涵道比

涵道比是渦扇發動機外涵道和內涵道的空氣流量之比，又稱流量比。涵道比是渦扇發動機的重要設計參數，它對發動機耗油率和推重比有很大影響。不同用途的渦扇發動機應選取不同的涵道比，如遠程運輸機和旅客機使用的渦扇發動機，其涵道比為4～8，甚至更高；空戰戰鬥機選用的加力式渦扇發動機的涵道比一般小於1，甚至可小到0.2～0.3。 ^[2] 

涵道比為零的渦扇發動機即是渦輪噴氣發動機,早期的渦扇發動機和現代戰鬥機使用的渦扇發動機涵道比都較低,例如世界上第一款實用渦扇發動機，勞斯萊斯的Conway涵道比只有0.3，現代多數民用飛機發動機的涵道比通常都在5以上。涵道比高的渦輪扇發動機耗油較少，但推力卻與渦輪噴氣發動機相當，且運轉時還寧靜得多。

戰鬥機使用低涵道比發動機，主要是因為截面積與常用飛行速度與民用飛機不同。高涵道比的發動機截面積過大在超音速的時候阻力過大，另外在超音速的狀況下效率也會比純渦輪噴氣甚至於低涵道比設計還低，所以戰鬥機皆使用低涵道比發動機(涵道比皆低於1)。只在超音速飛行的協和飛機，因為長時間處於超音速狀態，為了提升效率與降低成本，就是使用純渦輪噴氣而無涵道比的發動機。

涵道比變化是加力渦扇發動機的低壓壓氣機自動調節的一項因素。在非設計狀態下，壓比下降時，低壓壓氣機前幾級攻角增大，高壓壓氣機攻角減小，渦扇發動機轉差增加是減少級間不匹配的第一因素；減少渦扇發動機低壓壓氣機攻角的第二因素是風扇發動機在低轉速時，涵道比增加。涵道比增加的原因是由於高壓壓氣機流量下降，內涵道節流，流通能力下降，改變了內外涵道的流通能力。外涵道由於沒有節流，因而外涵道流量W_all。下降較慢，部分空氣從低壓壓氣機出口繞過高壓壓氣機往外涵道流動，使得涵道比

增加。這種變化緩解了低壓壓氣機的流量係數降低而引起攻角增加，所以在雙涵道渦扇發動機中，壓比相同的壓氣機與單涵道相比具有更高的穩定裕度。涵道比變化，可將外涵道看成是低壓壓氣機放氣門，其放氣量隨着轉速的降低而增加，涵道比與轉差隨發動機工況變化， ^[3] 

通常涵道比的提高會改進渦扇發動機的SFC但是降低發動機的單位推力。這裏有一系列現實因素對一台給定發動機的設計規定了涵道比的上限：

1、發動機的進口面積增大，因此重量和短艙阻力也增大。同樣成本也會上升。

2、驅動風扇的渦輪級數會快速上升。這是因為當涵道比上升時，風扇葉尖切線速度需保持在大概的常數，因此其轉速會下降。對於一個給定的核心機尺寸，驅動風扇渦輪的尺寸是同定的，因此它的葉尖切線速度則會下降。與此同時，驅動風扇渦輪的比功必須提高，因為風扇流量與渦輪流量之比上升了，這意味着此處渦輪載荷會高得不可接受。這將使渦輪效率降低，除非此處渦輪加級。迄今已經證明了在渦輪和風扇間放置一個傳動箱是不切實際的，因為一台大型的渦扇發動機需給其傳輸50 MW的功率。

3、座艙空氣和飛機附件功率提取將對SFC和單位推力帶來更大影響。

4、在反推力裝置不工作時，所需的密封周長增加，將會帶來更多的漏氣。

以上這些因素導斂遠程民用渦扇發動機的涵道比一般在4～6之間。然而近年來，GE90將這個數增至8～9之間。短程渦扇發動機的涵道比則一般在1～3之間，不過現代設計趨向於使用更高的值來降低噪聲並允許兼容遠程飛機發動機。對於超聲速軍用發動機，涵道比一般住0．5～1之間以使進口面積最小。 ^[4] 

高涵道比渦扇發動機，大部分動力來自由風扇加速的外涵道空氣。這種發動機往往外涵道較短，內涵道的尾氣不與外涵道混合，而由噴嘴單獨排出。高涵道比渦扇發動機在亞音速時有非常好的能效，通常用於客機、運輸機和戰略轟炸機。

低涵道比渦扇發動機，大部分動力來自驅動核心機的內涵道尾氣。這種發動機通常採用混合噴嘴，即內涵道尾氣在與外涵道氣流混合後再排出。混合噴嘴可以變形以調整推力的大小甚至方向，而高温的尾氣經外涵道氣流降温後，也有利於降低發動機的紅外特徵。低涵道比渦扇發動機通常安裝有加力燃燒室，可以以高油耗為代價，產生更大的推力。低涵道比渦扇發動機可以用於超音速飛行，通常用於戰鬥機。