เครื่องยนต์เทอร์โบแฟน

เทอร์โบแฟน (Turbofan) หรือแฟนเจ็ต (Fanjet) คือเครื่องยนต์ไอพ่นชนิดใช้อากาศภายนอกในการเผาไหม้ ซึ่งถูกใช้อย่างแพร่หลายในการขับเคลื่อนอากาศยาน คำว่า “เทอร์โบแฟน” มาจากการผสมผสานของสองเทคโนโลยี คือ เครื่องยนต์รุ่นก่อนหน้าอย่าง เทอร์โบเจ็ต (turbojet) และการเพิ่มชุดพัดลม (fan stage) เข้าไปในระบบ

เครื่องยนต์ชนิดนี้ประกอบด้วย กังหันแก๊ส (gas turbine engine) ซึ่งสร้างพลังงานกลจากการเผาไหม้ และพัดลมที่มีฝาครอบ (ducted fan) ซึ่งใช้พลังงานกลจากกังหันเพื่อผลักอากาศไปทางด้านหลัง ความแตกต่างที่สำคัญคือ ในเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ต อากาศทั้งหมดที่ถูกดูดเข้า จะไหลผ่านห้องเผาไหม้และกังหัน แต่ในเครื่องยนต์เทอร์โบแฟน อากาศบางส่วนจะไม่ผ่านห้องเผาไหม้และกังหัน (เรียกว่า อากาศบายพาส) ซึ่งจะถูกพัดลมผลักดันไปด้านหลังโดยตรง ดังนั้นจึงสามารถกล่าวได้ว่า เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนคือเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ตที่ใช้ในการขับพัดลมแบบมีฝาครอบ โดยทั้งระบบพัดลมและกังหันแก๊สร่วมกันสร้างแรงขับ

อัตราส่วนบายพาส (Bypass ratio) คือ อัตราส่วนระหว่างมวลของอากาศที่ไหลผ่านรอบแกนเครื่องยนต์ (bypass) กับมวลของอากาศที่ไหลผ่านภายในแกนเครื่องยนต์ (core) เครื่องยนต์สร้างแรงขับโดยอาศัยอากาศจากทั้งสองส่วนทำงานร่วมกัน

เครื่องยนต์ที่สร้างแรงขับส่วนใหญ่จากไอพ่นจากแกนเครื่องยนต์ จะเรียกว่าเทอร์โบแฟนแบบบายพาสต่ำ (low-bypass turbofans) ในทางกลับกันหากแรงขับส่วนใหญ่เกิดจากอากาศที่ผ่านพัดลมบายพาส จะเรียกว่าเทอร์โบแฟนแบบบายพาสสูง (high-bypass turbofans)

ปัจจุบันเครื่องยนต์เจ็ตที่ใช้ในการบินพาณิชย์ส่วนใหญ่เป็นเครื่องยนต์แบบบายพาสสูง ขณะที่เครื่องยนต์ของเครื่องบินขับไล่สมัยใหม่ส่วนใหญ่จะเป็นแบบบายพาสต่ำ

ในกรณีของเทอร์โบแฟนแบบบายพาสต่ำมักมีการติดตั้งห้องเผาไหม้เสริม (afterburner) โดยจะทำการผสมอากาศจากบายพาสและแกนกลาง ก่อนเข้าสู่ห้องเผาไหม้เสริม เพื่อเพิ่มแรงขับในระยะเวลาสั้น เช่น ขณะไล่ตามศัตรูหรือเร่งความเร็วทันที

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนรุ่นใหม่มักมีพัดลมแบบใดแบบหนึ่งต่อไปนี้ พัดลมขนาดใหญ่แบบขั้นตอนเดียว (single-stage fan) หรือพัดลมขนาดเล็กที่มีหลายขั้นตอน (multi-stage fan) การออกแบบในยุคแรกเริ่มบางแบบมีการรวมกังหันแรงดันต่ำ (low-pressure turbine) และพัดลมเข้าด้วยกันในชุดเดียวที่ติดตั้งอยู่ด้านหลังของเครื่องยนต์

