导读：涡轮风扇喷气发动机的原理涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。
涡轮风扇喷气发动机的原理
涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。
涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。
旁通比（Bypass ratio，也称涵道比）是不经过燃烧室的空气质量
涡轮风扇发动机原理图
，与通过燃烧室的空气质量的比例。旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有03。现代多数民航机引擎的旁通比通常都在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相当，且运转时还宁静得多。
核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质（工作介质）流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，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动机仅低25%左右，大约为 006～ 007公斤/牛·时（06～07公斤/公斤力·时）。60年代末、70年代初发展了高涵道比（5～8）、高增压比（25～30）和高燃气温度 （1600～1750K）的第二代涡轮风扇发动机，耗油率降低到003～
涡轮风扇发动机(13张)
004公斤/牛·时（03～04公斤/公斤力·时），推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，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风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱，不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。
涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力，风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能，这一点在高函道比的涡扇发动机上由是。涡扇发动机的风扇发展也经历了几个过程。在涡扇发动机之初，由于受内函核心机功率和风扇材料的机械强度的限制，涡扇发动机的函道比不可能作的很大，比如在涡扇发动机的三鼻祖中，其函道比最大的CJ805-23也不过只有15而以，而且CJ805-23所采用的风扇还是后独一无二的后风扇。
在前风扇设计的二款发动机中JT3D的函道比大一些达到了137。达到如此的函道比，其空气总流量比也比其原型J-57的空气流量大了271%。空气流量的加大发动机的迎风面积也随之变大。风扇的叶片也要作的很长。JT3D的一级风扇的叶片长度为4182毫米。而J57上的最长的压气机叶片也就大约有二百毫米左右。当风扇叶片变的细长之后，其弯曲、扭转应力加大，在工作中振动的问题也突现了出来。为了解决细长的风扇叶片所带来的麻烦，普惠公司采用了阻尼凸台的方法来减少风扇叶片所带来的振动。凸台位于距风扇叶片根处大约百分之六十五的地方。JT3D发动机的风扇部分装配完成之后，其风扇叶上的凸台就会在叶片上连成一个环形的箍。当风扇叶片运转时，凸台与凸台之间就会产生摩擦阻尼以减少叶片的振动。加装阻尼凸台之后其减振效果是明显的，但其阻尼凸台的缺点也是明显的。首先他增加了叶片的重量，其次他降底了风扇叶片的效率。而且如果设计不当的话当空气高速的流过这个凸台时会发生畸变，气流的畸变会引发叶片产生更大的振动。而且如果采用这种方法由于叶片的质量变大，在发动机运转时风扇本身会产生更大的离心力。这样的风扇叶片很难作的更长，没有更长的叶片也就不会有更高的函道比。而且细长的风扇叶片的机械强度也很低，在飞机起飞着陆过程中，发动机一但吸入了外来物，比如飞鸟之类，风扇的叶片会更容易被损坏，在高速转动中折断的风扇叶片会像子弹一样打穿外函机匣酿成大祸。解决风扇难题一个比较完美的办法是加大风扇叶片的宽度和厚度。这样叶片就可以获得更大的强度以减少振动和外来物打击的损害，而且如果振动被减少到一定程度的话阻尼凸台也可以取消。但更厚重的扇叶其运转时的离心力也将是巨大的。这样就必需要加强扇叶和根部和安装扇叶的轮盘。但航空发动机负不起这样的重量代价。风扇叶片的难题大大的限制了涡扇发动机的发展。
更高的转数、高大的机械强度、更长的叶片、更轻的重量这样的一个多难的问题最终在八十年代初得到了解决。
