Turbokipas

Turbokipas juga disebut Turbofan atau fanjet adalah sebuah tipe mesin jet pesawat terbang yang mirip dengan mesin turbojet. Mesin ini umumnya terdiri dari sebuah kipas internal dengan sebuah turbojet kecil yang terpasang dibelakangnya untuk menggerakkan kipas tersebut. Aliran udara yang masuk melalui kipas ini melewati turbojet, di mana sebagian kecil udara itu dibakar untuk menghidupi kipas, dan sisa udara digunakan untuk menghasilkan dorongan.

Semua mesin jet yang digunakan untuk pesawat jet komersial masa kini adalah mesin turbokipas. Mesin ini lebih banyak digunakan karena sangat efisien dan relatif menghasilkan suara yang lebih kecil. Kata "turbofan" adalah kombinasi referensi ke teknologi mesin generasi sebelumnya dari turbojet dan tahap kipas tambahan. Ini terdiri dari mesin turbin gas yang memperoleh energi mekanis dari pembakaran, dan kipas saluran yang menggunakan energi mekanis dari turbin gas untuk memaksa udara ke belakang. Jadi, sementara semua udara yang diambil oleh turbojet melewati ruang pembakaran dan turbin, dalam turbofan sebagian dari udara itu melewati komponen-komponen ini. Dengan demikian, turbofan dapat dianggap sebagai turbojet yang digunakan untuk menggerakkan kipas saluran, dengan keduanya berkontribusi pada daya dorong.

Rasio aliran massa udara yang melewati inti mesin dengan aliran massa udara yang melewati inti disebut sebagai rasio bypass. Mesin menghasilkan dorongan melalui kombinasi kedua bagian ini yang bekerja bersama. Mesin yang menggunakan lebih banyak dorongan jet relatif terhadap dorongan kipas dikenal sebagai turbofan bypass rendah ; sebaliknya yang memiliki dorongan kipas yang jauh lebih besar daripada dorongan jet dikenal sebagai bypass tinggi. Sebagian besar mesin jet penerbangan komersial yang digunakan adalah tipe bypass tinggi, dan sebagian besar mesin tempur modern adalah bypass rendah.Afterburner digunakan pada mesin turbofan bypass rendah dengan pencampuran bypass dan inti sebelum afterburner.

Turbofan modern memiliki kipas satu tahap yang besar atau kipas yang lebih kecil dengan beberapa tahap. Konfigurasi awal menggabungkan turbin tekanan rendah dan kipas dalam satu unit yang dipasang di belakang.^[1]^[2]^[3]^[4]

Turbofan modern memiliki kipas satu tahap yang besar atau kipas yang lebih kecil dengan beberapa tahap. Konfigurasi awal menggabungkan turbin tekanan rendah dan kipas dalam satu unit yang dipasang di belakang.

Perkenalan

Untuk menggerakkan pesawat di udara, daya dorong dihasilkan oleh semacam sistem propulsi. Sebagian besar pesawat terbang modern menggunakan mesin turbofan karena daya dorongnya yang tinggi dan efisiensi bahan bakar yang baik.

Mesin turbofan adalah variasi paling modern dari mesin turbin gas dasar. Pada mesin turbofan, mesin inti dikelilingi oleh kipas di bagian depan dan turbin tambahan di bagian belakang. Kipas dan turbin kipas terdiri dari banyak bilah, seperti kompresor inti dan turbin inti, dan terhubung ke poros tambahan. Seperti halnya kompresor inti dan turbin, beberapa bilah kipas berputar bersama poros dan beberapa bilah tetap diam. Poros kipas melewati poros inti karena alasan mekanis. Jenis pengaturan ini disebut mesin dua kumparan (satu "kumparan" untuk kipas, satu "kumparan" untuk inti.) Beberapa mesin canggih memiliki kumparan tambahan untuk efisiensi yang lebih tinggi.

Udara yang masuk ditangkap oleh saluran masuk mesin. Sebagian udara yang masuk melewati kipas dan terus berlanjut ke kompresor inti dan kemudian pembakar, tempat udara tersebut dicampur dengan bahan bakar dan pembakaran terjadi. Buangan panas melewati turbin inti dan kipas lalu keluar melalui nosel, seperti pada turbojet dasar. Sisa udara yang masuk melewati kipas dan melewati, atau berputar di sekitar mesin, seperti udara yang melewati baling-baling. Udara yang melewati kipas memiliki kecepatan yang sedikit meningkat dari aliran bebas. Jadi, turbofan mendapatkan sebagian daya dorongnya dari inti dan sebagian daya dorongnya dari kipas. Rasio udara yang berputar di sekitar mesin dengan udara yang melewati inti disebut rasio bypass.

Karena laju aliran bahan bakar untuk inti hanya berubah sedikit dengan penambahan kipas, turbofan menghasilkan lebih banyak daya dorong untuk jumlah bahan bakar yang hampir sama yang digunakan oleh inti. Ini berarti bahwa turbofan sangat hemat bahan bakar. Faktanya, turbofan dengan rasio bypass tinggi hampir sama hemat bahan bakarnya dengan turboprop. Karena kipas tertutup oleh saluran masuk dan terdiri dari banyak bilah, ia dapat beroperasi secara efisien pada kecepatan yang lebih tinggi daripada baling-baling sederhana. Itulah sebabnya turbofan ditemukan pada transportasi kecepatan tinggi dan baling-baling digunakan pada transportasi kecepatan rendah. Turbofan dengan rasio bypass rendah masih lebih hemat bahan bakar daripada turbojet dasar. Banyak pesawat tempur modern yang benar-benar menggunakan turbofan dengan rasio bypass rendah yang dilengkapi dengan afterburner. Mereka kemudian dapat melaju dengan efisien tetapi masih memiliki daya dorong yang tinggi saat dogfight. Meskipun pesawat tempur dapat terbang jauh lebih cepat daripada kecepatan suara, udara yang masuk ke mesin harus bergerak kurang dari kecepatan suara untuk efisiensi tinggi. Oleh karena itu, saluran masuk pesawat memperlambat udara dari kecepatan supersonik.

Prinsip

Turbofan diciptakan untuk meningkatkan konsumsi bahan bakar turbojet. Turbofan mencapai hal ini dengan mendorong lebih banyak udara, sehingga meningkatkan massa dan menurunkan kecepatan jet pendorong dibandingkan dengan turbojet. Hal ini dilakukan secara mekanis dengan menambahkan kipas saluran daripada menggunakan gaya viskos. Ejektor vakum digunakan bersama dengan kipas seperti yang pertama kali dibayangkan oleh penemu Frank Whittle.

Whittle membayangkan kecepatan terbang 500 mph dalam paten Inggrisnya pada bulan Maret 1936 nomor 471.368 "Perbaikan yang berkaitan dengan propulsi pesawat", di mana ia menjelaskan prinsip-prinsip di balik turbofan, meskipun tidak disebut demikian pada saat itu. Sementara turbojet menggunakan gas dari siklus termodinamikanya sebagai jet pendorongnya, untuk kecepatan pesawat di bawah 500 mph ada dua penalti pada desain ini yang diatasi oleh turbofan.^[5]^[6]^[7]^[8]^[9]

Pertama, energi yang dibutuhkan untuk dorongan tertentu meningkat saat Anda mendorong udara buangan pada kecepatan yang lebih tinggi, sehingga efisiensinya dapat ditingkatkan dengan mengalihkan energi untuk mendorong udara dalam jumlah yang lebih besar pada kecepatan yang lebih rendah daripada inti. Turbofan mencapai hal ini dengan menggunakan turbin tambahan untuk menggerakkan kipas saluran guna meniupkan udara yang melewati inti berkecepatan tinggi. Dengan dorongan inti yang lebih rendah, sebagian besar dorongan sekarang berasal dari massa besar udara pintas berkecepatan rendah, yang menghasilkan dorongan yang sama dengan pembakaran bahan bakar yang berkurang.

Hukuman lainnya adalah bahwa pembakaran menjadi kurang efisien pada kecepatan yang lebih rendah. Setiap tindakan untuk mengurangi konsumsi bahan bakar mesin dengan meningkatkan rasio tekanan atau suhu turbin untuk mencapai pembakaran yang lebih baik menyebabkan peningkatan tekanan dan suhu yang sesuai di saluran pembuangan yang pada gilirannya menyebabkan kecepatan gas yang lebih tinggi dari nosel pendorong (dan KE yang lebih tinggi dan bahan bakar yang terbuang). Meskipun mesin akan menggunakan lebih sedikit bahan bakar untuk menghasilkan satu pon daya dorong, lebih banyak bahan bakar yang terbuang dalam jet pendorong yang lebih cepat. Dengan kata lain, independensi efisiensi termal dan propulsi, seperti yang ada dengan kombinasi mesin piston/baling-baling yang mendahului turbojet, hilang. Sebaliknya, Roth menganggap mendapatkan kembali independensi ini sebagai satu-satunya fitur terpenting dari turbofan yang memungkinkan daya dorong spesifik dipilih secara independen dari siklus generator gas.

Substansi kerja dari siklus termodinamika adalah satu-satunya massa yang dipercepat untuk menghasilkan daya dorong dalam turbojet yang merupakan batasan serius (konsumsi bahan bakar tinggi) untuk kecepatan pesawat di bawah supersonik. Untuk kecepatan penerbangan subsonik, kecepatan jet pendorong harus dikurangi karena ada harga yang harus dibayar dalam menghasilkan daya dorong. Energi yang dibutuhkan untuk mempercepat gas di dalam mesin (peningkatan energi kinetik) dikeluarkan dengan dua cara, dengan menghasilkan perubahan momentum (yaitu gaya), dan bangun yang merupakan konsekuensi yang tidak dapat dihindari dari menghasilkan daya dorong oleh mesin bernapas udara (atau baling-baling). Kecepatan bangun, dan bahan bakar yang dibakar untuk memproduksinya, dapat dikurangi dan daya dorong yang dibutuhkan tetap dipertahankan dengan meningkatkan massa yang dipercepat. Turbofan melakukan ini dengan mentransfer energi yang tersedia di dalam mesin, dari generator gas, ke kipas saluran yang menghasilkan massa udara tambahan kedua yang dipercepat.

Pemindahan energi dari inti ke udara bypass menghasilkan gas bertekanan dan bersuhu lebih rendah yang memasuki nosel inti (kecepatan pembuangan lebih rendah), dan udara bypass bertekanan dan bersuhu lebih tinggi yang dihasilkan kipas memasuki nosel kipas. Jumlah energi yang dipindahkan bergantung pada seberapa besar kenaikan tekanan yang dirancang untuk dihasilkan kipas (rasio tekanan kipas). Pertukaran energi terbaik (konsumsi bahan bakar terendah) antara kedua aliran, dan bagaimana kecepatan jet dibandingkan, bergantung pada seberapa efisien pemindahan berlangsung yang bergantung pada kerugian pada turbin kipas dan kipas.

Aliran kipas memiliki kecepatan pembuangan yang lebih rendah, memberikan dorongan yang jauh lebih besar per unit energi (dorongan spesifik yang lebih rendah). Kedua aliran udara berkontribusi pada dorongan kotor mesin. Udara tambahan untuk aliran pintas meningkatkan hambatan ram di tabung aliran pemasukan udara, tetapi masih ada peningkatan yang signifikan dalam dorongan bersih. Kecepatan pembuangan efektif keseluruhan dari dua jet pembuangan dapat dibuat lebih dekat ke kecepatan terbang pesawat subsonik normal dan mendekati efisiensi Froude yang ideal. Turbofan mempercepat massa udara yang lebih besar lebih lambat, dibandingkan dengan turbojet yang mempercepat jumlah yang lebih kecil lebih cepat, yang merupakan cara yang kurang efisien untuk menghasilkan dorongan yang sama (lihat bagian efisiensi di bawah).

Rasio aliran massa udara yang melewati inti mesin dibandingkan dengan aliran massa udara yang melewati inti disebut sebagai rasio bypass. Mesin dengan daya dorong jet lebih besar relatif terhadap daya dorong kipas dikenal sebagai turbofan bypass rendah, sedangkan yang memiliki daya dorong kipas jauh lebih besar daripada daya dorong jet dikenal sebagai bypass tinggi. Sebagian besar mesin jet penerbangan komersial yang digunakan adalah bypass tinggi, dan sebagian besar mesin tempur modern adalah bypass rendah. Afterburner digunakan pada turbofan bypass rendah pada pesawat tempur.^[10]^[11]^[12]

Rasio bypass

Rasio bypass (BPR) dari mesin turbofan adalah rasio antara laju aliran massa aliran bypass dengan laju aliran massa yang memasuki inti. Rasio bypass sebesar 6, misalnya, berarti 6 kali lebih banyak udara yang melewati saluran bypass dibandingkan jumlah yang melewati ruang bakar.

Mesin turbofan biasanya dijelaskan dalam bentuk BPR, yang bersama dengan rasio tekanan keseluruhan, suhu saluran masuk turbin, dan rasio tekanan kipas merupakan parameter desain yang penting. Selain itu, BPR dikutip untuk instalasi turboprop dan kipas unducted karena efisiensi propulsifnya yang tinggi memberi mereka karakteristik efisiensi keseluruhan dari turbofan bypass yang sangat tinggi. Hal ini memungkinkan mereka untuk ditampilkan bersama dengan turbofan pada plot yang menunjukkan tren pengurangan konsumsi bahan bakar spesifik (SFC) dengan peningkatan BPR. BPR juga dapat dikutip untuk instalasi kipas angkat di mana aliran udara kipas jauh dari mesin dan tidak mengalir melewati inti mesin.^[13]^[14]^[15]^[16]

Dengan mempertimbangkan inti konstan (yaitu rasio tekanan tetap dan suhu masuk turbin), kecepatan inti dan jet bypass sama dan kondisi penerbangan tertentu (yaitu nomor Mach dan ketinggian) konsumsi bahan bakar per lb daya dorong (sfc) berkurang dengan peningkatan BPR. Pada saat yang sama daya dorong kotor dan bersih meningkat, tetapi dengan jumlah yang berbeda. Ada potensi yang cukup besar untuk mengurangi konsumsi bahan bakar untuk siklus inti yang sama dengan meningkatkan BPR. Hal ini dicapai karena pengurangan dalam pon daya dorong per lb/detik aliran udara (daya dorong spesifik) dan pengurangan yang dihasilkan dalam energi kinetik yang hilang dalam jet (peningkatan efisiensi propulsi).

