中文称号：涡轮电扇发起机英文称号：turbofan engine其他称号：表里涵发起机界说：由在压气机前装置的一级或多级电扇构成的外涵气流与内在喷管排出的或表里涵气流掺混后排出的燃气一起发生推力的燃气涡轮发起机。运用学科：航空科技（一级学科）；推动技能与航空动力装置（二级学科）以上内容由全国科学技能名词审定委员会审定发布

  涡轮电扇发起机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，与经过燃烧室的空气质量的份额。旁通比为零的涡扇引擎便是涡轮喷气引擎。前期的涡扇引擎和现代战斗机运用的涡扇引擎旁通比都涡轮电扇发起机原理图较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只要0.3。现代大都民航机引擎的旁通比一般都在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恰当，且作业时还安静得多。由喷管排出燃气和电扇排出空气一起发生反作用推力的燃气涡轮发起机。涡轮电扇发起机由电扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动电扇的低压涡轮和排气体系组成。其间压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为中心计,由中心计排出的燃气中的可用能量,一部分传给低压涡轮用以驱动电扇，余下的部分在喷管中用于加快排出的燃气。电扇转子其实便是1级或几级叶片较长的压气机，空气流过电扇后，一部分流入中心计称为内在气流由喷管高速排出发生推力，另一部分环绕中心计的外围流过，称为外涵气流，也发生推力。这种有表里二个涵道的涡轮电扇发起机又称为表里涵发起机。流经外涵和内在的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮电扇发起机功能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发起机的顶风面积大；涵道比较小时，顶风面积小，但耗油率大。表里涵两股气流分隔排入大气的称为分排式涡轮电扇发起机。表里涵两股气流在内在涡轮后的混合器中彼此渗混后经过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮电扇发起机。涡轮电扇发起机也可装置加力燃烧室，成为加力涡轮电扇发起机。在分排式涡轮电扇发起机上的加力燃烧室可以别离装置在内在涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮电扇发起机上则可装在混合器后边。

  涡轮电扇发起机涡扇发起机全称为涡轮电扇发起机（Turbofan）是飞机发起机的一种，由涡轮喷气发起机（Turbojet）开展而成。与涡轮喷气比较，主要特征是首级压缩机的面积大许多，一起被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气经过喷射引擎的外围向後推。发起机中心部分空气经过的部分称为内在道，仅有电扇空气经过的中心计外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞翔速度400至1,000公里时运用，因而现在大都的飞机引擎都选用涡扇作为动力来历。

  中心计相一起，涡轮电扇发起机的工质(作业介质)流量介于涡轮喷气发起机和涡轮螺旋桨发起机之间。涡轮电扇发起机比涡轮喷气发起机的工质流量大、喷射速度低、推动功率高、耗油率低、推力大。50年代开展的第一代涡轮电扇发起机，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起机仅低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年代初开展了高涵道比(5～8)、高增压比(25～30)和高燃气温度(1600～1750K)的第二代涡轮电扇发起机,耗油率下降到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）。高涵道比涡轮电扇发起机的噪声低，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电扇发起机的排气喷射速度低，顶风面积大，不宜用于超音速飞机上。有些歼击机运用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮电扇发起机，在亚音速飞翔时不运用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发起机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。运用加力作2倍以上音速的飞翔时，发生的推力可超越加力涡轮喷气发起机，地上标准大气条件下的推重比已达8左右。涡轮电扇发起机(13张)结点

  涡桨发起机的排气速度太低推力有限，一起影响飞机进步飞翔速度。因而必需进步喷气发起机的功率。发起机的功率包括热功率和推动功率（飞翔速度与引擎排气速度之比）两个部分。进步燃气在涡轮前的温度和高压压气机的增压比(转速)，就能大大的进步热功率。由于高温、高密度的气体包括的能量要大。可是，在飞翔速度不变的前提下，进步涡轮前温度，意味着进步涡轮叶片以及在同一根轴上的压气机的转速，天然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能丢失大。一般涡喷射起机的排气速度大多超越音速，而飞机大大都时分是在亚音速飞翔。因而，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推动功率的下降。要全方面进步发起机功率，必需处理热功率和推动功率这一对对立。涡桨发起机(17张)涡轮电扇发起机的妙处，就在于既进步涡轮前温度，又不添加排气速度(经过添加低速的排气流量,下降均匀排气速度)。涡扇发起机的结构，实际上便是涡轮喷气发起机的后方再添加了1-2级低压(低速)涡轮，这些涡轮带动少量的电扇，持续消耗掉一部分涡喷射起机(中心计)的燃气排气动能，然后逐渐下降燃气排出速度。电扇吸入的气流一部分如一般喷气发起机相同，送进压气机(术语称“内在道”)，另一部分则直接从涡喷射起机壳外围向外排出(“外涵道”)。因而，涡扇发起机的燃气能量被分配到了电扇和燃烧室别离发生的两种排气气流上。这时，为进步热功率而进步涡轮前温度，可以终究靠恰当的涡轮结构和增大电扇直径，使更多的燃气能量经低压涡轮驱动电扇传递到外涵道气流，然后防止大幅度的添加排气速度。这样，热功率和推动功率取得了平衡，发起机的功率得到极大进步。功率高就从另一方面代表着油耗低，飞机航程变得更远。可是大电扇直径添加了发起机的顶风面积，所以涵道比大于0.3以上的涡扇发起机不适合超音速巡航飞翔。尽管涡扇发起机下降了排气速度，但并未下降推力，由于下降排气速度的一起添加了(外涵)排气流量。从涵道比的视点看，涡扇发起机是涡喷射起机和涡桨发起机的折中。