1984年10月，RB211-535E4挂在波音七五七的翼下投入了使用。它是一台有着跨时代意义的涡扇发动机。让它身负如此之名的就是他的风扇。罗·罗公司用了创造性的方法解决了困扰大函道比涡扇发动机风扇的多难问题。新型发动机的风扇叶片叫作“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”。故名思意，新型风扇的叶片采用了宽弦的形状来加大机械强度和空心结构以减少重量。新型的空心叶片分成三个部分：叶盆、叶背、和叶芯。它的叶盆和叶背分别是由两块钛合金薄板制成，在两块薄板之间是同样用钛合金作成的蜂窝状结构的“芯”。通过活性扩散焊接的方法将叶盆、叶背、叶芯连成一体。新叶片以极轻的重量获得了极大的强度。这样的一块钛合金三明治一下子解决了困扰航空动力工业几十年的大难题。
新型风扇不光是重量轻、强度大，而且因为他取消了传统细长叶片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些。风扇扇叶的数量也减少了将近三分之一，RB211-535E4发动机的风扇扇叶只有二十四片。
1991年7月15日新型宽弦叶片经受了一次重大的考验。印度航空公司的一架A320在起飞阶段其装备了宽弦叶片的V-2500涡扇发动机吸入了一只544千克重的印度秃鹫！巨鸟以差不多三百公里的时速迎头撞到了发动机的最前端部件--风扇上！可是发动机在遭到如此重创之后仍在正常工作，飞机安全的降落了。在降落之后，人们发现V-2500的22片宽弦风扇中只有6片被巨大的冲击力打变了形，没有一片叶片发生折断。发动机只在外场进行了更换叶片之后就又重新投入了使用。这次意外的撞击证明了“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”的巨大成功。
解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招。实际上，当风扇的直径进一步加大时，空心结构的风扇扇叶也会超重。比如在波音777上使用的GE-90涡扇发动机，其风扇的直径高达3142米。即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心。于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维复合材料来制造巨型的风扇扇叶。碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻，而强度却是极大。可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发生脱层现像。为了进一步的增大GE-90的安全系数，通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮，在其后缘上又用“凯夫拉”进行缝合加固。如此以来GE-90的风扇可谓万无一失。
当高函道比涡扇发动机的风扇从传统的细长窄弦叶片向宽弦叶片过渡的时候，风扇的级数也经历了一场从多级风扇到单级风扇的过渡。在涡扇发动机诞生之初，由于风扇的单级增压比比较低只能采用多级串联的方式来提高风扇的总增压比。比如JT3D的风扇就为两级，其平均单级增压比为132，通过两级串联其风扇总增压比达到了174。多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点，它重量大、效率低，其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择。随着风扇单级增压比的一步步提高，现如今在中、高函道比的涡扇发动机上单级风扇以是一统天下。比如在GE-90上使用的单级风扇其增压比高达165，如此之高的单级增压比以经再没有必要来串接第二级风扇。
但是在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风级的结构。比如在F-15A上使用的F100-PW-100涡扇发动机就是由三级构成，其总增压比达到了295。低函道涡扇发动机取如此高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果。在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机为了减少重量它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的双转子结构。受战斗机的机内容积所限，采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的，但为了提高推力只能提发动机的出口压力，再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务，所以风扇只能采用比较高的增压比。
其实低函道比的涡扇发动机彩用多级风扇也是一种无耐之举，如果风扇的单级增压比能达到3左右多级风扇的结构就将不会再出现。如果想要风扇的单级增压比达到3一级只能是进一步提高风扇的的转速并在风扇的叶型上作文章，风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波，只有这样3一级的单级风扇增压比才可能会实现。相现这一点人们将会在二十年之内作到。
散热风扇是对电脑一些硬件降温的重要部件，有人问到CPU的涡轮好不好用呢下面来和我一起了解一下吧!