Jika semua tenaga gas dari turbin gas diubah menjadi energi kinetik dalam nosel pendorong, pesawat paling cocok untuk kecepatan supersonik tinggi. Jika semuanya ditransfer ke massa udara besar yang terpisah dengan energi kinetik rendah, pesawat paling cocok untuk kecepatan nol (melayang). Untuk kecepatan di antaranya, tenaga gas dibagi antara aliran udara terpisah dan aliran nosel turbin gas itu sendiri dalam proporsi yang memberikan kinerja pesawat yang dibutuhkan. Pertukaran antara aliran massa dan kecepatan juga terlihat dengan baling-baling dan rotor helikopter dengan membandingkan pemuatan cakram dan pemuatan daya. Misalnya, berat helikopter yang sama dapat didukung oleh mesin berdaya tinggi dan rotor berdiameter kecil atau, untuk bahan bakar yang lebih sedikit, mesin berdaya lebih rendah dan rotor lebih besar dengan kecepatan lebih rendah melalui rotor.

Bypass biasanya mengacu pada pemindahan daya gas dari turbin gas ke aliran udara bypass untuk mengurangi konsumsi bahan bakar dan kebisingan jet. Atau, mungkin ada persyaratan untuk mesin afterburning di mana satu-satunya persyaratan untuk bypass adalah menyediakan udara pendingin. Ini menetapkan batas bawah untuk BPR dan mesin ini disebut turbojet "bocor" atau continuous bleed (General Electric YJ-101 BPR 0,25) dan turbojet BPR rendah (Pratt & Whitney PW1120). BPR rendah (0,2) juga telah digunakan untuk menyediakan margin lonjakan serta pendinginan afterburner untuk Pratt & Whitney J58.^[17]^[18]^[19]^[20]

Dampak rasio terhadap daya dorong

Tingkat rasio, dicatat $\lambda$ , sesuai dengan rasio laju aliran massa aliran sekunder terhadap aliran primer: $\lambda ={\dot {m_{2}}}/{\dot {m_{1}}}$ .

Dorongan turbojet aliran ganda kemudian didefinisikan oleh

$F={\dot {m_{s}}}V_{s}-{\dot {m_{e}}}V_{e}+\lambda {\dot {m_{1}}}V_{2}$

dan memperhitungkan tingkat pengenceran, dengan

$F$ gaya (N)
$V$ kecepatan aliran (m/s)
${\dot {m}}$ laju aliran massa (kg/s)

dan dimana indeksnya $s$ mengacu pada output, $e$ di pintu masuk, dan $1$ dan $2$ masing-masing ke aliran utama dan aliran sekunder.

Oleh karena itu daya dorongnya sebanding dengan rasio pengenceran, dan aliran sekunder memungkinkan peningkatan aliran yang melewati mesin sambil menolak udara dingin.

Hal ini menjelaskan minat dalam meningkatkan laju pengenceran 21, 22.

Efisiensi propulsif

Efisiensi propulsi turbojet didefinisikan sebagai rasio daya yang dihasilkan oleh turbojet terhadap daya yang dihasilkan oleh jet:

\eta _{p}={\frac {F.V_{e}}{{\frac {1}{2}}{\dot {m}}(V_{s}^{2}-V_{e}^{2})}}={\frac {2V_{e}}{V_{e}+V_{s}}}={\frac {V_{e}}{V_{e}+{\frac {1}{2}}{\frac {F}{\dot {m}}}}}

di mana kecepatan keluar adalah rata-rata tertimbang dari laju aliran massa aliran primer dan sekunder.

Mesin propeller paling efisien untuk kecepatan rendah, mesin turbojet untuk kecepatan tinggi, dan mesin turbofan di antara keduanya. Turbofan adalah mesin paling efisien dalam kisaran kecepatan sekitar 500 hingga 1.000 km/jam (270 hingga 540 knot; 310 hingga 620 mil/jam), kecepatan yang digunakan sebagian besar pesawat komersial.^[21]^[22]

Dalam mesin turbojet (zero-bypass), gas buang bersuhu tinggi dan bertekanan tinggi dipercepat saat mengalami ekspansi melalui nosel pendorong dan menghasilkan semua daya dorong. Kompresor menyerap daya mekanis yang dihasilkan oleh turbin. Dalam desain bypass, turbin tambahan menggerakkan kipas saluran yang mempercepat udara ke belakang dari depan mesin. Dalam desain high-bypass, kipas saluran dan nosel menghasilkan sebagian besar daya dorong. Turbofan terkait erat dengan turboprop pada prinsipnya karena keduanya mentransfer sebagian daya gas turbin gas, menggunakan mesin tambahan, ke aliran bypass yang menyisakan lebih sedikit untuk nosel panas untuk diubah menjadi energi kinetik. Turbofan mewakili tahap peralihan antara turbojet, yang memperoleh semua daya dorongnya dari gas buang, dan turbo-prop yang memperoleh daya dorong minimal dari gas buang (biasanya 10% atau kurang). Mengekstrak daya poros dan mentransfernya ke aliran bypass memperkenalkan kerugian ekstra yang lebih dari sekadar dibuat oleh efisiensi propulsi yang ditingkatkan. Turboprop pada kecepatan terbang terbaiknya memberikan penghematan bahan bakar yang signifikan dibandingkan dengan turbojet meskipun turbin tambahan, kotak roda gigi dan baling-baling ditambahkan ke nosel pendorong turbojet yang memiliki kerugian rendah. Turbofan memiliki kerugian tambahan dari jumlah tahap/bilah kompresor, kipas dan saluran pintas yang lebih banyak.^[23]^[24]

Efisiensi Froude, atau efisiensi pendorong, dapat didefinisikan sebagai:

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

Di mana:

$V j$ = kecepatan jet ekuivalen dorong
$V a$ = kecepatan pesawat

Thrust daya dorong

Sementara mesin turbojet menggunakan seluruh tenaga mesin untuk menghasilkan daya dorong dalam bentuk semburan gas buang panas berkecepatan tinggi, udara pintas dingin berkecepatan rendah pada turbofan menghasilkan antara 30% dan 70% dari total daya dorong yang dihasilkan oleh sistem turbofan.^[25]

Dorongan (F_N) yang dihasilkan oleh turbofan tergantung pada kecepatan buang efektif dari total gas buang, seperti pada mesin jet lainnya, namun karena terdapat dua jet buang maka persamaan dorong dapat diperluas menjadi:^[26]

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

Di mana:

$• m e$ = laju massa aliran gas buang hasil pembakaran panas dari inti mesin
$• m o$ = laju massa aliran udara total yang masuk ke turbofan = $• m c + • m f$
$• m c$ = laju massa udara masuk yang mengalir ke inti mesin
$• m f$ = laju massa udara masuk yang melewati mesin inti
$v f$ = kecepatan aliran udara yang melewati inti mesin
$v he$ = kecepatan gas buang panas dari inti mesin
$v o$ = kecepatan total udara yang masuk = kecepatan udara sebenarnya dari pesawat
$BPR$ = rasio bypass

Nozel

Sistem nosel saluran dingin dan saluran inti relatif rumit karena penggunaan dua aliran gas buang yang terpisah. Pada mesin bypass tinggi, kipas terletak di saluran pendek di dekat bagian depan mesin dan biasanya memiliki nosel dingin konvergen, dengan ekor saluran membentuk nosel rasio tekanan rendah yang dalam kondisi normal akan tersedak sehingga menciptakan pola aliran supersonik di sekitar inti. Nosel inti lebih konvensional, tetapi menghasilkan lebih sedikit daya dorong, dan tergantung pada pilihan desain, seperti pertimbangan kebisingan, mungkin tidak tersedak. Pada mesin bypass rendah, kedua aliran dapat bergabung di dalam saluran, dan berbagi nosel umum, yang dapat dilengkapi dengan afterburner.^[27]

Noise kebisingan

Sebagian besar aliran udara melalui turbofan bypass tinggi adalah aliran bypass kecepatan rendah: bahkan ketika dikombinasikan dengan knalpot mesin kecepatan jauh lebih tinggi, kecepatan knalpot rata-rata jauh lebih rendah daripada turbojet murni. Kebisingan mesin turbojet sebagian besar adalah kebisingan jet dari kecepatan knalpot tinggi. Oleh karena itu, mesin turbofan secara signifikan lebih tenang daripada jet murni dengan daya dorong yang sama, dan kebisingan jet bukan lagi sumber yang dominan. Kebisingan mesin turbofan menyebar baik ke hulu melalui saluran masuk dan ke hilir melalui nosel primer dan saluran bypass. Sumber kebisingan lainnya adalah kipas, kompresor, dan turbin.

Pesawat komersial modern menggunakan mesin rasio bypass tinggi (HBPR) dengan sistem pembuangan saluran pendek, aliran terpisah, dan tidak bercampur. Kebisingan mereka saat lepas landas terutama berasal dari kipas dan jet. Sumber utama kebisingan jet adalah pencampuran turbulen lapisan geser dalam pembuangan mesin. Lapisan geser ini mengandung ketidakstabilan yang menyebabkan pusaran turbulen yang menghasilkan fluktuasi tekanan yang bertanggung jawab atas suara. Untuk mengurangi kebisingan yang terkait dengan aliran jet, industri kedirgantaraan telah berupaya mengganggu turbulensi lapisan geser dan mengurangi keseluruhan kebisingan yang dihasilkan.^[28]^[29]^[30]^[31]^[32]^[33]^[34]

Kebisingan kipas dapat berasal dari interaksi antara gelombang bilah kipas dengan medan tekanan bilah stator keluaran kipas di hilir. Kebisingan ini dapat diminimalkan dengan jarak aksial yang memadai antara tepi belakang bilah dan pintu masuk stator. Pada kecepatan mesin yang tinggi, seperti saat lepas landas, gelombang kejut dari ujung kipas supersonik, karena sifatnya yang tidak seimbang, menghasilkan kebisingan yang sifatnya tidak selaras yang dikenal sebagai kebisingan "gergaji mesin".

Semua mesin turbofan modern memiliki lapisan akustik di nacelle untuk meredam kebisingannya. Lapisan ini meluas hingga menutupi area permukaan yang paling luas. Kinerja akustik mesin dapat dievaluasi secara eksperimental melalui uji coba di darat atau di rig uji eksperimental khusus.

Dalam industri kedirgantaraan,chevron adalah pola "gigi gergaji" pada tepi belakang beberapa nosel mesin jet yang digunakan untuk mengurangi kebisingan. Tepi yang dibentuk menghaluskan pencampuran udara panas dari inti mesin dan udara dingin yang mengalir melalui kipas mesin, yang mengurangi turbulensi yang menimbulkan kebisingan. Chevron dikembangkan oleh GE berdasarkan kontrak NASA. Beberapa contoh desain seperti itu adalah Boeing 787 dan Boeing 747-8 – pada mesin Rolls-Royce Trent 1000 dan General Electric GEnx.^[35] or in dedicated experimental test rigs.^[36]^[37]^[38]

Sejarah

Mesin turbojet awal tidak terlalu hemat bahan bakar karena rasio tekanan keseluruhan dan suhu saluran masuk turbin sangat dibatasi oleh teknologi dan bahan yang tersedia saat itu.

Mesin turbofan pertama, yang hanya dijalankan di tempat pengujian, adalah Daimler-Benz DB 670 Jerman, yang diberi nama 109-007 oleh RLM (Kementerian Penerbangan) Jerman, dengan tanggal uji coba pertama pada 27 Mei 1943, setelah pengujian turbomachinery menggunakan motor listrik, yang telah dilakukan pada 1 April 1943. Pengembangan mesin tersebut ditinggalkan karena masalahnya belum terpecahkan, karena situasi perang semakin memburuk bagi Jerman.

Pada tahun 1943, Inggris menguji coba Metrovick F.3 turbofan, yang menggunakan turbojet Metrovick F.2 sebagai generator gas dengan pembuangan gas buang ke modul kipas belakang berpasangan dekat yang terdiri dari sistem turbin LP kontra-rotasi yang menggerakkan dua kipas kontra-rotasi koaksial.^[39]^[40]^[41]

Material yang lebih baik dan pengenalan kompresor kembar, seperti pada mesin Bristol Olympus, dan Pratt & Whitney JT3C, meningkatkan rasio tekanan keseluruhan dan dengan demikian meningkatkan efisiensi termodinamika mesin. Mesin-mesin ini juga memiliki efisiensi propulsi yang buruk, karena turbojet murni memiliki daya dorong spesifik yang tinggi/kecepatan buang yang tinggi, yang lebih cocok untuk penerbangan supersonik.

Mesin turbofan low-bypass asli dirancang untuk meningkatkan efisiensi propulsi dengan mengurangi kecepatan gas buang ke nilai yang mendekati kecepatan pesawat. Rolls -Royce Conway, turbofan produksi pertama di dunia, memiliki rasio bypass sebesar 0,3, mirip dengan mesin pesawat tempur General Electric F404 modern. Mesin turbofan sipil tahun 1960-an, seperti Pratt & Whitney JT8D dan Rolls-Royce Spey, memiliki rasio bypass mendekati 1 dan mirip dengan mesin militernya.

Pesawat terbang pertama Soviet yang menggunakan mesin turbofan adalah Tupolev Tu-124 yang diperkenalkan pada tahun 1962. Pesawat ini menggunakan Soloviev D-20. Sebanyak 164 pesawat diproduksi antara tahun 1960 dan 1965 untuk Aeroflot dan maskapai penerbangan Blok Timur lainnya, beberapa di antaranya beroperasi hingga awal tahun 1990-an.

