Turbofan

2 makaralı, yüksek baypaslı turbofan animasyonu

Düşük basınçlı makara
Yüksek basınç makarası
Sabit bileşenler

Nacelle
Fan
Düşük basınçlı kompresör
Yüksek basınçlı kompresör
Yanma odası
Yüksek basınç türbini
Düşük basınç türbini
Çekirdek nozul
Fan nozulu ⓘ

Turbofan veya fanjet, uçak tahrikinde yaygın olarak kullanılan bir tür hava soluyan jet motorudur. "Turbofan" kelimesi "türbin" ve "fan" kelimelerinin birleşiminden oluşmaktadır: turbo kısmı yanmadan mekanik enerji elde eden bir gaz türbini motorunu, fan ise havayı arkaya doğru itmek için gaz türbininden gelen mekanik enerjiyi kullanan kanallı bir fanı ifade etmektedir. Dolayısıyla, bir turbojet tarafından alınan tüm hava yanma odası ve türbinlerden geçerken, bir turbofanda bu havanın bir kısmı bu bileşenleri atlar. Dolayısıyla bir turbofan, her ikisi de itme gücüne katkıda bulunan kanallı bir fanı tahrik etmek için kullanılan bir turbojet olarak düşünülebilir. ⓘ

Motor çekirdeğini bypass eden havanın kütle akışının çekirdekten geçen havanın kütle akışına oranı bypass oranı olarak adlandırılır. Motor, birlikte çalışan bu iki bölümün kombinasyonu yoluyla itme gücü üretir; fan itme gücüne göre daha fazla jet itme gücü kullanan motorlar düşük baypaslı turbofanlar olarak bilinir, tersine jet itme gücünden çok daha fazla fan itme gücüne sahip olanlar ise yüksek baypaslı olarak bilinir. Günümüzde kullanılan ticari havacılık jet motorlarının çoğu yüksek baypaslı tiptedir ve modern askeri savaş motorlarının çoğu düşük baypaslıdır. Düşük baypaslı turbofan motorlarda art yakıcılar, art yakıcıdan önce baypas ve çekirdek karıştırma ile kullanılır. ⓘ

Modern turbofanlar ya tek kademeli büyük bir fana ya da birkaç kademeli daha küçük bir fana sahiptir. Eski bir konfigürasyonda düşük basınç türbini ve fan arkaya monte edilmiş tek bir ünitede birleştirilmiştir. ⓘ

Kapakları açılmış bir yolcu uçağı turbofanı ⓘ

Turbofan motora ait bir diyagram ⓘ

Turbofan, itişi egzoz gazıyla beraber, ön kısımdaki geniş fanla da sağlanan güvenilir ve bakımı kolay jet motoru tipidir. Ön kısmı büyük, arka kısmı koni şeklinde ve daha küçüktür. Genelde yolcu uçaklarında kullanılır. ⓘ

Ön kısımdaki türbin vasıtasıyla emilen hava kompresör pervaneler tarafından yanma odasına alınır, burada yoğunlaştırılan hava aynı anda yakıt (bazı motorlarda bir miktar su karıştırılır) ile yakıldığında itme kuvveti oluşur. Buna roket ivmelenmesi de diyebiliriz. Oluşan bu itme gücü egzoz çıkışındaki türbinler vasıtasıyla dışarı gönderilir, tüm bu sistem aynı mile bağlı bir düzenektir. ⓘ

Prensipler

Modern bir 2 makaralı turbofan motorun bir nacelle içine yerleştirilmesini gösteren şematik diyagram. Düşük basınçlı makara mavi, yüksek basınçlı makara ise turuncu renktedir. ⓘ

Turbo fan, turbojetin yakıt tüketimini iyileştirmek için icat edilmiştir. Bunu, kütleyi artırarak ve itici jetin hızını turbojetinkine kıyasla düşürerek yapacaktır. Bu, ilk olarak Whittle tarafından öngörüldüğü gibi bir ejektör ekleyerek viskoz kuvvetleri kullanmak yerine kanallı bir fan ekleyerek mekanik olarak yapılacaktır. ⓘ

Frank Whittle, Mart 1936'da İngiltere'de 471.368 no'lu "Hava taşıtlarının tahrikine ilişkin iyileştirmeler" patentini yazarken 500 mil/saatlik uçuş hızları öngörmüş ve o dönemde bu şekilde adlandırılmasa da turbofanın arkasındaki ilkeleri tanımlamıştır. Turbojet, termodinamik çevriminden çıkan gazı itici jet olarak kullanır. Saatte 500 mil hıza ulaşan uçaklarda itici jet için çevrim gazını kullanmanın iki cezası vardır ve bunlar turbofan tarafından ele alınmaktadır. ⓘ

Enerji israfı söz konusudur çünkü itici jet arkaya doğru uçağın ileriye doğru gittiğinden çok daha hızlı gitmekte ve çok hızlı bir iz bırakmaktadır. Dümen suyunun kinetik enerjisi, uçağı ileriye doğru hareket ettirmek için kullanılan yakıttan ziyade dümen suyunu üretmek için kullanılan yakıtın bir yansımasıdır ve bu nedenle yakıt israfı söz konusudur. Bununla birlikte, ister bir pervane ister bir kanal içindeki bir yakıcı (ramjet) tarafından olsun, bir akışkanın bir kısmını arkaya doğru hızlandırarak itme kuvveti üretmenin temel bir yönüdür ve bu nedenle sadece azaltılabilir, ortadan kaldırılamaz. Turbo fan itici jetin hızını azaltır. ⓘ

Diğer ceza ise motorun basınç oranını ya da türbin sıcaklığını arttırarak yakıt tüketimini azaltmaya yönelik her türlü eylemin egzoz kanalındaki basınç ve sıcaklıkta buna karşılık gelen bir artışa neden olması ve bunun da itici nozülden daha yüksek bir gaz hızına (ve daha yüksek KE ve boşa harcanan yakıta) yol açmasıdır. Motor bir libre itme gücü üretmek için daha az yakıt kullanmasına rağmen, daha hızlı itici jette daha fazla yakıt israf edilir. Başka bir deyişle, turbojetten önceki pistonlu motor/pervane kombinasyonunda olduğu gibi termal ve itici verimlerin bağımsızlığı kaybolur. Buna karşın Roth, bu bağımsızlığın yeniden kazanılmasını turbofanın gaz jeneratörü çevriminden bağımsız olarak spesifik itiş gücünün seçilmesine olanak tanıyan en önemli özelliği olarak görmektedir. ⓘ

Termodinamik çevrimin çalışma maddesi, bir turbojette itki üretmek için hızlandırılan tek kütledir ve bu da süpersonik hızın altındaki uçak hızları için ciddi bir sınırlamadır (yüksek yakıt tüketimi). Ses altı uçuş hızları için itici jetin hızının düşürülmesi gerekir çünkü itiş gücünün üretilmesi için ödenmesi gereken bir bedel vardır. Motorun içindeki gazı hızlandırmak için gereken enerji (kinetik enerjideki artış) iki şekilde harcanır: momentumda bir değişiklik (yani bir kuvvet) ve hava soluyan bir motor (veya pervane) tarafından itme kuvveti üretmenin kaçınılmaz bir sonucu olan bir dümen dümeni. Uyanma hızı ve bunu üretmek için yakılan yakıt, hızlandırılan kütle arttırılarak azaltılabilir ve gerekli itme hala korunabilir. Bir turbofan bunu, motorun içinde mevcut olan enerjiyi gaz jeneratöründen ikinci bir ek hızlandırılmış hava kütlesi üreten kanallı bir fana aktararak yapar. ⓘ

Çekirdekten bypass havasına enerji aktarımı, çekirdek nozülüne giren gazın daha düşük basınç ve sıcaklıkta olmasına (daha düşük egzoz hızı) ve fan nozülüne giren fanın ürettiği sıcaklık ve basınca neden olur. Aktarılan enerji miktarı, fanın ne kadar basınç artışı üretmek üzere tasarlandığına bağlıdır (fan basınç oranı). İki akış arasındaki en iyi enerji alışverişi (en düşük yakıt tüketimi) ve jet hızlarının nasıl karşılaştırılacağı, fan-türbin ve fandaki kayıplara bağlı olan transferin ne kadar verimli gerçekleştiğine bağlıdır. ⓘ

Fan akışı daha düşük egzoz hızına sahiptir ve birim enerji başına çok daha fazla itme gücü sağlar (daha düşük özgül itme gücü). Her iki hava akımı da motorun brüt itme gücüne katkıda bulunur. Baypas akışı için ilave hava, hava giriş akışı tüpündeki koç sürüklemesini artırır, ancak net itmede yine de önemli bir artış vardır. İki egzoz jetinin toplam etkin egzoz hızı, normal bir ses altı uçağın uçuş hızına yaklaştırılabilir ve ideal Froude verimliliğine yaklaşır. Bir turbofan, daha küçük bir miktarı daha hızlı bir şekilde hızlandıran bir turbojete kıyasla daha büyük bir hava kütlesini daha yavaş hızlandırır, bu da aynı itme gücünü üretmenin daha az verimli bir yoludur (aşağıdaki verimlilik bölümüne bakın). ⓘ

Motor çekirdeğini bypass eden havanın kütle akışının çekirdekten geçen havanın kütle akışına oranı bypass oranı olarak adlandırılır. Fan itiş gücüne göre daha fazla jet itiş gücüne sahip motorlar düşük baypaslı turbofanlar olarak bilinir, jet itiş gücünden çok daha fazla fan itiş gücüne sahip olanlar ise yüksek baypaslı olarak bilinir. Günümüzde kullanılan çoğu ticari havacılık jet motoru yüksek baypaslıdır ve çoğu modern savaş uçağı motoru düşük baypaslıdır. Savaş uçaklarındaki düşük baypaslı turbofanlarda art yakıcılar kullanılır. ⓘ

Baypas oranı

Bir turbofan motorun bypass oranı (BPR), bypass akışının kütle akış hızının çekirdeğe giren kütle akış hızına oranıdır. Örneğin 6'lık bir baypas oranı, baypas kanalından yanma odasından geçen miktardan 6 kat daha fazla hava geçtiği anlamına gelir. ⓘ

Turbofan motorlar genellikle genel basınç oranı, türbin giriş sıcaklığı ve fan basınç oranı ile birlikte önemli tasarım parametreleri olan BPR açısından tanımlanır. Buna ek olarak, BPR turboprop ve kanalsız fan kurulumları için de belirtilir çünkü yüksek itici verimlilikleri onlara çok yüksek baypaslı turbofanların genel verimlilik özelliklerini verir. Bu da artan BPR ile özgül yakıt tüketiminin (SFC) azalma eğilimlerini gösteren grafiklerde turbofanlarla birlikte gösterilmelerini sağlar. BPR, fan hava akışının motordan uzak olduğu ve motor çekirdeğinden geçmediği lift fan kurulumları için de alıntılanabilir. ⓘ

