涡扇发动机
涡扇发动机(Turbofan Engine)又称内外涵发动机，是由在压气机前安装的一级或多级风扇形成的外涵气流与内涵喷管排出的或内外涵气流掺混后排出的燃气共同产生推力的燃气涡轮发动机。涡扇发动机由发动机核心机（压气机、燃烧室和高压涡轮）和低压涡轮及其带动的风扇共同组成。基于质量附加原理，通过将核心机（内涵）一部分能量传递到外涵，增加发动机总空气流量并降低排气速度，最终在一定飞行速度范围内使发动机推力增大，耗油率降低。
1936年，英国弗兰克 · 惠特尔爵士（Sir Frank Whittle）提出涡扇发动机方案并取得设计专利权。1947年4月，英国罗·罗（罗尔斯·罗伊斯）公司研制出涡扇发动机并台架试车，于1952年正式定名“康维内外涵发动机”，成为世界上第一台涡扇发动机。从20世纪80年代起，涡扇发动机占领大多数军、民用航空器发动机市场。2005年12月28日，中国沈阳航空发动机设计研究所设计的“太行”涡扇发动机通过国家设计定型审查。太行发动机是中国自主研制的第一种大推力加力式涡扇发动机。2024年1月29日，中国自主研制的AES100先进民用涡轴发动机的整机结冰适航试验圆满完成。
与涡桨发动机比较，涡扇发动机的外涵风扇在飞机进气道内，避免螺旋奖在高速飞行时工作效率低的缺点；与涡喷发动机比较，涡扇发动机的空气流量大，排气速度低，推进效率高，耗油率低，适合作为高亚声速旅客机和运输机的动力。进入21世纪，在民用领域内，涡扇发动机已经成为民用干线客机市场的最重要组成部分，并构建了符合不同级别干线客机、支线客机与喷气公务机所需产品线。
历史
20世纪40-60年代
1936年，成功研制出英国第一台涡喷发动机的弗兰克 · 惠特尔爵士（Sir Frank Whittle）提出涡扇发动机方案，代号 LR1，并取得设计专利权。第二次世界大战期间德国研制的多种涡轮发动机中有此方案，限于当时技术水平，终无成果。
1947年4月，英国罗·罗（Rolls-Royce）公司研制涡扇发动机并台架试车，方案代号RB80；1952年正式定名“康维内外涵发动机”，1957年7月完成定型试验、批产，成为世界上第一台涡扇发动机，推力5730daN，涵道比0.3~0.6。
1960年，英国罗·罗公司的“康维”首次用于法国“快帆”号客机，后在波音707和道格拉斯DC-8上显示出良好经济效益，被多种军民用飞机选用。
1957年，美国普惠公司公司通过对J57涡喷发动机的民用型JT3C-7进行改装有了自己的涡扇发动机。该发动机方案定名为JT3D-1，1958年2月完成设计，1959年1月试车成功，同年7月首飞，配装波音707。与原准机JT3C-7相比，起飞推力提高1/3，巡航耗油率降低13%，噪声减少10dB。之后JT3D许多改型配装波音707和DC-8。20 世纪 60-70 年代，普·惠公司曾凭借 JT 系列小涵道比涡扇发动机统治全球民用发动机市场。
1958年，美国开始研制民用涡扇发动机JTF10A，并在JTF10A基础上首次研制出军用TF30-P-1型加力涡扇发动机（涵道比0.9），配装F-111A；TF30-P-412配装F-14A舰载战斗机，非加力型配装A-7舰载攻击机。
20世纪60-80年代
1960年，苏联1955年自行设计的D-20P装配图-124民航机批产。
1965年，苏联改进研制D-30，次年安装在双发客机图-134 上投入使用。
1967年，苏联安装NK-8的图-154、伊尔-76，安装NK-144加力涡扇发动机的图-144超声速客机等投入使用。洛塔列夫领导的设计局为支线战略运输机雅克-40设计出起飞推力1470daN的AI-25涡扇发动机。
