ターボファン

ターボファンまたはファンジェットは、航空機の推進に広く使用されている空気吸入式ジェットエンジンの一種です。「ターボファン」という言葉は、ターボジェットの前世代のエンジン技術と追加のファンステージを組み合わせたものです。これは、燃焼から機械的エネルギーを得るガスタービンエンジンと、 ^{[1]ガスタービンからの機械的エネルギーを使用して空気を後方に押し出す}ダクテッドファンで構成されています。したがって、ターボジェットによって取り込まれた空気はすべて燃焼室とタービンを通過しますが、ターボファンでは、その空気の一部がこれらのコンポーネントをバイパスします。したがって、ターボファンは、ダクテッドファンを駆動するために使用されているターボジェットであり、これら両方が推力に貢献していると考えることができます。

エンジンコアをバイパスする空気の質量流量とコアを通過する空気の質量流量の比をバイパス比と呼びます。エンジンは、これら2つの部分の連携により推力を生み出します。ファン推力に比べてジェット推力が大きいエンジンは、低バイパスターボファンと呼ばれ、逆にファン推力がジェット推力よりかなり大きいエンジンは、高バイパスと呼ばれます。現在使用されているほとんどの民間航空ジェットエンジンは高バイパスタイプであり、^{[2] [3]}最新の戦闘機エンジンのほとんどは低バイパスです。^{[4] [5]} アフターバーナーは、アフターバーナーの前にバイパスとコアの混合を備えた低バイパスターボファンエンジンで使用されます。

現代のターボファンには、大型の単段ファンか、複数の段を持つ小型ファンが搭載されています。初期の構成では、低圧タービンとファンが 1 つの後部搭載ユニットに統合されていました。

ターボファンはターボジェットの燃料消費量を改善するために発明されました。これは、より多くの空気を押し出すことで実現され、質量が増加し、ターボジェットに比べて推進ジェットの速度が低下します。これは、粘性力を使用するのではなく、ダクトファンを追加することで機械的に行われます。 ^[6]発明家フランク・ホイットルが最初に考案したように、 真空エジェクターはファンと組み合わせて使用​​されます。^[7]

ホイットルは、1936年3月に取得した英国特許471,368「航空機の推進に関する改良」で、時速500マイルの飛行速度を想定しており、この特許ではターボファンの原理について説明しているが、当時はターボファンと呼ばれていなかった^[8]。ターボジェットは熱力学サイクルからのガスを推進ジェットとして使用するが、時速500マイル未満の航空機速度では、この設計には2つの欠点があり、ターボファンによって解決される。

まず、推進ジェットが航空機の前進速度よりもかなり速く後退するため、エネルギーが無駄になり、非常に速い後流が残ります。この後流には、航空機を前進させるのに使用された燃料ではなく、後流を生成するために使用された燃料を反映した運動エネルギーが含まれています。ターボファンは、この無駄な速度を回収し、ダクトファンに動力を与えて、タービンの残りの部分の周りのバイパス チャネルに空気を送り込みます。これにより、推進ジェットの速度が下がり、より多くの空気、つまりより多くの質量が押し出されます。

もう 1 つのデメリットは、低速では燃焼効率が低下することです。燃焼を改善するために圧力比やタービン温度を上げてエンジンの燃料消費量を削減しようとすると、排気ダクト内の圧力と温度が上昇し、その結果、推進ノズルからのガス速度が上昇します (KE が上昇し、燃料が無駄になります)。エンジンは 1 ポンドの推力を生み出すために使用する燃料が少なくなりますが、推進ジェットが高速になると燃料が無駄になります。言い換えれば、ターボジェットに先立つピストン エンジンとプロペラの組み合わせで存在していた熱効率と推進効率の独立性が失われます。^[9]対照的に、Roth ^{[10] は、}この独立性を取り戻すことが、ガス ジェネレータ サイクルとは無関係に特定の推力を選択できるターボファンの最も重要な特徴であると考えています。

熱力学サイクルの作動物質は、ターボジェットで推力を生み出すために加速される唯一の質量であり、これは超音速以下の航空機の速度にとって重大な制限（高燃料消費）となる。亜音速飛行速度では、推力を生み出すために代償を払う必要があるため、推進ジェットの速度を低下させる必要がある。エンジン内のガスを加速するために必要なエネルギー（運動エネルギーの増加）は、運動量の変化（すなわち力）を生み出すことと、空気吸入エンジン^[11]（またはプロペラ）によって推力を生み出すことで避けられない結果である後流を生み出すことの2つの方法で消費される。加速される質量を増やすことで、後流速度とそれを生み出すために燃焼される燃料を減らし、必要な推力を維持することができる。ターボファンは、エンジン内で利用可能なエネルギーをガス発生器からダクテッドファンに転送し、ダクテッドファンが2番目の追加の加速空気質量を生成することでこれを実現する。

コアからバイパス空気へのエネルギーの伝達により、圧力と温度の低いガスがコアノズルに入り（排気速度が低下し）、ファンによって生成された圧力と温度の高いバイパス空気がファンノズルに入ります。伝達されるエネルギーの量は、ファンがどの程度の圧力上昇を生み出すように設計されているか（ファン圧力比）によって異なります。2つの流れの間での最適なエネルギー交換（燃料消費量が最も少ない）とジェット速度の比較は、伝達がどれだけ効率的に行われるかによって決まり、これはファンタービンとファンの損失によって異なります。^[12]

ファンの流れは排気速度が低いため、単位エネルギーあたりの推力が大幅に増加します (比推力が低い)。 両方の気流がエンジンの総推力に寄与します。 バイパス ストリーム用の追加の空気は、空気取り入れ口のストリーム チューブ内のラム抵抗を増加させますが、それでも正味の推力は大幅に増加します。 2 つの排気ジェットの全体的な有効排気速度は、通常の亜音速航空機の飛行速度に近づけることができ、理想的なフルード効率に近​​づきます。 ターボファンは、より小さな量の空気をより速く加速するターボジェットと比較して、より大きな質量の空気をよりゆっくりと加速します。これは、同じ推力を生成するための効率の低い方法です (以下の効率のセクションを参照)。

エンジンコアをバイパスする空気の質量流量とコアを通過する空気の質量流量の比をバイパス比と呼びます。ファン推力に比べてジェット推力が大きいエンジンは低バイパスターボファンと呼ばれ、ファン推力がジェット推力よりもかなり大きいエンジンは高バイパスと呼ばれます。現在使用されているほとんどの民間航空ジェットエンジンは高バイパスであり、^{[2] [3]}現代の戦闘機エンジンのほとんどは低バイパスです。^{[4] [5]} アフターバーナーは戦闘機の低バイパスターボファンで使用されます。

