涡轮扇发动机（英语：Turbofan Engine，亦称涡扇发动机或者内外函喷气发动机）是一种燃气涡轮式航空发动机，主要特点是其首级扇叶的面积大过涡轮喷射发动机的首级扇叶很多，部分空气经过的涡轮喷气发动机称为内涵道，经由内含的涡轮驱动首级增压扇叶推动空气经过的外侧部分称为外涵道，增压扇叶同时具有螺旋桨和压缩空气的作用，能将部分吸入的空气通过喷射发动机的外围提供直接推力，内外涵共同产生推力。[1]可同时具有涡轮螺旋桨与涡轮喷射推进发动机的双重推力供给。
简介
涡轮扇发动机外观上似乎是更粗的发动机，实际上只有中心是喷射发动机，其他全是扇风推进，因为并非只依靠涡轮喷射直接燃油燃烧出高压空气提供推力，所以单位推力小时耗油率比纯涡轮喷射佳，但螺旋扇叶速度越快的推力重量比耗损功率较大，比较纯涡轮喷射，超音速飞行时其受到边界层影响使其低气压高空与超音速下推力重量不佳。于是乎，涡扇发动机最适合飞行速度为每小时400至2,000公里时使用，故此现在多数的喷射机发动机都是采用涡扇发动机作为动力来源。
涡轮扇发动机的涵道比是单位时间内不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。涵道比为零的涡扇发动机即是涡轮喷射发动机，早期的涡扇发动机和现代战斗机使用的涡扇发动机涵道比都较低，例如世界上第一款实用涡扇发动机，罗尔斯·罗伊斯的康威型涵道比只有0.3，现代多数民航机为了省油，发动机的涵道比越来越大，通常都在5以上，跟使用螺旋桨飞行其实是差不多。涵道比高的涡轮扇发动机耗油较少，但推力却与涡轮喷射发动机相当，且运转时还宁静得多。
至于战斗机使用低涵道比发动机，主要是因为截面积与常用飞行速度与民航机不同。高涵道比的发动机截面积过大在超音速的时候阻力过大，另外在超音速的状况下效率也会比纯涡轮喷射甚至于低涵道比设计还低，所以战斗机皆使用低涵道比发动机（涵道比皆低于1）。只在超音速飞行的协和式客机，因为长时间处于超音速状态，为了提升效率与降低成本，就是使用纯涡轮喷射而无涵道比的发动机，是少数真正利用喷气飞行的飞机。
主要组成部分
- 进气道
- 风扇总成
- 低压压缩机（Low pressure compressor）
- 高压压缩机（High pressure compressor）
- 燃烧室
- 高压涡轮（High pressure turbine）
- 低压涡轮（Low pressure turbine）
- 后燃器
- 喷嘴
注释
- ↑ Marshall Brain. How Gas Turbine Engines Work. howstuffworks.com. [2010-11-24].
参见
外部链接
- Wikibooks: Jet propulsion
- Malcolm Gibson. The Chevron Nozzle: A Novel Approach to Reducing Jet Noise (PDF). NASA Innovation in Aeronautics NASA/TM-2011-216987. Aug 2011.
- The Engine Yearbook. UBM Aviation. 2012.
- Commercial engines 2017. Flight Global.
- Bjorn Fehrm. Bjorn's Corner: Aircraft engines, sum up. Leeham Co. April 14, 2017. and previous series