渦輪風(fēng)扇發(fā)動機
渦輪風(fēng)扇發(fā)動機
渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(渦輪風(fēng)扇發(fā)動機)
渦扇發(fā)動機全稱為渦輪風(fēng)扇發(fā)動機（Turbofan）是飛機發(fā)動機的一種，由渦輪噴氣發(fā)動機（Turbojet）發(fā)展而成。 與渦輪噴氣比較，主要特點是首級壓縮機的面積大很多，同時被用作為空氣螺旋槳（扇），將部分吸入的空氣通過噴射引擎的外圍向後推。發(fā)動機核心部分空氣經(jīng)過的部分稱為內(nèi)涵道，僅有風(fēng)扇空氣經(jīng)過的核心機外側(cè)部分稱為外涵道。渦扇引擎最適合飛行速度400至1,000公里時使用，因此現(xiàn)在多數(shù)的飛機引擎都采用渦扇作為動力來源。
渦槳發(fā)動機的排氣速度太低推力有限，同時影響飛機提高飛行速度。因此必需提高噴氣發(fā)動機的效率。發(fā)動機的效率包括熱效率和推進(jìn)效率（引擎排氣速度與飛行速度之比）兩個部分。提高燃?xì)庠跍u輪前的溫度和高壓壓氣機的增壓比（轉(zhuǎn)速），就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不變的前提下，提高渦輪前溫度，意味著提高渦輪葉片以及在同一根軸上的壓氣機的轉(zhuǎn)速，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。一般渦噴發(fā)動機的排氣速度大多超過音速，而飛機大多數(shù)時候是在亞音速飛行。因此，片面的加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導(dǎo)致推進(jìn)效率的下降。要全面提高發(fā)動機效率，必需解決熱效率和推進(jìn)效率這一對矛盾。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的妙處，就在于既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度（通過增加低速的排氣流量，降低平均排氣速度）。渦扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機的后方再增加了1-2級低壓（低速）渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風(fēng)扇，繼續(xù)消耗掉一部分渦噴發(fā)動機（核心機）的燃?xì)馀艢鈩幽�，從而進(jìn)一步降低燃?xì)馀懦鏊俣取ｏL(fēng)扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機一樣，送進(jìn)壓氣機（術(shù)語稱“內(nèi)涵道”），另一部分則直接從渦噴發(fā)動機殼外圍向外排出（“外涵道”）。因此，渦扇發(fā)動機的燃?xì)饽芰勘环峙傻搅孙L(fēng)扇和燃燒室分別產(chǎn)生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當(dāng)?shù)臏u輪結(jié)構(gòu)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃?xì)饽芰拷?jīng)低壓渦輪驅(qū)動風(fēng)扇傳遞到外涵道氣流，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進(jìn)效率取得了平衡，發(fā)動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠(yuǎn)。但是大風(fēng)扇直徑增加了發(fā)動機的迎風(fēng)面積，所以涵道比大于0.3以上的渦扇發(fā)動機 不適合超音速巡航飛行。雖然渦扇發(fā)動機降低了排氣速度，但并未降低推力，因為降低排氣速度的同時增加了（外涵）排氣流量。從涵道比的角度看，渦扇發(fā)動機是渦噴發(fā)動機和渦槳發(fā)動機的折中。
原理工作原理