涡轮散热风扇好用吗
观察NVIDIA的高端公版显卡，你会发现无一例外地使用了涡轮散热风扇。但是到了非公版显卡这一环节，却无一例外地使用了非涡轮散热风扇。显而易见的散热温度差，噪音特别高。于是，我们就很容易得出一个结论，涡轮风扇一点用都没有。
涡轮风扇有体积优势，适合小平台散热
实际上，涡轮散热器的确属于一种噪音性能比很低的散热产品。但是它有一个最大的优势，就是体积优势。
小型的涡轮扇有着较高的转速以及风量，散热的直径也是从上方该到了侧方。所以，如果单看散热性的话，涡轮散热器能够以相似的散热体积实现最好的散热效果。当然了，这是在小体积的情形下得到的结论，不然大尺寸涡轮的工作噪音谁都吃不消。
涡轮风扇在服务器有很广应用
起初，涡轮散热器产品只用在服务器中，主要是因为服务器的厚度较薄。随着迷你化PC的盛行，这种小型涡轮散热器也风靡了起来。
所以，不存在好与坏的问题，只有合不合适的问题。
相关阅读：散热风扇主要有哪几种
轴流风扇
轴流风扇的叶片推动空气以与轴相同的方向流动。轴流风扇的叶轮和螺旋桨有点类似，它在工作时，绝大部分气流的流向与轴平行，换句话说就是沿轴线方向。轴流风扇当入口气流是0静压的自由空气时，其功耗最低，当运转时会随着气流反压力的上升功耗也会增加。轴流风扇通常装在电气设备的机柜上，有时也整合在电机上，由于轴流风扇结构紧凑，可以节省很多空间，同时安装方便，因此得到广泛的应用。其特点：较高的流率，中等风压
离心风扇
离心风扇工作时，叶片推动空气以与轴相垂直的方向(即径向)流动，进气是沿轴线方向，而出气却垂直于轴线方向。大多数情况下，使用轴流风扇就可以达到冷却效果，然而，有时候如果需要气流旋转90度排出或者需要较大的风压时，就必须选用离心风扇。风机严格而言，也属于离心风扇。其特点：有限流率，高风压
混流风扇
混流风扇又称对角线流向风扇，初一看，混流风扇和轴流风扇没什么不同，其实，混流风扇的进气是沿轴线的，然而出气却是沿轴线和垂轴线的对角线方向。这种风扇由于叶片和外罩称圆锥形，因此致使风压较高，在相同尺寸和其他可比性能下，与轴流风扇相比，离心风扇的噪声更低。其特点：高流率和相对较高的风压
贯流式风机
贯流式风流能产生大面积的风流，通常用于冷却设备的大表面。这种风扇的进气和出气均垂直于轴线(如右图)。贯流风机是使用一个比较长的圆桶状扇叶轮进行工作，这个圆桶状扇叶的口径都比较大，因为口径大，才能在保证整体空气循环量的基础上使用比较低的转速，从而，降低由于高速运转带来的噪音。其特点：低流率，低风压
涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机（Turbofan）是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成。与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向後推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。 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，与通过燃烧室的空气质量的比例。旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有03。现代多数民航机引擎的旁通比通常都在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相当，且运转时还宁静得多。 涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。 风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。 由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机,由核心机排出的燃气中的可用能量,一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。 流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。 核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质(工作介质)流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，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动机仅低25％左右，大约为 006～ 007公斤/牛·时（06～07公斤/公斤力·时）。60年代末、70年代初发展了高涵道比(5～8)、高增压比(25～30)和高燃气温度 (1600～1750K)的第二代涡轮风扇发动机,耗油率降低到003～004公斤/牛·时（03～04公斤/公斤力·时）,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，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风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。 有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。 