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。^[13]たとえば、バイパス比が6の場合、燃焼室を通過する空気の量の6倍の空気がバイパスダクトを通過します。

ターボファンエンジンは通常、BPRで説明されます。BPRは、総圧力比、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アンダクテッドファンの設備では、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総合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一緒に表示できます。^[14] BPRは、ファンの気流がエンジンから離れており、エンジンコアを通過せずに流れる リフトファンの設備でも引用されます。

コアが一定（圧力比とタービン入口温度が一定）、コアとバイパスジェットの速度が等しく、特定の飛行条件（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。同時に総推力と純推力が増加しますが、その量は異なります。^[15] BPRを増やすことで、同じコアサイクル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/秒あたりの推力ポンド数（比推力）が減少し、その結果、ジェットの運動エネルギー損失が減少する（推進効率が増加する）ことによって実現されます。^[16]

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、航空機は超音速の高速に最適です。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場合、航空機はゼロ速度（ホバリング）に最適です。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。質量流量と速度のトレードオフは、ディスク負荷と出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。^[17]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するために、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^[18]（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^{[19] （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。^[20]

プロペラエンジンは低速時に最も効率が良く、ターボジェットエンジンは高速時に最も効率が良く、ターボファンエンジンはその中間である。ターボファンは、ほとんどの民間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）の速度範囲で最も効率的なエンジンである。^{[21] [22]}

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る際に膨張して加速され、すべての推力を生み出します。コンプレッサーはタービンによって生み出された機械的な動力を吸収します。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推力のほとんどを生み出します。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、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移し、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に相当します。^[23]軸動力を抽出してバイパス流に送ることで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。^[24]ターボファンは、より多くの圧縮段/ブレード、ファン、バイパスダクトによる追加の損失があります。^{[説明が必要]}

フルード効率、つまり推進効率は次のように定義されます。

$${\displaystyle \eta _{f}={\frac {2}{1+{\frac {V_{j}}{V_{a}}}}}}$$

どこ：

• V _j = 推力等価ジェット速度
• V _a = 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使って高温の高速排気ガスジェットの形で推力を生み出すのに対し、ターボファ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生み出される総推力の30%から70%を生み出します。^[25]

ターボファンによって生成される推力（F _N ）は、他のジェットエンジンと同様に、総排気ガスの有効排気速度に依存するが、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る。^[26]

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

どこ：

• •メートル_e = コアエンジンからの高温燃焼排気流量の質量率
• •メートル_o = ターボファンに入る総空気流量の質量率 =•メートル_c +•メートル_ふ
• •メートル_c = コアエンジンに流入する吸入空気の質量率
• •メートル_f = コアエンジンをバイパスする吸入空気の質量率
• v _f = コアエンジンの周りをバイパスする空気流の速度
• v _he = コアエンジンからの高温排気ガスの速度
• v _o = 総空気吸入速度 = 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つの別々の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、ファンはエンジン前部近くの短いダクト内に配置され、通常は収束コールドノズルがあり、ダクトの尾部は低圧力比ノズルを形成し、通常の状態ではコアの周りに超音速の流れパターンを作り出すチョークになります^[要出典]。コアノズルはより従来型ですが、発生する推力が少なく、騒音の考慮などの設計上の選択によっては、おそらくチョークしない可能性があります。^[27]低バイパスエンジンでは、2つの流れがダクト内で結合し、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流のほとんどは低速バイパス流です。エンジンの排気速度がはるかに速い場合でも、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排気速度によるジェット騒音です。そのため、ターボファン エンジンは同じ推力の純粋なジェットよりも大幅に静かで、ジェット騒音はもはや主な騒音源ではありません。 ^[28]ターボファン エンジンの騒音は、入口を介して上流に伝播し、プライマリ 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。^[29]

現代の民間航空機は、分離流、非混合、ショート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。その騒音は、特に離陸時に必要な高推力条件下など、排気ジェットの速度、温度、圧力によって発生します。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、それが乱流渦を生じさせ、音の原因となる圧力変動を引き起こします。ジェット流に関連する騒音を減らすために、航空宇宙産業はせん断層の乱流を乱し、発生する騒音全体を減らすことを目指してきました。^{[引用が必要]}

ファンの騒音は、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から発生する可能性があります。これは、ブレード後縁とステータ入口の間の軸方向の間隔を適切に取ることで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速度が高い場合、超音速ファンの先端からの衝撃波は、その不均一な性質のために、「バズソー」ノイズと呼ばれる不協和な性質のノイズを生成します。^{[31] [32]}

現代のターボファンエンジンはすべて、騒音を抑えるためにナセル内に音響ライナーを備えています。ライナーは可能な限り広い表面積をカバーするように伸びています。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、シェブロンとは、一部のジェットエンジンノズルの後縁にある「鋸歯状」のパターンのことで^[35]、騒音低減のために使用されます。この形状のエッジは、エンジンコアからの熱い空気とエンジンファンを流れる冷たい空気の混合をスムーズにし、騒音の原因となる乱流を減らします。^{[35]シェブロンは、} NASAとの契約に基づいてGEによって開発されました。^{[35] [36]}このようなデザインの注目すべき例としては、ロールスロイス社製トレント1000エンジンとゼネラルエレクトリック社製GEnxエンジンを 搭載したボーイング787とボーイング747-8があります。^[37]

初期のターボジェットエンジンは、全体的な圧力比とタービン入口温度が当時の技術と材料によって厳しく制限されていたため、燃料効率があまり良くありませんでした。

最初のターボファンエンジンはドイツのダイムラーベンツ DB 670で、テストベッドでのみ稼働し、ドイツ航空省によって 109-007 と命名され、1943 年 4 月 1 日に電気モーターを使用したターボ機械のテストが行​​われた後、1943 年 5 月 27 日に初稼働しました。^[38]ドイツにとって戦況が悪化したため、エンジンの開発は問題が解決されないまま中止されました。

1943年後半、イギリス軍はメトロヴィックF.3 ^[39]ターボファンの地上試験を行った。これはメトロヴィックF.2ターボジェットをガス発生器として使用し、排気を2つの同軸逆回転ファンを駆動する逆回転低圧タービンシステムを備えた密結合後部ファンモジュールに排出するものであった。^[40]

材料の改良や、ブリストル・オリンパス^[41]やプラット・アンド・ホイットニーJT3Cエンジンなどのツインコンプレッサーの導入により、全体的な圧力比が向上し、エンジンの熱力学的効率が向上しました。また、純粋なターボジェットは比推力が高く排気速度も速いため、超音速飛行に適しているものの、推進効率は低かったです。

