飛行器發動機的主要功用是為飛行器提供推進動力或支持力，是飛行器的心臟。自從飛機問世以來的幾十年中，發動機得到了迅速的發展，從早期的低速飛機上使用的活塞式發動機，到可以推動飛機以超音速飛行的噴氣式發動機，時至今日，飛行器發動機已經形成了一個種類繁多，用途各不相同的大家族。 飛行器發動機常見的分類原則有兩種：按空氣是否參加發動機工作和發動機產生推進動力的原理。按發動機是否須空氣參加工作，飛行器發動機可分為兩類，大約如下所示： 吸空氣發動機簡稱吸氣式發動機，它必須吸進空氣作為燃料的氧化劑（助燃劑），所以不能到稠密大氣層之外的空間工作，只能作為航空器的發動機。一般所說的航空發動機即指這類發動機。如根據吸氣式發動機工作原理的不同，吸氣式發動機又分為活塞式發動機、燃氣渦輪發動機、衝壓噴氣式發動機和脈動噴氣式發動機等。 火箭噴氣式發動機是一種不依賴空氣工作的發動機，航天器由於需要飛到大氣層外，所以必須安裝這種發動機。它也可用作航空器的助推動力。按形成噴氣流動能的能源不同，火箭發動機又分為化學火箭發動機、電火箭發動機和核火箭發動機等。 按產生推進動力的原理不同，飛行器的發動機又可分為直接反作用力發動機、間接反作用力發動機兩類。直接反作用力發動機是利用向後噴射高速氣流，產生向前的反作用力來推進飛行器。直接反作用力發動機又叫噴氣式發動機，這類發動機有渦輪噴氣發動機、衝壓噴氣式發動機，脈動噴氣式發動機，火箭噴氣式發動機等。 間接反作用力發動機是由發動機帶動飛機的螺旋槳、直升機的旋翼旋轉對空氣作功，使空氣加速向後（向下）流動時，空氣對螺旋槳（旋翼）產生反作用力來推進飛行器。這類發動機有活塞式發動機、渦輪螺旋槳發動機、渦輪軸發動機、渦輪螺旋槳風扇發動機等。而渦輪風扇發動機則既有直接反作用力，也有間接反作用力，但常將其劃歸直接反作用力發動機一類，所以也稱其為渦輪風扇噴氣發動機。 一、活塞式發動機 航空活塞式發動機是利用汽油與空氣混合，在密閉的容器（氣缸）內燃燒，膨脹作功的機械。活塞式發動機必須帶動螺旋槳，由螺旋槳產生推（拉）力。所以，作為飛機的動力裝置時，發動機與螺旋槳是不能分割的。 （一）活塞式發動機的主要組成 主要由氣缸、活塞、連桿、曲軸、氣門機構、螺旋槳減速器、機匣等組成。 氣缸是混合氣（汽油和空氣）進行燃燒的地方。氣缸內容納活塞作往複運動。氣缸頭上裝有點燃混合氣的電火花塞（俗稱電嘴），以及進、排氣門。發動機工作時氣缸溫度很高，所以氣缸外壁上有許多散熱片，用以擴大散熱面積。氣缸在發動機殼體（機匣）上的排列形式多為星形或V形。常見的星形發動機有5個、7個、9個、14個、18個或24個氣缸不等。在單缸容積相同的情況下，氣缸數目越多發動機功率越大。活塞承受燃氣壓力在氣缸內作往複運動，並通過連桿將這種運動轉變成曲軸的旋轉運動。連桿用來連接活塞和曲軸。 曲軸是發動機輸出功率的部件。曲軸轉動時，通過減速器帶動螺旋槳轉動而產生拉力。除此而外，曲軸還要帶動一些附件（如各種油泵、發電機等）。氣門機構用來控制進氣門、排氣門定時打開和關閉。 （二）活塞式發動機的工作原理 活塞頂部在曲軸旋轉中心最遠的位置叫上死點、最近的位置叫下死點、從上死點到下死點的距離叫活塞衝程。活塞式航空發動機大多是四衝程發動機，即一個氣缸完成一個工作循環，活塞在氣缸內要經過四個衝程，依次是進氣衝程、壓縮衝程、膨脹衝程和排氣衝程。 發動機開始工作時，首先進入「進氣衝程」，氣缸頭上的進氣門打開，排氣門關閉，活塞從上死點向下滑動到下死點為止，氣缸內的容積逐漸增大，氣壓降低——低於外面的大氣壓。於是新鮮的汽油和空氣的混合氣體，通過打開的進氣門被吸入氣缸內。混合氣體中汽油和空氣的比例，一般是 1比 15即燃燒一公斤的汽油需要15公斤的空氣。 進氣衝程完畢後，開始了第二衝程，即「壓縮衝程」。這時曲軸靠慣性作用繼續旋轉，把活塞由下死點向上推動。這時進氣門也同排氣門一樣嚴密關閉。氣缸內容積逐漸減少，混合氣體受到活塞的強烈壓縮。