【简介：】原理
旁通比
涡轮风扇发动机 turbofan engine
涡扇引擎的旁通比（Bypass ratio，也称涵道比）是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。旁通比为零的涡扇
原理
旁通比
涡轮风扇发动机 turbofan engine
涡扇引擎的旁通比（Bypass ratio，也称涵道比）是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。旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都
较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有0.3。现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气引擎相当，且运转时还宁静得多。
由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机，由核心机排出的燃气中的可用能量，一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大，涵道比大，耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。
涵道比
核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质（工作介质）流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25%左右，大约为 0.06～ 0.07公斤/牛·时（0.6～0.7公斤/公斤力·时）。60年代末、70年代初发展了高涵道比（5～8）、高增压比（25～30）和高燃气温度 （1600～1750K）的第二代涡轮风扇发动机，耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·时（0.3～0.4公斤/公斤力·时），推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱，不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右