Sabit bir çekirdek (yani sabit basınç oranı ve türbin giriş sıcaklığı), çekirdek ve bypass jet hızları eşit ve belirli bir uçuş koşulu (yani Mach sayısı ve irtifa) göz önüne alındığında, BPR'deki artışla birlikte lb itme gücü başına yakıt tüketimi (sfc) azalır. Aynı zamanda brüt ve net itme kuvvetleri artar, ancak farklı miktarlarda artar. BPR'yi artırarak aynı çekirdek çevrimi için yakıt tüketimini azaltmak için önemli bir potansiyel vardır. lb/sn hava akışı başına itme kuvvetindeki azalma (özgül itme kuvveti) ve bunun sonucunda jetlerdeki kinetik enerji kaybındaki azalma (itme verimliliğindeki artış) nedeniyle bu sağlanır. ⓘ

Bir gaz türbininden gelen gaz gücünün tamamı bir itici nozulda kinetik enerjiye dönüştürülürse, uçak yüksek süpersonik hızlar için en uygunudur. Eğer tüm enerji düşük kinetik enerjiye sahip ayrı bir büyük hava kütlesine aktarılırsa, uçak en iyi sıfır hıza (havada asılı kalma) uygundur. Bu ikisinin arasındaki hızlar için gaz gücü, ayrı bir hava akımı ile gaz türbininin kendi nozul akışı arasında, uçağın ihtiyaç duyduğu performansı sağlayacak bir oranda paylaştırılır. Kütle akışı ve hız arasındaki değiş tokuş, disk yüklemesi ve güç yüklemesi karşılaştırılarak pervaneler ve helikopter rotorlarında da görülür. Örneğin, aynı helikopter ağırlığı yüksek güçlü bir motor ve küçük çaplı bir rotor tarafından desteklenebilir veya daha az yakıt için daha düşük güçlü bir motor ve rotor boyunca daha düşük hıza sahip daha büyük bir rotor kullanılabilir. ⓘ

Baypas genellikle yakıt tüketimini ve jet gürültüsünü azaltmak için gaz gücünün bir gaz türbininden bir baypas hava akımına aktarılması anlamına gelir. Alternatif olarak, baypas için tek gereksinimin soğutma havası sağlamak olduğu bir yanma sonrası motor gereksinimi olabilir. Bu, BPR için alt sınırı belirler ve bu motorlar "sızdıran" veya sürekli hava alan turbojetler (General Electric YJ-101 BPR 0.25) ve düşük BPR turbojetleri (Pratt & Whitney PW1120) olarak adlandırılmıştır. Düşük BPR (0,2) ayrıca Pratt & Whitney J58 için art yakıcı soğutmasının yanı sıra dalgalanma marjı sağlamak için de kullanılmıştır. ⓘ

Verimlilik

Çeşitli gaz türbinli motor konfigürasyonları için tahrik verimliliği karşılaştırması ⓘ

Pervaneli motorlar düşük hızlar için, turbojet motorlar yüksek hızlar için ve turbofan motorlar ise bu ikisi arasında en verimli olanlardır. Turbofanlar, çoğu ticari uçağın çalıştığı hız olan yaklaşık 500 ila 1.000 km/s (270 ila 540 kn; 310 ila 620 mph) hız aralığında en verimli motorlardır. ⓘ

Bir turbojet (sıfır baypaslı) motorda, yüksek sıcaklık ve yüksek basınçtaki egzoz gazı bir itici nozuldan geçerek genleştiğinde hızlanır ve tüm itme gücünü üretir. Kompresör, türbin tarafından üretilen mekanik gücü emer. Baypas tasarımında, ekstra türbinler havayı motorun önünden arkaya doğru hızlandıran kanallı bir fanı tahrik eder. Yüksek baypaslı bir tasarımda, itme gücünün çoğunu kanallı fan ve nozül üretir. Turbofanlar prensip olarak turboproplarla yakından ilişkilidir çünkü her ikisi de gaz türbininin gaz gücünün bir kısmını ekstra makineler kullanarak baypas akışına aktarır ve sıcak nozulun kinetik enerjiye dönüştürmesi için daha azını bırakır. Turbofanlar, tüm itiş gücünü egzoz gazlarından elde eden turbojetler ile egzoz gazlarından minimum itiş gücü (tipik olarak %10 veya daha az) elde eden turboproplar arasında bir ara aşamayı temsil eder. Şaft gücünün çıkarılması ve bir baypas akışına aktarılması, geliştirilmiş itme verimliliği ile fazlasıyla telafi edilen ekstra kayıplara neden olur. En iyi uçuş hızındaki turboprop, turbojetin düşük kayıplı itici nozülüne fazladan bir türbin, bir dişli kutusu ve bir pervane eklenmesine rağmen turbojete göre önemli ölçüde yakıt tasarrufu sağlar. Turbofan, daha fazla sayıda kompresör kademesi/kanadı, fan ve baypas kanalından kaynaklanan ilave kayıplara sahiptir. ⓘ

Froude veya İtici Verimlilik şu şekilde tanımlanabilir:

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

ⓘ

burada:

V_j	= itme eşdeğeri jet hızı ⓘ
V_a	= uçak hızı

İtme

Bir turbojet motoru motorun tüm gücünü sıcak ve yüksek hızlı egzoz gazı jeti şeklinde itme kuvveti üretmek için kullanırken, bir turbofanın soğuk ve düşük hızlı bypass havası bir turbofan sistemi tarafından üretilen toplam itme kuvvetinin %30 ila %70'ini sağlar. ⓘ

Bir turbofan tarafından üretilen itme kuvveti (F_N), herhangi bir jet motorunda olduğu gibi toplam egzozun etkin egzoz hızına bağlıdır, ancak iki egzoz jeti mevcut olduğundan, itme denklemi şu şekilde genişletilebilir:

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

ⓘ

burada:

ṁ_e	= çekirdek motordan çıkan sıcak yanmalı egzoz akışının kütle oranı ⓘ
ṁ_o	= turbofana giren toplam hava akışının kütle oranı = ṁ_c + ṁf
ṁ_c	= çekirdek motora akan emme havasının kütle oranı
ṁ_f	= çekirdek motoru bypass eden emme havasının kütle oranı
v_f	= çekirdek motor etrafında bypass edilen hava akışının hızı
v_he	= çekirdek motordan çıkan sıcak egzoz gazının hızı
v_o	= toplam hava girişinin hızı = uçağın gerçek hava hızı
BPR	= Baypas Oranı

Nozullar

Soğuk kanal ve çekirdek kanalın nozul sistemleri iki ayrı egzoz akışının kullanılması nedeniyle nispeten karmaşıktır. Yüksek baypaslı motorlarda fan, motorun ön tarafına yakın kısa bir kanalda yer alır ve tipik olarak yakınsak bir soğuk nozüle sahiptir; kanalın kuyruğu, normal koşullar altında çekirdek etrafında süpersonik akış modelleri oluşturarak boğulacak olan düşük basınç oranlı bir nozül oluşturur. Çekirdek nozülü daha gelenekseldir, ancak itiş gücünün daha azını üretir ve gürültü hususları gibi tasarım tercihlerine bağlı olarak muhtemelen tıkanmayabilir. Düşük baypaslı motorlarda iki akış kanallar içinde birleşebilir ve art yakıcı ile donatılabilen ortak bir nozulu paylaşabilir. ⓘ

Gürültü

Air India Boeing 787 GE GEnx motoru üzerindeki Chevronlar ⓘ

Yüksek baypaslı bir turbofandan geçen hava akışının çoğu düşük hızlı baypas akışıdır: çok daha yüksek hızlı motor egzozuyla birleştirildiğinde bile, ortalama egzoz hızı saf bir turbojete göre oldukça düşüktür. Turbojet motor gürültüsü ağırlıklı olarak yüksek egzoz hızından kaynaklanan jet gürültüsüdür. Bu nedenle, turbofan motorlar aynı itme gücüne sahip bir saf jete göre önemli ölçüde daha sessizdir ve jet gürültüsü artık baskın kaynak değildir. Turbofan motor gürültüsü hem giriş yoluyla yukarı yönde hem de birincil nozul ve by-pass kanalı yoluyla aşağı yönde yayılır. Diğer gürültü kaynakları fan, kompresör ve türbindir. ⓘ

Modern ticari uçaklarda ayrı akışlı, karışmayan, kısa kanallı egzoz sistemlerine sahip yüksek by-pass oranlı (HBPR) motorlar kullanılmaktadır. Bunların gürültüsü, özellikle kalkış için gerekli olanlar gibi yüksek itme koşulları sırasında egzoz jetinin hızı, sıcaklığı ve basıncından kaynaklanmaktadır. Jet gürültüsünün birincil kaynağı, motorun egzozundaki kesme katmanlarının türbülanslı karışımıdır. Bu kayma katmanları, sesten sorumlu basınç dalgalanmalarını oluşturan yüksek türbülanslı girdaplara yol açan kararsızlıklar içerir. Jet akışıyla ilişkili gürültüyü azaltmak için havacılık ve uzay endüstrisi kayma tabakası türbülansını bozmaya ve üretilen genel gürültüyü azaltmaya çalışmıştır. ⓘ

Fan gürültüsü, fan kanadı salınımlarının aşağı akış fan çıkışı stator kanatlarının basınç alanıyla etkileşiminden kaynaklanabilir. Kanat firar kenarı ile stator girişi arasında yeterli eksenel boşluk bırakılarak bu gürültü en aza indirilebilir. Kalkışta olduğu gibi yüksek motor hızlarında, süpersonik fan uçlarından gelen şok dalgaları, eşit olmayan yapıları nedeniyle, "vızıltı testeresi" gürültüsü olarak bilinen uyumsuz bir gürültü üretir. ⓘ

Tüm modern turbofan motorlarda gürültüyü azaltmak için motor gövdesinde akustik astarlar bulunmaktadır. En geniş yüzey alanını kaplamak için mümkün olduğunca uzanırlar. Motorun akustik performansı, yer testleri veya özel deneysel test donanımları aracılığıyla deneysel olarak değerlendirilebilir. ⓘ

Havacılık ve uzay endüstrisinde şevronlar, gürültü azaltma amacıyla kullanılan bazı jet motoru nozullarının arka kenarlarındaki "testere dişi" desenleridir. Şekilli kenarlar, motor çekirdeğinden gelen sıcak hava ile motor fanından akan daha soğuk havanın karışımını yumuşatarak gürültüye neden olan türbülansı azaltır. Şevronlar Boeing tarafından NASA'nın yardımıyla geliştirilmiştir. Rolls-Royce Trent 1000 ve General Electric GEnx motorları üzerinde çalışan Boeing 787 ve Boeing 747-8 bu tasarımların bazı önemli örnekleridir. ⓘ

