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ターボプロップエンジンはガスタービンエンジンの1形態で、そのエネルギーの大部分をプロペラを回転させる力として取り出すものである。ターボプロップエンジンは主に小型、あるいは低亜音速の航空機用動力として利用されるが、中には最大速度が500ノット (925 km/h) に達するような高速機においても適用例がある。

◆ 概要

ターボプロップエンジンは大きく分けて、空気取入口(エア・インテイク)・圧縮機・燃焼室・タービン・排気口で構成される。空気取入口から取り入れられ、圧縮機を通過することによって充分に圧縮された空気は、燃焼室で燃料を噴射させる事により燃焼し、発生した高温高圧のガスが膨張するエネルギーによって圧縮機およびプロペラと繋がっているタービンを高速で回転させる。タービンに与えられた回転はまず圧縮機を駆動し、次に減速機を介してプロペラへと伝えられる。燃焼ガスは排気口から排出される際にさらに膨張し、総推力のおおよそ10%〜25%を供給する。

ターボプロップエンジンはターボファンエンジンやギヤードターボファンエンジンに類似しているが、より多くの出力を引き出すためにタービン段に追加的なファンブレードを持っている。

また、今日の多くのターボプロップエンジンでは、圧縮機駆動用のタービンとは繋がっておらず、プロペラのみを駆動するためのフリータービンを持つことを特徴としている。これによってプロペラがコンプレッサータービンの速度に影響されることなく回転することが可能となる。このような改良の結果、排気口のジェット噴射に残っているエネルギーはプロペラ推力を含めた総出力の10%以下にまで減少した。

出力タービンに比べプロペラ直径はきわめて大きいために、減速せずに直結してしまうとプロペラの先端速度が音速を超えてしまうことがある。これを防ぐために、減速機がプロペラシャフトと出力タービンの間に挿入されている。なお、この減速機は、ヘリコプターのターボシャフトエンジンにおけるローター減速ギアと違い、エンジンの一部である。

使用されるプロペラ形状は、初期のものはレシプロエンジン用のものと一見すると似ているが、大きな軸出力を吸収するためにブレード枚数は一般に4枚以上と多く、プロペラ翼面積 / プロペラ円板面積も大きい。さらにはAn-70やTu-95のように同軸反転プロペラを採用するものもある。翼平面形は幅広で翼厚比(最大翼厚と翼弦長の比)が小さい上、後退角がついていることも多く、より高マッハ数に適した形状となっている。たとえば、有名な軍用ターボプロップ機として知られるC-130では、当初プロペラは4翅だったが、派生型の C-130J では出力増大に合わせ6翅ブレードになるとともに形状・材質が改良されている。

現代的なターボジェット/ターボファンエンジンの多くは軸流式圧縮機を使用しているが、小型化への要求が大きいターボプロップエンジンでは、(少なくとも)1段の遠心式圧縮機を含む、軸流式 - 遠心式の複合型となっていることが多い。

ターボプロップエンジンは最適飛行速度(724 km/h 以下)では非常に効率的なエンジンである。そのため、小型のコミューター機や軍用の輸送機に多く採用される傾向がある。自家用機や航空機使用事業(遊覧飛行等)向けの小型機でも利用されることがあるものの、強力なSTOL(短距離離着陸)性が必要な場合を除き、高コストゆえに広く利用されてはいない。飛行速度が増すにつれてプロペラ効率は低下するため、高速度を求められる航空機でこの種のエンジンを利用することはごく稀である。

◆ 歴史

史上初のターボプロップエンジンは、ハンガリー人の機械技師によって設計されたJendrassik Cs-1で、ブダペストのガンツ社で1939年から1942年にかけて試作・試験が行われている。このエンジンは、1940年にL?szl? Vargaが設計した双発偵察爆撃機RMI-1 X/Hのために企画されたものだったが、RMI-1 X/Hの計画は途中でキャンセルされた。またJendrassikは75kW級の、より小型のエンジンも1937年に設計している。

英国初のターボプロップエンジンはロールス・ロイスRB.50 トレントで、これは初期の遠心圧縮式ターボジェットエンジンであるダーウェント Mk.II に、同軸遊星減速ギアボックスと、ロートル社製5翅プロペラを付与して、軸出力750ehp、余剰推力450kgを発揮した。

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