渦扇發動機的涵道比(也叫涵道比)是不通過燃燒室的空氣質量與通過燃燒室的空氣質量之比。涵道比為零的渦扇發動機是渦輪噴氣發動機。現代戰鬥機使用的早期渦扇發動機和渦扇發動機的涵道比較低。比如世界上第壹臺渦扇發動機，勞斯萊斯康威，涵道比只有0.3。大多數現代民用飛機發動機的涵道比通常在5以上。高涵道比的渦扇發動機耗油少，但推力和渦噴發動機相當，運行時安靜很多。
..渦扇發動機的誕生。
二戰後，隨著時間的推移和技術的革新，渦噴發動機已經不足以滿足新型飛機的動力需求。特別是二戰後迅速發展起來的亞音速民用飛機和大型運輸機，飛行速度要達到高亞音速，耗油量要小，所以發動機效率要高。渦輪噴氣發動機的效率已經不能滿足這種需求，縮短了上述飛機的航程。因此，壹段時間以來，使用渦槳發動機的大型飛機越來越多。事實上，早在20世紀30年代，就有壹些帶有外部旁路的噴氣發動機的粗略早期設計。在20世紀40年代和50年代，早期的渦扇發動機開始接受測試。然而，由於對風扇葉片的設計和制造的非常高的要求。所以直到20世紀60年代，人們才能夠制造出符合渦扇發動機要求的風扇葉片，從而開啟了渦扇發動機的實用階段。20世紀50年代，美國NACA(美國國家航空航天局的前身)在渦扇發動機方面進行了非常重要的科研工作。1955-56年，研究成果被轉移到通用電氣公司(GE)進行進壹步開發。GE在1957成功推出CJ805-23渦扇發動機，隨即打破了超音速噴氣發動機的大量記錄。但最早實用的渦扇發動機是普拉特&；惠特尼公司的JT3D渦扇發動機。事實上，普惠公司比GE更晚開始渦扇發動機研制項目。得知GE研發CJ805的秘密後，他們趕緊加緊工作，先推出了實用的JT3D。1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的“康威”渦扇發動機開始被波音707大型遠程噴氣客機采用，成為民航客機使用的第壹臺渦扇發動機。20世紀60年代，洛克希德公司的“三星”客機和波音公司的747“珍寶”客機采用了羅爾斯·羅伊斯公司的大型渦扇發動機RB211-22B，標誌著渦扇發動機的全面成熟。此後，渦噴發動機迅速被西方民航業拋棄。渦扇噴氣發動機原理渦輪螺旋槳發動機推力有限，影響飛機飛行速度。因此，有必要提高噴氣發動機的效率。發動機的效率包括熱效率和推進效率。提高渦輪前氣體的溫度和壓氣機的增壓比可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體含有更多的能量。但在飛行速度不變的情況下，提高渦輪前的溫度，自然會提高排氣速度。而流速快的氣體在排出的時候損失了很多動能。所以單方面增加熱功率，也就是提高渦輪前的溫度，會導致推進效率下降。要全面提高發動機效率，就要解決熱效率和推進效率之間的矛盾。渦扇發動機的妙處在於提高渦輪前的溫度而不提高排氣速度。渦扇發動機的結構實際上是在渦噴發動機前增加幾級渦輪，這些渦輪帶動壹定數量的風扇。像常見的噴氣發動機壹樣，風扇吸入的氣流壹部分送入壓氣機(術語稱為“內導管”)，另壹部分直接從渦噴發動機殼體外圍排出(“外導管”)。因此，渦扇發動機的燃氣能量被分別分配到風扇和燃燒室產生的兩種排氣流中。此時，為了提高熱效率和增加渦輪前的溫度，可以通過適當的渦輪結構和增加風扇的直徑，將更多的氣體能量通過風扇轉移到外部管道，從而避免排氣速度的顯著增加。這樣就平衡了熱效率和推進效率，大大提高了發動機的效率。高效率意味著低油耗和更長的航程。
編輯壹下這款渦扇發動機的優缺點。
如上所述，渦扇發動機效率高，油耗低，飛機航程遠。
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渦輪噴氣發動機
這是渦輪發動機。其特點是完全依靠氣流產生推力。通常用作高速飛機的動力。油耗比渦扇發動機高。渦輪噴氣發動機有兩種類型:離心式和軸流式。離心式在1930年被英國人弗蘭克·惠特爾爵士申請了專利，但直到1941，裝有這種發動機的飛機才第壹次上天。它沒有參加二戰，軸式誕生於德國，作為第壹架實用噴氣式戰鬥機Me-262參加了1945。與離心式渦噴發動機相比，軸流具有截面小、壓縮比高的優點。現在的渦噴發動機都是軸流。
的原理和工作模式...