Tarihçe

Bir Boeing 707'den Rolls-Royce Conway düşük baypaslı turbofan. Baypas havası kanatçıklardan çıkarken, çekirdekten çıkan egzoz merkezi nozülden çıkar. Bu yivli jet borusu tasarımı, Rolls-Royce'ta Frederick Greatorex tarafından geliştirilen gürültü azaltıcı bir yöntemdir ⓘ

Boeing 747-8'de kullanılan General Electric GEnx-2B turbofan motoru. Bypass nozulundan ileriye bakan ve fan çıkış statorlarını/fan kanatlarını gösteren bypass kanalına bakış ⓘ

İlk turbojet motorları yakıt açısından çok verimli değildi çünkü toplam basınç oranları ve türbin giriş sıcaklıkları o zamanki teknoloji ve malzemeler tarafından ciddi şekilde sınırlandırılmıştı. ⓘ

Sadece bir test yatağı üzerinde çalıştırılan ilk turbofan motor, Nazi Havacılık Bakanlığı tarafından 109-007 olarak adlandırılan Alman Daimler-Benz DB 670'tir ve 1 Nisan 1943'te gerçekleştirilen elektrik motoru kullanan turbo makine testinin ardından ilk çalıştırma tarihi 27 Mayıs 1943'tür. Almanya'nın savaş durumu kötüleştikçe motorun geliştirilmesinden vazgeçildi ve sorunları çözülemedi. ⓘ

Daha sonra 1943 yılında İngilizler, Metrovick F.2 turbojetini bir gaz jeneratörü olarak kullanan ve egzozu iki eş eksenli kontra-dönen fanı tahrik eden bir kontra-dönen LP türbin sisteminden oluşan yakın bağlantılı bir arka fan modülüne deşarj eden Metrovick F.3 turbofanını yer testine tabi tuttu. ⓘ

Geliştirilmiş malzemeler ve Bristol Olympus ve Pratt & Whitney JT3C motorlarında olduğu gibi ikiz kompresörlerin kullanılmaya başlanması, toplam basınç oranını ve dolayısıyla motorların termodinamik verimliliğini arttırmıştır. Saf turbojetler yüksek özgül itiş/yüksek hız egzozuna sahip olduğundan, süpersonik uçuş için daha uygun olan itici güç verimliliği de düşüktü. ⓘ

Orijinal düşük baypaslı turbofan motorlar, egzoz hızını uçağınkine daha yakın bir değere düşürerek itici verimliliği artırmak üzere tasarlanmıştır. Dünyanın ilk üretim turbofanı olan Rolls-Royce Conway, modern General Electric F404 avcı motoruna benzer şekilde 0,3 bypass oranına sahipti. Pratt & Whitney JT8D ve Rolls-Royce Spey gibi 1960'ların sivil turbofan motorları 1'e yakın baypas oranlarına sahipti ve askeri eşdeğerlerine benziyorlardı. ⓘ

Turbofan motorlarla çalışan ilk Sovyet uçağı 1962 yılında tanıtılan Tupolev Tu-124 idi. Soloviev D-20 kullanıyordu. 1960 ve 1965 yılları arasında Aeroflot ve diğer Doğu Bloku havayolları için 164 uçak üretildi ve bazıları 1990'ların başına kadar faaliyet gösterdi. ⓘ

İlk General Electric turbofanı, CJ805-3 turbojetine dayanan kıçtan fanlı CJ805-23 idi. Bunu 2.0 bypass oranına sahip kıçtan fanlı General Electric CF700 motoru takip etti. Bu, daha büyük Rockwell Sabreliner 75/80 model uçaklara ve ayrıca Dassault Falcon 20'ye güç sağlamak için General Electric J85 / CJ610 turbojet 2,850 lbf'den (12,700 N) türetildi ve itme gücü yaklaşık% 50 artışla 4,200 lbf'ye (19,000 N) çıkarıldı. CF700, Federal Havacılık İdaresi (FAA) tarafından onaylanan ilk küçük turbofandır. Bir zamanlar dünya çapında 400'den fazla CF700 uçağı faaliyet gösteriyordu ve 10 milyon hizmet saatinin üzerinde bir deneyim tabanı vardı. CF700 turbofan motoru ayrıca Apollo Projesi'nde Ay'a gidecek astronotları eğitmek için Ay'a İniş Araştırma Aracı'nın güç kaynağı olarak kullanılmıştır. ⓘ

Yaygın tipler

Düşük baypaslı turbofan

Düşük basınç (yeşil) ve yüksek basınç (mor) makaralarını gösteren, karışık egzozlu 2 makaralı, düşük baypaslı bir turbofan motoru gösteren şematik diyagram. Fan (ve takviye kademeleri) düşük basınç türbini tarafından tahrik edilirken, yüksek basınçlı kompresör yüksek basınç türbini tarafından tahrik edilir. ⓘ

Yüksek özgül itki/düşük baypas oranlı bir turbofan normalde giriş kılavuz kanatlarının arkasında çok kademeli bir fana sahiptir ve nispeten yüksek bir basınç oranı geliştirerek yüksek (karışık veya soğuk) bir egzoz hızı sağlar. Çekirdek hava akışının, fanı çalıştırmak için yeterli çekirdek gücü olmasını sağlayacak kadar büyük olması gerekir. Yüksek basınçlı (HP) türbin rotorunun giriş sıcaklığı yükseltilerek daha küçük bir çekirdek akışı/yüksek bypass oranı döngüsü elde edilebilir. ⓘ

Bir turbofanın bir turbojetten nasıl farklılaştığının bir yönünü göstermek için, aynı hava akışında (örneğin ortak bir girişi korumak için) ve aynı net itmede (yani aynı özgül itme) karşılaştırmalar yapılabilir. Bir baypas akışı ancak türbin giriş sıcaklığı daha küçük çekirdek akışını telafi etmek için çok yüksek değilse eklenebilir. Türbin soğutma/malzeme teknolojisindeki gelecekteki gelişmeler, genel basınç oranı artışından kaynaklanan artan soğutma havası sıcaklığı nedeniyle gerekli olan daha yüksek türbin giriş sıcaklığına izin verebilir. ⓘ

Eklenen bileşenler için makul verimlilik ve kanal kaybı ile ortaya çıkan turbofan, muhtemelen turbojetten daha yüksek bir nozul basınç oranında çalışacak, ancak net itişi korumak için daha düşük bir egzoz sıcaklığı ile çalışacaktır. Tüm motordaki (emişten nozüle) sıcaklık artışı daha düşük olacağından, (kuru güç) yakıt akışı da azalacak ve bu da daha iyi bir özgül yakıt tüketimi (SFC) ile sonuçlanacaktır. ⓘ

Bazı düşük baypas oranlı askeri turbofanlar (örneğin F404, JT8D) havayı ilk fan rotor kademesine yönlendirmek için değişken giriş kılavuz kanatlarına sahiptir. Bu, fan dalgalanma marjını iyileştirir (bkz. kompresör haritası). ⓘ

Yaygın olarak üretilen Pratt & Whitney JT8D, birçok erken dönem dar gövdeli jet uçağında kullanılmıştır. Fan, giriş kılavuz kanatlarının arkasında yer almaktadır.
Ilyushin Il-76 ve Il-62M'ye güç veren Soloviev D-30; Mikoyan MiG-31; Xian H-6K ve Y-20
Chengdu J-10 ve J-20'ye güç veren Saturn AL-31; Shenyang J-11, J-15 ve J-16; Sukhoi Su-30 ve Su-27
Raytheon BGM-109 Tomahawk seyir füzesine güç veren Williams F107
Bazı HAL HJT-36 Sitara'lara güç sağlayan NPO Saturn AL-55
Eurofighter Typhoon'a güç veren Eurojet EJ200
Kawasaki T-4'e güç veren Ishikawajima-Harima F3
GTRE GTX-35VS Kaveri GTRE tarafından geliştirilmiştir ⓘ

Yanma sonrası turbofan

Pratt & Whitney F119 art yakmalı turbofan testte ⓘ

1970'lerden bu yana, çoğu jet avcı uçağı motoru karışık egzoz, art yakıcı ve değişken alanlı çıkış nozuluna sahip düşük/orta baypaslı turbofanlardır. Art yakıcı, türbin kanatlarının aşağısında ve doğrudan nozülün yukarısında bulunan ve art yakıcıya özel yakıt enjektörlerinden gelen yakıtı yakan bir yakıcıdır. Yakıldığında, art yakıcıda büyük hacimlerde yakıt yanar ve egzoz gazlarının sıcaklığını önemli ölçüde yükselterek daha yüksek bir egzoz hızı/motora özgü itme gücü elde edilir. Değişken geometrili nozül, art yakıcı yandığında ekstra hacmi ve artan akış hızını karşılamak için daha geniş bir boğaz alanına açılmalıdır. Art yakma genellikle kalkış, transonik hızlanma ve savaş manevraları için önemli bir itme gücü artışı sağlamak üzere tasarlanır, ancak çok yoğun yakıt tüketir. Sonuç olarak, art yakma bir görevin yalnızca kısa bölümleri için kullanılabilir. ⓘ

Türbine ulaşmadan önce yanma odasındaki stokiyometrik sıcaklıkların düşürülmesi gereken ana motordan farklı olarak, maksimum yakıt ikmalindeki bir art yakıcı, nozüle girişte yaklaşık 2.100 K (3.800 °R; 3.300 °F; 1.800 °C) stokiyometrik sıcaklıklar üretecek şekilde tasarlanmıştır. Sabit bir toplam uygulanan yakıt:hava oranında, belirli bir fan hava akışı için toplam yakıt akışı, motorun kuru özgül itme gücünden bağımsız olarak aynı olacaktır. Bununla birlikte, yüksek özgül itme gücüne sahip bir turbofan, tanımı gereği daha yüksek bir nozul basınç oranına sahip olacak, bu da daha yüksek bir yanma sonrası net itme gücü ve dolayısıyla daha düşük bir yanma sonrası özgül yakıt tüketimi (SFC) ile sonuçlanacaktır. Bununla birlikte, yüksek özgül itiş gücüne sahip motorlar yüksek kuru SFC'ye sahiptir. Orta özgül itiş gücüne sahip bir yanma sonrası turbofan için durum tersine döner: yani, zayıf yanma sonrası SFC/iyi kuru SFC. İlk motor, oldukça uzun bir süre yanma sonrası savaşta kalması gereken, ancak yalnızca havaalanına oldukça yakın bir yerde savaşması gereken (örneğin sınır ötesi çatışmalar) bir savaş uçağı için uygundur. İkinci motor, muharebeye girmeden önce belli bir mesafe uçması veya uzun süre havada kalması gereken bir uçak için daha iyidir. Ancak pilot, uçağın yakıt rezervleri tehlikeli bir şekilde azalmadan önce sadece kısa bir süre için art yakmada kalmayı göze alabilir. ⓘ

