توربيني مروحي

نسبة التجاوز (BPR) لمحرك توربيني مروحي هي النسبة بين معدل تدفق كتلة تيار التجاوز ومعدل تدفق كتلة الهواء الداخل إلى قلب المحرك. ^{[ 11 ]} على سبيل المثال، نسبة تجاوز تبلغ 6 تعني أن كمية الهواء التي تمر عبر قناة التجاوز تزيد بستة أضعاف عن الكمية التي تمر عبر غرفة الاحتراق.

تُوصَف محركات التوربوفان عادةً بنسبة الالتفافية (BPR)، والتي تُعدّ، إلى جانب نسبة الضغط الكلية ودرجة حرارة مدخل التوربين ونسبة ضغط المروحة، من أهم معايير التصميم. كما تُستخدم نسبة الالتفافية (BPR) في محركات التوربينات المروحية وأنظمة المراوح غير الموجهة، نظرًا لكفاءتها العالية في الدفع التي تُكسبها خصائص الكفاءة الكلية لمحركات التوربوفان ذات نسبة الالتفافية العالية جدًا. وهذا يسمح بعرضها جنبًا إلى جنب مع محركات التوربوفان في الرسوم البيانية التي تُظهر اتجاهات انخفاض استهلاك الوقود النوعي (SFC) مع زيادة نسبة الالتفافية (BPR). ^{[ 12 ]} ويمكن أيضًا استخدام نسبة الالتفافية (BPR) في أنظمة مراوح الرفع حيث يكون تدفق هواء المروحة بعيدًا عن المحرك ولا يمر عبر قلب المحرك.

بافتراض ثبات قلب التوربين (أي ثبات نسبة الضغط ودرجة حرارة مدخل التوربين)، وتساوي سرعات تدفق الهواء في قلب التوربين وفي مسار الالتفاف، وفي ظل ظروف طيران محددة (أي رقم ماخ والارتفاع)، ينخفض ​​استهلاك الوقود لكل رطل من قوة الدفع (sfc) مع زيادة نسبة ضغط الالتفاف (BPR). في الوقت نفسه، تزداد قوة الدفع الإجمالية والصافية، ولكن بمقادير مختلفة. ^{[ 13 ]} ثمة إمكانية كبيرة لتقليل استهلاك الوقود لنفس دورة قلب التوربين عن طريق زيادة نسبة ضغط الالتفاف. ويتحقق ذلك نتيجة لانخفاض قوة الدفع لكل رطل/ثانية من تدفق الهواء (قوة الدفع النوعية) وما يترتب على ذلك من انخفاض في الطاقة الحركية المفقودة في النفاثات (زيادة في كفاءة الدفع). ^{[ 14 ]}

إذا تم تحويل كامل طاقة الغاز من التوربين الغازي إلى طاقة حركية في فوهة الدفع، فإن الطائرة تكون في أفضل حالاتها للسرعات فوق الصوتية العالية. أما إذا تم نقلها بالكامل إلى كتلة هواء كبيرة منفصلة ذات طاقة حركية منخفضة، فإن الطائرة تكون في أفضل حالاتها للتحليق بسرعة صفرية. بالنسبة للسرعات المتوسطة، يتم توزيع طاقة الغاز بين تيار هواء منفصل وتدفق فوهة التوربين الغازي بنسبة تُحقق الأداء المطلوب للطائرة. كما يُلاحظ التوازن بين تدفق الكتلة والسرعة في المراوح ودوارات المروحيات من خلال مقارنة حمل القرص وحمل الطاقة. ^{[ 15 ]} على سبيل المثال، يمكن دعم نفس وزن المروحية بمحرك عالي القدرة ودوار صغير القطر، أو، باستهلاك أقل للوقود، بمحرك أقل قدرة ودوار أكبر ذي سرعة أقل داخل الدوار.

يشير مصطلح "التحويل الجانبي" عادةً إلى نقل طاقة الغاز من التوربين الغازي إلى تيار هواء جانبي لتقليل استهلاك الوقود وضوضاء المحرك النفاث. وبدلاً من ذلك، قد يكون هناك حاجة إلى محرك ذي احتراق لاحق، حيث يكون الغرض الوحيد من التحويل الجانبي هو توفير هواء التبريد. يحدد هذا الحد الأدنى لنسبة ضغط الاحتراق (BPR)، وقد أُطلق على هذه المحركات اسم "المحركات النفاثة ذات التسريب" أو "المحركات النفاثة ذات التسريب المستمر" ^{[ 16 ]} (مثل محرك General Electric YJ-101 بنسبة ضغط احتراق 0.25) و"المحركات النفاثة ذات نسبة ضغط احتراق منخفضة" ^{[ 17 ]} (مثل محرك Pratt & Whitney PW1120). كما استُخدمت نسبة ضغط احتراق منخفضة (0.2) لتوفير هامش أمان للتدفق المفاجئ، بالإضافة إلى تبريد غرفة الاحتراق اللاحق لمحرك Pratt & Whitney J58 ^{[ 18 ]} .

تُعدّ المحركات المروحية الأكثر كفاءةً عند السرعات المنخفضة، بينما تُعدّ المحركات النفاثة التوربينية الأكثر كفاءةً عند السرعات العالية، أما المحركات التوربينية المروحية فتقع بينهما. وتُعتبر المحركات التوربينية المروحية الأكثر كفاءةً في نطاق السرعات من 500 إلى 1000 كم/ساعة (270 إلى 540 عقدة؛ 310 إلى 620 ميل/ساعة) ، وهي السرعة التي تعمل بها معظم الطائرات التجارية. ^{[ 19 ] [ 20 ]}   

في محرك التوربين النفاث (بدون تجاوز)، يتسارع غاز العادم ذو درجة الحرارة والضغط العاليين عند تمدده عبر فوهة دافعة ، مُنتجًا بذلك كامل قوة الدفع. ويمتص الضاغط الطاقة الميكانيكية الناتجة عن التوربين. أما في تصميم التجاوز، فتُشغّل توربينات إضافية مروحة أنبوبية تُسرّع الهواء باتجاه الخلف من مقدمة المحرك. وفي تصميم التجاوز العالي، تُنتج المروحة الأنبوبية والفوهة معظم قوة الدفع. وتتشابه محركات التوربين المروحية من حيث المبدأ مع محركات التوربين المروحية ، إذ ينقل كلاهما جزءًا من طاقة غاز التوربين الغازي، باستخدام آلات إضافية، إلى تيار جانبي، مما يُقلل الطاقة المتاحة للفوهة الساخنة لتحويلها إلى طاقة حركية. وتمثل محركات التوربين المروحية مرحلة وسيطة بين محركات التوربين النفاثة ، التي تستمد كامل قوة دفعها من غازات العادم، ومحركات التوربين المروحية التي تستمد الحد الأدنى من قوة الدفع من غازات العادم (عادةً 10% أو أقل). ^{[ 21 ]} يؤدي استخلاص طاقة عمود الدوران ونقلها إلى تيار جانبي إلى خسائر إضافية يتم تعويضها بالكامل بفضل كفاءة الدفع المحسّنة. يوفر المحرك التوربيني المروحي، عند أفضل سرعة طيران له، وفورات كبيرة في استهلاك الوقود مقارنةً بالمحرك النفاث التوربيني، على الرغم من احتوائه على مكونات إضافية (توربين إضافي، وعلبة تروس، ومروحة)، وما يترتب على ذلك من خسائر خاصة به، بدلاً من فوهة المحرك النفاث التوربيني البسيطة منخفضة الخسائر. ^{[ 22 ]}

يمكن تعريف كفاءة فرود، أو الكفاءة الدافعة، على النحو التالي: $${\displaystyle \eta _{f}={\frac {2}{1+{\frac {V_{j}}{V_{a}}}}},}$$ أين

V _j = سرعة النفث المكافئة للدفع،

V _a = سرعة الطائرة.