1968年，英国罗·罗公司在三叉戟客机的民用型斯贝涡扇发动机（涵道比1.0）基础上，发展军用型“斯贝”MK202（涵道比0.62）并换装至F-4“鬼怪”式战斗机。1968年投入使用，其推力提高30%，巡航耗油率降低20%，推重比由4.7提高至5.03，发动机进口直径由0.992米减小至0.826米，发动机长度由5.301米缩短至5.205米。
20世纪70年代初，全球出现能源危机，降低油耗成为当务之急。各大发动机厂家陆续推出高涵道比涡扇发动机。推力20000daN级的有GE公司的CF6、普拉特·惠特尼集团公司的JT9D、罗·罗公司的RB211和苏联的D-18T；推力10000~12000daN级的有CFM国际合作（法国SNECMA公司和美国GE公司）研制的V2500和CFM56。其中CFM-56在窄体干线客机市场独占头。大涵道比涡扇发动机JT9D、CF6和RB211的投入使用开创了大型宽体喷气客机时代。其耗油率较第一代民用涡扇发动机降低20%。其间美国美国航空航天局实施发动机部件改进(ECI)计划和节能发动机(EEE)计划，目标分别为降低耗油率5%和12%。
20世纪70~80年代，苏联研制成功大涵道比民用航空发动机D-36、D-436、D-18T和PS-90A。其涵道比范围为4.6-6.3。前两种推力较小，用于支线飞机；后两种推力较大，用于干线飞机。D-36涵道比6.3为三转子，1971年开始地面试验，1975年装机首飞，1977年开始批生产，1980年底配装100~150座中短程客机雅克-42交付苏联民航使用。
1973年，美国普·惠公司研制成功首台推重比8.0级的F100。1974年11月，装有两台F100-PW-100的F-15战斗机装备美国空军。同时期军用发动机还有美国GE公司的F110、F404，英、德、意三国合作研制的RB199，法国的M53，苏联的AL-31F和rd-33，分别用于F-16战斗机、F-18、“狂风”、“幻影”、米格-29和苏-27等战斗机。
1974年，苏联研制出三转子涡扇发动机NK-25，1976年批产，配装图-22M轰炸机新改型。之后80年代在 NK -25的基础上，为四发战略轰炸机图-160轰炸机研制出加力式NK-32，该发动机具自动恢复原始状态的防喘系统和数字式自动控制系统。
1975年，中国购买英国斯贝MK202加力式涡扇发动机专利许可权，于1980年制造成功。该发动机中国编号为涡扇9发动机，其最大推力9126daN，后配装“飞豹”战斗轰炸机。
20世纪80-90年代
1981年，美国启动“先进战术战斗机”（ATF）计划，研制第五代战斗机及其发动机（即F-22战斗机 、F119 ）。为对抗美国，同年苏联决定启动“战斗机-90”计划，提出MFI项目。发动机由留里卡发动机设计局的AL-41F发动机(代号为20号机)与“联盟”发动机设计局研制的 R179-300（从为雅克-141战斗机 研制的R79V-300发动机基础上发展而来）竞争。
1983年，苏联库兹涅佐夫设计局研制成功NK-321三转子加力涡扇发动机，加力推力2450daN，配装图-160超声速战略轰炸机。
20世纪80年代后，涡扇发动机占领大多数军、民用航空器发动机市场。80年代中期起，批产并投入使用的有美国的F119、欧洲四国联合研制的EJ200、法国的M88-II、俄罗斯的AL-41F。
1987年，美国空军发起制定并实施IHPTET 计划。空军、海军、陆军国防部预研局、美国航空航天局和七家主要发动机制造商均参与该计划。总目标为至2005年使航空推进系统能力翻一番。即推重比增加100%~120%，耗油率下降30%~40%，生产和维修成本降低35%~60%。之后其成果应用于众多军、民用发动机的新型号和改进型，如战斗机发动机F119、F135涡轮扇发动机、F136、F404、F414、F100和F110及民用发动机GE90、PW4084、PW6000、CFM56 -7、AE3007和F44等。