Turbofan General Electric pertama adalah CJ805-23 kipas belakang, yang didasarkan pada turbojet CJ805-3. Diikuti oleh mesin CF700 General Electric kipas belakang, dengan rasio bypass 2,0. Ini berasal dari turbojet General Electric J85/CJ610 2.850 lbf (12.700 N) untuk menggerakkan pesawat model Rockwell Sabreliner 75/80 yang lebih besar, serta Dassault Falcon 20, dengan peningkatan daya dorong sekitar 50% menjadi 4.200 lbf (19.000 N). CF700 adalah turbofan kecil pertama yang disertifikasi oleh Federal Aviation Administration (FAA). Pada suatu waktu ada lebih dari 400 pesawat CF700 yang beroperasi di seluruh dunia, dengan basis pengalaman lebih dari 10 juta jam layanan. Mesin turbofan CF700 juga digunakan untuk melatih astronot yang akan ke Bulan dalam Proyek Apollo sebagai pembangkit tenaga untuk Wahana Penelitian Pendaratan Bulan.^[42]^[43]

Bentuk umum

Turbofan bypass rendah

Turbofan dengan daya dorong spesifik tinggi/rasio bypass rendah biasanya memiliki kipas multitahap di belakang bilah pemandu saluran masuk, yang menghasilkan rasio tekanan yang relatif tinggi dan, dengan demikian, menghasilkan kecepatan buang yang tinggi (campuran atau dingin). Aliran udara inti harus cukup besar untuk memastikan ada daya inti yang cukup untuk menggerakkan kipas. Siklus aliran inti yang lebih kecil/rasio bypass yang lebih tinggi dapat dicapai dengan menaikkan suhu saluran masuk rotor turbin tekanan tinggi (HP).

Untuk mengilustrasikan satu aspek tentang bagaimana turbofan berbeda dari turbojet, perbandingan dapat dilakukan pada aliran udara yang sama (misalnya untuk menjaga asupan yang sama) dan daya dorong bersih yang sama (yaitu daya dorong spesifik yang sama). Aliran pintas dapat ditambahkan hanya jika suhu saluran masuk turbin tidak terlalu tinggi untuk mengimbangi aliran inti yang lebih kecil. Peningkatan di masa mendatang dalam teknologi pendinginan/material turbin dapat memungkinkan suhu saluran masuk turbin yang lebih tinggi, yang diperlukan karena peningkatan suhu udara pendingin, yang dihasilkan dari peningkatan rasio tekanan keseluruhan.

Turbofan yang dihasilkan, dengan efisiensi yang wajar dan kehilangan saluran untuk komponen tambahan, mungkin akan beroperasi pada rasio tekanan nosel yang lebih tinggi daripada turbojet, tetapi dengan suhu pembuangan yang lebih rendah untuk mempertahankan daya dorong bersih. Karena kenaikan suhu di seluruh mesin (asupan ke nosel) akan lebih rendah, aliran bahan bakar (tenaga kering) juga akan berkurang, sehingga menghasilkan konsumsi bahan bakar spesifik (SFC) yang lebih baik.

Beberapa turbofan militer dengan rasio bypass rendah (misalnya F404, JT8D) memiliki baling-baling pemandu saluran masuk variabel untuk mengarahkan udara ke tahap rotor kipas pertama. Hal ini meningkatkan margin lonjakan kipas (lihat peta kompresor).

Pratt & Whitney JT8D yang diproduksi secara luas digunakan pada banyak pesawat jet berbadan sempit awal. Kipas terletak di belakang bilah pemandu saluran masuk.
Soloviev D-30 yang menggerakkan Ilyushin Il-76 dan Il-62M; Mikoyan MiG-31; Xian H-6K dan Y-20
Saturn AL-31 yang menggerakkan Chengdu J-10 dan J-20; Shenyang J-11, J-15 dan J-16; Sukhoi Su-30 dan Su-27
Williams F107 yang menggerakkan Raytheon Rudal jelajah BGM-109 Tomahawk
NPO Saturn AL-55 yang menggerakkan HAL HJT-36 Sitara tertentu
Pratt & Whitney TF-30 yang menggerakkan Grumman F-14 Tomcat
Eurojet EJ200 yang menggerakkan Eurofighter Typhoon
Ishikawajima-Harima F3 yang menggerakkan Kawasaki T-4
GTRE GTX-35VS Kaveri yang dikembangkan oleh GTRE

Turbofan afterburning

Sejak tahun 1970-an, sebagian besar mesin jet tempur adalah turbofan bypass rendah/menengah dengan campuran knalpot, afterburner, dan nosel keluar area variabel. Afterburner adalah pembakar yang terletak di hilir bilah turbin dan langsung di hulu nosel, yang membakar bahan bakar dari injektor bahan bakar khusus afterburner. Saat dinyalakan, sejumlah besar bahan bakar dibakar di afterburner, meningkatkan suhu gas buang secara signifikan, menghasilkan kecepatan buang/dorongan spesifik mesin yang lebih tinggi. Nosel geometri variabel harus terbuka ke area tenggorokan yang lebih besar untuk mengakomodasi volume ekstra dan peningkatan laju aliran saat afterburner dinyalakan. Afterburning sering dirancang untuk memberikan dorongan dorongan yang signifikan untuk lepas landas, akselerasi transonik, dan manuver tempur, tetapi sangat boros bahan bakar. Akibatnya, afterburning hanya dapat digunakan untuk sebagian kecil misi.

Tidak seperti pada mesin utama, di mana suhu stoikiometris dalam ruang bakar harus dikurangi sebelum mencapai turbin, afterburner pada pengisian bahan bakar maksimum dirancang untuk menghasilkan suhu stoikiometris saat masuk ke nosel, sekitar 2.100 K (3.800 °R; 3.300 °F; 1.800 °C). Pada rasio total bahan bakar:udara yang diterapkan tetap, total aliran bahan bakar untuk aliran udara kipas tertentu akan sama, terlepas dari daya dorong spesifik kering mesin. Namun, turbofan dengan daya dorong spesifik tinggi, menurut definisi, akan memiliki rasio tekanan nosel yang lebih tinggi, yang menghasilkan daya dorong bersih afterburning yang lebih tinggi dan, oleh karena itu, konsumsi bahan bakar spesifik (SFC) afterburning yang lebih rendah. Namun, mesin dengan daya dorong spesifik tinggi memiliki SFC kering yang tinggi. Situasinya terbalik untuk turbofan afterburning dengan daya dorong spesifik sedang: yaitu, SFC afterburning buruk/SFC kering baik. Mesin pertama cocok untuk pesawat tempur yang harus tetap dalam kondisi afterburning untuk waktu yang cukup lama, tetapi harus bertempur hanya dalam jarak yang cukup dekat dengan lapangan terbang (misalnya pertempuran lintas batas). Mesin kedua lebih baik untuk pesawat yang harus terbang agak jauh, atau berkeliaran dalam waktu yang lama, sebelum bertempur. Namun, pilot dapat tetap dalam kondisi afterburning hanya untuk waktu yang singkat, sebelum cadangan bahan bakar pesawat menjadi sangat rendah.

Mesin turbofan afterburning produksi pertama adalah Pratt & Whitney TF30, yang awalnya menggerakkan F-111 Aardvark dan F-14 Tomcat. Turbofan militer low-bypass meliputi Pratt & Whitney F119, Eurojet EJ200, General Electric F110, Klimov RD-33, dan Saturn AL-31, yang semuanya memiliki knalpot campuran, afterburner, dan nosel pendorong dengan area variabel.

Turbofan bypass tinggi

Untuk lebih meningkatkan penghematan bahan bakar dan mengurangi kebisingan, hampir semua pesawat jet dan sebagian besar pesawat angkut militer (misalnya, C-17) menggunakan turbofan dengan daya dorong spesifik rendah/rasio bypass tinggi. Mesin ini berevolusi dari turbofan dengan daya dorong spesifik tinggi/rasio bypass rendah yang digunakan pada pesawat tersebut pada tahun 1960-an. Pesawat tempur modern cenderung menggunakan turbofan dengan rasio bypass rendah, dan beberapa pesawat angkut militer menggunakan turboprop.

Dorongan spesifik rendah dicapai dengan mengganti kipas multi-tahap dengan unit satu tahap. Tidak seperti beberapa mesin militer, turbofan sipil modern tidak memiliki bilah pemandu saluran masuk stasioner di depan rotor kipas. Kipas disesuaikan untuk mencapai dorongan bersih yang diinginkan.

Inti (atau generator gas) dari mesin harus menghasilkan daya yang cukup untuk menggerakkan kipas pada rasio aliran massa dan tekanan terukurnya. Peningkatan dalam teknologi material/pendinginan turbin memungkinkan suhu saluran masuk rotor turbin (HP) yang lebih tinggi, yang memungkinkan inti yang lebih kecil (dan lebih ringan), yang berpotensi meningkatkan efisiensi termal inti. Mengurangi aliran massa inti cenderung meningkatkan beban pada turbin LP, sehingga unit ini mungkin memerlukan tahap tambahan untuk mengurangi beban tahap rata-rata dan mempertahankan efisiensi turbin LP. Mengurangi aliran inti juga meningkatkan rasio bypass. Rasio bypass yang lebih besar dari 5:1 semakin umum; Pratt & Whitney PW1000G, yang memasuki layanan komersial pada tahun 2016, mencapai 12,5:1.

Peningkatan lebih lanjut dalam efisiensi termal inti dapat dicapai dengan meningkatkan rasio tekanan keseluruhan inti. Peningkatan aerodinamika bilah dapat mengurangi jumlah tahap kompresor tambahan yang diperlukan, dan stator geometri variabel memungkinkan kompresor rasio tekanan tinggi bekerja tanpa lonjakan pada semua pengaturan katup gas.

Mesin turbofan bypass tinggi (eksperimental) pertama adalah AVCO-Lycoming PLF1A-2, mesin turunan poros turbin Honeywell T55 yang pertama kali dijalankan pada bulan Februari 1962. PLF1A-2 memiliki tahap kipas roda gigi berdiameter 40 inci (100 cm), menghasilkan daya dorong statis sebesar 4.320 lb (1.960 kg), dan memiliki rasio bypass sebesar 6:1. General Electric TF39 menjadi model produksi pertama, yang dirancang untuk memberi tenaga pada pesawat angkut militer Lockheed C-5 Galaxy. Mesin sipil General Electric CF6 menggunakan desain turunan. Turbofan bypass tinggi lainnya adalah Pratt & Whitney JT9D, Rolls-Royce RB211 tiga poros dan CFM International CFM56 ; juga TF34 yang lebih kecil. Mesin turbofan bypass tinggi yang lebih baru termasuk Pratt & Whitney PW4000, Rolls-Royce Trent tiga poros, General Electric GE90 / GEnx dan GP7000, yang diproduksi bersama oleh GE dan P&W. Mesin Pratt & Whitney JT9D adalah mesin jet rasio bypass tinggi pertama yang menggerakkan pesawat berbadan lebar.

Semakin rendah daya dorong spesifik turbofan, semakin rendah kecepatan rata-rata jet keluar, yang selanjutnya menghasilkan tingkat penurunan daya dorong yang tinggi (yaitu daya dorong menurun seiring dengan peningkatan kecepatan terbang). Lihat pembahasan teknis di bawah, butir 2. Akibatnya, mesin yang berukuran untuk mendorong pesawat pada kecepatan terbang subsonik tinggi (misalnya, Mach 0,83) menghasilkan daya dorong yang relatif tinggi pada kecepatan terbang rendah, sehingga meningkatkan kinerja landasan pacu. Mesin dengan daya dorong spesifik rendah cenderung memiliki rasio bypass yang tinggi, tetapi ini juga merupakan fungsi dari suhu sistem turbin.

Turbofan pada pesawat angkut bermesin ganda menghasilkan daya dorong lepas landas yang cukup untuk melanjutkan lepas landas dengan satu mesin jika mesin lainnya mati setelah titik kritis dalam proses lepas landas. Sejak saat itu pesawat memiliki daya dorong kurang dari setengahnya dibandingkan dengan dua mesin yang beroperasi karena mesin yang tidak berfungsi merupakan sumber hambatan. Pesawat penumpang bermesin ganda modern biasanya menanjak sangat curam segera setelah lepas landas. Jika satu mesin mati, tanjakan jauh lebih dangkal, tetapi cukup untuk melewati rintangan di jalur penerbangan.

Teknologi mesin Uni Soviet kurang maju dibandingkan Barat, dan pesawat berbadan lebar pertamanya, Ilyushin Il-86, menggunakan mesin bypass rendah. Yakovlev Yak-42, pesawat jarak menengah bermesin belakang yang dapat menampung hingga 120 penumpang, diperkenalkan pada tahun 1980, merupakan pesawat Soviet pertama yang menggunakan mesin bypass tinggi.^[44]^[45]^[46]

PowerJet SaM146 yang menggerakkan Sukhoi Superjet 100
General Electric CF6 yang menggerakkan Airbus A300, Boeing 747, Douglas DC-10 dan pesawat lainnya
Rolls-Royce Trent 900, yang menggerakkan Airbus A380
Pratt & Whitney PW4000, yang menggerakkan Boeing 777, MD-11 dan Airbus A330
CFM56 yang menggerakkan Boeing 737, Airbus A320, dan pesawat lainnya
Engine Alliance GP7000 turbofan untuk Airbus A380
Aviadvigatel PS-90 yang menggerakkan Ilyushin Il-96, Tupolev Tu-204, Ilyushin Il-76
Lycoming ALF 502 yang menggerakkan British Aerospace 146
Tiga shaft Progress D-436
Trent 1000 yang menggerakkan Boeing 787
GE90 yang menggerakkan Boeing 777, mesin pesawat paling bertenaga

Konfigurasi turbofan

Mesin turbofan tersedia dalam berbagai konfigurasi mesin. Untuk siklus mesin tertentu (misalnya, aliran udara yang sama, rasio bypass, rasio tekanan kipas, rasio tekanan keseluruhan, dan suhu masuk rotor turbin HP), pilihan konfigurasi turbofan memiliki dampak kecil pada kinerja titik desain (misalnya, daya dorong bersih, SFC), selama kinerja komponen keseluruhan dipertahankan. Namun, kinerja dan stabilitas di luar desain dipengaruhi oleh konfigurasi mesin.

Elemen dasar turbofan adalah spul, kombinasi tunggal kipas/kompresor, turbin, dan poros yang berputar pada kecepatan tunggal. Untuk rasio tekanan tertentu, margin lonjakan dapat ditingkatkan dengan dua jalur desain yang berbeda:

Membagi kompresor menjadi dua gulungan lebih kecil yang berputar pada kecepatan berbeda, seperti pada Pratt & Whitney J57 ; atau
Membuat pitch bilah stator dapat disesuaikan, biasanya pada tahap depan, seperti pada J79.