بينما يستخدم محرك التوربين النفاث كامل طاقته لإنتاج قوة الدفع على شكل تيار غاز عادم ساخن وعالي السرعة، فإن هواء التجاوز البارد منخفض السرعة في محرك التوربين المروحي ينتج ما بين 30% و70% من إجمالي قوة الدفع التي ينتجها نظام التوربين المروحي. ^{[ 23 ]}

يعتمد الدفع ( F _N ) الناتج عن محرك توربيني مروحي على سرعة العادم الفعالة للعادم الكلي، كما هو الحال مع أي محرك نفاث، ولكن نظرًا لوجود نفاثتين للعادم، يمكن توسيع معادلة الدفع على النحو التالي ^{[ 24 ].}$${\displaystyle F_{\text{N}}={\dot {m}}_{\text{e}}v_{\text{he}}-{\dot {m}}_{\text{o}}v_{\text{o}}+{\text{BPR}}\,({\dot {m}}_{\text{c}})v_{\text{f}},}$$ أين

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{e}}}$= معدل تدفق غازات العادم الناتجة عن الاحتراق الساخن من المحرك الأساسي،

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{o}}}$= معدل تدفق كتلة الهواء الكلي الداخل إلى المروحة التوربينية =${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{c}}+{\dot {m}}_{\text{f}}}$،

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{c}}}$= معدل تدفق كتلة الهواء الداخل إلى المحرك الأساسي،

${\displaystyle {\dot {m}}_{\text{f}}}$= معدل تدفق الهواء الداخل الذي يتجاوز المحرك الأساسي،

${\displaystyle v_{\text{f}}}$= سرعة تدفق الهواء الذي يتم تجاوزه حول المحرك الأساسي،

${\displaystyle v_{\text{he}}}$= سرعة غاز العادم الساخن الخارج من المحرك الأساسي،

${\displaystyle v_{\text{o}}}$= سرعة تدفق الهواء الكلي الداخل = السرعة الجوية الحقيقية للطائرة،

BPR = نسبة التجاوز.

تُعدّ أنظمة فوهات القناة الباردة والقناة الأساسية معقدة نسبيًا نظرًا لاستخدامها تدفقين منفصلين للعادم. في المحركات ذات نسبة الالتفاف العالية، تقع المروحة في قناة قصيرة بالقرب من مقدمة المحرك، وعادةً ما تحتوي على فوهة باردة متقاربة، حيث يشكّل ذيل القناة فوهة ذات نسبة ضغط منخفضة، والتي في الظروف العادية تُسبب اختناقًا، مما يُؤدي إلى أنماط تدفق فوق صوتية حول القلب. ^{[ 25 ]} أما فوهة القلب فهي أكثر تقليدية، ولكنها تُولّد قوة دفع أقل، واعتمادًا على خيارات التصميم، مثل اعتبارات الضوضاء، قد لا تُسبب اختناقًا. ^{[ 26 ]} في المحركات ذات نسبة الالتفاف المنخفضة، قد يتحد التدفقان داخل القنوات، ويشتركان في فوهة واحدة، والتي يُمكن تزويدها بحارق لاحق.

معظم تدفق الهواء عبر محرك التوربوفان ذي نسبة الالتفاف العالية هو تدفق جانبي منخفض السرعة: حتى عند دمجه مع عادم المحرك ذي السرعة الأعلى بكثير، فإن متوسط ​​سرعة العادم يكون أقل بكثير مما هو عليه في محرك التوربوفان النقي. يُعد ضجيج محرك التوربوفان في الغالب ضجيجًا نفاثًا ناتجًا عن سرعة العادم العالية. لذلك، فإن محركات التوربوفان أكثر هدوءًا بشكل ملحوظ من محرك نفاث نقي بنفس قوة الدفع، ولم يعد الضجيج النفاث هو المصدر الرئيسي للضوضاء. ^{[ 27 ]} ينتشر ضجيج محرك التوربوفان في اتجاه التيار عبر المدخل وفي اتجاه مجرى الهواء عبر الفوهة الرئيسية وقناة الالتفاف. تشمل مصادر الضوضاء الأخرى المروحة والضاغط والتوربين. ^{[ 28 ]}

Modern commercial aircraft employ high-bypass-ratio (HBPR) engines with separate flow, non-mixing, short-duct exhaust systems. Their noise at takeoff is primarily from the fan and jet.^[29] The primary source of jet noise is the turbulent mixing of shear layers in the engine's exhaust. These shear layers contain instabilities that lead to highly turbulent vortices that generate the pressure fluctuations responsible for sound. To reduce the noise associated with jet flow, the aerospace industry has sought to disrupt shear layer turbulence and reduce the overall noise produced.^[30]

Fan noise may come from the interaction of the fan-blade wakes with the pressure field of the downstream fan-exit stator vanes. It may be minimized by adequate axial spacing between blade trailing edge and stator entrance.^[31] At high engine speeds, as at takeoff, shock waves from the supersonic fan tips, because of their unequal nature, produce noise of a discordant nature known as "buzz saw" noise.^[32][33]

All modern turbofan engines have acoustic liners in the nacelle to damp their noise. They extend as much as possible to cover the largest surface area. The acoustic performance of the engine can be experimentally evaluated by means of ground tests^[34] or in dedicated experimental test rigs.^[35]

In the aerospace industry, تُعرف الأشكال المسننة أو "المسننة" الموجودة على الحواف الخلفية لبعض حاضنات محركات الطائرات النفاثة وفوهات العادم ^{[ 36 ]} باسم "شيفرون" ، وتُستخدم لتقليل الضوضاء . يعمل الشكل المسنن للحواف على تسهيل مزج الهواء الساخن عالي السرعة القادم من قلب المحرك مع الهواء البارد الأبطأ حركةً (أو الهواء المحيط) عن طريق تكوين دوامات طولية عند السطح الفاصل، مما يقلل بدوره من الاضطراب المُسبب للضوضاء. ^{[ 36 ] [ 37 ]} تعاقدت وكالة ناسا مع شركتي جنرال إلكتريك وبرات آند ويتني للبحث والتطوير في أساليب المزج في منتصف التسعينيات وأوائل الألفية الثانية. ^{[ 37 ]} مع ذلك، تُسبب الأشكال المسننة مقاومةً تؤدي إلى فقدان طفيف في قوة الدفع. ومن الأمثلة البارزة على هذه التصاميم طائرات بوينغ 787 وبوينغ 737 ماكس وبوينغ 747-8 ، والتي تعمل بمحركات رولز رويس ترينت 1000 (787) وجنرال إلكتريك GEnx (787، 747-8) و CFM LEAP (النسخة 1B فقط؛ 737 ماكس). ^{[ 38 ]} 

تتميز المحركات التوربينية المروحية ذات الدفع النوعي العالي ونسبة الالتفافية المنخفضة عادةً بمروحة متعددة المراحل خلف ريش التوجيه عند المدخل، مما يُولّد نسبة ضغط عالية نسبيًا، وبالتالي 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 ذات تدفق أساسي أصغر ونسبة التفافية أعلى عن طريق رفع درجة حرارة مدخل دوار التوربين عالي الضغط.

