수송기나 민항기의 대형화로 고추력 고효율의 엔진이 요구되어 turbofan의 개발이 진척되어왔다. 이에따라 그 압축기가 다단화되고 반경이 커지게 됐으며 결국 surge와 stall의 위험이 커졌는데 이는 지금까지 대체로 가변 stator로 해결해왔으나 이의 기계적 복잡성 부품의 증가 제어기기 부담등으로 인하여 다른 해결책이 개발되어 왔다. 이것이 압축기의 전후반을 분리하여 각각의 터빈으로 구동시키는 2축식 압축기 이다.
항공 엔진의 성능해석 기법은 60년대까지 정상성능, 70년대부터 동적해석기법이 발전되 왔는데 여기서는 NASA 의 DYGABCD ('78) program 을 사용하여 고추력 turbofan 의 압축기 간의 압축비 배분에 따른 압축기 분리가 정상 성능과 천이성능에 미치는 영향을 알아보았다.
기본엔진으로서 bypass 4 , 설계추력 66800 $1b_f$, 총압축비 16, 압축기유량 412 1bm/sec인 2축식 엔진을 취하고, 압축비 11.4인 단일 압축기를 전후반을 분리하는데 전후반 압축기의 압축비 비율을 1.572 : 7.273 과 3.142:3.637 의 두종류로 하여 결국 두 개의 3축식 엔진을 만들었다.
정상성능 해석의 구속조건은 각 압축기와 (fan포함) 터빈 간의 회전수와 일량의 평형, 각 엔진요소 사이의 유량의 평형조건을 사용했으며, 동적 해석에는 일량 평형식에 회전수의 시간변화항을 첨가하며, 각 엔진 요소 사이의 체적 내의 유량과 에너지 평형을 압력과 내부에너지의 시간 변화항과, 유량축적항 등을 첨가하여 구속조건으로 사용하였다.
이로써 얻어진 결과는 압축기간의 압축비 비율이 3.142:3.637인 두번째 3축식 엔진에서 이륙추력과 비연료 소모율의 향상을 보았으며 part-load 성능의 향상도 볼 수 있었다. 또한 연료분사량의 5% step 변화에 의한 천이상태에서는 가속시간의 단축과 연소기 입구의 유동특성의 안정을 볼 수 있었으며, 전반 압축기의 surge margin 의 향상도 나타났다.
결국 두번째 3축형 turbofan엔진은 이착륙이 빈번하고 payload 의 변화가 심하며 고추력이 요구되는 수송기나 민간 항공기에 다른 두 엔진, 특히 2축형 엔진보다 훨씬 적합함을 알 수 있었다.
