飛機發動機主要有兩種，一種是鍋輪發動機，一種是鍋扇發動機。下面一一介紹它們的工作原理：

渦扇發動機的工作原理 渦扇發動機是噴氣發動機的一個分支，從血緣關系上來說渦扇發動機應該算得上是渦噴發動機的變種。從結構上看，渦扇發動機只不過是在渦噴發動機之前（之后）加裝了風扇而已。然而正是這區區的幾頁風扇把渦噴發動機與渦扇發動機嚴格的區分開來。渦扇發動機仗著自已身上的幾頁風扇也青出于藍。
現代的軍用戰斗機要求越來越高的機動性能，較高的推重比能賦予戰斗機很高的垂直機動能力和優異的水平加速性能。而且在戰時，如果本方機場遭到了對方破壞，戰斗機還可以利用大推力來減少飛機的起飛著陸距離。比如裝備了F-100-PW-100的F-15A當已方機機的跑道遭到部分破壞時，F-15可以開全加力以不到300米的起飛滑跑距離起飛。在降落時可以用60度的迎角作低速平飛，在不用減速傘和反推力的情況下，只要500米的跑道就可以安全降落。
更高的推重比是每一個戰斗機飛行員所夢寐以求的。但戰斗機的推重比在很大和度上是受發動機所限--如果飛機發動機的推重比小于6一級的話，其飛機的空戰推重比就很難達到1，如果強行提高飛機的推重比的話所設計的飛機將在航程、武器掛載、機體強度上付出相當大的代價。比如前蘇聯設計的蘇-11戰斗機使用了推重比為4.085的АЛ-7Ф-1-100渦噴發動機。為了使飛機的推重比達到1，蘇-11的動力裝置重量占了飛機起飛重量的26.1%。相應的代價是飛機的作戰半徑只有300公里左右。
而在民用客機、運輸機和軍用的轟炸機、運輸機方面。隨著新材料的運用飛機的機身結構作的越來越大，起飛重量也就越來越大，對發動機的推力要求也越來越高。在高函道比大推力的渦扇發動機出現之前，人們只能采用讓大型飛機掛更多的發動機的方法來解決發動機的推力不足問題。比如B-52G轟炸機的翼下就掛了八臺J-57-P-43W渦噴發動機。該發動機的單臺最大起飛推力僅為6237公斤（噴水）。如果B-52晚幾年出生的話它完全可以不掛那么多的發動機。在現在如果不考慮動力系統的可靠性，像B-52之類的飛機只裝一臺發動機也未嘗不可。
而渦扇發動機的誕生就是為了順應人們對航空發動機越來越高的推力要求而誕生的。因為提高噴氣發動機的推力最簡單的辦法就是提高發動機的空氣流量。

一、歷史

在五十年代未、六十年代初，作為航空動力的渦噴發動機以經相當的成熟。當時的渦噴發動機的壓氣機總增壓比以經可以達到14左右，而渦輪前的最高溫度也以經達到了1000度的水平。在這樣的條件下，渦噴發動機進行部分的能量輸出以經有了可能。而當時對發動機的推力要求又是那樣的迫切，人們很自然的想到了通過給渦噴發動機加裝風扇以提高迎風面積增大空氣流量進而提高發動機的推力。
當時人們通過計算發現，以當時的渦噴發動的技術水平，在渦噴發動機加裝了風扇變成了渦扇發動機之后，其技術性能將有很大的提高。當渦扇發動機的風扇空飛流量與核心發動機的空氣流量大至相當時（函道比1:1），發動機的地面起飛推力增大了面分之四十左右，而高空巡航時的耗油量卻下降了百分之十五，發動機的效率得到了極大的提高。
這樣的一種有著渦噴發動機無法比及的優點的新型航空動力理所當然的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動機，在渦扇發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·羅伊斯公司從一九四八年就開始就投入了相當的精力來研制他們的“康維”渦扇發動機。在一九五三年的時候“康維”進行了第一次的地面試車。又經過了六年的精雕細刻，一九五九年九月“康維MK-508”才最終定型。這個經過十一年孕婦的難產兒有著當時渦噴發動機難以望其項背的綜合性能。“康維”采用了雙轉子前風扇的總體結構，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，最大推力時的耗油量為0.735千克/小時/千克，壓氣機總增壓比為14，風扇總增壓比為1.90，而且英國人還在“康維”上首次采用了氣冷的渦輪葉片。當康維最終定型了之后，英國人迫不及待的把他裝在了VC-10上！
