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.

Turbofan engines are usually described in terms of BPR, which together with overall pressure ratio, turbine inlet temperature and fan pressure ratio are important design parameters. In addition BPR is quoted for turboprop and unducted fan installations because their high propulsive efficiency gives them the overall efficiency characteristics of very high bypass turbofans. This allows them to be shown together with turbofans on plots which show trends of reducing specific fuel consumption (SFC) with increasing BPR.^[12] BPR can also be quoted for lift fan installations where the fan airflow is remote from the engine and doesn't flow past the engine core.

Considering a constant core (i.e. fixed pressure ratio and turbine inlet temperature), core and bypass jet velocities equal and a particular flight condition (i.e. Mach number and altitude) the fuel consumption per lb of thrust (sfc) decreases with increase in BPR. At the same time gross and net thrusts increase, but by different amounts.^[13] There is considerable potential for reducing fuel consumption for the same core cycle by increasing BPR.This is achieved because of the reduction in pounds of thrust per lb/sec of airflow (specific thrust) and the resultant reduction in lost kinetic energy in the jets (increase in propulsive efficiency).^[14]

If all the gas power from a gas turbine is converted to kinetic energy in a propelling nozzle, the aircraft is best suited to high supersonic speeds. If it is all transferred to a separate big mass of air with low kinetic energy, the aircraft is best suited to zero speed (hovering). For speeds in between, the gas power is shared between a separate airstream and the gas turbine's own nozzle flow in a proportion which gives the aircraft performance required. The trade off between mass flow and velocity is also seen with propellers and helicopter rotors by comparing disc loading and power loading.^[15] For example, the same helicopter weight can be supported by a high power engine and small diameter rotor or, for less fuel, a lower power engine and bigger rotor with lower velocity through the rotor.

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 المتجاوز 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. أما فوهة القلب فهي أكثر تقليدية، ولكنها تُولّد قوة دفع أقل، واعتمادًا على خيارات التصميم، مثل اعتبارات الضوضاء، قد لا تُسبب اختناقًا. ^{[ 25 ]} في المحركات ذات نسبة الالتفاف المنخفضة، قد يتحد التدفقان داخل القنوات، ويشتركان في فوهة واحدة، 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. ^{[ 26 ]} 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. ^{[ 27 ]}

تستخدم الطائرات التجارية الحديثة محركات ذات نسبة تجاوز عالية (HBPR) مع أنظمة عادم قصيرة ذات تدفق منفصل وغير مختلط. وينتج الضجيج عند الإقلاع بشكل أساسي عن المروحة والمحرك النفاث. ^{[ 28 ]} المصدر الرئيسي لضجيج المحرك النفاث 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. وللحد من الضجيج المصاحب لتدفق المحرك النفاث، سعت صناعة الطيران إلى تعطيل اضطراب طبقات القص وتقليل الضجيج الكلي الناتج. ^{[ 29 ]}

قد ينشأ ضجيج المروحة من تفاعل دوامات شفرات المروحة مع مجال الضغط الناتج عن ريش الجزء الثابت عند مخرج المروحة. ويمكن تقليله عن طريق توفير مسافة محورية كافية بين الحافة الخلفية للشفرة ومدخل الجزء الثابت. ^{[ 30 ]} عند سرعات المحرك العالية، كما هو الحال عند الإقلاع، تُنتج الموجات الصدمية الصادرة من أطراف المروحة فوق الصوتية، نظرًا لطبيعتها غير المتساوية، ضجيجًا غير متناغم يُعرف باسم ضجيج "المنشار الطنان". ^{[ 31 ] [ 32 ]}

تحتوي جميع محركات التوربوفان الحديثة على بطانات صوتية في حجرة المحرك لتخفيف الضوضاء. وتمتد هذه البطانات قدر الإمكان لتغطية أكبر مساحة سطحية. ويمكن تقييم الأداء الصوتي للمحرك تجريبياً من خلال اختبارات أرضية ^{[ 33 ]} أو في منصات اختبار تجريبية مخصصة ^{[ 34 ] .}

في صناعة الطيران والفضاء ،تُعرف الأشكال المسننة أو "المسننة" الموجودة على الحواف الخلفية لبعض حاضنات محركات الطائرات النفاثة وفوهات العادم ^{[ 35 ]} 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. ^{[ 35 ] [ 36 ]} تعاقدت وكالة ناسا مع شركتي جنرال إلكتريك وبرات آند ويتني للبحث والتطوير في أساليب المزج في منتصف التسعينيات وأوائل الألفية الثانية. ^{[ 36 ]} 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). ^{[ 37 ]} 

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 ، ^{[ 43} ] ونسبة التفاف تبلغ 6:1. ^{[ 44 ]} 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. ^{[ 45 ]}    

