ジェットエンジンのしくみと旅客機の推力

このモデルが示すもの

旅客機のターボファンは、大きなファンで熱いコアの周囲へ空気を送ることで、推力の大部分を得ます。コアでは燃料を燃やしてタービンを駆動し、その回転が軸を通ってファンに伝わります。ほかの種類のジェットエンジンでは、排気、ファン、プロペラへの出力の分け方が異なります。

離陸する旅客機の後方では、エンジンが火を噴き出しているように感じられます。しかし、届く空気の大部分は冷たいままです。現代の旅客機エンジンでは、空気約 11 kg のうち炎を通るのは 1 kg だけで、残りは前方の大きなファンによって熱いコアの周囲を後方へ送られます。戦闘機用はほぼ逆で、ヘリコプター用は噴流をほとんど作らず、ラムジェットには可動部がありません。この展示では 7 種類を同じ台に置き、同じ仕事をどう分担するかを比べます。

各モデルは軸に沿って半分に切り、手前側を取り除いています。赤い面が切断面です。最初は 2 軸の高バイパス・ターボファンで、段数は GE Aerospace が GE9X について公表した構成に従っています。ファン 1 段、ブースター 3 段、高圧圧縮機 11 段、高圧タービン 2 段、低圧タービン 6 段です。「エンジンの種類」のスライダーか操作欄の一覧で、ターボジェット、再燃焼装置付き低バイパス型、ギヤード型、ターボプロップ、ターボシャフト、そして マッハ 5 を超えるとスクラムジェットになるラムジェットへ切り替えます。

寸法、空気流量、温度は、それぞれの種類の代表的な値を選んだモデル値で、メーカーの性能データではありません。実在するエンジンの数値を引用する場合は、航空当局が型式承認時に発行する型式証明データシートか、メーカー自身のページに基づき、そばに出典を示しています。

点は空気です。青は冷たい空気で、圧縮・燃焼によって紫、橙、赤へ変わります。小さな表示欄には推力または軸出力、燃料消費、推力当たり燃料、軸の回転数が出ます。「詳細」を開くと、空気流量、噴流速度、外気条件、コアの翼列ごとの圧力・温度グラフが表示されます。操作欄の下には実験欄があり、7 種類のエンジン、始動手順、6 課題、現在の数値を使う推力の式、2 つのグラフ、横並びの比較、実機・歴史・認証試験の 45 件の一覧を収めています。

空気の大部分がコアを迂回する理由

航空機を前へ進めるエンジンは、空気を後ろへ投げ出します。力は毎秒投げ出す空気の量と、入ってきたときからの速度増加で決まります。同じ力を得るには、少量の空気を非常に速く送る方法と、大量の空気を少しだけ加速する方法があります。

後者のほうがエネルギーの無駄がはるかに少なくなります。噴流に残る運動エネルギーは速度の 2 乗に比例しますが、推力は速度に比例するだけです。同じ押す力でも、幅広く遅い噴流なら空気中に残すエネルギーを減らせます。

ターボファンは流れを分けてこれを実現します。内側のコアは圧縮機、燃焼器、タービンを持つ完全なガスタービンで、燃料を燃やして動力を作ります。その大部分は高速の噴流に使われません。別のタービンが高温ガスから動力を取り出してファンを回し、はるかに多くの空気を穏やかに押します。NASA の Glenn Research Center は、コアの周囲を流れる空気を、コアを通る空気で割った値をバイパス比と定義しています。モデルのコア流量は毎秒 120 kg で、バイパス比 10 では毎秒 1,200 kg が周囲を流れます。

翼列ごとの圧力と温度

コアは、すべてのガスタービンと同じ Brayton サイクルで働きます。空気を圧縮し、ほぼ一定の圧力で加熱してから膨張させます。「詳細」のグラフは翼列ごとに空気の状態を追います。