渦輪風(fēng)扇發(fā)動機由風(fēng)扇、低壓壓氣機(髙涵比渦扇特有)、高壓壓氣機、燃燒室、驅(qū)動壓氣機的高壓渦輪、驅(qū)動風(fēng)扇的低壓渦輪和排氣系統(tǒng)組成。其中高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪三部分統(tǒng)稱為核心機，由核心機排出的燃?xì)庵械目捎媚芰�，一部分傳給低壓渦輪用以驅(qū)動風(fēng)扇，余下的部分在噴管中用于加速排出的燃?xì)�。風(fēng)扇轉(zhuǎn)子實際上是 1級或幾級葉片較長的壓氣機，空氣流過風(fēng)扇后，分成兩路:一路是內(nèi)涵氣流，空氣繼續(xù)經(jīng)壓氣機壓縮，在燃燒室和燃油混合燃燒，燃?xì)饨?jīng)渦輪和噴管膨脹，燃?xì)庖愿咚購奈矅娍谂懦�，產(chǎn)生推力，流經(jīng)路程為經(jīng)低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪，燃?xì)鈴膰姽芘懦�；另一路是外涵氣流，風(fēng)扇后空氣經(jīng)外涵道直接排入大氣或同內(nèi)涵燃?xì)庖黄鹪趪姽芘懦�。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機組合了渦輪噴氣和渦輪螺槳發(fā)動機的優(yōu)點。渦扇發(fā)動機轉(zhuǎn)換大部分的燃?xì)饽芰砍沈?qū)動風(fēng)扇和壓氣機的扭矩，其余的轉(zhuǎn)換成推力。渦扇發(fā)動機的總推力是核心發(fā)動機和風(fēng)扇產(chǎn)生的推力之和。這種有內(nèi)外二個涵道的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機又稱為內(nèi)外涵發(fā)動機。也就是說，渦扇發(fā)動機可以是分開排氣的或混合排氣的，可以是短外涵的或長外涵(全涵道)的。 風(fēng)扇可作為低壓壓氣機的第1級由低壓渦輪驅(qū)動，也可以由單獨的渦輪驅(qū)動。 渦扇發(fā)動機的推力由兩部分組成：內(nèi)涵產(chǎn)生的推力和外涵產(chǎn)生的推力。對于高涵道比渦扇發(fā)動機，風(fēng)扇產(chǎn)生的推力占78%以上。流經(jīng)外涵和內(nèi)涵的空氣流量之比稱為涵道比或流量比。涵道比對渦輪風(fēng)扇發(fā)動機性能影響較大，涵道比大，耗油率低，但發(fā)動機的迎風(fēng)面積大；涵道比較小時，迎風(fēng)面積小，但耗油率大。內(nèi)外涵兩股氣流分開排入大氣的稱為分排式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。內(nèi)外涵兩股氣流在內(nèi)涵渦輪后的混合器中相互滲混后通過同一噴管排入大氣的，稱為混排式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機也可安裝加力燃燒室，成為加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。在分排式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機上的加力燃燒室可以分別安裝在內(nèi)涵渦輪后或外涵通道內(nèi)，在混排式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機上則可裝在混合器后面。
涵道比
旁通比（Bypass ratio，也稱涵道比）是不經(jīng)過燃燒室的空氣質(zhì)量，與通過燃燒室的空氣質(zhì)量的比例。旁通比為零的渦扇引擎即是渦輪噴氣引擎。早期的渦扇引擎和現(xiàn)代戰(zhàn)斗機使用的渦扇引擎旁通比都較低。例如世界上第一款渦扇引擎，勞斯萊斯的Conway，其旁通比只有0.3�，F(xiàn)代多數(shù)民航機引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的渦輪扇引擎耗油較少，但推力卻與渦輪噴氣引擎相當(dāng)，且運轉(zhuǎn)時還寧靜得多。 核心機相同時，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的工質(zhì)（工作介質(zhì)）流量介于渦輪噴氣發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機之間。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機比渦輪噴氣發(fā)動機的工質(zhì)流量大、噴射速度低、推進(jìn)效率高、耗油率低、推力大。50年代發(fā)展的第一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，其涵道比、壓氣機增壓比和燃?xì)鉁囟榷驾^低，耗油率比渦輪噴氣發(fā)動機僅低25%左右，大約為 0.06～ 0.07公斤/�！r（0.6～0.7公斤/公斤力·時）。60年代末、70年代初發(fā)展了高涵道比（5～8）、高增壓比（25～30）和高燃?xì)鉁囟?