ターボファン

ターボファンエンジンのバイパス比（BPR）は、バイパス流の質量流量とコアに入る質量流量の比です。^{[ 11 ]}例えば、バイパス比が6ということは、燃焼室を通過する空気量の6倍の空気がバイパスダクトを通過することを意味します。

ターボファンエンジンは通常、BPR で表され、これは全体圧力比、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、ターボプロップおよびダクトなしファン設備では、推進効率が高いため、非常に高いバイパス比のターボファンの全体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 の増加に伴う比燃料消費量(SFC)の減少傾向を示すグラフに、ターボファンとともに表示することができます。 ^{[ 12 ]}また、ファンの気流がエンジンから遠く離れており、エンジンのコアを通過しないリフトファン設備でも、BPR を引用することができます。

一定のコア（すなわち、一定の圧力比とタービン入口温度）、コアジェットとバイパスジェットの速度が等しく、特定の飛行条件（すなわち、マッハ数と高度）を考慮すると、推力1ポンドあたりの燃料消費量（sfc）はBPRの増加とともに減少します。同時に、総推力と正味推力は増加しますが、その量は異なります。^{[ 13 ]} BPRを増加させることで、同じコアサイクルでの燃料消費量を大幅に削減できる可能性があります。これは、空気流量1ポンド/秒あたりの推力（比推力）の減少と、それに伴うジェット内の運動エネルギー損失の減少（推進効率の向上）によって実現されます。^{[ 14 ]}

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場合、航空機は超音速での高速飛行に最適です。それがすべて運動エネルギーの低い別の大きな空気の塊に伝達される場合、航空機はゼロ速度（ホバリング）に最適です。中間の速度では、ガス動力は別の気流とガスタービン自身のノズル流の間で、航空機に必要な性能が得られる割合で分配されます。質量流量と速度のトレードオフは、ディスク負荷と動力負荷を比較することで、プロペラやヘリコプターのローターでも見られます。^{[ 15 ]}例えば、同じヘリコプター重量は、高出力エンジンと小径ローターで支えることもできますし、燃料を少なくするために、低出力エンジンとローターを通過する速度が低い大きなローターを使用することもできます。

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送して燃料消費量とジェット騒音を低減することを指します。あるいは、バイパスの唯一の要件が冷却空気の供給であるアフターバーナーエンジンの要件がある場合もあります。これによりBPRの下限が設定され、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^{[ 16 ]}（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^{[ 17 ]} （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。^{[ 18 ]}

プロペラエンジンは低速域で最も効率が良く、ターボジェットエンジンは高速域で最も効率が良く、ターボファンエンジンはその中間の速度域で最も効率が良い。ターボファンエンジンは、ほとんどの商用航空機が運航する速度である約500 ～ 1,000 km/h (270 ～ 540 kn; 310 ～ 620 mph)の速度域で最も効率が良い。^{[ 19 ] [ 20 ]}   

ターボジェット（ゼロバイパス）エンジンでは、高温高圧の排気ガスが推進ノズルを通過する際に膨張し、すべての推力を発生させます。コンプレッサーはタービンによって発生した機械動力を吸収します。バイパス設計では、追加のタービンがダクトファンを駆動し、エンジンの前方から後方に向かって空気を加速します。ハイバイパス設計では、ダクトファンとノズルが推力の大部分を発生させます。ターボファンは原理的にはターボプロップと密接に関連しています。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流に伝達し、高温ノズルが運動エネルギーに変換する量を減らします。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、排気ガスから最小限の推力（通常10%以下）を得るターボプロップの中間段階を表します。^{[ 21 ]}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、推進効率の向上によって十分に補われます。ターボプロップは、ターボジェットの単純な低損失ノズルとは異なり、余分な機械（追加のタービン、ギアボックス、プロペラ）とそれに伴う損失があるにもかかわらず、最適な飛行速度ではターボジェットよりも大幅に燃料を節約できます。^{[ 22 ]}

フルード効率、または推進効率は次のように定義できます。 $${\displaystyle \eta _{f}={\frac {2}{1+{\frac {V_{j}}{V_{a}}}}},}$$ どこ

V _j = 推力相当ジェット速度、

Va = 航空機_の速度。

ターボジェットエンジンはエンジンの出力の全てを高温高速排気ガスジェットの形で推力発生に利用するのに対し、ターボファンエンジンの低温低速バイパス空気は、ターボファンシステムによって発生する総推力の30%から70%を供給します。^{[ 23 ]}

ターボファンによって発生する推力（F _{N ）は、他のジェットエンジンと同様に、全排気の}有効排気速度に依存しますが、2つの排気ジェットが存在するため、推力方程式は次のように展開できます^{[ 24 ]。}$${\displaystyle F_{\text{N}}={\dot {m}}_{\text{e}}v_{\text{he}}-{\dot {m}}_{\text{o}}v_{\text{o}}+{\text{BPR}}\,({\dot {m}}_{\text{c}})v_{\text{f}},}$$ どこ

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{e}}}$= コアエンジンからの高温燃焼排気流量の質量流量、

$\displaystyle {\dot {m}}_{\text{o}}}$= ターボファンに入る全空気流量の質量流量 =${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{c}}+{\dot {m}}_{\text{f}}}$、