渦輪噴氣發動機采用噴氣推進，避免了火箭和沖壓噴氣發動機的固有弱點。因為使用了渦輪驅動的壓氣機，發動機也有足夠的壓力在低速時產生強大的推力。渦輪噴氣發動機根據“工作循環”工作。它從大氣中吸入空氣，經過壓縮和加熱的過程，具有能量和動量的空氣以高達2000英尺/秒(610米/秒)或大約1400英裏/小時(2253公裏/小時)的速度從推進噴管中排出。當高速射流從發動機流出時，帶動壓氣機和渦輪同時繼續旋轉，維持“工作循環”。渦輪發動機的機械布局比較簡單，因為它只包含兩個主要的旋轉部件，即壓氣機和渦輪，以及壹個或幾個燃燒室。然而，並不是這種發動機的所有方面都有這種簡單性，因為熱問題和空氣動力學問題更加復雜。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過壓縮機和渦輪葉片的不斷變化的氣流以及排出氣體並形成推進射流的排氣系統的設計引起的。
當飛機速度低於約450英裏/小時(724公裏/小時)時，純噴氣發動機的效率低於螺旋槳發動機，因為其推進效率很大程度上取決於其飛行速度；所以純渦噴發動機最適合更高的飛行速度。然而，由於螺旋槳的高葉尖速度引起的氣流擾動，螺旋槳的效率在350英裏/小時(563公裏/小時)以上迅速下降。這些特點使得壹些中速飛行的飛機采用螺旋槳和燃氣渦輪發動機的組合——渦槳發動機，而不是單純的渦輪噴氣裝置。
螺旋槳/渦輪組合的優勢在壹定程度上被內外涵道發動機、涵道風扇發動機、螺旋槳風扇發動機的引入所取代。這些發動機比純噴氣發動機具有更大的流量和更低的噴氣速度，因此其推進效率與渦槳發動機相當，並超過純噴氣發動機。
渦噴/沖壓發動機是將渦噴發動機(常用於馬赫數3以下的各種轉速)和沖壓發動機結合在壹起，在高馬赫數下具有良好的性能。發動機被壹個導管包圍，前端有壹個可調進氣口，後端有壹個帶可調噴嘴的加力燃燒室。起飛加速時，以及馬赫數3的飛行條件下，發動機采用常規渦噴發動機的工作模式；當飛機加速到馬赫數3以上時，其渦輪噴氣機構關閉，氣道中的空氣在導葉的幫助下繞過壓氣機，直接流入加力燃燒室，加力燃燒室就成了沖壓發動機的燃燒室。這種發動機適用於要求高速飛行並保持高馬赫數巡航狀態的飛機。在這些條件下，發動機作為沖壓發動機工作。
渦輪/火箭發動機在結構上類似於渦輪/沖壓發動機，壹個重要的區別是它有自己燃燒用的氧氣。這種發動機有壹個由多級渦輪驅動的低壓壓氣機，驅動渦輪的動力是通過在火箭燃燒室中燃燒燃料和液氧產生的。由於燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪之前，需要向燃燒室註入額外的燃料進行冷卻。然後，這種富含油的混合物(氣體)被來自壓縮機的空氣稀釋，剩余的燃料在常規加力燃燒室系統中燃燒。這種發動機雖然比渦輪/沖壓發動機更小更輕，但油耗更高。這種趨勢使它更適合於攔截器或航天器運載火箭。這些飛機要求高空高速性能，通常需要高加速性能，不需要長續航。
.....結構
進氣口
軸流式渦輪噴氣發動機的主要結構如圖所示。空氣首先進入進氣道，因為飛機的飛行狀態是變化的，進氣道需要保證空氣最終能夠順利進入下壹個結構:壓氣機。進氣口的主要作用是將空氣調節到發動機能夠正常運轉的狀態後再進入壓縮機。超音速飛行時，機頭和進氣道都會產生激波，經過激波後氣壓會增加，所以進氣道可以起到壹定的預壓縮作用，但激波位置不當會造成局部壓力不均勻，甚至可能損壞壓氣機。所以超音速飛機的進氣口有壹個激波調節錐，根據空速來調節激波的位置。
兩側進氣或機腹進氣的飛機，由於進氣道靠近機身，會受到機身邊界層(或邊界層)的影響，會加裝邊界層調節裝置。所謂邊界層，是指緊貼機身表面流動的壹層空氣。其速度遠低於周圍空氣，但其靜壓高於周圍空氣，形成壓力梯度。因為能量低，不適合進入發動機，需要淘汰。當飛機有壹定迎角(AOA)時，由於壓力梯度的變化，在壓力梯度增大的部位(如背風面)會出現邊界層分離，即原本緊貼機身的邊界層會在某壹點突然分離，形成湍流。湍流是相對於層流而言的，層流簡單來說就是不規則運動的流體。嚴格來說，所有的流動都是湍流。湍流的機理和過程的模擬目前還不清楚。但不代表亂流不好。在發動機的很多地方，比如燃燒過程中，要充分利用湍流。