美國人在渦扇發動機的研發上比英國人慢了一拍，但是其技術起點非常的高。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動機上的豐富的技術儲備，采用了以經非常成熟的J-57作為新渦扇發動的內函核心發動機。J-57是美國人從1947年就開始設計的一種渦噴發動機，1949年完成設計，1953年正式投產。J57在投產階段共生產了21226臺是世界上產量最大的三種渦噴發動機之一，先后裝備了F-100、F-101、F-102、B-52等機種。J-57在技術上也有所突破，他是世界上第一臺采用雙轉子結構的噴氣發動機，由單轉子到雙轉子是噴氣發動機技術上的一大進步。不光是核心發動機，就連風扇普惠公司也都是采用的以經相當成熟的部件，以被撤消了型號的J91核動力噴氣發動機的長葉片被普惠公司拿來當作新渦扇的風扇。一九六零年七月，普惠公司的JT3D渦扇發動機誕生了。JT3D的最終定型時間比羅羅的康維只晚了幾個月，可是在性能上卻是大大的提高。JT3D也是采用了雙軸前風扇的設計，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，風扇總增壓比1.74（以上數據為JT3D-3B型發動機的數據）。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。
現今世界的三大航空動力巨子中的羅·羅、普·惠，都以先后推出了自已的第一代渦扇作品。而幾乎是在同一時刻，三巨頭中的令一個也推出了自已的第一代渦扇發動機。在羅·羅推出“康維”之后第八個月、普·惠推出JT-3D的前一個月。通用動力公司也定型了自已的第一代渦扇發動機CJ805-23。CL805-23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，通用動力公司也是在現有的渦噴發動機的基礎之上研發自已的渦扇發動機，被用作新渦扇的內函核心發動機的是J79。J-79與1952年開始設計，與1956年投產，共生產了16500多臺，他與J-57一樣也是有史以來產量最高的三種渦噴發動機之一。與J57的雙轉子結構不不同，J79是單轉子結構。在J-79上首次采用了壓氣機可調整流葉片和加力全程可調噴管，J-79也是首次可用于兩倍音速飛行的航空發動機。
通用動力公司的CJ805-23渦扇發動機是渦扇發動機的中一個決對另類的產品，讓CJ805-23如此與眾不同的地方就在于他的風扇位置。他是唯一采用后風扇設計的渦扇發動機。
在五六十年代，人們在設計第一代渦扇發動機的時候遇到了很大的困難。首先是由于大直徑的風扇與相對小直徑的低壓壓氣機聯動以后風扇葉片的翼尖部分的線速度超過了音速，這個問題在當時很難解決，因為沒有可利用的公式來進行運算人們只能用一次又一次的試驗來發現、解決問題。第二是由于在壓氣機之前多了風扇使得壓氣機的工作被風扇所干攏。第三是細長的風扇葉片高速轉動所引起的振動。
而通用動力公司的后風扇設計一下子完全避開了這三個最主要的困難。CJ805-23的后風扇實際上是一個雙節的葉片，葉片的下半部分是渦輪葉片，上半部分是風扇葉片。這樣的一個葉片就像渦軸發動的自由渦輪一樣被放在內函核心發動機的尾部。葉片與核心發動機的轉子沒有絲毫的機械聯系，這樣人們就可以隨心所欲的來設計風扇的轉速，而且葉片的后置也不會對壓氣機產生不良影響。但在回避困難的同時也引發了新的問題。