لتوضيح أحد جوانب الاختلاف بين المحرك التوربيني المروحي والمحرك التوربيني النفاث، يمكن إجراء مقارنات عند نفس معدل تدفق الهواء (للحفاظ على مدخل هواء مشترك، على سبيل المثال) ونفس قوة الدفع الصافية (أي نفس قوة الدفع النوعية). ولا يمكن إضافة تدفق جانبي إلا إذا لم تكن درجة حرارة مدخل التوربين مرتفعة جدًا بحيث تعيق انخفاض تدفق الهواء الأساسي. ويمكن للتحسينات المستقبلية في تقنيات تبريد التوربين ومواده أن تسمح برفع درجة حرارة مدخل التوربين، وهو أمر ضروري بسبب ارتفاع درجة حرارة هواء التبريد الناتج عن زيادة نسبة الضغط الكلية .

من المرجح أن يعمل المحرك التوربيني المروحي الناتج، بكفاءة معقولة وفقدان مناسب في مجرى الهواء للمكونات الإضافية، بنسبة ضغط فوهة أعلى من المحرك النفاث التوربيني، ولكن بدرجة حرارة عادم أقل للحفاظ على قوة الدفع الصافية. ونظرًا لانخفاض ارتفاع درجة الحرارة عبر المحرك بأكمله (من مدخل الهواء إلى الفوهة)، سينخفض ​​تدفق الوقود (الطاقة الجافة) أيضًا، مما يؤدي إلى تحسين استهلاك الوقود النوعي .

تحتوي بعض المحركات التوربينية المروحية العسكرية ذات نسبة الالتفافية المنخفضة (مثل F404 و JT8D ) على ريش توجيه متغيرة عند المدخل لتوجيه الهواء إلى المرحلة الأولى من دوار المروحة. وهذا يحسن هامش اندفاع المروحة (انظر مخطط الضاغط ).

منذ سبعينيات القرن الماضي، اعتمدت معظم محركات الطائرات المقاتلة النفاثة على التوربينات النفاثة ذات نسبة الالتفاف المنخفضة/المتوسطة، مع نظام عادم مختلط، وغرفة احتراق لاحق ، وفوهة خروج متغيرة المساحة. غرفة الاحتراق اللاحق هي غرفة احتراق تقع بعد شفرات التوربين وقناة الالتفاف في أنبوب العادم. ولها نظام وقود خاص بها، يتضمن حلقات فوهة الوقود، ومثبتات اللهب، وأجهزة الإشعال، وجهاز تحكم في الوقود يضمن مساحة الفوهة المناسبة لكمية الوقود المحترق. عند تشغيلها، ترفع غرفة الاحتراق اللاحق درجة حرارة غاز عادم التوربين، مما يزيد من سرعة العادم وقوة الدفع. يجب أن تتسع فوهة العادم لتمرير حجم أكبر من العادم، ومنع زيادة الضغط العكسي على المحرك مقارنةً بالتشغيل بدون احتراق لاحق. يوفر الاحتراق اللاحق دفعة دفع كبيرة للإقلاع، والتسارع فوق الصوتي، والمناورات القتالية، ولكنه يستهلك الوقود بسرعة كبيرة، مما يحد من استخدامه لفترات قصيرة جدًا.

بخلاف المحرك الرئيسي، حيث يجب خفض درجات الحرارة المتكافئة في غرفة الاحتراق قبل أن تصل إلى التوربين، يمكن أن تقترب عملية الاحتراق اللاحق من درجات الحرارة المتكافئة كما هو محدد بعدم استقرار الاحتراق.

كان محرك برات آند ويتني TF30 أول محرك توربيني مروحي مزود بحارق لاحق يُستخدم في الإنتاج ، وقد زُوِّدت به في البداية طائرتا إف-111 آردفارك وإف -14 تومكات . وتشمل المحركات التوربينية المروحية العسكرية ذات نسبة الالتفافية المنخفضة محركات برات آند ويتني إف119 ، ويوروجيت إي جيه200 ، وجنرال إلكتريك إف110 ، وكليموف آر دي-33 ، وساتورن إيه إل-31 ، وجميعها مزودة بعادم مختلط، وحارق لاحق، وفوهة دفع متغيرة المساحة.

لتحسين كفاءة استهلاك الوقود وتقليل الضوضاء، تُزوَّد معظم الطائرات النفاثة التجارية ومعظم طائرات النقل العسكرية (مثل طائرة C-17 ) بمحركات توربينية مروحية ذات دفع نوعي منخفض ونسبة تجاوز عالية. وقد تطورت هذه المحركات من المحركات التوربينية المروحية ذات الدفع النوعي العالي ونسبة التجاوز المنخفضة التي كانت تُستخدم في مثل هذه الطائرات في ستينيات القرن الماضي. وتميل الطائرات المقاتلة الحديثة إلى استخدام محركات توربينية مروحية ذات نسبة تجاوز منخفضة، بينما تستخدم بعض طائرات النقل العسكرية محركات توربينية مروحية .

يُمكن تحقيق قوة دفع نوعية منخفضة باستبدال المروحة متعددة المراحل بوحدة أحادية المرحلة. وعلى عكس بعض المحركات العسكرية، تفتقر المحركات التوربينية المروحية المدنية الحديثة إلى ريش توجيه ثابتة عند مدخل الهواء أمام دوار المروحة. ويتم تعديل حجم المروحة لتحقيق قوة الدفع الصافية المطلوبة.

يجب أن يُولّد قلب المحرك (أو مولد الغاز) طاقة كافية لتشغيل المروحة عند معدل التدفق الكتلي ونسبة الضغط المُصنّفة. تسمح التحسينات في تقنيات تبريد التوربينات وموادها برفع درجة حرارة مدخل دوار التوربين عالي الضغط، مما يُتيح استخدام قلب أصغر حجمًا وأخف وزنًا، وبالتالي تحسين الكفاءة الحرارية للقلب. يؤدي تقليل التدفق الكتلي للقلب إلى زيادة الحمل على توربين الضغط المنخفض، لذا قد تتطلب هذه الوحدة مراحل إضافية لتقليل متوسط ​​الحمل على كل مرحلة والحفاظ على كفاءة توربين الضغط المنخفض. كما يؤدي تقليل التدفق إلى زيادة نسبة التجاوز. وتزداد شيوع نسب التجاوز التي تتجاوز 5:1؛ إذ تصل نسبة التجاوز في محرك برات آند ويتني PW1000G ، الذي دخل الخدمة التجارية عام 2016، إلى 12.5:1.

يمكن تحقيق المزيد من التحسينات في الكفاءة الحرارية الأساسية عن طريق رفع نسبة الضغط الإجمالية للقلب. كما أن تحسينات الديناميكا الهوائية للشفرات يمكن أن تقلل من عدد مراحل الضاغط الإضافية المطلوبة، وتتيح الدوارات ذات الهندسة المتغيرة للضواغط ذات نسبة الضغط العالية العمل دون حدوث تذبذب في جميع إعدادات الخانق.