İlk üretim art yanmalı turbofan motor, başlangıçta F-111 Aardvark ve F-14 Tomcat'e güç veren Pratt & Whitney TF30'du. Mevcut düşük baypaslı askeri turbofanlar arasında Pratt & Whitney F119, Eurojet EJ200, General Electric F110, Klimov RD-33 ve Saturn AL-31 yer almaktadır ve bunların hepsi karışık egzoz, art yakıcı ve değişken alanlı itici nozul özelliğine sahiptir. ⓘ

Yüksek baypaslı turbofan

Karıştırılmamış egzozlu 2 makaralı, yüksek baypaslı bir turbofan motoru gösteren şematik diyagram. Düşük basınçlı makara yeşil, yüksek basınçlı makara ise mor renktedir. Yine, fan (ve takviye kademeleri) düşük basınç türbini tarafından tahrik edilir, ancak daha fazla kademe gereklidir. Günümüzde genellikle karışık egzoz kullanılmaktadır. ⓘ

Yakıt ekonomisini daha da iyileştirmek ve gürültüyü azaltmak için, günümüz jet uçaklarının neredeyse tamamı ve askeri nakliye uçaklarının çoğu (örneğin C-17) düşük özgül itiş/yüksek baypas oranlı turbofanlarla çalıştırılmaktadır. Bu motorlar 1960'larda bu tür uçaklarda kullanılan yüksek özgül itiş/düşük baypas oranlı turbofanlardan geliştirilmiştir. Modern savaş uçakları düşük baypas oranlı turbofan kullanma eğilimindedir ve bazı askeri nakliye uçakları turboprop kullanır. ⓘ

Düşük özgül itiş gücü, çok kademeli fanın tek kademeli bir ünite ile değiştirilmesiyle elde edilir. Bazı askeri motorların aksine, modern sivil turbofanlarda fan rotorunun önünde sabit giriş kılavuz kanatları bulunmamaktadır. Fan, istenen net itme gücüne ulaşmak için ölçeklendirilir. ⓘ

Motorun çekirdeği (veya gaz jeneratörü), fanı nominal kütle akışı ve basınç oranında çalıştırmak için yeterli güç üretmelidir. Türbin soğutma/malzeme teknolojisindeki gelişmeler daha yüksek (HP) türbin rotoru giriş sıcaklığına izin verir, bu da daha küçük (ve daha hafif) bir çekirdeğe olanak tanıyarak potansiyel olarak çekirdek termal verimliliğini artırır. Çekirdek kütle akışının azaltılması LP türbini üzerindeki yükü artırma eğilimindedir, bu nedenle bu ünite ortalama kademe yükünü azaltmak ve LP türbini verimliliğini korumak için ek kademeler gerektirebilir. Çekirdek akışının azaltılması baypas oranını da artırır. Bypass oranının 5:1'den yüksek olması giderek yaygınlaşmaktadır; 2016 yılında ticari hizmete giren Pratt & Whitney PW1000G 12,5:1'e ulaşmaktadır. ⓘ

Çekirdek termal verimliliğinde daha fazla iyileştirme, çekirdeğin toplam basınç oranını yükselterek elde edilebilir. Kanat aerodinamiğindeki iyileştirmeler, gerekli ekstra kompresör kademelerinin sayısını azaltabilir ve değişken geometri (yani statorlar), yüksek basınç oranlı kompresörlerin tüm gaz kelebeği ayarlarında dalgalanma olmadan çalışmasını sağlar. ⓘ

General Electric CF6-6 motorunun kesit şeması ⓘ

İlk (deneysel) yüksek baypaslı turbofan motor, ilk kez Şubat 1962'de çalıştırılan T55 turboşaft türevi bir motor olan AVCO-Lycoming PLF1A-2 idi. PLF1A-2'nin 40 inç (100 cm) çapında dişli fan kademesi vardı, 4,320 lb (1,960 kg) statik itme gücü üretiyordu ve 6:1 bypass oranına sahipti. General Electric TF39, Lockheed C-5 Galaxy askeri nakliye uçağına güç sağlamak için tasarlanan ilk üretim modeli oldu. Sivil General Electric CF6 motoru türetilmiş bir tasarım kullanmıştır. Diğer yüksek baypaslı turbofanlar Pratt & Whitney JT9D, üç şaftlı Rolls-Royce RB211 ve CFM International CFM56; ayrıca daha küçük olan TF34'tür. Daha yeni büyük yüksek baypaslı turbofanlar arasında Pratt & Whitney PW4000, üç şaftlı Rolls-Royce Trent, General Electric GE90/GEnx ve GE ve P&W tarafından ortaklaşa üretilen GP7000 bulunmaktadır. ⓘ

Bir turbofanın özgül itme gücü ne kadar düşükse, ortalama jet çıkış hızı o kadar düşük olur ve bu da yüksek bir itme atlama oranına (yani artan uçuş hızıyla azalan itme gücü) dönüşür. Aşağıdaki teknik tartışma, madde 2'ye bakınız. Sonuç olarak, bir uçağı yüksek ses altı uçuş hızında (örneğin Mach 0.83) itmek için boyutlandırılmış bir motor düşük uçuş hızında nispeten yüksek bir itme kuvveti üretir ve böylece pist performansını artırır. Düşük özgül itiş gücüne sahip motorlar yüksek baypas oranına sahip olma eğilimindedir, ancak bu aynı zamanda türbin sisteminin sıcaklığının bir fonksiyonudur. ⓘ

Çift motorlu nakliye uçaklarındaki turbofanlar, diğer motorun kalkıştaki kritik bir noktadan sonra kapanması halinde bir motorla kalkışa devam etmek için yeterli kalkış itme gücü üretir. Bu noktadan sonra uçak, çalışmayan motor bir sürtünme kaynağı olduğundan, çalışan iki motora kıyasla yarıdan daha az itme gücüne sahip olur. Modern çift motorlu uçaklar normalde kalkıştan hemen sonra çok dik bir şekilde tırmanırlar. Eğer bir motor devre dışı kalırsa, tırmanış çok daha sığ olur, ancak uçuş yolundaki engelleri aşmak için yeterli olur. ⓘ

Sovyetler Birliği'nin motor teknolojisi Batı'ya göre daha az gelişmişti ve ilk geniş gövdeli uçağı olan Ilyushin Il-86 düşük baypaslı motorlarla çalışıyordu. Yakovlev Yak-42, 1980 yılında tanıtılan 120 yolcu kapasiteli orta menzilli, arkadan motorlu bir uçak olup, yüksek baypaslı motorları kullanan ilk Sovyet uçağıydı. ⓘ

Sukhoi Superjet 100'e güç veren PowerJet SaM146
Airbus A300, Boeing 747, Douglas DC-10 ve diğer uçaklara güç sağlayan General Electric CF6
Airbus A380'e güç veren Rolls-Royce Trent 900
Boeing 777, MD-11 ve Airbus A330'a güç veren Pratt & Whitney PW4000
Boeing 737, Airbus A320 ve diğer uçaklara güç sağlayan CFM56
Airbus A380 için Engine Alliance GP7000 turbofan
Ilyushin Il-96, Tupolev Tu-204, Ilyushin Il-76'ya güç veren Aviadvigatel PS-90
British Aerospace 146'ya güç veren Lycoming ALF 502
Irkut MC-21 üzerinde kullanılacak olan Aviadvigatel PD-14
Üç şaftlı Progress D-436
Boeing 787'ye güç veren Trent 1000
Boeing 777'ye güç veren GE90, en güçlü uçak motoru ⓘ

Turbofan konfigürasyonları

Turbofan motorlar çeşitli motor konfigürasyonlarına sahiptir. Belirli bir motor çevrimi için (yani aynı hava akışı, baypas oranı, fan basınç oranı, toplam basınç oranı ve HP türbin rotoru giriş sıcaklığı), genel bileşen performansı korunduğu sürece, turbofan konfigürasyonu seçiminin tasarım noktası performansı (örneğin, net itme, SFC) üzerinde çok az etkisi vardır. Bununla birlikte, tasarım dışı performans ve kararlılık motor konfigürasyonundan etkilenir. ⓘ

Bir turbofanın temel unsuru, tek bir hızda dönen fan/kompresör, türbin ve şaftın tek bir kombinasyonu olan bir spool'dur. Belirli bir basınç oranı için, dalgalanma marjı iki farklı tasarım yolu ile artırılabilir:

Pratt & Whitney J57'de olduğu gibi kompresörü farklı hızlarda dönen iki küçük spool'a bölmek; veya
J79'da olduğu gibi tipik olarak ön kademelerde stator kanatçık hatvesinin ayarlanabilir hale getirilmesi. ⓘ

Modern batı sivil turbofanlarının çoğu, düşük devirlerde dalgalanma marjını kontrol etmek için çok sayıda değişken stator sırası ile nispeten yüksek basınç oranlı yüksek basınçlı (HP) kompresör kullanır. Üç makaralı RB211/Trent'te çekirdek sıkıştırma sistemi ikiye bölünmüştür; HP kompresörünü aşırı şarj eden IP kompresörü farklı bir eş eksenli şaft üzerindedir ve ayrı bir (IP) türbin tarafından tahrik edilir. HP kompresörü mütevazı bir basınç oranına sahip olduğundan, değişken geometri kullanılmadan hızı dalgalanma olmadan azaltılabilir. Bununla birlikte, sığ bir IP kompresör çalışma hattı kaçınılmaz olduğundan, IPC'nin -535 hariç tüm varyantlarında değişken geometrinin bir aşaması vardır. ⓘ

Tek şaftlı turbofan

Yaygın olmamakla birlikte, tek şaftlı turbofan muhtemelen en basit konfigürasyondur ve hepsi aynı makara üzerinde bulunan tek bir türbin ünitesi tarafından tahrik edilen bir fan ve yüksek basınçlı kompresörden oluşur. Dassault Mirage 2000 savaş uçağına güç veren Snecma M53, tek şaftlı bir turbofan örneğidir. Turbo makine konfigürasyonunun basitliğine rağmen, M53 kısmi gaz kelebeği çalışmasını kolaylaştırmak için değişken bir alan karıştırıcısı gerektirir. ⓘ

Kıç fanlı turbofan

En eski turbofanlardan biri, CJ805-23 olarak bilinen General Electric J79 turbojetinin bir türeviydi ve turbojet egzoz jet borusunda yer alan entegre bir arka fan/düşük basınç (LP) türbin ünitesine sahipti. Turbojet türbin egzozundan çıkan sıcak gaz LP türbini boyunca genişler, fan kanatları türbin kanatlarının radyal bir uzantısıdır. Bu düzenleme, ön fan konfigürasyonuna kıyasla ilave bir gaz kaçağı yolu ortaya çıkarmaktadır ve bu motorda fan hava akışına sızan yüksek basınçlı türbin gazı bir sorun teşkil etmiştir. Daha sonra 1980'lerin başlarında General Electric GE36 UDF (propfan) göstericisi için bir kıç fan konfigürasyonu kullanılmıştır. ⓘ

