توربوفان

جزء من سلسلة عن
دفع الطائرات
محركات العمود : دفع المراوح ، الدوارات ، المراوح الموجهة أو مراوح الدفع
المحركات الحرارية الداخلية : محرك المكبس محرك ديزل محرك وانكل التوربينات : توربيني عمود توربيني المحركات الحرارية الخارجية : قوة البخار المحركات الكهربائية : الطائرات الكهربائية محركات الساعة : قوة بشرية
محركات رد الفعل
التوربينات : محرك نفاث توربيني توربوفان بروفان تعمل بالصواريخ صاروخ توربيني هوائي صاروخ معزز بالهواء محرك نفاث نبض جيت نبضة نفاثة بدون صمام نفاثات الضغط غلوهاريف محرك ايروسبايك محرك التفجير النبضي محرك تفجير دوار رام جيت سكرامجت شكرامجيت
ف ت هـ

المحرك التوربيني المروحي أو المحرك النفاث المروحي هو نوع من المحركات النفاثة التي تتنفس الهواء والتي تستخدم على نطاق واسع في دفع الطائرات . كلمة "توربوفان" هي مزيج من الإشارات إلى تقنية محرك الجيل السابق للمحرك النفاث التوربيني ومرحلة المروحة الإضافية. يتكون من محرك توربيني غازي يحقق الطاقة الميكانيكية من الاحتراق، ^[1] ومروحة مجاري تستخدم الطاقة الميكانيكية من التوربين الغازي لدفع الهواء للخلف. وبالتالي، بينما يمر كل الهواء الذي يمتصه المحرك النفاث التوربيني عبر غرفة الاحتراق والتوربينات، في المحرك التوربيني المروحي يتجاوز بعض هذا الهواء هذه المكونات. وبالتالي يمكن اعتبار المحرك التوربيني المروحي بمثابة محرك نفاث توربيني يستخدم لدفع مروحة مجاري، حيث يساهم كلاهما في الدفع .

يشار إلى نسبة تدفق كتلة الهواء الذي يتجاوز قلب المحرك إلى تدفق كتلة الهواء الذي يمر عبر القلب بنسبة الالتفافية . ينتج المحرك الدفع من خلال مزيج من هذين الجزأين اللذين يعملان معًا. تُعرف المحركات التي تستخدم المزيد من الدفع النفاث مقارنة بدفع المروحة باسم المحركات التوربينية المروحية منخفضة الالتفافية ؛ على العكس من ذلك، تُعرف تلك التي لديها دفع مروحة أكبر بكثير من الدفع النفاث باسم المحركات عالية الالتفافية . معظم محركات الطائرات النفاثة التجارية المستخدمة هي من النوع عالي الالتفافية، ^{[2] [3]} ومعظم محركات المقاتلات الحديثة منخفضة الالتفافية. ^{[4] [5] تُستخدم} الحارقات اللاحقة في المحركات التوربينية المروحية منخفضة الالتفافية مع خلط الالتفافية والنواة قبل الحارق اللاحق.

تحتوي المحركات التوربينية المروحية الحديثة إما على مروحة كبيرة أحادية المرحلة أو مروحة أصغر ذات عدة مراحل. كان أحد التكوينات المبكرة يجمع بين توربين منخفض الضغط ومروحة في وحدة واحدة مثبتة في الخلف.

تم اختراع المحرك التوربيني المروحي لتحسين استهلاك الوقود للمحرك التوربيني النفاث. ويحقق ذلك عن طريق دفع المزيد من الهواء، وبالتالي زيادة الكتلة وخفض سرعة النفاثة الدافعة مقارنة بالمحرك التوربيني النفاث. ويتم ذلك ميكانيكيًا عن طريق إضافة مروحة مجاري بدلاً من استخدام قوى لزجة. ^[6] يتم استخدام قاذف الفراغ جنبًا إلى جنب مع المروحة كما تصورها المخترع فرانك ويتل لأول مرة . ^[7]

تصور ويتل سرعات طيران تصل إلى 500 ميل في الساعة في براءة اختراعه البريطانية رقم 471,368 الصادرة في مارس 1936 بعنوان "التحسينات المتعلقة بدفع الطائرات"، والتي وصف فيها المبادئ وراء المحرك التوربيني المروحي، ^[8] على الرغم من عدم تسميته بهذا الاسم في ذلك الوقت. في حين يستخدم المحرك التوربيني النفاث الغاز من دورته الديناميكية الحرارية كدفعة نفاثة، فإن سرعات الطائرات التي تقل عن 500 ميل في الساعة تنطوي على عقوبتين لهذا التصميم يتم التعامل معهما بواسطة المحرك التوربيني المروحي.

أولاً، تُهدر الطاقة لأن الطائرة النفاثة الدافعة تتحرك بسرعة أكبر إلى الخلف مقارنة بالطائرة التي تتحرك إلى الأمام، مما يترك وراءه موجة سريعة للغاية. تحتوي هذه الموجة على طاقة حركية تعكس الوقود المستخدم لإنتاجها، وليس الوقود المستخدم لتحريك الطائرة إلى الأمام. تحصد المروحة التوربينية هذه السرعة الضائعة وتستخدمها لتشغيل مروحة مجاري تنفخ الهواء في قنوات جانبية حول بقية التوربين. يقلل هذا من سرعة الطائرة الدافعة مع دفع المزيد من الهواء، وبالتالي المزيد من الكتلة.

العقوبة الأخرى هي أن الاحتراق يكون أقل كفاءة عند السرعات المنخفضة. أي إجراء لتقليل استهلاك الوقود للمحرك عن طريق زيادة نسبة الضغط أو درجة حرارة التوربين لتحقيق احتراق أفضل يسبب زيادة مقابلة في الضغط ودرجة الحرارة في قناة العادم مما يتسبب بدوره في سرعة غاز أعلى من فوهة الدفع (وزيادة الطاقة الحركية والوقود المهدر). على الرغم من أن المحرك سيستخدم وقودًا أقل لإنتاج رطل من الدفع، إلا أن المزيد من الوقود يهدر في نفاثة الدفع الأسرع. بعبارة أخرى، يتم فقدان استقلال الكفاءة الحرارية والدفعية، كما هو الحال مع مجموعة محرك المكبس / المروحة التي سبقت المحرك التوربيني النفاث. ^[9] على النقيض من ذلك، يعتبر روث ^[10] استعادة هذا الاستقلال هو أهم ميزة واحدة للمحرك التوربيني المروحي الذي يسمح باختيار الدفع المحدد بشكل مستقل عن دورة مولد الغاز.

المادة العاملة في الدورة الديناميكية الحرارية هي الكتلة الوحيدة التي يتم تسريعها لإنتاج الدفع في المحرك التوربيني النفاث وهو ما يشكل قيدًا خطيرًا (استهلاكًا عاليًا للوقود) لسرعات الطائرات التي تقل عن سرعة الصوت. بالنسبة لسرعات الطيران دون سرعة الصوت، يجب تقليل سرعة النفاثة الدافعة لأن هناك ثمنًا يجب دفعه لإنتاج الدفع. يتم إنفاق الطاقة المطلوبة لتسريع الغاز داخل المحرك (زيادة في الطاقة الحركية) بطريقتين، عن طريق إنتاج تغيير في الزخم (أي القوة)، والاستيقاظ وهو نتيجة لا مفر منها لإنتاج الدفع بواسطة محرك يتنفس الهواء ^[11] (أو المروحة). يمكن تقليل سرعة الاستيقاظ والوقود المحروق لإنتاجه، مع الحفاظ على الدفع المطلوب عن طريق زيادة تسريع الكتلة. يقوم المحرك التوربيني المروحي بذلك عن طريق نقل الطاقة المتاحة داخل المحرك، من مولد الغاز، إلى مروحة مجاري تنتج كتلة ثانية إضافية من الهواء المتسارع.

يؤدي نقل الطاقة من القلب إلى تجاوز الهواء إلى انخفاض ضغط ودرجة حرارة الغاز الذي يدخل فوهة القلب (سرعة عادم أقل)، ويدخل الهواء الذي يتجاوز الضغط ودرجة الحرارة الأعلى الناتج عن المروحة إلى فوهة المروحة. تعتمد كمية الطاقة المنقولة على مقدار ارتفاع الضغط الذي صممت المروحة لإنتاجه (نسبة ضغط المروحة). يعتمد أفضل تبادل للطاقة (أقل استهلاك للوقود) بين التدفقين، وكيفية مقارنة سرعات النفاثات، على مدى كفاءة النقل الذي يعتمد على الخسائر في توربين المروحة والمروحة. ^[12]

يتميز تدفق المروحة بسرعة عادم أقل، مما يعطي قوة دفع أكبر بكثير لكل وحدة طاقة ( قوة دفع محددة أقل ). يساهم كلا التيارين الهوائيين في الدفع الإجمالي للمحرك. يزيد الهواء الإضافي لتيار الالتفافية من مقاومة الكبش في أنبوب تيار سحب الهواء، ولكن لا يزال هناك زيادة كبيرة في الدفع الصافي. يمكن جعل سرعة العادم الفعالة الإجمالية لنفاثتي العادم أقرب إلى سرعة طيران طائرة دون سرعة الصوت العادية وتقترب من كفاءة فرويد المثالية . يسرع التوربوفان كتلة أكبر من الهواء بشكل أبطأ، مقارنة بالتوربنيت الذي يسرع كمية أصغر بشكل أسرع، وهي طريقة أقل كفاءة لتوليد نفس الدفع (انظر قسم الكفاءة أدناه).

يشار إلى نسبة تدفق كتلة الهواء الذي يتجاوز قلب المحرك مقارنة بتدفق كتلة الهواء الذي يمر عبر القلب بنسبة الالتفافية . تُعرف المحركات ذات الدفع النفاث الأكبر بالنسبة لدفع المروحة باسم التوربينات المروحية منخفضة الالتفافية ، وتُعرف تلك التي تحتوي على دفع مروحة أكبر بكثير من الدفع النفاث باسم عالية الالتفافية . معظم محركات الطائرات النفاثة التجارية المستخدمة عالية الالتفافية، ^{[2] [3]} ومعظم محركات المقاتلات الحديثة منخفضة الالتفافية. ^{[4] [5] تُستخدم} الحارقات اللاحقة في التوربينات المروحية منخفضة الالتفافية في الطائرات القتالية.

نسبة الالتفافية (BPR) لمحرك توربوفان هي النسبة بين معدل تدفق الكتلة لتيار الالتفافية إلى معدل تدفق الكتلة الداخل إلى القلب. ^[13] نسبة الالتفافية 6، على سبيل المثال، تعني أن 6 أضعاف كمية الهواء التي تمر عبر قناة الالتفافية أكثر من الكمية التي تمر عبر غرفة الاحتراق.

عادةً ما يتم وصف محركات التوربينات المروحية من حيث نسبة الضغط إلى الضغط، والتي تعد مع نسبة الضغط الكلية ودرجة حرارة مدخل التوربين ونسبة ضغط المروحة معلمات تصميم مهمة. بالإضافة إلى ذلك، يتم اقتباس نسبة الضغط إلى الضغط لتركيبات المراوح التوربينية والمراوح غير الموصلة لأن كفاءتها الدافعة العالية تمنحها خصائص الكفاءة الكلية للمراوح التوربينية المروحية عالية الالتفافية. وهذا يسمح بإظهارها مع المراوح التوربينية على الرسوم البيانية التي توضح اتجاهات تقليل استهلاك الوقود النوعي (SFC) مع زيادة نسبة الضغط إلى الضغط. ^[14] يمكن أيضًا اقتباس نسبة الضغط إلى الضغط لتركيبات مراوح الرفع حيث يكون تدفق هواء المروحة بعيدًا عن المحرك ولا يتدفق بعد قلب المحرك.