Kebanyakan turbofan sipil barat modern menggunakan kompresor tekanan tinggi (HP) dengan rasio tekanan yang relatif tinggi, dengan banyak baris stator variabel untuk mengendalikan margin lonjakan pada rpm rendah. Pada RB211 / Trent tiga kumparan, sistem kompresi inti dibagi menjadi dua, dengan kompresor IP, yang mengisi daya kompresor HP, berada pada poros koaksial yang berbeda dan digerakkan oleh turbin (IP) yang terpisah. Karena kompresor HP memiliki rasio tekanan yang sederhana, kecepatannya dapat dikurangi tanpa lonjakan, tanpa menggunakan geometri variabel. Namun, karena saluran kerja kompresor IP yang dangkal tidak dapat dihindari, IPC memiliki satu tahap geometri variabel pada semua varian kecuali −535, yang tidak memilikinya.^[47]

Turbofan poros tunggal

Meskipun jauh dari kata umum, turbofan poros tunggal mungkin merupakan konfigurasi yang paling sederhana, yang terdiri dari kipas dan kompresor bertekanan tinggi yang digerakkan oleh satu unit turbin, semuanya pada kumparan yang sama. Snecma M53, yang menggerakkan pesawat tempur Dassault Mirage 2000, adalah contoh turbofan poros tunggal. Meskipun konfigurasi turbomachinery sederhana, M53 memerlukan mixer area variabel untuk memfasilitasi operasi throttle parsial.

Aft-fan turbofan

Turbofan kipas belakang, Salah satu turbofan paling awal adalah turunan dari turbojet General Electric J79, yang dikenal sebagai CJ805-23, yang menampilkan unit turbin kipas belakang/tekanan rendah (LP) terintegrasi yang terletak di pipa jet knalpot turbojet. Gas panas dari knalpot turbin turbojet mengembang melalui turbin LP, bilah kipas menjadi perpanjangan radial dari bilah turbin. Pengaturan ini memperkenalkan jalur kebocoran gas tambahan dibandingkan dengan konfigurasi kipas depan dan menjadi masalah dengan mesin ini dengan kebocoran gas turbin bertekanan tinggi ke aliran udara kipas. Konfigurasi kipas belakang kemudian digunakan untuk demonstran General Electric GE36 UDF (propfan) pada awal 1980-an.

Pada tahun 1971, sebuah konsep diajukan oleh Pusat Penelitian Lewis NASA untuk mesin pengangkut supersonik yang beroperasi sebagai turbofan kipas belakang pada kecepatan lepas landas dan kecepatan subsonik, serta turbojet pada kecepatan yang lebih tinggi. Ini akan menghasilkan karakteristik kebisingan rendah dan daya dorong tinggi dari turbofan saat lepas landas, bersama dengan efisiensi pendorong tinggi turbofan pada kecepatan terbang subsonik. Ini akan memiliki efisiensi pendorong tinggi dari turbojet pada kecepatan jelajah supersonik.^[48]^[49]

Basic dua-spool

Banyak turbofan memiliki setidaknya konfigurasi dua-kumparan dasar di mana kipas berada pada kumparan tekanan rendah (LP) yang terpisah, berjalan konsentris dengan kompresor atau kumparan tekanan tinggi (HP); kumparan LP berjalan pada kecepatan sudut yang lebih rendah, sementara kumparan HP berputar lebih cepat dan kompresornya selanjutnya memampatkan sebagian udara untuk pembakaran. [ kutipan diperlukan ] BR710 adalah tipikal konfigurasi ini. Pada ukuran dorong yang lebih kecil, alih-alih bilah semua-aksial, konfigurasi kompresor HP mungkin sentrifugal aksial (misalnya, CFE CFE738), sentrifugal ganda atau bahkan diagonal/sentrifugal (misalnya Pratt & Whitney Canada PW600).

Boosted dua-spool ditingkatkan

Rasio tekanan keseluruhan yang lebih tinggi dapat dicapai dengan menaikkan rasio tekanan kompresor HP atau menambahkan tahap kompresor (non-bypass) ke spul LP, antara kipas dan kompresor HP, untuk meningkatkan yang terakhir. Semua turbofan Amerika yang besar (misalnya General Electric CF6, GE90, GE9X dan GEnx plus Pratt & Whitney JT9D dan PW4000) menggunakan tahap booster. Rolls-Royce BR715 adalah contoh lain. Rasio bypass tinggi yang digunakan dalam turbofan sipil modern cenderung mengurangi diameter relatif dari tahap booster, mengurangi kecepatan ujung rata-ratanya. Akibatnya, lebih banyak tahap booster diperlukan untuk mengembangkan kenaikan tekanan yang diperlukan.

Tiga-spool

Rolls-Royce memilih konfigurasi tiga spul untuk turbofan sipil besar mereka (yaitu keluarga RB211 dan Trent), di mana tahap pendorong dari konfigurasi dua spul yang didorong dipisahkan menjadi spul tekanan menengah (IP), yang digerakkan oleh turbinnya sendiri. Mesin tiga spul pertama adalah Rolls-Royce RB.203 Trent tahun 1967.

Garrett ATF3, yang menggerakkan jet bisnis Dassault Falcon 20, memiliki tata letak tiga kumparan yang tidak biasa dengan kumparan belakang yang tidak konsentris dengan dua kumparan lainnya.

Biro Desain Ivchenko memilih konfigurasi yang sama dengan Rolls-Royce untuk mesin Lotarev D-36 mereka, diikuti oleh Lotarev/Progress D-18T dan Progress D-436.

Turbofan militer Turbo-Union RB199 juga memiliki konfigurasi tiga kumparan, seperti halnya Kuznetsov NK-25 dan NK-321 militer.

Kipas roda gigi

Seiring dengan meningkatnya rasio bypass, kecepatan ujung bilah kipas meningkat relatif terhadap kecepatan bilah LPT. Ini akan mengurangi kecepatan bilah LPT, yang membutuhkan lebih banyak tahapan turbin untuk mengekstraksi energi yang cukup untuk menggerakkan kipas. Memperkenalkan kotak roda gigi reduksi (planetary), dengan rasio roda gigi yang sesuai, antara poros LP dan kipas memungkinkan kipas dan turbin LP beroperasi pada kecepatan optimalnya. Contoh konfigurasi ini adalah Garrett TFE731 yang telah lama ada, Honeywell ALF 502/507, dan Pratt & Whitney PW1000G yang baru-baru ini ada.

Turbofan militer

Sebagian besar konfigurasi yang dibahas di atas digunakan pada turbofan sipil, sementara turbofan militer modern (misalnya, Snecma M88) biasanya menggunakan dua kumparan dasar.

Turbin tekanan tinggi

Sebagian besar turbofan sipil menggunakan turbin HP 2 tahap yang sangat efisien untuk menggerakkan kompresor HP. CFM International CFM56 menggunakan pendekatan alternatif: unit satu tahap yang bekerja keras. Meskipun pendekatan ini mungkin kurang efisien, ada penghematan pada udara pendingin, berat, dan biaya.

Pada seri mesin RB211 dan Trent 3-spool, rasio tekanan kompresor HP sederhana sehingga hanya diperlukan satu tahap turbin HP. Turbofan militer modern juga cenderung menggunakan satu tahap turbin HP dan kompresor HP sederhana.

Turbin tekanan rendah

Turbofan sipil modern memiliki turbin LP multi-tahap (dari 3 hingga 7). Jumlah tahap yang diperlukan bergantung pada rasio bypass siklus mesin dan dorongan (pada dua kumparan yang didorong). Kipas yang digerakkan dapat mengurangi jumlah tahap LPT yang diperlukan dalam beberapa aplikasi. Karena rasio bypass yang digunakan jauh lebih rendah, turbofan militer hanya memerlukan satu atau dua tahap turbin LP..^[50]

Kinerja secara keseluruhan

Improvements siklus

Pertimbangkan turbofan campuran dengan rasio bypass dan aliran udara tetap. Meningkatkan rasio tekanan keseluruhan dari sistem kompresi menaikkan suhu masuk ruang bakar. Oleh karena itu, pada aliran bahan bakar tetap ada peningkatan suhu masuk rotor turbin (HP). Meskipun kenaikan suhu yang lebih tinggi di seluruh sistem kompresi menyiratkan penurunan suhu yang lebih besar di atas sistem turbin, suhu nosel campuran tidak terpengaruh, karena jumlah panas yang sama ditambahkan ke sistem. Namun, ada peningkatan tekanan nosel, karena rasio tekanan keseluruhan meningkat lebih cepat daripada rasio ekspansi turbin, yang menyebabkan peningkatan tekanan masuk mixer panas. Akibatnya, dorongan bersih meningkat, sementara konsumsi bahan bakar spesifik (aliran bahan bakar/dorong bersih) menurun. Tren serupa terjadi dengan turbofan yang tidak dicampur.

Mesin turbofan dapat dibuat lebih hemat bahan bakar dengan meningkatkan rasio tekanan keseluruhan dan suhu saluran masuk rotor turbin secara bersamaan. Namun, material turbin yang lebih baik atau pendinginan bilah/bilah yang lebih baik diperlukan untuk mengatasi peningkatan suhu saluran masuk rotor turbin dan suhu pengiriman kompresor. Peningkatan suhu tersebut mungkin memerlukan material kompresor yang lebih baik.

Rasio tekanan keseluruhan dapat ditingkatkan dengan meningkatkan rasio tekanan kipas (atau) kompresor LP atau rasio tekanan kompresor HP. Jika yang terakhir tetap konstan, peningkatan suhu pengiriman kompresor (HP) (dari peningkatan rasio tekanan keseluruhan) menyiratkan peningkatan kecepatan mekanis HP. Namun, pertimbangan tekanan dapat membatasi parameter ini, yang menyiratkan, meskipun terjadi peningkatan rasio tekanan keseluruhan, penurunan rasio tekanan kompresor HP.

Menurut teori sederhana, jika rasio suhu masuk rotor turbin/suhu pengiriman kompresor (HP) dipertahankan, area tenggorokan turbin HP dapat dipertahankan. Namun, ini mengasumsikan bahwa perbaikan siklus diperoleh, sambil mempertahankan fungsi aliran keluar kompresor (HP) datum (aliran non-dimensi). Dalam praktiknya, perubahan pada kecepatan non-dimensi kompresor (HP) dan ekstraksi bleed pendingin mungkin akan membuat asumsi ini tidak valid, membuat beberapa penyesuaian pada area tenggorokan turbin HP tidak dapat dihindari. Ini berarti bilah pemandu nosel turbin HP harus berbeda dari aslinya. Kemungkinan besar, bilah pemandu nosel turbin LP hilir harus diubah.

Pertumbuhan dorongan Thrust

Pertumbuhan daya dorong diperoleh dengan meningkatkan daya inti. Ada dua rute dasar yang tersedia:

rute panas: tingkatkan suhu masuk rotor turbin HP
rute dingin: meningkatkan aliran massa inti

Kedua rute memerlukan peningkatan aliran bahan bakar pembakar dan, oleh karena itu, energi panas ditambahkan ke aliran inti.

Rute panas mungkin memerlukan perubahan pada material bilah/baling-baling turbin atau pendinginan bilah/baling-baling yang lebih baik. Rute dingin dapat diperoleh dengan salah satu cara berikut:

menambahkan tahap booster ke kompresi LP/IP
menambahkan tahap nol ke kompresi HP
meningkatkan proses kompresi, tanpa menambahkan tahapan (misalnya rasio tekanan hub kipas yang lebih tinggi)

semuanya meningkatkan rasio tekanan keseluruhan dan aliran udara inti.

Alternatifnya, ukuran inti dapat ditingkatkan, untuk meningkatkan aliran udara inti, tanpa mengubah rasio tekanan keseluruhan. Rute ini mahal, karena sistem turbin baru (dengan aliran ke atas) (dan mungkin kompresor IP yang lebih besar) juga diperlukan.

Perubahan juga harus dilakukan pada kipas untuk menyerap daya inti ekstra. Pada mesin sipil, pertimbangan kebisingan jet berarti bahwa setiap peningkatan signifikan dalam daya dorong lepas landas harus disertai dengan peningkatan yang sesuai dalam aliran massa kipas (untuk mempertahankan daya dorong spesifik T/O sekitar 30 lbf/lb/s).