1. 圧縮。 ファン後方のブースター 3 段がコアの圧力を 1.9 倍にします。続く高圧 11 段が 22 倍にし、1 段当たりは約 1.32 倍です。モデルの全圧力比は 41.8 なので、1 bar で入った空気は約 42 bar で圧縮機を出ます。圧縮によって温度も上がり、燃料を加える前に 927 K（約 650 °C）になります。
2. 燃焼。 燃料ノズルが環状室へ灯油を噴射します。ガスは 1,700 K まで加熱されますが、圧力低下は約 5 パーセント だけです。グラフでは、温度線が急上昇し、圧力線がほぼ水平の細い帯に当たります。
3. 膨張。 高温ガスがタービンを通って膨張します。翼列ごとにガスから仕事を取り出すため、圧力と温度が順に下がります。最後に残った圧力でガスをノズルから押し出します。

スロットルを動かすとグラフ全体が変わります。全開では圧縮機出口が 42 bar、タービン入口が 1,700 K です。半開では両方の頂点が低くなり、空気量は約半分、燃料は 1.30 kg/s、推力は 155 kN と表示されます。

「圧力比」と「タービン入口温度」は、コアの性能を左右する 2 つの値です。圧力比 41.8 の理想 Brayton サイクルなら、燃料の熱の 65.6 パーセント を噴流のエネルギーに変えます（η = 1 − 1/r^0.286）。モデルの圧縮機とタービンの損失を含めると、地上・全開で 39.6 パーセント です。タービン温度を高くすると、同じコアでも空気 1 kg から取り出せる動力が増えます。タービン翼に多額の費用がかかる理由です。

異なる速度で回る 2 本の軸

ファンは比較的低速で効率よく働きます。翼端は軸から遠く、速すぎると翼の衝撃波がエネルギーを浪費し、騒音を増やします。コアの小さな圧縮機翼は逆に高速を必要とします。1 本の軸では両方に合わせられません。

そこでターボファンは同心の 2 本の軸を使います。内側の低圧軸は後部の 6 段低圧タービンから前方のファンとブースターへ伸びます。その外側の中空高圧軸が、2 段高圧タービンと高圧圧縮機を結びます。NASA のターボファン解説も、ファン軸がコア軸を貫く構成を 2 スプール・エンジンと説明しています。

モデルの低圧軸は最大 2,500 rpm、高圧軸は最大 11,000 rpm です。GE Aerospace の GE9X の値は 2,510 rpm と 11,119 rpm です。画面では両方を非常に遅く回しますが、速度比は保っています。

2,500 rpm でもファン翼端は高速です。半径 1.61 m なら、翼端速度は 2π × 1.61 × 2,500 / 60 = 422 m/s で、海面高度の音速の約 1.24 倍です。134 インチのファンを 2,510 rpm で回すと、同じ計算で 447 m/s になります。

数値で求める推力

空気の流れが 1 本なら、推力は次の式です。

F = ṁ (v_e − v_0)

ṁ は毎秒の空気質量、v_e はノズルを出る噴流速度、v_0 は流入空気の速度、つまり飛行速度です。NASA の推力解説は、ガスを完全に膨張させないノズルについて圧力項も加えています。モデルは完全膨張なので、この項はゼロです。

ターボファンには流れが 2 本あるので、実験欄では 2 項を加えます。コア流には燃料も加わるため、燃空比 f を使って (1 + f) を掛けます。静止状態、全開、バイパス比 10 では次の値です。

• コア：120 kg/s × (1.025 × 331 m/s − 0) = 40.7 kN
• バイパス：1,200 kg/s × (272 m/s − 0) = 326.6 kN
• 合計：367.3 kN

コア噴流のほうが速いものの、バイパス流は空気量が 10 倍あり、推力の 89 パーセント を担います。燃料流量は 3.01 kg/s、全出力で毎時約 10.8 トンです。燃料流量を推力で割ると、エンジンの比較に使う推力比燃料消費率 TSFC になります。3.01 kg/s ÷ 367.3 kN = 毎秒・推力 1 キロニュートン当たり燃料 8.2 g です。