首先是葉片的受熱不勻，CJ805-23的后風扇葉片的渦輪部分在工作時的最高溫度達到了560度，而風扇部分的最低溫度只有38度。其次，由于后風扇不像前風扇那樣工作在發動機的冷端，而是工作在發動機的熱端，這樣一來風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。而且風扇后置的設計使得發動機的由于形狀上的原因其飛行阻力也要大于風扇前置的發動機。
當“康維”、JT-3D、CJ805-23這些渦扇發動機紛紛定型下線的時候，人們也在不斷的反思在渦扇發動機研制過程。人們發現，如果一臺渦扇發動機如果真的像“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動機才能定型投產。而如果像JT-3D或CJ805-23那樣利用以有的一臺渦噴發動機作為內函發動機來研制渦扇發動機的話，因為發動機在技術上最難解決的部分都以得到了解決，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、減少開發費用。美國政府在還末對未來的航空動力有十分明確的要求的情況下，從一九五九年起開始執行“先進渦輪燃氣發生器計劃”，這個計劃的目地就是要利用最最新的科研成果來試制一種燃氣核心機，并進行地面試車，以暴露解決各部分的問題。在這個燃氣核心機的其礎之上進行放大或縮小，再加裝其它的部件，如壓氣機、風扇等等就可以組裝成不同類型的航空渦輪發動機。如渦扇、渦噴、渦軸、渦槳等等。“先進渦輪燃氣發生器計劃”實際上是一個有相當前瞻意味的預研工程。
用今天的眼光來看，這個工程的指導方向無疑是正確的。美國的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中最難的部分開刀。因為在燃氣渦輪發動機中最最嚴重的技術難點就產生在這個以燃氣發生器和燃氣渦輪為主體的燃氣核心機上。在每一臺以高溫燃氣來驅動燃氣渦輪為動力的發動機上，由燃氣發生器和燃氣渦輪所組成的燃氣核心機的工作地點將是這臺發動的最高溫度、最大壓力的所在地。所以其承受的應力也就最大，工作條件也最為苛刻。但燃氣核心機的困難不只是壓力和溫度，高轉數所帶來的巨大的離心力、飛機在加速時的巨大沖擊，如果是戰斗機還要考慮到當飛機進行機動時所產生的過載和因過載以引起的零部件變形。在為數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。但如果這些問題不被解決掉那么更先進的噴氣發動機也就無從談起。
在這個計劃之下，普惠公司與通用動力公司都很快的推出了各自研發的燃氣核心機。普惠公司的核心機被稱作STF-200而通用動力公司的燃氣核心機為GE-1。時至今日美國人在四十年前發起的這場預研還在發揮著他的作用，現如今普惠公司和通用動力公司出品的各式航空發動機如果真的都求其根源都話，它們卻都是來自于STF-200與GE-1這兩個老祖宗。

二、單轉子和多轉子

在研制一臺新的渦扇發動機的時候，最先解決的問題是他的總體結構問題。總體結構的問題說明白一些就是發動機的轉子數目多少。目前渦扇發動機所采用的總體結構無非是三種，一是單轉子、二是雙子、三是三轉子。其中單轉子的結構最為簡單，整個發動機只有一根軸，風扇、壓氣機、渦輪全都在這一根軸上。結構簡單的好處也不言自明--省錢！一方面的節省就總要在另一方而復出相應的代價。