壓縮機
壓縮機由定子葉片和轉子葉片組成。壹對定子葉片和轉子葉片稱為第壹級。定子固定在發動機機架上，轉子通過轉子軸與渦輪相連。現役的渦噴發動機壹般是8-12壓氣機。階段越多，壓力就越大。當戰鬥機突然進行高G機動時，流入壓氣機前級的空氣壓力會急劇下降，後級的壓力會很高。此時，後級的高壓空氣會反向膨脹，發動機極不穩定，工程上稱之為“喘振”。這是發動機最致命的事故，很有可能造成停機甚至結構損壞。防止“喘振”有幾種方法。經驗表明，喘振多發生在壓縮機的第5級和第6級之間，在第2個區間設置放氣環，在壓力異常時及時泄壓，避免喘振。或者將轉子軸做成兩個同心的空心圓柱體，分別連接前級低壓壓氣機和渦輪，後級高壓壓氣機和另壹個渦輪。兩個轉子組相互獨立，壓力異常時可以自動調節轉速，也可以避免喘振。
燃燒室和渦輪
空氣經壓縮機壓縮後進入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；然後流經渦輪推動渦輪高速旋轉。因為渦輪和壓縮機轉子連接在同壹根軸上，所以壓縮機和渦輪的轉速是相同的。最後，高溫高速氣體通過噴嘴噴出，通過反應提供動力。起初，燃燒室是幾個小的圓柱形燃燒室，圍繞轉子軸呈環狀並列。每個氣缸都沒有密封，而是在適當的地方開了壹個孔，這樣整個燃燒室就連通了。後來發展成結構緊湊的環形燃燒室，但整體流體環境不如圓柱形燃燒室，出現了結合兩者優點的組合式燃燒室。
汽輪機總是在極端條件下工作，對其材料和制造技術有著極其嚴格的要求。目前粉末冶金空心葉片多為整體鑄造，即所有葉片和圓盤壹次性鑄造。與早期相比，每個葉片和圓盤分別鑄造，然後用榫連接，節省了很多連接質量。制造材料多為耐高溫的合金材料，空心葉片可以用冷風冷卻。為第四代戰鬥機研制的新型發動機將配備高溫性能更加突出的陶瓷粉末冶金葉片。這些措施旨在改善渦輪噴氣發動機最重要的參數之壹:渦輪前溫度。高預渦流溫度意味著高效率和高功率。
噴管和加力燃燒室
噴嘴(或噴嘴)的形狀和結構決定了最終消除的氣流狀態。早期的低速發動機采用簡單的收斂噴管來達到提高速度的目的。根據牛頓第三定律，氣體彈射速度越大，飛行器得到的反作用力就越大。但這種方式的增長速度是有限的，因為最終氣流速度會達到音速，然後會出現激波阻止氣體速度的增加。使用縮放噴管(又稱拉瓦爾噴管)可以獲得超音速射流。飛機的機動性主要來自翼面提供的氣動力，機動性高的時候可以直接利用噴流的推力。歷史上有兩種方案，即在噴口處安裝氣體控制面或直接使用可偏轉噴管(也稱推力矢量噴管或矢量推力噴管)，後者已進入實際應用階段。俄羅斯著名的蘇-30和蘇-37戰鬥機的高超機動性能得益於魯裏卡設計局的AL-31推力矢量發動機。氣舵的代表是美國的X-31技術驗證機。
高溫氣體經過渦輪後，還含有壹些沒有及時消耗掉的氧氣。如果不斷向這種氣體中註入煤油，它仍然可以燃燒並產生額外的推力。因此，壹些高性能戰鬥機的發動機在渦輪後面增加了加力燃燒室(或加力燃燒室)，以達到在短時間內大幅度提高發動機推力的目的。壹般來說，加力可以在短時間內增加50%的最大推力，但耗油量驚人，壹般只用於起飛或應對激烈空戰，不可能用於長時間超音速巡航。
.....使用
渦輪噴氣發動機適用於大範圍的航行，從低空亞音速到高空超音速飛機。米格-25是前蘇聯的傳奇戰鬥機，使用柳裏卡設計局的渦輪噴氣發動機作為動力，曾創下3.3馬赫的戰鬥機速度紀錄和37250米的升限紀錄。這個記錄在壹段時間內不太可能被打破。
與渦扇發動機相比，渦噴發動機燃油經濟性差，但高速性能優於渦扇發動機，尤其是在高空高速時。