20世纪90年代初，为满足双发远程宽体客机波音777需求，普·惠公司、罗·罗公司和GE公司研制出推力超过35000daN的 PW4084、达800和GE90。前两种为改型，GE90为全新设计，于1995年先后装在波音777上投入使用。
21世纪
进入21世纪后，世界主要航空发动机制造商进行新一轮高涵道比涡扇发动机的研制。对于四台发动机的空中客车A380，罗·罗公司和发动机联盟 （GE公司、普·惠公司联合）分别推出遄达900和GP7200发动机；对于双发动机的空中客车A350和波音787，罗·罗公司和通用电气分别推出遄达1000和GEnx发动机，推力范围25000-35000daN。其中，遄达1000的涵道比达到11。采用的新技术有全三维有黏叶轮机、复合材料风扇叶片（机匣）、第三代超塑性成形扩散连接铁合金风扇叶片、双环预旋流燃烧室、对转涡轮和智能发动机状态监控系统等。在性能改进方面以GEnx为例，耗油率比其取代的CF6-80C降低15%，比GE9094B降低7%；机上平均寿命延长30%；污染物排放降低30%；零件数目减少30%。
2000年前后，航空先进国家和公司开始实施民用发动机技术发展计划，如美国美国航空航天局的极高效发动机技术(UEET)计划、欧洲的先进高效环保型发动机（EEFAE）和低噪声研究(SILENCE(R))计划以及CFM国际公司的TECH56和LEAP56计划。其目标是耗油率下降8%~20%、噪声下降6~20dB、NO和污染物排放减少40%~80%、运行成本降低15%~30%。
2001年起，俄罗斯“土星”公司与法国斯奈克玛公司合作研制SaM146发动机，用于俄罗斯苏霍伊航空集团控股公司研制的超级喷气100支线客机。
2005年12月28日，中国沈阳航空发动机设计研究所设计的“太行”涡扇发动机通过国家设计定型审查。太行发动机是中国自主研制的第一种大推力加力式涡扇发动机。
2006年，美国开始实施IHPTET计划的后继计划-VAATE计划。其总目标是至2017年经济可承受性比1987年的基准提高9倍。VAATE计划服务对象包括有人驾驶航空器发动机、无人机发动机、船用和地面燃气轮机等。
2008年，CFM国际发动机公司推出LEAP系列涡扇发动机，相比CFM-56在燃油消耗和碳排放上均明显减少，且噪音更低，是目前主流单通道飞机 A320neo、波音737MAX以及C919的共同动力选择。
2024年1月29日，中国自主研制的AES100先进民用涡轴发动机的整机结冰适航试验圆满完成，标志着中国的涡轴发动机适航技术取得重要突破，填补了国内空白。
2024年12月27日，中国首台600公斤级涡扇发动机成功点火，定于2025年6月完成首飞。
工作原理
飞机动力装置既是热机又是推进器。热机将热能转变为机械能，推进器把可用机械能转变为推进功，推进功是发动机拉力（推力）在飞机运动中克服阻力所作的功。基于质量附加原理，当发动机获得机械能一定时，把能量传给工质，工质的质量流量越大，推进质量越多，发动机推力越大。故通过燃气可用能量的重新分配把内涵一部分能量传递到外涵，可增加发动机总空气流量并降低排气速度，最终在一定飞行速度范围内使发动机推力增大，耗油率降低。
风扇由一级或多级涡轮带动，自由空气在风扇中增压后，由风扇出口流出时被分为两股：一股进入内涵道，流入核心机和带动风扇的低压涡轮，最后由尾喷管流出，称为内涵气流，是核心发动机的质量流量。一股进入外涵道，从围绕核心机机匣与外涵机匣间的环形通道中流过，称为外涵气流，是附加推进质量流量。从高压涡轮出来的燃气先在低压涡轮中膨胀作功，然后到尾喷管中膨胀加速。燃气经低压涡轮，其温度、排气速度均有所降低，进入内涵道后的气体所产生的推力减小，尾喷管排气能量相应减少。而流过外涵道的空气，在风扇作用下受到压缩，压强提高，在尾喷管中膨胀加速后产生一定推力。内外涵两股气流产生的推力之和构成涡扇发动机的总推力。对外涵流量加功过程提高了外涵气流排气速度，也降低了内涵气流排气速度，在亚音速飞行条件下工作，较低的喷射速度可降低排气噪声。相对涡喷发动机，总推力加大、能量损失降低、耗油率降低、噪声降低是涡扇发动机的工作特点。