首先從理論上來說單轉子結構的渦扇發動機的壓氣機可以作成任意多的級數以期達到一定的增壓比。可是因為單轉子的結構限制使其風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、低壓渦輪、高壓渦輪必須都安裝在同一根主軸之上，這樣在工作時他們就必須要保持相同的轉速。問題也就相對而出，當單轉子的發動機在工作時其轉數突然下降時（比如猛收小油門），壓氣機的高壓部分就會因為得不到足夠的轉數而效率嚴重下降，在高壓部分的效率下降的同時，壓氣機低壓部分的載荷就會急劇上升，當低壓壓氣機部分超載運行時就會引起發動機的振喘，而在正常的飛行當中，發動機的振喘是決對不被允許的，因為在正常的飛行中發動機一但發生振喘飛機十有八九就會掉下來。為了解決低壓部分在工作中的過載只好在壓氣機前加裝導流葉片和在壓氣機的中間級上進行放氣，即空放掉一部分以經被增壓的空氣來減少壓氣機低壓部分的載荷。但這樣以來發動機的效率就會大打折扣，而且這種放掉增壓氣的作法在高增壓比的壓氣機上的作用也不是十分的明顯。更要命的問題發生在風扇上，由于風扇必須和壓氣機同步，受壓氣機的高轉數所限單轉子渦扇發動機只能選用比較小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53單轉子渦扇發動機，其函道只有0.3。相應的發動機的推重比也比較小，只有5.8。
為了提高壓氣機的工作效率和減少發動機在工作中的振喘，人們想到了用雙轉子來解決問題，即讓發動機的低壓壓氣機和高壓壓氣機工作在不同的轉速之下。這樣低壓壓氣機與低壓渦輪聯動形成了低壓轉子，高壓壓氣機與高壓渦輪聯動形成了高壓轉子。低壓轉子的轉速可以相對低一些。因為壓縮作用在壓氣機內的空氣溫度升高，而音速是隨著空氣溫度的升高而升高的，所以而高壓轉子的轉速可以設計的相對高一些。即然轉速提高了，高壓轉子的直徑就可以作的小一些，這樣在雙轉子的噴氣發動機上就形成了一個“蜂腰”，而發動機的一些附屬設備比如燃油調節器、起動裝置等等就可以很便的裝在這個“蜂腰”的位置上，以減少發動機的迎風面積降低飛行阻力。雙轉子發動機的好處不光這些，由于一般來說雙轉子發動機的的高壓轉子的重量比較輕，起動慣性小，所以人們在設計雙轉子發動機的時候都只把高壓轉子設計成用啟動機來驅動，這樣和單轉子發動機相比雙轉子的啟動也比較容易，啟動的能量也要求較小，啟動設備的重量也就相對降低。
然而雙轉子結構的渦扇發動機也并不是完美的。在雙轉子結構的渦扇發動機上，由于風扇要和低壓壓氣機聯動，風扇和低壓壓氣機就必須要互相將就一下對方。風扇為將就壓氣機而必需提高轉數，這樣直徑相對比較大的風扇所承受的離心力和葉尖速度也就要大，巨大的離心力就要求風扇的重量不能太大，在風扇的重量不能太大的情況下風扇的葉片長度也就不能太長，風扇的直徑小下來了，函道比自然也上不去，而實踐證明函道比越高的發動機推力也就越大，而且也相對省油。而低壓壓氣機為了將就風扇也不得不降低轉數，降低了壓氣機的轉數壓氣機的工作效率自然也就上不去，單級增壓比降低的后果是不得不增加壓氣機風扇的級數來保持一定的總增壓比。這樣壓氣機的重量就很難得以下降。
為了解壓氣機和風扇轉數上的矛盾。人們很自然的想到了三轉子結構，所謂三轉子就是在二轉子發動機上又了多了一級風扇轉子。這樣風扇、高壓壓氣機和低壓壓氣機都自成一個轉子，各自都有各自的轉速。三個轉子之間沒有相對固定的機械聯接。如此一來，風扇和低壓轉子就不用相互的將就行事，而是可以各自在最為合試的轉速上運轉。設計師們就可以相對自由的來設計發動機風扇轉速、風扇直徑以及函道比。而低壓壓氣機的轉速也可以不受風扇的肘制，低壓壓氣機的轉速提高之后壓氣的的效率提高、級數減少、重量減輕，發動機的長度又可以進一步縮小。