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{c}}}$= コアエンジンに流入する吸気の質量流量、

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{f}}}$= コアエンジンをバイパスする吸気質量流量、

${\displaystyle v_{\text{f}}}$= コアエンジンを迂回する空気の流れの速度、

${\displaystyle v_{\text{he}}}$= コアエンジンからの高温排気ガスの速度、

${\displaystyle v_{\text{o}}}$= 全空気吸入速度 = 航空機の真対気速度、

BPR = バイパス比。

コールドダクトとコアダクトのノズルシステムは、2 つの独立した排気流を使用するため、比較的複雑です。高バイパスエンジンでは、ファンはエンジンの前部近くの短いダクト内に配置されており、通常は収束コールドノズルを備えています。ダクトのテールは低圧比ノズルを形成し、通常の状態ではチョークしてコアの周囲に超音速の流れパターンを作り出します。コアノズルはより従来型ですが、発生する推力は少なく、騒音の考慮などの設計上の選択によっては、チョークしない可能性があります。^{[ 25 ]}低バイパスエンジンでは、2 つの流れがダクト内で合流し、アフターバーナーを取り付けることができる共通のノズルを共有する場合があります。

高バイパスターボファンを通過する空気の流れの大部分は低速のバイパス流です。はるかに高速なエンジン排気と組み合わされたとしても、平均排気速度は純粋なターボジェットよりもかなり低くなります。ターボジェットエンジンの騒音は、主に高速排気によるジェット騒音です。したがって、ターボファンエンジンは同じ推力の純粋なジェットエンジンよりもかなり静かで、ジェット騒音はもはや主要な音源ではありません。 ^{[ 26 ]}ターボファンエンジンの騒音は、吸気口を介して上流に、プライマリーノズルとバイパスダクトを介して下流に伝播します。その他の騒音源は、ファン、コンプレッサー、タービンです。^{[ 27 ]}

現代の商用航空機は、分離流、非混合、短ダクト排気システムを備えた高バイパス比（HBPR）エンジンを採用しています。離陸時の騒音は主にファンとジェットから発生します。^{[ 28 ]}ジェット騒音の主な発生源は、エンジンの排気中のせん断層の乱流混合です。これらのせん断層には不安定性があり、それが音の原因となる圧力変動を生み出す非常に乱流の渦につながります。ジェット流に伴う騒音を低減するために、航空宇宙産業はせん断層の乱流を破壊し、発生する騒音全体を低減しようとしてきました。^{[ 29 ]}

ファンノイズは、ファンブレードの後流と下流のファン出口ステータベーンの圧力場との相互作用によって発生する可能性があります。ブレードの後縁とステータ入口の間に適切な軸方向間隔を設けることで、ノイズを最小限に抑えることができます。^{[ 30 ]} 離陸時などのエンジン回転数が高い場合、超音速ファン先端からの衝撃波は、その不均一な性質のため、「バズソー」ノイズとして知られる不協和音を発します。^{[ 31 ] [ 32 ]}

現代のターボファンエンジンはすべて、騒音を減衰させるためにナセル内に音響ライナーを備えています。これらは可能な限り広い表面積を覆うように拡張されています。エンジンの音響性能は、地上試験^{[ 33 ]}または専用の実験試験装置^{[ 34 ]}によって実験的に評価できます。

航空宇宙産業では、シェブロンは、ジェットエンジンのナセルや排気ノズルの後縁にある鋸歯状または「のこぎり歯状」のパターンで、騒音低減に使用されます。 ^{[ 35 ]}エッジの鋸歯状の形状は、エンジンコアからの高速の高温空気と、より低速で冷たいバイパス（または周囲）空気の混合を滑らかにし、界面に流れ方向の渦を生成することで、騒音の原因となる乱流を低減します。^{[ 35 ] [ 36 ]} NASAは、1990年代半ばから2000年代初頭にかけて、ゼネラル・エレクトリックとプラット・アンド・ホイットニーに混合方法の研究開発を委託しました。^{[ 36 ]}ただし、シェブロンは抗力を発生させ、わずかな推力損失につながります。このような設計の注目すべき例としては、ボーイング787、ボーイング737 Max、ボーイング747-8があり、エンジンはロールス・ロイス トレント1000（787）、ゼネラル・エレクトリック GEnx（787、747-8）、CFM LEAP（1B型のみ、737 Max）である。^{[ 37 ]} 

高比推力・低バイパス比のターボファンは、通常、入口案内羽根の後ろに多段ファンを備えており、比較的高い圧力比を発生させ、その結果、高い（混合または冷気の）排気速度が得られます。ファンを駆動するのに十分なコア出力を確保するためには、コア空気流量が十分に大きくなければなりません。高圧（HP）タービンローターの入口温度を上げることで、コア流量を小さくし、バイパス比を高くするサイクルを実現できます。

ターボファンとターボジェットの違いを示す一例として、同じ空気流量（例えば共通の吸気口を維持するため）と、同じ正味推力（すなわち同じ比推力）で比較することができます。バイパス流は、コア流量の減少を補うためにタービン入口温度が高すぎない場合にのみ追加できます。タービン冷却／材料技術の将来的な進歩により、より高いタービン入口温度が可能になります。これは、全体的な圧力比の増加に伴う冷却空気温度の上昇に対応するために必要となります。