مع الأخذ في الاعتبار وجود قلب ثابت (أي نسبة ضغط ثابتة ودرجة حرارة مدخل التوربين)، وتساوي سرعات النفاثات الأساسية والجانبية وحالة طيران معينة (أي رقم ماخ والارتفاع)، فإن استهلاك الوقود لكل رطل من الدفع (sfc) ينخفض ​​مع زيادة BPR. في نفس الوقت، تزداد الدفعات الإجمالية والصافية، ولكن بمقادير مختلفة. ^[15] هناك إمكانية كبيرة لتقليل استهلاك الوقود لنفس دورة القلب عن طريق زيادة BPR. يتحقق هذا بسبب انخفاض أرطال الدفع لكل رطل / ثانية من تدفق الهواء (الدفع النوعي) والانخفاض الناتج في الطاقة الحركية المفقودة في النفاثات (زيادة في الكفاءة الدافعة). ^[16]

إذا تم تحويل كل طاقة الغاز من توربين غازي إلى طاقة حركية في فوهة دفع، فإن الطائرة تكون الأنسب للسرعات الفائقة للصوت العالية. إذا تم نقلها كلها إلى كتلة كبيرة منفصلة من الهواء ذات طاقة حركية منخفضة، فإن الطائرة تكون الأنسب للسرعة الصفرية (التحليق). بالنسبة للسرعات بينهما، يتم تقاسم طاقة الغاز بين تيار هواء منفصل وتدفق فوهة توربين الغاز بنسبة تعطي الطائرة الأداء المطلوب. يُرى التوازن بين تدفق الكتلة والسرعة أيضًا مع المراوح ودوارات المروحيات من خلال مقارنة تحميل القرص وتحميل الطاقة. ^[17] على سبيل المثال، يمكن دعم نفس وزن المروحية بواسطة محرك عالي الطاقة ودوار صغير القطر أو، لوقود أقل، محرك أقل طاقة ودوار أكبر مع سرعة أقل عبر الدوار.

يشير التجاوز عادةً إلى نقل طاقة الغاز من توربين غازي إلى تيار تجاوز للهواء لتقليل استهلاك الوقود وضوضاء الطائرة. بدلاً من ذلك، قد يكون هناك متطلب لمحرك احتراق لاحق حيث يكون المتطلب الوحيد للتجاوز هو توفير هواء التبريد. يحدد هذا الحد الأدنى لـ BPR وقد تم تسمية هذه المحركات بـ "المحركات النفاثة المتسربة" أو ذات النزيف المستمر ^[18] (General Electric YJ-101 BPR 0.25) والمحركات النفاثة ذات BPR المنخفضة ^[19] (Pratt & Whitney PW1120). كما تم استخدام BPR المنخفضة (0.2) لتوفير هامش زيادة بالإضافة إلى تبريد الحارق اللاحق لـ Pratt & Whitney J58 . ^[20]

المحركات المروحية هي الأكثر كفاءة للسرعات المنخفضة، والمحركات النفاثة التوربينية للسرعات العالية، والمحركات المروحية بين الاثنين. المحركات المروحية هي الأكثر كفاءة في نطاق السرعات من حوالي 500 إلى 1000 كم / ساعة (270 إلى 540 عقدة؛ 310 إلى 620 ميل في الساعة)، وهي السرعة التي تعمل بها معظم الطائرات التجارية. ^{[21] [22]}

في المحرك التوربيني النفاث (بدون تجاوز)، يتم تسريع غاز العادم عالي الحرارة والضغط عندما يخضع للتمدد من خلال فوهة دفع وينتج كل الدفع. يمتص الضاغط الطاقة الميكانيكية التي ينتجها التوربين. في تصميم التجاوز، تدفع التوربينات الإضافية مروحة مجاري تعمل على تسريع الهواء للخلف من مقدمة المحرك. في تصميم التجاوز العالي، تنتج المروحة المجاري والفوهة معظم الدفع. ترتبط التوربينات المروحية ارتباطًا وثيقًا بالتوربينات المروحية من حيث المبدأ لأن كلاهما ينقل بعض طاقة غاز التوربين الغازي، باستخدام آلات إضافية، إلى تيار تجاوز مما يترك أقل للفوهة الساخنة لتحويلها إلى طاقة حركية. تمثل التوربينات المروحية مرحلة وسيطة بين التوربينات النفاثة ، التي تستمد كل دفعها من غازات العادم، والمراوح التوربينية المروحية التي تستمد الحد الأدنى من الدفع من غازات العادم (عادةً 10٪ أو أقل). ^[23] يؤدي استخراج طاقة العمود ونقلها إلى تيار جانبي إلى تقديم خسائر إضافية يتم تعويضها بكفاءة الدفع المحسنة. يوفر المحرك التوربيني المروحي في أفضل سرعة طيران له وفورات كبيرة في الوقود مقارنة بالمحرك النفاث حتى مع إضافة توربين إضافي وعلبة تروس ومروحة إلى فوهة الدفع منخفضة الخسارة للمحرك النفاث. ^[24] يتعرض المحرك التوربيني المروحي لخسائر إضافية من عدد أكبر من مراحل/شفرات الضاغط والمروحة وقناة الالتفافية. ^{[ بحاجة لتوضيح ]}

يمكن تعريف الكفاءة الدافعة أو الكفاءة الدافعة على النحو التالي:

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

أين:

• Vj = سرعة الدفع المكافئة _{للطائرة}
• V _a = سرعة الطائرة

في حين يستخدم محرك نفاث توربيني كل ناتج المحرك لإنتاج الدفع في شكل نفاثة غاز عادم ساخنة عالية السرعة، فإن الهواء البارد منخفض السرعة في محرك توربوفان ينتج ما بين 30% و70% من الدفع الإجمالي الذي ينتجه نظام توربوفان. ^[25]

تعتمد قوة الدفع ( F _N ) التي يولدها المحرك التوربيني المروحي على سرعة العادم الفعالة للعادم الكلي، كما هو الحال مع أي محرك نفاث، ولكن نظرًا لوجود نفاثتي عادم، يمكن توسيع معادلة الدفع على النحو التالي: ^[26]

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

أين:

• •م_e = معدل كتلة تدفق عادم الاحتراق الساخن من قلب المحرك
• •م_o = معدل كتلة تدفق الهواء الإجمالي الذي يدخل إلى المحرك التوربيني المروحي =•م_ج +•م_ف
• •م_ج = معدل كتلة الهواء الداخل الذي يتدفق إلى المحرك الأساسي
• •م_f = معدل كتلة الهواء الداخل الذي يتجاوز المحرك الأساسي
• v _f = سرعة تدفق الهواء المتجاوز حول المحرك الأساسي
• v _he = سرعة غاز العادم الساخن من قلب المحرك
• v _o = سرعة سحب الهواء الكلية = السرعة الجوية الحقيقية للطائرة
• BPR = نسبة الالتفافية

إن أنظمة فوهات القناة الباردة والقناة الأساسية معقدة نسبيًا بسبب استخدام تدفقين منفصلين للعادم. في المحركات ذات الالتفافية العالية، توجد المروحة في قناة قصيرة بالقرب من مقدمة المحرك وعادةً ما يكون لها فوهة باردة متقاربة، مع ذيل القناة الذي يشكل فوهة ذات نسبة ضغط منخفضة والتي ستختنق في الظروف العادية مما يخلق أنماط تدفق تفوق سرعة الصوت حول القلب ^{[ بحاجة لمصدر ]} . الفوهة الأساسية أكثر تقليدية، لكنها تولد قدرًا أقل من الدفع، واعتمادًا على خيارات التصميم، مثل اعتبارات الضوضاء، قد لا تختنق. ^[27] في المحركات ذات الالتفافية المنخفضة، قد يتحد التدفقان داخل القنوات، ويشتركان في فوهة مشتركة، يمكن تركيبها مع حارق لاحق.

إن معظم تدفق الهواء عبر توربوفان عالي الالتفافية هو تدفق جانبي منخفض السرعة: حتى عند دمجه مع عادم المحرك ذي السرعة الأعلى بكثير، فإن متوسط ​​سرعة العادم أقل بكثير من التوربيني النفاث النقي. ضوضاء المحرك التوربيني النفاث هي في الغالب ضوضاء نفاثة من سرعة العادم العالية. لذلك، فإن محركات التوربوفان أكثر هدوءًا بشكل ملحوظ من النفاثة النقية من نفس الدفع، ولم تعد ضوضاء النفاثة هي المصدر السائد. ^[28] تنتشر ضوضاء المحرك التوربيني المروحي في كل من المنبع عبر المدخل والمصب عبر الفوهة الأساسية وقناة الالتفافية. مصادر الضوضاء الأخرى هي المروحة والضاغط والتوربين. ^[29]

تستخدم الطائرات التجارية الحديثة محركات ذات نسبة تجاوز عالية (HBPR) مع أنظمة عادم منفصلة التدفق وغير مختلطة وقصيرة القناة. ترجع الضوضاء التي تسببها هذه المحركات إلى سرعة ودرجة حرارة وضغط نفاثة العادم، وخاصة أثناء ظروف الدفع العالي، مثل تلك المطلوبة للإقلاع. المصدر الأساسي لضوضاء النفاثة هو الاختلاط المضطرب لطبقات القص في عادم المحرك. تحتوي طبقات القص هذه على عدم استقرار يؤدي إلى دوامات شديدة الاضطراب تولد تقلبات الضغط المسؤولة عن الصوت. لتقليل الضوضاء المرتبطة بتدفق النفاثة، سعت صناعة الطيران إلى تعطيل اضطراب طبقة القص وتقليل الضوضاء الإجمالية الناتجة. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

قد يأتي ضجيج المروحة من تفاعل موجات ريش المروحة مع مجال الضغط لريش الجزء الثابت لمخرج المروحة. يمكن تقليله من خلال التباعد المحوري المناسب بين الحافة الخلفية للشفرة ومدخل الجزء الثابت. ^[30] عند سرعات المحرك العالية، كما هو الحال عند الإقلاع، تنتج موجات الصدمة من أطراف المروحة الأسرع من الصوت، بسبب طبيعتها غير المتساوية، ضوضاء ذات طبيعة متنافرة تُعرف باسم ضوضاء "المنشار الطنان". ^{[31] [32]}

تحتوي جميع محركات التوربوفان الحديثة على بطانات صوتية في غلاف المحرك لتخفيف الضوضاء. وتمتد هذه البطانات قدر الإمكان لتغطية أكبر مساحة سطح. ويمكن تقييم الأداء الصوتي للمحرك تجريبياً عن طريق الاختبارات الأرضية ^[33] أو في منصات الاختبار التجريبية المخصصة. ^[34]

في صناعة الطيران والفضاء ،الأشكال المسننة هي أنماط "أسنان المنشار" على الحواف الخلفية لبعض فوهات المحرك النفاث ^[35] والتي تستخدم لتقليل الضوضاء . تعمل الحواف المشكلة على تنعيم اختلاط الهواء الساخن من قلب المحرك والهواء البارد المتدفق عبر مروحة المحرك، مما يقلل من الاضطرابات المسببة للضوضاء. ^[35] تم تطوير الأشكال المسننة بواسطة شركة جنرال إلكتريك بموجب عقد مع وكالة ناسا . ^{[35] [36]} بعض الأمثلة البارزة لمثل هذه التصاميم هي بوينج 787 وبوينج 747-8  - على محركات رولز رويس ترينت 1000 وجنرال إلكتريك GEnx . ^[37]

لم تكن المحركات التوربينية النفاثة المبكرة فعالة جدًا في استهلاك الوقود لأن نسبة الضغط الإجمالية ودرجة حرارة مدخل التوربين كانت محدودة بشدة بسبب التكنولوجيا والمواد المتاحة في ذلك الوقت.

كان أول محرك توربوفان، والذي تم تشغيله فقط على منصة اختبار، هو محرك دايملر بنز الألماني DB 670 ، والذي تم تسميته بـ 109-007 من قبل وزارة الطيران الألمانية ، وكان تاريخ التشغيل الأول 27 مايو 1943، بعد اختبار الآلات التوربينية باستخدام محرك كهربائي، والذي تم إجراؤه في 1 أبريل 1943. ^[38] تم التخلي عن تطوير المحرك مع عدم حل مشاكله، حيث ساء وضع الحرب بالنسبة لألمانيا.