1 涡喷发动机 进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外 发动机转起来之后，压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室，在燃烧室里空气和燃油混合燃烧，向后排出高温高速高压气体，这些气体带动涡轮旋转，涡轮和压气机是用轴连在一起的，因此涡轮旋转了，压气机也跟着旋转，就不断地把空气压缩进去了 2 涡轮风扇发动机 21分开排气涡轮风扇发动机 进气道进气--风扇增压--气流分为两股 内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外 外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外 我们常见的民航客机所采用的发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，比如著名的V2500，PW4000,GE90 22混合排气涡轮风扇发动机 进气道进气--风扇增压--气流分为两股 内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器 外涵气流：外涵道--混合器 两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外
您好,我就为大家解答关于涡轮风扇对比普通风扇，涡轮风扇相信很多小伙伴还不知道,现在让我们一起来看看吧！1、显卡的涡轮风扇和散热风扇
您好,我就为大家解答关于涡轮风扇对比普通风扇，涡轮风扇相信很多小伙伴还不知道,现在让我们一起来看看吧！
1、显卡的涡轮风扇和散热风扇的区别：涡轮风扇，依靠的是风扇运转时，将气流从风扇侧面吸入，之后由扇叶将风向内部规定的风道方向打出，这样形成高速气流，可以将热量快速的带出，散热效果相当棒。
2、开放式的风扇，主要是依靠风扇吹入冷风，依靠空气传热，将散热片上的热量带走，但是这种办法缺点也很明显，容易造成热量局部淤积，散热效果不够持久。
3、涡轮风扇适合用在有机箱风道的机箱内，机箱风道是由机箱的前后或上下风扇堆置出来的。
4、比如机箱拥有前后两个大口径风扇，那么风道就是横直的，这样跟涡轮风扇排风的风道方向一样，可以加速风道，使散热能力加强。
5、而在没有机箱风道的机箱里，涡轮风扇由于失去助理，造成散热的限制。
6、开放式风扇适合在没有机箱风道的机箱中使用，由于没有风道，机箱内的空气是几乎不流动的，所以开放式风扇能够更好的收集外部的冷空气，将冷空气吹入散热。
7、：一、涡轮风扇简介：涡轮风扇发动机（Turbofan），又称涡扇发动机，是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成，由风扇、压气机等部件组成。
8、涡轮风扇发动机推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远，但风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，发动机结构复杂，设计难度大。
9、二、散热风扇简介：散热风扇，英文名：Cooling fans 。
10、散热风扇的技术和性能方面已经完全达到了成熟的阶段，并不断有新技术出现。
11、风扇规格尺寸从8mm到280mm，电压有5V，12V，24V，48V，110V，220V，380V，外形有方形，圆形，橄榄形等。
12、散热风扇的工作原理是按能量转化来实现的，即：电能→电磁能→机械能→动能。
13、其电路原理一般分为多种形式，采用的电路不同，风扇的性能就会有差异。
14、参考资料——涡轮风扇。
现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。
空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。
进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。
从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。
从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。
一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。但是，由于涡轮材料等的限制，目前只能达到1650K左右，现代战斗机有时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2000K，可使发动机的推力增加至15倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可开较长的时间。
随着航空燃气涡轮技术的进步，人们在涡轮喷气发动机的基础上，又发展了多种喷气发动机，如根据增压技术的不同，有冲压发动机和脉动发动机；根据能量输出的不同，有涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和螺桨风扇发动机等。
喷气发动机尽管在低速时油耗要大于活塞式发动机，但其优异的高速性能使其迅速取代了后者，成为航空发动机的主流。
涡桨，涡喷，涡扇发动机的原理分别是什么？各有什么效能特点？
简单通俗的么？
涡轮喷气发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。 其原理简单的来说，空气进入进气道，在压气机的作用下增大压力，然后在燃烧室与燃料充分燃烧，带动涡轮旋转，产生高温高压燃气，然后在尾喷管中继续膨胀，从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。