كان أول محرك توربيني مروحي عالي الالتفافية (تجريبي) هو محرك AVCO-Lycoming PLF1A-2، وهو محرك مشتق من محرك Honeywell T55 التوربيني العمودي، وقد تم تشغيله لأول مرة في فبراير 1962. كان محرك PLF1A-2 مزودًا بمرحلة مروحة مسننة قطرها 100 سم ، وينتج قوة دفع ثابتة تبلغ 1960 كجم ، ^{[ 44} ] ونسبة التفاف تبلغ 6:1. ^{[ 45 ]} أصبح محرك General Electric TF39 أول نموذج إنتاجي، مصممًا لتشغيل طائرة النقل العسكرية Lockheed C-5 Galaxy . ^{[ 20 ]} استخدم محرك General Electric CF6 المدني تصميمًا مشتقًا. من بين المحركات التوربينية المروحية الأخرى عالية الالتفافية: محرك ^Pratt & Whitney JT9D ، ومحرك Rolls-Royce RB211 ثلاثي المحاور ، ومحرك CFM International CFM56 ؛ بالإضافة إلى المحرك الأصغر TF34 . تشمل المحركات التوربينية المروحية الكبيرة ذات نسبة الالتفافية العالية الأحدث محرك برات آند ويتني PW4000 ، ومحرك رولز رويس ترينت ثلاثي المحاور ، ومحرك جنرال إلكتريك GE90 / GEnx ، ومحرك GP7000 ، الذي أنتجته شركتا جنرال إلكتريك وبرات آند ويتني بالاشتراك. وكان محرك برات آند ويتني JT9D أول محرك نفاث ذي نسبة التفافية عالية يُستخدم لتشغيل طائرة ركاب عريضة البدن. ^{[ 46 ]}    

كلما انخفضت قوة الدفع النوعية لمحرك توربيني مروحي، انخفضت سرعة تدفق الهواء الخارج من المحرك، مما يؤدي بدوره إلى معدل انخفاض كبير في قوة الدفع (أي انخفاض قوة الدفع مع زيادة سرعة الطيران). انظر المناقشة الفنية أدناه، البند 2. ونتيجة لذلك، فإن المحرك المصمم لدفع طائرة بسرعة طيران عالية دون سرعة الصوت (مثل 0.83 ماخ) يُولّد قوة دفع عالية نسبيًا عند سرعات الطيران المنخفضة، مما يُحسّن أداء الطائرة على المدرج. تميل المحركات ذات قوة الدفع النوعية المنخفضة إلى امتلاك نسبة تجاوز عالية، ولكن هذا يعتمد أيضًا على درجة حرارة نظام التوربين.

تُنتج المحركات التوربينية المروحية في طائرات النقل ذات المحركين قوة دفع كافية للإقلاع، ما يسمح بمواصلة الإقلاع بمحرك واحد في حال توقف المحرك الآخر بعد نقطة حرجة في مسار الإقلاع. ومنذ تلك النقطة، تقل قوة دفع الطائرة عن نصف قوتها عند تشغيل محركين، لأن المحرك المتوقف يُصبح مصدرًا للمقاومة. عادةً ما تصعد الطائرات الحديثة ذات المحركين بشكل حاد جدًا فور الإقلاع. وفي حال توقف أحد المحركين، يكون الصعود أقل حدة، ولكنه كافٍ لتجاوز العوائق في مسار الرحلة.

كانت تكنولوجيا المحركات أقل تطوراً في الاتحاد السوفيتي مقارنةً بالغرب، وكانت أول طائرة عريضة البدن سوفيتية، وهي إليوشن Il-86 ، تعمل بمحركات ذات نسبة تجاوز منخفضة. أما طائرة ياكوفليف ياك-42 ، وهي طائرة متوسطة المدى ذات محرك خلفي تتسع لما يصل إلى 120 راكباً، والتي طُرحت في عام 1980، فكانت أول طائرة سوفيتية تستخدم محركات ذات نسبة تجاوز عالية.

• 
  محرك باور جيت سام 146 الذي يُشغل طائرة سوخوي سوبر جيت 100
• 
  محرك جنرال إلكتريك CF6 الذي يُشغل طائرات إيرباص A300 وبوينغ 747 ودوغلاس DC-10 وغيرها من الطائرات
• 
  محرك رولز رويس ترينت 900 ، الذي يُشغل طائرة إيرباص A380
• 
  محرك برات آند ويتني PW4000 ، الذي يُشغل طائرات بوينغ 777 و MD-11 وإيرباص A330
• 
  محرك CFM56 الذي يُشغل طائرات بوينغ 737 وإيرباص A320 وغيرها من الطائرات
• 
  محرك توربيني مروحي من طراز Engine Alliance GP7000 لطائرة إيرباص A380
• 
  محرك Aviadvigatel PS-90 الذي يُشغل طائرات إليوشين Il-96 ، وتوبوليف Tu-204 ، وإليوشين Il-76
• 
  محرك لايكومينغ ALF 502 الذي يُشغل طائرة بريتش إيروسبيس 146
• 
  Aviadvigatel PD-14 الذي سيتم استخدامه على Irkut MC-21
• 
  بروغريس دي-436 بثلاثة محاور
• 
  محرك ترينت 1000 يزود طائرة بوينغ 787 بالطاقة
• 
  محرك GE90 الذي يُشغل طائرة بوينغ 777 ، وهو أقوى محرك طائرات

تم تغيير هذا التصنيف، الذي طُبِّق في الأصل على محرك سنيكما M53 ، لاحقًا إلى محرك توربيني نفاث أحادي المحور ذي مسار جانبي، أو محرك توربيني نفاث ذي تسريب مستمر. ويُصنَّف محرك جنرال إلكتريك YJ101 ، وهو محرك ثنائي المحور ذو مسار جانبي، تصنيفًا مشابهًا على أنه محرك توربيني نفاث مُعزَّز ذو تسريب مستمر، ويُسمى أيضًا بالمحرك التوربيني النفاث "المُسرِّب". ^{[ 48 ]}

كان أحد أوائل المحركات التوربينية المروحية مشتقًا من محرك جنرال إلكتريك J79 النفاث، والمعروف باسم CJ805-23 ، والذي تميز بوحدة مروحة خلفية/توربين منخفض الضغط مدمجة في أنبوب عادم المحرك النفاث. يتمدد الغاز الساخن الخارج من عادم التوربين النفاث عبر توربين الضغط المنخفض، حيث تمثل شفرات المروحة امتدادًا شعاعيًا لشفرات التوربين. يُضيف هذا التصميم مسارًا إضافيًا لتسرب الغاز مقارنةً بتصميم المروحة الأمامية، وقد شكل هذا مشكلة في هذا المحرك حيث كان غاز التوربين ذو الضغط العالي يتسرب إلى تدفق هواء المروحة. ^{[ 49 ]} استُخدم تصميم المروحة الخلفية لاحقًا في النموذج التجريبي لمحرك جنرال إلكتريك GE36 UDF (المروحة الدافعة) في أوائل ثمانينيات القرن العشرين.

في عام 1971، طرح مركز لويس للأبحاث التابع لوكالة ناسا مفهومًا لمحرك نقل أسرع من الصوت يعمل كمحرك توربيني مروحي ذي مروحة خلفية عند الإقلاع والسرعات دون الصوتية، وكمحرك نفاث توربيني عند السرعات الأعلى. يُفترض أن يوفر هذا المحرك خصائص انخفاض الضوضاء وقوة الدفع العالية للمحرك التوربيني المروحي عند الإقلاع، بالإضافة إلى كفاءة دفع عالية للمحرك التوربيني المروحي عند سرعات الطيران دون الصوتية. كما يُفترض أن يتمتع بكفاءة دفع عالية للمحرك النفاث التوربيني عند سرعات الطيران فوق الصوتية. ^{[ 50 ]}

تُعدّ التكوينات ثنائية البكرات شائعة، حيث تعمل المروحة على بكرة الضغط المنخفض (LP) والضاغط على بكرة الضغط العالي (HP)؛ وتدور بكرة الضغط المنخفض بسرعة أبطأ للحفاظ على سرعة طرف المروحة ذات القطر الأكبر ضمن الحدود المسموح بها. ^{[ 51 ]} يستقبل ضاغط الضغط العالي الهواء المضغوط من الجزء الداخلي لشفرات المروحة. ويُعدّ طراز BR710 مثالًا نموذجيًا لهذا التكوين. عند معدلات الدفع المنخفضة، وبدلًا من الشفرات المحورية بالكامل، قد يكون تكوين ضاغط الضغط العالي محوريًا طاردًا مركزيًا (مثل CFE CFE738 )، أو طاردًا مركزيًا مزدوجًا، أو حتى قطريًا/طاردًا مركزيًا (مثل Pratt & Whitney Canada PW600 ).