オリジナルの低バイパス ターボファン エンジンは、排気速度を航空機の排気速度に近い値まで下げることで推進効率を向上させるように設計されました。ロールス ロイス コンウェイは世界初の量産ターボファンで、バイパス比は 0.3 で、現代のゼネラル エレクトリック F404戦闘機エンジンに似ています。プラット & ホイットニー JT8Dやロールス ロイス スペイなどの 1960 年代の民間ターボファン エンジンは、バイパス比が 1 に近く、軍用エンジンに似ていました。

ターボファンエンジンを搭載したソ連初の旅客機は、1962年に導入されたツポレフTu-124であった。この機体はソロヴィヨフD-20を使用していた。^{[42] 1960年から1965年の間に}アエロフロートや他の東側諸国の航空会社向けに164機が製造され、そのうちのいくつかは1990年代初頭まで運航された。

最初のゼネラル・エレクトリック・ターボファンは、CJ805-3ターボジェットをベースとしたアフトファンCJ805-23でした。その後に続いたのは、バイパス比2.0のアフトファンゼネラル・エレクトリックCF700エンジンでした。これは、ゼネラル・エレクトリックJ85/CJ610ターボジェット2,850 lbf (12,700 N)から派生したもので、より大型のロックウェル・セイバーライナー75/80モデル航空機やダッソー・ファルコン20に動力を与え、推力が約50%増加して4,200 lbf (19,000 N)になりました。CF700は、連邦航空局(FAA)によって認定された最初の小型ターボファンでした。一時期、世界中で400機を超えるCF700航空機が運用され、1,000万時間を超える運用実績がありました。 CF700 ターボファン エンジンは、月着陸研究機の動力装置として、アポロ計画で月に向かう宇宙飛行士の訓練にも使用されました。

高比推力/低バイパス比のターボファンは、通常、入口ガイドベーン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し、高い（混合または冷たい）排気速度を生み出します。コアの空気流は、ファンを駆動するのに十分なコアパワーを確保するために十分な大きさである必要があります。高圧（HP）タービンローターの入口温度を上げることで、コアの空気流を小さくし、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面として、同じ空気流量（たとえば、共通の吸気口を維持するため）と同じ正味推力（つまり、同じ比推力）で比較することができます。バイパス フローを追加できるのは、タービン入口温度が高すぎてコア フローの減少を補えない場合のみです。タービン冷却/材料技術の今後の改善により、タービン入口温度をさらに高めることができます。これは、全体的な圧力比の増加によって冷却空気の温度が上昇するため必要です。

結果として得られるターボファンは、追加コンポーネントの効率とダクト損失が妥当であり、ターボジェットよりも高いノズル圧力比で動作しますが、正味推力を維持するために排気温度は低くなります。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、（乾燥出力）燃料流量も減少し、結果として燃料消費率（SFC）が向上します。

一部の低バイパス比の軍用ターボファン（F404、JT8Dなど）には、第1ファンローター段に空気を導くための可変入口ガイドベーンが装備されています。これにより、ファンサージマージンが向上します（コンプレッサーマップを参照）。

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  広く生産されたプラット・アンド・ホイットニー JT8D は、初期のナローボディジェット旅客機の多くに使用されました。ファンは吸気ガイドベーンの後ろにあります。
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  イリューシン Il-76およびIl-62M、ミコヤン MiG-31、西安 H-6 K、Y-20に動力を供給するソロヴィエフ D-30
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  サターン AL-31は成都 J-10およびJ-20、瀋陽 J-11、J-15、J-16、スホーイ Su-30、Su-27に搭載されています。
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  レイセオン BGM-109 トマホーク巡航ミサイルの動力源であるウィリアムズ F107
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  NPOサターンAL-55は、特定のHAL HJT-36シタラに動力を与える
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  グラマンF-14トムキャットに動力を供給するプラット・アンド・ホイットニーTF-30
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  ユーロファイター タイフーンに動力を供給するユーロジェット EJ200
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  カワサキT-4エンジンを搭載した石川島播磨F3
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  GTREが開発したGTRE GTX-35VS Kaveri

1970 年代以降、ジェット戦闘機のエンジンのほとんどは、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 ターボファンでした。アフターバーナーは、タービン ブレードの下流、ノズルのすぐ上流にある燃焼器で、アフターバーナー専用の燃料インジェクターからの燃料を燃焼させます。点火すると、アフターバーナーで大量の燃料が燃焼し、排気ガスの温度が大幅に上昇して、排気速度/エンジン固有の推力が高まります。アフターバーナー点火時の追加容量と流量増加に対応するために、可変形状ノズルはより大きなスロート領域に開く必要があります。アフターバーニングは、離陸、遷音速加速、戦闘機動のために大幅な推力増強が得られるように設計されることが多いですが、燃料消費量が非常に多くなります。そのため、アフターバーニングはミッションの短い部分でしか使用できません。

メインエンジンでは燃焼器内の化学量論的温度をタービンに到達する前に下げる必要がありますが、最大燃料供給時のアフターバーナーは、ノズル入口で化学量論的温度、つまり約 2,100 K (3,800 °R、3,300 °F、1,800 °C) になるように設計されています。適用される総燃料:空気比が固定されている場合、特定のファンの空気流量に対する総燃料流量は、エンジンの乾燥比推力に関係なく同じになります。ただし、高比推力ターボファンは、定義により、ノズル圧力比が高くなるため、アフターバーニング正味推力が高くなり、したがってアフターバーニング比燃料消費量 (SFC) が低くなります。ただし、高比推力エンジンは乾燥 SFC が高くなります。中比推力アフターバーニングターボファンの場合は状況が逆になります。つまり、アフターバーニング SFC は低く、乾燥 SFC は高くなります。前者のエンジンは、かなり長い時間アフターバーニング戦闘を続ける必要があるが、飛行場のかなり近くでしか戦闘をしない戦闘機（国境を越えた小競り合いなど）に適しています。後者のエンジンは、戦闘に入る前にある程度の距離を飛行するか、長時間待機する必要がある航空機に適しています。ただし、パイロットは、航空機の燃料残量が危険なほど少なくなる前の短い時間だけアフターバーニングを続けることができます。

最初に量産されたアフターバーナー付きターボファンエンジンはプラット・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ていました。低バイパスの軍用ターボファンには、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ます。

燃費をさらに向上させ、騒音を減らすために、ほぼすべてのジェット旅客機とほとんどの軍用輸送機（C-17など）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ます。これらのエンジンは、1960年代にそのような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進化したものです。現代の戦闘機は低バイパス比のターボファ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ます。

低比推力は、多段ファンを単段ユニットに置き換えることで実現されます。一部の軍用エンジンとは異なり、現代の民間ターボファンにはファンローターの前に固定の入口ガイドベーンがありません。ファンは、必要な正味推力を達成できるようにスケール調整されています。