基础设计
与涡喷发动机比较，涡扇发动机多了一个外涵道和一个风扇级组，相应地增加一个带动风扇的涡轮级组。涡扇发动机由核心机（压气机、燃烧室、高压涡轮）和低压涡轮及其所带动的风扇共同组成，有内、外两个涵道，故又称为内外涵发动机。内、外涵气流可分别排出（平行排气），也可混合排出（外涵气流通过掺混器进入内涵道）。从典型涡扇发动机的风扇、高压压气机结构图，可看出风扇实际上是直径较大、叶片较长的轴流压气机。
风扇及叶片
风扇通常是高增压比的跨音速级，工作叶片一般由叶身与叶根两部分组成。提高风扇单级增压比、效率和喘振裕度是风扇设计的主要方向。军用风扇技术重点是减少风扇级数，使风扇重量更轻和更加可靠，民用发动机风扇的研究重点是降低噪声。空心风扇叶片、整体叶盘转子和有机复合材料及金属基复合材料的发展，使风扇部件重量得以减轻。核心机驱动风扇可使变循环发动机或以涡扇（涡喷）模式工作，以取代两级高压压气机并使发动机重量减重。20 世纪 90 年代前，绝大多数发动机的风扇叶片均做成大展弦比的，叶片薄而长。小展弦比的宽弦叶片如空心宽弦风扇叶片、前后掠宽弦风扇叶片在采用扩散连接/超塑性成形技术后解决了抗外物打击和抗振动问题。
航空燃气涡轮发动机中，各种叶片(风扇、压气机、涡轮的转子叶片与静子叶片)不仅数量大(3000-4000件以上)而且要求高，其工作好坏对发动机性能影响极大。特别是发动机叶片出现断裂故障后，会造成极为严重的后果。目前在风扇、高压压气机、高压涡轮和低压涡轮的工作叶片与静子叶片中，已全面采用三元流气动设计(如GE90和CFM56 -7等)、小展弦比的宽弦叶片、可控扩散度(CDA )叶型、宽弦无凸肩设计等新技术。
压气机
压气机是发动机的心脏。在涡扇发动机的发展过程中，为满足发动机总体性能的要求，压气机的增压比不断提高。压气机性能的改进主要是提高单级平均增压比和级效率。级增压比增大主要靠提高叶尖速度和叶片负荷，即叶片通道的扩压能力，压气机效率提高主要通过改进叶型设计和严格控制叶尖间隙来实现。IHPTET 计划发展的压气机设计概念是流通能力增强的压气机。该设计使发动机的马赫提高一倍，在整个马赫数范围保持高的流通水平。这种改进流通能力的压气机将为运输、超声速巡航、截击任务提供相同的压气机技术。
燃烧室
燃烧室出口温度场直接影响涡轮导向器叶片与转子叶片寿命。环形燃烧室与环管燃烧室相比重量轻、结构紧凑、表面积与体积之比值小，故需要冷却空气量减小，无传焰问题，虽调试较困难，燃烧室刚性差，在技术上实现后得到广泛运用，高涵道比涡扇发动机均采用环形燃烧室。新的结构技术如双环腔燃烧室、分级燃烧室、多孔铸造与浮壁火焰筒等带来低污染、冷却效果好、寿命延长等优势及使用前景。
涡轮
涡扇发动机的特点之一是涡轮前燃气温度高，内涵流量相对较少，对涡轮材料要求较高。使用耐高温材料如定向结晶、单晶精密铸造的涡轮叶片；采用对流、气膜和冲击的组合冷却方式，提高涡轮前燃气温度的同时又满足降低冷却空气流量的需要。涡扇发动机膨胀比很高，涡轮级数较多，采用主动控制径向间隙技术，还可使巡航耗油率下降1%左右。反转的高低压涡轮（ F119、YF120、遄达 900 ）、复杂高效的冷却高压涡轮叶片、导热系数低的热障涂层成为提高涡轮前燃气温度的有效措施。
混合器