（1600～1750K）的第二代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·時（0.3～0.4公斤/公斤力·時），推力則高達(dá)200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的噪聲低，排氣污染小，多用作大型客機的動力裝置，這種客機在11公里高度的巡航速度可達(dá)950公里/時。但這種高涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的排氣噴射速度低，迎風(fēng)面積大，不宜用于超音速飛機上。有些殲擊機使用了小涵道比、帶加力燃燒室的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，在亞音速飛行時不使用加力燃燒室，耗油率和排氣溫度都比渦輪噴氣發(fā)動機低，因而紅外輻射強度較弱，不易被紅外制導(dǎo)的導(dǎo)彈擊中。使用加力作2倍以上音速的飛行時，產(chǎn)生的推力可超過加力渦輪噴氣發(fā)動機，地面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的推重比已達(dá)8左右。
優(yōu)缺點
渦扇發(fā)動機優(yōu)點 : 推力大、推進(jìn)效率高、噪音低、燃油消耗率低，飛機航程遠(yuǎn)。 缺點 : 風(fēng)扇直徑大，迎風(fēng)面積大，因而阻力大，發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，設(shè)計難度大。
誕生研發(fā)
在五十年代未、六十年代初，作為航空動力的渦噴發(fā)動機已經(jīng)相當(dāng)?shù)某墒�。�?dāng)時的渦噴發(fā)動機的壓氣機總增壓比已經(jīng)可以達(dá)到14左右，而渦輪前的最高溫度也已經(jīng)達(dá)到了1000℃的水平。在這樣的條件下，渦噴發(fā)動機進(jìn)行部分的能量輸出已經(jīng)有了可能。而當(dāng)時對發(fā)動機的推力要求又是那樣的迫切，人們很自然地想到了通過給渦噴發(fā)動機加裝風(fēng)扇以提高迎風(fēng)面積增大空氣流量，進(jìn)而提高發(fā)動機的推力。 當(dāng)時人們通過計算發(fā)現(xiàn)，以當(dāng)時的渦噴發(fā)動機的技術(shù)水平，在渦噴發(fā)動機加裝了風(fēng)扇變成了渦扇發(fā)動機之后，其技術(shù)性能將有很大的提高。當(dāng)渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇空氣流量與核心發(fā)動機的空氣流量大至相當(dāng)時（函道比1:1），發(fā)動機的地面起飛推力增大了百分之四十左右，而高空巡航時的耗油量卻下降了百分之十五，發(fā)動機的效率得到了極大的提高。 這樣一種有著渦噴發(fā)動機無法比及優(yōu)點的新型航空動力理所當(dāng)然地得到了西方各強國的極大重視。各國都投入了極大的人力、物力和熱情來研究試制渦扇發(fā)動機，在渦扇發(fā)動機最初研制的道路上英國人走在了美國人之前。英國的羅爾斯·羅伊斯公司從1948年就開始就投入了相當(dāng)?shù)木硌兄扑麄兊摹翱稻S”渦扇發(fā)動機。1953年“康維”進(jìn)行了第一次地面試車。又經(jīng)過了六年的精雕細(xì)刻，直到1959年3月，“康維MK-508”才最終定型。這個經(jīng)過十一年孕育的難產(chǎn)兒有著當(dāng)時渦噴發(fā)動機難以望其項背的綜合性能�！翱稻S”采用了雙轉(zhuǎn)子前風(fēng)扇的總體結(jié)構(gòu)，函道比為0.3，推重比為3.83，地面臺架最大推力為7945公斤，高空巡航推力為2905公斤，最大推力時耗油量為0.735千克/小時/千克，壓氣機總增壓比為14，風(fēng)扇總增壓比為1.90，而且英國人還在“康維”上首次采用了氣冷的'渦輪葉片。當(dāng)康維最終定型之后，英國人迫不及待地把它裝在了VC-10上！ 美國人在渦扇發(fā)動機研發(fā)上比英國人慢了一拍，但是其技術(shù)起點非常之高。美國人并沒有走英國人從頭研制的老路。美國的普·惠公司利用自已在渦噴發(fā)動機上的豐富技術(shù)儲備，采用了已經(jīng)非常成熟的J-57作為新渦扇發(fā)動的內(nèi)涵核心發(fā)動機。J-57是美國人從1947年就開始設(shè)計的一種渦噴發(fā)動機，1949年完成設(shè)計，1953年正式投產(chǎn)。J57在投產(chǎn)階段共生產(chǎn)了21226臺，是世界上產(chǎn)量最大的三種渦噴發(fā)動機之一，先后裝備了F-100、F-101、F-102、B-52等機種。