バイパス比

ターボファンエンジンのバイパス比（BPR）は、バイパスストリームの質量流量とコアに入る質量流量の比です。^[1]たとえば、バイパス比が10：1の場合、コアを通過する空気1 kgごとに、バイパスダクトを通過する空気10 kgを意味します。

ターボファン エンジンは通常、BPR で説明されます。BPR は、エンジン圧力比、タービン入口温度、ファン圧力比とともに重要な設計パラメータです。さらに、ターボプロップエンジンとアンダクテッド ファンエンジンの導入では、推進効率が高いため、非常にバイパス率の高いターボファンの全体的な効率特性が得られるため、BPR が引用されます。これにより、BPR の増加とともに燃料消費率 (SFC) が減少する傾向を示すグラフにターボファンと共に表示できます。BPR は、ファンの気流がエンジンから離れており、エンジン コアに物理的に接触しないリフト ファン エンジンの導入でも引用されます。

バイパスは同じ推力に対してより低い燃料消費量を提供します。これは推力比燃料消費量（ SI単位系を使用したkN単位の推力あたりのグラム/秒燃料）として測定されます。高バイパス比による低燃料消費は、ダクトファンではなくプロペラを使用するターボプロップ機に適用されます。 ^{[2] [3] [4] [5]}高バイパス設計は、商用旅客機と民間および軍用ジェット輸送機の両方で主流のタイプです。

ビジネスジェットでは中型BPRエンジンが使用される。^[6]

戦闘機は、燃料効率と戦闘要件（高い出力重量比、超音速性能、アフターバーナーの使用能力）との間で妥協を図るため、バイパス比の低いエンジンを使用します。

ガスタービンからのガス動力がすべて推進ノズルで運動エネルギーに変換されると、航空機は超音速の高速に最も適します。すべてが運動エネルギーの低い別の大きな空気の塊に転送されると、航空機はゼロ速度（ホバリング）に最も適します。その中間の速度では、ガス動力は別の気流とガスタービン自体のノズルの流れの間で、航空機に必要な性能を与える割合で共有されます。最初のジェット機は亜音速であり、燃料消費量が多いため推進ノズルがこれらの速度に適していないことは理解されており、1936 年にはすでにバイパスが提案されていました（英国特許 471,368）。バイパスの背後にある基本原理は、排気速度を余分な質量の流れと交換することです。これにより、必要な推力が得られ、燃料消費が少なくなります。ターボジェットの発明者フランク・ホイットルはこれを「流れの減速」と呼びました。^[7]パワーはガス発生器から余分な空気の塊、つまりよりゆっくりと移動するより大きな直径の推進ジェットに転送されます。バイパスは、利用可能な機械的動力をより多くの空気に分散させ、ジェットの速度を低下させます。^[8]質量流量と速度のトレードオフは、ディスク負荷と電力負荷を比較することで、プロペラとヘリコプターのローターでも見られます。^[9]たとえば、同じヘリコプターの重量を支えるには、高出力エンジンと小径ローターを使用するか、または燃料を少なくして、低出力エンジンとローターを大きくしてローターを通る速度を低くします。

バイパスとは、通常、ガスタービンからバイパス空気流にガス動力を移して、燃料消費とジェット騒音を減らすことを指します。あるいは、バイパスの唯一の要件が冷却空気を供給することであるアフターバーニングエンジンが必要になる場合があります。これは BPR の下限を設定し、これらのエンジンは「リーキー」または連続ブリードターボジェット^[10] (ゼネラルエレクトリック YJ-101 BPR 0.25) および低 BPR ターボジェット^{[11] (プラットアンドホイットニー PW1120) と呼ばれています。低 BPR (0.2) は、}プラットアンドホイットニー J58のアフターバーナー冷却だけでなく、サージマージンを提供するためにも使用されています。^[12]