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". ^{[ 47 ]}

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. ^{[ 48 ]} 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 يجمع هذا المحرك بين خصائص المحرك التوربيني المروحي من حيث انخفاض الضوضاء وقوة الدفع العالية عند الإقلاع، بالإضافة إلى كفاءة الدفع العالية للمحرك التوربيني المروحي عند سرعات الطيران دون الصوتية. كما يُفترض أن يتمتع بكفاءة الدفع العالية للمحرك النفاث التوربيني عند سرعات الطيران فوق الصوتية. ^{[ 49 ]}

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. ^{[ 50 ]} 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. ^{[ 51 ]} 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 قدرة 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. تستخدم بعض المحركات التوربينية المروحية المدنية ذات نسبة الالتفافية العالية فوهةً ذات نسبة مساحة منخفضة للغاية (أقل من 1.01)، متقاربة-متباعدة، على تيار الالتفافية (أو تيار العادم المختلط)، للتحكم في خط عمل المروحة. تعمل الفوهة كما لو كانت ذات هندسة متغيرة. عند سرعات الطيران المنخفضة، تكون الفوهة غير مسدودة (أقل من عدد ماخ يساوي واحدًا)، لذا يتسارع غاز العادم عند اقترابه من عنق الفوهة ثم يتباطأ قليلاً عند وصوله إلى الجزء المتباعد. ونتيجةً لذلك، تتحكم مساحة مخرج الفوهة في توافق المروحة، ولأنها أكبر من مساحة عنق الفوهة، فإنها تسحب خط عمل المروحة قليلاً بعيدًا عن منطقة التذبذب. عند سرعات الطيران العالية، يؤدي ارتفاع ضغط الهواء في المدخل إلى زيادة نسبة ضغط الفوهة إلى النقطة التي يصبح فيها عنق الفوهة مسدودًا (عدد ماخ = 1.0). في ظل هذه الظروف، تحدد مساحة عنق الفوهة توافق المروحة، ولأنها أصغر من مساحة المخرج، فإنها تدفع خط عمل المروحة قليلاً نحو منطقة التذبذب. لا يمثل هذا مشكلة، لأن هامش تذبذب المروحة يكون أفضل بكثير عند سرعات الطيران العالية.
5. يتم توضيح سلوك التوربينات المروحية خارج نطاق التصميم من خلال خريطة الضاغط وخريطة التوربين .
6. نظرًا لأن محركات التوربينات النفاثة المدنية الحديثة تعمل بقوة دفع نوعية منخفضة، فإنها لا تتطلب سوى مرحلة مروحة واحدة لتوليد نسبة ضغط المروحة المطلوبة. وعادةً ما يتم تحقيق نسبة الضغط الإجمالية المطلوبة لدورة المحرك من خلال مراحل محورية متعددة على ضغط القلب. تميل شركة رولز رويس إلى تقسيم ضغط القلب إلى قسمين، حيث يقوم ضغط وسيط (IP) بشحن ضاغط الضغط العالي (HP) بشكل فائق، ويتم تشغيل كلا الوحدتين بواسطة توربينات أحادية المرحلة، مثبتة على أعمدة منفصلة. ونتيجةً لذلك، يحتاج ضاغط الضغط العالي إلى توليد نسبة ضغط متواضعة فقط (على سبيل المثال، حوالي 4.5:1). تستخدم المحركات المدنية الأمريكية نسب ضغط أعلى بكثير لضاغط الضغط العالي (على سبيل المثال، حوالي 23:1 في محرك جنرال إلكتريك GE90 )، وعادةً ما يتم تشغيلها بواسطة توربين ضغط عالي ثنائي المراحل. ومع ذلك، عادةً ما توجد بضع مراحل محورية للضغط الوسيط مثبتة على عمود الضغط المنخفض، خلف المروحة، لزيادة شحن نظام ضغط القلب بشكل فائق. تحتوي المحركات المدنية على توربينات ضغط منخفض متعددة المراحل، ويتم تحديد عدد المراحل من خلال نسبة التجاوز، ومقدار ضغط الضغط المتوسط ​​على عمود الضغط المنخفض وسرعة شفرة توربين الضغط المنخفض.
7. نظرًا لأن المحركات العسكرية عادةً ما تتطلب القدرة على الطيران بسرعات عالية جدًا على مستوى سطح البحر، فإن الحد الأقصى لدرجة حرارة ضاغط الضغط العالي يُبلغ عند نسبة ضغط إجمالية تصميمية متواضعة نسبيًا، مقارنةً بالمحركات المدنية. كما أن نسبة ضغط المروحة تكون مرتفعة نسبيًا لتحقيق قوة دفع نوعية متوسطة إلى عالية. ونتيجةً لذلك، تحتوي المحركات التوربينية المروحية العسكرية الحديثة عادةً على خمس أو ست مراحل ضاغط ضغط عالي فقط، وتتطلب توربين ضغط عالي أحادي المرحلة. أما المحركات التوربينية المروحية العسكرية ذات نسبة الالتفاف المنخفضة، فتحتوي عادةً على مرحلة توربين ضغط منخفض واحدة، بينما تحتاج المحركات ذات نسبة الالتفاف الأعلى إلى مرحلتين. نظريًا، بإضافة مراحل ضاغط ضغط متوسط، يمكن استخدام ضاغط الضغط العالي في محرك توربيني مروحي عسكري حديث في محرك توربيني مروحي مدني، ولكن قلب الضاغط سيكون صغيرًا جدًا بالنسبة لتطبيقات الدفع العالي.