في وقت لاحق من عام 1943، اختبرت الأرض البريطانية توربوفان Metrovick F.3 ^[39] ، والذي استخدم توربوفان Metrovick F.2 كمولد غاز مع تفريغ العادم في وحدة مروحة خلفية مقترنة بشكل وثيق تتألف من نظام توربيني منخفض الضغط يدور في اتجاهين معاكسين يقود مروحتين محوريتين تدوران في اتجاهين معاكسين. ^[40]

أدت المواد المحسنة، وإدخال ضواغط مزدوجة، مثل تلك الموجودة في محركات Bristol Olympus ، ^[41] و Pratt & Whitney JT3C ، إلى زيادة نسبة الضغط الكلية وبالتالي الكفاءة الديناميكية الحرارية للمحركات. كما كانت كفاءتها الدافعة ضعيفة، لأن المحركات النفاثة النقية لها دفع محدد عالي/عادم عالي السرعة، وهو ما يناسب الطيران الأسرع من الصوت بشكل أفضل.

صُممت محركات التوربوفان الأصلية منخفضة الالتفافية لتحسين كفاءة الدفع عن طريق تقليل سرعة العادم إلى قيمة أقرب إلى سرعة الطائرة. كان لدى محرك رولز رويس كونواي ، أول محرك توربوفان إنتاجي في العالم، نسبة تجاوز تبلغ 0.3، على غرار محرك المقاتلة جنرال إلكتريك إف 404 الحديث . كانت محركات التوربوفان المدنية في الستينيات، مثل برات آند ويتني جيه تي 8 دي ورولز رويس سبي ، نسبة تجاوز أقرب إلى 1 وكانت مماثلة لنظيراتها العسكرية.

كانت أول طائرة ركاب سوفيتية تعمل بمحركات توربوفان هي توبوليف تو-124 التي تم تقديمها في عام 1962. وقد استخدمت محرك سولوفيوف دي-20 . ^[42] تم إنتاج 164 طائرة بين عامي 1960 و1965 لشركة إيروفلوت وشركات طيران أخرى في الكتلة الشرقية ، مع تشغيل بعضها حتى أوائل التسعينيات.

كان أول محرك توربيني مروحي من إنتاج شركة جنرال إلكتريك هو المحرك CJ805-23 ذي المروحة الخلفية ، والذي استند إلى المحرك التوربيني النفاث CJ805-3. وتبعه محرك جنرال إلكتريك CF700 ذي المروحة الخلفية ، بنسبة تجاوز 2.0. وقد تم اشتقاق هذا من المحرك التوربيني النفاث J85/CJ610 من جنرال إلكتريك بقوة 2850 رطل (12700 نيوتن) لتشغيل طائرة روكويل سابرلينر 75/80 الأكبر حجمًا، بالإضافة إلى طائرة داسو فالكون 20 ، مع زيادة في الدفع بنحو 50٪ إلى 4200 رطل (19000 نيوتن). كان المحرك CF700 أول محرك توربيني مروحي صغير يتم اعتماده من قبل إدارة الطيران الفيدرالية (FAA). كان هناك في وقت ما أكثر من 400 طائرة CF700 قيد التشغيل في جميع أنحاء العالم، مع قاعدة خبرة تزيد عن 10 ملايين ساعة خدمة. تم استخدام محرك توربوفان CF700 أيضًا لتدريب رواد الفضاء المتجهين إلى القمر في مشروع أبولو كمحرك لمركبة البحث الهبوطية على القمر .

عادةً ما تحتوي المروحة التوربينية ذات الدفع النوعي العالي/نسبة الالتفافية المنخفضة على مروحة متعددة المراحل خلف ريش التوجيه الداخلة، مما يؤدي إلى تطوير نسبة ضغط عالية نسبيًا، وبالتالي، ينتج سرعة عادم عالية (مختلطة أو باردة). يجب أن يكون تدفق الهواء الأساسي كبيرًا بما يكفي لضمان وجود طاقة أساسية كافية لتشغيل المروحة. يمكن تحقيق دورة تدفق أساسي أصغر/نسبة تجاوز أعلى من خلال رفع درجة حرارة مدخل دوار التوربين عالي الضغط (HP).

ولتوضيح أحد جوانب الاختلاف بين المحرك التوربيني المروحي والمحرك التوربيني النفاث، يمكن إجراء مقارنات عند نفس تدفق الهواء (للحفاظ على مدخل مشترك على سبيل المثال) ونفس الدفع الصافي (أي نفس الدفع النوعي). ولا يمكن إضافة تدفق جانبي إلا إذا لم تكن درجة حرارة مدخل التوربين مرتفعة للغاية بحيث لا تعوض عن تدفق القلب الأصغر. ويمكن للتحسينات المستقبلية في تكنولوجيا تبريد/مواد التوربينات أن تسمح بدرجة حرارة أعلى لمدخل التوربين، وهو أمر ضروري بسبب زيادة درجة حرارة هواء التبريد، الناتجة عن زيادة نسبة الضغط الإجمالية .

من المحتمل أن يعمل المحرك التوربيني المروحي الناتج، مع كفاءات معقولة وفقدان في القناة للمكونات المضافة، بنسبة ضغط فوهة أعلى من المحرك التوربيني النفاث، ولكن بدرجة حرارة عادم أقل للاحتفاظ بالدفع الصافي. نظرًا لأن ارتفاع درجة الحرارة عبر المحرك بالكامل (من المدخل إلى الفوهة) سيكون أقل، فسيتم أيضًا تقليل تدفق الوقود (الطاقة الجافة)، مما يؤدي إلى استهلاك وقود محدد أفضل (SFC).

تحتوي بعض التوربينات المروحية العسكرية ذات نسبة الالتفافية المنخفضة (على سبيل المثال F404 و JT8D ) على ريش توجيه متغيرة للمدخل لتوجيه الهواء إلى المرحلة الأولى من دوار المروحة. وهذا يحسن هامش زيادة المروحة (انظر خريطة الضاغط ).

• 
  تم إنتاج مروحة Pratt & Whitney JT8D على نطاق واسع واستخدمت في العديد من الطائرات النفاثة ذات البدن الضيق المبكرة . تقع المروحة خلف ريش التوجيه للمدخل.
• 
  محرك Soloviev D-30 الذي يستخدم في طائرات Ilyushin Il-76 و Il-62M ؛ وطائرات Mikoyan MiG-31 ؛ وطائرات Xian H-6 K و Y-20
• 
  محرك Saturn AL-31 الذي يستخدم لتشغيل طائرات Chengdu J-10 و J-20 ؛ وطائرات Shenyang J-11 و J-15 و J-16 ؛ وطائرات Sukhoi Su-30 و Su-27
• 
  ويليامز إف 107 الذي يستخدم في تشغيل صاروخ كروز بي جي إم-109 توماهوك من إنتاج شركة رايثيون
• 
  NPO Saturn AL-55 الذي يزود بعض طائرات HAL HJT-36 Sitara بالطاقة
• 
  محرك Pratt & Whitney TF-30 الذي يعمل على تشغيل طائرة Grumman F-14 Tomcat
• 
  محرك Eurojet EJ200 الذي يعمل على تشغيل طائرة Eurofighter Typhoon
• 
  محرك Ishikawajima-Harima F3 الذي يعمل على تشغيل Kawasaki T-4
• 
  GTRE GTX-35VS Kaveri تم تطويرها بواسطة GTRE

منذ سبعينيات القرن العشرين، كانت معظم محركات الطائرات المقاتلة عبارة عن توربينات مروحية منخفضة/متوسطة الالتفافية مع عادم مختلط وحارق لاحق وفوهة خروج متغيرة المساحة. الحارق اللاحق هو غرفة احتراق تقع أسفل شفرات التوربين ومباشرة أعلى الفوهة، والتي تحرق الوقود من حاقنات الوقود الخاصة بالحارق اللاحق. عند إشعالها، تحترق كميات كبيرة من الوقود في الحارق اللاحق، مما يرفع درجة حرارة غازات العادم بدرجة كبيرة، مما يؤدي إلى سرعة عادم أعلى/دفع خاص بالمحرك. يجب أن تفتح فوهة الهندسة المتغيرة إلى مساحة حلق أكبر لاستيعاب الحجم الإضافي ومعدل التدفق المتزايد عند إشعال الحارق اللاحق. غالبًا ما يتم تصميم الحارق اللاحق لإعطاء دفعة دفع كبيرة للإقلاع والتسارع فوق الصوتي والمناورات القتالية، ولكنه كثيف الوقود للغاية. وبالتالي، لا يمكن استخدام الحارق اللاحق إلا لأجزاء قصيرة من المهمة.

على عكس المحرك الرئيسي، حيث يجب خفض درجات الحرارة المتكافئة في غرفة الاحتراق قبل أن تصل إلى التوربين، فإن الحارق اللاحق عند أقصى قدر من التزود بالوقود مصمم لإنتاج درجات حرارة متكافئة عند مدخل الفوهة، حوالي 2100 كلفن (3800 درجة مئوية؛ 3300 درجة فهرنهايت؛ 1800 درجة مئوية). عند نسبة وقود: هواء إجمالية ثابتة مطبقة، سيكون إجمالي تدفق الوقود لتدفق هواء مروحة معين هو نفسه، بغض النظر عن الدفع النوعي الجاف للمحرك. ومع ذلك، فإن التوربين المروحي عالي الدفع النوعي سيكون له، بحكم التعريف، نسبة ضغط فوهة أعلى، مما يؤدي إلى دفع صافٍ أعلى للاحتراق اللاحق، وبالتالي استهلاك وقود نوعي أقل للاحتراق اللاحق. ومع ذلك، فإن المحركات عالية الدفع النوعي لها استهلاك وقود نوعي جاف مرتفع. وينقلب الوضع بالنسبة للتوربين المروحي للاحتراق اللاحق متوسط ​​الدفع النوعي: أي استهلاك وقود نوعي رديء للاحتراق اللاحق/استهلاك وقود نوعي جاف جيد. المحرك الأول مناسب للطائرات المقاتلة التي يجب أن تظل في حالة احتراق لاحق لفترة طويلة إلى حد ما، ولكن يتعين عليها القتال فقط بالقرب من المطار (على سبيل المثال المناوشات عبر الحدود). المحرك الثاني أفضل للطائرات التي يتعين عليها الطيران لمسافة ما، أو التحليق لفترة طويلة، قبل الدخول في القتال. ومع ذلك، لا يستطيع الطيار البقاء في حالة احتراق لاحق إلا لفترة قصيرة، قبل أن تنخفض احتياطيات وقود الطائرة بشكل خطير.

كان أول محرك توربوفان ذو احتراق لاحق هو محرك Pratt & Whitney TF30 ، والذي كان يعمل في البداية على تشغيل F-111 Aardvark و F-14 Tomcat . تشمل المحركات التوربينية المروحية العسكرية ذات التجاوز المنخفض محرك Pratt & Whitney F119 و Eurojet EJ200 و General Electric F110 و Klimov RD-33 و Saturn AL-31 ، والتي تتميز جميعها بعادم مختلط وحارق لاحق وفوهة دفع متغيرة المساحة.

لتحسين الاقتصاد في استهلاك الوقود وتقليل الضوضاء، يتم تشغيل جميع طائرات الركاب النفاثة تقريبًا ومعظم طائرات النقل العسكرية (على سبيل المثال، C-17 ) بمحركات توربينية مروحية منخفضة الدفع النوعي / عالية نسبة الالتفافية. تطورت هذه المحركات من المحركات التوربينية المروحية عالية الدفع النوعي / منخفضة نسبة الالتفافية المستخدمة في مثل هذه الطائرات في الستينيات. تميل الطائرات المقاتلة الحديثة إلى استخدام محركات توربينية مروحية منخفضة نسبة الالتفافية، وتستخدم بعض طائرات النقل العسكرية محركات توربينية مروحية .

يتم تحقيق الدفع النوعي المنخفض عن طريق استبدال المروحة متعددة المراحل بوحدة ذات مرحلة واحدة. على عكس بعض المحركات العسكرية، تفتقر المحركات التوربينية المروحية المدنية الحديثة إلى ريش توجيه السحب الثابتة أمام دوار المروحة. يتم قياس المروحة لتحقيق الدفع الصافي المطلوب.