现代战斗机有时需要短时间增大推力，比如起飞，格斗时作出各种机动动作等。所以在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，温度急剧升高，可以使推力立即增加15倍左右。但极耗油，而且非常损耗发动机寿命，只能开十几秒左右。（前苏联的米格25在开加力的情况下速度能达到马赫32这一变态数字)
首先装备涡轮喷气发动机的是二战德国的ME262
涡轮风扇发动机是在涡轮喷气发动机基础上改进而来，因为涡轮喷气发动机在低速状态下油耗大，航程低。 其原理是在进气道之后，压气机之前加了一排或者几排风扇，然后在压气机外围有一个管壁，直接通向加力燃烧室，称为外涵道；压气机至加力燃烧室这一段称为内涵道。 空气进入进气道后，经过风扇，一部分空气进入外涵道直接进入加力燃烧室，另一部分空气则和涡喷发动机一样经过压力机加压，燃烧室燃烧，涡轮转动之后进入加力燃烧室，这样的好处就是低速时一部分空气未经燃烧直接与燃烧后的燃气混合排出，相比涡喷更加省油;高速加力时一部分未经燃烧的空气又可以在加力燃烧室与喷出的油料充分的燃烧，相比涡喷更可以获得更大的推力。
涡扇发动机的内外涵道空气流量之比称为涵道比，涵道比的高低对发动机效能影响很大。涵道比大，其低速效能好，省油，但高速效能差。反之则相反。
目前世界上最先进的涡轮风扇发动机是美国普惠公司研制的F119，装备于F22战斗机。推重比（即发动机推力与飞机重量之比，是衡量发动效能重要因素）大于10，可在不开加力状态下超音速巡航。 而我国目前最先进的是WS10，装备歼10，推重比只有78，可见技术之差距。
而涡轮涡轮螺旋桨发动机可以理解成一个超大涵道比的涡轮风扇发动机，其外部的风扇就相当于涡扇发动机的外涵道。由于涵道比超大，尾喷口产生的推力只有总推力的一点点，而且相对于涡扇发动机更加省油，在低速状态下拥有更好的效能，但由于螺旋桨的制约，速度只能维持在900KM以下。
涡桨发动机由于具有省油，低速效能好的特点，被广泛应用于巡逻，灭火，反潜，运输，及民用领域。美国的C130运输机及EP3反潜巡逻机，我国的新舟60支线客机等都是使用涡桨发动机。
航空发动机除了上述三种以外，还有活塞式发动机，冲压喷气式发动机，脉冲喷气式发动机，火箭发动机。
由于航空发动机对效能，可靠性，寿命要求极为苛刻，其研制难度甚至高于航天火箭发动机。所以研制和制造航空发动机是衡量一个国家科研，制造技术的重要标志。目前世界上能独立研制航空发动机的只有少数几个国家。
PS：打了这么多字，全是原创的哦，楼主自己看着办吧
什么是涡桨、涡喷、涡扇发动机？涡喷：最基本的，结构简单，直径小，所以迎风阻力小。有大量的热量没有利用即从尾喷管排出，费油。 涡桨：介于涡喷与活塞螺旋桨之间，在涡轮后再加一自由涡轮，带动螺旋桨转动，燃料利用率提高，省油。但速度快时螺旋桨翼尖易达到音速，导致效率降低，阻力也大，所以飞行速度不高。 涡扇：介于涡喷与涡桨之间，是在涡桨基础上改进的。将螺旋桨直径缩小，叶片增多，是为风扇，放进外层壳体内，即形成发动机的外涵道。外涵道所占比例（涵道比）越大，就越省油，所以民用大型飞机多用之。但涵道比大了直径也大了，迎风阻力增大，导致速度降低，因此战斗机多用小涵道比涡扇。 涡轮是一种将流动工质的能量转换为机械功的旋转式动力机械。它是航空发动机、燃气轮机和蒸汽轮机的主要部件之一。工作原理：就拿汽油机工作原理来说，每向气缸里面提供1公斤的汽油，大约需要气缸吸入15公斤的空气，才能保证汽油充分燃烧。然而这15公斤的空气，其体积将是非常大的，光靠气缸在发动机进气过程产生的真空度，不容易将这么大体积的空气完全吸入。因此，提高发动机吸入气体的能力，也就是提高发动机的充气效率就显得尤为重要。有两种方法来增加发动机的进气量，第一种是后段式增压技术，从原理上讲，后段式增压技术就是采用专门的压气机将气体在进入气缸前预先进行压缩，提高进入气缸的气体密度，减小气体的体积，这样，在单位体积里，气体的质量就大大增加了，进气量即可满足燃料的燃烧需要，从而达到提高发动机功率的目的。增压过程中采用的压气机又叫做增压器。第二种是前段式进气技术，还是利用气缸的真空度，从进气支管将空气补充进气缸。不管是哪种技术，控制好进气量是关键。 涡扇气流通道有两个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。 涡喷气流通道只有一个。高速的时候效率较高。但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。 与涡喷发动机相比，涡扇发动机热效率高，油耗低，因而能够获得较大的推重比。这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是基本相同的，所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮，这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流一部分进入压气机（内涵道），燃烧后从喷口喷出，另一部分则不经过燃烧，而通过外涵道直接排到空气中。所以，涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和。
涡轮 涡桨 涡喷 涡扇发动机的区别 优缺点及原理是什么啊？涡轮（turbo），是在汽车或飞机的引擎中的风扇，通过利用废气（exhaust gases）把燃料蒸汽（fuel vapour ）吹入引擎，以提高引擎的效能。