結果として得られるターボファンエンジンは、追加された部品による効率とダクト損失が妥当な範囲に収まるため、ターボジェットエンジンよりも高いノズル圧力比で動作する可能性が高いが、正味推力を維持するために排気温度は低くなる。エンジン全体（吸気口からノズルまで）の温度上昇が低くなるため、（ドライパワー）燃料流量も減少し、結果として燃料消費率（SFC）が向上する。

バイパス比の低い軍用ターボファンエンジン（例：F404、JT8D）の中には、可変式の入口案内羽根を備え、空気を第1ファンローター段に導くものがあります。これにより、ファンのサージマージンが向上します（コンプレッサマップを参照）。

1970年代以降、ほとんどのジェット戦闘機のエンジンは、混合排気、アフターバーナー、可変面積出口ノズルを備えた低/中バイパスターボファンエンジンとなっています。アフターバーナーは、ジェットパイプ内のタービンブレードとバイパスダクトの後部に位置する燃焼器です。独自の燃料システムを備え、燃料ノズルリング、フレームホルダー、点火装置、および燃焼する燃料量に応じて適切なノズル面積を確保する燃料制御装置があります。作動中は、タービン排気ガスの温度を上昇させ、排気速度と推力を増加させます。排気ノズルは、より多くの排気ガスを通過させ、アフターバーナーを使用しない場合よりもエンジンの背圧が高くならないようにするために開く必要があります。アフターバーナーは、離陸、遷音速加速、および戦闘機動において大幅な推力増加をもたらしますが、燃料を非常に速く消費するため、使用時間はごく短時間に制限されます。

主エンジンでは、燃焼器内の理論温度をタービンに到達する前に下げる必要があるのに対し、アフターバーナーでは、燃焼不安定性によって制限される限り、理論温度に近づくことができる。

アフターバーナー付きターボファンエンジンとして最初に量産されたのはプラット・アンド・ホイットニーTF30で、当初はF-111アードバークとF-14トムキャットに搭載された。低バイパス比の軍用ターボファンエンジンには、プラット・アンド・ホイットニーF119 、ユーロジェットEJ200、ゼネラル・エレクトリックF110、クリモフRD-33、サターンAL-31などがあり、いずれも混合排気、アフターバーナー、可変面積推進ノズルを備えている。

燃費向上と騒音低減のため、ほぼすべてのジェット旅客機とほとんどの軍用輸送機（例：C-17）は、低比推力・高バイパス比のターボファンエンジンを搭載している。これらのエンジンは、1960年代にこれらの航空機で使用されていた高比推力・低バイパス比のターボファンエンジンから発展したものである。現代の戦闘機は低バイパス比のターボファンエンジンを使用する傾向があり、一部の軍用輸送機はターボプロップエンジンを使用している。

低比推力は、多段ファンを単段ファンに置き換えることで実現される。一部の軍用エンジンとは異なり、現代の民間用ターボファンには、ファンローター前面に固定式の入口案内羽根がない。ファンは、所望の正味推力が得られるように設計されている。

エンジンのコア（またはガス発生器）は、定格質量流量と圧力比でファンを駆動するのに十分な出力を生成する必要があります。タービン冷却/材料技術の進歩により、より高い（HP）タービンローター入口温度が可能になり、コアを小型（かつ軽量）にすることができ、コアの熱効率が向上する可能性があります。コアの質量流量を減らすと、LPタービンへの負荷が増加する傾向があるため、このユニットでは、平均段負荷を減らし、LPタービンの効率を維持するために追加の段が必要になる場合があります。コア流量を減らすと、バイパス比も増加します。5:1を超えるバイパス比はますます一般的になっており、 2016年に商用サービスを開始したプラット・アンド・ホイットニーのPW1000Gは12.5:1を達成しています。

コアの熱効率をさらに向上させるには、コア全体の圧力比を高めることが有効です。ブレードの空力特性を改善することで、必要な圧縮機段数を減らすことができ、可変形状ステーターを用いることで、高圧比圧縮機をあらゆるスロットル設定でサージのない状態で運転することが可能になります。

最初の（実験的な）高バイパスターボファンエンジンは、ハネウェルT55ターボシャフトエンジンをベースとしたAVCO-ライカミングPLF1A-2で、 1962年2月に初めて稼働した。PLF1A-2は直径40インチ（ 100cm）のギア付きファン段を備え、 4,320ポンド（1,960kg）の静止推力を発生し^{[ 43 ]}、バイパス比は6:1であった^{[ 44 ]} 。ゼネラル・エレクトリックTF39は、ロッキードC-5ギャラクシー軍用輸送機に動力を供給するために設計された最初の量産モデルとなった^{[ 20 ]} 。民間のゼネラル・エレクトリックCF6エンジンは、派生設計を使用した。その他の高バイパスターボファンには、プラット・アンド・ホイットニーJT9D、3軸のロールス・ロイスRB211、CFMインターナショナルCFM56、そして小型のTF34がある。より最近の大型高バイパスターボファンには、プラット・アンド・ホイットニー PW4000、3軸のロールス・ロイス トレント、ゼネラル・エレクトリック GE90 / GEnx、およびGE と P&W が共同で製造したGP7000がある。プラット・アンド・ホイットニー JT9D エンジンは、ワイドボディ旅客機に動力を供給した最初の高バイパス比ジェットエンジンであった。 ^{[ 45 ]}    

