor, terutama karena suhu masuk yang lebih tinggi mengurangi deltaT/T (dan dengan demikian rasio tekanan) dari proses ekspansi. Bilahnya memiliki lebih banyak kelengkungan dan kecepatan aliran gas lebih tinggi.

Namun, perancang harus mencegah bilah dan baling-baling turbin meleleh dalam suhu dan lingkungan bertekanan sangat tinggi. Akibatnya, udara buangan yang diekstraksi dari sistem kompresi sering digunakan untuk mendinginkan bilah/baling-baling turbin secara internal. Solusi lainnya adalah bahan yang lebih baik dan/atau lapisan isolasi khusus. Cakram harus dibentuk khusus untuk menahan tekanan besar yang diberikan oleh bilah yang berputar. Cakram berbentuk impuls, reaksi, atau kombinasi bentuk impuls-reaksi. Bahan yang lebih baik membantu menjaga berat cakram tetap rendah.

Afterburner meningkatkan daya dorong dengan membakar bahan bakar ekstra di pipa jet di belakang mesin.

• 
  Turbofan dilengkapi dengan afterburner. Perhatikan bahwa batang penyemprot bahan bakar juga harus ditunjukkan pada knalpot inti.
• 
  Tabung bahan bakar afterburner ke batang semprot internal, GE J79

Nosel pendorong mengubah turbin gas atau generator gas menjadi mesin jet. Tenaga yang tersedia dalam gas buang turbin gas diubah menjadi jet pendorong berkecepatan tinggi oleh nosel. Tenaga ditentukan oleh nilai tekanan dan suhu pengukur tipikal untuk turbojet sebesar 20 psi (140 kPa) dan 1.000 °F (538 °C).^[18]

Ini terdiri dari cangkir yang berayun melintasi ujung nosel pembuangan dan membelokkan dorongan jet ke depan (seperti pada DC-9), atau dua panel di belakang penutup yang meluncur ke belakang dan hanya membalikkan dorongan kipas (kipas menghasilkan sebagian besar dorongan). Pengalihan udara kipas dilakukan oleh perangkat yang disebut "pintu pemblokir" dan "baling-baling kaskade". Ini adalah kasus pada banyak pesawat besar seperti 747, C-17, KC-10, dll. Jika Anda berada di pesawat dan Anda mendengar mesin bertambah tenaga setelah mendarat, biasanya karena pembalik dorongan dikerahkan. Mesin sebenarnya tidak berputar mundur, seperti yang mungkin Anda duga dari istilah tersebut. Pembalik digunakan untuk memperlambat pesawat lebih cepat dan mengurangi keausan pada rem roda.

Semua mesin jet memerlukan gas bersuhu tinggi agar efisien, biasanya dicapai dengan membakar bahan bakar hidrokarbon atau hidrogen. Suhu pembakaran bisa mencapai 3500K (5841F) dalam roket, jauh di atas titik leleh sebagian besar material, tetapi mesin jet bernapas udara biasa menggunakan suhu yang agak lebih rendah.

Sistem pendingin digunakan untuk menjaga suhu bagian padat di bawah suhu kegagalan.

Turbin gas memiliki sistem udara sekunder yang sangat penting untuk pengoperasian mesin. Sistem ini menyediakan udara pendingin untuk turbin, aliran udara ke rongga bantalan untuk mencegah oli mengalir keluar, dan tekanan rongga untuk memastikan beban dorong rotor memberikan masa pakai bantalan dorong yang dapat diterima.

Udara yang dikeluarkan dari saluran keluar kompresor melewati ruang bakar dan disuntikkan ke tepi cakram turbin yang berputar. Udara pendingin kemudian melewati saluran yang rumit di dalam bilah turbin. Setelah menghilangkan panas dari bahan bilah, udara (yang sekarang cukup panas) dibuang melalui lubang pendingin ke aliran gas utama. Udara pendingin untuk bilah turbin mengalami proses yang sama.

Mendinginkan ujung depan bilah bisa jadi sulit, karena tekanan udara pendingin di dalam lubang pendingin mungkin tidak jauh berbeda dari aliran gas yang datang. Salah satu solusinya adalah dengan memasang pelat penutup pada cakram. Pelat ini berfungsi sebagai kompresor sentrifugal untuk memberi tekanan pada udara pendingin sebelum memasuki bilah. Solusi lainnya adalah dengan menggunakan segel tepi turbin yang sangat efisien untuk memberi tekanan pada area tempat udara pendingin melewati cakram yang berputar.