Diskusi teknis

Dorongan spesifik (dorongan bersih/aliran udara masuk) merupakan parameter penting untuk turbofan dan mesin jet secara umum. Bayangkan sebuah kipas (digerakkan oleh motor listrik berukuran tepat) yang beroperasi di dalam pipa, yang terhubung ke nosel pendorong. Cukup jelas, semakin tinggi rasio tekanan kipas (tekanan pembuangan kipas/tekanan masuk kipas), semakin tinggi kecepatan jet dan dorongan spesifik yang sesuai. Sekarang bayangkan kita mengganti set-up ini dengan turbofan yang setara – aliran udara yang sama dan rasio tekanan kipas yang sama. Jelas, inti turbofan harus menghasilkan daya yang cukup untuk menggerakkan kipas melalui turbin tekanan rendah (LP). Jika kita memilih suhu masuk turbin rendah (HP) untuk generator gas, aliran udara inti harus relatif tinggi untuk mengimbanginya. Oleh karena itu, rasio bypass yang sesuai relatif rendah. Jika kita menaikkan suhu masuk turbin, aliran udara inti bisa lebih kecil, sehingga meningkatkan rasio bypass. Menaikkan suhu masuk turbin cenderung meningkatkan efisiensi termal dan, oleh karena itu, meningkatkan efisiensi bahan bakar.
Secara alami, saat ketinggian meningkat, terjadi penurunan kepadatan udara dan, oleh karena itu, daya dorong bersih mesin. Ada pula efek kecepatan terbang, yang disebut tingkat penurunan daya dorong. Pertimbangkan kembali persamaan perkiraan untuk daya dorong bersih: $F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).$ Dengan mesin dengan daya dorong spesifik tinggi (misalnya, pesawat tempur), kecepatan jet relatif tinggi, sehingga secara intuitif orang dapat melihat bahwa peningkatan kecepatan terbang memiliki dampak yang lebih kecil pada daya dorong bersih daripada mesin dengan daya dorong spesifik sedang (misalnya, pesawat latih), yang kecepatan jetnya lebih rendah. Dampak dari laju penurunan daya dorong pada mesin dengan daya dorong spesifik rendah (misalnya, sipil) bahkan lebih parah. Pada kecepatan terbang tinggi, mesin dengan daya dorong spesifik tinggi dapat meningkatkan daya dorong bersih melalui kenaikan ram di intake, tetapi efek ini cenderung berkurang pada kecepatan supersonik karena kehilangan gelombang kejut.
Pertumbuhan daya dorong pada turbofan sipil biasanya diperoleh dengan meningkatkan aliran udara kipas, sehingga mencegah kebisingan jet menjadi terlalu tinggi. Namun, aliran udara kipas yang lebih besar membutuhkan lebih banyak daya dari inti. Hal ini dapat dicapai dengan meningkatkan rasio tekanan keseluruhan (tekanan saluran masuk pembakar/tekanan pengiriman intake) untuk mendorong lebih banyak aliran udara ke inti dan dengan meningkatkan suhu saluran masuk turbin. Bersama-sama, parameter ini cenderung meningkatkan efisiensi termal inti dan meningkatkan efisiensi bahan bakar.
Beberapa turbofan sipil dengan rasio bypass tinggi menggunakan rasio area yang sangat rendah (kurang dari 1,01), nosel konvergen-divergen, pada aliran bypass (atau gas buang campuran), untuk mengendalikan jalur kerja kipas. Nosel bertindak seolah-olah memiliki geometri variabel. Pada kecepatan terbang rendah, nosel tidak tercekik (kurang dari bilangan Mach kesatuan), sehingga gas buang melaju lebih cepat saat mendekati tenggorokan dan kemudian melambat sedikit saat mencapai bagian divergen. Akibatnya, area keluar nosel mengendalikan kecocokan kipas dan, karena lebih besar dari tenggorokan, menarik jalur kerja kipas sedikit menjauh dari lonjakan. Pada kecepatan terbang yang lebih tinggi, kenaikan ram di intake meningkatkan rasio tekanan nosel ke titik di mana tenggorokan menjadi tercekik (M = 1,0). Dalam keadaan ini, area tenggorokan menentukan kecocokan kipas dan, karena lebih kecil dari pintu keluar, mendorong jalur kerja kipas sedikit ke arah lonjakan. Ini bukan masalah, karena margin lonjakan kipas jauh lebih baik pada kecepatan terbang tinggi.
Perilaku turbofan yang tidak sesuai desain diilustrasikan pada peta kompresor dan peta turbin.
Karena turbofan sipil modern beroperasi pada daya dorong spesifik yang rendah, mereka hanya memerlukan satu tahap kipas untuk mengembangkan rasio tekanan kipas yang diperlukan. Rasio tekanan keseluruhan yang diinginkan untuk siklus mesin biasanya dicapai dengan beberapa tahap aksial pada kompresi inti. Rolls-Royce cenderung membagi kompresi inti menjadi dua dengan tekanan menengah (IP) yang mengisi daya kompresor HP, kedua unit digerakkan oleh turbin dengan satu tahap, yang dipasang pada poros terpisah. Akibatnya, kompresor HP hanya perlu mengembangkan rasio tekanan yang sederhana (misalnya, ~4.5:1). Mesin sipil AS menggunakan rasio tekanan kompresor HP yang jauh lebih tinggi (misalnya, ~23:1 pada General Electric GE90) dan cenderung digerakkan oleh turbin HP dua tahap. Meskipun demikian, biasanya ada beberapa tahap aksial IP yang dipasang pada poros LP, di belakang kipas, untuk lebih jauh mengisi daya sistem kompresi inti. Mesin sipil memiliki turbin LP multi-tahap, jumlah tahap ditentukan oleh rasio bypass, jumlah kompresi IP pada poros LP dan kecepatan bilah turbin LP.
Karena mesin militer biasanya harus mampu terbang sangat cepat di permukaan laut, batas suhu pengiriman kompresor HP tercapai pada rasio tekanan keseluruhan desain yang cukup sederhana, dibandingkan dengan mesin sipil. Rasio tekanan kipas juga relatif tinggi, untuk mencapai daya dorong spesifik sedang hingga tinggi. Akibatnya, turbofan militer modern biasanya hanya memiliki 5 atau 6 tahap kompresor HP dan hanya memerlukan turbin HP tahap tunggal. Turbofan militer dengan rasio bypass rendah biasanya memiliki satu tahap turbin LP, tetapi mesin dengan rasio bypass yang lebih tinggi memerlukan dua tahap. Secara teori, dengan menambahkan tahap kompresor IP, kompresor HP turbofan militer modern dapat digunakan dalam turunan turbofan sipil, tetapi intinya cenderung terlalu kecil untuk aplikasi daya dorong tinggi.

Improvemen

Pemodelan aerodinamis

Aerodinamika adalah campuran aliran udara subsonik, transonik, dan supersonik pada bilah kompresor gas /kipas tunggal dalam turbofan modern. Aliran udara melewati bilah harus dijaga dalam batas sudut yang rapat agar udara tetap mengalir melawan tekanan yang meningkat. Jika tidak, udara akan ditolak kembali keluar dari intake.

Full Authority Digital Engine Control (FADEC) memerlukan data akurat untuk mengendalikan mesin. Suhu masuk turbin kritis (TIT) merupakan lingkungan yang terlalu keras, pada 1.700 °C (3.100 °F) dan 17 bar (250 psi), untuk sensor yang andal. Oleh karena itu, selama pengembangan tipe mesin baru, hubungan dibuat antara suhu yang lebih mudah diukur seperti suhu gas buang dan TIT. Pemantauan suhu gas buang kemudian digunakan untuk memastikan mesin tidak bekerja terlalu panas.^[51]

Teknologi bilah

Bilah turbin dengan berat 100 g 100 g (3,5 oz) dikenakan suhu 1.700 °C (3.100 °F), pada tekanan 17 bar (250 psi) dan gaya sentrifugal 40 kN (9.000 lbf), jauh di atas titik deformasi plastik dan bahkan di atas titik leleh. Paduan eksotis, skema pendinginan udara yang canggih, dan desain mekanis khusus diperlukan untuk menjaga tekanan fisik dalam kekuatan material. Segel berputar harus tahan terhadap kondisi yang keras selama 10 tahun, 20.000 misi, dan berputar pada 10 hingga 20.000 rpm.

Bilah kipas

Bilah kipas telah berkembang seiring dengan semakin besarnya mesin jet: setiap bilah kipas membawa muatan yang setara dengan sembilan bus tingkat dan menelan udara dengan volume yang setara dengan lapangan squash setiap detik. Kemajuan dalam pemodelan dinamika fluida komputasional (CFD) telah memungkinkan bentuk lengkung 3D yang kompleks dengan tali busur yang sangat lebar, sehingga tetap mempertahankan kemampuan kipas sambil meminimalkan jumlah bilah untuk menurunkan biaya. Secara kebetulan, rasio bypass meningkat untuk mencapai efisiensi propulsi yang lebih tinggi dan diameter kipas meningkat.

Rolls-Royce memelopori bilah kipas berongga dan lebar berbahan titanium pada tahun 1980-an untuk efisiensi aerodinamis dan ketahanan terhadap kerusakan benda asing pada RB211 kemudian untuk Trent. GE Aviation memperkenalkan bilah kipas komposit serat karbon pada GE90 pada tahun 1995, yang diproduksi sejak tahun 2017 dengan proses pelapisan pita serat karbon. Mitra GE Safran mengembangkan teknologi anyaman 3D dengan Albany Composites untuk mesin CFM56 dan CFM LEAP.^[52]

Kemajuan masa depan

Inti mesin menyusut karena beroperasi pada rasio tekanan yang lebih tinggi dan menjadi lebih efisien dan lebih kecil dibandingkan dengan kipas karena rasio bypass meningkat. Jarak bebas ujung bilah lebih sulit dipertahankan pada bagian keluar kompresor tekanan tinggi jika bilahnya setinggi 0,5 in (13 mm) atau kurang; pembengkokan tulang punggung lebih lanjut memengaruhi kontrol jarak bebas karena inti lebih panjang dan lebih tipis secara proporsional dan ruang poros penggerak kipas ke turbin tekanan rendah dibatasi di dalam inti.

Alan Epstein, VP bidang teknologi dan lingkungan Pratt & Whitney berpendapat, "Dalam sejarah penerbangan komersial, kita telah mencapai efisiensi jelajah dari 20% menjadi 40%, dan ada konsensus di antara komunitas mesin bahwa kita mungkin dapat mencapai 60%".

Turbofan yang digerakkan dan pengurangan rasio tekanan kipas lebih lanjut dapat terus meningkatkan efisiensi propulsi. Tahap kedua dari program Continuous Lower Energy, Emissions and Noise (CLEEN) FAA menargetkan pengurangan pembakaran bahan bakar sebesar 33%, emisi sebesar 60%, dan kebisingan EPNdb sebesar 32 dB pada akhir tahun 2020-an dibandingkan dengan teknologi terkini tahun 2000-an. Pada musim panas 2017 di NASA Glenn Research Center di Cleveland, Ohio, Pratt telah selesai menguji kipas rasio tekanan sangat rendah pada PW1000G, yang menyerupai rotor terbuka dengan bilah yang lebih sedikit daripada PW1000G yang berjumlah 20.

Berat dan ukuran nacelle akan dikurangi dengan saluran masuk yang pendek, sehingga memberikan beban putar aerodinamis yang lebih tinggi pada bilah dan menyisakan lebih sedikit ruang untuk kedap suara, tetapi kipas dengan rasio tekanan yang lebih rendah lebih lambat. UTC Aerospace Systems Aerostructures akan melakukan uji darat skala penuh pada tahun 2019 dari Sistem Propulsi Terpadu dengan hambatan rendah dengan pembalik daya dorong, yang meningkatkan pembakaran bahan bakar hingga 1% dan dengan tingkat kebisingan 2,5-3 EPNdB yang lebih rendah.

Safran berharap untuk memberikan 10–15% lagi dalam efisiensi bahan bakar hingga pertengahan 2020-an sebelum mencapai asimtot, dan selanjutnya harus meningkatkan rasio bypass menjadi 35:1 bukannya 11:1 untuk CFM LEAP. Ia mendemonstrasikan kipas rotor terbuka tanpa saluran (propfan) yang berputar berlawanan arah di Istres, Prancis, di bawah program teknologi European Clean Sky. Kemajuan pemodelan dan material dengan kekuatan spesifik tinggi dapat membantu keberhasilannya di mana upaya sebelumnya gagal. Ketika tingkat kebisingan berada dalam standar yang ada dan mirip dengan mesin LEAP, pembakaran bahan bakar yang 15% lebih rendah akan tersedia dan untuk itu Safran sedang menguji kontrol, getaran, dan pengoperasiannya, sementara integrasi rangka pesawat masih menantang.

Bagi GE Aviation, kepadatan energi bahan bakar jet masih memaksimalkan persamaan jangkauan Breguet dan inti rasio tekanan yang lebih tinggi; kipas rasio tekanan yang lebih rendah, saluran masuk dengan kehilangan rendah, dan struktur yang lebih ringan dapat lebih meningkatkan efisiensi termal, transfer, dan propulsi. Di bawah Program Transisi Mesin Adaptif Angkatan Udara AS, siklus termodinamika adaptif akan digunakan untuk jet tempur generasi keenam, berdasarkan siklus Brayton yang dimodifikasi dan pembakaran volume konstan. Manufaktur aditif dalam turboprop canggih akan mengurangi berat hingga 5% dan pembakaran bahan bakar hingga 20%.^[53]^[54]^[55]^[56]

Komponen komposit matriks keramik (CMC) yang berputar dan statis beroperasi pada suhu 500 °F (260 °C) lebih panas daripada logam dan sepertiga dari beratnya. Dengan dana $21,9 juta dari Laboratorium Penelitian Angkatan Udara, GE menginvestasikan $200 juta dalam fasilitas CMC di Huntsville, Alabama, sebagai tambahan untuk lokasinya di Asheville, Carolina Utara, untuk memproduksi secara massal matriks silikon karbida dengan serat silikon karbida pada tahun 2018. CMC akan digunakan sepuluh kali lebih banyak pada pertengahan tahun 2020-an: CFM LEAP memerlukan 18 selubung turbin CMC per mesin dan GE9X akan menggunakannya dalam ruang bakar dan untuk nosel turbin 42 HP.

Rolls-Royce Plc menargetkan inti rasio tekanan 60:1 untuk Ultrafan 2020-an dan memulai uji darat roda gigi 100.000 hp (75.000 kW) untuk rasio bypass 100.000 lbf (440 kN) dan 15:1. Suhu masuk turbin yang hampir stoikiometris mendekati batas teoritis dan dampaknya terhadap emisi harus diseimbangkan dengan tujuan kinerja lingkungan. Rotor terbuka, kipas dengan rasio tekanan yang lebih rendah, dan propulsi yang berpotensi terdistribusi menawarkan lebih banyak ruang untuk efisiensi propulsi yang lebih baik. Siklus eksotis, penukar panas, dan pembakaran dengan penambahan tekanan/volume konstan dapat meningkatkan efisiensi termodinamika. Manufaktur aditif dapat menjadi pendorong untuk intercooler dan recuperator. Integrasi rangka pesawat yang lebih dekat dan pesawat hibrida atau listrik dapat dikombinasikan dengan turbin gas.

Mesin Rolls-Royce memiliki efisiensi pendorong 72–82% dan efisiensi termal 42–49% untuk TSFC 0,63–0,49 lb/lbf/jam (64.000–50.000 g/kN/jam) pada Mach 0,8, dan bertujuan untuk batas teoritis 95% untuk efisiensi pendorong rotor terbuka dan 60% untuk efisiensi termal dengan suhu masuk turbin stoikiometris dan rasio tekanan keseluruhan 80:1 untuk TSFC 0,35 lb/lbf/jam (36.000 g/kN/jam)

Karena masalah awal mungkin tidak muncul hingga beberapa ribu jam, masalah teknis turbofan terbaru mengganggu operasi maskapai dan pengiriman ke pabrik sementara tingkat produksi meningkat tajam. Retakan pada bilah Trent 1000 menyebabkan hampir 50 Boeing 787 tidak dapat terbang dan mengurangi ETOPS menjadi 2,3 jam dari 5,5, yang mengakibatkan kerugian bagi Rolls-Royce plc hampir $950 juta. Retakan pada segel ujung pisau PW1000G menyebabkan Pratt & Whitney terlambat dalam pengiriman, sehingga sekitar 100 A320neo tanpa mesin menunggu pembangkit listrik mereka. Pengenalan CFM LEAP berjalan lebih lancar tetapi lapisan komposit keramik HP Turbine hilang sebelum waktunya, sehingga memerlukan desain baru, yang menyebabkan 60 mesin A320neo dilepas untuk modifikasi dan pengiriman tertunda hingga enam minggu.