涡扇喷气发动机通常有两种不同的排气方式。一种是内涵和外涵分别从各自的喷管排气，称为非混合式，又称分别排气式；另一种是内涵和外涵的气体先在一个混合器内掺混，然后从同一个喷管排气，称为混合式。在同样内涵输出能量和相同涵道比前提下，采用混合式排气方式可以使发动机总推力增加、单位燃油消耗率降低、发动机排气系统(包括喷管、消音系统和反推装置等)设计简化、降低发动机声音、便于使用引射喷管等。对于高涵道比发动机，为减轻外涵的结构重量，常采用非混合式排。涵道比\u003e2的发动机不能采用混合排气式，主要原因是排气极不均匀，影响推力。带加力的涡扇发动机均采用混合排气。
加力燃烧室
涡扇发动机加力燃烧室的工作特点是燃油消耗量大，并需在比较广阔的范围内进行调节，因而增加了燃油喷嘴及其调节系统设计的复杂性。不加力涡扇发动机在民航机和军用运输机广泛使用，还可用于垂直起落飞机。其优点一是起飞推力大，二是噪声小。加力涡扇发动机使用于作战飞机，特别是歼击机，优势在于可提高推重比和增加迎面推力。
按涡扇发动机两股气流加力方式，加力燃烧室可分为外涵道加力、核心流加力、平行流加力和混合流加力；按加力燃烧室内气流流动形式，可分为直流式加力和旋流式加力。加力燃烧室通常由扩散器、掺混器、喷油装置、火焰稳定器、点火器、隔热防振屏和加力筒体等组成。由外涵道流来的空气经掺混器流入低压涡轮后的流道与低压涡轮后的燃气掺混，掺混后的燃气首先在扩散器中降低流速，由喷油装置喷出燃油与燃气掺混，燃气在扩散器中降低流速，火焰稳定器在加力燃烧室高速气流中形成回流区以稳定火焰并组织燃烧。
新材料工艺
阻燃钛合金
高压压气机机匣一般不能采用合金。研究表明，在合金中加入大于 20%的钒与大于 13%的铬，能阻止钛的燃烧且具有高的机械性能。美国已成功将命名为合金C(合金 C)的 Ti-35V-15Cr用于制造 F119 的高压压气机机匣、加力筒体及尾喷管鱼鳞片；英国正在研制价格低廉的Ti-25V-15铬(2~3)Al的阻燃钛合金。
复合材料运用
GE90 发动机的风扇叶片采用中长碳纤维与增强环脂组成的称为“大力神” 复合材料将叶身与叶根做成一体，为提高叶片抗大鸟的撞击，在叶片前缘及叶盆处用粘上钛合金薄片；其最新衍生发展型GE90-115B中，同样采用复合材料。F119的风扇进口机匣原用钛合金铸造而成，后改用复合材料制造；与钛机匣相比，该复合材料件重量减轻6.75kg。碳纤维加强复合材料的前轴承座，能在200℃以上的温度下工作，与铸铁轴承座相比，重量与成本均有明显的降低。 金属基复合材料的低压涡轮轴重量轻、刚度大。用碳化硅纤维增强的碳化硅基复合材料制作的火焰筒，壁温在1480℃下仍能工作。用陶瓷基复合材料做的发汗式冷却火焰筒可以减少主动冷却空气流量 100%，减重大于50%。
零部件改进
如带环的前掠风扇转子、非金属不冷却的热端部件、“铸冷”的高、低压涡轮工作叶片、不同材料焊接的涡轮转子、双重热处理的涡轮盘、陶瓷材料的滚动轴承滚子以及激光冲击强化处理等。
分类
按风扇装在发动机前部或后部，可分为涡轮前风扇发动机和涡轮后风扇发动机。而涡轮后结构因转子叶片成本和气流间密封问题设计使用较少，只适合超大涵道 (UHB) 发动机。通常，根据转子数量将涡扇发动机分为单转子和多转子类型。
单转子涡扇发动机
M53是目前世界上唯一还在服役的单转子涡扇发动机。20世纪60年代末研制，由法国研制，为单转子军用加力涡扇发动机，配装幻影2000战斗机。其工作特点是加大了单轴涡喷发动机压气机的前三级直径并在其后部增加外涵道，从而成为双涵道发动机。该发动机的总增压比9，推重比6.2，属同代军用涡扇发动机中性能较低级别。但因其结构简单，技术难度较小，使在技术方面比美国、英国、苏联相对较弱的法国实现了战斗机发动机涡扇化。
双转子涡扇发动机
绝大部分涡扇发动机都采用双转子结构：具有两个只有气动联系的同心轴转子。在双转子涡扇发动机中，风扇后的压气机称为高压压气机；燃烧室后、驱动高压压气机的涡轮称为高压涡轮；高压压气机转子与高压涡轮转子组成高压转子。位于高压涡轮后、驱动风扇的涡轮称为低压涡轮；风扇转子与低压涡轮转子组成低压转子。