يمكن تحقيق نسب ضغط إجمالية أعلى إما برفع نسبة ضغط ضاغط الضغط العالي أو بإضافة مراحل ضغط (بدون تجاوز) إلى بكرة الضغط المنخفض، بين المروحة وضاغط الضغط العالي، لتعزيز الأخير. تستخدم جميع المحركات التوربينية المروحية الأمريكية الكبيرة (مثل جنرال إلكتريك CF6 و GE90 و GE9X و GEnx بالإضافة إلى برات آند ويتني JT9D و PW4000 ) مراحل تعزيز. ويُعد محرك رولز رويس BR715 مثالًا آخر. تميل نسب التجاوز العالية المستخدمة في المحركات التوربينية المروحية المدنية الحديثة إلى تقليل القطر النسبي لمراحل التعزيز، مما يقلل من متوسط ​​سرعة طرف الريشة. وبالتالي، يلزم وجود المزيد من مراحل التعزيز لتوليد ارتفاع الضغط اللازم.

اختارت شركة رولز رويس تصميمًا ثلاثي المحاور لمحركاتها التوربينية المروحية المدنية الكبيرة (مثل عائلتي RB211 وترينت )، حيث تُفصل مراحل التعزيز في تصميم ثنائي المحاور إلى محور ضغط متوسط ​​(IP) يُدار بواسطة توربين خاص به. وكان أول محرك ثلاثي المحاور هو محرك رولز رويس RB.203 ترينت ، الذي طُرح عام 1967.

يتميز محرك Garrett ATF3 ، الذي يشغل طائرة رجال الأعمال Dassault Falcon 20 ، بتصميم غير عادي بثلاث بكرات مع بكرة خلفية غير متحدة المركز مع البكرتين الأخريين.

اختار مكتب تصميم إيفشينكو نفس التكوين الذي اختارته رولز رويس لمحرك لوتاريف دي-36 الخاص بها ، يليه لوتاريف/بروجرس دي-18 تي وبروجرس دي-436 .

يحتوي محرك التوربوفان العسكري Turbo -Union RB199 أيضًا على تكوين ثلاثي البكرات، كما هو الحال بالنسبة لمحركي Kuznetsov NK-25 و NK-321 العسكريين .

مع ازدياد نسبة التجاوز، تزداد سرعة طرف شفرة المروحة مقارنةً بسرعة شفرة التوربين منخفض الضغط. هذا بدوره يُقلل من سرعة شفرة التوربين منخفض الضغط، مما يستلزم مراحل توربينية إضافية لاستخلاص طاقة كافية لتشغيل المروحة. يُتيح استخدام علبة تروس تخفيض (كوكبية) بنسبة تروس مناسبة بين عمود التوربين منخفض الضغط والمروحة، تشغيل كلٍ من المروحة والتوربين منخفض الضغط بسرعاتهما المثلى. من أمثلة هذا التصميم: توربين Garrett TFE731 ذو التاريخ العريق ، وتوربين Honeywell ALF 502/507 ، وتوربين Pratt & Whitney PW1000G الحديث .

تُستخدم معظم التكوينات المذكورة أعلاه في المحركات التوربينية المدنية، في حين أن المحركات التوربينية العسكرية الحديثة (مثل Snecma M88 ) عادة ما تكون أساسية ذات بكرتين.

تستخدم معظم التوربينات المروحية المدنية توربينًا عالي الكفاءة ثنائي المراحل عالي الضغط لتشغيل ضاغط الضغط العالي. أما محرك CFM56 من شركة CFM International فيعتمد نهجًا بديلًا: وحدة أحادية المرحلة عالية الأداء. ورغم أن هذا النهج قد يكون أقل كفاءة، إلا أنه يوفر في استهلاك هواء التبريد والوزن والتكلفة.

في سلسلة محركات RB211 و Trent ثلاثية البكرات، تكون نسبة ضغط ضاغط الضغط العالي معتدلة، لذا لا يلزم سوى مرحلة توربينية واحدة للضغط العالي. كما تميل المحركات التوربينية المروحية العسكرية الحديثة إلى استخدام مرحلة توربينية واحدة للضغط العالي وضاغط ضغط عالي معتدل.

تحتوي المحركات التوربينية المروحية المدنية الحديثة على توربينات ضغط منخفض متعددة المراحل (من ثلاث إلى سبع مراحل). يعتمد عدد المراحل المطلوبة على نسبة تجاوز دورة المحرك وضغط التعزيز (في المحركات ثنائية البكرات المعززة). قد يقلل استخدام مروحة مُعَدّة عدد مراحل توربين الضغط المنخفض المطلوبة في بعض التطبيقات. ^{[ 52 ]} نظرًا لانخفاض نسب التجاوز المستخدمة، لا تتطلب المحركات التوربينية المروحية العسكرية سوى مرحلة أو مرحلتين من توربينات الضغط المنخفض.

لنفترض وجود محرك توربيني مروحي مختلط ذي نسبة تجاوز ثابتة وتدفق هواء ثابت. يؤدي رفع نسبة الضغط الكلية لنظام الضغط إلى زيادة درجة حرارة مدخل غرفة الاحتراق. وبالتالي، عند تدفق وقود ثابت، ترتفع درجة حرارة مدخل دوار التوربين (HP). على الرغم من أن ارتفاع درجة الحرارة 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. مع ذلك، يرتفع ضغط الفوهة، لأن نسبة الضغط الكلية تزداد أسرع من نسبة تمدد التوربين، مما يؤدي إلى زيادة ضغط مدخل الخلاط الساخن. ونتيجة لذلك، يزداد صافي الدفع، بينما ينخفض ​​استهلاك الوقود النوعي (تدفق الوقود/صافي الدفع). ويحدث اتجاه مماثل مع المحركات التوربينية المروحية غير المختلطة.

يمكن تحسين كفاءة استهلاك الوقود في محركات التوربوفان برفع نسبة الضغط الكلية ودرجة حرارة مدخل دوار التوربين في آنٍ واحد. مع ذلك، يتطلب الأمر استخدام مواد أفضل للتوربين أو تحسين تبريد الريش/الشفرات لمواجهة ارتفاع درجة حرارة مدخل دوار التوربين ودرجة حرارة مخرج الضاغط. وقد يتطلب رفع درجة حرارة مخرج الضاغط استخدام مواد أفضل للضاغط.

يمكن زيادة نسبة الضغط الإجمالية بتحسين نسبة ضغط المروحة أو ضاغط الضغط المنخفض أو ضاغط الضغط العالي. إذا بقيت نسبة الضغط العالي ثابتة، فإن ارتفاع درجة حرارة مخرج ضاغط الضغط العالي (نتيجةً لزيادة نسبة الضغط الإجمالية) يستلزم زيادة السرعة الميكانيكية لضاغط الضغط العالي. مع ذلك، قد تحدّ اعتبارات الضغط من هذه الزيادة، مما يعني، على الرغم من زيادة نسبة الضغط الإجمالية، انخفاض نسبة ضغط ضاغط الضغط العالي.