就拿汽油机工作原理来说，每向气缸里面提供1公斤的汽油，大约需要气缸吸入15公斤的空气，才能保证汽油充分燃烧。然而这15公斤的空气，其体积将是非常大的，光靠气缸在发动机进气过程产生的真空度，不容易将这么大体积的空气完全吸入。因此，提高发动机吸入气体的能力，也就是提高发动机的充气效率就显得尤为重要。有两种方法来增加发动机的进气量，第一种是后段式增压技术，从原理上讲，后段式增压技术就是采用专门的压气机将气体在进入气缸前预先进行压缩，提高进入气缸的气体密度，减小气体的体积，这样，在单位体积里，气体的质量就大大增加了，进气量即可满足燃料的燃烧需要，从而达到提高发动机功率的目的。增压过程中采用的压气机又叫做增压器。第二种是前段式进气技术，还是利用气缸的真空度，从进气支管将空气补充进气缸。不管是哪种技术，控制好进气量是关键。
涡轮发动机在概念上与蒸汽机、内燃机、燃气轮机并列，是获得大功率的有效方法。
:baikebaidu/view/43828htm
后面的涡桨、涡喷、涡扇都是在这个基础上发展过来的。
涡桨发动机的驱动原理大致上与使用活塞发动机作为动力来源的传统螺旋桨飞机雷同，是以螺旋涡轮旋转时所产生的力量来作为飞机前进的推进力。其与活塞式螺桨机主要的差异点除了驱动螺旋桨中心轴的动力来源不同外，还有就是涡桨发动机的螺旋桨通常是以恒定的速率运转，而活塞动力的螺旋桨则会依照发动机的转速不同而有转速高低的变化。
虽然涡桨发动机的燃烧室与涡轮喷气发动机类似，但为了自排废气中回收较多的动力以驱动螺旋桨，涡桨引擎的涡轮（Turbine）端之扇叶级数比较高。相反的，由于涡轮喷气发动机主要的推进力都来自于热气涡轮螺旋桨发动机直接排放至大气中所产生的反作用力，因此其涡轮端的扇叶级距数越小越好，只需保持足够的回收动力用来驱动压缩端的扇叶即可。
事实上，涡桨发动机的效率亦高于涡轮风扇发动机，但是使用涡桨引擎的飞机速度通常较涡轮风扇发动机的飞机来的低。原因是涡桨引擎的涵道比通常比涡轮风扇引擎来的高，但是也造成其桨叶端部分速度很高，有产生激波的可能。另外，因涡轮转动速度很快，使得涡轮与螺桨之间必须要有变速齿轮，来降低螺桨转速使其叶端不要超过音速。所以使用螺桨发动机的飞机会多个变速齿轮的重量。
同活塞式发动机+螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机有很多优点。首先，它的功率大，功重比（功率/重量）也大，最大功率可超过10000马力，功重比为4以上；而活塞式发动机最大不过三四千马力，功重比2左右。其次，由于减少了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮螺旋桨发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命长，维修费用也较低。而且，由于核心部分采用燃气发生器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。
由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前在中低速飞机或对低速效能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等型别飞机中的到广泛应用。
:baikebaidu/view/238076htm
涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。
空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。
进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。
从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。
从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。
一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。但是，由于涡轮材料等的限制，目前只能达到1650K左右，现代战斗机有时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2000K，可使发动机的推力增加至15倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可开较长的时间。
涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下33马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的）
与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速效能要优于涡扇，特别是高空高速效能。
:baikebaidu/view/119042htm
涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机（Turbofan）是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成。 与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向后推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。
涡扇发动机优点 : 效率高，油耗低，飞机的航程就远。
缺点 : 结构复杂，设计难度大
:baikebaidu/view/42816htm
涡喷发动机，涡扇发动机，涡轴涡桨发动机有什么区别