三转子涡扇发动机
三转子涡扇发动机有三个只有气动联系、且具有同心轴转子的涡扇发动机。是将高压压气机分为中压、高压两个转子，分别由中压、高压两个涡轮转子带动，通过增加一个轴，形成高压、中压和低压三个涡轮带动的三套系统。世界上只有少数几种涡扇发动机采用三转子结构，如英国罗·罗公司的RB211民用高涵道比涡扇发动机和遄达系列、英德意三国联合研制的RB199军用加力涡扇发动机、前苏联的D-18T、D-36、D-436民用高涵道比涡扇发动机、美国联信公司的ATF3齿轮传动的涡扇发动机等，总增压比都在20以上。特别是发动机性能较好、零件数目少、重量轻。
循环参数及性能指标
涵道比
流过外涵道的空气(冷流) 流量与高压压气机进口的空气(热流) 流量之比，又称流量比。小涵道比为0.2~0.5；中涵道比为06~3.0；高涵道比为4.0~15.0。中小涵道比的涡扇发动机大多用在战斗机上，早期的民航机上用的也是中等涵道比涡扇发动机，外形细而长，适合于高速飞行。高涵道比涡扇发动机用在民航机和战略运输机上，外形短而粗。耗油率对于长航程亚音速运输机而言非常重要，可通过4~6的涵道比和25~30的总压比来保证的。
风扇压比(FPR)
又称能量分配比，风扇涡轮的功与涡轮总功的比值。对于任意涡轮进口温度来说，都有一个最佳的 FPR 值与之对应。民用发动机为控制噪声，一直使用单级风扇，风扇压比约在 1.5~1.8之间。军用发动机可能使用风扇压比4.0的二级或三级风扇。
总增压比(EPR)
内涵的循环参数。流进涡扇发动机的空气先在风扇中增压，然后再在高压压气机中进一步增压。多转子涡风扇发动机中最后一个压气机的出口压强与第一个压气机(风扇)的进口压强之比即总增压比，又称总压比。加力涡扇发动机的总增压比为25~35，高涵道比涡轮扇发动机的总增压比35~45，未来高涵道比涡轮扇发动机的总增压比可能要提高到50~100。
涡轮进口温度(TIT)
排气速度与TIT没有一定的关系，随着TIT的升高，可以把更多的内涵排气能量通过风扇涡轮和风扇外涵部分传输给外涵道气流。对于涡扇喷气发动机，只要组织好冷却，材料允许，提高TIT总是有利的。目前第三代涡扇发动机涡轮前燃气温度1227~1377°C。第四代涡扇发动机涡轮前燃气温度1577~1677°C。高温涡轮及其叶片的设计制造技术涉及气动、传热、冶金材料和制造工艺等多种学科和领域，集中了多项高新技术，代表一个国家的技术水平。
推力和单位推力
推力
涡扇发动机推进原理是将燃气发生器的可用功用于增加流过发动机气流的动能并产生反作用推力。评定其性能的指标都与推力有关。其通过流过发动机气流的动能增量产生发动机推力，又称为发动机的“净”推力。即：
，式中：为气体质量流量，为压力，为气流速度（排气速度），为截面面积。称为动量推力，称为压力推力，两项之和为总推力，为冲压阻力。
故为增大发动机推力，必须增大排气速度或增大流过发动机的空气质量流量。
单位推力
对于循环性能相同的同类发动机，推力的增大可以是加大发动机尺寸、增大空气质量流量的结果，故评定发动机循环性能的优劣，应根据单位推力的大小。
发动机单位推力是发动机推力与进入发动机的空气质量流量之比，以表示，单位 N·s/kg，即：，式中Wa为发动机的空气质量流量，单位 kg/s。在给定发动机推力条件下，单位推力越大，空气质量流量越小。目前涡喷发动机地面台架最大状态的单位推力约为 60~75daN·s/kg，加力状态下的单位推力可达110daN·s/kg 以上。
单位燃油消耗率
耗油率是决定飞机的航程和续航时间的重要参数，是评定发动机经济性的重要指标。发动机在单位时间内消耗的燃料质量称为燃油流量，用表示。每小时每产生 1单位推力所消耗的燃油质量称为单位燃油消耗率，简称耗油率，以 表示，即：