Segel digunakan untuk mencegah kebocoran oli, mengendalikan udara untuk pendinginan, dan mencegah aliran udara liar ke dalam rongga turbin.

Serangkaian segel (misalnya labirin) memungkinkan aliran udara buangan kecil untuk mencuci cakram turbin guna mengekstraksi panas dan, pada saat yang sama, memberi tekanan pada segel tepi turbin, guna mencegah gas panas memasuki bagian dalam mesin. Jenis segel lainnya adalah hidrolik, sikat, karbon, dll.

Sejumlah kecil udara buangan kompresor juga digunakan untuk mendinginkan poros, selubung turbin, dll. Sebagian udara juga digunakan untuk menjaga suhu dinding ruang pembakaran di bawah suhu kritis. Hal ini dilakukan dengan menggunakan lubang udara primer dan sekunder yang memungkinkan lapisan udara tipis menutupi dinding bagian dalam ruang pembakaran untuk mencegah pemanasan berlebihan.

Suhu keluar bergantung pada batas suhu atas turbin, tergantung pada materialnya. Mengurangi suhu juga akan mencegah kelelahan termal dan kegagalan. Aksesori mungkin juga memerlukan sistem pendinginnya sendiri menggunakan udara dari kompresor atau udara luar.

Udara dari tahap kompresor juga digunakan untuk memanaskan kipas, anti-icing rangka pesawat, dan untuk memanaskan kabin. Tahap mana yang digunakan bergantung pada kondisi atmosfer di ketinggian tersebut.

Tabung bypass adalah komponen, biasanya ditemukan pada turbojet yang merupakan pipa eksternal/yang menyalurkan udara dari kompresor ke nosel pendorong dan bagian afterburner.^[19]Tabung bypass hanya bekerja paling baik pada kecepatan supersonik dari mach 2+ ketika efek udara ram lebih dari apa yang dapat ditangani kompresor di mana turbojet pada dasarnya menjadi ramjet. [ kutipan diperlukan ] Contoh terkenal yang menggunakan tabung bypass adalah Brandner E-300, Rolls-Royce Olympus dan Pratt & Whitney J58 yang paling umum.

• 
  Tabung bypass pada Rolls-Royce Olympus
• 
  Tabung bypass pada Pratt & Whitney J58

Selain menyediakan bahan bakar ke mesin, sistem bahan bakar juga digunakan untuk mengendalikan kecepatan baling-baling, aliran udara kompresor, dan mendinginkan oli pelumas. Bahan bakar biasanya dimasukkan melalui semprotan atom, yang jumlahnya dikontrol secara otomatis tergantung pada laju aliran udara.

Jadi urutan kejadian untuk meningkatkan daya dorong adalah, katup gas terbuka dan tekanan semprotan bahan bakar meningkat, sehingga meningkatkan jumlah bahan bakar yang dibakar. Ini berarti gas buang lebih panas dan dikeluarkan pada akselerasi yang lebih tinggi, yang berarti gas buang memberikan gaya yang lebih tinggi dan dengan demikian meningkatkan daya dorong mesin secara langsung. Ini juga meningkatkan energi yang diekstraksi oleh turbin yang menggerakkan kompresor lebih cepat sehingga terjadi peningkatan aliran udara ke dalam mesin juga.

Jelas, laju massa aliran udaralah yang penting karena perubahan momentum (massa x kecepatan)lah yang menghasilkan gaya. Akan tetapi, kepadatan bervariasi menurut ketinggian dan karenanya aliran massa juga akan bervariasi menurut ketinggian, suhu, dsb. yang berarti nilai throttle akan bervariasi menurut semua parameter ini tanpa mengubahnya secara manual.

Inilah sebabnya aliran bahan bakar dikontrol secara otomatis. Biasanya ada 2 sistem, satu untuk mengontrol tekanan dan yang lainnya untuk mengontrol aliran. Input biasanya berasal dari probe tekanan dan suhu dari intake dan di berbagai titik di seluruh mesin. Input throttle, kecepatan mesin, dll. juga diperlukan. Ini memengaruhi pompa bahan bakar bertekanan tinggi.