Aerodynamics is a mix of subsonic, transonic and supersonic airflow on a single fan/gas compressor blade in a modern turbofan. The airflow past the blades must be maintained within close angular limits to keep the air flowing against an increasing pressure. Otherwise air will be rejected back out of the intake.^[52]

The Full Authority Digital Engine Control (FADEC) needs accurate data for controlling the engine. The critical turbine inlet temperature (TIT) is too harsh an environment, at up to 1,090 °C (2,000 °F)^[53] and 17 bar (250 psi), for reliable sensors. Therefore, during development of a new engine type a relation is established between a more easily measured temperature like exhaust gas temperature and the TIT. Monitoring the exhaust gas temperature is then used to make sure the engine does not run too hot.^[52]

A turbine blade is subjected to 1,040–1,090 °C (1,900–2,000 °F), not far from the melting point of the alloys used.^[53] Exotic alloys, sophisticated air cooling schemes and special mechanical design are needed to keep the physical stresses within the strength of the material.

Fan blades have been growing as jet engines have been getting bigger: each fan blade carries the equivalent of nine double-decker buses and swallows air the equivalent volume of a squash court every second. Advances in computational fluid dynamics (CFD) modelling have permitted complex, 3D curved shapes with very wide chord, keeping the fan capabilities while minimizing the blade count to lower costs. Coincidentally, the bypass ratio grew to achieve higher propulsive efficiency and the fan diameter increased.^[54]

Rolls-Royce pioneered the hollow, titanium wide-chord fan blade in the 1980s for aerodynamic efficiency and foreign object damage resistance in the RB211 then for the Trent. GE Aviation introduced carbon fiber composite fan blades on the GE90 in 1995, manufactured since 2017 with a carbon-fiber tape-layer process. GE partner Safran developed a 3D woven technology with Albany Composites for the CFM56 and CFM LEAP engines.^[54]

Engine cores are shrinking as they operate at higher pressure ratios and become more efficient and smaller compared to the fan as bypass ratios increase. Blade tip clearances are more difficult to maintain at the exit of the high-pressure compressor where blades are 0.5 in (13 mm) high or less; backbone bending further affects clearance control as the core is proportionately longer and thinner and the fan to low-pressure turbine driveshaft space is constrained within the core.^[55]

Pratt & Whitney VP technology and environment Alan Epstein argued "Over the history of commercial aviation, we have gone from 20% to 40% [cruise efficiency], and there is a consensus among the engine community that we can probably get to 60%".^[56]

Geared turbofans and further fan pressure ratio reductions may continue to improve propulsive efficiency. The second phase of the FAA's Continuous Lower Energy, Emissions and Noise (CLEEN) program is targeting for the late 2020s reductions of 33% fuel burn, 60% emissions and 32 dB EPNdb noise compared with the 2000s state-of-the-art.^[57] In summer 2017 at NASA Glenn Research Center in Cleveland, Ohio, Pratt has finished testing a very-low-pressure-ratio fan on a PW1000G, resembling an open rotor with fewer blades than the PW1000G's 20.^[56]

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. ^{[ 56 ]}

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 يمثل تحديًا. ^{[ 56 ]}

بالنسبة لشركة GE Aviation ، لا تزال كثافة الطاقة في وقود الطائرات النفاثة تُحقق أقصى مدى ممكن وفقًا لمعادلة بريغيه ، 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 ، سيتم استخدام 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%. ^{[ 56 ]}

تعمل الأجزاء الدوارة والثابتة المصنوعة من مركبات المصفوفة الخزفية (CMC) في 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. وسيزداد 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. ^{[ 56 ]}  

تهدف شركة رولز رويس بي إل سي إلى تحقيق نسبة ضغط 60:1 لقلب محرك 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 الطباعة ثلاثية الأبعاد في تطوير المبردات البينية والمستردات الحرارية . كما يُمكن دمج تكامل هيكل الطائرة بشكل أوثق والطائرات الهجينة أو الكهربائية مع التوربينات الغازية. ^{[ 56 ]}    

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) ^{[ 58 ] .}    

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. ^{[ 59 ]}

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%. ^{[ 60 ]}