J-57在技術(shù)上也有所突破，它是世界上第一臺采用雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的噴氣發(fā)動機，而由單轉(zhuǎn)子到雙轉(zhuǎn)子是噴氣發(fā)動機技術(shù)上的一大進(jìn)步。不光是核心發(fā)動機，就連風(fēng)扇普惠公司也都是采用的已經(jīng)相當(dāng)成熟的部件，已被撤消了型號的J91核動力噴氣發(fā)動機的長葉片被普惠公司拿來當(dāng)作新渦扇的風(fēng)扇。1960年七月，普惠公司的JT3D渦扇發(fā)動機誕生了。JT3D的最終定型時間比羅羅的康維只晚了幾個月，可是在性能上卻大大的提高。JT3D也是采用了雙軸前風(fēng)扇的設(shè)計，地面臺架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油0.535千克/小時/千克，推重比4.22，函道比1.37，壓氣機總增壓比13.55，風(fēng)扇總增壓比1.74（以上數(shù)據(jù)為JT3D-3B型發(fā)動機的數(shù)據(jù)）。JT3D的用處很廣，波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用，在軍用方面JT3D也大顯身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的軍用型TF-33。 現(xiàn)今世界三大航空動力巨子中的羅·羅、普·惠，都已先后推出了自已的第一代渦扇作品。而幾乎是在同一時刻，三巨頭中的另一個也推出了自已的第一代渦扇發(fā)動機。在羅·羅推出“康維”之后第八個月、普·惠推出JT-3D的前一個月，通用電氣公司也定型了自已的第一代渦扇發(fā)動機CJ805-23。CJ805-23的地面臺架最大推力為7169公斤，推重比為4.15，函道比為1.5，壓氣機增壓比為13，風(fēng)扇增壓比為1.6，最大推力耗油0.558千克/小時/千克。與普·惠一樣，通用電氣公司也是在現(xiàn)有的渦噴發(fā)動機的基礎(chǔ)之上研發(fā)自已的渦扇發(fā)動機，被用作新渦扇的內(nèi)函核心發(fā)動機的是J79。J-79于1952年開始設(shè)計，于1956年投產(chǎn)，共生產(chǎn)了16500多臺。它與J-57一樣也是有史以來產(chǎn)量最高的三種渦噴發(fā)動機之一。與J57的雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)不不同，J79是單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)。在J-79上首次采用了壓氣機可調(diào)整流葉片和加力全程可調(diào)噴管，J-79也是首次可用于兩倍音速飛行的航空發(fā)動機。 通用電氣公司的CJ805-23渦扇發(fā)動機是渦扇發(fā)動機中一個絕對另類的產(chǎn)品，讓CJ805-23如此與眾不同的地方就在于它的風(fēng)扇位置——它是唯一采用后風(fēng)扇設(shè)計的渦扇發(fā)動機。 在五六十年代，人們在設(shè)計第一代渦扇發(fā)動機的時候遇到了很大的困難。首先是由于大直徑的風(fēng)扇與相對小直徑的低壓壓氣機聯(lián)動以后，風(fēng)扇葉片翼尖部分的線速度超過了音速。這個問題在當(dāng)時很難解決，因為沒有可利用的公式來進(jìn)行運算，人們只能用一次又一次的試驗來發(fā)現(xiàn)、解決問題；第二是由于在壓氣機之前多了風(fēng)扇，使得壓氣機的工作被風(fēng)扇所干擾；第三是細(xì)長的風(fēng)扇葉片高速轉(zhuǎn)動所引起的振動。 而通用電氣公司的后風(fēng)扇設(shè)計一下子完全避開了這三個最主要的困難。CJ805-23的后風(fēng)扇實際上是一個雙節(jié)的葉片，葉片的下半部分是渦輪葉片，上半部分是風(fēng)扇葉片。這樣的一個葉片就像渦軸發(fā)動的自由渦輪一樣被放在內(nèi)函核心發(fā)動機的尾部。葉片與核心發(fā)動機的轉(zhuǎn)子沒有絲毫的機械聯(lián)系，這樣人們就可以隨心所欲地來設(shè)計風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速，而且葉片的后置也不會對壓氣機產(chǎn)生不良影響。但在回避困難的同時也引發(fā)了新的問題。 首先是葉片的受熱不勻，CJ805-23的后風(fēng)扇葉片的渦輪部分在工作時的最高溫度達(dá)到了560度，而風(fēng)扇部分的最低溫度只有38度；其次，由于后風(fēng)扇不像前風(fēng)扇那樣工作在發(fā)動機的冷端，而是工作在發(fā)動機的熱端，這樣一來風(fēng)扇的可靠性也隨之下降，而飛機對其動力的要求最重要的一條就是萬無一失。