比較すると、Boeing 787 の Rolls-Royce Trent 1000-C は離陸推力 331.4 kN、GE90-115B は 513.95 kN の型式承認を受けています。実験欄の最初の課題では、スロットルで Trent の値に合わせます。

バイパス比と推力・燃料

バイパス比を動かしてもコアは変わりません。空気流量、圧力、燃料は同じで、ファンが扱う空気量だけが変わります。各設定で最大推力になるファン圧力比を選びます。多くの空気には大きな入口面積が必要なので、比率とともにファンとナセルも大きくなります。

同じコアを単純なターボジェットにすると、同じ燃料で 122 kN、ターボファンの約 3 分の 1 です。実験欄の 2 番目のグラフは曲線全体と現在の設定を示します。

飛行中は状況が変わります。飛行速度のスライダーで確認できます。エンジンは流入空気をまず自分の速度まで加速する必要があり、空気 1 kg ごとに v_0 に相当する分だけ正味推力が減ります。海面高度、マッハ 0.8（272 m/s）ではターボファンが 200.9 kN、同じコアのターボジェットが 126.3 kN です。それでも推力当たり燃料は 19.0 対 30.5 g/kN·s と大幅に少なくなります。理由は推進効率で、およそ 2 / (1 + v_e / v_0) です。噴流が機体よりわずかに速ければ無駄が少なく、モデルではターボファンが 83.5 パーセント、ターボジェットが 43.6 パーセント です。

ではバイパス比を 30 にしないのはなぜでしょうか。曲線が平らになるにつれ、増やす効果が小さくなります。ファンが重く、ナセルが大きくなり、抵抗も増します。主翼の下に収まる必要もあります。モデルは重量と抵抗を省くので、曲線が上がり続けます。現在の大型エンジンの公表値はおよそ 10 から 12 で、GE9X は約 10:1、Pratt & Whitney のギヤード型は最大 12:1 です。

高度が上がると推力が下がる理由

旅客機は空気の薄い 10 から 12 km を巡航します。モデルは国際標準大気を使い、11 km までは 1 km ごとに 6.5 K 下がり、その上は 20 km まで 216.65 K（−56.5 °C）で一定です。11 km の気圧は 22.6 kPa、密度は 0.364 kg/m³ で、海面高度の 29.7 パーセント です。

エンジンが毎秒動かす空気の体積は寸法と回転数で決まるため、扱う空気の質量はおおむね密度とともに下がります。モデルでは設計に使う関係に従い、同じ軸回転数なら流量は入口圧力を入口温度の平方根で割った値に比例します。マッハ 0.8 で海面高度から 11 km に上昇すると、流量は 1,895 kg/s から 488 kg/s に減ります。推力は 200.9 kN から 79.5 kN へ、海面高度の 39.6 パーセント になります。

密度の比率より少し良いのは、冷たい空気のほうが圧縮しやすいためです。同じ圧縮機でもタービンで使える温度比が高まり、熱効率は 40 から 46.5 パーセント に上がります。推力当たり燃料も 19.0 から 15.9 g/kN·s に改善します。旅客機が重量の許す限り高く上がる理由です。実験欄の高度グラフは推力と密度を並べ、4 番目の課題は低下の理由を考えます。

7 種類のジェットエンジン

最後の種類以外はガスタービンですが、7 種類とも空気を圧縮し、加熱し、入ってきたときより速く排出する原理は同じです。違うのは、コアが自分の圧縮機を回した後のエネルギーの使い方です。