ターボファンエンジンの比推力が低いほど、平均ジェット出口速度は低くなり、その結果、推力減率（つまり、飛行速度の増加に伴って推力が低下する）が高くなります。詳細は、下記の技術的解説、項目2を参照してください。したがって、高亜音速飛行速度（例えばマッハ0.83）で航空機を推進するように設計されたエンジンは、低速飛行時に比較的高い推力を発生させるため、滑走路での性能が向上します。比推力の低いエンジンはバイパス比が高くなる傾向がありますが、これはタービンシステムの温度にも左右されます。

双発輸送機のターボファンエンジンは、離陸滑走のある重要な地点を過ぎて片方のエンジンが停止した場合でも、片方のエンジンだけで離陸を継続できるだけの十分な推力を発生させます。しかし、その時点以降は、停止したエンジンが抗力となるため、2基とも正常に作動している場合と比べて推力は半分以下になります。現代の双発旅客機は通常、離陸直後に急上昇します。片方のエンジンが停止した場合、上昇率は大幅に低下しますが、飛行経路上の障害物を回避するには十分な上昇率となります。

ソ連のエンジン技術は西側諸国に比べて遅れており、同国初のワイドボディ機であるイリューシンIl-86は低バイパスエンジンを搭載していた。 1980年に登場したヤコブレフYak-42は、最大120名の乗客を収容できる中距離後部エンジン機で、高バイパスエンジンを採用した最初のソ連製航空機だった。

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  スホーイ・スーパージェット100に搭載されているパワージェットSaM146
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  エアバスA300、ボーイング747、ダグラスDC-10などの航空機に搭載されているゼネラル・エレクトリックCF6エンジン。
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  エアバスA380に搭載されているロールス・ロイス トレント900
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  プラット・アンド・ホイットニーPW4000は、ボーイング777、MD-11、エアバスA330に搭載されている。
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  ボーイング737、エアバスA320、その他の航空機に搭載されているCFM56エンジン
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  エアバスA380向けエンジンアライアンス製GP7000ターボファンエンジン
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  イリューシン Il-96、ツポレフ Tu-204、イリューシン Il-76に搭載されているアヴィアドヴィガテル PS-90
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  ブリティッシュ・エアロスペース146に搭載されているライカミングALF 502エンジン
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  イルクートMC-21で使用されるアヴィアドヴィガテルPD-14
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  3軸プログレスD-436
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  ボーイング787に搭載されているトレント1000エンジン
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  GE90はボーイング777に搭載されている、最も強力な航空機エンジンである。

この分類は、当初はSnecma M53に適用されていましたが、後に M53 ではシングルシャフトバイパスターボジェット、または連続ブリードターボジェットに変更されました。バイパスを備えた 2 シャフトエンジンであるGeneral Electric YJ101の同様の分類は、連続バイパスブリード付き増強ターボジェット、または「リーキー」ターボジェットとも呼ばれます。^{[ 47 ]}

初期のターボファンの 1 つは、ゼネラル エレクトリック J79ターボジェットの派生型であるCJ805-23で、ターボジェット排気管内に統合された後部ファン/低圧 (LP) タービン ユニットを備えていました。ターボジェット タービン排気からの高温ガスは LP タービンを通って膨張し、ファン ブレードはタービン ブレードの半径方向の延長でした。この配置は、前部ファン構成と比較して追加のガス漏れ経路を導入し、高圧タービン ガスがファン気流に漏れるという問題がこのエンジンで発生しました。^{[ 48 ]}後部ファン構成は、後に1980 年代初頭のゼネラル エレクトリック GE36 UDF (プロップファン) デモンストレーターで使用されました。

1971年、NASAルイス研究センターは、離陸時および亜音速では後部ファンターボファンとして、それ以上の速度ではターボジェットとして作動する超音速輸送エンジンのコンセプトを提案した。これにより、離陸時にはターボファンの低騒音と高推力特性、亜音速飛行速度ではターボファンの高い推進効率が得られる。超音速巡航速度ではターボジェットの高い推進効率が得られる。^{[ 49 ]}

2 スプール構成が一般的で、ファンは低圧 (LP) スプールに、コンプレッサーは高圧 (HP) スプールに配置されます。LP スプールは、直径の大きいファンの先端速度を制限内に収めるために、よりゆっくりと回転します。^{[ 50 ]} HP コンプレッサーは、ファンブレードの内側から圧縮空気を受け取ります。BR710 はこの構成の典型です。推力定格が低い場合、全軸ブレードの代わりに、HP コンプレッサーの構成は、軸遠心式 (例: CFE CFE738 )、二重遠心式、または対角/遠心式(例: Pratt & Whitney Canada PW600 ) になる場合があります。