Daya dorong mesin harus dipertahankan atau divariasikan sesuai keinginan pilot dengan memvariasikan aliran bahan bakar. Namun, hal itu harus dilakukan tanpa melampaui batasan apa pun yang dapat merusak mesin atau menyebabkan padamnya api (campuran yang mudah terbakar harus dipertahankan di ruang pembakaran untuk mencegah padamnya api yang berlebihan). Unit hidromekanik yang kompleks digunakan untuk menerapkan persyaratan ini sebelum kontrol mesin elektronik dikembangkan.

Berikut ini menjelaskan beberapa fungsi HMU untuk sistem kontrol bahan bakar pada tahun 1960-an. Aliran bahan bakar tergantung pada area pembatasan variabel dalam tabung bahan bakar (katup gas yang areanya disesuaikan oleh pilot) dan penurunan tekanan di atasnya. Penurunan tekanan harus dipertahankan oleh HMU jika katup gas pilot akan mengontrol aliran bahan bakar. Bahan bakar harus dikurangi dengan ketinggian untuk mempertahankan rasio a/f yang sama karena tekanan sekitar yang lebih rendah berarti lebih sedikit berat udara yang masuk ke mesin (kontrol mesin awal menggunakan Barostat atau Kontrol Tekanan Barometrik tergantung pada jenis pompa bahan bakar, perpindahan tetap atau variabel). Ketika pilot menginginkan lebih banyak daya dorong, laju peningkatan aliran bahan bakar yang datang dengan menggerakkan tuas dorong (throttle) tidak boleh terlalu besar tetapi pada saat yang sama harus cukup untuk mempercepat mesin dengan cepat tanpa menghentikan kompresor. Ketika mengurangi daya dorong, laju penurunan bahan bakar tidak boleh terlalu cepat atau akan terjadi flame-out. Pada kecepatan mesin tinggi, kecepatan berlebih dan suhu berlebih (melampaui batas maksimum yang diizinkan) harus dicegah untuk menghindari kerusakan bilah turbin. Contoh HMU, meskipun disebut Constant All Speed Control (CASC), adalah kontrol bahan bakar Rolls-Royce/Lucas yang digunakan pada Rolls-Royce Spey. Ia melakukan semua fungsi di atas serta mempertahankan kecepatan poros HP (yang menjadi parameter kontrol dasar) yang dipilih oleh pilot untuk sebagian besar kondisi penerbangan berikutnya, kecepatan poros LP dicegah melampaui batas kecepatan aerodinamisnya (N/sqrtT) yang terjadi pada suhu masuk rendah, tekanan maksimum di dalam mesin, yang terjadi pada hari-hari dingin, untuk mempertahankan masa lelah casing.^{[20][21][22][23]}

Berikut ini menjelaskan kontrol bahan bakar baru-baru ini, yang digunakan pada mesin CFM International CFM56 5B, yang dipasang pada Airbus A320, yang memiliki FADEC yang mengendalikan dan menghitung semua fungsi yang sebelumnya dilakukan oleh HMU. HMU masih diperlukan karena aktuator listrik (motor torsi atau motor stepper) diperlukan untuk mengubah sinyal digital dari FADEC menjadi perubahan aliran bahan bakar. HMU harus menerapkan yang berikut: pembatasan variabel (disebut katup pengukur bahan bakar FMV) dan penurunan tekanan di atasnya (dengan menggunakan katup pintas antara pompa bahan bakar tekanan tinggi dan FMV). Penurunan tekanan dijaga konstan sehingga aliran bahan bakar ke nosel bahan bakar hanya bergantung pada posisi FMV. Permintaan tuas dorong pilot untuk bahan bakar hanya satu permintaan yang masuk ke FADEC untuk memposisikan FMV. Yang lain, seperti kecepatan rotor HP, akan mengubah permintaan pilot seperlunya sebelum mengirim sinyal ke motor torsi yang mengatur posisi FMV. HMU juga mengirimkan sinyal hidrolik bahan bakar menggunakan motor torsi individual yang dikontrol FADEC ke aktuator untuk bilah stator variabel, kontrol jarak bebas turbin tekanan rendah dan tinggi, kontrol jarak bebas kompresor tekanan tinggi, dan motor untuk katup pembuangan variabel.

Pompa propelan biasanya ada untuk menaikkan tekanan propelan di atas tekanan di ruang pembakaran sehingga bahan bakar dapat disuntikkan. Pompa bahan bakar biasanya digerakkan oleh poros utama, melalui roda gigi.