وفقًا لنظرية بسيطة، إذا تم الحفاظ على نسبة درجة حرارة مدخل دوار التوربين إلى درجة حرارة مخرج ضاغط الضغط العالي، فإنه يمكن الحفاظ على مساحة عنق توربين الضغط العالي. ومع ذلك، يفترض هذا تحقيق تحسينات في الدورة مع الحفاظ على وظيفة تدفق مخرج ضاغط الضغط العالي المرجعية (التدفق غير البُعدي). عمليًا، من المرجح أن تؤدي التغييرات في السرعة غير البُعدية لضاغط الضغط العالي واستخراج هواء التبريد إلى إبطال هذا الافتراض، مما يجعل إجراء بعض التعديلات على مساحة عنق توربين الضغط العالي أمرًا لا مفر منه. هذا يعني أنه سيتعين تغيير ريش توجيه فوهة توربين الضغط العالي عن الأصل. على الأرجح، سيتعين تغيير ريش توجيه فوهة توربين الضغط المنخفض في اتجاه التدفق على أي حال.

يُمكن تحقيق زيادة في قوة الدفع عن طريق زيادة طاقة المفاعل . وهناك مساران أساسيان متاحان:

1. المسار الساخن: زيادة درجة حرارة مدخل دوار التوربين عالي الضغط
2. المسار البارد: زيادة تدفق الكتلة الأساسية

كلا المسارين يتطلبان زيادة في تدفق وقود غرفة الاحتراق، وبالتالي زيادة الطاقة الحرارية المضافة إلى تيار الاحتراق الأساسي.

قد يتطلب المسار الساخن تغييرات في مواد شفرات/ريش التوربين أو تحسين تبريدها. أما المسار البارد فيمكن تحقيقه بإحدى الطرق التالية:

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

وكل ذلك يزيد من نسبة الضغط الإجمالية وتدفق الهواء الأساسي.

بدلاً من ذلك، يمكن زيادة حجم قلب التوربين لرفع تدفق الهواء فيه، دون تغيير نسبة الضغط الإجمالية. لكن هذا الخيار مكلف، إذ يتطلب نظام توربين جديد (بتدفق صاعد) (وربما ضاغط ضغط متوسط ​​أكبر).

يجب أيضًا إجراء تعديلات على المروحة لاستيعاب الطاقة الإضافية للمحرك. في المحركات المدنية، تعني اعتبارات ضوضاء المحركات النفاثة أنه يجب أن يصاحب أي زيادة كبيرة في قوة دفع الإقلاع زيادة مماثلة في تدفق كتلة المروحة (للحفاظ على قوة دفع الإقلاع النوعية عند حوالي 30  رطل/رطل/ثانية).

1. يُعدّ الدفع النوعي (صافي الدفع/تدفق هواء السحب) معيارًا هامًا للمحركات التوربينية المروحية والمحركات النفاثة عمومًا. تخيّل مروحة (تُدار بواسطة محرك كهربائي مناسب الحجم) تعمل داخل أنبوب متصل بفوهة دفع. من البديهي أنه كلما زادت نسبة ضغط المروحة (ضغط مخرج المروحة/ضغط مدخل المروحة)، زادت سرعة النفث والدفع النوعي المقابل. الآن، تخيّل أننا استبدلنا هذا النظام بمحرك توربيني مروحي مكافئ - بنفس تدفق الهواء ونفس نسبة ضغط المروحة. من الواضح أن قلب المحرك التوربيني المروحي يجب أن يُنتج طاقة كافية لتشغيل المروحة عبر التوربين منخفض الضغط. إذا اخترنا درجة حرارة منخفضة لمدخل التوربين لمولد الغاز، فيجب أن يكون تدفق هواء القلب مرتفعًا نسبيًا للتعويض. وبالتالي، تكون نسبة التجاوز المقابلة منخفضة نسبيًا. إذا رفعنا درجة حرارة مدخل التوربين، يمكن أن يكون تدفق هواء القلب أصغر، مما يزيد من نسبة التجاوز. يميل رفع درجة حرارة مدخل التوربين إلى زيادة الكفاءة الحرارية، وبالتالي تحسين كفاءة استهلاك الوقود .
2. بطبيعة الحال، مع ازدياد الارتفاع، تقل كثافة الهواء، وبالتالي تقل قوة دفع المحرك. كما يوجد تأثير لسرعة الطيران، يُسمى معدل انخفاض قوة الدفع. لنعد إلى المعادلة التقريبية لقوة الدفع الصافية:$${\displaystyle F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).}$$في المحركات ذات الدفع النوعي العالي (مثل محركات الطائرات المقاتلة)، تكون سرعة الهواء النفاث عالية نسبيًا، لذا من البديهي أن زيادة سرعة الطيران يكون لها تأثير أقل على صافي الدفع مقارنةً بالمحركات ذات الدفع النوعي المتوسط ​​(مثل محركات الطائرات التدريبية)، حيث تكون سرعة الهواء النفاث أقل. أما في المحركات ذات الدفع النوعي المنخفض (مثل محركات الطائرات المدنية)، فيكون تأثير معدل انخفاض الدفع أشدّ. عند سرعات الطيران العالية، تستطيع المحركات ذات الدفع النوعي العالي زيادة صافي الدفع من خلال ارتفاع ضغط الهواء في مدخل الهواء، ولكن هذا التأثير يميل إلى التضاؤل ​​عند السرعات فوق الصوتية بسبب فقدان الطاقة الناتج عن موجات الصدمة.
3. عادةً ما يتم زيادة قوة الدفع في التوربينات المروحية المدنية عن طريق زيادة تدفق الهواء إلى المروحة، مما يمنع ارتفاع ضوضاء النفث بشكل مفرط. مع ذلك، يتطلب تدفق الهواء الأكبر للمروحة طاقة أكبر من قلب التوربين. ويمكن تحقيق ذلك برفع نسبة الضغط الكلية (ضغط مدخل غرفة الاحتراق/ضغط مدخل الهواء) لزيادة تدفق الهواء إلى قلب التوربين، ورفع درجة حرارة مدخل التوربين. وتساهم هذه العوامل مجتمعةً في زيادة الكفاءة الحرارية لقلب التوربين وتحسين كفاءة استهلاك الوقود.
4. Some high-bypass-ratio civil turbofans use an extremely low area ratio (less than 1.01), convergent-divergent, nozzle on the bypass (or mixed exhaust) stream, to control the fan working line. The nozzle acts as if it has variable geometry. At low flight speeds the nozzle is unchoked (less than a Mach number of unity), so the exhaust gas speeds up as it approaches the throat and then slows down slightly as it reaches the divergent section. Consequently, the nozzle exit area controls the fan match and, being larger than the throat, pulls the fan working line slightly away from surge. At higher flight speeds, the ram rise in the intake increases nozzle pressure ratio to the point where the throat becomes choked (M=1.0). Under these circumstances, the throat area dictates the fan match and, being smaller than the exit, pushes the fan working line slightly towards surge. This is not a problem, since fan surge margin is much better at high flight speeds.
5. The off-design behaviour of turbofans is illustrated under compressor map and turbine map.
6. Because modern civil turbofans operate at low specific thrust, they require only a single fan stage to develop the required fan pressure ratio. The desired overall pressure ratio for the engine cycle is usually achieved by multiple axial stages on the core compression. Rolls-Royce tend to split the core compression into two with an intermediate pressure (IP) supercharging the HP compressor, both units being driven by turbines with a single stage, mounted on separate shafts. Consequently, the HP compressor need develop only a modest pressure ratio (e.g., ~4.5:1). US civil engines use much higher HP compressor pressure ratios (e.g., ~23:1 on the General Electric GE90) and tend to be driven by a two-stage HP turbine. Even so, there are usually a few IP axial stages mounted on the LP shaft, behind the fan, to further supercharge the core compression system. Civil engines have multi-stage LP turbines, the number of stages being determined by the bypass ratio, the amount of IP compression on the LP shaft and the LP turbine blade speed.
7. Because military engines usually have to be able to fly very fast at sea level, the limit on HP compressor delivery temperature is reached at a fairly modest design overall pressure ratio, compared with that of a civil engine. Also the fan pressure ratio is relatively high, to achieve a medium to high specific thrust. Consequently, modern military turbofans usually have only five or six HP compressor stages and require only a single-stage HP turbine. Low-bypass-ratio military turbofans usually have one LP turbine stage, but higher bypass ratio engines need two stages. In theory, by adding IP compressor stages, a modern military turbofan HP compressor could be used in a civil turbofan derivative, but the core would tend to be too small for high thrust applications.