1971 yılında NASA Lewis Araştırma Merkezi tarafından kalkış ve ses altı hızlarda kıçtan fanlı turbofan, daha yüksek hızlarda ise turbojet olarak çalışan bir süpersonik nakliye motoru için bir konsept ortaya atılmıştır. Bu, kalkışta bir turbofanın düşük gürültü ve yüksek itme özellikleri ile birlikte ses altı uçuş hızlarında turbofanın yüksek itme verimliliğini sağlayacaktır. Süpersonik seyir hızlarında bir turbojetin yüksek tahrik verimliliğine sahip olacaktır. ⓘ

Temel iki makaralı

Birçok turbofan en azından fanın ayrı bir alçak basınç (LP) makarası üzerinde olduğu, kompresör veya yüksek basınç (HP) makarası ile eş merkezli olarak çalıştığı temel iki makaralı konfigürasyona sahiptir; LP makarası daha düşük bir açısal hızda çalışırken, HP makarası daha hızlı döner ve kompresörü yanma için havanın bir kısmını daha da sıkıştırır. BR710 bu konfigürasyonun tipik bir örneğidir. Daha küçük itme boyutlarında, tüm eksenel kanatlar yerine HP kompresör konfigürasyonu eksenel-santrifüj (örneğin CFE CFE738), çift santrifüj veya hatta diyagonal/santrifüj (örneğin Pratt & Whitney Canada PW600) olabilir. ⓘ

Güçlendirilmiş iki makaralı

Daha yüksek toplam basınç oranları ya HP kompresör basınç oranını yükselterek ya da LP makarasına, fan ile HP kompresör arasına kompresör (bypass olmayan) kademeleri veya T kademeleri ekleyerek elde edilebilir. Tüm büyük Amerikan turbofanları (örneğin General Electric CF6, GE90, GE9X ve GEnx artı Pratt & Whitney JT9D ve PW4000) T-kademelerine sahiptir. Rolls-Royce BR715 bunun Amerikan olmayan bir örneğidir. Modern sivil turbofanlarda kullanılan yüksek bypass oranları, T kademelerinin göreceli çapını azaltarak ortalama uç hızlarını düşürme eğilimindedir. Sonuç olarak, gerekli basınç artışını sağlamak için daha fazla T kademesi gerekmektedir. ⓘ

Üç makaralı

Rolls-Royce büyük sivil turbofanları (yani RB211 ve Trent aileleri) için üç makaralı bir konfigürasyon seçmiştir; burada güçlendirilmiş iki makaralı konfigürasyonun T-kademeleri kendi türbini tarafından tahrik edilen ayrı bir ara basınç (IP) makarasına ayrılmıştır. İlk üç makaralı motor 1967 tarihli Rolls-Royce RB.203 Trent'tir. ⓘ

Garrett ATF3, güç Dassault Falcon 20 iş jeti, diğer ikisi ile eş merkezli olmayan bir arka makara ile alışılmadık bir üç makara düzenine sahiptir. ⓘ

Ivchenko Tasarım Bürosu Lotarev D-36 motoru için Rolls-Royce ile aynı konfigürasyonu seçmiş, bunu Lotarev/Progress D-18T ve Progress D-436 izlemiştir. ⓘ

Turbo-Union RB199 askeri turbofan da askeri Kuznetsov NK-25 ve NK-321 gibi üç makaralı bir konfigürasyona sahiptir. ⓘ

Dişli fan

Dişli turbofan. Dişli kutusu 2 olarak etiketlenmiştir. ⓘ

Baypas oranı arttıkça, fan kanadı uç hızı LPT kanat hızına göre artar. Bu, LPT kanat hızını azaltacak ve fanı çalıştırmak için yeterli enerjiyi elde etmek üzere daha fazla türbin kademesi gerektirecektir. LP mili ile fan arasına uygun dişli oranına sahip bir (planet) redüksiyon dişli kutusu takılması, hem fanın hem de LP türbininin optimum hızlarda çalışmasını sağlar. Bu konfigürasyona örnek olarak uzun süredir kullanılan Garrett TFE731, Honeywell ALF 502/507 ve yakın zamanda üretilen Pratt & Whitney PW1000G verilebilir. ⓘ

Askeri turbofanlar

Yukarıda tartışılan konfigürasyonların çoğu sivil turbofanlarda kullanılırken, modern askeri turbofanlar (örneğin Snecma M88) genellikle temel iki makaralıdır. ⓘ

Yüksek basınç türbini

Çoğu sivil turbofan, HP kompresörü tahrik etmek için yüksek verimli, 2 aşamalı bir HP türbini kullanır. CFM International CFM56 alternatif bir yaklaşım kullanır: tek aşamalı, yüksek iş ünitesi. Bu yaklaşım muhtemelen daha az verimli olmakla birlikte, soğutma havası, ağırlık ve maliyet tasarrufu sağlamaktadır. ⓘ

RB211 ve Trent 3 makaralı motor serilerinde, HP kompresör basınç oranı mütevazıdır, bu nedenle yalnızca tek bir HP türbin kademesi gereklidir. Modern askeri turbofanlar da tek bir HP türbin kademesi ve mütevazı bir HP kompresör kullanma eğilimindedir. ⓘ

Düşük basınç türbini

Modern sivil turbofanlar çok aşamalı LP türbinlerine sahiptir (3 ila 7 arasında). Gerekli kademe sayısı motor çevrim baypas oranına ve takviyeye (takviyeli iki makaralılarda) bağlıdır. Dişli bir fan bazı uygulamalarda gerekli LPT kademelerinin sayısını azaltabilir. Kullanılan çok daha düşük baypas oranları nedeniyle, askeri turbofanlar sadece bir veya iki LP türbin kademesine ihtiyaç duyar. ⓘ

Genel performans

Bisiklet iyileştirmeleri

Sabit baypas oranına ve hava akışına sahip karma bir turbofan düşünün. Sıkıştırma sisteminin toplam basınç oranının artırılması yanma odası giriş sıcaklığını yükseltir. Bu nedenle, sabit bir yakıt akışında (HP) türbin rotoru giriş sıcaklığında bir artış olur. Sıkıştırma sistemi boyunca daha yüksek sıcaklık artışı türbin sistemi üzerinde daha büyük bir sıcaklık düşüşü anlamına gelse de, sisteme aynı miktarda ısı eklendiği için karma nozul sıcaklığı etkilenmez. Bununla birlikte, toplam basınç oranı türbin genleşme oranından daha hızlı arttığı ve sıcak karıştırıcı giriş basıncında bir artışa neden olduğu için nozul basıncında bir artış vardır. Sonuç olarak, net itme gücü artarken, özgül yakıt tüketimi (yakıt akışı/net itme gücü) azalır. Karıştırılmamış turbofanlarda da benzer bir eğilim görülür. ⓘ

Turbofan motorlar, toplam basınç oranı ve türbin rotor giriş sıcaklığı birlikte yükseltilerek daha yakıt verimli hale getirilebilir. Ancak, hem türbin rotoru giriş sıcaklığındaki hem de kompresör çıkış sıcaklığındaki artışlarla başa çıkmak için daha iyi türbin malzemeleri veya geliştirilmiş kanat/kanat soğutması gereklidir. İkincisinin artırılması daha iyi kompresör malzemeleri gerektirebilir. ⓘ

Toplam basınç oranı, fan (veya) LP kompresör basınç oranı veya HP kompresör basınç oranı iyileştirilerek artırılabilir. İkincisi sabit tutulursa, (HP) kompresör çıkış sıcaklığındaki artış (genel basınç oranının yükseltilmesinden kaynaklanan) HP mekanik hızında bir artış anlamına gelir. Ancak, gerilimle ilgili hususlar bu parametreyi sınırlayabilir ve genel basınç oranındaki artışa rağmen HP kompresör basınç oranında bir azalma anlamına gelebilir. ⓘ

Basit teoriye göre, türbin rotor giriş sıcaklığı/(HP) kompresör çıkış sıcaklığı oranı korunursa, HP türbin boğaz alanı korunabilir. Ancak, bu durum çevrim iyileştirmelerinin elde edildiğini ve aynı zamanda (HP) kompresör çıkış akış fonksiyonunun (boyutsal olmayan akış) korunduğunu varsayar. Pratikte, (HP) kompresörün boyutsal olmayan hızındaki ve soğutma boşaltma ekstraksiyonundaki değişiklikler muhtemelen bu varsayımı geçersiz kılacak ve HP türbin boğaz alanında bazı ayarlamaları kaçınılmaz hale getirecektir. Bu da HP türbin nozul kılavuz kanatlarının orijinalinden farklı olması gerektiği anlamına gelir. Büyük olasılıkla, aşağı akış yönündeki LP türbin nozul kılavuz kanatlarının da değiştirilmesi gerekecektir. ⓘ

İtki büyümesi

İtme gücü artışı, çekirdek gücünün artırılmasıyla elde edilir. İki temel yol mevcuttur:

sıcak rota: HP türbin rotor giriş sıcaklığının artırılması
soğuk rota: çekirdek kütle akışını artırın ⓘ

Her iki rota da yakıcı yakıt akışında ve dolayısıyla çekirdek akışına eklenen ısı enerjisinde bir artış gerektirir. ⓘ

Sıcak rota türbin kanat/kanat malzemelerinde değişiklik veya daha iyi kanat/kanat soğutması gerektirebilir. Soğuk rota aşağıdakilerden biri ile elde edilebilir:

LP/IP sıkıştırmasına T kademelerinin eklenmesi
HP sıkıştırmasına sıfır kademe eklenmesi
kademe eklemeden sıkıştırma sürecinin iyileştirilmesi (örn. daha yüksek fan göbeği basınç oranı) ⓘ

Bunların hepsi hem toplam basınç oranını hem de çekirdek hava akışını artırır. ⓘ

Alternatif olarak, toplam basınç oranını değiştirmeden çekirdek hava akışını artırmak için çekirdek boyutu artırılabilir. Yeni (yukarı akışlı) bir türbin sistemi (ve muhtemelen daha büyük bir IP kompresörü) de gerektiğinden bu yol pahalıdır. ⓘ

Ekstra çekirdek gücünü absorbe etmek için fanda da değişiklikler yapılmalıdır. Sivil bir motorda, jet gürültüsü ile ilgili hususlar, kalkış itiş gücündeki herhangi bir önemli artışa fan kütle akışında karşılık gelen bir artışın eşlik etmesi gerektiği anlamına gelir (yaklaşık 30 lbf/lb/s'lik bir T/O özgül itiş gücünü korumak için). ⓘ