ゼロバイパス (ターボジェット) エンジンでは、高温高圧の排気ガスが推進ノズルを通る膨張によって加速され、すべての推力を生成します。コンプレッサーは、タービンによって生成されたすべての機械的動力を吸収します。バイパス設計では、追加のタービンがダクテッドファンを駆動し、エンジンの前方から後方に空気を加速します。高バイパス設計では、ダクテッドファンとノズルがほとんどの推力を生成します。ターボファンは、原理的にターボプロップと密接な関係があります。これは、どちらも追加の機械を使用してガスタービンのガス動力の一部をバイパスストリームに転送し、熱いノズルが運動エネルギーに変換する量が少なくなるためです。ターボファンは、すべての推力を排気ガスから得るターボジェットと、最小限の推力 (通常は 10% 以下) しか排気ガスから得ないターボプロップの中間段階を表します。^[13]軸動力を抽出してバイパス流に伝達すると余分な損失が発生しますが、これは推進効率の向上によって十分に補われます。ターボプロップ機は、低損失の推進ノズルにタービン、ギアボックス、プロペラが追加されているにもかかわらず、最高飛行速度でターボジェット機よりも大幅に燃料を節約できます。^[14]ターボファンは、ターボジェットの単一ノズルと比較して、追加のタービン、ファン、バイパスダクト、追加の推進ノズルによる追加の損失があります。

BPR のみの増加が航空機の全体的な効率、つまり SFC に与える影響を確認するには、共通のガス発生器を使用する必要があります。つまり、ブレイトン サイクル パラメータまたはコンポーネントの効率は変化しません。Bennett ^[15]は、この場合、バイパスに電力を転送する際の損失が比較的緩やかに増加するのと同時に、排気損失が急速に減少し、SFC が大幅に改善されることを示しています。実際には、時間の経過とともに BPR が増加すると、ガス発生器の効率も上昇し、BPR の影響がある程度隠されます。

重量と材料の制限 (タービン材料の強度や融点など) のみが、ターボファン ガス タービンがこの熱エネルギーを機械エネルギーに変換する効率を低下させます。排気ガスからはまだ抽出できるエネルギーがあるかもしれませんが、ステータとタービン ディスクを追加するごとに、単位重量あたりに取り出せる機械エネルギーは次第に少なくなり、システム全体の効率を上げるためにコンプレッサ ステージを追加してシステムの圧縮比を上げると、タービン面の温度が上昇します。それでも、高バイパス エンジンは推進効率が高いです。これは、非常に大きな体積の空気、つまり大量の空気の速度をわずかに上げるだけでも、運動量と推力に大きな変化が生じるためです。推力は、エンジンの質量流量 (エンジンを流れる空気の量) に吸気速度と排気速度の差を掛けたもので、線形関係にありますが、排気の運動エネルギーは、質量流量に速度差の 2 乗の 1/2 を掛けたものです。^{[16] [17]}ディスク負荷（ディスク面積あたりの推力）が低いと航空機のエネルギー効率が向上し、燃料使用量が削減されます。^{[18] [19] [20]}

1950年代初頭に開発されたロールスロイス社の コンウェイ ターボファンエンジンは、バイパスエンジンの初期の例である。構成は2スプールターボジェットに似ているが、バイパスエンジンにするために特大の低圧コンプレッサーが装備されていた。コンプレッサーブレードの内側部分を通る流れはコアに入り、ブレードの外側部分はコアの周りに空気を吹き付けて残りの推力を提供する。コンウェイのバイパス比は、バリエーションによって0.3から0.6の間で変化した^[21]。

1960 年代にバイパス比が増大したことで、ジェット旅客機の 燃料効率はピストン動力の飛行機に匹敵するほどになりました。今日 (2015 年)、ほとんどのジェット エンジンには何らかのバイパスがあります。旅客機などの低速機に搭載されている最新のエンジンのバイパス比は最大 12:1 です。戦闘機などの高速機ではバイパス比はずっと低く、約 1.5 です。マッハ 2 またはそれより少し高い速度で飛行するように設計された航空機では、バイパス比は 0.5 未満です。

ターボプロップ機のバイパス比は50～100であるが^{[2] [3] [4]}、プロペラの推進気流はファンの推進気流よりも明確に定義されておらず^[22]、プロペラの気流はターボファンノズルからの気流よりも遅い。^{[20] [23]}