 หลักการ 
เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนถูกคิดค้นขึ้นเพื่อปรับปรุงอัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงของเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ต ทำได้โดยผลักอากาศในปริมาณที่มากขึ้นส่งผลให้ มวลของไอพ่นเพิ่มขึ้น แต่ความเร็วของไอพ่นลดลงเมื่อเทียบกับเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ต กระบวนการนี้ทำได้โดยการเพิ่มพัดลมแบบมีฝาครอบเข้ากับระบบเครื่องยนต์โดยตรงในเชิงกล (mechanically) แทนที่จะอาศัยเฉพาะแรงหนืด (viscous forces) ของไอพ่นเหมือนในอดีตThrust Augmentation with Mixer/Ejector systems, Presz, Reynolds, Hunter, AIAA 2002-0230, p.3 เครื่องดูดสูญญากาศ (vacuum ejector) ยังถูกนำมาใช้ร่วมกับพัดลม ตามแนวคิดดั้งเดิมของ แฟรงค์ วิตเทิล (Frank Whittle) ผู้ประดิษฐ์เครื่องยนต์เจ็ตรายแรก

วิตเทิลได้จินตนาการถึงความเร็วการบินที่ 500 ไมล์ต่อชั่วโมงไว้ในสิทธิบัตรสหราชอาณาจักรหมายเลข 471,368 เมื่อเดือนมีนาคม ปี ค.ศ. 1936 ซึ่งมีชื่อว่า "Improvements relating to the propulsion of aircraft" การปรับปรุงที่เกี่ยวข้องกับการขับเคลื่อนอากาศยาน)

ในเอกสารฉบับนั้นเขาได้อธิบายหลักการพื้นฐานที่อยู่เบื้องหลังเครื่องยนต์เทอร์โบแฟน แม้ว่าจะยังไม่ได้เรียกชื่อว่า “เทอร์โบแฟน” โดยในขณะนั้นเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ตใช้ก๊าซร้อนที่ได้จากกระบวนการทางอุณหพลศาสตร์ (thermodynamic cycle) เป็นไอพ่นในการขับเคลื่อน อย่างไรก็ตามสำหรับอากาศยานที่มีความเร็ว ต่ำกว่า 500 ไมล์ต่อชั่วโมง เครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ตแบบเดิมมี ข้อเสียเปรียบอยู่ 2 ประการ ซึ่งเครื่องยนต์ เทอร์โบแฟนได้รับการออกแบบมาเพื่อแก้ไขข้อเสียเหล่านั้น

ประการแรก พลังงานที่จำเป็นในการสร้างแรงขับในระดับหนึ่ง จะเพิ่มขึ้นเรื่อยๆหากอากาศไอเสียถูกผลักด้วยความเร็วสูงขึ้น ดังนั้น การเพิ่มประสิทธิภาพจึงสามารถทำได้โดย เปลี่ยนพลังงานบางส่วนไปใช้ในการผลักอากาศปริมาณมากในความเร็วต่ำ แทนที่จะใช้ความเร็วสูงเพียงอย่างเดียวผ่านแกนเครื่องยนต์ เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนทำสิ่งนี้ได้โดยใช้กังหันเสริม (additional turbine) ขับเคลื่อนพัดลมแบบมีฝาครอบเพื่อเป่าอากาศที่ไหลผ่านรอบแกนความเร็วสูงแทนการวิ่งผ่านเข้าไปในระบบเผาไหม้โดยตรงด้วยการที่แรงขับจากแกนกลาง (core thrust) นั้นลดลง เครื่องยนต์จะได้แรงขับส่วนใหญ่จากอากาศบายพาสปริมาณมากที่ไหลด้วยความเร็วต่ำซึ่งให้แรงขับในระดับเดียวกันแต่ใช้เชื้อเพลิงน้อยลง ส่งผลให้มีประสิทธิภาพสูงกว่าเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ต

ประการที่สอง คือ การเผาไหม้เชื้อเพลิงมีประสิทธิภาพน้อยลงเมื่อความเร็วของอากาศยานต่ำ ความพยายามใดๆที่จะลดการใช้เชื้อเพลิงของเครื่องยนต์ โดยการเพิ่มอัตราส่วนความดัน (pressure ratio) หรือ อุณหภูมิของกังหัน (turbine temperature) เพื่อให้การเผาไหม้มีประสิทธิภาพสูงขึ้น จะทำให้เกิดการเพิ่มขึ้นของความดันและอุณหภูมิในท่อไอเสีย (exhaust duct) ตามมา ซึ่งส่งผลให้ความเร็วของไอพ่นที่ออกจากหัวฉีดขับเคลื่อน (propelling nozzle) สูงขึ้น พลังงานจลน์ (kinetic energy) ของไอพ่นเพิ่มขึ้น และในที่สุดเกิดการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงที่สูญเปล่าเพิ่มขึ้น