エンジンのコア（またはガス発生器）は、定格質量流量および圧力比でファンを駆動するのに十分な電力を生成する必要があります。タービン冷却/材料技術の向上により、タービンローターの入口温度（HP）を高くできるようになり、コアを小さく（軽く）できるようになり、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、平均ステージ負荷を減らしてLP タービンの効率を維持するために、追加のステージ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がますます一般的になりつつあり、 2016 年に商用サービスを開始したPratt & Whitney PW1000G は12.5:1 を達成しています。

コアの全体的な圧力比を上げることで、コアの熱効率をさらに向上させることができます。ブレードの空気力学を改善することで、必要な追加のコンプレッサー段数を減らすことができ、可変ジオメトリのステーターにより、高圧力比のコンプレッサーがすべてのスロットル設定でサージなしで動作できるようになります。

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ターボシャフト派生エンジンであるAVCO-ライカミングPLF1A-2で、1962年2月に初めて稼働しました。PLF1A-2は、直径40インチ（100 cm）のギア付きファンステージを持ち、静推力4,320ポンド（1,960 kg）を生み出し、^[43]バイパス比は6:1でした。^[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ように設計された最初の量産モデルになりました。 ^[22]民間のゼネラルエレクトリックCF6エンジンは、派生設計を使用しました。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、およびより小型のTF34があります。最近の大型高バイパス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 、GEとP&Wが共同で製造したGP7000などがある。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する最初の高バイパス比ジェットエンジンであった。 ^[45]

ターボファンの比推力が低いほど、ジェット出口の平均速度が低くなり、その結果、推力減衰率が高くなります(つまり、飛行速度が増加すると推力が減少する)。以下の技術的説明の項目 2 を参照してください。その結果、航空機を亜音速の高速飛行 (マッハ 0.83 など) で推進できるようにサイズ設定されたエンジンは、低速飛行で比較的高い推力を生成し、滑走路性能を向上させます。比推力が低いエンジンは、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影響されます。

双発輸送機のターボファンは、離陸滑走の重要なポイントの後でもう一方のエンジンが停止した場合でも、片方のエンジンで離陸を継続できるだけの離陸推力を生み出します。その時点から、機能していないエンジンが抗力源となるため、航空機の推力は 2 つのエンジンが稼働している場合の半分以下になります。現代の双発航空機は通常、離陸直後に非常に急激に上昇します。片方のエンジンが停止した場合、上昇ははるかに緩やかになりますが、飛行経路の障害物を回避するには十分です。

ソ連のエンジン技術は西側諸国ほど進んでおらず、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年に導入されたヤコブレフ Yak-42 は、最大120人の乗客を乗せられる中距離用後部エンジン機で、高バイパスエンジンを採用した最初のソ連機であった。

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  スホーイ・スーパージェット100に動力を供給するパワージェットSaM146
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  エアバスA300、ボーイング747、ダグラスDC-10などの航空機に動力を供給するゼネラルエレクトリックCF6
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  ロールスロイス トレント900、エアバスA380に搭載
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  プラット・アンド・ホイットニー PW4000、ボーイング 777、MD-11、エアバス A330に搭載
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  ボーイング737、エアバスA320などの航空機に搭載されているCFM56
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  エアバス A380向けエンジンアライアンス GP7000ターボファン
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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に動力を供給す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に動力を供給するライカミングALF502
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  イルクートMC-21で使用されるアビアドビガテル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に動力を供給するトレント1000
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  GE90はボーイング777に搭載され、最も強力な航空機エンジンである。

ターボファン エンジンには、さまざまなエンジン構成があります。特定のエンジン サイクル (つまり、同じ空気流量、バイパス比、ファン圧力比、全体圧力比、HP タービン ローター入口温度) の場合、コンポーネント全体のパフォーマンスが維持されている限り、ターボファン構成の選択は設計点パフォーマンス (例: 正味推力、SFC) にほとんど影響しません。ただし、設計外パフォーマンスと安定性はエンジン構成の影響を受けます。

ターボファンの基本要素はスプール、つまりファン/コンプレッサー、タービン、および単一速度で回転するシャフトの単一の組み合わせです。特定の圧力比の場合、サージ マージンは次の 2 つの異なる設計パスによって増加できます。

1. Pratt & Whitney J57のように、コンプレッサーを異なる速度で回転する 2 つの小さなスプールに分割する。
2. J79と同様に、通常は前段でステータベーンのピッチを調整可能にします。

現代の西側諸国の民間用ターボファンエンジンのほとんどは、比較的圧力比の高い高圧 (HP) コンプレッサーを採用しており、低回転数でのサージマージンを制御するために可変ステーターの列が多数並んでいる。3 スプールのRB211 / Trentでは、コアの圧縮システムが 2 つに分割されており、HP コンプレッサーを過給する IP コンプレッサーは別の同軸シャフト上にあり、別の (IP) タービンによって駆動される。HP コンプレッサーの圧力比は中程度であるため、可変ジオメトリを使用しなくても、サージなしで速度を下げることができる。ただし、浅い IP コンプレッサーの作動ラインは避けられないため、IPC には可変ジオメトリを持たない -535 を除くすべての型に 1 段の可変ジオメトリがある。^[46]

一般的とは言えないが、単軸ターボファンはおそらく最もシンプルな構成であり、単一のタービンユニットで駆動されるファンと高圧コンプレッサーがすべて同じスプール上に配置されている。ダッソー ミラージュ 2000戦闘機に搭載されているSnecma M53は、単軸ターボファンの一例である。ターボ機械構成がシンプルであるにもかかわらず、M53 では部分スロットル操作を容易にするために可変面積ミキサーが必要である。

最も初期のターボファンエンジンの一つは、ゼネラル・エレクトリック社製J79ターボジェットエンジンの派生型で、CJ805-23として知られ、ターボジェット排気管内に一体型の後方ファン/低圧（LP）タービンユニットを備えていた。ターボジェットタービンの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放射状の延長部となっていた。この配置では前方ファン構成に比べてガス漏れ経路が増え、高圧タービンガスがファンの気流に漏れるという問題があった。^[47]後方ファン構成は後に1980年代初頭の ゼネラル・エレクトリック社製GE36 UDF（プロップファン）実証機に採用された。

1971年、NASAルイス研究センターは、離陸時および亜音速ではアフトファンターボファンとして、より高速ではターボジェットとして動作する超音速輸送エンジンのコンセプトを提案した。このエンジンは、離陸時にはターボファンの低騒音と高推力特性を備え、亜音速飛行速度ではターボファンの高い推進効率を発揮する。超音速巡航速度ではターボジェットの高い推進効率を発揮する。^[48]