ターボジェット

最初のジェットエンジンでは、すべての空気が炎を通りました。Frank Whittle の試験エンジンは 1937年4月12日 に初運転しました。Smithsonian 所蔵の W.1X は Gloster E.28/39 の地上走行試験に使われ、単段両面吸込み遠心圧縮機、10 個の逆流式燃焼筒、単段軸流タービンを備え、重量 254 kg、17,750 rpm で 5,516 N を出しました。飛行では Hans von Ohain が先行し、1939年8月27日 に Heinkel He 178 を飛ばしました。両者とも掃除機に似たインペラーで空気を外側へ投げる遠心圧縮機を使いました。

モデルはインペラー、円周上の 10 個の直線的な燃焼筒、単段タービン、噴射管を描きます。初期設定の圧力比は 4、タービン入口温度は 1,050 K で、当時の材料の限界に近い値です。静止時は毎秒 22 kg の空気から 12.7 kN を生み、推力 1 kN 当たり毎秒 31.5 g、高バイパス型のほぼ 4 倍の燃料を使います。圧力比とタービン温度を上げると同じ構成が超音速用になります。SR-71 の Pratt & Whitney J58 は、8 段軸流圧縮機と 2 段タービンを持つ再燃焼式ターボジェットで、Smithsonian は 133.44 kN としています。

再燃焼装置付き低バイパス・ターボファン

高速で飛ぶ戦闘機は、速い噴流を作る細いエンジンを必要とします。モデルは 3 段ファン、少量のバイパス空気（コアの 1 kg 当たり 0.4 kg）、9 段圧縮機、高圧 1 段・低圧 2 段のタービン、長い噴射管を持ちます。バイパス空気はタービン後方の混合器でコア流に合流します。

噴射管には、燃料噴射リングと高速ガス中で炎を保つ V 字形保炎器からなるアフターバーナーがあります。操作を入れるとタービン後方で約 2,050 K の再燃焼を行います。海面高度では推力が 90.5 kN から 112.9 kN に増えますが、燃料は 2.27 kg/s から 5.21 kg/s、推力を約 4 分の 1 増すために 2.3 倍になります。11 km、マッハ 1.6 では効果が大きく、燃料 2.5 倍で推力 1.7 倍です。低圧で燃やすと燃料 1 kg から得る仕事が少ないため、離陸、上昇、戦闘時に使います。高温で体積の増えたガスを出すため、ノズルも広げます。Concorde の Olympus 593 は航空会社で運航された唯一の再燃焼式ターボジェットで、Museum of Flight は離陸時に点火したと説明しています。

高バイパス・ターボファン

ここまで説明した形式で、多くの旅客機が使います。モデルではバイパス比 4 から 12、飛行速度は マッハ 0.9、高度は 15 km まで設定できます。

ギヤード・ターボファン

ファンは低速、低圧タービンは高速を必要とします。直結式では同じ軸なので、タービンは低速で仕事をするため多くの段数を必要とします。Pratt & Whitney の GTF は両者の間に減速機を置きます。公表値は減速比 3:1、ファン最大 81 インチ、バイパス比最大 12:1、ファン回転速度 40 パーセント 低下です。低圧圧縮機 3 段、高圧圧縮機 8 段、高圧タービン 2 段、低圧タービン 3 段を備えます。

モデルは高速軸の太陽歯車、キャリア上の 5 個の遊星歯車、ファンを駆動する内歯車を示します。ブースターと低圧タービンはファンの約 3 倍で回ります。コアは小さく（25 kg/s）、ファンは相対的に大きく、海面高度の静止時に燃料 0.67 kg/s で 86.2 kN、7.8 g/kN·s です。量産型の PW1133G-JM は 147.28 kN の型式承認を受けています。

ターボプロップ

ファンをダクトから出し、はるかに大きく低速にするとプロペラになります。コアは独立軸の自由出力タービンを駆動し、軸はエンジン中央を前方へ抜けて減速機につながります。プロペラは小型タービンよりずっと低速で回す必要があるためです。PT6A-100 系の型式証明には、2 段減速機、単段出力タービン、単段圧縮機タービン、軸流 3 段と遠心 1 段からなる 4 段圧縮機が記載されています。