但和雙轉子發動機相比，三轉子結構的發動機的結構進一步變的復雜。三轉子發動機有三個相互套在一起的共軸轉子，因而所需要的軸承支點幾乎比雙轉子結構的發動機多了一倍，而且支撐結構也更加的復雜，軸承的潤滑和壓氣機之間的密閉也更困難。三轉子發動機比雙轉子發動機多了很多工程上的難題，可是英國的羅·羅公司還是對他情有獨鐘，因為在表面的困難背后還有著巨大的好處，羅羅公司的RB-211上用的就是三轉子結構。轉子數量上的增加換來了風扇、壓氣機、渦輪的簡化。
三轉子RB-211與同一技術時期推力同級的雙轉子的JT-9D相比：JT-9D的風扇頁片有46片，而RB-211只有33片；壓氣機、渦輪的總級數JT-9D有22級，而RB-211只有19級；壓氣機葉片JT-9D有1486片，RB-211只有826片；渦輪轉子葉片RB211也要比JT9D少，前者是522片，而后者多達708片；但從支撐軸承上看，RB-211有八個軸承支撐點，而JT9D只有四個。

三、風扇

渦扇發動機的外函推力完全來自于風扇所產生的推力，風扇的的好壞直接的影響到發動機的性能，這一點在高函道比的渦扇發動機上由是。渦扇發動機的風扇發展也經歷了幾個過程。在渦扇發動機之初，由于受內函核心機功率和風扇材料的機械強度的限制，渦扇發動機的函道比不可能作的很大，比如在渦扇發動機的三鼻祖中，其函道比最大的CJ805-23也不過只有1.5而以，而且CJ805-23所采用的風扇還是后獨一無二的后風扇。
在前風扇設計的二款發動機中JT3D的函道比大一些達到了1.37。達到如此的函道比，其空氣總流量比也比其原型J-57的空氣流量大了271%。空氣流量的加大發動機的迎風面積也隨之變大。風扇的葉片也要作的很長。JT3D的一級風扇的葉片長度為418.2毫米。而J57上的最長的壓氣機葉片也就大約有二百毫米左右。當風扇葉片變的細長之后，其彎曲、扭轉應力加大，在工作中振動的問題也突現了出來。為了解決細長的風扇葉片所帶來的麻煩，普惠公司采用了阻尼凸臺的方法來減少風扇葉片所帶來的振動。凸臺位于距風扇葉片根處大約百分之六十五的地方。JT3D發動機的風扇部分裝配完成之后，其風扇葉上的凸臺就會在葉片上連成一個環形的箍。當風扇葉片運轉時，凸臺與凸臺之間就會產生摩擦阻尼以減少葉片的振動。加裝阻尼凸臺之后其減振效果是明顯的，但其阻尼凸臺的缺點也是明顯的。首先他增加了葉片的重量，其次他降底了風扇葉片的效率。而且如果設計不當的話當空氣高速的流過這個凸臺時會發生畸變，氣流的畸變會引發葉片產生更大的振動。而且如果采用這種方法由于葉片的質量變大，在發動機運轉時風扇本身會產生更大的離心力。這樣的風扇葉片很難作的更長，沒有更長的葉片也就不會有更高的函道比。而且細長的風扇葉片的機械強度也很低，在飛機起飛著陸過程中，發動機一但吸入了外來物，比如飛鳥之類，風扇的葉片會更容易被損壞，在高速轉動中折斷的風扇葉片會像子彈一樣打穿外函機匣釀成大禍。解決風扇難題一個比較完美的辦法是加大風扇葉片的寬度和厚度。這樣葉片就可以獲得更大的強度以減少振動和外來物打擊的損害，而且如果振動被減少到一定程度的話阻尼凸臺也可以取消。但更厚重的扇葉其運轉時的離心力也將是巨大的。這樣就必需要加強扇葉和根部和安裝扇葉的輪盤。但航空發動機負不起這樣的重量代價。風扇葉片的難題大大的限制了渦扇發動機的發展。
更高的轉數、高大的機械強度、更長的葉片、更輕的重量這樣的一個多難的問題最終在八十年代初得到了解決。
1984年10月，RB211-535E4掛在波音七五七的翼下投入了使用。它是一臺有著跨時代意義的渦扇發動機。讓它身負如此之名的就是他的風扇。羅·羅公司用了創造性的方法解決了困擾大函道比渦扇發動機風扇的多難問題。新型發動機的風扇葉片叫作“寬弦無凸肩空心夾層結構葉片”。故名思意，新型風扇的葉片采用了寬弦的形狀來加大機械強度和空心結構以減少重量。新型的空心葉片分成三個部分：葉盆、葉背、和葉芯。它的葉盆和葉背分別是由兩塊鈦合金薄板制成，在兩塊薄板之間是同樣用鈦合金作成的蜂窩狀結構的“芯”。通過活性擴散焊接的方法將葉盆、葉背、葉芯連成一體。新葉片以極輕的重量獲得了極大的強度。這樣的一塊鈦合金三明治一下子解決了困擾航空動力工業幾十年的大難題。