يجب أن يولد قلب المحرك (أو مولد الغاز) طاقة كافية لتشغيل المروحة عند نسبة تدفق الكتلة والضغط المقدرة. تسمح التحسينات في تكنولوجيا تبريد/مادة التوربينات بدرجة حرارة مدخل دوار التوربين (حصان طائر) أعلى، مما يسمح بنواة أصغر (وأخف وزنًا)، مما قد يحسن الكفاءة الحرارية للنواة. يميل تقليل تدفق كتلة القلب إلى زيادة الحمل على توربين الضغط المنخفض، لذلك قد تتطلب هذه الوحدة مراحل إضافية لتقليل متوسط ​​تحميل المرحلة والحفاظ على كفاءة توربين الضغط المنخفض. يؤدي تقليل تدفق القلب أيضًا إلى زيادة نسبة الالتفافية. أصبحت نسب الالتفافية التي تزيد عن 5:1 شائعة بشكل متزايد؛ تصل Pratt & Whitney PW1000G ، التي دخلت الخدمة التجارية في عام 2016، إلى 12.5:1.

يمكن تحقيق المزيد من التحسينات في الكفاءة الحرارية الأساسية من خلال رفع نسبة الضغط الكلية للقلب. يمكن أن تؤدي التحسينات في ديناميكا الهواء للشفرات إلى تقليل عدد مراحل الضاغط الإضافية المطلوبة، وتمكن الدوافع ذات الهندسة المتغيرة الضاغطات ذات نسبة الضغط العالية من العمل بدون زيادة مفاجئة في جميع إعدادات الخانق.

كان أول محرك توربوفان عالي الالتفافية (تجريبي) هو AVCO-Lycoming PLF1A-2، وهو محرك مشتق من توربيني من Honeywell T55 تم تشغيله لأول مرة في فبراير 1962. كان للمحرك PLF1A-2 مرحلة مروحة مسننة بقطر 40 بوصة (100 سم)، وأنتج قوة دفع ثابتة تبلغ 4320 رطلاً (1960 كجم)، ^[43] وكان لديه نسبة تجاوز 6:1. ^[44] أصبح محرك جنرال إلكتريك TF39 أول طراز إنتاجي، مصمم لتشغيل طائرة النقل العسكرية Lockheed C-5 Galaxy . ^[22] استخدم محرك جنرال إلكتريك المدني CF6 تصميمًا مشتقًا. المحركات التوربوفان عالية الالتفافية الأخرى هي Pratt & Whitney JT9D و Rolls-Royce RB211 ثلاثية الأعمدة و CFM International CFM56 ؛ أيضًا TF34 الأصغر . تتضمن المحركات التوربينية المروحية الحديثة ذات نسبة الالتفافية العالية محرك Pratt & Whitney PW4000 ، ومحرك Rolls-Royce Trent ثلاثي الأعمدة ، ومحرك General Electric GE90 / GEnx ومحرك GP7000 ، والذي تم إنتاجه بشكل مشترك بواسطة GE وP&W. كان محرك Pratt & Whitney JT9D أول محرك نفاث ذي نسبة الالتفافية العالية لتشغيل طائرة ركاب عريضة البدن. ^[45]

كلما انخفض الدفع النوعي للمحرك التوربيني المروحي، انخفضت متوسط ​​سرعة مخرج النفاث، مما يترجم بدوره إلى معدل تناقص مرتفع للدفع (أي انخفاض الدفع مع زيادة سرعة الطيران). انظر المناقشة الفنية أدناه، البند 2. وبالتالي، فإن المحرك المصمم لدفع طائرة بسرعة طيران دون سرعة الصوت (على سبيل المثال، ماخ 0.83) يولد دفعًا مرتفعًا نسبيًا عند سرعة طيران منخفضة، وبالتالي يعزز أداء المدرج. تميل المحركات ذات الدفع النوعي المنخفض إلى أن يكون لها نسبة تجاوز عالية، ولكن هذا أيضًا يعتمد على درجة حرارة نظام التوربين.

تنتج المحركات التوربينية المروحية في طائرات النقل ذات المحركين ما يكفي من قوة الدفع عند الإقلاع لمواصلة الإقلاع بمحرك واحد إذا توقف المحرك الآخر بعد نقطة حرجة في مسار الإقلاع. ومن تلك النقطة فصاعدًا، يكون للطائرة أقل من نصف قوة الدفع مقارنة بمحركين عاملين لأن المحرك غير العامل يشكل مصدرًا للسحب. وعادةً ما ترتفع الطائرات الحديثة ذات المحركين بشكل حاد للغاية فور الإقلاع. وإذا توقف أحد المحركين، يكون الصعود للخروج أقل عمقًا بكثير، ولكنه كافٍ لإزالة العوائق في مسار الرحلة.

كانت تكنولوجيا المحركات في الاتحاد السوفييتي أقل تقدمًا من الغرب، وكانت أول طائرة عريضة البدن، إليوشن إيل-86 ، تعمل بمحركات ذات تجاوز جانبي منخفض. كانت طائرة ياكوفليف ياك-42 ، وهي طائرة متوسطة المدى بمحرك خلفي تتسع لما يصل إلى 120 راكبًا، والتي تم تقديمها في عام 1980، أول طائرة سوفييتية تستخدم محركات ذات تجاوز جانبي مرتفع.

• 
  محرك PowerJet SaM146 الذي يعمل على تشغيل طائرة سوخوي سوبر جيت 100
• 
  محرك CF6 من شركة جنرال إلكتريك الذي يعمل على تشغيل طائرات إيرباص A300 وبوينج 747 ودوجلاس DC-10 وغيرها من الطائرات
• 
  محرك رولز رويس ترينت 900 ، الذي يزود طائرة إيرباص A380 بالطاقة
• 
  محرك Pratt & Whitney PW4000 ، الذي يعمل على تشغيل طائرات Boeing 777 و MD-11 و Airbus A330
• 
  محرك CFM56 الذي يزود طائرات بوينج 737 وإيرباص A320 والطائرات الأخرى بالطاقة
• 
  محرك توربوفان من إنتاج شركة Engine Alliance GP7000 لطائرة إيرباص A380
• 
  Aviadvigatel PS-90 الذي يزود طائرات Ilyushin Il-96 و Tupolev Tu-204 و Ilyushin Il-76 بالطاقة
• 
  محرك Lycoming ALF 502 الذي يزود طائرة British Aerospace 146 بالطاقة
• 
  Aviadvigatel PD-14 الذي سيتم استخدامه على متن طائرة إيركوت MC-21
• 
  ثلاثة أعمدة Progress D-436
• 
  محرك ترنت 1000 الذي يزود طائرة بوينج 787 بالطاقة
• 
  محرك GE90 الذي يغذي طائرة بوينج 777 ، أقوى محرك طائرة

تتوفر محركات التوربينات المروحية في مجموعة متنوعة من تكوينات المحرك. بالنسبة لدورة محرك معينة (أي نفس تدفق الهواء ونسبة الالتفافية ونسبة ضغط المروحة ونسبة الضغط الكلي ودرجة حرارة مدخل دوار التوربينات ذات القدرة الحصانية)، فإن اختيار تكوين التوربينات المروحية له تأثير ضئيل على أداء نقطة التصميم (على سبيل المثال، الدفع الصافي، SFC)، طالما تم الحفاظ على الأداء الكلي للمكونات. ومع ذلك، يتأثر الأداء والاستقرار خارج التصميم بتكوين المحرك.

العنصر الأساسي للتوربوفان هو بكرة ، وهي عبارة عن مزيج واحد من المروحة/الضاغط والتوربين والعمود الذي يدور بسرعة واحدة. بالنسبة لنسبة ضغط معينة، يمكن زيادة هامش الارتفاع من خلال مسارين تصميميين مختلفين:

1. تقسيم الضاغط إلى بكرتين أصغر حجمًا تدوران بسرعات مختلفة، كما هو الحال مع Pratt & Whitney J57 ؛ أو
2. جعل زاوية دوران الريشة الثابتة قابلة للتعديل، عادةً في المراحل الأمامية، كما هو الحال مع J79 .

تستخدم معظم التوربينات المروحية المدنية الغربية الحديثة ضاغطًا عالي الضغط (HP) بنسبة ضغط عالية نسبيًا، مع العديد من صفوف الستاتورات المتغيرة للتحكم في هامش الارتفاع عند دورات منخفضة في الدقيقة. في RB211 / Trent ثلاثي البكرات ، يتم تقسيم نظام ضغط القلب إلى قسمين، مع وجود ضاغط IP، الذي يشحن ضاغط HP، على عمود محوري مختلف ويتم تشغيله بواسطة توربين منفصل (IP). نظرًا لأن ضاغط HP له نسبة ضغط متواضعة، فيمكن تقليل سرعته بدون ارتفاع، دون استخدام هندسة متغيرة. ومع ذلك، نظرًا لأن خط عمل ضاغط IP الضحل أمر لا مفر منه، فإن IPC لديه مرحلة واحدة من الهندسة المتغيرة في جميع المتغيرات باستثناء −535، والتي لا تحتوي على أي منها. ^[46]

على الرغم من أنها بعيدة كل البعد عن كونها شائعة، إلا أن التوربينات المروحية ذات العمود الواحد ربما تكون أبسط تكوين، حيث تتألف من مروحة وضاغط عالي الضغط يعملان بواسطة وحدة توربينية واحدة، وكلها على نفس البكرة. يعد محرك Snecma M53 ، الذي يعمل على تشغيل طائرة Dassault Mirage 2000 المقاتلة، مثالاً على توربينات مروحية ذات عمود واحد. وعلى الرغم من بساطة تكوين الآلات التوربينية، فإن M53 يتطلب خلاطًا متغير المساحة لتسهيل التشغيل الجزئي للخانق.

كان أحد أقدم المحركات التوربينية المروحية مشتقًا من المحرك التوربيني النفاث J79 من شركة جنرال إلكتريك ، والمعروف باسم CJ805-23 ، والذي يتميز بوحدة توربينية خلفية متكاملة ذات مروحة/ضغط منخفض (LP) تقع في أنبوب عادم المحرك التوربيني النفاث. تمدد الغاز الساخن من عادم التوربين النفاث عبر التوربين منخفض الضغط، حيث تكون شفرات المروحة امتدادًا شعاعيًا لشفرات التوربين. يقدم هذا الترتيب مسارًا إضافيًا لتسرب الغاز مقارنة بتكوين المروحة الأمامية وكان يمثل مشكلة مع هذا المحرك مع تسرب غاز التوربين عالي الضغط إلى تدفق هواء المروحة. ^[47] تم استخدام تكوين المروحة الخلفية لاحقًا لمعرض جنرال إلكتريك GE36 UDF (مروحة دفع) في أوائل الثمانينيات.

في عام 1971، طرح مركز أبحاث لويس التابع لوكالة ناسا مفهومًا لمحرك نقل أسرع من الصوت يعمل كمروحة توربينية خلفية عند الإقلاع والسرعات دون الصوتية ومحرك نفاث عند سرعات أعلى. سيعطي هذا خصائص الضوضاء المنخفضة والدفع العالي للمحرك التوربيني المروحي عند الإقلاع، جنبًا إلى جنب مع كفاءة دفع عالية للمحرك التوربيني المروحي عند سرعات الطيران دون الصوتية. سيكون له كفاءة دفع عالية للمحرك التوربيني النفاث عند سرعات الطيران فوق الصوتية. ^[48]

تحتوي العديد من التوربينات المروحية على تكوين أساسي من بكرتين على الأقل حيث تكون المروحة على بكرة ضغط منخفض (LP) منفصلة، ​​تعمل بشكل مركزي مع ضاغط أو بكرة ضغط مرتفع (HP)؛ تعمل بكرة الضغط المنخفض بسرعة زاوية أقل ، بينما تدور بكرة الضغط العالي بشكل أسرع ويضغط ضاغطها أيضًا جزءًا من الهواء للاحتراق. ^{[ بحاجة لمصدر ]} BR710 هو نموذجي لهذا التكوين. في أحجام الدفع الأصغر، بدلاً من الشفرات المحورية بالكامل، قد يكون تكوين ضاغط الضغط العالي محوريًا-طرد مركزي (على سبيل المثال، CFE CFE738 )، أو مزدوج الطرد المركزي أو حتى قطريًا/طرد مركزي (على سبيل المثال، Pratt & Whitney Canada PW600 ).

