焚烧室功率便是这些油能烧出这么多热，实践烧了多少出来，而民发的中心计（高压压气焚烧室高压涡轮）乃至直接来自军发所以跟军发相同。

  内功率是油烧出来的热量能带来多少做功（驱动涡轮和喷气推进）。这个值在没有加力焚烧室的发动机（也便是战斗机发动机）和总压比正相关，这也便是为什么商用航发的压比渐渐的升高。此外还与涡轮前温度与环境和温度之比呈正相关，这是怎么回事商用和军用发动机都在寻求进步涡轮前温度，这对涡轮冷却系统和涡轮资料，涂层提出了许多应战。详见：卢西：航空发动机高压涡轮转子叶片是怎么制作的？

  外功率是排气排出去这些动能带来了多少行进的能量。而这样的一个东西跟排气速度成逆相关，也便是排气速度越挨近进气速度外功率就越挨近100% 当进气和排气速度相同的时分 外功率100% 当然这时也不会发生任何推力。

  那么进步功率最好的解决方案便是下降排气中的废热 用这部分能量来推进越多越好空气而这部分空气被“推”了今后的速度越慢越好。换句话说，进步涵道比，更温顺的推更多的空气。

  当然涵道比也不能无限添加，大涵道比也带来了许多下风比方机翼离地空隙，分量，顶风面积，发动机外壳风阻。并且双轴架构航发的电扇与低压涡轮转数对立，Leap应该是传统双轴架构商发的极限涵道比了。

  军用涡扇发动机：亚音速飞翔更高燃油功率，加力焚烧室敞开时更大的推力进步潜力

  上文写的相同，军发也得略微寻求一点着油功率，要不然作战半径太受限。也就用了涡扇，可是大涡扇顶风面积太大，分量太大，等等。无法超音速飞翔，无法剧烈的大过载机动。

  所以工程师挑选了小涵道比，可是更大压比的多级（一般为3级）低压压气，被低压压气机压过的中心气流，一部分进入内在道，紧缩点着做功。一部分进入外涵道，在低压涡轮后部，表里涵道气流混合。（其实这么说不特别正确，也不是工程师挑选了小涵道比涡扇，原本涡扇开端便是多级电扇，小涵道比，包含商用涡扇，比方普惠从JT3C做的JT3D，3级低压压气换成2级叶片更长的低压压气，开了个外涵道）

  这也便是内混式涡扇，然后由于火热的中心废气被相对冷的外涵道气流冷却，混合气温度下降，进入加力焚烧室的时分，能够喷更多的油，把混合气流烧到氧气彻底焚烧，然后经由可变超音速推力喷管喷出。由于加力焚烧室今后在发动机中心部位没有金属零件了，所以能彻底焚烧，假设在主焚烧室彻底焚烧，那高压涡轮会瞬间融毁。

  战斗机的发动机总压比远低于商发，不光是有结构分量考虑，还有在战斗机超音速飞翔时，不管是进气锥仍是进气道都能够给我们供给必定（乃至很高的）紧缩。详见：最高雅又最粗野的动力——SR71黑鸟的心脏普惠J58

  假设一台飞机只考虑超音速飞翔的话，是不会用涡扇的，比方协和的动力Olympus593，双轴涡喷配加力焚烧室。

  现在的战斗机又有一个新的规划应战，超音速巡航（超巡），也便是不开加力焚烧而超音速飞翔。

  超巡的完成需求多方尽力，空气动力学，结构强度，轻量化，乃至发动机矢量喷口，etc.。其他我都不提了，只说一下“涵道比”。

  超音速飞翔低油耗和亚音速飞翔低油耗是彻底对立的，由于一个要低涵道比（最好为0，也便是涡喷），一个要大涵道比。变循环大幅缓解了这个对立，在亚音速飞翔时，涵道比进步，不开加力焚烧超音速飞翔时涵道比下降。详见下面贴的这个答复吧，变循环这一个论题太大了，有其他问题我再写吧。

  卢西：关于变循环航空发动机（VCE），如美国GE的f120，为何需求用到一个中心计驱动的电扇级(CDFS)？