Teknik tartışma

Özgül itme gücü (net itme gücü/emilen hava akışı) turbofanlar ve genel olarak jet motorları için önemli bir parametredir. İtici bir nozüle bağlı bir boru içinde çalışan bir fan (uygun büyüklükte bir elektrik motoru tarafından tahrik edilen) düşünün. Fan basınç oranı (fan çıkış basıncı/fan giriş basıncı) ne kadar yüksekse, jet hızı ve buna karşılık gelen özgül itme kuvveti de o kadar yüksek olacaktır. Şimdi bu düzeneği eşdeğer bir turbofan ile değiştirdiğimizi hayal edin - aynı hava akışı ve aynı fan basınç oranı. Açıkçası, turbofanın çekirdeği düşük basınçlı (LP) türbin aracılığıyla fanı çalıştırmak için yeterli güç üretmelidir. Gaz jeneratörü için düşük bir (HP) türbin giriş sıcaklığı seçersek, bunu telafi etmek için çekirdek hava akışının nispeten yüksek olması gerekir. Bu nedenle ilgili baypas oranı nispeten düşüktür. Türbin giriş sıcaklığını yükseltirsek, çekirdek hava akışı daha küçük olabilir, böylece bypass oranı artar. Türbin giriş sıcaklığının yükseltilmesi termal verimliliği artırma ve dolayısıyla yakıt verimliliğini iyileştirme eğilimindedir.
Doğal olarak, irtifa arttıkça hava yoğunluğunda ve dolayısıyla motorun net itme gücünde bir azalma olur. Ayrıca, itme atlama oranı olarak adlandırılan bir uçuş hızı etkisi de vardır. Net itme kuvveti için yaklaşık denklemi tekrar ele alalım: $F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).$ Yüksek özgül itiş gücüne sahip bir motorda (örneğin avcı uçağı) jet hızı nispeten yüksektir, bu nedenle sezgisel olarak uçuş hızındaki artışların net itiş gücü üzerinde jet hızının daha düşük olduğu orta özgül itiş gücüne sahip bir motora (örneğin eğitim uçağı) göre daha az etkisi olduğu görülebilir. İtme atlama hızının düşük özgül itmeli (örneğin sivil) bir motor üzerindeki etkisi daha da şiddetlidir. Yüksek uçuş hızlarında, yüksek özgül itiş gücüne sahip motorlar emişteki koç yükselmesi yoluyla net itiş gücü elde edebilir, ancak bu etki şok dalgası kayıpları nedeniyle süpersonik hızlarda azalma eğilimindedir.
Sivil turbofanlarda itki artışı genellikle fan hava akışının artırılmasıyla elde edilir ve böylece jet gürültüsünün çok yüksek olması önlenir. Ancak, daha büyük fan hava akışı çekirdekten daha fazla güç gerektirir. Bu, çekirdeğe daha fazla hava akışı sağlamak için toplam basınç oranını (yakıcı giriş basıncı/emme besleme basıncı) yükselterek ve türbin giriş sıcaklığını artırarak elde edilebilir. Bu parametreler birlikte çekirdek termal verimliliğini artırma ve yakıt verimliliğini iyileştirme eğilimindedir.
Bazı yüksek baypas oranlı sivil turbofanlar, fan çalışma hattını kontrol etmek için baypas (veya karışık egzoz) akışı üzerinde son derece düşük alan oranlı (1,01'den az), yakınsak-ıraksak bir nozul kullanır. Nozul değişken geometriye sahipmiş gibi davranır. Düşük uçuş hızlarında nozul kıvrımsızdır (Mach sayısı birliğin altında), bu nedenle egzoz gazı boğaza yaklaşırken hızlanır ve ıraksak bölüme ulaştığında hafifçe yavaşlar. Sonuç olarak, nozul çıkış alanı fan eşleşmesini kontrol eder ve boğazdan daha büyük olduğu için fan çalışma hattını dalgalanmadan biraz uzağa çeker. Daha yüksek uçuş hızlarında, emişteki koç yükselmesi nozul basınç oranını boğazın tıkandığı noktaya (M=1.0) kadar artırır. Bu koşullar altında, boğaz alanı fan eşleşmesini belirler ve çıkıştan daha küçük olduğu için fan çalışma hattını hafifçe dalgalanmaya doğru iter. Bu bir sorun değildir, çünkü fan dalgalanma marjı yüksek uçuş hızlarında çok daha iyidir.
Turbo fanların tasarım dışı davranışları kompresör haritası ve türbin haritası altında gösterilmiştir.
Modern sivil turbofanlar düşük özgül itiş gücünde çalıştığından, gerekli fan basınç oranını geliştirmek için yalnızca tek bir fan kademesine ihtiyaç duyarlar. Motor çevrimi için istenen toplam basınç oranı genellikle çekirdek sıkıştırmasında birden fazla eksenel kademe ile elde edilir. Rolls-Royce çekirdek sıkıştırmasını HP kompresörünü süperşarj eden bir ara basınç (IP) ile ikiye bölme eğilimindedir, her iki ünite de ayrı şaftlara monte edilmiş tek kademeli türbinler tarafından tahrik edilir. Sonuç olarak, HP kompresörünün sadece mütevazı bir basınç oranı (örneğin, ~4.5:1) geliştirmesi gerekir. ABD sivil motorları çok daha yüksek HP kompresör basınç oranları kullanır (örneğin General Electric GE90'da ~23:1) ve genellikle iki kademeli bir HP türbini tarafından tahrik edilir. Buna rağmen, çekirdek sıkıştırma sistemini daha da güçlendirmek için genellikle LP şaftına, fanın arkasına monte edilmiş birkaç IP eksenel kademesi vardır. Sivil motorlarda çok kademeli LP türbinleri bulunur; kademe sayısı bypass oranına, LP şaftındaki IP sıkıştırma miktarına ve LP türbin kanat hızına göre belirlenir.
Askeri motorların genellikle deniz seviyesinde çok hızlı uçabilmeleri gerektiğinden, HP kompresör çıkış sıcaklığındaki sınıra, sivil bir motordakine kıyasla oldukça mütevazı bir tasarım toplam basınç oranında ulaşılır. Ayrıca, orta ila yüksek özgül itiş gücü elde etmek için fan basınç oranı da nispeten yüksektir. Sonuç olarak, modern askeri turbofanlar genellikle sadece 5 veya 6 HP kompresör kademesine sahiptir ve sadece tek kademeli bir HP türbini gerektirir. Düşük baypas oranlı askeri turbofanlar genellikle bir LP türbin kademesine sahiptir, ancak daha yüksek baypas oranlı motorlar iki kademeye ihtiyaç duyar. Teorik olarak, IP kompresör kademeleri eklenerek, modern bir askeri turbofan HP kompresörü sivil bir turbofan türevinde kullanılabilir, ancak çekirdek yüksek itme uygulamaları için çok küçük olma eğiliminde olacaktır. ⓘ

İyileştirmeler

Aerodinamik modelleme

Aerodinamik, modern bir turbofandaki tek bir fan/gaz kompresörü kanadı üzerindeki ses altı, ses ötesi ve ses üstü hava akışının bir karışımıdır. Kanatlardan geçen hava akışının, havanın artan basınca karşı akmasını sağlamak için yakın açısal sınırlar içinde tutulması gerekir. Aksi takdirde hava girişten geri çıkacaktır. ⓘ

Tam Yetkili Dijital Motor Kontrolü (FADEC) motoru kontrol etmek için doğru verilere ihtiyaç duyar. Kritik türbin giriş sıcaklığı (TIT) 1.700 °C (3.100 °F) ve 17 bar (250 psi) ile güvenilir sensörler için çok zorlu bir ortamdır. Bu nedenle, yeni bir motor tipinin geliştirilmesi sırasında egzoz gazı sıcaklığı gibi daha kolay ölçülebilen bir sıcaklık ile TIT arasında bir ilişki kurulur. Egzoz gazı sıcaklığının izlenmesi daha sonra motorun çok sıcak çalışmadığından emin olmak için kullanılır. ⓘ

Bıçak teknolojisi

100 g (3,5 oz) ağırlığındaki bir türbin kanadı 1.700 °C (3.100 °F), 17 bar (250 psi) ve 40 kN (9.000 lbf) santrifüj kuvvetine maruz bırakılarak plastik deformasyon noktasının ve hatta erime noktasının çok üstüne çıkarılır. Egzotik alaşımlar, sofistike hava soğutma düzenleri ve özel mekanik tasarım, fiziksel gerilimleri malzemenin mukavemeti içinde tutmak için gereklidir. Dönen contalar 10 yıl, 20.000 görev ve 10 ila 20.000 rpm'de dönme gibi zorlu koşullara dayanmalıdır. ⓘ

Fan kanatları

Jet motorları büyüdükçe fan kanatları da büyümektedir: her bir fan kanadı dokuz çift katlı otobüse eşdeğer yük taşımakta ve her saniye bir squash kortuna eşdeğer hacimde hava yutmaktadır. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (CFD) modellemesindeki ilerlemeler, çok geniş akorlu karmaşık, 3D kavisli şekillere izin vermiş, maliyetleri düşürmek için kanat sayısını en aza indirirken fan kapasitesini korumuştur. Tesadüfen, daha yüksek itici güç verimliliği elde etmek için bypass oranı büyüdü ve fan çapı arttı. ⓘ

Rolls-Royce, 1980'lerde aerodinamik verimlilik ve yabancı cisim hasarına karşı direnç için RB211'de ve ardından Trent'te içi boş, titanyum geniş akorlu fan kanadına öncülük etti. GE Aviation, 1995 yılında GE90'da karbon fiber kompozit fan kanatlarını tanıttı ve bugün karbon fiber bant katmanlı bir işlemle üretiliyor. GE ortağı Safran, CFM56 ve CFM LEAP motorları için Albany Composites ile 3D dokuma teknolojisi geliştirdi. ⓘ

Gelecekteki ilerleme

Motor göbekleri daha yüksek basınç oranlarında çalıştıkları ve daha verimli hale geldikleri için küçülmekte ve baypas oranları arttıkça fana kıyasla daha küçük hale gelmektedir. Kanatların 0,5 inç (13 mm) veya daha az yükseklikte olduğu yüksek basınçlı kompresörün çıkışında kanat ucu açıklıklarını korumak daha zordur; omurga bükülmesi, çekirdek orantılı olarak daha uzun ve daha ince olduğundan ve fan ile düşük basınç türbini tahrik mili çekirdek içinde kısıtlı bir alanda olduğundan açıklık kontrolünü daha da etkiler. ⓘ

Pratt & Whitney Teknoloji ve Çevre Başkan Yardımcısı Alan Epstein'a göre "Ticari havacılık tarihi boyunca %20'den %40'a [seyir verimliliği] çıktık ve motor topluluğu arasında muhtemelen %60'a ulaşabileceğimiz konusunda bir fikir birliği var". ⓘ