يمكن تحقيق نسب ضغط إجمالية أعلى إما عن طريق رفع نسبة ضغط ضاغط HP أو إضافة مراحل ضاغط (غير تجاوزية) إلى بكرة الضغط المنخفض، بين المروحة وضاغط HP، لتعزيز الأخير. تستخدم جميع التوربينات المروحية الأمريكية الكبيرة (على سبيل المثال جنرال إلكتريك CF6 و GE90 و GE9X و GEnx بالإضافة إلى Pratt & Whitney JT9D و PW4000 ) مراحل معززة. تعد Rolls-Royce BR715 مثالاً آخر. تميل نسب التجاوز العالية المستخدمة في التوربينات المروحية المدنية الحديثة إلى تقليل القطر النسبي لمراحل التعزيز، مما يقلل من متوسط ​​سرعة طرفها. وبالتالي، هناك حاجة إلى المزيد من مراحل التعزيز لتطوير ارتفاع الضغط اللازم.

اختارت شركة رولز رويس تصميمًا بثلاث بكرات لمحركاتها التوربينية المروحية المدنية الكبيرة (أي عائلات RB211 و Trent )، حيث يتم فصل مراحل التعزيز لتكوين بكرتين معززتين إلى بكرة ضغط متوسط ​​(IP)، مدفوعة بتوربين خاص بها. كان أول محرك بثلاث بكرات هو محرك رولز رويس RB.203 Trent الأقدم لعام 1967.

يحتوي محرك Garrett ATF3 ، الذي يعمل على تشغيل طائرة Dassault Falcon 20 التجارية، على تصميم غير عادي بثلاث بكرات، مع بكرة خلفية غير متحدة المركز مع البكرتين الأخريين.

اختار مكتب تصميم إيفتشينكو نفس تكوين محرك رولز رويس لمحرك Lotarev D-36 ، يليه Lotarev/Progress D-18T و Progress D-436 .

تحتوي الطائرة التوربينية العسكرية Turbo-Union RB199 أيضًا على تكوين ثلاثي البكرات، كما هو الحال مع الطائرات العسكرية Kuznetsov NK-25 و NK-321 .

مع زيادة نسبة الالتفافية، تزداد سرعة طرف شفرة المروحة نسبة إلى سرعة شفرة LPT. سيؤدي هذا إلى تقليل سرعة شفرة LPT، مما يتطلب المزيد من مراحل التوربين لاستخراج طاقة كافية لتشغيل المروحة. يؤدي تقديم علبة تروس تخفيض (كوكبية) ، بنسبة تروس مناسبة، بين عمود LP والمروحة إلى تمكين كل من المروحة والتوربين LP من العمل بسرعاتهما المثلى. ومن الأمثلة على هذا التكوين Garrett TFE731 الراسخ ، و Honeywell ALF 502 / 507، وPW1000G الحديثة من Pratt & Whitney .

تُستخدم معظم التكوينات التي تمت مناقشتها أعلاه في المحركات التوربينية المروحية المدنية، بينما المحركات التوربينية المروحية العسكرية الحديثة (على سبيل المثال، Snecma M88 ) عادةً ما تكون أساسية ذات بكرتين.

تستخدم معظم المحركات التوربينية المروحية المدنية توربينًا عالي الكفاءة من مرحلتين يعمل بالحصان لتشغيل ضاغط الضغط العالي. يستخدم CFM International CFM56 نهجًا بديلًا: وحدة ذات مرحلة واحدة عالية العمل. ورغم أن هذا النهج ربما يكون أقل كفاءة، إلا أنه يوفر في الهواء المبرد والوزن والتكلفة.

في سلسلة محركات RB211 و Trent 3-spool، تكون نسبة ضغط الضاغط HP متواضعة، لذا فإن مرحلة توربينية HP واحدة فقط مطلوبة. تميل التوربينات المروحية العسكرية الحديثة أيضًا إلى استخدام مرحلة توربينية HP واحدة وضاغط HP متواضع.

تحتوي التوربينات المروحية المدنية الحديثة على توربينات ضغط منخفض متعددة المراحل (من 3 إلى 7). يعتمد عدد المراحل المطلوبة على نسبة تجاوز دورة المحرك والتعزيز (على بكرتين معززتين). قد تقلل المروحة ذات التروس من عدد مراحل ضغط منخفض المطلوبة في بعض التطبيقات. ^[49] نظرًا لنسب التجاوز المنخفضة جدًا المستخدمة، تتطلب التوربينات المروحية العسكرية مرحلة أو مرحلتين فقط من توربينات الضغط المنخفض.

لنفترض وجود توربين مروحي مختلط بنسبة تجاوز ثابتة وتدفق هواء. يؤدي زيادة نسبة الضغط الكلية لنظام الضغط إلى رفع درجة حرارة دخول غرفة الاحتراق. لذلك، عند تدفق وقود ثابت، تحدث زيادة في درجة حرارة مدخل دوار التوربين (حصان). وعلى الرغم من أن ارتفاع درجة الحرارة الأعلى عبر نظام الضغط يعني انخفاضًا أكبر في درجة الحرارة عبر نظام التوربين، إلا أن درجة حرارة الفوهة المختلطة لا تتأثر، لأن نفس كمية الحرارة تُضاف إلى النظام. ومع ذلك، هناك ارتفاع في ضغط الفوهة، لأن نسبة الضغط الكلية تزداد بشكل أسرع من نسبة تمدد التوربين، مما يتسبب في زيادة ضغط دخول الخلاط الساخن. وبالتالي، تزداد الدفع الصافي، بينما ينخفض ​​استهلاك الوقود النوعي (تدفق الوقود / الدفع الصافي). ويحدث اتجاه مماثل مع التوربينات المروحية غير المختلطة.

يمكن جعل محركات التوربينات المروحية أكثر كفاءة في استهلاك الوقود من خلال رفع نسبة الضغط الكلية ودرجة حرارة مدخل دوار التوربين في انسجام. ومع ذلك، هناك حاجة إلى مواد توربينية أفضل أو تحسين تبريد الريش/الشفرات للتعامل مع الزيادات في كل من درجة حرارة مدخل دوار التوربين ودرجة حرارة توصيل الضاغط. قد تتطلب زيادة درجة الحرارة الأخيرة مواد ضاغط أفضل.

يمكن زيادة نسبة الضغط الكلية عن طريق تحسين نسبة ضغط المروحة (أو) ضاغط الضغط المنخفض أو نسبة ضغط ضاغط الضغط العالي. إذا تم تثبيت الأخيرة، فإن الزيادة في درجة حرارة توصيل ضاغط الضغط العالي (من خلال رفع نسبة الضغط الكلية) تعني زيادة في السرعة الميكانيكية للضغط العالي. ومع ذلك، فإن اعتبارات الإجهاد قد تحد من هذه المعلمة، مما يعني، على الرغم من زيادة نسبة الضغط الكلية، انخفاضًا في نسبة ضغط ضاغط الضغط العالي.

وفقًا لنظرية بسيطة، إذا تم الحفاظ على نسبة درجة حرارة مدخل دوار التوربين/درجة حرارة توصيل الضاغط (HP)، فيمكن الاحتفاظ بمساحة حلق توربين الضغط العالي. ومع ذلك، يفترض هذا الحصول على تحسينات في الدورة، مع الاحتفاظ بوظيفة تدفق مخرج الضاغط (HP) المرجعية (التدفق غير الأبعادي). في الممارسة العملية، من المحتمل أن تجعل التغييرات في السرعة غير الأبعادية للضاغط (HP) واستخراج نزيف التبريد هذا الافتراض غير صالح، مما يجعل بعض التعديلات على مساحة حلق توربين الضغط العالي أمرًا لا مفر منه. وهذا يعني أن ريش توجيه فوهة توربين الضغط العالي يجب أن تكون مختلفة عن الأصل. في جميع الاحتمالات، يجب تغيير ريش توجيه فوهة توربين الضغط المنخفض في اتجاه مجرى النهر على أي حال.

يتم الحصول على نمو الدفع عن طريق زيادة القوة الأساسية. هناك طريقتان أساسيتان متاحتان:

1. الطريق الساخن: زيادة درجة حرارة مدخل دوار توربينات HP
2. الطريق البارد: زيادة تدفق الكتلة الأساسية

يتطلب كلا المسارين زيادة في تدفق وقود الاحتراق، وبالتالي زيادة طاقة الحرارة المضافة إلى التيار الأساسي.

قد يتطلب المسار الساخن إجراء تغييرات في مواد ريش التوربين/الريشة أو تبريد الريشة/الريشة بشكل أفضل. يمكن الحصول على المسار البارد من خلال أحد الخيارات التالية:

1. إضافة مراحل معززة لضغط LP/IP
2. إضافة مرحلة صفرية إلى ضغط HP
3. تحسين عملية الضغط، دون إضافة مراحل (على سبيل المثال، نسبة ضغط أعلى لمحور المروحة)

كل ذلك يؤدي إلى زيادة كل من نسبة الضغط الإجمالي وتدفق الهواء الأساسي.

بدلاً من ذلك، يمكن زيادة حجم القلب لزيادة تدفق الهواء في القلب، دون تغيير نسبة الضغط الكلية. هذا الطريق مكلف، حيث يتطلب أيضًا نظام توربيني جديد (يتدفق لأعلى) (وربما ضاغط IP أكبر).

يجب أيضًا إجراء تغييرات على المروحة لامتصاص الطاقة الأساسية الإضافية. في المحرك المدني، تعني اعتبارات ضوضاء الطائرة النفاثة أن أي زيادة كبيرة في قوة الدفع عند الإقلاع يجب أن تكون مصحوبة بزيادة مقابلة في تدفق كتلة المروحة (للحفاظ على قوة دفع محددة عند الإقلاع تبلغ حوالي 30 رطلاً/رطلاً/ثانية).