モデルは遠心圧縮機 2 段、燃焼器、ガス発生器タービン 2 段、出力タービン 2 段、直径 3.93 m の 6 枚翼プロペラを持ちます。静止時のプロペラ出力は 2,709 kW です。定格は推力ではなく出力ですが、表示は両方を示し、プロペラが 42.8 kN（運動量理論、性能指数 0.6）、排気が 1.9 kN です。出力当たり燃料は 255 g/kWh。ATR 72 の PW127M は最大離陸出力 2,051 kW の型式承認を受けています。約 600 km/h 未満で効率がよく、それ以上では翼端が音速に近づきます。

ターボシャフト

ターボプロップからプロペラを除いた形式です。出力タービンはほぼすべてを出力軸へ送り、残る噴流はわずかです。モデルは GE CT7 の型式証明の構成に従い、軸流 5 段と遠心 1 段の圧縮機、環状燃焼器、2 段ガス発生器タービン、独立した 2 段出力タービンを備え、その軸は内部を前方へ伸びます。入口の旋回翼は砂を外へ飛ばし、圧縮機への侵入を防ぎます。海面高度で 1,740 kW を出し、残る噴流の推力は 0.6 kN だけです。

実機の型式証明では、H125 ヘリコプターの Safran Arriel 2D が離陸 598 kW、S-92 の GE CT7-8A が出力軸 21,945 rpm で 1,879 kW（2,520 shp）です。ヘリコプターの主減速機で、ローターを毎分数百回転まで減速します。

ラムジェットとスクラムジェット

約 マッハ 3 を超えると、流入空気は飛行速度だけで十分に圧縮されます。ラムジェットは圧縮機もタービンも使いません。入口コーンが作る衝撃波で空気を亜音速に減速して加圧し、燃料を噴射し、保炎器で炎を保ち、ノズルで高温ガスを加速します。NASA は作動域を約 マッハ 3 から マッハ 6 としています。

静止時に推力は出ず、モデルでも マッハ 0.3 未満では動作しません。始動ボタンは先にロケットなどで加速する必要を説明します。マッハ 3、18 km では入口が全圧の 81 パーセント を保ち、噴流は 1,636 m/s、比推力は 1,695 s です。酸素を空気から得るため、数百秒のロケットよりはるかに高くなります。

マッハ 5 を超えると、亜音速まで減速するだけで空気が熱くなり、燃料で加えられるエネルギーがほとんどなくなります。スクラムジェット（超音速燃焼ラムジェット）は空気を超音速に保ち、水素を数千分の 1 秒で燃やします。マッハ 7 のモデルでは、燃焼前でも流入空気のよどみ温度は 2,426 K です。NASA の X-43A は B-52 から発進し Pegasus ロケットで加速され、水素燃料で 2004年3月27日 に マッハ 6.8、2004年11月16日 に マッハ 9.6 を飛行しました。NASA によると、空気吸込み式エンジンの飛行試験では最高速度です。

最も熱い翼の内部

「翼の拡大」を押すと高圧タービン翼 1 枚が表示されます。金属自身の融点より熱いガスにさらされるため、3 つの工夫で保護します。

1. 単結晶。 普通の鋳物は多くの結晶粒からなり、その境界から亀裂や酸化が進みます。NASA の報告によると、単結晶ニッケル超合金は境界をなくすために開発され、融点を下げる粒界強化元素も不要になります。Lewis Research Center の以前の研究総括では、通常の鋳造翼より使用温度を約 75 °C 高くできました。
2. 内部冷却。 翼は中空です。外のガスより数百度低い圧縮機の空気が曲がりくねった通路を通り、表面の小孔列から出ます。薄い膜となって広がり、高温ガスから金属を隔てます。モデルは孔列 4 列と内部通路 3 本を示します。
3. セラミック被膜。 金属の接合層の上に、イットリアで安定化した薄いジルコニア層があります。NASA の遮熱被膜史は、この材料系を自身の研究にさかのぼり、1989 年までに民間機のタービン翼に使われていたとしています。翼の隣では、厚さを誇張して 3 層を示します。