當活塞運動到上死點時，混合氣體被壓縮在上死點和氣缸頭之間的小空間內。這個小空間叫作「燃燒室」。這時混合氣體的壓強加到十個大氣壓。溫度也增加到攝氏4OO度左右。壓縮是為了更好地利用汽油燃燒時產生的熱量，使限制在燃燒室這個小小空間里的混合氣體的壓強大大提高，以便增加它燃燒後的做功能力。 當活塞處於下死點時，氣缸內的容積最大，在上死點時容積最小（後者也是燃燒室的容積）。混合氣體被壓縮的程度，可以用這兩個容積的比值來衡量。這個比值叫「壓縮比」。活塞航空發動機的壓縮比大約是5到8，壓縮比越大，氣體被壓縮得越厲害，發動機產生的功率也就越大。 壓縮衝程之後是「工作衝程」，也是第三個衝程。在壓縮衝程快結束，活塞接近上死點時，氣缸頭上的火花塞通過高壓電產生了電火花，將混合氣體點燃，燃燒時間很短，大約0.015秒；但是速度很快，大約達到每秒30米。氣體猛烈膨脹，壓強急劇增高，可達6O到75個大氣壓，燃燒氣體的溫度到攝氏2000到250O度。燃燒時，局部溫度可能達到三、四千度，燃氣加到活塞上的衝擊力可達15噸。活塞在燃氣的強大壓力作用下，向下死點迅速運動，推動連桿葉門下跑，連桿便帶動曲軸轉起來了。 這個衝程是使發動機能夠工作而獲得動力的唯一衝程。其餘三個衝程都是為這個衝程作準備的。 第四個衝程是「排氣衝程」。工作衝程結束後，由於慣性，曲軸繼續旋轉，使活塞由下死點向上運動。這時進氣門仍舊關閉，而排氣門大開，燃燒後的廢氣便通過排氣門向外排出。 當活塞到達上死點時，絕大部分的廢氣已被排出。然後排氣門關閉，進氣門打開，活塞又由上死點下行，開始了新的一次循環。 從進氣衝程吸入新鮮混合氣體起，到排氣衝程排出廢氣止，汽油的熱能通過燃燒轉化為推動活塞運動的機械能，帶動螺旋槳旋轉而作功，這一總的過程叫做一個「循環」。這是一 種周而復始的運動。由於其中包含著熱能到機械能的轉化，所以又叫做「熱循環」。 活塞航空發動機要完成四衝程工作，除了上述氣缸、活塞、聯桿、曲軸等構件外，還需要一些其他必要的裝置和構件。 （三）活塞式航空發動機的輔助工作系統 發動機除主要部件外，還須有若干輔助系統與之配合才能工作。主要有進氣系統（為了改善高空性能，在進氣系統內常裝有增壓器，其功用是增大進氣壓力）、燃油系統、點火系統（主要包括高電壓磁電機、輸電線、火花塞）、起動系統（一般為電動起動機）、散熱系統和潤滑系統等。
二、渦輪噴氣發動機 在第二次世界大戰以前，所有的飛機都採用活塞式發動機作為飛機的動力，這種發動機本身並不能產生向前的動力，而是需要驅動一副螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉，以此推動飛機前進。這種活塞式發動機＋螺旋槳的組合一直是飛機固定的推進模式，很少有人提出過質疑。 到了三十年代末，尤其是在二戰中，由於戰爭的需要，飛機的性能得到了迅猛的發展，飛行速度達到700－800公里每小時，高度達到了10000米以上，但人們突然發現，螺旋槳飛機似乎達到了極限，儘管工程師們將發動機的功率越提越高，從1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飛機的速度仍沒有明顯的提高，發動機明顯感到「有勁使不上」。 問題就出在螺旋槳上，當飛機的速度達到800公里每小時，由於螺旋槳始終在高速旋轉，槳尖部分實際上已接近了音速，這種跨音速流場的直接後果就是螺旋槳的效率急劇下降，推力下降，同時，由於螺旋槳的迎風面積較大，帶來的阻力也較大，而且，隨著飛行高度的上升，大氣變稀薄，活塞式發動機的功率也會急劇下降。這幾個因素合在一起，決定了活塞式發動機＋螺旋槳的推進模式已經走到了盡頭，要想進一步提高飛行性能，必須採用全新的推進模式，噴氣發動機應運而生。 噴氣推進的原理大家並不陌生，根據牛頓第三定律，作用在物體上的力都有大小相等方向相反的反作用力。