1. الدفع النوعي (الدفع الصافي/تدفق الهواء الداخل) هو معلمة مهمة للمروحيات التوربينية والمحركات النفاثة بشكل عام. تخيل مروحة (مدفوعة بمحرك كهربائي بحجم مناسب) تعمل داخل أنبوب متصل بفوهة دفع. من الواضح إلى حد ما، كلما زادت نسبة ضغط المروحة (ضغط تفريغ المروحة/ضغط مدخل المروحة)، زادت سرعة الطائرة والدفع النوعي المقابل. تخيل الآن أننا استبدلنا هذا الإعداد بمحرك توربيني مكافئ - نفس تدفق الهواء ونفس نسبة ضغط المروحة. من الواضح أن قلب المحرك التوربيني المروحي يجب أن ينتج طاقة كافية لدفع المروحة عبر التوربين منخفض الضغط (LP). إذا اخترنا درجة حرارة مدخل التوربين منخفضة (HP) لمولد الغاز، فيجب أن يكون تدفق الهواء الأساسي مرتفعًا نسبيًا للتعويض. وبالتالي فإن نسبة الالتفافية المقابلة منخفضة نسبيًا. إذا رفعنا درجة حرارة مدخل التوربين، يمكن أن يكون تدفق الهواء الأساسي أصغر، وبالتالي زيادة نسبة الالتفافية. يؤدي رفع درجة حرارة مدخل التوربين إلى زيادة الكفاءة الحرارية، وبالتالي تحسين كفاءة الوقود .
2. بطبيعة الحال، مع زيادة الارتفاع، يحدث انخفاض في كثافة الهواء، وبالتالي، الدفع الصافي للمحرك. هناك أيضًا تأثير سرعة الطيران، ويسمى معدل انخفاض الدفع. ضع في اعتبارك المعادلة التقريبية للدفع الصافي مرة أخرى: مع محرك ذو دفع نوعي مرتفع (مثل المقاتلة)، تكون سرعة الطائرة النفاثة عالية نسبيًا، لذلك يمكن للمرء أن يرى بشكل حدسي أن الزيادة في سرعة الطيران لها تأثير أقل على الدفع الصافي من محرك الدفع النوعي المتوسط ​​(مثل التدريب)، حيث تكون سرعة الطائرة النفاثة أقل. يكون تأثير معدل انخفاض الدفع على محرك ذو دفع نوعي منخفض (مثل المدني) أكثر شدة. عند سرعات الطيران العالية، يمكن للمحركات ذات الدفع النوعي العالي التقاط الدفع الصافي من خلال ارتفاع الكبش في المدخل، لكن هذا التأثير يميل إلى التضاؤل ​​عند السرعات الأسرع من الصوت بسبب خسائر موجة الصدمة.$${\displaystyle F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).}$$
3. عادة ما يتم الحصول على نمو الدفع في التوربينات المروحية المدنية عن طريق زيادة تدفق الهواء من المروحة، وبالتالي منع ضوضاء النفاثة من أن تصبح عالية جدًا. ومع ذلك، فإن تدفق الهواء الأكبر من المروحة يتطلب المزيد من الطاقة من القلب. يمكن تحقيق ذلك عن طريق رفع نسبة الضغط الكلي (ضغط مدخل غرفة الاحتراق/ضغط توصيل السحب) لتحفيز المزيد من تدفق الهواء إلى القلب وعن طريق زيادة درجة حرارة مدخل التوربين. تعمل هذه المعلمات معًا على زيادة الكفاءة الحرارية للقلب وتحسين كفاءة الوقود.
4. تستخدم بعض التوربينات المروحية المدنية ذات نسبة الالتفافية العالية نسبة مساحة منخفضة للغاية (أقل من 1.01)، متقاربة-متباعدة، على تيار الالتفافية (أو العادم المختلط)، للتحكم في خط عمل المروحة. تعمل الفوهة كما لو كانت ذات هندسة متغيرة. عند سرعات الطيران المنخفضة، تكون الفوهة غير مخنوقة (أقل من رقم ماخ من الوحدة)، لذلك تتسارع غازات العادم عندما تقترب من الحلق ثم تتباطأ قليلاً عندما تصل إلى القسم المتباعد. وبالتالي، تتحكم منطقة مخرج الفوهة في تطابق المروحة، ولأنها أكبر من الحلق، فإنها تسحب خط عمل المروحة بعيدًا قليلاً عن الاندفاع. عند سرعات الطيران الأعلى، تزيد ارتفاع الكبش في المدخل من نسبة ضغط الفوهة إلى النقطة التي يصبح فيها الحلق مختنقًا (M=1.0). في ظل هذه الظروف، تملي مساحة الحلق تطابق المروحة، ولأنها أصغر من المخرج، فإنها تدفع خط عمل المروحة قليلاً نحو الاندفاع. هذه ليست مشكلة، لأن هامش اندفاع المروحة أفضل بكثير عند سرعات الطيران العالية.
5. يتم توضيح السلوك غير التصميمي للمروحيات التوربينية تحت خريطة الضاغط وخريطة التوربينات .
6. نظرًا لأن التوربينات المروحية المدنية الحديثة تعمل عند دفع نوعي منخفض، فإنها تتطلب مرحلة مروحة واحدة فقط لتطوير نسبة ضغط المروحة المطلوبة. عادة ما يتم تحقيق نسبة الضغط الكلي المطلوبة لدورة المحرك من خلال مراحل محورية متعددة على ضغط القلب. تميل رولز رويس إلى تقسيم ضغط القلب إلى قسمين مع ضغط متوسط ​​(IP) يشحن ضاغط HP، حيث يتم تشغيل كلتا الوحدتين بواسطة توربينات ذات مرحلة واحدة، مثبتة على أعمدة منفصلة. وبالتالي، يحتاج ضاغط HP إلى تطوير نسبة ضغط متواضعة فقط (على سبيل المثال، ~4.5:1). تستخدم المحركات المدنية الأمريكية نسب ضغط ضاغط HP أعلى بكثير (على سبيل المثال، ~23:1 في جنرال إلكتريك GE90 ) وتميل إلى أن يتم تشغيلها بواسطة توربين HP ثنائي المرحلة. ومع ذلك، يوجد عادةً عدد قليل من المراحل المحورية IP مثبتة على عمود LP، خلف المروحة، لمزيد من شحن نظام ضغط القلب. تحتوي المحركات المدنية على توربينات الضغط المنخفض متعددة المراحل، ويتم تحديد عدد المراحل من خلال نسبة الالتفافية، وكمية ضغط IP على عمود الضغط المنخفض وسرعة شفرة توربين الضغط المنخفض.
7. نظرًا لأن المحركات العسكرية عادةً ما يتعين عليها أن تكون قادرة على الطيران بسرعة كبيرة عند مستوى سطح البحر، فإن الحد الأقصى لدرجة حرارة توصيل ضاغط HP يتم الوصول إليه عند نسبة ضغط إجمالية متواضعة إلى حد ما للتصميم، مقارنةً بنسبة ضغط المحرك المدني. كما أن نسبة ضغط المروحة عالية نسبيًا، لتحقيق دفع نوعي متوسط ​​إلى مرتفع. وبالتالي، عادةً ما تحتوي التوربينات المروحية العسكرية الحديثة على 5 أو 6 مراحل ضاغط HP وتتطلب توربينًا HP أحادي المرحلة فقط. عادةً ما تحتوي التوربينات المروحية العسكرية ذات نسبة الالتفافية المنخفضة على مرحلة توربينية LP واحدة، لكن المحركات ذات نسبة الالتفافية الأعلى تحتاج إلى مرحلتين. من الناحية النظرية، من خلال إضافة مراحل ضاغط IP، يمكن استخدام ضاغط HP توربيني عسكري حديث في مشتق توربيني مدني، لكن القلب يميل إلى أن يكون صغيرًا جدًا لتطبيقات الدفع العالي.

الديناميكا الهوائية عبارة عن مزيج من تدفق الهواء دون الصوتي وفوق الصوتي وفوق الصوتي على شفرة مروحة واحدة/ ضاغط غاز في توربوفان حديث. يجب الحفاظ على تدفق الهواء عبر الشفرات ضمن حدود زاوية قريبة للحفاظ على تدفق الهواء ضد الضغط المتزايد. وإلا فسيتم رفض الهواء مرة أخرى من المدخل. ^[50]

يحتاج التحكم الرقمي الكامل للمحرك (FADEC) إلى بيانات دقيقة للتحكم في المحرك. تعتبر درجة حرارة مدخل التوربين الحرجة (TIT) بيئة قاسية للغاية، عند 1700 درجة مئوية (3100 درجة فهرنهايت) و17 بار (250 رطل/بوصة مربعة)، لأجهزة الاستشعار الموثوقة . لذلك، أثناء تطوير نوع محرك جديد، يتم إنشاء علاقة بين درجة حرارة يسهل قياسها مثل درجة حرارة غاز العادم وTIT. ثم يتم استخدام مراقبة درجة حرارة غاز العادم للتأكد من أن المحرك لا يعمل بدرجة حرارة عالية جدًا. ^[50]

تتعرض شفرة توربينية تزن 100 جرام (3.5 أونصة) لدرجة حرارة 1700 درجة مئوية (3100 درجة فهرنهايت)، عند 17 بار (250 رطل/بوصة مربعة) وقوة طرد مركزي تبلغ 40 كيلو نيوتن (9000 رطل)، أعلى بكثير من نقطة التشوه البلاستيكي وحتى أعلى من نقطة الانصهار . هناك حاجة إلى سبائك غريبة وأنظمة تبريد هوائية متطورة وتصميم ميكانيكي خاص للحفاظ على الضغوط الفيزيائية ضمن قوة المادة. يجب أن تتحمل الأختام الدوارة الظروف القاسية لمدة 10 سنوات و20000 مهمة والدوران بسرعة تتراوح من 10 إلى 20000 دورة في الدقيقة. ^[50]

لقد نمت شفرات المروحة مع تزايد حجم المحركات النفاثة: تحمل كل شفرة مروحة ما يعادل تسع حافلات ذات طابقين وتبتلع هواءً يعادل حجم ملعب اسكواش كل ثانية. سمحت التطورات في نمذجة ديناميكيات السوائل الحسابية (CFD) بأشكال منحنية ثلاثية الأبعاد معقدة ذات وتر عريض جدًا ، مما يحافظ على قدرات المروحة مع تقليل عدد الشفرات لتقليل التكاليف. وبالمصادفة، نمت نسبة الالتفافية لتحقيق كفاءة دفع أعلى وزاد قطر المروحة. ^[51]

كانت شركة رولز رويس رائدة في استخدام شفرة المروحة المجوفة المصنوعة من التيتانيوم ذات الوتر العريض في ثمانينيات القرن العشرين لتحقيق الكفاءة الديناميكية الهوائية ومقاومة أضرار الأجسام الغريبة في طائرة RB211 ثم في طائرة ترينت . قدمت شركة GE Aviation شفرات المروحة المصنوعة من ألياف الكربون المركبة على طائرة GE90 في عام 1995، والتي تم تصنيعها منذ عام 2017 باستخدام عملية طبقة شريط من ألياف الكربون . طورت شركة Safran، شريكة شركة GE، تقنية منسوجة ثلاثية الأبعاد مع شركة Albany Composites لمحركات CFM56 و CFM LEAP . ^[51]

تتقلص نوى المحرك مع تشغيلها بنسب ضغط أعلى وتصبح أكثر كفاءة وأصغر مقارنة بالمروحة مع زيادة نسب الالتفافية. يصعب الحفاظ على خلوص أطراف الشفرات عند مخرج ضاغط الضغط العالي حيث يبلغ ارتفاع الشفرات 0.5 بوصة (13 مم) أو أقل؛ كما يؤثر انحناء العمود الفقري بشكل أكبر على التحكم في الخلوص حيث يكون القلب أطول وأرق بشكل متناسب وتكون مساحة المروحة إلى عمود نقل الحركة التوربيني منخفض الضغط مقيدة داخل القلب. ^[52]

قال آلان إبستاين ، نائب رئيس قسم التكنولوجيا والبيئة في شركة برات آند ويتني : "على مدار تاريخ الطيران التجاري، انتقلنا من 20% إلى 40% [كفاءة الطيران]، وهناك إجماع بين مجتمع المحركات على أننا ربما نستطيع الوصول إلى 60%". ^[53]

قد تستمر المحركات التوربينية المروحية ذات التروس وتخفيضات نسبة ضغط المروحة الإضافية في تحسين كفاءة الدفع . تستهدف المرحلة الثانية من برنامج إدارة الطيران الفيدرالية لخفض الطاقة والانبعاثات والضوضاء المستمر (CLEEN) تخفيضات أواخر عشرينيات القرن الحادي والعشرين بنسبة 33٪ في استهلاك الوقود و 60٪ من الانبعاثات و 32 ديسيبل EPNdb للضوضاء مقارنة بأحدث التقنيات في العقد الأول من القرن الحادي والعشرين. ^[54] في صيف عام 2017 في مركز أبحاث جلين التابع لوكالة ناسا في كليفلاند بولاية أوهايو ، أنهت شركة برات اختبار مروحة ذات نسبة ضغط منخفضة للغاية على PW1000G ، تشبه الدوار المفتوح مع عدد أقل من الشفرات من 20 في PW1000G. ^[53]

سيتم تقليل وزن وحجم غلاف المحرك من خلال مدخل قناة قصير، مما يفرض أحمال دوران ديناميكية هوائية أعلى على الشفرات ويترك مساحة أقل لعزل الصوت، ولكن المروحة ذات نسبة الضغط المنخفضة تكون أبطأ. ستجري شركة UTC Aerospace Systems Aerostructures اختبارًا أرضيًا كامل النطاق في عام 2019 لنظام الدفع المتكامل منخفض السحب مع عاكس الدفع ، مما يحسن حرق الوقود بنسبة 1٪ مع ضوضاء أقل بمقدار 2.5-3 EPNdB. ^[53]

