涡轮风扇发动机

涡轮风扇发动机（简称：涡轮风扇发动机，英国：Turbofan）它是一种飞机发动机，由涡轮喷气发动机组成（英文：turbojet）发展而成。与涡轮喷气发动机相比，涡扇发动机的主要特点是第一级压气机面积大得多，并用作空气推进器（扇），把吸入的一部分空气通过外导管推回去。涡扇发动机最适合400到1000公里的飞行速度，所以现在大部分飞机都用涡扇发动机。

涡桨发动机排气速度太低，推力有限，影响飞机飞行速度，需要提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率（发动机排气速度与飞行速度之比）两个部分。增加涡轮前面的气体温度并增加高压压缩机的压力比（转速），可以提高热效率。因为高温、高密度气体包含更多的能量。但在飞行速度不变的前提下，提高涡轮前的温度，意味着提高涡轮叶片和压气机在同一轴上的转速，自然会提高排气速度。而流速快的气体在排出的时候损失了很多动能。

一般来说，涡轮喷气发动机的排气速度大多超过音速，而飞机大部分时间是亚音速飞行。所以单方面增加热功率，也就是提高涡轮前的温度，会导致推进效率下降。要全面提高发动机效率，就要解决热效率和推进效率之间的矛盾。涡扇发动机的妙处在于，既提高了涡轮前的温度，又不提高排气速度（通过增加低速排气流，平均排气速度降低）

涡扇发动机的结构其实就是涡喷发动机尾部增加1-2级低压（低速）涡轮，驱动一定数量的风扇，消耗一部分涡轮喷气发动机（核心机）排气动能，从而进一步降低排气速度。风扇吸入的一部分气流像普通喷气发动机一样被送到压气机（术语称“内涵道”另一部分直接从涡轮喷气发动机壳体外围排出（外涵道”因此，涡扇发动机的燃气能量被分别分配到风扇和燃烧室产生的两种排气流中。此时，为了提高热效率和提高涡轮前的温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，将更多的燃气能量通过低压涡轮驱动风扇转移到外部导管气流中，从而避免排气速度的显著增加。这样就平衡了热效率和推进效率，大大提高了发动机的效率。高效率意味着低油耗和更长的航程。但大风扇直径增加了发动机的迎风面积，所以涵道比大于0.3涡扇发动机不适合超音速巡航飞行。涡扇发动机虽然降低了排气速度，但并没有降低推力，因为降低排气速度的同时也增加了推力（外涵）排气流量。从涵道比来看，涡扇发动机是涡喷发动机和涡桨发动机的折中。

涡扇发动机优点：推力大、推进效率高、噪音低、油耗率低，飞机航程远。

缺点：风扇直径大，迎风面积大，所以阻力大，发动机结构复杂，设计难度大。

旁通比（旁路比，也称为旁路比）是没有通过燃烧室的空气质量

与通过燃烧室的空气质量的比率。涵道比为零的涡扇发动机是涡轮喷气发动机。早期的涡扇发动机和现代战斗机使用的涡扇发动机都具有低涵道比。比如世界上第一台涡扇发动机，劳斯莱斯的康威，涵道比只有0.3。大多数现代客机发动机的涵道比通常在5以上。高涵道比的涡扇发动机耗油少，但推力和涡喷发动机相当，运行时安静很多。

当核心发动机相同时，涡扇发动机的工质（工作介质）流量介于涡喷发动机和涡桨发动机之间。涡扇发动机比涡喷发动机有更大的工作流体流量、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代研制的第一代涡扇发动机的涵道比、压气机压比和燃气温度低，油耗仅比涡喷发动机低25%大概 0.06～ 0.07公斤/牛·时（6～0.7公斤/公斤力·时）60年代末、高涵多比诞生于20世纪70年代初（5～8）高增压比（25～30）和高燃气温度（1600~1750K）第二代涡扇发动机的油耗降低到0.03～0.04公斤/牛·时（3～0.4公斤/公斤力·时）推力高达200 ~ 250 kn（20000 ~ 25000公斤力）高涵路比涡扇发动机噪音低，排气污染少，多用作大型客机的动力装置这种客机在11公里高空的巡航速度可以达到950公里/时。但这种高涵道比的涡扇发动机，排气喷射速度低，迎风面积大，不适合超音速飞机。战斗机通常使用低涵道比、带加力的涡扇发动机在亚音速飞行时不使用加力，油耗和排气温度比涡喷发动机低，所以红外辐射强度弱，不易被红外制导导弹击中。以2倍以上的附加力进行音速飞行时，产生的推力可以超过加力涡喷发动机，在地面标准大气条件下推重比已经达到8左右。

涡轮风扇发动机由风扇组成、低压压气机(髙涵比涡扇特有)高压压气机、燃烧室、高压涡轮驱动压缩机、低压涡轮驱动风扇和排气系统。

其中高压压气机、燃烧室和高压涡轮统称为核心发动机核心机排出的气体中的一部分可利用能量被转移到低压涡轮驱动风扇，剩下的被用于喷管加速排出的气体。风扇转子实际上是一个带有一级或几级长叶片的压缩机空气流过风扇后，分为两路：一路都是内涵气流空气继续被压缩机压缩，并在燃烧室中与燃油混合燃气通过涡轮和喷管膨胀，燃气从尾喷管高速排出，产生推力流动路径通过低压压缩机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，气体从喷嘴排出；另一种方式是外风道气流，风扇后的空气通过外风道直接排入大气或与喷嘴内部气体一起排出。

涡扇发动机结合了涡喷发动机和涡桨发动机的优点。涡轮风扇发动机将大部分气体能量转化为扭矩来驱动风扇和压缩机，其余的转化为推力。涡扇发动机的总推力是核心发动机和风扇产生的推力之和。这种内外涵道涡扇发动机也叫内外涵道发动机。也就是说，涡扇发动机可以单独排气，也可以混合排气，可短可长(全涵道)的。风扇可以由作为低压压缩机第一级的低压涡轮驱动，或者可以由单独的涡轮驱动。涡扇发动机的推力由两部分组成：内涵产生的推力和外涵产生的推力。对于高涵多比涡扇发动机，风扇产生的推力占78%以上。通过外涵和内涵的空气流量之比称为涵比或流量比。涵道比对涡扇发动机的性能影响很大，涵道比高，油耗低，但发动机迎风面积大；旁路小的时候迎风面积小，但是油耗高。涵道内外两股气流分别排入大气，称为分置式涡扇发动机。混合式涡扇发动机是这样一种发动机，内部和外部的两股气流在内部涡轮后面的混合器中相互渗透，并通过同一个喷嘴排入大气。涡扇发动机也可以加装加力燃烧室，成为加力涡扇发动机。分排涡扇发动机上的加力燃烧室可以安装在内部涡轮后面或外部涵道中，也可以安装在混排涡扇发动机上的混合器后面。

民航客机常用的发动机多为涡扇发动机，如著名的cfm56(For the  A320/B737)PW4000(For  B777/A330)GE90(For  B777)GEnX(For  B787/B748)Rolls-Roy Trent 877(forB777)trent500(For  A345/A346)trent900(For  A380)trent1000(For  B787)