而且風(fēng)扇后置的設(shè)計使得發(fā)動機由于形狀上的原因其飛行阻力也要大于風(fēng)扇前置的發(fā)動機。 當(dāng)“康維”、JT-3D、CJ805-23這些渦扇發(fā)動機紛紛定型下線的時候，人們也在不斷反思渦扇發(fā)動機的研制過程。人們發(fā)現(xiàn)，如果一臺渦扇發(fā)動機如果真的像“康維”那樣從一張白紙上開始試制，則最少要用十年左右的時間新發(fā)動機才能定型投產(chǎn)。而如果像JT-3D或CJ805-23那樣，利用已有的一臺渦噴發(fā)動機作為內(nèi)函發(fā)動機來研制渦扇發(fā)動機的話，因為發(fā)動機在技術(shù)上最難解決的部分都已得到了解決，所以無論從時間上還是金錢、人力、物力上都要節(jié)省很多。在這樣的背景之下，為了縮短新渦扇的研制時間、減少開發(fā)費用，美國政府在還未對未來的航空動力有十分明確要求的情況下，從1959年起開始執(zhí)行“先進(jìn)渦輪燃?xì)獍l(fā)生器計劃”。這個計劃的目的就是要利用最新的科研成果來試制一種燃?xì)夂诵臋C，并進(jìn)行地面試車，以暴露并解決各部分的問題。在這個燃?xì)夂诵臋C的基礎(chǔ)之上進(jìn)行放大或縮小，再加裝其它的部件，如壓氣機、風(fēng)扇等等，就可以組裝成不同類型的航空渦輪發(fā)動機。如渦扇、渦噴、渦軸、渦槳等等。“先進(jìn)渦輪燃?xì)獍l(fā)生器計劃”實際上是一個有相當(dāng)前瞻意味的預(yù)研工程。 用今天的眼光來看，這個工程的指導(dǎo)方向無疑是正確的。美國政府實際上是在激勵本國的兩大動力公司向航空動力系統(tǒng)中最難的部分開刀。因為在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機中最最嚴(yán)重的技術(shù)難點，就產(chǎn)生在這個以燃?xì)獍l(fā)生器和燃?xì)鉁u輪為主體的燃?xì)夂诵臋C上。在每一臺以高溫燃?xì)鈦眚?qū)動燃?xì)鉁u輪為動力的發(fā)動機上，由燃?xì)獍l(fā)生器和燃?xì)鉁u輪所組成的燃?xì)夂诵臋C的工作地點，將是這臺發(fā)動機的最高溫度、最大壓力的所在地，所以其承受的應(yīng)力也就最大，工作條件也最為苛刻。但燃?xì)夂诵臋C的困難不只是壓力和溫度，高轉(zhuǎn)數(shù)所帶來的巨大的離心力、飛機在加速時的巨大沖擊，如果是戰(zhàn)斗機還要考慮到當(dāng)飛機進(jìn)行機動時所產(chǎn)生的過載和因過載而引起的零部件變形。在為數(shù)眾多的困難中單拿出無論哪一個，都將是一個工程上的巨大難題。但如果這些問題未能解決，那么更先進(jìn)的噴氣發(fā)動機也就無從談起。 在這個計劃之下，普惠公司與通用電氣公司都很快推出了各自研發(fā)的燃?xì)夂诵臋C。普惠公司的核心機被稱作STF-200，而通用動力公司的燃?xì)夂诵臋C為GE-1。時至今日，美國人在四十年前發(fā)起的這場預(yù)研還在發(fā)揮著它的作用�，F(xiàn)如今普惠公司和通用電氣公司出品的各式航空發(fā)動機，如果都求其根源的話，它們卻都是來自于STF-200與GE-1這兩個老祖宗。
首例
第二次世界大戰(zhàn)中，德國戴姆勒-奔馳于1943年試制出了第一臺渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，4月在試驗臺上靜推力已達(dá)到840千克，預(yù)計可達(dá)到1000千克，但因存在大量缺陷并缺乏相應(yīng)的專家而沒能獲得發(fā)展。二戰(zhàn)后，隨著時間推移、技術(shù)更新，渦輪噴氣發(fā)動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。尤其是二戰(zhàn)后快速發(fā)展的亞音速民航飛機和大型運輸機，飛行速度要求達(dá)到高亞音速即可，耗油量要小，因此發(fā)動機效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機的效率已經(jīng)無法滿足這種需求，使得上述機種的航程縮短。因此一段時期內(nèi)出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)動機的大型飛機。實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發(fā)動機已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設(shè)計。40和50年代，早期渦扇發(fā)動機開始了試驗。