Turbopump adalah pompa sentrifugal yang diputar oleh turbin gas dan digunakan untuk menaikkan tekanan propelan di atas tekanan di ruang pembakaran sehingga dapat disuntikkan dan dibakar. Turbopump sangat umum digunakan dengan roket, tetapi ramjet dan turbojet juga diketahui menggunakannya. Gas penggerak untuk turbopump biasanya dihasilkan di ruang terpisah dengan pembakaran off-stoikiometris dan aliran massa yang relatif kecil dibuang baik melalui nosel khusus, atau pada suatu titik di nosel utama; keduanya menyebabkan sedikit penurunan kinerja. Dalam beberapa kasus (terutama Mesin Utama Pesawat Ulang Alik), pembakaran bertahap digunakan, dan gas buang pompa dikembalikan ke ruang utama tempat pembakaran selesai dan pada dasarnya tidak ada kehilangan kinerja karena kehilangan pemompaan yang terjadi.

Pompa turbo Ramjet menggunakan udara ram yang mengembang melalui turbin.

Sistem bahan bakar seperti dijelaskan di atas adalah salah satu dari dua sistem yang diperlukan untuk menghidupkan mesin. Sistem lainnya adalah pengapian campuran udara/bahan bakar di dalam ruang bakar. Biasanya, unit daya bantu digunakan untuk menghidupkan mesin. Unit ini memiliki motor starter yang memiliki torsi tinggi yang disalurkan ke unit kompresor. Ketika kecepatan optimal tercapai, yaitu aliran gas melalui turbin mencukupi, turbin akan mengambil alih.

Ada sejumlah metode permulaan yang berbeda seperti elektrik, hidrolik, pneumatik, dan lain-lain.

Starter elektrik bekerja dengan roda gigi dan pelat kopling yang menghubungkan motor dan mesin. Kopling digunakan untuk melepaskan saat kecepatan optimal tercapai. Hal ini biasanya dilakukan secara otomatis. Pasokan listrik digunakan untuk menyalakan motor serta untuk pengapian. Tegangan biasanya terbentuk secara perlahan saat starter menambah kecepatan.

Beberapa pesawat militer perlu dinyalakan lebih cepat daripada yang diizinkan oleh metode elektrik dan karenanya mereka menggunakan metode lain seperti starter turbin kartrid atau "starter kereta". Ini adalah turbin impuls yang dipicu oleh pembakaran gas dari kartrid, biasanya dibuat dengan menyalakan propelan padat yang mirip dengan bubuk mesiu. Turbin ini diarahkan untuk memutar mesin dan juga terhubung ke sistem pemutus otomatis, atau kopling overrunning. Kartrid dinyalakan secara elektrik dan digunakan untuk memutar turbin starter.

Sistem starter turbin lainnya hampir sama persis seperti mesin kecil. Sekali lagi turbin dihubungkan ke mesin melalui roda gigi. Akan tetapi, turbin diputar dengan membakar gas - biasanya bahan bakarnya adalah isopropil nitrat (atau terkadang Hidrazin) yang disimpan dalam tangki dan disemprotkan ke dalam ruang pembakaran. Sekali lagi, bahan bakar dinyalakan dengan busi. Semuanya dikontrol secara elektrik, seperti kecepatan, dll.

Sebagian besar pesawat komersial dan pesawat angkut militer besar biasanya menggunakan apa yang disebut unit daya bantu (APU). Biasanya berupa turbin gas kecil. Jadi, dapat dikatakan bahwa menggunakan APU seperti itu sama saja dengan menggunakan turbin gas kecil untuk menyalakan turbin yang lebih besar. Udara bertekanan rendah (40–70 psi atau 280–480 kPa) dan bervolume tinggi dari bagian kompresor APU dialirkan melalui sistem pipa ke mesin, kemudian diarahkan ke sistem starter. Udara buangan ini diarahkan ke mekanisme untuk menyalakan mesin dan menarik udara. Starter biasanya berjenis turbin udara, mirip dengan starter kartrid, tetapi menggunakan udara buangan APU sebagai pengganti gas pembakaran kartrid propelan. Sebagian besar starter kereta juga dapat menggunakan udara APU untuk memutarnya. Ketika kecepatan putar mesin cukup untuk menarik cukup udara guna mendukung pembakaran, bahan bakar dimasukkan dan dinyalakan. Setelah mesin menyala dan mencapai kecepatan diam, udara buangan dan sistem pengapian dimatikan.