高圧コンプレッサの圧力比を上げるか、ファンと高圧コンプレッサの間に低圧スプールにコンプレッサ（バイパスなし）段を追加して高圧コンプレッサをブーストすることで、全体の圧力比を高くすることができます。大型のアメリカ製ターボファン（ゼネラル・エレクトリックのCF6、GE90、GE9X、GEnx 、プラット・アンド・ホイットニーのJT9D、PW4000など）はすべてブースター段を使用しています。ロールス・ロイスのBR715もその一例です。現代の民間用ターボファンで使用されている高いバイパス比は、ブースター段の相対直径を小さくし、平均先端速度を低下させる傾向があります。その結果、必要な圧力上昇を得るためには、より多くのブースター段が必要になります。

ロールス・ロイスは、大型民間用ターボファンエンジン（ RB211およびトレントシリーズ）に3軸構成を採用した。これは、2軸構成のブースター段を中間圧力（IP）軸に分離し、独自のタービンで駆動させる方式である。最初の3軸エンジンは、1967年に登場したロールス・ロイスRB.203トレントであった。

ダッソー・ファルコン20ビジネスジェットに搭載されているギャレットATF3エンジンは、珍しい3スプールレイアウトを採用しており、後部のスプールは他の2つのスプールと同心円状になっていない。

イフチェンコ設計局は、ロタレフD-36エンジンにロールス・ロイスと同じ構成を採用し、その後、ロタレフ/プログレスD-18T、プログレスD-436が続いた。

ターボユニオンRB199軍用ターボファンエンジンも、軍用クズネツォフNK-25およびNK-321と同様に、3軸構成となっている。

バイパス比が増加すると、ファンブレードの先端速度は低圧タービン（LPT）ブレード速度に対して相対的に増加します。これによりLPTブレード速度が低下し、ファンを駆動するのに十分なエネルギーを抽出するためにタービン段数を増やす必要が生じます。低圧シャフトとファンの間に適切な減速比を持つ（遊星）減速ギアボックスを導入することで、ファンと低圧タービンの両方を最適な速度で動作させることができます。この構成の例としては、長年にわたり使用されているGarrett TFE731、Honeywell ALF 502 /507、そして最近のPratt & Whitney PW1000Gなどがあります。

上記で説明した構成のほとんどは民生用ターボファン機で使用されているが、現代の軍用ターボファン機（例：スネクマM88）は通常、基本的な2軸式である。

ほとんどの民間用ターボファンエンジンは、高効率の2段式高圧タービンで高圧コンプレッサーを駆動します。CFMインターナショナル社のCFM56は、これとは異なるアプローチを採用しています。それは、単段式の高出力ユニットです。このアプローチは効率こそ劣るものの、冷却空気量、重量、コストの削減につながります。

RB211およびトレント3軸エンジンシリーズでは、高圧コンプレッサーの圧力比が控えめであるため、高圧タービン段は1段のみで済む。現代の軍用ターボファンエンジンも、高圧タービン段1段と控えめな高圧コンプレッサーを使用する傾向がある。

現代の民間用ターボファンは、多段式LPタービン（3段から7段）を備えています。必要な段数は、エンジンのサイクルバイパス比とブースト（ブースト付き2軸の場合）によって決まります。ギア付きファンを使用すると、用途によっては必要なLPT段数を減らすことができます。^{[ 51 ]}軍用ターボファンは、バイパス比がはるかに低いため、LPタービン段は1段または2段しか必要としません。

バイパス比と空気流量が一定の混合ターボファンエンジンを考えてみましょう。圧縮システムの全体圧力比を上げると、燃焼器入口温度が上昇します。したがって、燃料流量が一定の場合、（HP）タービンローター入口温度が上昇します。圧縮システム全体で温度上昇が大きいということは、タービンシステム全体で温度降下が大きいことを意味しますが、システムに加わる熱量は同じであるため、混合ノズル温度は影響を受けません。ただし、全体圧力比がタービン膨張比よりも速く上昇するため、ノズル圧力が上昇し、ホットミキサー入口圧力が上昇します。結果として、正味推力は増加しますが、比燃料消費量（燃料流量／正味推力）は減少します。非混合ターボファンエンジンでも同様の傾向が見られます。

ターボファンエンジンは、全圧比とタービンローター入口温度を同時に上昇させることで、燃費を向上させることができる。しかし、タービンローター入口温度とコンプレッサ吐出温度の両方の上昇に対応するには、より優れたタービン材料、あるいはベーン／ブレードの冷却性能の向上が必要となる。後者を上昇させるには、より優れたコンプレッサ材料が必要となる場合もある。

全体の圧力比は、ファン（または）低圧コンプレッサーの圧力比、あるいは高圧コンプレッサーの圧力比を改善することで高めることができます。後者を一定に保つ場合、（全体の圧力比を高めることによる）高圧コンプレッサーの吐出温度の上昇は、高圧コンプレッサーの機械速度の増加を意味します。しかし、応力に関する考慮事項によってこのパラメータが制限される場合があり、その結果、全体の圧力比が増加しても、高圧コンプレッサーの圧力比が低下することになります。

単純な理論によれば、タービンローター入口温度と（HP）コンプレッサ吐出温度の比が維持されれば、HPタービンのスロート面積はそのまま維持できる。ただし、これは基準となる（HP）コンプレッサ出口流量関数（無次元流量）を維持したままサイクル改善が得られることを前提としている。実際には、（HP）コンプレッサの無次元速度と冷却抽気量の変化により、この前提は成り立たなくなる可能性が高く、HPタービンのスロート面積の調整は避けられない。つまり、HPタービンのノズルガイドベーンは元のものとは異なるものになる必要がある。おそらく、下流側のLPタービンのノズルガイドベーンもいずれにせよ変更する必要があるだろう。