Pada pesawat berbadan lebar, Safran memperkirakan 5–10% bahan bakar dapat dihemat dengan mengurangi penggunaan daya untuk sistem hidrolik, sementara peralihan ke tenaga listrik dapat menghemat 30% berat, seperti yang dimulai pada Boeing 787, sementara Rolls-Royce plc berharap hingga 5%.^[57]^[58]

Produsen manufaktur

Pasar mesin turbofan didominasi oleh General Electric, Rolls-Royce plc, dan Pratt & Whitney, berdasarkan urutan pangsa pasar. General Electric dan Safran dari Prancis memiliki usaha patungan, CFM International. Pratt & Whitney juga memiliki usaha patungan, International Aero Engines dengan Japanese Aero Engine Corporation dan MTU Aero Engines dari Jerman, yang mengkhususkan diri dalam mesin untuk keluarga Airbus A320. Pratt & Whitney dan General Electric memiliki usaha patungan, Engine Alliance, yang menjual berbagai mesin untuk pesawat seperti Airbus A380.

Untuk pesawat penumpang dan pesawat kargo, armada yang beroperasi pada tahun 2016 adalah 60.000 mesin dan harus tumbuh menjadi 103.000 pada tahun 2035 dengan 86.500 pengiriman menurut Flight Global. Mayoritas akan menjadi mesin dorong sedang untuk pesawat berbadan sempit dengan 54.000 pengiriman, untuk armada yang tumbuh dari 28.500 menjadi 61.000. Mesin dorong tinggi untuk pesawat berbadan lebar, bernilai 40–45% dari nilai pasar, akan tumbuh dari 12.700 mesin menjadi lebih dari 21.000 dengan 18.500 pengiriman. Armada mesin jet regional di bawah 20.000 lb (89 kN) akan tumbuh dari 7.500 menjadi 9.000 dan armada turboprop untuk pesawat penumpang akan meningkat dari 9.400 menjadi 10.200. Pangsa pasar produsen harus dipimpin oleh CFM dengan 44% diikuti oleh Pratt & Whitney dengan 29% dan kemudian Rolls-Royce dan General Electric dengan masing-masing 10%.^[59]

Turbofan komersial dalam produksi

Turbofan komersial dalam produksi^[60]
Model	Start	Bypass	Panjang	Kipas	Berat	Daya dorong	Aplikasi utama
GE GE90	1992	8.7–9.9	5.18–5.40 m	3.12–3.25 m	7.56–8.62 t	330–510 kN	B777
P&W PW4000	1984	4.8–6.4	3.37–4.95 m	2.84 m	4.18–7.48 t	222–436 kN	A300/A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
R-R Trent XWB	2010	9.3	5.22 m	3.00 m	7.28 t	330–430 kN	A350XWB
R-R Trent 800	1993	5.7–5.79	4.37 m	2.79 m	5.96–5.98 t	411–425 kN	B777
EA GP7000	2004	8.7	4.75 m	2.95 m	6.09–6.71 t	311–363 kN	A380
R-R Trent 900	2004	8.7	4.55 m	2.95 m	6.18–6.25 t	340–357 kN	A380
R-R Trent 1000	2006	10.8–11	4.74 m	2.85 m	5.77 t	265.3–360.4 kN	B787
GE GEnx^[61]	2006	8.0–9.3	4.31-4.69 m	2.66-2.82 m	5.62-5.82 t	296-339 kN	B747-8, B787
R-R Trent 700	1990	4.9	3.91 m	2.47 m	4.79 t	320 kN	A330
GE CF6	1971	4.3–5.3	4.00–4.41 m	2.20–2.79 m	3.82–5.08 t	222–298 kN	A300/A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
R-R Trent 500	1999	8.5	3.91 m	2.47 m	4.72 t	252 kN	A340-500/600
P&W PW1000G^[62]	2008	9.0–12.5	3.40 m	1.42–2.06 m	2.86 t	67–160 kN	A320neo, A220, E-Jets E2
CFM LEAP^[63]	2013	9.0–11.0	3.15–3.33 m	1.76–1.98 m	2.78–3.15 t	100–146 kN	A320neo, B737Max, C919
CFM56	1974	5.0–6.6	2.36–2.52 m	1.52–1.84 m	1.95–2.64 t	97.9-151 kN	A320, A340-200/300, B737, KC-135, DC-8
IAE V2500	1987	4.4–4.9	3.20 m	1.60 m	2.36–2.54 t	97.9-147 kN	A320, MD-90
P&W PW6000	2000	4.90	2.73 m	1.44 m	2.36 t	100.2 kN	Airbus A318
R-R BR700	1994	4.2–4.5	3.41–3.60 m	1.32–1.58 m	1.63–2.11 t	68.9–102.3 kN	B717, Global Express, Gulfstream V
GE Passport	2013	5.6	3.37 m	1.30 m	2.07 t	78.9–84.2 kN	Global 7000/8000
GE CF34	1982	5.3–6.3	2.62–3.26 m	1.25–1.32 m	0.74–1.12 t	41–82.3 kN	Challenger 600, CRJ, E-jets
P&WC PW800	2012	5.5		1.30 m		67.4–69.7 kN	Gulfstream G500/G600
R-R Tay	1984	3.1–3.2	2.41 m	1.12–1.14 m	1.42–1.53 t	61.6–68.5 kN	Gulfstream IV, Fokker 70/100
Silvercrest	2012	5.9	1.90 m	1.08 m	1.09 t	50.9 kN	Citation Hemisphere, Falcon 5X
R-R AE 3007	1991	5.0	2.71 m	1.11 m	0.72 t	33.7 kN	ERJ, Citation X
P&WC PW300	1988	3.8–4.5	1.92–2.07 m	0.97 m	0.45–0.47 t	23.4–35.6 kN	Citation Sovereign, G200, Falcon 7X, Falcon 2000
HW HTF7000	1999	4.4	2.29 m	0.87 m	0.62 t	28.9 kN	Challenger 300, G280, Legacy 500
HW TFE731	1970	2.66–3.9	1.52–2.08 m	0.72–0.78 m	0.34–0.45 t	15.6–22.2 kN	Learjet 70/75, G150, Falcon 900
Williams FJ44	1985	3.3–4.1	1.36–2.09 m	0.53–0.57 m	0.21–0.24 t	6.7–15.6 kN	CitationJet, Citation M2
P&WC PW500	1993	3.90	1.52 m	0.70 m	0.28 t	13.3 kN	Citation Excel, Phenom 300
GE-H HF120	2009	4.43	1.12 m	0.54 m	0.18 t	7.4 kN	HondaJet
Williams FJ33	1998		0.98 m	0.53 m	0.14 t	6.7 kN	Cirrus SF50
P&WC PW600	2001	1.8–2.8	0.67 m	0.36 m	0.15 t	6.0 kN	Citation Mustang, Eclipse 500, Phenom 100
PS-90	1992	4.4	4.96 m	1.9 m	2.95 t	157–171 kN	Il-76, Il-96, Tu-204
PowerJet SaM146	2008	4–4.1	3.59 m	1.22 m	2.260 t	71.6–79.2 kN	Sukhoi Superjet 100

Mesin jet bypass ekstrim

Pada tahun 1970-an, Rolls-Royce/SNECMA menguji turbofan M45SD-02 yang dilengkapi dengan bilah kipas variabel untuk meningkatkan pengendalian pada rasio tekanan kipas yang sangat rendah dan untuk memberikan daya dorong balik hingga kecepatan pesawat nol. Mesin tersebut ditujukan untuk pesawat STOL yang sangat senyap yang beroperasi dari bandara pusat kota.

Dalam upaya untuk meningkatkan efisiensi dengan kecepatan, pengembangan turbofan dan turboprop yang dikenal sebagai mesin propfan diciptakan dengan kipas tanpa saluran. Bilah kipas terletak di luar saluran, sehingga tampak seperti turboprop dengan bilah lebar seperti pedang. General Electric dan Pratt & Whitney/Allison mendemonstrasikan mesin propfan pada tahun 1980-an. Kebisingan kabin yang berlebihan dan bahan bakar jet yang relatif murah mencegah mesin tersebut digunakan. Propfan Progress D-27, yang dikembangkan di Uni Soviet, adalah satu-satunya mesin propfan yang dipasang pada pesawat produksi.

Terminologi

Afterburner

pipa jet dilengkapi untuk afterburning^[64]

Augmentor

afterburner untuk turbofan dengan pembakaran dalam aliran panas dan dingin

Bypass

bagian mesin yang berbeda dari inti dalam hal komponen dan aliran udara, misalnya bagian bilah kipas (kipas luar) dan stator yang melewatkan udara bypass, saluran bypass, nosel bypass

Rasio bypass

aliran massa udara bypass / aliran massa udara inti^[65]

Inti Core

bagian mesin yang berbeda dari bypass dalam hal komponen dan aliran udara, misalnya cowl inti, nosel inti, aliran udara inti dan mesin terkait, pembakar dan sistem bahan bakar

Core power

juga dikenal sebagai "energi yang tersedia" atau "tenaga kuda gas". Ini digunakan untuk mengukur kerja poros teoritis (ekspansi isentropik) yang tersedia dari generator gas atau inti dengan mengekspansi gas panas bertekanan tinggi ke tekanan sekitar. Karena daya bergantung pada tekanan dan suhu gas (dan tekanan sekitar), angka manfaat terkait untuk mesin penghasil daya dorong adalah angka yang mengukur potensi penghasil daya dorong dari gas panas bertekanan tinggi dan dikenal sebagai "daya dorong aliran". Ini diperoleh dengan menghitung kecepatan yang diperoleh dengan ekspansi isentropik ke tekanan atmosfer. Signifikansi daya dorong yang diperoleh muncul ketika dikalikan dengan kecepatan pesawat untuk menghasilkan kerja daya dorong. Kerja daya dorong yang berpotensi tersedia jauh lebih sedikit daripada tenaga kuda gas karena meningkatnya pemborosan energi kinetik gas buang dengan meningkatnya tekanan dan suhu sebelum ekspansi ke tekanan atmosfer. Keduanya terkait dengan efisiensi propulsi,ukuran energi yang terbuang sebagai akibat dari menghasilkan gaya (yaitu daya dorong) dalam fluida dengan meningkatkan kecepatan (yaitu momentum) fluida.^[66]

Dry: peringkat mesin/posisi tuas gas di bawah pemilihan afterburning
EGT: suhu gas buang
EPR: rasio tekanan mesin
Fan: kompresor turbofan LP
Fanjet

pesawat terbang bertenaga turbofan atau pesawat terbang bertenaga turbofan (bahasa sehari-hari)^[67]

Fan pressure ratio

Rasio tekanan kipas, tekanan total keluaran kipas/tekanan total masukan kipas

Flex temp

Suhu fleksibel, Pada bobot lepas landas yang dikurangi, pesawat komersial dapat menggunakan daya dorong yang dikurangi yang meningkatkan masa pakai mesin dan mengurangi biaya perawatan. Suhu lentur lebih tinggi daripada suhu udara luar (OAT) aktual yang dimasukkan ke komputer pemantauan mesin untuk mencapai daya dorong yang dikurangi yang diperlukan (juga dikenal sebagai "pengurangan daya dorong suhu yang diasumsikan").^[68]

Gas generator

Pembangkit gas, bagian inti mesin yang menyediakan gas panas bertekanan tinggi untuk menggerakkan turbin kipas (turbofan), untuk mendorong nosel (turbojet), untuk menggerakkan turbin baling-baling dan rotor (turboprop dan turboshaft), untuk turbin tenaga industri dan kelautan^[69]

HP

tekanan tinggi

Intake ram drag

Tarikan ram intake, Kehilangan momentum pada tabung aliran mesin dari aliran bebas ke pintu masuk pemasukan, yaitu jumlah energi yang diberikan ke udara yang diperlukan untuk mempercepat udara dari atmosfer stasioner ke kecepatan pesawat.

IEPR

integrated engine pressure ratio, rasio tekanan mesin terintegrasi

IP

tekanan menengah intermediate

LP

low-pressure, tekanan rendah

Net thrust

Dorongan bersih, Dorongan nosel di udara stasioner (dorongan kotor) – hambatan tabung aliran udara mesin (kehilangan momentum dari aliran bebas ke pintu masuk intake, yaitu jumlah energi yang diberikan ke udara yang dibutuhkan untuk mempercepat udara dari atmosfer stasioner ke kecepatan pesawat). Ini adalah dorongan yang bekerja pada rangka pesawat.

Overall pressure ratio

Rasio tekanan keseluruhan, jumlah kali tekanan meningkat karena kompresi ram dan kerja yang dilakukan oleh tahap kompresor

Overall efficiency

Efisiensi keseluruhan, efisiensi termal × efisiensi propulsi

Propulsive efficiency

Efisiensi propulsi, daya dorong/laju produksi energi kinetik pendorong (efisiensi pendorong maksimum terjadi ketika kecepatan jet sama dengan kecepatan terbang, yang berarti daya dorong bersih nol!)