目前大涵道比扇发动机的耗油率已降到 0.4 kg/(daN·h)以下。
推质比
发动机推力与发动机质量之比称为发动机推质比,单位为 daN/kg，即：
（为发动机质量，单位 kg）
发动机推质比对航空器性能有直接的影响，当发动机推力一定时，推质比愈大表示发动机质量愈轻。在推力不变的条件下，推质比直接影响飞机的最大平飞速度升限有效载荷和机动性等性能。军用歼击机要求高机动性，需要尽可能高的发动机推质比。目前推质比10一级的发动机有F119、F120、M88-2、EJ200、P2000等。
单位迎面推力
发动机推力与发动机迎风面积之比称为单位迎面推力，用表示，其单位为 N/m2，即
（为发动机迎风面积）
在推力相同的条件下，单位迎面推力越大，发动机的迎风面积就越小。这不仅使发动机在飞机上安装方便，而且使飞行阻力减小，可使飞机性能得到改善。
热效率、推进效率和总效率
涡扇发动机作为热机，它将燃料燃烧产生的热能转变为机械能；而作为一个推进器，则将机械能进一步转变为推动航空器前进的推进功。作为热机，其热效率用表示，即
式中：表示加给单位质量空气的燃料完全燃烧产生的热量，为发动机热力循环的有效功。目前，航空燃气涡轮发动机的热效率为 25%~40%。
涡扇发动机推进效率的定义为推进功与循环有效功之比，可近似表示为：
式中为飞行速度，表示排气速度。故希望获得高的推进效率须降低排气速度。
涡扇发动机的总效率为推进效率与热效率的乘积，即，其总效率与其单位燃油消耗率之间的关系为：
可见，在一定飞行条件下，与发动机的总效率成反比，是衡量涡扇发动机经济性的重要指标。
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发展趋势
涡扇发动机一问世便获得迅速的发展。与涡桨发动机比较，涡扇发动机的外涵风扇在飞机进气道内，避免螺旋奖在高速飞行时工作效率低的缺点。与涡喷发动机比较，涡扇发动机的空气流量大，排气速度低，推进效率高，耗油率低，适合作为高亚声速旅客机和运输机的动力。带加力燃烧室则适合超声速战斗机，飞机在亚声速巡航时不开加力，耗油率低，航程或续航时间长；飞机在起飞、爬升、加速和高速飞行时打开加力，可获得很好的性能。
进入21世纪20年代，民用航空领域，主流航空发动机公司整体形成寡头格局。GE航空、普·惠(P\u0026W) 、罗罗RR以及赛峰集团 (SAFRAN)四家公司占领了中大型民用宽体客机航空发动机市场。由上述几家大型发动机公司交叉经营的CFM国际发动机公司 (GE与SAFRAN合营) 、国际航空发动机公司 (P\u0026W与罗罗RR合资)等合资公司占据了单通道飞机及支线飞机等其他民用航空发动机的绝对份额。按照发动机价值占民航飞机25%比例计算，预计未来20年全球民用航空发动机市场需求价值可达1.5万亿美元。在民用领域内，涡扇发动机已经成为民用干线客机市场的最重要的组成部分，并构建了符合不同级别干线客机、支线客机与喷气公务机所需的产品线。未来十年全球涡扇/涡喷发动机累计需求总量将超7.36万台，总价值超4160亿美元。
参考资料
术语在线—权威的术语知识服务平台.术语在线.2023-06-30
我国涡轴发动机适航技术取得重要突破.今日头条.2024-01-30
航空发动机深度报告:走过70年积累开拓之路,迈向高质量发展新阶段.新浪财经.2023-05-28
高端无人机的强劲“心脏”！我国首台600公斤级涡扇发动机成功点火，计划2025年6月完成首飞.抖音短视频.2024-12-28
战斗机发动机的研制现状和发展趋势.航空发动机.2023-07-09
国产航空发动机大系.凤凰网.2023-06-01
首次确认:“革命性的涡扇15将让歼-20提升多少战力”(2).中华军事网.2023-07-09
产品介绍.中国航空发动机集团.2023-07-09