الديناميكا الهوائية هي مزيج من تدفق الهواء دون الصوتي ، وفوق الصوتي، وفوق الصوتي على شفرة مروحة/ ضاغط غاز واحدة في محرك توربيني حديث. يجب الحفاظ على تدفق الهواء حول الشفرات ضمن حدود زاوية ضيقة لضمان استمرار تدفق الهواء في مواجهة الضغط المتزايد. وإلا، فسوف يرتد الهواء خارج المدخل. ^{[ 53 ]}

يحتاج نظام التحكم الرقمي الكامل للمحرك ( FADEC) إلى بيانات دقيقة للتحكم فيه. تُعدّ درجة حرارة مدخل التوربين الحرجة (TIT) بيئة قاسية للغاية، حيث تصل إلى 1090 درجة مئوية (2000 درجة فهرنهايت) ^{[ 54 ]} وضغط 17 بار (250 رطل لكل بوصة مربعة) ، مما يجعل عمل أجهزة الاستشعار غير موثوق . لذلك، أثناء تطوير نوع جديد من المحركات، يتم تحديد علاقة بين درجة حرارة يسهل قياسها، مثل درجة حرارة غاز العادم ، ودرجة حرارة مدخل التوربين الحرجة. ثم تُستخدم مراقبة درجة حرارة غاز العادم للتأكد من عدم ارتفاع درجة حرارة المحرك عن الحد المسموح به. ^{[ 53 ]}    

تتعرض شفرة التوربين لدرجات حرارة تتراوح بين 1040 و1090 درجة مئوية (1900-2000 درجة فهرنهايت) ، وهي قريبة من درجة انصهار السبائك المستخدمة. ^{[ 54 ]} لذا ، يلزم استخدام سبائك خاصة ، وأنظمة تبريد هوائي متطورة، وتصميم ميكانيكي دقيق للحفاظ على الإجهادات الفيزيائية ضمن حدود قوة المادة.  

مع ازدياد حجم محركات الطائرات النفاثة، ازداد حجم شفرات المراوح: إذ تحمل كل شفرة ما يعادل تسعة حافلات ذات طابقين ، وتستهلك كمية من الهواء تعادل حجم ملعب اسكواش كل ثانية. وقد أتاحت التطورات في نمذجة ديناميكيات الموائع الحسابية (CFD) تصميم أشكال منحنية ثلاثية الأبعاد معقدة ذات وتر عريض للغاية ، مع الحفاظ على قدرات المروحة وتقليل عدد الشفرات لخفض التكاليف. وبالتزامن مع ذلك، ازدادت نسبة التجاوز لتحقيق كفاءة دفع أعلى ، وزاد قطر المروحة. ^{[ 55 ]}

كانت رولز رويس رائدة في استخدام شفرات المراوح المجوفة المصنوعة من التيتانيوم ذات الوتر العريض في ثمانينيات القرن الماضي لتحسين الكفاءة الديناميكية الهوائية ومقاومة أضرار الأجسام الغريبة في محرك RB211، ثم في محرك ترينت . وقدّمت شركة جنرال إلكتريك للطيران شفرات مراوح مصنوعة من ألياف الكربون المركبة في محرك GE90 عام 1995، والتي تُصنّع منذ عام 2017 باستخدام عملية طبقات شريط ألياف الكربون . وطوّرت شركة سافران، شريكة جنرال إلكتريك، تقنية النسيج ثلاثي الأبعاد بالتعاون مع شركة ألباني كومبوزيتس لمحركي CFM56 و CFM LEAP . ^{[ 55 ]}

تتقلص أحجام قلب المحرك مع ارتفاع نسب الضغط ، وتصبح أكثر كفاءة وأصغر حجمًا مقارنةً بالمروحة مع زيادة نسب التجاوز. يصعب الحفاظ على خلوص أطراف الشفرات عند مخرج ضاغط الضغط العالي، حيث يبلغ ارتفاع الشفرات 13 مم أو أقل؛ كما يؤثر انحناء العمود الفقري على التحكم في الخلوص نظرًا لأن القلب أطول وأقل سمكًا نسبيًا، وتكون مساحة عمود إدارة المروحة إلى التوربين ذي الضغط المنخفض محدودة داخل القلب. ^{[ 56 ]}  

قال آلان إبستين، نائب رئيس قسم التكنولوجيا والبيئة في شركة برات آند ويتني : "على مر تاريخ الطيران التجاري، انتقلنا من 20% إلى 40% [كفاءة الطيران]، وهناك إجماع بين مجتمع مصنعي المحركات على أنه يمكننا على الأرجح الوصول إلى 60%". ^{[ 57 ]}

قد تُسهم المراوح التوربينية المُزوَّدة بعلب تروس ، بالإضافة إلى خفض نسبة ضغط المروحة ، في تحسين كفاءة الدفع . تستهدف المرحلة الثانية من برنامج إدارة الطيران الفيدرالية (FAA) لخفض الطاقة والانبعاثات والضوضاء بشكل مستمر (CLEEN) بحلول أواخر العقد الحالي خفض استهلاك الوقود بنسبة 33%، والانبعاثات بنسبة 60%،  ومستوى الضوضاء بمقدار 32 ديسيبل (EPNdb) مقارنةً بأحدث التقنيات في العقد الأول من الألفية الثانية. ^{[ 58 ]} في صيف عام 2017، في مركز أبحاث غلين التابع لناسا في كليفلاند، أوهايو ، أنهت شركة برات آند ويتني اختبار مروحة ذات نسبة ضغط منخفضة للغاية على محرك PW1000G ، تُشبه دوارًا مفتوحًا بعدد شفرات أقل من شفرات محرك PW1000G البالغ عددها 20 شفرة . ^{[ 57 ]}

سيؤدي استخدام مدخل قناة قصير إلى تقليل وزن وحجم غلاف المحرك ، مما يزيد من أحمال الدوران الديناميكية الهوائية على الشفرات ويقلل من مساحة عزل الصوت، إلا أن المروحة ذات نسبة الضغط المنخفضة تكون أبطأ. ستجري شركة UTC Aerospace Systems Aerostructures اختبارًا أرضيًا واسع النطاق في عام 2019 لنظام الدفع المتكامل منخفض السحب المزود بعاكس دفع ، مما يحسن استهلاك الوقود بنسبة 1% ويقلل الضوضاء بمقدار 2.5-3 ديسيبل. ^{[ 57 ]}