翼根はツリー形で、全速時には何トンにもなる引張荷重を円盤の複数の歯で受けます。PW1100G-JM の型式証明は、指示タービン温度の限界を離陸時 5 分間で 1,083 °C、連続で 1,043 °C としています。これは最初のタービン段を通過した後の測定値で、最前列の翼に当たるガスはもっと熱くなります。

逆推力

接地後の旅客機は車輪ブレーキとスポイラーを使い、高速時は逆推力も使います。高バイパス型ではファンの流れを反転します。ナセル後部が後退して環状のカスケード翼を開き、ブロッカードアがダクト内へ倒れて空気を外へ、前方へ導きます。「逆推力」を入れると、スリーブが動き、点が折り返します。コア噴流は後方を向いたままなので、正味の逆向きの力は前進推力の一部です。モデルではスロットル 70 パーセント で 76.9 kN です。

Trent XWB の型式証明では 60 ノット未満で最大逆推力を使わず、アイドル逆推力にし、40 ノット未満では完全に解除します。低速では反転した空気を滑走路の異物とともに吸い込む恐れがあります。着陸課題もこの規則に従います。200 トンの旅客機が濡れた滑走路へ 140 ノットで接地し、0.15 g で制動すると、ブレーキのみでは 1,765 m。両エンジンをスロットル 70 パーセント の逆推力にし、60 ノットまで使うと 1,091 m で止まります。

ターボジェットは旧式のターゲット型で、ノズル後方の 2 枚のバケットが閉じて噴流全体を反転します。ターボプロップでは翼角を平らな位置より先へ回し、空気を前へ押します。

エンジンの始動

ジェットエンジンは自力で始動できません。駆動用の炎に空気を送る前に圧縮機を回す必要があるためです。FAA の動力装置整備教本は、旅客機で一般的な方式として、補機歯車箱の空気タービンスターターを説明しています。尾部の補助動力装置 APU、地上装置、または運転中の別エンジンから圧縮空気を供給します。

実験欄で「始動」を押すと 5 段階を進みます。抽気が届き、スターターが高圧軸系を回し、約 20 パーセント N2 で燃料と点火器を作動させます。着火で排気温度が跳ね上がり、スターターが切れると自力で約 60 パーセント N2 のアイドルに達します。比率は多くの実機に近いモデル値です。空気不足の始動はタービンを過熱するため、この間は乗員が排気温度を注意深く監視します。

鳥、氷、ひょう、翼の脱落

旅客運航の前に、米国連邦航空規則 Part 33 の試験に合格する必要があります。EASA の CS-E にも同等の試験があります。

• 鳥（14 CFR 33.76）。 全離陸出力で運転し、大型鳥 1 羽を 200 ノットで初段翼の最も厳しい位置へ投入します。入口最小断面積が 1.35 m² 未満なら 1.85 kg、3.90 m² 以下なら 2.75 kg、それより大きければ 3.65 kg です。その後 15 秒間、出力レバーを動かせません。小型・中型鳥の群れでも試験します。直径 3.2 m のモデルは面積 8.2 m² なので 3.65 kg の区分です。課題ではこれを計算します。
• 氷（14 CFR 33.77）。 投入した氷により、持続的な推力低下やエンジン停止が起きてはいけません。
• 雨とひょう（14 CFR 33.78）。 4,500 m までの最高飛行速度で、25 mm と 50 mm のひょうを入口 150 平方インチごとに各 1 個投入します。半数は入口の最も厳しい部分へ当てます。
• 翼の脱落（14 CFR 33.94）。 最大許容回転数でファン翼を翼根から離し、別の試験でタービン翼も離します。ケースは少なくとも 15 秒間、火災やエンジン取付部の破損なしに破片を保持する必要があります。