推力増大は炉心出力の増加によって達成される。基本的な方法は2つある。

1. ホットルート：HPタービンローター入口温度を上げる
2. 低温ルート：コア質量流量を増加させる

どちらの方法も、燃焼器の燃料流量を増加させる必要があり、したがって、コアストリームに加えられる熱エネルギーも増加させる必要がある。

高温ルートでは、タービンブレード／ベーンの材質変更や、ブレード／ベーンの冷却性能向上が必要となる場合があります。低温ルートは、以下のいずれかの方法で実現できます。

1. LP/IP圧縮にブースターステージを追加する
2. HP圧縮にゼロステージを追加する
3. 圧縮工程を段階数を増やすことなく改善する（例：ファンハブの圧力比を高める）

これらは全て、全体の圧力比と中心部の空気流量の両方を増加させる。

あるいは、全体の圧力比を変えずにコアサイズを大きくしてコア内の空気流量を増やすことも可能です。ただし、この方法は新しい（上向き流量の）タービンシステム（場合によってはより大型の中間圧力コンプレッサー）が必要となるため、費用がかさみます。

余分なコア出力を吸収するために、ファンにも変更を加える必要があります。民間用エンジンでは、ジェット騒音を考慮すると、離陸推力が大幅に増加する場合は、ファンの質量流量もそれに合わせて増加させる必要があります（離陸時の比推力を約30  lbf/lb/sに維持するため）。

1. 比推力（正味推力／吸気流量）は、ターボファンやジェットエンジン全般にとって重要なパラメータです。適切なサイズの電動モーターで駆動されるファンが、推進ノズルに接続されたパイプ内で動作している様子を想像してみてください。ファン圧力比（ファン吐出圧力／ファン入口圧力）が高いほど、ジェット速度とそれに伴う比推力が高くなることは明らかです。次に、この構成を同等のターボファン（同じ空気流量、同じファン圧力比）に置き換えてみましょう。当然ながら、ターボファンのコアは、低圧（LP）タービンを介してファンを駆動するのに十分な動力を生成しなければなりません。ガス発生器のタービン入口温度を低く（HP）設定すると、それを補うためにコアの空気流量を比較的高くする必要があります。そのため、対応するバイパス比は比較的低くなります。タービン入口温度を上げると、コアの空気流量を小さくできるため、バイパス比が高くなります。タービン入口温度を上げると、熱効率が向上し、燃料効率も向上する傾向があります。
2. 当然ながら、高度が上がると空気密度が低下し、それに伴ってエンジンの正味推力も低下します。また、飛行速度の影響もあり、これは推力減率と呼ばれます。正味推力の近似式をもう一度考えてみましょう。$${\displaystyle F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a})。}$$比推力の高いエンジン（例えば戦闘機用エンジン）では、ジェット速度が比較的高いため、飛行速度の増加が正味推力に与える影響は、ジェット速度が低い中程度の比推力のエンジン（例えば練習機用エンジン）よりも小さいことが直感的に理解できます。比推力の低いエンジン（例えば民間機用エンジン）では、推力低下率の影響はさらに深刻です。高速飛行時、比推力の高いエンジンは吸気口のラム圧上昇によって正味推力を得ることができますが、超音速では衝撃波損失のため、この効果は減少する傾向があります。
3. 民間用ターボファンエンジンの推力増大は、通常、ファンの空気流量を増加させることで実現され、これによりジェット騒音の過剰な増大を防ぐことができます。しかし、ファンの空気流量が増加すると、コアからの動力も増加する必要があります。これは、全体の圧力比（燃焼器入口圧力／吸気供給圧力）を上げてコアへの空気流量を増加させ、タービン入口温度を上昇させることで実現できます。これらのパラメータを総合的に調整することで、コアの熱効率が向上し、燃費も改善される傾向があります。
4. 高バイパス比の民間用ターボファンエンジンの中には、バイパス（または混合排気）流に極めて低い面積比（1.01未満）の収束・発散ノズルを用いてファン作動ラインを制御するものがあります。このノズルは可変形状であるかのように機能します。低速飛行時にはノズルはチョーク状態ではなく（マッハ数が1未満）、排気ガスはスロートに近づくにつれて加速し、発散部に到達するとわずかに減速します。その結果、ノズル出口面積がファンのマッチングを制御し、スロートよりも大きいため、ファン作動ラインはサージからわずかに離れます。高速飛行時には、吸気におけるラム圧上昇によりノズル圧力比が上昇し、スロートがチョーク状態（M=1.0）になります。このような状況では、スロート面積がファンのマッチングを決定し、出口よりも小さいため、ファン作動ラインはサージに向かってわずかに押し出されます。高速飛行時にはファンのサージマージンがはるかに優れているため、これは問題になりません。
5. ターボファンの設計外挙動は、圧縮機マップとタービンマップに示されています。
6. 現代の民間用ターボファンは低比推力で動作するため、必要なファン圧力比を発生させるにはファン段は1段のみで済みます。エンジンサイクルに必要な全体の圧力比は、通常、コア圧縮の複数の軸方向段によって達成されます。ロールス・ロイスは、コア圧縮を2つに分割し、中間圧力（IP）で高圧（HP）圧縮機を過給し、両方のユニットを別々のシャフトに取り付けられた単段タービンで駆動します。その結果、HP圧縮機は控えめな圧力比（例えば、約4.5:1）を発生させるだけで済みます。米国の民間用エンジンは、はるかに高いHP圧縮機圧力比（例えば、ゼネラル・エレクトリックGE90では約23:1 ）を使用し、2段のHPタービンで駆動される傾向があります。それでも、コア圧縮システムをさらに過給するために、ファンの後ろの低圧（LP）シャフトには通常、いくつかのIP軸方向段が取り付けられています。民間用エンジンは多段LPタービンを備えており、段数はバイパス比、LPシャフト上のIP圧縮量、およびLPタービンブレード速度によって決まります。
7. 軍用エンジンは通常、海面高度で非常に高速に飛行する必要があるため、高圧コンプレッサの吐出温度の上限は、民間用エンジンと比較して、かなり控えめな設計全体の圧力比で達成されます。また、中～高比推力を得るために、ファン圧力比も比較的高くなっています。そのため、現代の軍用ターボファンは通常、高圧コンプレッサ段が5段または6段しかなく、高圧タービンは1段のみで済みます。バイパス比の低い軍用ターボファンは通常、低圧タービン段が1段ですが、バイパス比の高いエンジンは2段必要です。理論的には、中圧コンプレッサ段を追加することで、現代の軍用ターボファンの高圧コンプレッサを民間用ターボファンの派生型に使用できますが、コアが小さすぎて高推力用途には適さない傾向があります。