تتوقع شركة سافران تقديم 10-15% أخرى من كفاءة الوقود حتى منتصف عشرينيات القرن الحادي والعشرين قبل الوصول إلى خط مقارب ، وسيتعين عليها بعد ذلك زيادة نسبة الالتفافية إلى 35:1 بدلاً من 11:1 لمحرك LEAP . وهي تعرض مروحة غير موصلة ذات دوار مفتوح تدور عكس اتجاه الدوران (مروحة دفع) في إيستر، فرنسا ، في إطار برنامج تكنولوجيا السماء النظيفة الأوروبية . قد تساعد التطورات في النمذجة والمواد عالية القوة النوعية في نجاحها حيث فشلت المحاولات السابقة. عندما تكون مستويات الضوضاء ضمن المعايير الحالية ومماثلة لمحرك LEAP، سيكون حرق الوقود أقل بنسبة 15% ولهذا تختبر سافران أدوات التحكم والاهتزاز والتشغيل، بينما لا يزال تكامل هيكل الطائرة يشكل تحديًا. ^[53]

بالنسبة لشركة GE Aviation ، لا تزال كثافة الطاقة في وقود الطائرات تزيد من معادلة نطاق Breguet ونوى نسبة الضغط الأعلى؛ يمكن للمراوح ذات نسبة الضغط المنخفضة ومنافذ الهواء منخفضة الخسارة والهياكل الأخف وزناً أن تعمل على تحسين الكفاءة الحرارية والنقل والدفع. بموجب برنامج انتقال المحرك التكيفي التابع للقوات الجوية الأمريكية ، سيتم استخدام الدورات الديناميكية الحرارية التكيفية للجيل السادس من المقاتلات النفاثة ، بناءً على دورة برايتون المعدلة واحتراق الحجم الثابت . ستعمل التصنيع الإضافي في التوربينات المتقدمة على تقليل الوزن بنسبة 5٪ وحرق الوقود بنسبة 20٪. ^[53]

تعمل أجزاء مركب المصفوفة الخزفية الدوارة والثابتة (CMC) بدرجة حرارة أعلى من المعدن بمقدار 500 درجة فهرنهايت (260 درجة مئوية) ووزنها ثلث وزن المعدن. وبمبلغ 21.9 مليون دولار من مختبر أبحاث القوات الجوية ، تستثمر شركة جنرال إلكتريك 200 مليون دولار في منشأة CMC في هانتسفيل، ألاباما ، بالإضافة إلى موقعها في آشيفيل، نورث كارولينا ، لإنتاج مصفوفة كربيد السيليكون بكميات كبيرة باستخدام ألياف كربيد السيليكون في عام 2018. سيتم استخدام مصفوفة كربيد السيليكون أكثر بعشر مرات بحلول منتصف عشرينيات القرن الحادي والعشرين: يتطلب محرك CFM LEAP 18 غطاء توربيني CMC لكل محرك وسيستخدمه محرك GE9X في غرفة الاحتراق وفي فوهات توربينية بقوة 42 حصانًا. ^[53]

تهدف شركة رولز رويس بي إل سي إلى قلب بنسبة ضغط 60: 1 لطائرة ألترافان 2020 وبدأت الاختبارات الأرضية لعتادها بقوة 100000 حصان (75000 كيلو وات) لنسبة تجاوز 100000 رطل (440 كيلو نيوتن) و15: 1. تقترب درجة حرارة دخول التوربين المتكافئة تقريبًا من الحد النظري ويجب موازنة تأثيرها على الانبعاثات مع أهداف الأداء البيئي. توفر الدوارات المفتوحة والمراوح ذات نسبة الضغط المنخفضة والدفع الموزع المحتمل مساحة أكبر لكفاءة دفع أفضل. قد تعمل الدورات الغريبة والمبادلات الحرارية واحتراق اكتساب الضغط / الحجم الثابت على تحسين الكفاءة الديناميكية الحرارية . يمكن أن يكون التصنيع الإضافي ممكّنًا للمبردات المتوسطة والمستردات . يمكن دمج تكامل هيكل الطائرة الوثيق والطائرات الهجينة أو الكهربائية مع التوربينات الغازية. ^[53]

تتمتع محركات رولز رويس بكفاءة دفع تتراوح بين 72% و82% وكفاءة حرارية تتراوح بين 42% و49% لقوة دفع 0.63% و0.49 رطل/رطل/ساعة (64000% و50000 جم/كيلو نيوتن/ساعة) عند سرعة ماخ 0.8، وتهدف إلى حدود نظرية تبلغ 95% لكفاءة الدفع للدوار المفتوح و60% للكفاءة الحرارية مع درجة حرارة دخول توربينية متكافئة ونسبة ضغط إجمالية 80:1 لقوة دفع 0.35 رطل/رطل/ساعة (36000 جم/كيلو نيوتن/ساعة) ^[55]

نظرًا لأن مشاكل التسنين قد لا تظهر إلا بعد عدة آلاف من الساعات، فإن أحدث المشاكل الفنية للمحركات التوربينية المروحية تعطل عمليات شركات الطيران وتسليمات الشركات المصنعة بينما ترتفع معدلات الإنتاج بشكل حاد. تسببت شفرات ترنت 1000 المتشققة في توقف ما يقرب من 50 طائرة بوينج 787 عن العمل وخفضت ETOPS إلى 2.3 ساعة من 5.5، مما كلف شركة رولز رويس ما يقرب من 950 مليون دولار. تسببت كسور حافة السكين في ختم PW1000G في تأخر شركة برات آند ويتني في عمليات التسليم، مما ترك حوالي 100 طائرة إيرباص A320neo بدون محرك تنتظر محركاتها. كان تقديم CFM LEAP أكثر سلاسة ولكن طلاء التوربينات HP المركب الخزفي قد ضاع قبل الأوان، مما استلزم تصميمًا جديدًا، مما تسبب في إزالة 60 محركًا من طراز A320neo للتعديل وتأخير عمليات التسليم لمدة تصل إلى ستة أسابيع. ^[56]

في الطائرات ذات الهيكل العريض، تقدر شركة سافران أنه يمكن توفير 5-10% من الوقود عن طريق تقليل استهلاك الطاقة للأنظمة الهيدروليكية، في حين أن التحول إلى الطاقة الكهربائية يمكن أن يوفر 30% من الوزن، كما بدأ في طائرة بوينج 787 ، في حين تأمل شركة رولز رويس بي إل سي في توفير ما يصل إلى 5%. ^[57]

تهيمن شركة جنرال إلكتريك ورولز رويس بي إل سي وبرات آند ويتني على سوق محركات التوربوفان ، حسب ترتيب الحصص السوقية. تمتلك جنرال إلكتريك وسافران الفرنسية مشروعًا مشتركًا، وهو CFM International . تمتلك شركة برات آند ويتني أيضًا مشروعًا مشتركًا، وهو International Aero Engines مع شركة Japan Aero Engine Corporation وشركة MTU Aero Engines الألمانية، المتخصصة في محركات عائلة إيرباص A320 . تمتلك شركة برات آند ويتني وجنرال إلكتريك مشروعًا مشتركًا، وهو Engine Alliance يبيع مجموعة من المحركات للطائرات مثل إيرباص A380 .

بالنسبة للطائرات التجارية وطائرات الشحن ، يبلغ أسطول الطائرات العاملة في عام 2016 60000 محرك، ومن المتوقع أن ينمو إلى 103000 في عام 2035 مع 86500 عملية تسليم وفقًا لشركة Flight Global . ستكون الأغلبية عبارة عن محركات متوسطة الدفع للطائرات ذات البدن الضيق مع 54000 عملية تسليم، لأسطول ينمو من 28500 إلى 61000. ستنمو المحركات عالية الدفع للطائرات ذات البدن العريض ، والتي تبلغ قيمتها 40-45٪ من السوق من حيث القيمة، من 12700 محرك إلى أكثر من 21000 مع 18500 عملية تسليم. سينمو أسطول المحركات النفاثة الإقليمية التي تقل عن 20000 رطل (89 كيلو نيوتن) من 7500 إلى 9000 وسيزداد أسطول الطائرات التوربينية للطائرات التجارية من 9400 إلى 10200. من المتوقع أن تتصدر شركة CFM حصة السوق للمصنعين بنسبة 44% تليها شركة Pratt & Whitney بنسبة 29% ثم شركة Rolls-Royce وشركة General Electric بنسبة 10% لكل منهما. ^[58]

المحركات التوربينية المروحية التجارية في الإنتاج ^[59]

نموذج	يبدأ	تجاوز	طول	معجب	وزن	الدفع	التطبيقات الرئيسية
جي إي 90	1992	8.7–9.9	5.18–5.40 متر	3.12–3.25 م	7.56–8.62 طن	330–510 كيلو نيوتن	ب777
بي اند دبليو PW4000	1984	4.8–6.4	3.37–4.95 متر	2.84 متر	4.18–7.48 طن	222–436 كيلو نيوتن	A300 / A310 ، A330 ، B747 ، B767 ، B777 ، MD-11
RR ترينت XWB	2010	9.3	5.22 متر	3.00 متر	7.28 طن	330–430 كيلو نيوتن	طائرة A350XWB
RR ترينت 800	1993	5.7–5.79	4.37 متر	2.79 متر	5.96–5.98 طن	411–425 كيلو نيوتن	ب777
اي ايه جي بي 7000	2004	8.7	4.75 متر	2.95 متر	6.09–6.71 طن	311–363 كيلو نيوتن	طائرة إيرباص A380
RR ترينت 900	2004	8.7	4.55 متر	2.95 متر	6.18–6.25 طن	340–357 كيلو نيوتن	طائرة إيرباص A380
RR ترينت 1000	2006	10.8–11	4.74 متر	2.85 متر	5.77 طن	265.3–360.4 كيلو نيوتن	ب787
جنرال إلكتريك جي إي إن إكس [60]	2006	8.0–9.3	4.31-4.69 متر	2.66-2.82 متر	5.62-5.82 طن	296-339 كيلو نيوتن	ب747-8 ، ب787
RR ترينت 700	1990	4.9	3.91 متر	2.47 متر	4.79 طن	320 كيلو نيوتن	طائرة إيرباص A330
جنرال الكتريك CF6	1971	4.3–5.3	4.00–4.41 م	2.20–2.79 متر	3.82–5.08 طن	222–298 كيلو نيوتن	A300 / A310 ، A330 ، B747 ، B767 ، MD-11 ، DC-10
RR ترينت 500	1999	8.5	3.91 متر	2.47 متر	4.72 طن	252 كيلو نيوتن	إيرباص A340 -500/600
P&W PW1000G [61]	2008	9.0–12.5	3.40 متر	1.42–2.06 متر	2.86 طن	67–160 كيلو نيوتن	A320neo ، A220 ، E-Jets E2
قفزة CFM [62]	2013	9.0–11.0	3.15–3.33 متر	1.76–1.98 متر	2.78–3.15 طن	100–146 كيلو نيوتن	A320neo و B737Max و C919
سي اف ام 56	1974	5.0–6.6	2.36–2.52 متر	1.52–1.84 متر	1.95–2.64 طن	97.9-151 كيلو نيوتن	A320 ، A340 -200/300، B737 ، KC-135 ، DC-8
آي أي إي في 2500	1987	4.4–4.9	3.20 متر	1.60 متر	2.36–2.54 طن	97.9-147 كيلو نيوتن	إيرباص A320 ، إم دي-90
بي اند دبليو PW6000	2000	4.90	2.73 متر	1.44 متر	2.36 طن	100.2 كيلو نيوتن	طائرة إيرباص A318
RR BR700	1994	4.2–4.5	3.41–3.60 متر	1.32–1.58 متر	1.63–2.11 طن	68.9–102.3 كيلو نيوتن	B717 ، جلوبال إكسبريس ، جلف ستريم V
جواز سفر GE	2013	5.6	3.37 متر	1.30 متر	2.07 طن	78.9–84.2 كيلو نيوتن	عالمي 7000/8000
جنرال الكتريك CF34	1982	5.3–6.3	2.62–3.26 متر	1.25–1.32 متر	0.74–1.12 طن	41–82.3 كيلو نيوتن	تشالنجر 600 ، CRJ ، E-jets
بي اند دبليو سي PW800	2012	5.5		1.30 متر		67.4–69.7 كيلو نيوتن	جلف ستريم G500/G600
ر ر تاي	1984	3.1–3.2	2.41 متر	1.12–1.14 متر	1.42–1.53 طن	61.6–68.5 كيلو نيوتن	جلف ستريم IV ، فوكر 70 / 100
سيلفركريست	2012	5.9	1.90 متر	1.08 متر	1.09 طن	50.9 كيلو نيوتن	اقتباسات من Hemisphere ، Falcon 5X
RR AE 3007	1991	5.0	2.71 متر	1.11 متر	0.72 طن	33.7 كيلو نيوتن	ERJ ، الاستشهاد X
بي اند دبليو سي PW300	1988	3.8–4.5	1.92–2.07 متر	0.97 متر	0.45–0.47 طن	23.4–35.6 كيلو نيوتن	استشهادات Sovereign و G200 و Falcon 7X و Falcon 2000
جهاز HTF7000	1999	4.4	2.29 متر	0.87 متر	0.62 طن	28.9 كيلو نيوتن	تشالنجر 300 ، G280 ، ليجاسي 500
جهاز TFE731	1970	2.66–3.9	1.52–2.08 متر	0.72–0.78 متر	0.34–0.45 طن	15.6–22.2 كيلو نيوتن	ليرجيت 70/75 ، جي 150 ، فالكون 900
ويليامز FJ44	1985	3.3–4.1	1.36–2.09 متر	0.53–0.57 م	0.21–0.24 طن	6.7–15.6 كيلو نيوتن	سايتيشن جيت ، سايتيشن M2
بي اند دبليو سي PW500	1993	3.90	1.52 متر	0.70 متر	0.28 طن	13.3 كيلو نيوتن	اقتباسات Excel ، Phenom 300
جي اي-اتش HF120	2009	4.43	1.12 متر	0.54 متر	0.18 طن	7.4 كيلو نيوتن	هوندا جيت
ويليامز FJ33	1998		0.98 متر	0.53 متر	0.14 طن	6.7 كيلو نيوتن	سيروس SF50
بي اند دبليو سي PW600	2001	1.8–2.8	0.67 متر	0.36 متر	0.15 طن	6.0 كيلو نيوتن	اقتباسات موستانج ، إكليبس 500 ، فينوم 100
ب س-90	1992	4.4	4.96 متر	1.9 متر	2.95 طن	157–171 كيلو نيوتن	إليوشن 76 ، إليوشن 96 ، تو-204
باور جيت SaM146	2008	4-4.1	3.59 متر	1.22 متر	2.260 طن	71.6–79.2 كيلو نيوتن	سوخوي سوبر جيت 100