Specific fuel consumption (SFC)

Konsumsi bahan bakar spesifik, total aliran bahan bakar/daya dorong bersih (proporsional dengan kecepatan terbang/efisiensi termal keseluruhan)

Spooling up: peningkatan RPM
Spooling down

Menggulung ke bawah, penurunan RPM

Stage loading

Pemuatan tahap, Untuk turbin, yang tujuannya adalah untuk menghasilkan daya, pembebanan adalah indikator daya yang dihasilkan per lb/detik gas (daya spesifik). Tahap turbin memutar gas dari arah aksial dan mempercepatnya (dalam bilah pemandu nosel) untuk memutar rotor secara paling efektif (bilah rotor harus menghasilkan daya angkat yang tinggi), dengan syarat bahwa ini dilakukan secara efisien, yaitu dengan kerugian yang dapat diterima. Untuk tahap kompresor, yang tujuannya adalah untuk menghasilkan kenaikan tekanan, proses difusi digunakan. Berapa banyak difusi yang diizinkan (dan kenaikan tekanan yang diperoleh) sebelum pemisahan aliran yang tidak dapat diterima terjadi (yaitu kerugian) dapat dianggap sebagai batas pembebanan.^[70]^[71]

Stagnation pressure

Tekanan stagnasi, juga dikenal sebagai tekanan total; tekanan fluida jika semua energi kinetik diubah menjadi tekanan secara isentropis; jumlah tekanan statis dan tekanan dinamis

Static pressure

Tekanan statis, tekanan fluida yang tidak berhubungan dengan gerakannya tetapi dengan keadaannya atau, alternatifnya, tekanan yang disebabkan oleh gerakan acak molekul-molekul fluida yang akan dirasakan atau diukur jika bergerak mengikuti aliran^[72]^[73]

Specific thrust

Dorongan khusus, dorongan bersih/aliran udara masuk

Thermal efficiency

Efisiensi terma, laju produksi energi kinetik pendorong/tenaga bahan bakar

Total fuel flow: otal aliran bahan bakar : laju aliran bahan bakar pembakar (ditambah pembakar tambahan) (misalnya, lb/s atau g/s
Total pressure

Tekanan total, juga dikenal sebagai tekanan stagnasi; jumlah tekanan statis dan tekanan dinamis; tekanan fluida jika semua energi kinetik diubah menjadi tekanan secara isentropis

Turbine rotor inlet temperature

Suhu saluran masuk rotor turbin, suhu siklus maksimum, yaitu suhu di mana perpindahan kerja terjadi

Galeri

Mesin turbofan
Diagram cutaway mesin General Electric CF6-6.
Williams International F121 Fanjet.
Boeing 737-200 dengan mesin Pratt & Whitney JT8D.
Boeing 747 dengan mesin Pratt & Whitney JT9D.
Boeing C-17 Globemaster III dengan mesin Pratt & Whitney PW2000 dalam aksi daya dorong terbalik.
Honda HFX-01 turbo-fan.
Honda Jet, HF120.
Honda Jet, HF120. Model cutaway mesin jet.
Mesin TF39 pada pesawat Lockheed C-5 Galaxy.
Williams International F-107.
Williams International F112.
Mesin untuk Diamond D-JET.
Williams FJ44.
General Electric GEnx.
RD33MK Mach 2+ (2,200 km/h, 1,370 mph) / At low altitude: Mach 1.2 (1,400 km/h, 870 mph) pada pesawat MIG 29K
Mesin F100 pada pesawat F-15. High altitude: Mach 2.5+ (1,650+ mph, 2,665+ km/h), Low altitude: Mach 1.2 (900 mph, 1,450 km/h)
Mesin turbofan TF30 pada pesawat F-14
Mesin Jet F-A-18.
Mesin jet F-A-18F Super Hornet.
Mesin turbofan afterburning Prancis yang dikembangkan oleh Snecma untuk pesawat tempur Dassault Rafale.
AL-31

Lihat pula

Referensi

^ Marshall Brain (April 2000). "How Gas Turbine Engines Work". howstuffworks.com. Diakses tanggal 2010-11-24.
^ Hall, Nancy (May 5, 2015). "Turbofan Engine". Glenn Research Center. NASA. Diakses tanggal October 25, 2015. Most modern airliners use turbofan engines because of their high thrust and good fuel efficiency.
^ Michael Hacker; David Burghardt; Linnea Fletcher; Anthony Gordon; William Peruzzi (March 18, 2009). Engineering and Technology. Cengage Learning. hlm. 319. ISBN 978-1-285-95643-5. Diakses tanggal October 25, 2015. All modern jet-powered commercial aircraft use high bypass turbofan engines [...]
^ Frank Northen Magill, ed. (1993). Magill's Survey of Science: Applied science series, Volume 3. Salem Press. hlm. 1431. ISBN 9780893567088. Most tactical military aircraft are powered by low-bypass turbofan engines.
^ Thrust Augmentation with Mixer/Ejector systems, Presz, Reynolds, Hunter, AIAA 2002-0230, p.3
^ Gas Turbine Aerothermodynamics With Special Reference To Aircraft propulsion, Sir Frank Whittle 1981,ISBN 0 08 026719 X, p.217
^ Gas Turbine Aerothermodynamics With Special Reference To Aircraft propulsion, Sir Frank Whittle 1981,ISBN 0 08 026719 X, p.218
^ Rubert, Kennedy F. (1945-02-01). "An analysis of jet-propulsion systems making direct use of the working substance of a thermodynamic cycle". NASA (dalam bahasa Inggris).
^ Roth, Bryce Alexander (2000-09-01). A theoretical treatment of technical risk in modern propulsion system design (Thesis). Bibcode:2000PhDT.......101R. p.76
^ Journal of Aircraft September-October 1966: Vol 3 Iss 5 (dalam bahasa English). American Institute of Aeronautics and Astronautics. September 1966. hlm. 386. Pemeliharaan CS1: Bahasa yang tidak diketahui (link)
^ Journal of Aircraft September-October 1966: Vol 3 Iss 5 (dalam bahasa English). American Institute of Aeronautics and Astronautics. September 1966. hlm. 387. Pemeliharaan CS1: Bahasa yang tidak diketahui (link)
^ Verma, Bharat (January 1, 2013). Indian Defence Review: Apr–Jun 2012. Lancer Publishers. hlm. 18. ISBN 978-81-7062-259-8. Diakses tanggal October 25, 2015. Military power plants may be divided into some major categories – low bypass turbofans that generally power fighter jets…
^ "Bypass ratio", Britannica
^ Thermodynamics, MIT, diarsipkan dari asli tanggal 2013-05-28
^ Jet Propulsion, Nicholas Cumpsty 2003,ISBN 978 0 521 54144 2, Figure 7.3 Predicted variation in thrust and sfc with bypass ratio for a constant core
^ "Practical considerations in designing the engine cycle", M G Philpot, AGARD LS 183, Steady and Transient Performance Prediction,ISBN 92 835 0674 X, p.2-12
^ "Flight global" (PDF). Flightglobal.com.
^ Taylor, John W.R. (ed.), All The World's Aircraft 1975–1976, Paulton House, 8 Sheperdess Walk, London N1 7LW: Jane's, hlm. 748 Pemeliharaan CS1: Lokasi (link)
^ Proceedings, ASME, 15 April 2015, doi:10.1115/84-GT-230
^ "PW tales", Road runners Internationale
^ "Turbofan Engine". GRC NASA. Diakses tanggal 2010-11-24.
^ Neumann, Gerhard (2004) [first published by Morrow 1984]. Herman the German: Just Lucky I Guess. Bloomington, Indiana, US: Authorhouse. hlm. 228–30. ISBN 1-4184-7925-X.
^ "The turbofan engine" Diarsipkan 2015-04-18 di Wayback Machine., p. 7. SRM Institute of Science and Technology, Department of Aerospace Engineering.
^ Cohen; Rogers; Saravanamuttoo (1972). Gas Turbine Theory (Edisi 2nd). Longmans. hlm. 85. ISBN 0-582-44927-8.
^ FAA-H-8083-3B Airplane Flying Handbook Handbook (PDF). Federal Aviation Administration. 2004. Diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 2012-09-21.
^ "Turbofan Thrust". Grc.nasa.gov. Diakses tanggal 1 March 2022.
^ Goulos, Ioannis; Stankowski, Tomasz; MacManus, David; Woodrow, Philip; Sheaf, Christopher (February 2018). "Civil Turbofan Engine Exhaust Aerodynamics: Impact of Bypass Nozzle After-body Design" (PDF). Aerospace Science and Technology. 73: 85–95. Bibcode:2018AeST...73...85G. doi:10.1016/j.ast.2017.09.002. hdl:1826/12476. Diakses tanggal 1 March 2022.
^ Kempton, A., "Acoustic liners for modern aero-engines", 15th CEAS-ASC Workshop and 1st Scientific Workshop of X-Noise EV, 2011. Win.tue.nl.
^ Smith, Michael J. T. (19 February 1970). "Softly, softly towards the quiet jet". New Scientist. fig. 5.
^ Huff, Dennis; Envia, Edmane (October 2007). "Chapter 89: Jet Engine Noise Generation, Prediction, and Control". Dalam Crocker, Malcolm (ed.). Handbook of Noise and Vibration Control. Wiley. hlm. 1096–1108. ISBN 978-0-471-39599-7.
^ Zaman, K. B. M. Q.; Bridges, J. E.; Huff, D. L. (17–21 December 2010). "Evolution from 'Tabs' to 'Chevron Technology'–a Review" (PDF). Proceedings of the 13th Asian Congress of Fluid Mechanics 17–21 December 2010, Dhaka, Bangladesh. Cleveland, OH: bNASA Glenn Research Center. Diakses tanggal January 8, 2025.
^ Kester, JD; Slaiby, TG (1968). "Designing the JT-9D Engine to meet Low Noise Requirements for Future Transports". SAE Transactions. 76 (2): 1332. doi:10.4271/670331. JSTOR 44565020. paper 670331.
^ Smith, M.J.T. (17 August 1972). "Quiet Propulsion". Flight International. hlm. 241.
^ McAlpine, A., Research project: Buzz-saw noise and nonlinear acoustics, University of Southampton
^ Schuster, B.; Lieber, L.; Vavalle, A. (2010), "Optimization of a seamless inlet liner using an empirically validated prediction method", 16th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Stockholm, SE, doi:10.2514/6.2010-3824, ISBN 978-1-60086-955-6, S2CID 113015300
^ Ferrante, P. G.; Copiello, D.; Beutke, M. (2011), "Design and experimental verification of 'true zero-splice' acoustic liners in the universal fan facility adaptation (UFFA) modular rig", 17h AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Portland, OR, doi:10.2514/6.2011-2728, ISBN 978-1-60086-943-3, AIAA-2011-2728
^ Banke, Jim (2012-12-13). "NASA Helps Create a More Silent Night". NASA. Diakses tanggal January 12, 2013.
^ "Invited" (PDF), 13th ACFM, CN: AFMC, diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 2014-03-25
^ "Turbojet History And Development 1930–1960 Volume 1", The Crowood Press Ltd. 2007, ISBN 978 1 86126 912 6, p. 241.
^ "Metrovick F3 Cutaway – Pictures & Photos on FlightGlobal Airspace". Flightglobal.com. 2007-11-07. Diakses tanggal 2013-04-29.
^ "page 145". Flight international. 1946.
^ "1954 | 0985 | Flight Archive". Flightglobal.com. 1954-04-09. Diakses tanggal 2013-04-29.
^ The Development Of Jet And Turbine Aero Engines 4th edition, Bill Gunston 2006, ISBN 0 7509 4477 3, p. 197.
^ Boyne, Walter J., ed. (2002). Air warfare: An international encyclopedia: A–L. ABC-CLIO. hlm. 235. ISBN 978-1-57607-345-2.
^ "Lycoming PLF1A-2 turbofan engine". Smithsonian National Air and Space Museum. Diakses tanggal December 31, 2021.
^ El-Sayed, Ahmed F. (25 May 2016). Fundamentals of Aircraft and Rocket Propulsion. Springer. ISBN 978-1-4471-6796-9.
^ "RB211-535E4" (PDF). Diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 3 January 2011. Diakses tanggal 1 March 2022.
^ "p.01.7" (PDF). Icas.rg. Diakses tanggal 1 March 2022.
^ Webber, Richard J. (1971). VARIABLE GEOMETRY AFT-FAN FORTAKEOFFQUIETINGOR THRUST AUGMENTATION OF A TURBOJET ENGINE. Ohio: Lewis Research Centre, NASA.
^ "The geared turbofan technology – Opportunities, challenges and readiness status" (PDF). Diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 2013-05-20. C. Riegler, C. Bichlmaier:, 1st CEAS European Air and Space Conference, 10–13 September 2007, Berlin, Germany
^ Bjorn Fehrm (October 21, 2016). "Bjorn's Corner: The Engine challenge". Leeham News.
^ Ben Hargreaves (Sep 28, 2017). "Understanding Complexities Of Bigger Fan Blades". Aviation Week Network.
^ Guy Norris and Graham Warwick (Mar 26, 2015). "A Reversed, Tilted Future For Pratt's Geared Turbofan?". Aviation Week & Space Technology.
^ Guy Norris (Aug 8, 2017). "Turbofans Are Not Finished Yet". Aviation Week & Space Technology.
^ "Continuous Lower Energy, Emissions, and Noise (CLEEN) Program". www.faa.gov. Federal Aviation Administration. Diakses tanggal 11 February 2023.
^ Ulrich Wenger (March 20, 2014), Rolls-Royce technology for future aircraft engines (PDF), Rolls-Royce Deutschland
^ Dominic Gates (June 15, 2018). "Troublesome advanced engines for Boeing, Airbus jets have disrupted airlines and shaken travelers". The Seattle Times.
^ Kerry Reals (6 Sep 2019). "How the future of electric aircraft lies beyond the engines". Flightglobal.
^ "Flight Fleet Forecast's engine outlook". Flight Global. 2 November 2016.
^ Jane's All the World's Aircraft. 2005. hlm. 850–853. ISSN 0075-3017.
^ "GEnx". GE.
^ "PW1000G". MTU. Diarsipkan dari asli tanggal 2018-08-18. Diakses tanggal 2016-07-01.
^ "The Leap Engine". CFM International.
^ The Cambridge Aerospace Dictionary, Bill Gunston 2004,ISBN 978 0 511 33833 5
^ Jet Propulsion, Nicholas Cumpsty 1997, ISBN 0 521 59674 2, p.65
^ Roth, Bryce; Mavris, Dimitri (2000-07-24). "A comparison of thermodynamic loss models suitable for gas turbine propulsion - Theory and taxonomy". 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit (dalam bahasa Inggris). Las Vegas, NV, U.S.A.: American Institute of Aeronautics and Astronautics: 4–8. doi:10.2514/6.2000-3714.
^ The Cambridge Aerospace Dictionary, Bill Gunston 2004,ISBN 978 0 511 33833 5
^ "Reduced Thrust Takeoff". 30 May 2021.
^ Gas Turbine Performance Second Edition, Walsh and Fletcher 2004,ISBN 0 632 06434 X, p.5
^ Jet Engines and Propulsion Systems For Engineers, Human Resource Development, GE Aircraft Engines 1989, p.5-9
^ Aerodynamic Design Of Axial Flow Compressors, N65 23345,1965, NASA SP-36, p.68
^ Clancy, L.J., Aerodynamics, page 21
^ Introduction To Aerospace Engineering With A Flight Test Perspective, Stephen Corda 2017,ISBN 9781118953389, p.185

Pranala luar

Malcolm Gibson (Aug 2011). "The Chevron Nozzle: A Novel Approach to Reducing Jet Noise" (PDF). NASA Innovation in Aeronautics NASA/TM-2011-216987. Diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 2021-09-21. Diakses tanggal 2022-01-12.
"The Engine Yearbook". UBM Aviation. 2012.
"Commercial engines 2017". Flight Global.
Bjorn Fehrm (April 14, 2017). "Bjorn's Corner: Aircraft engines, sum up". Leeham Co. and previous series

[stuffworks-1] Marshall Brain (April 2000). "How Gas Turbine Engines Work". howstuffworks.com. Diakses tanggal 2010-11-24.

