涡轮风扇发动机

涡轮风扇发动机（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较涡轮喷气发动机大上许多。经过涡轮喷气发动机的空气通道称为内涵道，空气在喷气发动机燃烧后获得机械能，外侧的空气通道称为外涵道，由内含的涡轮驱动首级增压扇叶推动空气，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气发动机的外围提供直接推力，推力即由内外涵道共同产生。^[1]^[2]可同时具有涡轮螺旋桨与涡轮喷气发动机的推力供给。

简介[编辑]

涡轮风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气发动机，其他全是扇风推进，因为并非只依靠涡轮喷气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气佳，但螺旋扇叶速度越快的推力重量比耗损功率较大，比较纯涡轮喷气，超音速飞行时其受到附面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，故此现在多数的喷气机发动机都是采用涡扇发动机作为动力来源。

涡轮风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涵道比都较低，例如世界上第一款实用涡扇发动机，劳斯莱斯;的康威型涵道比只有0.3，现代多数民用飞机为了省油，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。涵道比高的涡轮风扇发动机耗油较少，但推力却与涡轮喷气发动机相当，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用飞机不同。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气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）。只在超音速飞行的和谐式客机，因为长时间处于超音速状态，为了提升效率与降低成本，就是使用纯涡轮喷气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[编辑]

进气道
风扇总成
- 低压压气机（Low pressure compressor）
- 高压压气机（High pressure compressor）
燃烧室
高压涡轮（High pressure turbine）
低压涡轮（Low pressure turbine）
加力燃烧室
喷管

注释[编辑]

^ Wragg, David W. A Dictionary of Aviation first. Osprey. 1973: 267. ISBN 9780850451634.
^ Marshall Brain. How Gas Turbine Engines Work. howstuffworks.com. [2010-11-24]. （原始内容存档于2010-06-18）.

参见[编辑]

外部链接[编辑]

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 [2020-12-12]. （原始内容存档 (PDF)于2020-03-23）.
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Commercial engines 2017. Flight Global. [2020-12-12]. （原始内容存档于2019-05-26）.
Bjorn Fehrm. Bjorn's Corner: Aircraft engines, sum up. Leeham Co. April 14, 2017 [2020-12-12]. （原始内容存档于2021-01-27）. and previous series

[1] Wragg, David W. A Dictionary of Aviation first. Osprey. 1973: 267. ISBN 9780850451634.

[stuffworks-2] Marshall Brain. How Gas Turbine Engines Work. howstuffworks.com. [2010-11-24]. （原始内容存档于2010-06-18）.

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