但由于對風(fēng)扇葉片設(shè)計制造的要求非常高，因此直到60年代，人們才得以制造出符合渦扇發(fā)動機要求的風(fēng)扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)動機實用化的階段。50年代，美國的NACA（即NASA 美國航空航天管理局的前身）對渦扇發(fā)動機進(jìn)行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉(zhuǎn)由通用電氣公司(GE）繼續(xù)深入發(fā)展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發(fā)動機，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機的大量紀(jì)錄。但最早的實用化渦扇發(fā)動機則是普拉特·惠特尼（Pratt & Whitney）公司的JT3D渦扇發(fā)動機。實際上普·惠公司啟動渦扇研制項目要比GE晚，他們是探聽到GE在研制CJ805的機密后，匆忙加緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的“康威”（Conway）渦扇發(fā)動機開始被波音707大型遠(yuǎn)程噴氣客機采用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發(fā)動機。60年代洛克西德“三星”客機和波音747“珍寶”客機采用了羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發(fā)動機，標(biāo)志著渦扇發(fā)動機的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。
效能
渦輪風(fēng)扇發(fā)動機要比渦輪噴氣發(fā)動機更省油，尤其是超過音速不太多時。所以民用噴氣飛機都是采用的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。 中國民用分開排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機還未研制成功，軍用混合排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中已成功批量生產(chǎn)的秦嶺發(fā)動機相當(dāng)于英國60年代的SPEY，用于飛豹上。相當(dāng)于蘇27上的AL31的太行前一段時間報道研制成功，但不知道是否投入批量生產(chǎn)。 提高渦輪風(fēng)扇發(fā)動機推力的一個辦法就是提高發(fā)動機的空氣流量。
分類分別排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機
內(nèi)、外涵道中的氣體分別在內(nèi)、外涵尾噴管中排出 發(fā)動機組成如下：進(jìn)氣道、風(fēng)扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、外涵道、內(nèi)外涵尾噴管。 內(nèi)涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機--內(nèi)涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外 外涵氣流：外涵道--外涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外 我們常見的民航客機所采用的發(fā)動機，多半是分別排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，比如著名的V2500，PW4000,GE90....
混合排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機
內(nèi)、外涵道中的氣體混合后從尾噴管中噴出 發(fā)動機組成如下：進(jìn)氣道、風(fēng)扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、外涵道、混合器、尾噴管。 內(nèi)涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機--混合器 外涵氣流：外涵道--混合器 兩股氣流在混合器中摻混--尾噴管膨脹加速--排氣到體外 現(xiàn)代先進(jìn)軍用殲擊機一般均采用低涵道比的混合加力渦扇發(fā)動機。
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