新型風扇不光是重量輕、強度大，而且因為他取消了傳統細長葉片上的阻尼凸臺他的工作效率也要更高一些。風扇扇葉的數量也減少了將近三分之一，RB211-535E4發動機的風扇扇葉只有二十四片。
1991年7月15日新型寬弦葉片經受了一次重大的考驗。印度航空公司的一架A320在起飛階段其裝備了寬弦葉片的V-2500渦扇發動機吸入了一只5.44千克重的印度禿鷲！巨鳥以差不多三百公里的時速迎頭撞到了發動機的最前端部件--風扇上！可是發動機在遭到如此重創之后仍在正常工作，飛機安全的降落了。在降落之后，人們發現V-2500的22片寬弦風扇中只有6片被巨大的沖擊力打變了形，沒有一片葉片發生折斷。發動機只在外場進行了更換葉片之后就又重新投入了使用。這次意外的撞擊證明了“寬弦無凸肩空心夾層結構葉片”的巨大成功。
解決寬弦風扇的問題并不是只有空心結構這一招。實際上，當風扇的直徑進一步加大時，空心結構的風扇扇葉也會超重。比如在波音777上使用的GE-90渦扇發動機，其風扇的直徑高達3.142米。即使是空心蜂窩結構的鈦合金葉片也會力不從心。于是通用動力公司便使用先進的增強環氧樹脂碳纖維復合材料來制造巨型的風扇扇葉。碳纖維復合材料所制成的風扇扇葉結構重量極輕，而強度卻是極大。可是在當復合材料制成的風扇在運轉時遭到特大鳥的撞擊會發生脫層現像。為了進一步的增大GE-90的安全系數，通用動力公司又在風扇的前緣上包覆了一層鈦合金的蒙皮，在其后緣上又用“凱夫拉”進行縫合加固。如此以來GE-90的風扇可謂萬無一失。
當高函道比渦扇發動機的風扇從傳統的細長窄弦葉片向寬弦葉片過渡的時候，風扇的級數也經歷了一場從多級風扇到單級風扇的過渡。在渦扇發動機誕生之初，由于風扇的單級增壓比比較低只能采用多級串聯的方式來提高風扇的總增壓比。比如JT3D的風扇就為兩級，其平均單級增壓比為1.32，通過兩級串聯其風扇總增壓比達到了1.74。多級風扇與單級風扇相比幾乎沒有優點，它重量大、效率低，其實它是在渦扇發動機的技主還不十分成熟的時候一種無耐的選擇。隨著風扇單級增壓比的一步步提高，現如今在中、高函道比的渦扇發動機上單級風扇以是一統天下。比如在GE-90上使用的單級風扇其增壓比高達1.65，如此之高的單級增壓比以經再沒有必要來串接第二級風扇。
但是在戰斗機上使用的低函道比渦扇發動機還在使用著多級風級的結構。比如在F-15A上使用的F100-PW-100渦扇發動機就是由三級構成，其總增壓比達到了2.95。低函道渦扇發動機取如此高的風扇增壓比其實是風扇、低壓壓氣機合二為一結果。在戰斗機上使用的低函道比渦扇發動機為了減少重量它的雙轉子其實是由風扇轉子和壓氣機轉子組成的雙轉子結構。受戰斗機的機內容積所限，采用大空氣流量的高函道比渦扇發動機是不現實的，但為了提高推力只能提發動機的出口壓力，再者風扇不光要提供全部的外函推力而且還要部分的承擔壓氣機的任務，所以風扇只能采用比較高的增壓比。
其實低函道比的渦扇發動機彩用多級風扇也是一種無耐之舉，如果風扇的單級增壓比能達到3左右多級風扇的結構就將不會再出現。如果想要風扇的單級增壓比達到3一級只能是進一步提高風扇的的轉速并在風扇的葉型上作文章，風扇的葉片除了要使用寬弦葉片之外葉片還要帶有一定的后掠角度以克服風扇在高速旋轉時所產生的激波，只有這樣3一級的單級風扇增壓比才可能會實現。相現這一點人們將會在二十年之內作到。

四、壓氣機