多くのターボファンは、ファンが別の低圧 (LP) スプール上にあり、コンプレッサーまたは高圧 (HP) スプールと同心円状に動作する、少なくとも基本的な 2 スプール構成を備えています。LP スプールは低い角速度で回転し、 HP スプールはより高速で回転し、そのコンプレッサーが燃焼のために空気の一部をさらに圧縮します。^[要出典] BR710 はこの構成の典型です。より小さな推力サイズでは、全軸ブレードの代わりに、HP コンプレッサー構成は、軸流遠心式 (例: CFE CFE738 )、二重遠心式、または斜め/遠心式(例: Pratt & Whitney Canada PW600 ) になる場合があります。

より高い全体圧力比は、HP コンプレッサ圧力比を上げるか、ファンと HP コンプレッサの間にある LP スプールにコンプレッサ (非バイパス) ステージを追加して HP コンプレッサをブーストすることで達成できます。大型の米国製ターボファン (ゼネラルエレクトリック CF6、GE90、GE9X、GEnxに加えてPratt & Whitney JT9DおよびPW4000など) はすべてブースタ ステージを使用しています。ロールスロイス BR715 も別の例です。現代の民間用ターボファンで使用されている高バイパス比は、ブースタ ステージの相対直径を小さくする傾向があり、平均先端速度が低下します。その結果、必要な圧力上昇を生み出すには、より多くのブースタ ステージが必要になります。

ロールスロイス社は、大型の民間用ターボファン（RB211およびTrentファミリー）に 3 スプール構成を選択しました。この構成では、ブーストされた 2 スプール構成のブースター ステージが、独自のタービンによって駆動される中圧 (IP) スプールに分離されます。最初の 3 スプール エンジンは、 1967 年のロールスロイス RB.203 Trentでした。

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 は、後方のスプールが他の 2 つのスプールと同心ではない、珍しい 3 つのスプール レイアウトを備えています。

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選択し、ロタレフ/プログレス D-18Tとプログレス D-436がそれに続きました。

軍用ターボファンRB199も、軍用クズネツォフ NK-25およびNK-321と同様に 3 スプール構成になっています。

バイパス比が増加すると、ファンブレードの先端速度は 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、より多くのタービン段が必要になります。LPシャフトとファンの間に適切なギア比の(遊星) 減速ギアボックスを導入すると、ファンと LP タービンの両方が最適な速度で動作できるようになります。この構成の例としては、長年使用されているGarrett TFE731、Honeywell ALF 502/507、最近のPratt & Whitney PW1000Gなどがあります。

上で説明した構成のほとんどは民間のターボファンで使用されていますが、現代の軍用ターボファン（例：Snecma M88）は通常、基本的な 2 スプールです。

ほとんどの民間用ターボファンは、高効率の 2 段 HP タービンを使用して HP コンプレッサを駆動します。CFM International CFM56 は、代替アプローチである単段の高作業ユニットを使用します。このアプローチはおそらく効率は劣りますが、冷却空気、重量、コストを節約できます。

RB211およびTrent 3 スプール エンジン シリーズでは、HP コンプレッサーの圧力比は中程度であるため、必要な HP タービン ステージは 1 つだけです。現代の軍用ターボファンでも、HP タービン ステージは 1 つと、中程度の HP コンプレッサーが使用される傾向があります。

現代の民間用ターボファンには、多段LPタービン（3～7段）が搭載されています。必要な段数は、エンジンサイクルのバイパス比とブースト（ブーストされた2スプールの場合）によって異なります。ギア付きファンを使用すると、一部のアプリケーションで必要なLPT段数を減らすことができます。^[49]バイパス比がはるかに低いため、軍用ターボファンでは1段または2段のLPタービン段しか必要ありません。

バイパス比と空気流量が固定された混合ターボファンについて考えてみましょう。圧縮システムの全体的な圧力比が増加すると、燃焼器入口温度が上昇します。したがって、燃料流量が固定の場合、(HP) タービンローター入口温度が上昇します。圧縮システム全体の温度上昇が高いほど、タービンシステム全体の温度低下が大きくなりますが、システムに追加され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、全体的な圧力比がタービン膨張比よりも速く増加するため、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。その結果、正味推力が増加する一方で、特定の燃料消費量 (燃料流量/正味推力) は減少します。同様の傾向が非混合ターボファンでも発生します。

ターボファン エンジンは、全体の圧力比とタービン ローター入口温度を同時に上げることで、燃料効率を高めることができます。ただし、タービン ローター入口温度とコンプレッサー吐出温度の両方の上昇に対処するには、タービン材料の改善またはベーン/ブレード冷却の改善が必要です。後者を上げるには、コンプレッサー材料の改善が必要になる場合があります。

ファン (または) LP コンプレッサ圧力比または HP コンプレッサ圧力比を改善することで、全体の圧力比を上げることができます。後者が一定に保たれている場合、(HP) コンプレッサ吐出温度の上昇 (全体の圧力比の上昇による) は、HP 機械速度の増加を意味します。ただし、ストレスを考慮すると、このパラメータが制限される可能性があり、全体の圧力比が増加しても、HP コンプレッサ圧力比は低下します。

単純な理論によれば、タービン ローター入口温度/(HP) コンプレッサ吐出温度の比率が維持されれば、HP タービンのスロート面積は維持できます。ただし、これは、基準 (HP) コンプレッサ出口フロー関数 (無次元フロー) を維持しながら、サイクルの改善が得られることを前提としています。実際には、(HP) コンプレッサの無次元速度と冷却ブリード抽出の変更により、この前提はおそらく無効になり、HP タービンのスロート面積の調整が避けられなくなります。つまり、HP タービン ノズル ガイド ベーンは元のものと異なる必要があります。おそらく、下流の LP タービン ノズル ガイド ベーンはいずれにしても変更する必要があります。

推力の増加はコア出力の増加によって得られます。2 つの基本的なルートがあります:

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. コールドルート：コア質量流量の増加

どちらの方法でも、燃焼器の燃料流量の増加が必要となり、その結果、コアストリームに熱エネルギーが追加されます。

高温ルートでは、タービンブレード/ベーンの材質の変更や、ブレード/ベーンの冷却の改善が必要になる場合があります。低温ルートは、次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
3. 段階を追加せずに圧縮プロセスを改善する（例：ファンハブの圧力比を高める）

これらすべてにより、全体の圧力比とコアの空気流量の両方が向上します。

あるいは、コアのサイズを大きくして、全体の圧力比を変えずにコアの空気流量を増やすこともできます。この方法は、新しい（上向きの）タービン システム（およびおそらくより大きな IP コンプレッサー）も必要になるため、コストがかかります。