Dişli turbofanlar ve fan basınç oranının daha da düşürülmesi itici güç verimliliğini artırmaya devam edecektir. FAA'nın Sürekli Düşük Enerji, Emisyon ve Gürültü (CLEEN) programının ikinci aşaması, 2020'lerin sonlarında 2000'lerin son teknolojisine kıyasla %33 yakıt yakımı, %60 emisyon ve 32 dB EPNdb gürültü azaltımı hedefliyor. 2017 yazında Cleveland, Ohio'daki NASA Glenn Araştırma Merkezi'nde Pratt, PW1000G'nin 20 kanadından daha az kanada sahip açık bir rotora benzeyen çok düşük basınç oranlı bir fanı PW1000G üzerinde test etmeyi tamamladı. ⓘ

Kanatlara daha yüksek aerodinamik dönüş yükleri bindiren ve ses yalıtımı için daha az alan bırakan kısa bir kanal girişi sayesinde nacelle'in ağırlığı ve boyutu azaltılabilir, ancak daha düşük basınç oranlı bir fan daha yavaştır. UTC Aerospace Systems Aerostructures, 2019'da yakıt yanmasını %1 oranında iyileştiren ve 2,5-3 EPNdB daha düşük gürültüye sahip, itme ters çeviricili, düşük sürtünmeli Entegre Tahrik Sisteminin tam ölçekli bir yer testini gerçekleştirecek. ⓘ

Safran, asimptota ulaşmadan önce 2020'lerin ortalarına kadar yakıt verimliliğinde muhtemelen %10-15 daha sağlayabilir ve bundan sonra bir atılım yapmak zorunda kalacak: CFM LEAP için bypass oranını 11:1 yerine 35:1'e çıkarmak için, Avrupa Temiz Gökyüzü teknolojisi programı kapsamında Fransa'nın Istres kentinde ters dönen açık rotorlu kanalsız bir fan (propfan) sergiliyor. Modellemedeki ilerlemeler ve yüksek özgül mukavemetli malzemeler, önceki girişimlerin başarısız olduğu yerlerde başarılı olmasına yardımcı olabilir. Gürültü seviyeleri mevcut standartlar dahilinde ve Leap motoruna benzer olduğunda, %15 daha düşük yakıt yakımı mümkün olacak ve bunun için Safran kontrollerini, titreşimini ve çalışmasını test ederken, uçak gövdesi entegrasyonu hala zorlu. ⓘ

GE Aviation için jet yakıtının enerji yoğunluğu Breguet menzil denklemini ve daha yüksek basınç oranlı çekirdekleri hala en üst düzeye çıkarmaktadır; daha düşük basınç oranlı fanlar, düşük kayıplı girişler ve daha hafif yapılar termal, transfer ve itici verimliliği daha da artırabilir. ABD Hava Kuvvetleri'nin Adaptif Motor Geçiş Programı kapsamında, altıncı nesil jet avcı uçağı için modifiye edilmiş Brayton çevrimine ve Sabit hacimli yanmaya dayalı adaptif termodinamik çevrimler kullanılacaktır. Gelişmiş turbopropta eklemeli üretim, ağırlığı %5 ve yakıt yanmasını %20 azaltacaktır. ⓘ

Dönen ve statik seramik matris kompozit (CMC) parçalar metalden 500 °F (260 °C) daha sıcak çalışır ve ağırlığının üçte biri kadardır. GE, Hava Kuvvetleri Araştırma Laboratuvarı'ndan aldığı 21,9 milyon dolarla, Asheville, Kuzey Carolina'daki tesisine ek olarak Huntsville, Alabama'da bir CMC tesisine 200 milyon dolar yatırım yapıyor ve 2018'de silikon-karbür fiberlerle silikon karbür matrisini seri üretime geçiriyor. CMC'ler 2020'lerin ortalarına kadar on kat daha fazla kullanılacak: CFM LEAP motor başına 18 CMC türbin örtüsü gerektiriyor ve GE9X bunu yakıcıda ve 42 HP türbin nozulunda kullanacak. ⓘ

Rolls-Royce Plc, 2020'lerin Ultrafan'ı için 60:1 basınç oranlı bir çekirdek hedefliyor ve 100,000 lbf (440 kN) ve 15:1 bypass oranları için 100,000 hp (75,000 kW) dişlisinin yer testlerine başladı. Neredeyse stokiyometrik türbin giriş sıcaklıkları teorik sınıra yaklaşmaktadır ve emisyonlar üzerindeki etkisinin çevresel performans hedefleriyle dengelenmesi gerekmektedir. Açık rotorlar, daha düşük basınç oranlı fanlar ve potansiyel olarak dağıtılmış tahrik, daha iyi tahrik verimliliği için daha fazla alan sunmaktadır. Egzotik çevrimler, ısı eşanjörleri ve basınç kazancı/sabit hacimli yanma termodinamik verimliliği artırabilir. Katmanlı üretim, ara soğutucu ve reküperatörler için bir kolaylaştırıcı olabilir. Daha yakın gövde entegrasyonu ve hibrid veya elektrikli uçaklar gaz türbinleriyle birleştirilebilir. ⓘ

Mevcut Rolls-Royce motorları Mach 0.8'de 0.63-0.49 lb/lbf/h (64,000-50,000 g/kN/h) TSFC için %72-82 itici verimliliğe ve %42-49 termal verimliliğe sahiptir ve 0.35 lb/lbf/h (36,000 g/kN/h) TSFC için stokiyometrik türbin giriş sıcaklığı ve 80:1 toplam basınç oranı ile açık rotor itici verimliliği için %95 ve termal verimlilik için %60 teorik sınırları hedeflemektedir. ⓘ

Diş çıkarma sorunları birkaç bin saate kadar ortaya çıkmayabildiğinden, en son turbofan teknik sorunları, üretim oranları keskin bir şekilde artarken havayolu operasyonlarını ve üreticilerin teslimatlarını kesintiye uğratıyor. Çatlayan Trent 1000 kanatları yaklaşık 50 Boeing 787'yi yere indirdi ve ETOPS'u 5.5 saatten 2.3 saate düşürerek Rolls-Royce plc'ye yaklaşık 950 milyon dolara mal oldu. PW1000G bıçak kenarı conta kırıkları Pratt & Whitney'in teslimatlarda çok geride kalmasına neden oldu ve yaklaşık 100 motorsuz A320neo'nun güç santrallerini beklemesine yol açtı. CFM LEAP'in tanıtımı daha sorunsuz oldu ancak seramik kompozit HP Türbin kaplaması zamanından önce kayboldu, bu da yeni bir tasarım gerektirdi ve teslimatlar altı haftaya kadar geciktiği için 60 A320neo motorunun modifikasyon için sökülmesine neden oldu. ⓘ

Safran, geniş gövdeli uçaklarda hidrolik sistemler için güç alımını azaltarak %5-10 yakıt tasarrufu sağlanabileceğini tahmin ederken, Boeing 787'de başlatıldığı gibi elektrik gücüne geçiş %30 ağırlık tasarrufu sağlayabilir, Rolls-Royce plc ise %5'e kadar tasarruf umuyor. ⓘ

Üreticiler

Turbofan motor pazarına, pazar payı sırasına göre General Electric, Rolls-Royce plc ve Pratt & Whitney hakimdir. General Electric ve Fransız SNECMA'nın CFM International adında bir ortak girişimi bulunmaktadır. Pratt & Whitney ayrıca Japon Aero Engine Corporation ve Alman MTU Aero Engines ile ortak bir girişim olan International Aero Engines'e sahiptir ve Airbus A320 ailesi için motorlar konusunda uzmanlaşmıştır. Pratt & Whitney ve General Electric, Airbus A380 gibi uçaklar için bir dizi motor satan Engine Alliance adlı bir ortak girişime sahiptir. ⓘ

Flight Global'e göre, 2016 yılında uçak ve kargo uçakları için hizmette olan filo 60.000 motordur ve 2035 yılında 86.500 teslimatla 103.000'e çıkması beklenmektedir. Filonun 28.500'den 61.000'e çıkması için 54.000 teslimatla çoğunluğu dar gövdeli uçaklar için orta itişli motorlar olacaktır. Değer olarak pazarın %40-45'ini oluşturan geniş gövdeli uçaklara yönelik yüksek itişli motorlar, 12.700 motordan 18.500 teslimatla 21.000'in üzerine çıkacaktır. Bölgesel jet motorları 20,000 lb (89 kN) altındaki filo 7,500'den 9,000'e çıkacak ve uçaklar için turboprop filosu 9,400'den 10,200'e yükselecektir. Üreticilerin pazar payı %44 ile CFM tarafından yönetilecek, onu %29 ile Pratt & Whitney ve her biri %10 ile Rolls-Royce ve General Electric izleyecektir. ⓘ