แม้ว่าเครื่องยนต์จะใช้เชื้อเพลิงน้อยลงต่อแรงขับหนึ่งปอนด์ (pound of thrust) แต่ก็ยังสูญเสียพลังงานในรูปแบบของไอพ่นเร็วเกินไป ซึ่งไม่ได้แปรเปลี่ยนเป็นแรงขับอย่างมีประสิทธิภาพ กล่าวอีกนัยหนึ่งคือความเป็นอิสระระหว่างประสิทธิภาพทางความร้อน (thermal efficiency) และประสิทธิภาพด้านแรงขับ (propulsive efficiency) ซึ่งเคยมีอยู่ในระบบเครื่องยนต์ลูกสูบ–ใบพัด (piston engine/propeller) ก่อนยุคของเทอร์โบเจ็ตนั้นได้สูญเสียไป ในทางตรงกันข้ามนักวิจัยชื่อ Roth p.76 เห็นว่าความสามารถในการแยกอิสระระหว่างสองประสิทธิภาพนี้อีกครั้ง คือคุณลักษณะที่สำคัญที่สุดของเครื่องยนต์เทอร์โบแฟน ซึ่งทำให้สามารถกำหนดค่าแรงขับจำเพาะ (specific thrust) ได้โดยไม่ขึ้นกับวงจรการทำงานของเครื่องกำเนิดแก๊ส (gas generator cycle)

การทำงานในวงจรอุณหพลศาสตร์คือมวลเพียงส่วนเดียวที่ถูกเร่งเพื่อสร้างแรงขับ ซึ่งนับเป็นข้อจำกัดสำคัญ โดยเฉพาะเมื่อใช้งานในความเร็วต่ำกว่าความเร็วเสียง เพราะจะทำให้สิ้นเปลืองเชื้อเพลิงมากสำหรับการบินที่ความเร็วต่ำความเร็วของไอพ่นที่ปล่อยออกจากเครื่องยนต์ต้องลดลง เพราะการสร้างแรงขับนั้นมี “ต้นทุนด้านพลังงาน” ซึ่งต้องใช้ในการเร่งอากาศให้เร็วขึ้น

พลังงานที่ใช้ในการเร่งแก๊สภายในเครื่องยนต์ (หรือเพิ่มพลังงานจลน์) ถูกใช้ไปใน 2 ส่วนคือ ส่วนหนึ่งกลายเป็นแรงขับโดยอาศัยการเปลี่ยนแปลงโมเมนตัม อีกส่วนหนึ่งกลายเป็นกระแสลมท้าย (wake) ซึ่งเป็นพลังงานที่สูญเปล่าและเป็นสิ่งที่หลีกเลี่ยงไม่ได้ในการสร้างแรงขับจากเครื่องยนต์ที่ใช้อากาศจากภายนอก เช่น เทอร์โบเจ็ต หรือใบพัด 

วิธีลดพลังงานที่สูญเสียใน wake และลดการใช้เชื้อเพลิงโดยยังคงแรงขับไว้เท่าเดิม คือเพิ่มมวลของอากาศที่ถูกเร่งแทนที่จะเพิ่มความเร็ว เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนทำสิ่งนี้ได้โดยการถ่ายเทพลังงานจากแกนเครื่องยนต์ (gas generator)ไปขับพัดลมแบบมีฝาครอบ ซึ่งจะเร่งอากาศอีกปริมาณหนึ่ง (ที่ไหลรอบแกนเครื่องยนต์) ให้เคลื่อนที่ไปด้านหลังช่วยสร้างแรงขับเพิ่มเติมโดยใช้พลังงานได้คุ้มค่ากว่า