現代のターボファンでは、空気力学は単一のファン/ガス圧縮機ブレード上の亜音速、遷音速、超音速の気流の組み合わせです。ブレードを通過する気流は、圧力の上昇に逆らって空気を流し続けるために、狭い角度範囲内に維持する必要があります。そうしないと、空気が吸気口から押し戻されてしまいます。^{[ 52 ]}

フルオーソリティデジタルエンジンコントロール（FADEC）は、エンジンを制御するために正確なデータを必要とします。重要なタービン入口温度（TIT）は、最大1,090 °C（2,000 °F）^{[ 53 ]}、17 bar（250 psi）という過酷な環境であり、信頼性の高いセンサーでは対応できません。そのため、新しいエンジンタイプの開発中は、排気ガス温度など、より測定しやすい温度とTITとの関係を確立します。排気ガス温度を監視することで、エンジンが過熱しないようにします。^{[ 52 ]}    

タービンブレードは、使用される合金の融点に近い1,040～1,090 ℃ （1,900～2,000 °F）の温度にさらされます。 ^{[ 53 ]}材料の強度内に物理的応力を抑えるためには、 特殊な合金、高度な空冷方式、特別な機械設計が必要です。  

ジェットエンジンの大型化に伴い、ファンブレードも大型化してきました。各ファンブレードは、9台の2階建てバスに相当する重量を運び、毎秒スカッシュコート1面分に相当する空気を吸い込みます。計算流体力学（CFD）モデリングの進歩により、非常に広い翼弦を持つ複雑な3D曲面形状が可能になり、コスト削減のためにブレード数を最小限に抑えつつ、ファンの性能を維持できるようになりました。偶然にも、推進効率を高めるためにバイパス比が上昇し、ファンの直径も大きくなりました。^{[ 54 ]}

ロールス・ロイスは、1980年代にRB211エンジン、そしてトレントエンジンにおいて、空力効率と異物損傷耐性を高めるために、中空チタン製ワイドコードファンブレードを先駆的に採用しました。GE アビエーションは1995年にGE90エンジンにカーボンファイバー複合材ファンブレードを導入し、2017年以降はカーボンファイバーテープ積層プロセスで製造しています。GEのパートナーであるサフランは、CFM56エンジンとCFM LEAPエンジン向けに、アルバニー・コンポジット社と共同で3D織り技術を開発しました。^{[ 54 ]}

エンジンのコアは、より高い圧力比で運転されるにつれて縮小し、バイパス比が増加するにつれてファンと比較して効率が向上し、小型化します。ブレードの高さが0.5インチ (13 mm)以下である高圧コンプレッサーの出口では、ブレード先端のクリアランスを維持するのがより困難になります。コアが比例して長く薄くなり、ファンから低圧タービンへの駆動軸のスペースがコア内に制限されるため、バックボーンの曲げがクリアランス制御にさらに影響します。^{[ 55 ]}  

プラット・アンド・ホイットニーの技術・環境担当副社長アラン・エプスタインは、「民間航空の歴史を通じて、巡航効率は20%から40%に向上しており、エンジン業界の間ではおそらく60%まで到達できるというコンセンサスがある」と主張した。^{[ 56 ]}

ギアードターボファンとファン圧力比のさらなる低減により、推進効率は引き続き向上する可能性がある。FAAの継続的低エネルギー、低排出ガス、低騒音（CLEEN）プログラムの第2フェーズでは、2000年代の最先端 技術と比較して、2020年代後半までに燃料消費量を33%、排出ガスを60%、騒音を32 dB EPNdb削減することを目標としている。^{[ 57 ]} 2017年夏、オハイオ州クリーブランドのNASAグレン研究センターで、プラットはPW1000Gに超低圧力比ファンのテストを完了した。これは、 PW1000Gの20枚よりも少ないブレードを持つオープンローターに似ている。^{[ 56 ]}