في سبعينيات القرن العشرين، اختبرت شركة رولز رويس/سنيكما محرك توربيني مروحي من طراز M45SD-02 مزود بشفرات مراوح متغيرة السرعة لتحسين التحكم عند نسب ضغط المروحة المنخفضة للغاية وتوفير الدفع العكسي حتى سرعة الطائرة الصفرية. وكان المحرك يستهدف الطائرات ذات الإقلاع القصير للغاية والهادئة التي تعمل من مطارات وسط المدينة.

في محاولة لزيادة الكفاءة مع السرعة، تم إنشاء تطوير للمحرك التوربيني المروحي والمحرك التوربيني المروحي المعروف باسم محرك المروحة المروحية والذي كان به مروحة غير موصلة. تقع شفرات المروحة خارج القناة، بحيث تبدو وكأنها محرك توربيني مروحي بشفرات عريضة تشبه السيف. قامت كل من جنرال إلكتريك وبرات آند ويتني/أليسون باستعراض محركات المروحة المروحية في الثمانينيات. منعت الضوضاء المفرطة في المقصورة والوقود النفاث الرخيص نسبيًا وضع المحركات في الخدمة. كان محرك المروحة المروحية Progress D-27 ، الذي تم تطويره في الاتحاد السوفييتي، هو محرك المروحة المروحية الوحيد المجهز على طائرة إنتاجية.

الحارق اللاحق

أنبوب نفاث مجهز للاحتراق اللاحق ^[63]

مُعزز

حارق لاحق للمحرك التوربيني المروحي مع الاحتراق في التدفقات الساخنة والباردة ^[63]

تجاوز

ذلك الجزء من المحرك الذي يختلف عن القلب من حيث المكونات وتدفق الهواء، على سبيل المثال ذلك الجزء من ريش المروحة (المروحة الخارجية) والستاتورات التي تمرر الهواء الجانبي، وقناة الالتفافية، وفوهة الالتفافية

نسبة التجاوز

تجاوز تدفق كتلة الهواء / تدفق كتلة الهواء الأساسية ^[64]

جوهر

ذلك الجزء من المحرك الذي يختلف عن الممر الجانبي من حيث المكونات وتدفق الهواء، على سبيل المثال غطاء المحرك الأساسي، وفوهة المحرك الأساسي، وتدفق الهواء الأساسي والآلات المرتبطة به، وغرفة الاحتراق ونظام الوقود

القوة الأساسية

تُعرف أيضًا باسم "الطاقة المتاحة" أو "قوة حصان الغاز". تُستخدم لقياس العمل النظري (التمدد الأيزنتروبي) للعمود المتاح من مولد أو قلب غازي عن طريق تمدد الغاز الساخن عالي الضغط إلى الضغط المحيط. نظرًا لأن الطاقة تعتمد على ضغط ودرجة حرارة الغاز (والضغط المحيط)، فإن الرقم ذي الصلة بالمحركات المنتجة للدفع هو الرقم الذي يقيس إمكانية إنتاج الدفع من الغاز الساخن عالي الضغط والمعروف باسم "الدفع المتدفق". يتم الحصول عليه عن طريق حساب السرعة التي تم الحصول عليها بالتمدد الأيزنتروبي إلى الضغط الجوي. تظهر أهمية الدفع الذي تم الحصول عليه عند ضربه بسرعة الطائرة لإعطاء عمل الدفع. إن عمل الدفع المتاح المحتمل أقل بكثير من قوة حصان الغاز بسبب زيادة النفايات في طاقة الحركة العادمة مع زيادة الضغط ودرجة الحرارة قبل التمدد إلى الضغط الجوي. يرتبط الاثنان بكفاءة الدفع، ^[65] وهو مقياس للطاقة المهدرة نتيجة لإنتاج قوة (أي الدفع) في سائل عن طريق زيادة سرعة (أي الزخم) السائل.

جاف

تصنيفات المحرك/ مواضع ذراع الخانق أسفل اختيار الاحتراق اللاحق

إي جي تي

درجة حرارة غاز العادم

EPR

نسبة ضغط المحرك

معجب

ضاغط توربوفان منخفض الضغط

مروحة جيت

توربوفان أو طائرة تعمل بمحرك توربوفان (عامية) ^[66]

نسبة ضغط المروحة

الضغط الكلي لمخرج المروحة/الضغط الكلي لمدخل المروحة

درجة الحرارة المرنة

عند أوزان إقلاع منخفضة، يمكن للطائرات التجارية استخدام قوة دفع منخفضة مما يزيد من عمر المحرك ويقلل من تكاليف الصيانة. درجة حرارة المرونة هي درجة حرارة الهواء الخارجي الفعلية (OAT) والتي يتم إدخالها إلى كمبيوتر مراقبة المحرك لتحقيق قوة الدفع المنخفضة المطلوبة (المعروفة أيضًا باسم "خفض قوة الدفع عند درجة الحرارة المفترضة"). ^[67]

مولد الغاز

ذلك الجزء من قلب المحرك الذي يوفر الغاز الساخن عالي الضغط للتوربينات المحركة للمراوح (توربوفان)، وفوهات الدفع (توربو نفاث)، والتوربينات المحركة للمراوح والدوارات (توربو بروبل وتوربو شافت)، والتوربينات الصناعية والبحرية ^[68]

إتش بي

ضغط عالي

سحب الكبش المدخل

فقدان زخم أنبوب تيار المحرك من التيار الحر إلى مدخل السحب، أي كمية الطاقة المنقولة إلى الهواء المطلوبة لتسريع الهواء من الغلاف الجوي الثابت إلى سرعة الطائرة.

معهد أبحاث السياسات الاقتصادية

نسبة ضغط المحرك المتكاملة

الملكية الفكرية

ضغط متوسط

LP

ضغط منخفض

الدفع الصافي

قوة الدفع في الهواء الساكن (الدفع الإجمالي) – مقاومة أنبوب تيار المحرك (الخسارة في الزخم من التيار الحر إلى مدخل السحب، أي كمية الطاقة المنقولة إلى الهواء المطلوبة لتسريع الهواء من الغلاف الجوي الساكن إلى سرعة الطائرة). هذا هو الدفع المؤثر على هيكل الطائرة.

نسبة الضغط الكلي

الضغط الكلي عند مدخل غرفة الاحتراق/الضغط الكلي عند مدخل التسليم

الكفاءة الشاملة

الكفاءة الحرارية * الكفاءة الدفعية

كفاءة الدفع

قوة الدفع/معدل إنتاج الطاقة الحركية الدافعة (تحدث أقصى كفاءة دفع عندما تساوي سرعة الطائرة سرعة الطيران، مما يعني أن الدفع الصافي يساوي صفرًا!)

استهلاك الوقود النوعي (SFC)

إجمالي تدفق الوقود/الدفع الصافي (متناسب مع سرعة الطيران/الكفاءة الحرارية الكلية)

التجهيز

زيادة في عدد الدورات في الدقيقة (عامية)

التدحرج إلى الأسفل

انخفاض في عدد الدورات في الدقيقة (عامية)

تحميل المرحلة

بالنسبة للتوربينات التي يكون الغرض منها إنتاج الطاقة، فإن التحميل هو مؤشر للطاقة التي يتم تطويرها لكل رطل/ثانية من الغاز (الطاقة النوعية). تقوم مرحلة التوربينات بتحويل الغاز من اتجاه محوري وتسريعه (في ريش توجيه الفوهة) لتدوير الدوار بأكبر قدر من الفعالية (يجب أن تنتج شفرات الدوار رفعًا عاليًا)، بشرط أن يتم ذلك بكفاءة، أي بخسائر مقبولة. ^[69] بالنسبة لمرحلة الضاغط، والتي يكون الغرض منها إنتاج ارتفاع في الضغط، يتم استخدام عملية الانتشار. يمكن اعتبار مقدار الانتشار المسموح به (وارتفاع الضغط الذي تم الحصول عليه) قبل حدوث فصل تدفق غير مقبول (أي الخسائر) حدًا للتحميل. ^[70]

الضغط الثابت

ضغط السائل الذي لا يرتبط بحركته بل بحالته ^[71] أو، بدلاً من ذلك، الضغط الناتج عن الحركة العشوائية لجزيئات السائل التي يمكن الشعور بها أو قياسها إذا تحركت مع التدفق ^[72]

الدفع المحدد

صافي الدفع/تدفق الهواء الداخل

الكفاءة الحرارية

معدل إنتاج الطاقة الحركية الدافعة/طاقة الوقود

إجمالي تدفق الوقود

معدل تدفق الوقود في غرفة الاحتراق (بالإضافة إلى أي حارق لاحق) (على سبيل المثال، رطل/ثانية أو جرام/ثانية)

الضغط الكلي

الضغط الساكن بالإضافة إلى مصطلح الطاقة الحركية

درجة حرارة مدخل دوار التوربين

أقصى درجة حرارة للدورة، أي درجة الحرارة التي يتم عندها نقل العمل

• تصميم المروحة المحورية
• توربين غازي
• فشل محرك التوربين
• محرك الدورة المتغيرة

• ويكيبيديا: الدفع النفاث
• مالكولم جيبسون (أغسطس 2011). "فوهة شيفرون: نهج جديد لتقليل ضوضاء الطائرات النفاثة" (PDF) . ابتكار ناسا في مجال الطيران NASA/TM-2011-216987 . مؤرشف من الأصل (PDF) في 2020-03-23 . تم الاسترجاع في 2017-03-24 .
• "كتاب المحرك السنوي". UBM Aviation . 2012.
• "المحركات التجارية 2017". Flight Global .
• بيورن فيهرم (14 أبريل 2017). "ركن بيورن: محركات الطائرات، ملخص". ليهام كو .والمسلسلات السابقة