การถ่ายเทพลังงานจากแกนกลางของเครื่องยนต์ไปยังอากาศบายพาสจะทำให้ก๊าซที่เข้าสู่หัวฉีดแกนกลางมีความดันและอุณหภูมิต่ำลง (ส่งผลให้ความเร็วไอเสียต่ำลง) ในขณะที่อากาศบายพาสที่ถูกพัดลมอัดจะมีความดันและอุณหภูมิสูงขึ้นเมื่อเข้าสู่หัวฉีดของพัดลม ปริมาณพลังงานที่ถ่ายโอนขึ้นอยู่กับว่าพัดลมถูกออกแบบมาให้เพิ่มความดันได้มากน้อยเพียงใด (อัตราส่วนความดันของพัดลม – fan pressure ratio) การแลกเปลี่ยนพลังงานที่ดีที่สุด (ซึ่งหมายถึงการใช้เชื้อเพลิงน้อยที่สุด) ระหว่างกระแสอากาศทั้งสอง และการเปรียบเทียบความเร็วของไอพ่นจะขึ้นอยู่กับประสิทธิภาพของกระบวนการถ่ายโอน ซึ่งขึ้นอยู่กับค่าการสูญเสียในกังหันพัดลม (fan-turbine) และตัวพัดลมเอง

กระแสลมจากพัดลมจะมีความเร็วไอเสียต่ำกว่า ซึ่งจะให้แรงขับต่อหน่วยพลังงานได้มากกว่า (หรือมี Specific Thrust ต่ำกว่า) ทั้งสองกระแสลม — ทั้งจากแกนกลางและจากบายพาส — มีส่วนช่วยสร้างแรงขับรวม (gross thrust) ของเครื่องยนต์ การดูดอากาศเพิ่มเข้ามาสำหรับกระแสบายพาสจะเพิ่มแรงต้านรามแดร็ก (ram drag) ในท่อดูดอากาศ แต่ถึงอย่างนั้นก็ยังทำให้แรงขับสุทธิเพิ่มขึ้นอย่างมีนัยสำคัญความเร็วไอเสียโดยรวมที่เกิดจากไอพ่นสองกระแสนี้สามารถถูกควบคุมให้อยู่ใกล้กับความเร็วบินของเครื่องบินที่บินความเร็วต่ำกว่าความเร็วเสียงได้มากขึ้น และจะใกล้เคียงกับประสิทธิภาพแบบ Froude (Froude efficiency) ในอุดมคติมากขึ้น โดยหลักการแล้วเครื่องยนต์เทอร์โบแฟนจะเร่งมวลอากาศจำนวนมากในอัตราช้าลง เมื่อเทียบกับเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ตซึ่งจะเร่งอากาศปริมาณน้อยในอัตราที่เร็วกว่า ซึ่งวิธีการหลังนี้เป็นวิธีที่มีประสิทธิภาพน้อยกว่าในการสร้างแรงขับในระดับเท่ากัน

อัตราส่วนระหว่างมวลอากาศที่ไหลผ่านรอบแกนเครื่องยนต์เทียบกับมวลอากาศที่ไหลผ่านแกนกลางของเครื่องยนต์ เรียกว่าอัตราส่วนบายพาส (bypass ratio) เครื่องยนต์ที่สร้างแรงขับจากไอพ่นมากกว่าแรงขับจากพัดลม จะถูกเรียกว่า เทอร์โบแฟนบายพาสต่ำ (low-bypass turbofans) ส่วนเครื่องยนต์ที่สร้างแรงขับจากพัดลมมากกว่าแรงขับจากไอพ่นอย่างมีนัยสำคัญ จะเรียกว่า เทอร์โบแฟนบายพาสสูง (high-bypass turbofans) เครื่องยนต์เจ็ตเชิงพาณิชย์ส่วนใหญ่ในปัจจุบันเป็นแบบบายพาสสูง ในขณะที่เครื่องยนต์ของเครื่องบินรบสมัยใหม่ส่วนใหญ่เป็นแบบบายพาสต่ำ โดยเครื่องยนต์เทอร์โบแฟนบายพาสต่ำบนเครื่องบินรบจะติดตั้ง Afterburner (สันดาปท้าย) เพื่อเพิ่มแรงขับอีกด้วย

 ความเป็นมา 
เครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ตรุ่นแรกๆ มีประสิทธิภาพการใช้เชื้อเพลิงต่ำ เพราะอัตราส่วนแรงดันรวมและอุณหภูมิทางเข้ากังหันถูกจำกัดอย่างมากจากเทคโนโลยีและวัสดุที่มีอยู่ในขณะนั้น