APU pada pesawat seperti Boeing 737 dan Airbus A320 dapat dilihat di bagian paling belakang pesawat. Ini adalah lokasi umum untuk APU pada sebagian besar pesawat komersial meskipun beberapa mungkin berada di pangkal sayap (Boeing 727) atau badan pesawat belakang (DC-9 / MD80) sebagai contoh dan beberapa pesawat angkut militer membawa APU mereka di salah satu pod roda pendaratan utama (C-141).

Beberapa APU dipasang pada kereta beroda, sehingga dapat ditarik dan digunakan pada berbagai pesawat. APU dihubungkan dengan selang ke saluran pesawat, yang meliputi katup periksa untuk memungkinkan udara APU mengalir ke dalam pesawat, namun tidak memungkinkan udara buangan mesin utama keluar melalui saluran.

APU juga menyediakan daya yang cukup untuk menjaga lampu kabin, tekanan, dan sistem lain tetap menyala saat mesin mati. Katup yang digunakan untuk mengendalikan aliran udara biasanya dikontrol secara elektrik. Katup tersebut menutup secara otomatis pada kecepatan yang telah ditentukan sebelumnya. Sebagai bagian dari urutan penyalaan pada beberapa mesin, bahan bakar dikombinasikan dengan udara yang disuplai dan dibakar alih-alih hanya menggunakan udara. Hal ini biasanya menghasilkan daya yang lebih besar per satuan berat.

Biasanya, APU dinyalakan oleh motor starter elektriknya sendiri yang dimatikan secara otomatis pada kecepatan yang tepat. Saat mesin utama menyala dan mencapai kondisi yang tepat, unit tambahan ini kemudian dimatikan dan dilepaskan secara perlahan.

Pompa hidrolik juga dapat digunakan untuk menghidupkan beberapa mesin melalui roda gigi. Pompa dikontrol secara elektrik di darat.

Variasinya adalah APU yang dipasang di Boeing F/A-18 Hornet; ia dinyalakan oleh motor hidrolik, yang menerima energi yang tersimpan dalam akumulator. Akumulator ini diisi ulang setelah mesin kanan dinyalakan dan menghasilkan tekanan hidrolik, atau oleh pompa tangan di sumur roda pendaratan utama sebelah kanan.

Peluru hidung adalah komponen turbojet yang digunakan untuk mengalihkan udara ke intake, di depan penggerak aksesori dan untuk menampung motor starter.^{[24][25][26][27][28]}

Biasanya ada dua busi pengapian di posisi yang berbeda dalam sistem pembakaran. Percikan tegangan tinggi digunakan untuk menyalakan gas. Tegangan disimpan dari pasokan tegangan rendah (biasanya 28 V DC) yang disediakan oleh baterai pesawat. Tegangan ini terkumpul hingga mencapai nilai yang tepat dalam eksitasi pengapian (mirip dengan koil pengapian otomotif) dan kemudian dilepaskan sebagai percikan berenergi tinggi. Bergantung pada berbagai kondisi, seperti terbang di tengah hujan lebat, pengapian terus menghasilkan percikan untuk mencegah kegagalan pembakaran jika api di dalamnya padam. Tentu saja, jika api padam, harus ada sarana untuk menyalakan kembali. Ada batas ketinggian dan kecepatan udara di mana mesin dapat memperoleh penyalaan ulang yang memuaskan.

Misalnya, General Electric F404-400 menggunakan satu pemantik untuk pembakar dan satu untuk pembakar susulan; sistem pengapian untuk A/B menggabungkan sensor api ultraviolet untuk menonaktifkan pemantik setelah lampu mati pada bahan bakar minimum terdeteksi.

Sebagian besar sistem pengapian modern menyediakan energi yang cukup (20–40 kV) sehingga menimbulkan bahaya yang mematikan apabila seseorang bersentuhan dengan kabel listrik saat sistem diaktifkan, sehingga komunikasi tim sangat penting saat bekerja pada sistem ini.

Sistem pelumasan berfungsi untuk memastikan pelumasan bantalan dan roda gigi serta menjaga suhu yang cukup dingin, terutama dengan menghilangkan gesekan. Pelumas juga dapat digunakan untuk mendinginkan bagian lain seperti dinding dan komponen struktural lainnya secara langsung melalui aliran oli yang ditargetkan. Sistem pelumasan juga mengangkut partikel keausan dari bagian dalam mesin dan membuangnya melalui filter untuk menjaga oli dan komponen yang basah oleh oli tetap bersih.