Üretimdeki ticari turbofanlar

Üretimdeki ticari turbofanlar
Model	Başlangıç	Bypass	Uzunluk	Fan	Ağırlık	İtme	Başlıca uygulamalar ⓘ
GE GE90	1992	8.7–9.9	5.18-5.40 m	3.12-3.25 m	7.56-8.62 t	330-510 kN	B777
P&W PW4000	1984	4.8–6.4	3.37-4.95 m	2.84 m	4.18-7.48 t	222-436 kN	A300/A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
R-R Trent XWB	2010	9.3	5.22 m	3.00 m	7.28 t	330-430 kN	A350XWB
R-R Trent 800	1993	5.7–5.79	4.37 m	2.79 m	5.96-5.98 t	411-425 kN	B777
EA GP7000	2004	8.7	4.75 m	2.95 m	6.09-6.71 t	311-363 kN	A380
R-R Trent 900	2004	8.7	4.55 m	2.95 m	6.18-6.25 t	340-357 kN	A380
R-R Trent 1000	2006	10.8–11	4.74 m	2.85 m	5.77 t	265,3-360,4 kN	B787
GE GEnx	2006	8.0–9.3	4.31-4.69 m	2.66-2.82 m	5.62-5.82 t	296-339 kN	B747-8, B787
R-R Trent 700	1990	4.9	3.91 m	2.47 m	4.79 t	320 kN	A330
GE CF6	1971	4.3–5.3	4.00-4.41 m	2.20-2.79 m	3.82-5.08 t	222-298 kN	A300/A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
R-R Trent 500	1999	8.5	3.91 m	2.47 m	4.72 t	252 kN	A340-500/600
P&W PW1000G	2008	9.0–12.5	3.40 m	1.42-2.06 m	2.86 t	67-160 kN	A320neo, A220, E-Jets E2
CFM LEAP	2013	9.0–11.0	3.15-3.33 m	1.76-1.98 m	2.78-3.15 t	100-146 kN	A320neo, B737Max
CFM56	1974	5.0–6.6	2.36-2.52 m	1.52-1.84 m	1.95-2.64 t	97,9-151 kN	A320, A340-200/300, B737, KC-135, DC-8
IAE V2500	1987	4.4–4.9	3.20 m	1.60 m	2.36-2.54 t	97,9-147 kN	A320, MD-90
P&W PW6000	2000	4.90	2.73 m	1.44 m	2.36 t	100,2 kN	Airbus A318
R-R BR700	1994	4.2–4.5	3.41-3.60 m	1.32-1.58 m	1.63-2.11 t	68,9-102,3 kN	B717, Global Express, Gulfstream V
GE Pasaport	2013	5.6	3.37 m	1.30 m	2.07 t	78,9-84,2 kN	Global 7000/8000
GE CF34	1982	5.3–6.3	2.62-3.26 m	1.25-1.32 m	0.74-1.12 t	41-82,3 kN	Challenger 600, CRJ, E-jetler
P&WC PW800	2012	5.5		1.30 m		67,4-69,7 kN	Gulfstream G500/G600
R-R Tay	1984	3.1–3.2	2.41 m	1.12-1.14 m	1.42-1.53 t	61,6-68,5 kN	Gulfstream IV, Fokker 70/100
Silvercrest	2012	5.9	1.90 m	1.08 m	1.09 t	50,9 kN	Cit. Hemisphere, Falcon 5X
R-R AE 3007	1991	5.0	2.71 m	1.11 m	0.72 t	33,7 kN	ERJ, Citation X
P&WC PW300	1988	3.8–4.5	1.92-2.07 m	0.97 m	0.45-0.47 t	23,4-35,6 kN	Cit. Sovereign, G200, F. 7X, F. 2000
HW HTF7000	1999	4.4	2.29 m	0.87 m	0.62 t	28,9 kN	Challenger 300, G280, Legacy 500
HW TFE731	1970	2.66–3.9	1.52-2.08 m	0.72-0.78 m	0.34-0.45 t	15,6-22,2 kN	Learjet 70/75, G150, Falcon 900
Williams FJ44	1985	3.3–4.1	1.36-2.09 m	0.53-0.57 m	0.21-0.24 t	6,7-15,6 kN	CitationJet, Cit. M2
P&WC PW500	1993	3.90	1.52 m	0.70 m	0.28 t	13,3 kN	Citation Excel, Phenom 300
GE-H HF120	2009	4.43	1.12 m	0.54 m	0.18 t	7,4 kN	HondaJet
Williams FJ33	1998		0.98 m	0.53 m	0.14 t	6,7 kN	Cirrus SF50
P&WC PW600	2001	1.8–2.8	0.67 m	0.36 m	0.15 t	6.0 kN	Cit. Mustang, Eclipse 500, Phenom 100
PS-90	1992	4.4	4.96 m	1.9 m	2.95 t	157-171 kN	Il-76, Il-96, Tu-204
PowerJet SaM146	2008	4–4.1	3.59 m	1.22 m	2.260 t	71,6-79,2 kN	Sukhoi Superjet 100

Aşırı baypaslı jet motorları

1970'lerde Rolls-Royce/SNECMA, ultra düşük fan basıncı oranlarında yol tutuşunu iyileştirmek ve sıfır uçak hızına kadar ters itiş sağlamak için değişken aralıklı fan kanatlarıyla donatılmış bir M45SD-02 turbofanı test etti. Motor, şehir merkezindeki havaalanlarından kalkan ultra sessiz STOL uçaklarını hedefliyordu. ⓘ

Hızla birlikte verimliliği arttırmak amacıyla, pervanesiz fana sahip propfan motoru olarak bilinen turbofan ve turboprop geliştirilmiştir. Fan kanatları kanalın dışında yer alır, böylece geniş pala benzeri kanatlara sahip bir turboprop gibi görünür. Hem General Electric hem de Pratt & Whitney/Allison 1980'lerde propfan motorları sergilemiştir. Aşırı kabin gürültüsü ve nispeten ucuz jet yakıtı bu motorların hizmete girmesini engellemiştir. SSCB'de geliştirilen Progress D-27 propfan, bir üretim uçağında bulunan tek propfan motoruydu. ⓘ

Terminoloji

Afterburner: art yakma için donatılmış jet borusu
Augmentor: sıcak ve soğuk akışlarda yanan turbofan için art yakıcı
Bypass: motorun bileşenler ve hava akışı açısından çekirdekten farklı olan kısmı, örneğin fan kanadının (fan dış) ve statorların bypass havasını geçiren kısmı, bypass kanalı, bypass nozulu
Baypas oranı: bypass hava kütle akışı / çekirdek hava kütle akışı
Çekirdek: motorun bileşenleri ve hava akışı açısından baypastan farklı olan kısmı, örneğin çekirdek kaportası, çekirdek nozulu, çekirdek hava akışı ve ilgili makineler, yakıcı ve yakıt sistemi
Çekirdek güç: "kullanılabilir enerji" veya "gaz beygir gücü" olarak da bilinir. Sıcak, yüksek basınçlı gazı ortam basıncına genişleterek bir gaz jeneratöründen veya çekirdeğinden elde edilebilecek teorik (izentropik genişleme) şaft işini ölçmek için kullanılır. Güç, gazın basıncına ve sıcaklığına (ve ortam basıncına) bağlı olduğundan, itiş gücü üreten motorlar için ilgili bir değer, sıcak, yüksek basınçlı gazdan itiş gücü üretme potansiyelini ölçen ve "akış itişi" olarak bilinen bir değerdir. Atmosferik basınca izentropik genişleme ile elde edilen hızın hesaplanmasıyla elde edilir. Elde edilen itme gücünün önemi, itme işini vermek üzere uçak hızıyla çarpıldığında ortaya çıkar. Atmosferik basınca genişlemeden önce artan basınç ve sıcaklıkla birlikte egzoz kinetik enerjisindeki artan atık nedeniyle potansiyel olarak mevcut olan itme işi gaz beygir gücünden çok daha azdır. Bu ikisi, akışkanın hızını (yani momentumunu) artırarak bir akışkan içinde bir kuvvet (yani itme gücü) üretmenin bir sonucu olarak boşa harcanan enerjinin bir ölçüsü olan itme verimliliği ile ilişkilidir.
Kuru: motor değerleri̇/ gaz kolu konumlari art yakma seçi̇mi̇ni̇n altinda
EGT: egzoz gazı sıcaklığı
EPR: motor basınç oranı
Fan: turbofan LP kompresör
Fanjet: turbofan veya turbofan ile çalışan uçak (halk dilinde)
Fan basınç oranı: fan çıkışı toplam basıncı/fan girişi toplam basıncı
Esnek sıcaklık: Düşük kalkış ağırlıklarında ticari uçaklar motor ömrünü uzatan ve bakım maliyetlerini azaltan daha düşük itiş gücü kullanabilir. Esnek sıcaklık, gerekli azaltılmış itme gücünü elde etmek için motor izleme bilgisayarına girilen gerçek dış hava sıcaklığından (OAT) daha yüksek bir sıcaklıktır ("varsayılan sıcaklık itme gücü azaltımı" olarak da bilinir).
Gaz jeneratörü: Fan tahrikli türbinler (turbofan), itici nozullar (turbojet), pervane ve rotor tahrikli türbinler (turboprop ve turboşaft), endüstriyel ve denizcilik güç türbinleri için sıcak, yüksek basınçlı gaz sağlayan motor çekirdeğinin bu kısmı
HP: yüksek basınç
Emme koçu sürüklemesi: Motor akış borusunun serbest akıştan emme girişine kadar momentum kaybı, yani havayı sabit bir atmosferden uçak hızına çıkarmak için gereken havaya verilen enerji miktarı.
IEPR: entegre motor basınç oranı
IP: ara basınç
LP: alçak basınç
Net itme gücü: sabit havada nozul itişi (brüt itiş) - motor akış tüpü ram sürüklemesi (serbest akıştan girişe kadar momentum kaybı, yani havayı sabit bir atmosferden uçak hızına çıkarmak için gereken havaya verilen enerji miktarı). Bu, uçak gövdesine etki eden itme kuvvetidir.
Genel basınç oranı: yanma odasi gi̇ri̇şi̇ toplam basinci/gi̇ri̇ş i̇leti̇mi̇ toplam basinci
Genel verimlilik: termal verimlilik * itici güç verimliliği
İtici verimlilik: itici güç/itici kinetik enerji üretim hızı (maksimum itici verimlilik jet hızı uçuş hızına eşit olduğunda ortaya çıkar, bu da sıfır net itme anlamına gelir!)
Özgül yakıt tüketimi (SFC): toplam yakıt akışı/net itme gücü (uçuş hızı/toplam termal verimlilik ile orantılı)
Biriktirme: RPM'de artış (halk dilinde)
Sahne yüklemesi: Amacı güç üretmek olan bir türbin için yükleme, lb/sn gaz başına geliştirilen gücün (özgül güç) bir göstergesidir. Bir türbin kademesi gazı eksenel bir yönden döndürür ve rotoru en etkili şekilde döndürmek için (rotor kanatları yüksek kaldırma üretmelidir) hızlandırır (nozul kılavuz kanatlarında), bunun verimli bir şekilde, yani kabul edilebilir kayıplarla yapılması şarttır. Amacı bir basınç artışı üretmek olan bir kompresör kademesi için bir difüzyon işlemi kullanılır. Kabul edilemez akış ayrımı (yani kayıplar) oluşmadan önce ne kadar difüzyona izin verilebileceği (ve basınç artışı elde edilebileceği) bir yükleme limiti olarak kabul edilebilir.
Statik basınç: akışkanın hareketiyle değil, durumuyla ilişkili olan basıncı veya alternatif olarak, akışkan moleküllerinin rastgele hareketinden kaynaklanan ve akışla birlikte hareket etmesi halinde hissedilecek veya ölçülecek olan basınç
Spesifik itme gücü: net itme/emme hava akışı
Termal verimlilik: itici kinetik enerji/yakıt gücü üretim oranı
Toplam yakıt akışı: yakıcı (artı herhangi bir art yakıcı) yakıt akış hızı (örn. lb/s veya g/s)
Toplam basınç: statik basınç artı kinetik enerji terimi
Türbin rotor giriş sıcaklığı: maksimum çevrim sıcaklığı, yani iş transferinin gerçekleştiği sıcaklık ⓘ

Kullanılan araçlar

Thrust SSC ⓘ

Motorlar veya motor elemanları ile ilgili bu madde taslak seviyesindedir. Madde içeriğini genişleterek Vikipedi'ye katkı sağlayabilirsiniz. ⓘ

Uçak tahriki
Üzerine bir serinin parçası ⓘ
Şaft motorları: tahrik pervaneleri, rotorlar, kanallı fanlar veya propfanlar
İç termik motorlar: Pistonlu motor Dizel motor Wankel motor Türbinler: Turboprop Turboşaft Harici termal motorlar: Buhar gücüyle çalışan Elektrik motorları: Elektrikli hava taşıtları Clockwork sürücüler: İnsan gücüyle çalışan
Reaksiyon motorları
Türbinler: Turbojet Turbofan Propfan Roket motorlu Motorjet Pulsejet Valveless pulsejet Ramjet Scramjet
v t e