تتوقع شركة سافران تحقيق زيادة إضافية في كفاءة استهلاك الوقود بنسبة تتراوح بين 10 و15% حتى منتصف العقد الحالي قبل الوصول إلى مستوى ثابت ، وسيتعين عليها بعد ذلك زيادة نسبة التجاوز إلى 35:1 بدلاً من 11:1 لمحرك CFM LEAP . وتقوم الشركة حاليًا بتجربة مروحة دوارة مفتوحة غير موجهة (مروحة دفع) في مدينة إيستر الفرنسية ، ضمن برنامج "السماء النظيفة " الأوروبي للتكنولوجيا. وقد تُسهم التطورات في مجال النمذجة واستخدام مواد ذات قوة نوعية عالية في تحقيق النجاح حيث فشلت المحاولات السابقة. وعندما تصبح مستويات الضوضاء ضمن المعايير الحالية ومماثلة لمحرك LEAP، سيتوفر استهلاك أقل للوقود بنسبة 15%، ولتحقيق ذلك، تختبر سافران أنظمة التحكم والاهتزاز والتشغيل، في حين لا يزال دمجها في هيكل الطائرة يُمثل تحديًا. ^{[ 57 ]}

بالنسبة لشركة GE Aviation ، لا تزال كثافة الطاقة في وقود الطائرات النفاثة تُحقق أقصى استفادة من معادلة بريغيه للمدى ، كما أن استخدام نوى ذات نسبة ضغط أعلى يُحسّن الكفاءة الحرارية، وكفاءة نقل الطاقة، وكفاءة الدفع. وفي إطار برنامج الانتقال إلى المحركات التكيفية التابع للقوات الجوية الأمريكية ، ستُستخدم دورات ديناميكية حرارية تكيفية في الجيل السادس من الطائرات المقاتلة النفاثة، استنادًا إلى دورة برايتون المُعدّلة واحتراق الحجم الثابت . وسيُساهم التصنيع الإضافي في المحرك التوربيني المروحي المُتقدم في خفض الوزن بنسبة 5% واستهلاك الوقود بنسبة 20%. ^{[ 57 ]}

تعمل الأجزاء الدوارة والثابتة المصنوعة من مركبات المصفوفة الخزفية (CMC) عند درجات حرارة أعلى بـ 260 درجة مئوية (500 درجة فهرنهايت) من المعادن، ويبلغ وزنها ثلث وزنها. وبتمويل قدره 21.9 مليون دولار من مختبر أبحاث القوات الجوية ، تستثمر شركة جنرال إلكتريك 200 مليون دولار في منشأة لتصنيع مركبات المصفوفة الخزفية في هانتسفيل، ألاباما ، بالإضافة إلى موقعها في آشفيل، كارولاينا الشمالية ، حيث بدأت الإنتاج الضخم لمصفوفة كربيد السيليكون مع ألياف كربيد السيليكون في عام 2018. ومن المتوقع أن يزداد استخدام مركبات المصفوفة الخزفية عشرة أضعاف بحلول منتصف العقد الحالي: إذ يتطلب محرك CFM LEAP 18 غطاءً توربينيًا من مركبات المصفوفة الخزفية لكل محرك، بينما سيستخدمها محرك GE9X في غرفة الاحتراق وفوهات التوربينات بقدرة 42 حصانًا. ^{[ 57 ]}  

تهدف شركة رولز رويس بي إل سي إلى تحقيق نسبة ضغط 60:1 لقلب توربين ألترافان لعام 2020، وقد بدأت اختبارات أرضية لمحركها بقدرة 100,000 حصان (75,000 كيلوواط) عند عزم دوران 100,000 رطل (440 كيلو نيوتن) ونسبة تجاوز 15:1. تقترب درجة حرارة دخول التوربين من النسبة المثالية للاحتراق ، مما يستدعي موازنة تأثيرها على الانبعاثات مع أهداف الأداء البيئي. توفر الدوارات المفتوحة والمراوح ذات نسبة الضغط المنخفضة وأنظمة الدفع الموزعة المحتملة مجالًا أوسع لتحسين كفاءة الدفع. قد تُحسّن الدورات غير التقليدية والمبادلات الحرارية واحتراق زيادة الضغط/الحجم الثابت الكفاءة الديناميكية الحرارية . يمكن أن تُسهم تقنية التصنيع الإضافي في تطوير المبردات البينية والمستردات الحرارية . كما يُمكن دمج تكامل هيكل الطائرة بشكل أوثق والطائرات الهجينة أو الكهربائية مع التوربينات الغازية. ^{[ 57 ]}    

تتمتع محركات رولز رويس بكفاءة دفع تتراوح بين 72-82% وكفاءة حرارية تتراوح بين 42-49% لاستهلاك وقود نوعي محدد يتراوح بين 0.63-0.49 رطل/رطل/ساعة (64000-50000 جم/كيلو نيوتن/ساعة) عند سرعة ماخ 0.8، وتهدف إلى تحقيق حدود نظرية تبلغ 95% لكفاءة الدفع ذات الدوار المفتوح و60% للكفاءة الحرارية مع درجة حرارة دخول التوربين المتكافئة ونسبة ضغط إجمالية تبلغ 80:1 لاستهلاك وقود نوعي محدد يبلغ 0.35 رطل /رطل/ساعة (36000 جم/كيلو نيوتن/ساعة) ^{[ 59 ] .}    

نظراً لأن المشاكل التقنية في أحدث محركات التوربوفان قد لا تظهر إلا بعد عدة آلاف من ساعات التشغيل، فإنها تعطل عمليات شركات الطيران وتؤدي إلى تأخير تسليمات الشركات المصنعة ، في حين ترتفع معدلات الإنتاج بشكل حاد. تسببت شفرات محرك ترينت 1000 المتشققة في إيقاف ما يقرب من 50 طائرة بوينغ 787 عن الطيران ، وخفضت مدة الطيران الممتد (ETOPS) إلى 2.3 ساعة بدلاً من 5.5 ساعة، مما كلف شركة رولز رويس ما يقرب من 950 مليون دولار. كما تسببت كسور مانع التسرب في محرك برات آند ويتني PW1000G في تأخر شركة برات آند ويتني في عمليات التسليم، مما ترك حوالي 100 طائرة من طراز A320neo بدون محركات في انتظار تركيب محركاتها. كان إدخال محرك CFM LEAP أكثر سلاسة، لكن طبقة الطلاء المركبة الخزفية لتوربين الضغط العالي فقدت قبل الأوان، مما استدعى تصميمًا جديدًا، وتسبب في إزالة 60 محركًا من طراز A320neo لتعديلها، وتأخير عمليات التسليم لمدة تصل إلى ستة أسابيع. ^{[ 60 ]}

في الطائرات عريضة البدن، يقدر سافران أنه يمكن توفير ما بين 5 و10% من الوقود عن طريق تقليل استهلاك الطاقة للأنظمة الهيدروليكية، بينما يمكن أن يؤدي التحول إلى الطاقة الكهربائية إلى توفير 30% من الوزن، كما هو الحال في طائرة بوينغ 787 ، في حين تأمل شركة رولز رويس في توفير ما يصل إلى 5%. ^{[ 61 ]}