Pelumas diisolasi dari bagian luar mesin melalui berbagai mekanisme penyegelan, yang juga mencegah kotoran dan benda asing lainnya mengontaminasi oli dan mencapai bantalan, roda gigi, dan bagian bergerak lainnya, dan biasanya mengalir dalam satu putaran (tidak dikonsumsi secara sengaja melalui penggunaan mesin). Pelumas harus dapat mengalir dengan mudah pada suhu yang relatif rendah dan tidak hancur atau rusak pada suhu yang sangat tinggi.

Biasanya sistem pelumasan memiliki subsistem yang menangani masing-masing sistem pasokan pelumasan mesin, pemulungan (sistem pengembalian oli), dan pernafasan (pembuangan udara berlebih dari kompartemen internal).

Komponen sistem tekanan biasanya meliputi tangki oli dan deaerator, pompa oli utama, filter oli utama/katup bypass filter, katup pengatur tekanan (PRV), pendingin oli/katup bypass dan pipa/jet. Biasanya aliran dari tangki ke saluran masuk pompa dan PRV, dipompa ke filter oli utama atau katup bypass dan pendingin oli, kemudian melalui beberapa filter lagi ke jet di bantalan.

Dengan menggunakan metode kontrol PRV, berarti tekanan oli umpan harus di bawah nilai kritis (biasanya dikontrol oleh katup lain yang dapat mengeluarkan oli berlebih kembali ke tangki jika melebihi nilai kritis). Katup terbuka pada tekanan tertentu dan oli terus bergerak pada kecepatan konstan ke dalam ruang bantalan.

Jika pengaturan daya mesin meningkat, tekanan di dalam ruang bantalan juga biasanya meningkat, yang berarti perbedaan tekanan antara umpan pelumas dan ruang berkurang yang dapat mengurangi laju aliran oli saat dibutuhkan lebih banyak lagi. Akibatnya, beberapa PRV dapat menyesuaikan nilai gaya pegasnya menggunakan perubahan tekanan ini di ruang bantalan secara proporsional untuk menjaga aliran pelumas tetap konstan.

Kebanyakan mesin jet dikontrol secara digital menggunakan sistem Full Authority Digital Electronics Control (FADEC), namun beberapa sistem menggunakan perangkat mekanis.

• Generator gas
• Bilah turbin
• Desain perhitungan kipas aksial
• Kombustor
• Kompresor
• Bahan bakar penerbangan
• Bahan bakar jet
• Propelan roket
• Propelan roket cair
• Gaya (fisika)
• Daya
• Laju
• Tekanan
• Efisiensi energi
• Mesin jet
• Turbojet
• Turbofan
• Propfan
• Turboshaft
• Turboprop
• Turbin gas
• Mesin reaksi
• Baling-baling
• Baling-baling pesawat

• Jet Engine http://www.madehow.com
• Parts of a Jet Engine http://www.grc.nasa.gov
• http://www.avid.ru/eng/
• CFM Engine Models
• THE HF120
• A LEAP in engine innovation
• V2500 SelectOne Diarsipkan 2013-12-22 di Wayback Machine.
• Aviation engines Diarsipkan 2012-10-17 di Wayback Machine.
• http://en.klimov.ru/ Diarsipkan 2009-07-30 di Wayback Machine.
• АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ Diarsipkan 2012-11-09 di Wayback Machine.
• MTU's commercial products: Known worldwide for their quality
• NPO Saturn
• Engines for military aircraft and UAS NPO Saturn
• Williams International
• Media about jet engines from Rolls-Royce Diarsipkan 2013-01-11 di Wayback Machine.
• How Stuff Works article on how a Gas Turbine Engine works Diarsipkan 2008-06-16 di Wayback Machine.
• Influence of the Jet Engine on the Aerospace Industry
• An Overview of Military Jet Engine History, Appendix B, pp. 97–120, in Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp., 24 pgs, PDF)
• Basic jet engine tutorial (QuickTime Video Diarsipkan 2006-05-16 di Wayback Machine.
• Geheime Kommandosache: Me 262 Leistungssteigerung (Historisches Dokument von 1945)
• Vorlesung am MIT von Professor Z. S. Spakovszky über Thermodynamik und Antriebstechnik (englisch)
• Исследование пульсирующих ВРД на примере немецкого самолёта-снаряда V-1 (англ.), США, 1946.
• Работы по ПВРД и крылатым ракетам дальнего действия с ПВРД в СССР (1947—1960)
• Двухконтурные ТРД^{[pranala nonaktif permanen]}
• Экспериментальная модель вибрации ТРД