追加の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。民間エンジンでは、ジェット騒音を考慮すると、離陸推力の大幅な増加には、ファンの質量流量の対応する増加が伴う必要があります (約 30 lbf/lb/s の T/O 比推力を維持するため)。

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。推進ノズルに接続されたパイプ内で動作するファン（適切なサイズの電動モーターで駆動）を想像してください。ファン圧力比（ファン排気圧力/ファン吸気圧力）が高いほど、ジェット速度と対応する比推力が高くなることは明らかです。次に、このセットアップを同等のターボファン（同じ空気流量と同じファン圧力比）に置き換えたと想像してください。明らかに、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電力を生成する必要があります。ガス発生器に低い（HP）タービン入口温度を選択した場合、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。したがって、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、熱効率が上がり、燃料効率が向上する傾向があります。
2. 当然、高度が上昇すると空気の密度が減少し、したがってエンジンの正味推力も減少します。また、推力減率と呼ばれる飛行速度の影響もあります。もう一度、正味推力のおおよその式を考えてみましょう。高比推力エンジン（例：戦闘機）ではジェット速度が比較的高いため、直感的に、飛行速度の増加は、ジェット速度が低い中比推力エンジン（例：練習機）よりも正味推力にあまり影響を及ぼさないことがわかります。低比推力エンジン（例：民間機）に対する推力減率の影響はさらに深刻です。高飛行速度では、高比推力エンジンはインテークのラム上昇を通じて正味推力を拾うことができますが、この効果は衝撃波損失のため超音速では減少する傾向があります。$${\displaystyle F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).}$$
3. 民間ターボファンの推力増加は通常、ファンの気流を増加させることで達成され、ジェット騒音が大きくなりすぎるのを防ぎます。ただし、ファンの気流が大きくなると、コアからより多くの電力が必要になります。これは、全体の圧力比 (燃焼器の入口圧力/吸気供給圧力) を上げてコアへの気流を増やし、タービンの入口温度を上げることで達成できます。これらのパラメータを組み合わせると、コアの熱効率が向上し、燃料効率が改善される傾向があります。
4. 一部の高バイパス比の民間ターボファンでは、バイパス（または混合排気）ストリームに非常に低い面積比（1.01 未満）のコンバージェント・ダイバージェントノズルを使用して、ファン動作ラインを制御します。ノズルは、可変形状であるかのように動作します。低速飛行では、ノズルはチョークされていない（マッハ数 1 未満）ため、排気ガスはスロートに近づくにつれて速度が上がり、ダイバージェントセクションに達するとわずかに減速します。その結果、ノズルの出口面積がファンマッチを制御し、スロートよりも大きいため、ファン動作ラインがサージからわずかに離れます。高速飛行では、吸気口のラム上昇により、ノズル圧力比が増加し、スロートがチョークされるポイント（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マッチを決定し、出口よりも小さいため、ファン動作ラインがサージの方にわずかに押しやられます。高速飛行ではファンサージマージンがはるかに優れているため、これは問題ではありません。
5. ターボファンの設計外動作は、コンプレッサー マップとタービン マップの下に示されています。
6. 現代の民間用ターボファンは低い比推力で作動するため、必要なファン圧力比を得るために必要なファン段は 1 つだけです。エンジン サイクルの望ましい全体圧力比は、通常、コア圧縮の複数の軸段によって達成されます。ロールス ロイス社は、コア圧縮を 2 つに分割し、中間圧力 (IP) で HP コンプレッサーを過給し、両方のユニットを別々のシャフトに取り付けられた単一段のタービンで駆動する傾向があります。その結果、HP コンプレッサーは適度な圧力比 (例: ~4.5:1) しか必要としません。米国の民間用エンジンは、はるかに高い HP コンプレッサー圧力比 (例:ゼネラル エレクトリック GE90では ~23:1 ) を使用し、2 段 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 LP シャフトに数個の IP 軸段が取り付けられています。民間用エンジンには多段 LP タービンがあり、段数はバイパス比、LP シャフトの 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、海面で非常に高速で飛行できなければならないため、HP コンプレッサーの吐出温度の限界は、民間エンジンと比較して、かなり控えめな設計総圧力比で達します。また、ファン圧力比は、中程度から高い比推力を達成するために、比較的高くなっています。その結果、現代の軍用ターボファンは通常、5 または 6 HP コンプレッサー段のみを備え、単段 HP タービンのみを必要とします。低バイパス比の軍用ターボファンは通常、1 段の LP タービン段を備えていますが、より高いバイパス比のエンジンでは 2 段が必要です。理論的には、IP コンプレッサー段を追加することで、現代の軍用ターボファン HP コンプレッサーを民間ターボファン派生型で使用できますが、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。

空気力学は、現代のターボファンの単一のファン/ガスコンプレッサー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、増加する圧力に逆らって空気を流し続けるために、狭い角度の制限内に維持されなければなりません。そうしないと、空気は吸気口から押し出されてしまいます。^[50]

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。臨界タービン入口温度（TIT）は、1,700 °C（3,100 °F）および17 bar（250 psi）と、信頼性の高いセンサーにとっては過酷な環境です。そのため、新しいエンジンタイプを開発する際には、排気ガス温度などのより測定しやすい温度とTIT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。^[50]

100 g (3.5 oz) のタービンブレードは、1,700 °C (3,100 °F)、17 bar (250 psi)、 40 kN (9,000 lbf) の遠心力にさらされます。これは塑性変形点をはるかに超え、融点さえ超えています。材料の強度内で 物理的ストレスを維持するには、特殊な合金、高度な空冷方式、特別な機械設計が必要です。回転シールは、10 年間、20,000 回のミッション、10 ～ 20,000 rpm での回転という過酷な条件に耐える必要があります。^[50]

ジェットエンジンが大型化するにつれ、ファンブレードも大型化している。ファンブレード1枚あたり2階建てバス9台分の空気を運び、スカッシュコート1面分の空気を毎秒吸い込む。数値流体力学（CFD）モデリングの進歩により、非常に広い弦長を持つ複雑な3D曲面形状が可能になり、ファンの性能はそのままにブレード数を最小限に抑えてコストを削減できるようになった。偶然にも、推進効率を高めるためにバイパス比が大きくなり、ファンの直径も大きくなった。^[51]

ロールスロイスは1980年代にRB211、その後トレントに空力効率と異物損傷耐性のために中空のチタン製ワイドコードファンブレードを開発しました。GE アビエーションは1995年にGE90に炭素繊維複合材ファンブレードを導入し、2017年から炭素繊維テープレイヤー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アルバニーコンポジッツと共同でCFM56およびCFM LEAPエンジン用の3D織り技術を開発しました。 ^[51]