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนเครื่องแรกซึ่งทำการทดสอบเฉพาะบนแท่นทดสอบ คือ ไดม์เลอร์-เบนซ์ ดีบี 007 ของเยอรมนี มีชื่อรหัสว่า 109-007 ตามการกำหนดของกระทรวงการบินเยอรมัน (RLM) โดยเริ่มเดินเครื่องครั้งแรกเมื่อวันที่ 27 พฤษภาคม 1943 หลังจากทดสอบชุดเครื่องจักรเทอร์โบด้วยมอเตอร์ไฟฟ้าเมื่อวันที่ 1 เมษายน 1943 การพัฒนาเครื่องยนต์นี้ถูกยกเลิกไปพร้อมกับปัญหาที่แก้ไม่ตก เนื่องจากสถานการณ์สงครามของเยอรมนีแย่ลงเรื่อย ๆ

ต่อมาในปี 1943 อังกฤษได้ทำการทดสอบเครื่องยนต์เทอร์โบแฟน เมโทรวิก เอฟ.3 บนพื้นดิน ซึ่งใช้เครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ต เมโทรโพลิแทน-วิกเกอร์ส เอฟ.2 เป็นแก๊สเจนเนอเรเตอร์ โดยมีการระบายไอเสียเข้าสู่แฟนตอนท้ายที่เชื่อมติดกัน ประกอบด้วยระบบกังหันแรงดันต่ำแบบหมุนสวนทางที่ขับแฟนร่วมแกนหมุนสองตัวที่หมุนสวนทางกัน

การใช้วัสดุที่พัฒนาดีขึ้นและการนำคอมเพรสเซอร์แบบคู่มาใช้ เช่น ในเครื่องยนต์บริสตอล โอลิมปัส และ แพรตต์ แอนด์ วิทนีย์ เจที3ซี ช่วยเพิ่มอัตราส่วนแรงดันรวมและเพิ่มประสิทธิภาพทางอุณหพลศาสตร์ของเครื่องยนต์ อย่างไรก็ตามเครื่องยนต์เหล่านี้ยังคงมีประสิทธิภาพเชิงขับดันต่ำ เพราะเทอร์โบเจ็ตล้วนจะมีแรงขับจำเพาะสูง/ไอเสียความเร็วสูง ซึ่งเหมาะกับการบินด้วยความเร็วเหนือเสียงมากกว่า

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนรุ่นแรกที่มีอัตราการบายพาสต่ำ ถูกออกแบบมาเพื่อเพิ่มประสิทธิภาพเชิงขับดัน โดยการลดความเร็วไอเสียให้อยู่ใกล้กับความเร็วของตัวเครื่องบิน โรลส์-รอยซ์ คอนเวย์ ซึ่งเป็นเทอร์โบแฟนผลิตเชิงพาณิชย์รุ่นแรกของโลก มีอัตราการบายพาส 0.3 ซึ่งใกล้เคียงกับเครื่องยนต์รบสมัยใหม่อย่าง เจเนอรัล อิเล็กทริก เอฟ404 เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนเชิงพาณิชย์ในยุค 1960 เช่น แพรตต์ แอนด์ วิทนีย์ เจที8ดี และ โรลส์-รอยซ์ สเปย์ มีอัตราการบายพาสใกล้ 1 และมีลักษณะคล้ายคลึงกับเครื่องยนต์ทางทหารในยุคนั้น

เครื่องบินโดยสารโซเวียตรุ่นแรกที่ใช้เครื่องยนต์เทอร์โบแฟน คือ ตูโปเลฟ ตู-124 ที่เปิดตัวในปี 1962 ใช้เครื่องยนต์ โซโลฟเยฟ ดี-20 ผลิตออกมา 164 ลำ ระหว่างปี 1960 ถึง 1965 เพื่อใช้กับแอโรฟลอต และสายการบินกลุ่มประเทศคอมมิวนิสต์ตะวันออกอื่น ๆ โดยยังคงใช้งานต่อเนื่องมาจนถึงต้นยุค 1990

เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนรุ่นแรกของเจเนอรัล อิเล็กทริก คือ เจเนอรัล อิเล็กทริก ซีเจ805-23 แบบแฟนตอนท้าย ดัดแปลงจากเทอร์โบเจ็ต ซีเจ805-3 ต่อมาคือเครื่องยนต์ เจเนอรัล อิเล็กทริก ซีเอฟ700 ซึ่งมีอัตราการบายพาส 2.0 พัฒนามาจากเทอร์โบเจ็ต เจเนอรัล อิเล็กทริก เจ85/ซีเจ610 ที่ให้แรงขับ 2,850 ปอนด์ฟอร์ซ (12,700 นิวตัน) เพื่อติดตั้งกับ นอร์ท อเมริกัน เซเบอร์ไลเนอร์ 75/80 รุ่นใหญ่ รวมถึง ดาโซ ฟอลคอน 20 โดยเพิ่มแรงขับขึ้นราว 50% เป็น 4,200 ปอนด์ฟอร์ซ (19,000 นิวตัน) ซีเอฟ700 เป็นเทอร์โบแฟนขนาดเล็กรุ่นแรกที่ได้รับการรับรองจาก FAA โดยมีเครื่องบิน ซีเอฟ700 กว่า 400 ลำที่เคยปฏิบัติการทั่วโลก สะสมชั่วโมงบินมากกว่า 10 ล้านชั่วโมง ซีเอฟ700 ยังถูกใช้ฝึกนักบินอวกาศในโครงการอะพอลโล โดยใช้เป็นเครื่องยนต์ของ Lunar Landing Research Vehicle อีกด้วย

 ผู้ผลิต 
ตลาดเครื่องยนต์เทอร์โบแฟนถูกครองโดย เจเนอรัล อิเล็กทริก โรลส์-รอยซ์ และ แพรตต์ แอนด์ วิทนีย์ ตามลำดับส่วนแบ่งการตลาด เจเนอรัล อิเล็กทริก และ ซาฟราน แอร์คราฟต์ เอนจินส์ ของฝรั่งเศสมีบริษัทร่วมทุนชื่อว่า ซีเอฟเอ็ม อินเตอร์เนชันแนล ในขณะที่ แพรตต์ แอนด์ วิทนีย์ ก็มีบริษัทร่วมทุนชื่อว่า อินเตอร์เนชันแนล แอโร เอนจินส์ ร่วมกับ เจแปนีส แอโร เอนจิน คอร์ปอเรชัน และ เอ็มทียู แอโร เอนจินส์ ของเยอรมนี ซึ่งเน้นผลิตเครื่องยนต์สำหรับเครื่องบินตระกูล แอร์บัส เอ320

นอกจากนี้ แพรตต์ แอนด์ วิทนีย์ และ เจเนอรัล อิเล็กทริก ยังมีบริษัทร่วมทุนอีกแห่งชื่อว่า เอนจิน อัลไลแอนซ์ ซึ่งจำหน่ายเครื่องยนต์สำหรับเครื่องบินขนาดใหญ่ เช่น แอร์บัส เอ380

สำหรับเครื่องบินพาณิชย์และเครื่องบินขนส่งสินค้า ข้อมูลในปี 2016 ระบุว่ามีเครื่องยนต์ที่ใช้งานอยู่ประมาณ 60,000 เครื่อง และคาดว่าจะเพิ่มขึ้นเป็น 103,000 เครื่อง ภายในปี 2035 ตามรายงานของ ไฟลท์โกลบอล โดยส่วนใหญ่จะเป็นเครื่องยนต์แรงขับระดับกลางสำหรับอากาศยานลำตัวแคบ คาดว่าจะมีการส่งมอบประมาณ 54,000 เครื่อง ทำให้ฝูงบินประเภทนี้เติบโตจาก 28,500 ลำเป็น 61,000 ลำ

เครื่องยนต์แรงขับสูงสำหรับอากาศยานลำตัวกว้าง ซึ่งมีมูลค่าประมาณ 40–45% ของตลาด จะเพิ่มจาก 12,700 เครื่อง เป็นมากกว่า 21,000 เครื่อง โดยจะมีการส่งมอบประมาณ 18,500 เครื่อง

สำหรับเครื่องยนต์ของเครื่องบินเจ็ตภูมิภาค (regional jet) ที่มีแรงขับต่ำกว่า 20,000 ปอนด์ (89 kN) จะเติบโตจากฝูงบิน 7,500 เครื่อง เป็น 9,000 เครื่อง และฝูงเครื่องบินใบพัดเทอร์โบพรอป สำหรับเครื่องบินโดยสาร จะเพิ่มจาก 9,400 เป็น 10,200 เครื่อง

 เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนเชิงพาณิชย์ที่อยู่ในสายการผลิต 
+เครื่องยนต์เทอร์โบแฟนเชิงพาณิชย์ที่อยู่ในสายการผลิตรุ่นปีเรื่มต้นบายพาสความยาวใบพัดน้ำหนักแรงขับการใช้งานหลักGE GE9019928.7–9.95.18–5.40 m3.12–3.25 m7.56–8.62 t330–510 kNB777P&W PW400019844.8–6.43.37–4.95 m2.84 m4.18–7.48 t222–436 kNA300/A310, A330, B747, B767, B777, MD-11R-R Trent XWB20109.35.22 m3.00 m7.28 t330–430 kNA350XWBR-R Trent 80019935.7–5.794.37 m2.79 m5.96–5.98 t411–425 kNB777EA GP700020048.74.75 m2.95 m6.09–6.71 t311–363 kNA380R-R Trent 90020048.74.55 m2.95 m6.18–6.25 t340–357 kNA380R-R Trent 1000200610.8–114.74 m2.85 m5.77 t265.3–360.4 kNB787GE GEnx20068.0–9.3- m- m- t- kNB747-8, B787R-R Trent 70019904.93.91 m2.47 m4.79 t320 kNA330GE CF619714.3–5.34.00–4.41 m2.20–2.79 m3.82–5.08 t222–298 kNA300/A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10R-R Trent 50019998.53.91 m2.47 m4.72 t252 kNA340-500/600P&W PW1000G20089.0–12.53.40 m1.42–2.06 m2.86 t67–160 kNA320neo, A220, E-Jets E2CFM LEAP20139.0–11.03.15–3.33 m1.76–1.98 m2.78–3.15 t100–146 kNA320neo, B737Max, C919CFM5619745.0–6.62.36–2.52 m1.52–1.84 m1.95–2.64 t97.9-151 kNA320, A340-200/300, B737, KC-135, DC-8IAE V250019874.4–4.93.20 m1.60 m2.36–2.54 t97.9-147 kNA320, MD-90P&W PW600020004.902.73 m1.44 m2.36 t100.2 kNAirbus A318R-R BR70019944.2–4.53.41–3.60 m1.32–1.58 m1.63–2.11 t68.9–102.3 kNB717, Global Express, Gulfstream VGE Passport20135.63.37 m1.30 m2.07 t78.9–84.2 kNGlobal 7000/8000GE CF3419825.3–6.32.62–3.26 m1.25–1.32 m0.74–1.12 t41–82.3 kNChallenger 600, CRJ, E-jetsP&WC PW80020125.51.30 m67.4–69.7 kNGulfstream G500/G600R-R Tay19843.1–3.22.41 m1.12–1.14 m1.42–1.53 t61.6–68.5 kNGulfstream IV, Fokker 70/100Silvercrest20125.91.90 m1.08 m1.09 t50.9 kNCitation Hemisphere, Falcon 5XR-R AE 300719915.02.71 m1.11 m0.72 t33.7 kNERJ, Citation XP&WC PW30019883.8–4.51.92–2.07 m0.97 m0.45–0.47 t23.4–35.6 kNCitation Sovereign, G200, Falcon 7X, Falcon 2000HW HTF700019994.42.29 m0.87 m0.62 t28.9 kNChallenger 300, G280, Legacy 500HW TFE73119702.66–3.91.52–2.08 m0.72–0.78 m0.34–0.45 t15.6–22.2 kNLearjet 70/75, G150, Falcon 900Williams FJ4419853.3–4.11.36–2.09 m0.53–0.57 m0.21–0.24 t6.7–15.6 kNCitationJet, Citation M2P&WC PW50019933.901.52 m0.70 m0.28 t13.3 kNCitation Excel, Phenom 300GE-H HF12020094.431.12 m0.54 m0.18 t7.4 kNHondaJetWilliams FJ3319980.98 m0.53 m0.14 t6.7 kNCirrus SF50P&WC PW60020011.8–2.80.67 m0.36 m0.15 t6.0 kNCitation Mustang, Eclipse 500, Phenom 100PS-9019924.44.96 m1.9 m2.95 t157–171 kNIl-76, Il-96, Tu-204PowerJet SaM14620084–4.13.59 m1.22 m2.260 t71.6–79.2 kNSukhoi Superjet 100

 อ้างอิง 

 แหล่งข้อมูลอื่น 

 Wikibooks: Jet propulsion



  and previous series

หมวดหมู่:เครื่องยนต์