[Hall-2] Hall, Nancy (May 5, 2015). "Turbofan Engine". Glenn Research Center. NASA. Diakses tanggal October 25, 2015. Most modern airliners use turbofan engines because of their high thrust and good fuel efficiency.

[HackerBurghardt2009-3] Michael Hacker; David Burghardt; Linnea Fletcher; Anthony Gordon; William Peruzzi (March 18, 2009). Engineering and Technology. Cengage Learning. hlm. 319. ISBN 978-1-285-95643-5. Diakses tanggal October 25, 2015. All modern jet-powered commercial aircraft use high bypass turbofan engines [...]

[Magill-4] Frank Northen Magill, ed. (1993). Magill's Survey of Science: Applied science series, Volume 3. Salem Press. hlm. 1431. ISBN 9780893567088. Most tactical military aircraft are powered by low-bypass turbofan engines.

[5] Thrust Augmentation with Mixer/Ejector systems, Presz, Reynolds, Hunter, AIAA 2002-0230, p.3

[6] Gas Turbine Aerothermodynamics With Special Reference To Aircraft propulsion, Sir Frank Whittle 1981,ISBN 0 08 026719 X, p.217

[7] Gas Turbine Aerothermodynamics With Special Reference To Aircraft propulsion, Sir Frank Whittle 1981,ISBN 0 08 026719 X, p.218

[8] Rubert, Kennedy F. (1945-02-01). "An analysis of jet-propulsion systems making direct use of the working substance of a thermodynamic cycle". NASA (dalam bahasa Inggris).

[9] Roth, Bryce Alexander (2000-09-01). A theoretical treatment of technical risk in modern propulsion system design (Thesis). Bibcode:2000PhDT.......101R. p.76

[10] Journal of Aircraft September-October 1966: Vol 3 Iss 5 (dalam bahasa English). American Institute of Aeronautics and Astronautics. September 1966. hlm. 386. Pemeliharaan CS1: Bahasa yang tidak diketahui (link)

[11] Journal of Aircraft September-October 1966: Vol 3 Iss 5 (dalam bahasa English). American Institute of Aeronautics and Astronautics. September 1966. hlm. 387. Pemeliharaan CS1: Bahasa yang tidak diketahui (link)

[Verma2013-12] Verma, Bharat (January 1, 2013). Indian Defence Review: Apr–Jun 2012. Lancer Publishers. hlm. 18. ISBN 978-81-7062-259-8. Diakses tanggal October 25, 2015. Military power plants may be divided into some major categories – low bypass turbofans that generally power fighter jets…

[13] "Bypass ratio", Britannica

[14] Thermodynamics, MIT, diarsipkan dari asli tanggal 2013-05-28

[15] Jet Propulsion, Nicholas Cumpsty 2003,ISBN 978 0 521 54144 2, Figure 7.3 Predicted variation in thrust and sfc with bypass ratio for a constant core

[16] "Practical considerations in designing the engine cycle", M G Philpot, AGARD LS 183, Steady and Transient Performance Prediction,ISBN 92 835 0674 X, p.2-12

[17] "Flight global" (PDF). Flightglobal.com.

[18] Taylor, John W.R. (ed.), All The World's Aircraft 1975–1976, Paulton House, 8 Sheperdess Walk, London N1 7LW: Jane's, hlm. 748 Pemeliharaan CS1: Lokasi (link)

[19] Proceedings, ASME, 15 April 2015, doi:10.1115/84-GT-230

[20] "PW tales", Road runners Internationale

[grc_nasa-21] "Turbofan Engine". GRC NASA. Diakses tanggal 2010-11-24.

[Neumann_2004_1984_pp228-230-22] Neumann, Gerhard (2004) [first published by Morrow 1984]. Herman the German: Just Lucky I Guess. Bloomington, Indiana, US: Authorhouse. hlm. 228–30. ISBN 1-4184-7925-X.

[srm-23] "The turbofan engine" Diarsipkan 2015-04-18 di Wayback Machine., p. 7. SRM Institute of Science and Technology, Department of Aerospace Engineering.

[24] Cohen; Rogers; Saravanamuttoo (1972). Gas Turbine Theory (Edisi 2nd). Longmans. hlm. 85. ISBN 0-582-44927-8.

[25] FAA-H-8083-3B Airplane Flying Handbook Handbook (PDF). Federal Aviation Administration. 2004. Diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 2012-09-21.

[26] "Turbofan Thrust". Grc.nasa.gov. Diakses tanggal 1 March 2022.

[27] Goulos, Ioannis; Stankowski, Tomasz; MacManus, David; Woodrow, Philip; Sheaf, Christopher (February 2018). "Civil Turbofan Engine Exhaust Aerodynamics: Impact of Bypass Nozzle After-body Design" (PDF). Aerospace Science and Technology. 73: 85–95. Bibcode:2018AeST...73...85G. doi:10.1016/j.ast.2017.09.002. hdl:1826/12476. Diakses tanggal 1 March 2022.

[Kempton2011-28] Kempton, A., "Acoustic liners for modern aero-engines", 15th CEAS-ASC Workshop and 1st Scientific Workshop of X-Noise EV, 2011. Win.tue.nl.

[29] Smith, Michael J. T. (19 February 1970). "Softly, softly towards the quiet jet". New Scientist. fig. 5.

[30] Huff, Dennis; Envia, Edmane (October 2007). "Chapter 89: Jet Engine Noise Generation, Prediction, and Control". Dalam Crocker, Malcolm (ed.). Handbook of Noise and Vibration Control. Wiley. hlm. 1096–1108. ISBN 978-0-471-39599-7.

[chevron_technology-31] Zaman, K. B. M. Q.; Bridges, J. E.; Huff, D. L. (17–21 December 2010). "Evolution from 'Tabs' to 'Chevron Technology'–a Review" (PDF). Proceedings of the 13th Asian Congress of Fluid Mechanics 17–21 December 2010, Dhaka, Bangladesh. Cleveland, OH: bNASA Glenn Research Center. Diakses tanggal January 8, 2025.

[32] Kester, JD; Slaiby, TG (1968). "Designing the JT-9D Engine to meet Low Noise Requirements for Future Transports". SAE Transactions. 76 (2): 1332. doi:10.4271/670331. JSTOR 44565020. paper 670331.

[33] Smith, M.J.T. (17 August 1972). "Quiet Propulsion". Flight International. hlm. 241.

[buzz_saw-34] McAlpine, A., Research project: Buzz-saw noise and nonlinear acoustics, University of Southampton

[Schuster2010-35] Schuster, B.; Lieber, L.; Vavalle, A. (2010), "Optimization of a seamless inlet liner using an empirically validated prediction method", 16th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Stockholm, SE, doi:10.2514/6.2010-3824, ISBN 978-1-60086-955-6, S2CID 113015300

[Ferrante2011-36] Ferrante, P. G.; Copiello, D.; Beutke, M. (2011), "Design and experimental verification of 'true zero-splice' acoustic liners in the universal fan facility adaptation (UFFA) modular rig", 17h AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Portland, OR, doi:10.2514/6.2011-2728, ISBN 978-1-60086-943-3, AIAA-2011-2728

[NASA-37] Banke, Jim (2012-12-13). "NASA Helps Create a More Silent Night". NASA. Diakses tanggal January 12, 2013.

[38] "Invited" (PDF), 13th ACFM, CN: AFMC, diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 2014-03-25

[39] "Turbojet History And Development 1930–1960 Volume 1", The Crowood Press Ltd. 2007, ISBN 978 1 86126 912 6, p. 241.

[40] "Metrovick F3 Cutaway – Pictures & Photos on FlightGlobal Airspace". Flightglobal.com. 2007-11-07. Diakses tanggal 2013-04-29.

[41] "page 145". Flight international. 1946.

[42] "1954 | 0985 | Flight Archive". Flightglobal.com. 1954-04-09. Diakses tanggal 2013-04-29.

[43] The Development Of Jet And Turbine Aero Engines 4th edition, Bill Gunston 2006, ISBN 0 7509 4477 3, p. 197.

[Boyne2002-44] Boyne, Walter J., ed. (2002). Air warfare: An international encyclopedia: A–L. ABC-CLIO. hlm. 235. ISBN 978-1-57607-345-2.

[NASM-PLF1A-2-45] "Lycoming PLF1A-2 turbofan engine". Smithsonian National Air and Space Museum. Diakses tanggal December 31, 2021.

[46] El-Sayed, Ahmed F. (25 May 2016). Fundamentals of Aircraft and Rocket Propulsion. Springer. ISBN 978-1-4471-6796-9.

[47] "RB211-535E4" (PDF). Diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 3 January 2011. Diakses tanggal 1 March 2022.

[48] "p.01.7" (PDF). Icas.rg. Diakses tanggal 1 March 2022.

[49] Webber, Richard J. (1971). VARIABLE GEOMETRY AFT-FAN FORTAKEOFFQUIETINGOR THRUST AUGMENTATION OF A TURBOJET ENGINE. Ohio: Lewis Research Centre, NASA.

[:0-50] "The geared turbofan technology – Opportunities, challenges and readiness status" (PDF). Diarsipkan dari asli (PDF) tanggal 2013-05-20. C. Riegler, C. Bichlmaier:, 1st CEAS European Air and Space Conference, 10–13 September 2007, Berlin, Germany

[LN161021-51] Bjorn Fehrm (October 21, 2016). "Bjorn's Corner: The Engine challenge". Leeham News.

[MRO28sep2017-52] Ben Hargreaves (Sep 28, 2017). "Understanding Complexities Of Bigger Fan Blades". Aviation Week Network.

[AvWeek26Mar2015-53] Guy Norris and Graham Warwick (Mar 26, 2015). "A Reversed, Tilted Future For Pratt's Geared Turbofan?". Aviation Week & Space Technology.

[AvWeek8Aug2017-54] Guy Norris (Aug 8, 2017). "Turbofans Are Not Finished Yet". Aviation Week & Space Technology.

[faa-cleen-55] "Continuous Lower Energy, Emissions, and Noise (CLEEN) Program". www.faa.gov. Federal Aviation Administration. Diakses tanggal 11 February 2023.

[56] Ulrich Wenger (March 20, 2014), Rolls-Royce technology for future aircraft engines (PDF), Rolls-Royce Deutschland

[SeattleTimes15jun2018-57] Dominic Gates (June 15, 2018). "Troublesome advanced engines for Boeing, Airbus jets have disrupted airlines and shaken travelers". The Seattle Times.

[58] Kerry Reals (6 Sep 2019). "How the future of electric aircraft lies beyond the engines". Flightglobal.

[59] "Flight Fleet Forecast's engine outlook". Flight Global. 2 November 2016.

[60] Jane's All the World's Aircraft. 2005. hlm. 850–853. ISSN 0075-3017.

[61] "GEnx". GE.

[62] "PW1000G". MTU. Diarsipkan dari asli tanggal 2018-08-18. Diakses tanggal 2016-07-01.

[63] "The Leap Engine". CFM International.

[auto-64] The Cambridge Aerospace Dictionary, Bill Gunston 2004,ISBN 978 0 511 33833 5

[65] Jet Propulsion, Nicholas Cumpsty 1997, ISBN 0 521 59674 2, p.65

[66] Roth, Bryce; Mavris, Dimitri (2000-07-24). "A comparison of thermodynamic loss models suitable for gas turbine propulsion - Theory and taxonomy". 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit (dalam bahasa Inggris). Las Vegas, NV, U.S.A.: American Institute of Aeronautics and Astronautics: 4–8. doi:10.2514/6.2000-3714.

[67] The Cambridge Aerospace Dictionary, Bill Gunston 2004,ISBN 978 0 511 33833 5

[68] "Reduced Thrust Takeoff". 30 May 2021.

[69] Gas Turbine Performance Second Edition, Walsh and Fletcher 2004,ISBN 0 632 06434 X, p.5

[70] Jet Engines and Propulsion Systems For Engineers, Human Resource Development, GE Aircraft Engines 1989, p.5-9

[71] Aerodynamic Design Of Axial Flow Compressors, N65 23345,1965, NASA SP-36, p.68

[72] Clancy, L.J., Aerodynamics, page 21

[73] Introduction To Aerospace Engineering With A Flight Test Perspective, Stephen Corda 2017,ISBN 9781118953389, p.185

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]

[13]

[14]

[15]

[16]

[17]

[18]

[19]

[20]

[21]

[22]

[23]

[24]

[25]

[26]

[27]

[28]

[29]

[30]

[31]

[32]

[33]

[34]

[35]

[36]

[37]

[38]

[39]

[40]

[41]

[42]

[43]

[44]

[45]

[46]

[47]

[48]

[49]

[50]

[51]

[52]

[53]

[54]

[55]

[56]

[57]

[58]

[59]

[60]

[61]

[62]

[63]

[64]

[65]

[66]

[67]

[68]

[69]

[70]

[71]

[72]

[73]