エンジンコアは、より高い圧力比で作動するため縮小しており、バイパス比が増加するにつれてファンに比べて効率が高くなり小型化している。ブレードの高さが0.5インチ（13 mm）以下の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る。コアが比例して長く薄くなり、ファンから低圧タービンのドライブシャフトまでのスペースがコア内で制限されるため、バックボーンの曲がりがクリアランス制御にさらに影響を与える。^[52]

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%に上昇しており、エンジン業界の間では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。^[53]

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の継続的エネルギー・排出・騒音低減（CLEEN）プログラムの第2フェーズでは、2020年代後半までに、2000年代の最新技術と比較して、燃料消費量を33%、排出量を60%、騒音をEPNdbで32 dB削減することを目標としている。^[54] 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の超低圧力比ファンのテストを終了した。これは、 PW1000Gの20枚よりも少ないブレードを備えたオープンローターに似ている^。[53]

ダクト入口を短くすることでナセルの重量とサイズが軽減され、ブレードにかかる空力回転負荷が大きくなり、防音のためのスペースが少なくなるが、圧力比が低いファンは速度が遅くなる。UTC エアロスペースシステムズエアロストラクチャーズは、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フルスケール地上テストを実施し、燃料燃焼を1％改善し、騒音を2.5〜3 EPNdB低減する予定である。^[53]

サフランは、2020年代半ばまでに漸近線に到達するまでにさらに10～15％の燃料効率の向上を見込んでおり、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 の一環として、フランスのイストルで逆回転オープンローターアンダクテッドファン（プロップファン）の実証を行っている。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かもしれない。騒音レベルが既存の基準内であり、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になり、そのためにサフランは制御、振動、操作をテストしているが、機体の統合はまだ課題となっている。^[53]

GEアビエーションにとって、ジェット燃料のエネルギー密度は依然としてブレゲ範囲方程式とより高い圧力比のコアを最大化します。より低い圧力比のファン、低損失の吸気口、より軽量の構造により、熱、伝達、推進効率をさらに向上できます。米国空軍の適応型エンジン移行プログラムでは、改良型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。 先進的なターボプロップの付加製造により、重量が5％、燃料燃焼が20％削減されます。^[53]

回転および静止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）高温で動作し、重量は金属の3分の1です。GEは、空軍研究所からの2,190万ドルにより、ノースカロライナ州アッシュビルの施設に加えて、アラバマ州ハンツビルのCMC施設に2億ドルを投資し、2018年にシリコンカーバイド繊維を使用したシリコンカーバイドマトリックスを量産します。CMCは2020年代半ばまでに10倍使用されるようになります。CFM LEAPでは、エンジン1台あたり18個のCMCタービンシュラウドが必要であり、GE9Xでは燃焼器と42個のHPタービンノズルに使用されます。^[53]

ロールスロイス社は、 2020年代のウルトラファン向けに60:1の圧力比コアを目指しており、100,000 hp (75,000 kW)のギアの地上テストを100,000 lbf (440 kN)および15:1のバイパス比で開始しました。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、排出量への影響は環境性能目標とバランスを取る必要があります。オープンローター、低圧力比ファン、および潜在的に分散された推進力により、推進効率を向上させる余地が広がります。エキゾチックサイクル、熱交換器、圧力ゲイン/定容燃焼により、熱力学的効率が向上する可能性があります。積層造形は、インタークーラーと復熱装置を実現できる可能性があります。機体のより密接な統合とハイブリッドまたは電気航空機をガスタービンと組み合わせることができます。^[53]

ロールスロイス社のエンジンは、マッハ0.8で0.63～0.49 lb/lbf/h（64,000～50,000 g/kN/h）のTSFCに対して72～82％の推進効率と42～49 ％の熱効率を有しており、理論限界であるオープンローター推進効率95％、理論限界である60％の熱効率、理論タービン入口温度、80:1の全体圧力比で0.35 lb/lbf/h（36,000 g/kN/h）のTSFCを目指しています^[55]

初期トラブルは数千時間経過するまで現れないため、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品に支障をきたし、一方で生産率は急激に上昇する。Trent 1000のブレードの亀裂により、ボーイング787が50機近くが運航停止となり、ETOPSは5.5時間から2.3時間に短縮され、ロールスロイス社は9億5000万ドル近くの損害を被った。PW1000G のナイフエッジシールの破損により、プラット・アンド・ホイットニーの納品が遅れ、エンジンのないA320neo約100機が動力装置を待つ状態となった。CFM LEAPの導入はスムーズだったが、セラミック複合材HPタービンコーティングが時期尚早に失われたため、新しい設計が必要となり、A320neoのエンジン60機が改修のために取り外され、納品が最大6週間遅れた。^[56]

ワイドボディ機では、サフランは油圧システムの電力消費を減らすことで5～10%の燃料を節約できると見積もっている。また、ボーイング787で開始されたように、電力に切り替えると重量が30%軽減される可能性がある。一方、ロールスロイス社は最大5%の削減を期待している。^[57]

ターボファンエンジン市場は、市場シェアの順に、ゼネラル・エレクトリック、ロールス・ロイス、プラット・アンド・ホイットニーの3社が独占している。ゼネラル・エレクトリックとフランスのサフランは、合弁会社CFMインターナショナルを設立している。プラット・アンド・ホイットニーはまた、日本航空機エンジン協会およびドイツのMTUエアロエンジンと合弁会社インターナショナル・エアロ・エンジンを設立しており、エアバスA320ファミリーのエンジンを専門に扱っている。プラット・アンド・ホイットニーとゼネラル・エレクトリックは、合弁会社エンジン・アライアンスを設立し、エアバスA380などの航空機用エンジンを幅広く販売している。

Flight Globalによると、旅客機と貨物機向けには、2016年に運用中のエンジンは60,000基で、2035年には86,500基の納入で103,000基に増加する見込みです。大半はナローボディ機用の中推力エンジンで、納入数は54,000基となり、保有機数は28,500基から61,000基に増加します。金額ベースで市場の40～45%を占めるワイドボディ機用の高推力エンジンは、12,700基から21,000基以上に増加し、納入数は18,500基になります。20,000ポンド（89 kN）未満のリージョナルジェットエンジンの保有機数は7,500基から9,000基に増加し、旅客機用のターボプロップ機の保有機数は9,400基から10,200基に増加します。メーカーの市場シェアはCFMが44%でトップとなり、次いでプラット・アンド・ホイットニーが29%、ロールス・ロイスとゼネラル・エレクトリックがそれぞれ10%となる見込みである。^[58]