首先，问题提及的这四种发动机都是外燃机，这是它们的共同之处。它们之间的不同之处，分别说明如下：涡喷发动机，它的作功工质是从燃烧室内产生的高温高压燃气，经过推动涡轮作部分功之后向外排放所产生的推力实现发动机的作功。涡扇发动机跟涡喷发动机非常相似，所不同之处在于从燃烧室产生的高温高压燃气推动涡轮所做的部分功被取出推动风扇进行对空气的压气，这部分的被压缩的空气与从涡轮排出的高温高压燃气一并向外排放产生的推力实现发动机的作功。涡桨发动机跟上述两种发动机就有比较大的差异了，从燃烧室产生的高温高压燃气推动涡轮作绝大部分功，这个功被引至螺旋桨，推动螺旋桨旋转，产生拉力（或者是推力）来作功。涡轴发动机跟涡桨发动机有些相似，但是，它跟前三种发动机都有所不同，前三种发动机都能提供完整的动力系统，可以实现动力的全部作功能力，而涡轴发动机好像是不完整的动力单元，它的动力输出到轴上，必须通过其他的机构才能实现动力的功能，它就跟我们常见的汽车发动机或者是电动机一样，驱动其他的机构，所以，涡轴发动机可以用在汽车上，坦克上，舰船上，直升机上，发电站上，压缩气站上，天然气输送站上，等等。
涡扇涡喷涡桨发动机各具什么特点？内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。 涡喷气流通道只有一个。高速的时候效率较高。但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。这是典型的涡喷发动机
涡喷发动机涡扇发动机涡桨发动机和涡轴发动机的特点和区别涡扇气流通道有两个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。
涡喷气流通道只有一个。高速的时候效率较高。但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。
与涡喷发动机相比，涡扇发动机热效率高，油耗低，因而能够获得较大的推重比。这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是基本相同的，所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮，这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流一部分进入压气机（内涵道），燃烧后从喷口喷出，另一部分则不经过燃烧，而通过外涵道直接排到空气中。所以，涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和 涡轴发动机的主要机件
与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气 装置等五大机件。
进气装置
由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在350km/h以下， 故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。 进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。 有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外。涡扇发动机和涡喷发动机区别在于-涡扇发动机具有两个函道,既内函道和外函道其中内函道喷出的是燃气,外函道喷出的是空气,是经风扇(风扇与涡轮机是同一根轴)压缩后的高速压缩空气而涡喷发动机只有一个函道,喷出的只是燃气至于哪种发动机好,应该说涡扇发动机是涡喷发动机的换代产品,机械效率更高,经济效能更好
涡喷发动机与涡扇发动机的区别是什么？原理基本一样，结构不同，涡喷发动机只有一个涵道，燃料燃烧后除一少部分气体用于推动涡轮外（用于进气口吸气），其余的则直接喷出。因此喷气量少，喷射速度快、温度高，红外特征很明显，不利于隐身。涡扇发动机油两个涵道（内涵道和外涵道），内涵道是燃烧的核心区。吸入的气体与燃料在内涵道中燃烧后，推动风扇吸气，吸进的气体一部分（经过内涵道）用于辅助燃烧提供能量来源，另一部分经过外涵道，最后两部分气体汇合温度降低，有尾喷管排除，共同产生推力。因此，涡扇发动机排除的气体量多，推力大速度慢，温度低，噪声小红外特征弱，便于红外隐身。外涵道与内涵道空气流量的比称为涵道比，涵道比大于4的为大涵道比涡扇发动机，迎风面大，不利于高速飞行，一般用于运输机等亚音速飞机；小涵道发动机迎风面小，一般用于超音速飞机，特别是歼击机。但是与涡喷发动机相比，涡扇发动机的结构复杂，风扇叶片多，对加工工艺、材料等要求极高。
涡扇发动机和涡喷发动机的区别和特点涡扇发动机是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机发展而成。 与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向后推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。
涡扇和涡喷的叶片都在涵道里面，不过前者有外涵道，后者无
涡桨显著外在特征是发动机前端有螺旋桨
涡轴输出轴功率，用于驱动直升机旋翼。
涡喷和涡扇发动机有什么区别？涡喷花冻鸡加一个分流吸入空气的外涵道后就变成涡扇
采纳哦
涡喷发动机、涡扇发动机、冲压发动机的区别是什么？涡喷发动机。就是喷气式的发动机。例如现在的战斗机。还有一些导弹，例如美国的战斧巡航式导弹，就是利用涡喷发动机。涡扇发动机，就是螺旋桨式的，在外面能看到扇叶，例如现在的大型军用运输机，以及一些民航客机。
