涡轮风扇发动机由进气道、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尾喷管组成。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，一部分分配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。风扇实际上是末级出口带分流机匣的压气机，空气流过风扇后，通过分流机匣分成内外两股气流，一股流入核心机，称为内涵气流，这股气流由喷管高速排出产生内涵推力；另一股经分流机匣绕过核心机流经外涵道，称为外涵气流，这股气流能够产生外涵推力。

内外涵两股气流分开排入大气的发动机称为分排式涡轮风扇发动机。这种发动机的推力是由内外涵共同产生的（图1）。内外涵两股气流在内涵低压涡轮后的混合器中相互掺混后通过同一喷管排入大气的发动机，称为混排式涡轮风扇发动机（图2）。涡轮风扇发动机上安装加力燃烧室，称为加力式涡轮风扇发动机（图3）。加力式涡轮风扇发动机通常采用混合排气方式，加力燃烧室安装在混合器后面，内外涵两股气流在混合器中混合后，进入加力燃烧室喷油点火燃烧，再次对气流加热，使排气温度大幅提高，进而使气流以更高的速度从尾喷管排出，产生更大的推力，

图1 分排式涡轮风扇发动机

图2 混排式涡轮风扇发动机

图3 典型的加力式涡轮风扇发动机

流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比是影响涡轮风扇发动机性能的一个重要循环参数。涵道比小于1的称为小涵道比涡轮风扇发动机，高于4的称为高（大）涵道比涡轮风扇发动机，涵道比在两者之间的称为中等涵道比涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机中，推力是由内、外涵两部分的气流产生的。在高涵道比涡轮风扇发动机中，推力主要由外涵道产生，涵道比越大，外涵气流产生的推力占比越大。例如，涵道比为5.0的涡轮风扇发动机中，外涵道产生的推力占总推力的80%左右。除涵道比之外，单位推力、单位燃油消耗率、推重比等参数也是衡量涡轮风扇发动机性能的重要参数。

高涵道比涡轮风扇发动机排气速度低，推进效率高，经济性好，适用于大型远程旅客机和运输机。在研的发动机涵道比最高达到15，总增压比最高达到70，推力最高可达300～450千牛，起飞耗油率最低达到0.25千克/（大牛•小时）。高涵道比涡轮风扇发动机的涵道比、总增压比和涡轮前燃气温度有进一步增大的趋势，但其单位推力小，迎风面积大，随飞行速度增加性能衰减快，不宜在超声速飞机上使用。

战斗机一般采用中低涵道比、带加力燃烧室的复燃加力涡轮风扇发动机，其涵道比大多小于1.0，甚至在0.4以下。只有要求在空中做较长时间巡逻的战斗机用发动机，其涵道比选为1.0左右。在亚声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。使用加力做2倍以上声速飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机。现代先进军用涡轮风扇发动机在最大加力状态下单位推力可达120～140大牛·秒/千克，在不加力状态可达80～90大牛·秒/千克，起飞状态加力耗油率约为2千克/（大牛•小时）。国际上第四代先进超声速战斗机使用的涡轮风扇发动机推重比已达到10，在研的发动机推重比已达到15。

20世纪50年代定型的英国康维涡轮风扇发动机是世界上第一种涡轮风扇发动机，并于1960年首次应用于旅客机，同时期出现的发动机还有美国的JT3D、苏联的D-20P等。因为其经济性好、噪声较低，很快就被各种新型旅客机所选用。60年代研制的旅客机，大多采用低涵道比（1.5～2.5）的涡轮风扇发动机。60年代末，高涵道比涡轮风扇发动机投入使用，并开始广泛应用于运输机和民用旅客机，美国的TF39发动机是最先投入使用的高涵道比涡轮风扇发动机。

早期的军用涡轮风扇发动机是在民用涡轮风扇发动机基础上，通过降低涵道比、配装加力燃烧室等方式发展起来的。换装涡轮风扇发动机的战斗机，在性能方面有了较大的改善。20世纪70年代初，推重比8.0一级的加力式涡轮风扇发动机投入使用，各国相继研制出众多第三代先进战斗机。80年代中期开始，发达国家开始为第四代战斗机研制推重比10一级的新一代军用涡轮风扇发动机。对于军用运输机、预警机和某些轰炸机的发动机，一般通过对民用涡轮风扇发动机的适应性改进来实现。

21世纪以来，高涵道比涡轮风扇发动机向着低耗油率、低排放、低噪声、低成本、高可靠性、长寿命的方向发展。多种新型民用涡轮风扇发动机陆续投入使用，如遄达XWB、GE9X以及齿轮传动涡轮风扇发动机（PW1000G）等。而军用涡轮风扇发动机为了满足多用途军用飞机的任务需求，除了进一步提高推重比，降低耗油率以外，还提出了多种新型发动机概念，如带升力风扇的涡轮风扇发动机、变循环发动机、涡轮冲压组合发动机等。未来军用涡轮风扇发动机将具备更宽广的工作范围，更高的单位推力和更高的飞行马赫数，在超声速巡航、跨声速加速、亚声速巡航等多种工作状态下均能具备良好性能。