壓氣機故名思意，就是用來壓縮空氣的一種機械。在噴氣發動機上所使用的壓氣機按其結構和工作原理可以分為兩大類，一類是離心式壓氣機，一類是軸流式壓氣機。離必式壓氣機的外形就像是一個鈍角的扁圓錐體。在這個圓錐體上有數條螺旋形的葉片，當壓氣機的圓盤運轉時，空氣就會被螺旋形的葉片“抓住”，在高速旋轉所帶來的巨大離心力之下，空氣就會被甩進壓氣機圓盤與壓氣機機匣之間的空隙，從而實現空氣的增壓。與離心式壓氣機不同，軸流式壓氣機是由多級風扇所構成的，其每一級都會產生一定的增壓比，各級風扇的增壓比相乘就是壓氣機的總增壓比。
在現代渦扇發動機上的壓氣機大多是軸流式壓氣機，軸流式壓氣機有著體積小、流量大、單位效率高的優點，但在一些場合之下離心式壓氣機也還有用武之地，離心式壓氣機雖然效率比較差，而且重量大，但離心式壓氣機的工作比較穩定、結構簡單而且單級增壓比也比軸流式壓氣機要高數倍。比如在我國***的IDF上用的雙轉子結構的TFE1042-70渦扇發動機上，其高壓壓氣機就采用了四級軸流式與一級離心式的組合式壓氣機以減少壓氣機的級數。多說一句，這樣的組合式壓氣機在渦扇發動機上用的不多，但在直升機上所使用的渦軸發動機現在一般都為幾級軸流式加一級離心式的組合結構。比如國產的渦軸6、
渦軸8發動機就是1級軸流式加1級離心式構成的組合壓氣機。而美國的“黑鷹”直升機上的T700發動機其壓氣機為5級軸流式加上1級離心式。
壓氣機是渦扇發動機上比較核心的一個部件。在渦扇發動機上采用雙轉子結構很大程度上就是為了迎合壓氣機的需要。壓氣機的效率高低直接的影響了發動機的工作效率。目前人們的目標是提高壓氣機的單級增壓比。比如在J-79上用的壓氣機風扇有17級之多，平均單級增壓比為1.16，這樣17級葉片的總增壓比大約為12.5左右，而用在波音777上的GE-90的壓氣機的平均單級增壓比以提高到了1.36，這樣只要十級增壓葉片總增壓比就可以達到23左右。而F-22的動力F-119發動機的壓氣機更是了的，3級風扇和6級高壓壓氣機的總增壓比就達到了25左右，平均單級增壓比為1.43。平均單級增壓比的提高對減少壓氣機的級數、減少發動機的總量、縮短發動機的總長度是大有好處的。
但隨著壓氣機的增壓比越來越高，壓氣機振喘和壓氣機防熱的問題也就突現了出來。
在壓氣機中，空氣在得到增壓的同時，其溫度也在上升。比如當飛機在地面起飛壓氣機的增壓比達到25左右時，壓氣機的出口溫度就會超過500度。而在戰斗機所用的低函道比渦扇發動機中，在中低空飛行中由于沖壓作用，其溫度還會提高。而當壓氣機的總增壓比達到30左右時，壓氣機的出口溫度會達到600度左右。如此高的溫度會鈦合金以是難當重任，只能由耐高溫的鎳基合金取而代之，可是鎳基合金與鈦合金相比基重量太大，所以說用料也需要改進，于是人們就又開發了新型的耐高溫鈦合金。

渦輪發動機的工作原理

渦輪噴氣發動機的工作原理，下圖是一個動作模型。

1、單轉子渦輪噴氣發動機是由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和噴管五大部件組成。2、工作原理：足夠量的空氣，通過進氣道以最小的流動損失順利地引入壓氣機；壓氣機以高速旋轉的葉片對空氣作功壓縮空氣，提高空氣的壓力；高壓空氣在燃燒室內和燃油混合，燃燒，將化學能轉變為熱能，形成高溫高壓的燃氣；高溫高壓的燃氣首先在渦輪內膨脹，推動渦輪旋轉，去帶動壓氣機；然后燃氣在噴管內繼續膨脹，加速燃氣，提高燃氣的速度，使燃氣以較高的速度噴出，產生推力。3、幾個重要的參數：1）渦輪前燃氣總溫：這是個關鍵的參數，也是一個受限制的參數。它的高低表示了發動機性能的高低，在使用過程中它不應超過允許的最高值，否則要對發動機進行檢查和維修。2）發動機排氣溫度：EGT，它是發動機重要的監控參數，它的高低反映了渦輪前燃氣總溫的高低。3）發動機的壓力比：EPR，是指低壓渦輪后的總壓與低壓壓氣機進口處的總壓之比，對同一類型的發動機來說，EPR高，表明發動機的推力就大。