1970 年代、ロールスロイス/SNECMA は、超低ファン圧力比での操縦性を改善し、機体速度がゼロになるまで逆推力を提供するために、可変ピッチファンブレードを装備したM45SD-02ターボファンをテストしました。このエンジンは、市街地の空港から運航する 超静音STOL航空機を対象としていました。

速度とともに効率性も向上させるため、ダクトのないファンを備えたプロップファンエンジンとして知られるターボファンとターボプロップの開発が行われました。ファン ブレードはダクトの外側に配置されているため、幅広のシミター ブレードを備えたターボプロップのように見えます。ゼネラル エレクトリックとプラット & ホイットニー/アリソンの両社は、1980 年代にプロップファン エンジンを実証しました。過度のキャビン騒音と比較的安価なジェット燃料のため、このエンジンは実用化されませんでした。ソ連で開発されたプログレス D-27プロップファンは、量産機に装備された唯一のプロップファン エンジンでした。

アフターバーナー

アフターバーニング用のジェットパイプ^[63]

オーグメンター

高温流と低温流の両方で燃焼するターボファン用アフターバーナー^[63]

バイパス

コンポーネントと空気の流れの点でコアとは異なるエンジンの部分。例: バイパス空気を通過させるファンブレード（ファンアウター）とステータの部分、バイパスダクト、バイパスノズル

バイパス比

バイパス空気質量流量 / コア空気質量流量^[64]

コア

コンポーネントと空気の流れの点でバイパスとは異なるエンジンの部分、例えばコアカウル、コアノズル、コア空気の流れと関連機械、燃焼器と燃料システム

コアパワー

「有効エネルギー」または「ガス馬力」とも呼ばれます。高温高圧ガスを周囲圧力まで膨張させることにより、ガス ジェネレータまたはコアから得られる理論的な (等エントロピー膨張) 軸仕事を測定するために使用されます。出力はガスの圧力と温度 (および周囲圧力) に依存するため、推力生成エンジンの関連する性能指数は、高温高圧ガスからの推力生成ポテンシャルを測定するもので、「ストリーム推力」として知られています。これは、等エントロピー膨張で大気圧まで得られる速度を計算することで得られます。得られた推力の重要性は、航空機の速度を乗じて推力仕事を求めることで明らかになります。潜在的に利用可能な推力仕事は、大気圧まで膨張する前の圧力と温度の上昇に伴って排気運動エネルギーの無駄が増加するため、ガス馬力よりはるかに小さくなります。この2つは推進効率^[65]によって関連しており、推進効率とは流体の速度（すなわち運動量）を増加させることによって流体に力（すなわち推力）を生み出す結果として無駄になるエネルギーの尺度である。

ドライ

エンジン定格/スロットルレバー位置はアフターバーニング選択以下

EGT

排気ガス温度

欧州委員会

エンジン圧力比

ファン

ターボファンLPコンプレッサー

ファンジェット

ターボファンまたはターボファンで動く航空機（口語）^[66]

ファン圧力比

ファン出口全圧/ファン入口全圧

フレックステンプ

離陸重量が減ると、民間航空機は推力を低減できるため、エンジン寿命が延び、メンテナンスコストが削減されます。フレックス温度は、実際の外気温度（OAT）よりも高い温度で、必要な推力低減（「想定温度推力低減」とも呼ばれる）を達成するためにエンジン監視コンピュータに入力されます。^[67]

ガス発生器

エンジンコアの一部で、ファン駆動タービン（ターボファン）、推進ノズル（ターボジェット）、プロペラおよびローター駆動タービン（ターボプロップおよびターボシャフト）、産業用および船舶用発電タービンに高温高圧ガスを供給する部分^[68]

ホームページ

高圧

吸気ラム抵抗

自由流から吸気口までのエンジン流管の運動量の損失、すなわち、静止した大気から航空機の速度まで空気を加速するために必要な空気に与えられるエネルギーの量。

IEPR について

統合エンジン圧力比

IP

中圧

LP

低圧

ネット推力

静止空気中のノズル推力（総推力） - エンジン ストリーム チューブ ラム抗力（自由流から吸気口までの運動量の損失、つまり静止大気から航空機の速度まで空気を加速するために必要な空気に与えられるエネルギー量）。これが機体に作用する推力です。

総圧力比

燃焼器入口全圧/吸入吐出全圧

全体的な効率

熱効率 * 推進効率

推進効率

推進力/推進運動エネルギーの生成率（ジェット速度が飛行速度に等しいときに最大の推進効率が得られ、これは正味推力がゼロであることを意味します）

燃料消費率（SFC）

総燃料流量/純推力（飛行速度/全体の熱効率に比例）

スプールアップ

RPMの増加（口語）

スプールダウン

RPMの低下（口語）

ステージ読み込み

タービンの目的は動力を生み出すことであり、負荷はガス1lb/sec当たりに発生する動力（比出力）の指標である。タービン段はガスを軸方向から回転させ、（ノズルガイドベーン内で）加速してローターを最も効率的に回転させ（ローターブレードは高い揚力を生み出さなければならない）、これは効率的に、すなわち許容可能な損失で行われるという条件付きである。^[69]圧縮機段の目的は圧力上昇を生み出すことであり、拡散プロセスが使用される。許容できない流れの分離（すなわち損失）が発生する前にどの程度の拡散が許容されるか（およびどの程度の圧力上昇が得られるか）が負荷限界とみなされる可能性がある。^[70]

静圧

流体の圧力は、その運動ではなく状態と関連している^[71]、あるいは、流れに沿って動いている場合に感じられたり測定されたりする流体分子のランダムな運動による圧力^[72]

比推力

純推力/吸入空気量

熱効率

推進運動エネルギー/燃料動力の生成率

総燃料流量

燃焼器（およびアフターバーナー）の燃料流量（例：lb/s または g/s）

全圧

静圧と運動エネルギーの項

タービンローター入口温度

最大サイクル温度、すなわち仕事の伝達が起こる温度

• 軸流ファン設計
• ガスタービン
• タービンエンジンの故障
• 可変サイクルエンジン

• ウィキブックス: ジェット推進
• マルコム・ギブソン (2011 年 8 月)。「シェブロン ノズル: ジェット ノイズを削減する新しいアプローチ」(PDF)。NASA Innovation in Aeronautics NASA/TM-2011-216987。2020年 3 月 23 日のオリジナル(PDF)からアーカイブ。2017年 3 月 24 日に取得。
• 「エンジン年鑑」UBM Aviation 2012年。
• 「2017年商用エンジン」。Flight Global。
• Bjorn Fehrm (2017 年 4 月 14 日)。「Bjorn のコーナー: 航空機エンジンのまとめ」。Leeham Co.および以前のシリーズ