GE Aerospace によると、GE9X は 31,000 回超の試験サイクルを経ており、耐久 9,000 回超、粉じん吸込み 2,300 回を含みます。Ohio の Peebles での着氷試験も公開しています。

比較一覧のエンジン

実験欄は 45 件を掲載しています。次の認証値は EASA の型式証明データシートによります。

「表示」は該当する形式を選び、海面高度での推力または軸出力が認証定格に一致するよう空気流量を調整します。その後、スロットル、高度、速度で飛行条件を変えたときのモデル予測を見られます。重量は各資料の記載どおりで、含む機器は統一されていません。

実機とモデルの違い

• サイクルは機器効率とガス物性を一定とする一次元の教科書的計算です。実機設計は詳細な性能計算を使います。
• スロットルを戻したときの圧力、流量、温度の低下は簡略化しています。最低設定も実際の地上アイドルよりかなり高い状態です。
• 実機は圧縮機から取った空気でタービン翼を冷却し、客室にも抽気します。計算は両方を省きます。
• ファン重量、ナセル抵抗、翼下への搭載損失を省くため、バイパス比の曲線は上がり続けます。
• プロペラとローターは運動量理論を使います。静止推力と揚力の目安にはなりますが、実際の設計特性曲線ではありません。
• ラムジェットの入口損失は標準的な曲線、スクラムジェットの燃焼器は単一の数値です。実際の極超音速入口は特定の速度向けに設計します。
• 台の上では各種類をほぼ同じ大きさに描きます。実際のターボシャフトは旅客機のファンよりずっと小型です。
• コアの流れを見やすくするため、コアの空気の点はバイパスより密に描いています。

初期ターボジェットから胴体より幅広いファンへ

Whittle は 1932 年にジェットエンジンの特許を取得し、1936年3月4日 に最初に出願した英国特許 GB 471,368 ですでにバイパスの原理を記述しました。Whittle Unit の初運転は 1937年4月12日。ドイツでは von Ohain のエンジンが 1939年8月27日 に Heinkel He 178 を飛ばしました。Whittle の W.1 を搭載した Gloster E.28/39 は 1941年5月15日 に初公式飛行し、その10月 に W.1X と W.2B の図面が General Electric に渡りました。GE の I-A は 1942年10月2日 に米国初のジェット機 Bell XP-59A を飛ばしました。

量産初のターボファン Rolls-Royce Conway のバイパス比はわずか 0.3 でした。転機は 1960 年代後半、General Electric が Lockheed C-5 Galaxy 向けに、初の高バイパス型 TF39 をバイパス比 8 で開発したことです。Pratt & Whitney JT9D は 1966 年に初運転し、1969年2月9日 の Boeing 747 初飛行を支え、航空会社で運航された最初の超大型高バイパス型になりました。GE の民間用ライバル CF6 は 1971 年に DC-10 で続きました。

高速側では SR-71 に再燃焼式 J58 が 2 基、Concorde に 1 基 38,050 lb の Olympus 593 が 4 基使われ、Concorde は 1,354 mph で旅客を運び、British Airways の最終便は 2003年10月24日 でした。

その後もファンは大型化しました。GE によると GE90 は複合材ファン翼を初採用しました。2020年9月 に FAA が認証した GE9X は、複合材翼 16 枚、バイパス比約 10、全圧力比 60 で、推力当たり燃料は GE90-115B より 10 パーセント 少なくなっています。Pratt & Whitney のギヤード型は 2016 年に就航し、製造を分担する MTU は Airbus A320neo 系用 PW1100G-JM を紹介しています。2004 年には NASA の X-43A がスクラムジェットで マッハ 9.6 の飛行を実証しました。