短いダクト入口によりナセルの重量とサイズが削減され、ブレードにかかる空力的な回転荷重が増加し、防音のためのスペースが少なくなるが、圧力比の低いファンは回転速度が遅くなる。UTC Aerospace Systems Aerostructures は、2019 年に、推力逆転装置を備えた低抗力統合推進システムの実物大地上試験を実施し、燃料消費量を 1% 改善し、騒音を 2.5〜3 EPNdB 低減する。^{[ 56 ]}

サフランは、漸近線に達する前に、2020年代半ばまでにさらに10～15%の燃費向上を実現すると予想しており、次にCFM LEAPのバイパス比を11:1から35:1に上げる必要がある。同社は、欧州クリーン・スカイ技術プログラム の下、フランスのイストルで逆回転オープンローター非ダクトファン（プロップファン）を実証している。モデリングの進歩と高比強度材料は、以前の試みが失敗したところで成功するのに役立つ可能性がある。騒音レベルが既存の基準の範囲内でLEAPエンジンと同程度であれば、15%の燃料消費量削減が可能となり、そのためにサフランは制御、振動、動作をテストしているが、機体統合は依然として課題となっている。^{[ 56 ]}

GE Aviationでは、ジェット燃料のエネルギー密度は依然としてブレゲー航続距離方程式と高圧比コアを最大化します。低圧比ファン、低損失インレット、軽量構造により、熱効率、伝達効率、推進効率をさらに向上させることができます。米国空軍の適応型エンジン移行プログラムでは、修正ブレイトンサイクルと定容燃焼 に基づく適応型熱力学サイクルが第 6 世代ジェット戦闘機に使用されます。先進ターボプロップの積層造形により、重量が 5%、燃料消費量が 20% 削減されます。^{[ 56 ]}

回転および静止状態のセラミックマトリックス複合材（CMC）部品は、金属よりも500 °F（260 °C）高い温度で動作し、重量は金属の3分の1です。GEは、空軍研究所から2190万ドルの資金提供を受け、ノースカロライナ州アッシュビルの拠点に加えて、アラバマ州ハンツビルのCMC施設に2億ドルを投資し、2018年に炭化ケイ素繊維を使用した炭化ケイ素マトリックスの量産を開始しました。CMCは2020年代半ばまでに10倍多く使用される予定です。CFM LEAPはエンジン1基あたり18個のCMCタービンシュラウドを必要とし、GE9Xは燃焼器と42馬力のタービンノズルにCMCを使用します。^{[ 56 ]}  

ロールス・ロイス社は、2020年代のウルトラファン向けに圧力比60:1のコアを目指し、100,000 hp (75,000 kW)ギアの地上試験を開始し、 100,000 lbf (440 kN)および 15:1 バイパス比を実現した。ほぼ化学量論的なタービン入口温度は理論上の限界に近づいており、その排出ガスへの影響は環境性能目標とバランスを取る必要がある。オープンローター、低圧力比ファン、および分散型推進システムは、推進効率を向上させる余地を広げる。特殊サイクル、熱交換器、圧力増加/定容燃焼は、熱力学的効率を向上させる可能性がある。積層造形は、インタークーラーおよび再生器を実現する可能性がある。機体統合の強化とハイブリッドまたは電気航空機は、ガスタービンと組み合わせることができる。^{[ 56 ]}    

ロールスロイスエンジンは、マッハ0.8で0.63～0.49 lb/lbf/h (64,000～50,000 g/kN/h) TSFCで72～82%の推進効率と42～49%の熱効率を持ち、理論上の限界値として、開放ローター推進効率95%、理論上の限界値として、理論上のタービン入口温度と80:1の全圧比で0.35 lb/lbf/h (36,000 g/kN/h) TSFCで60%の熱効率を目指しています^{[ 58 ]。}    

初期のトラブルは数千時間経たないと現れない可能性があるため、最新のターボファンの技術的問題は航空会社の運航やメーカーの納入を妨げ、生産率は急激に上昇している。 トレント1000のブレードの亀裂により、ボーイング787が約50機運航停止となり、ETOPSが5.5時間から2.3時間に短縮され、ロールス・ロイス社は約9億5000万ドルの損失を被った。PW1000G のナイフエッジシールの亀裂により、プラット・アンド・ホイットニーは納入が遅れ、エンジンなしのA320neoが約100機、エンジン待ちの状態となっている。CFM LEAPの導入はよりスムーズだったが、セラミック複合材のHPタービンコーティングが早期に剥がれ、新しい設計が必要となり、A320neoのエンジン60基が改造のために取り外され、納入が最大6週間遅れた。^{[ 59 ]}

サフランは、ワイドボディ機の場合、油圧システムの電力消費を削減することで燃料を5～10％節約できると推定している一方、ボーイング787で開始されたように、電気動力に切り替えることで重量を30％削減できると推定している。ロールス・ロイス社は最大5％の削減を期待している。^{[ 60 ]}