噴氣發動機在工作時，從前端吸入大量的空氣，燃燒後高速噴出，在此過程中，發動機向氣體施加力，使之向後加速，氣體也給發動機一個反作用力，推動飛機前進。事實上，這一原理很早就被應用於實踐中，我們玩過的爆竹，就是依靠尾部噴出火藥氣體的反作用力飛上天空的。 早在1913年，法國工程師雷恩．洛蘭就獲得了一項噴氣發動機的專利，但這是一種衝壓式噴氣發動機，在當時的低速下根本無法工作，而且也缺乏所需的高溫耐熱材料。1930年，弗蘭克．惠特爾取得了他使用燃氣渦輪發動機的第一個專利，但直到11年後，他的發動機在完成其首次飛行，惠特爾的這種發動機形成了現代渦輪噴氣發動機的基礎。 現代渦輪噴氣發動機的結構由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰鬥機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發動機仍屬於熱機的一種，就必須遵循熱機的做功原則：在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。因此，從產生輸出能量的原理上講，噴氣式發動機和活塞式發動機是相同的，都需要有進氣、加壓、燃燒和排氣這四個階段，不同的是，在活塞式發動機中這4個階段是分時依次進行的，但在噴氣發動機中則是連續進行的，氣體依次流經噴氣發動機的各個部分，就對應著活塞式發動機的四個工作位置。 空氣首先進入的是發動機的進氣道，當飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發動機，由於飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應的來流速度是有一定的範圍的，因而進氣道的功能就是通過可調管道，將來流調整為合適的速度。在超音速飛行時，在進氣道前和進氣道內氣流速度減至亞音速，此時氣流的滯止可使壓力升高十幾倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機中的壓力提高倍數，因而產生了單靠速度衝壓，不需壓氣機的衝壓噴氣發動機。 進氣道後的壓氣機是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。 從燃燒室流出的高溫高壓燃氣，流過同壓氣機裝在同一條軸上的渦輪。燃氣的部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，帶動壓氣機旋轉，在渦輪噴氣發動機中，氣流在渦輪中膨脹所做的功正好等於壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。經過燃燒後，渦輪前的燃氣能量大大增加，因而在渦輪中的膨脹比遠小於壓氣機中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機進口高很多，發動機的推力就是這一部分燃氣的能量而來的。 從渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續膨脹，以高速沿發動機軸向從噴口向後排出。這一速度比氣流進入發動機的速度大得多，使發動機獲得了反作用的推力。
一般來講， 當氣流從燃燒室出來時的溫度越高，輸入的能量就越大，發動機的推力也就越大。但是，由於渦輪材料等的限制，目前只能達到1650K左右，現代戰鬥機有時需要短時間增加推力，就在渦輪後再加上一個加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃氣與噴入的燃油混合再次燃燒，由於加力燃燒室內無旋轉部件，溫度可達2000K，可使發動機的推力增加至1.5倍左右。其缺點就是油耗急劇加大，同時過高的溫度也影響發動機的壽命，因此發動機開加力一般是有時限的，低空不過十幾秒，多用於起飛或戰鬥時，在高空則可開較長的時間。(下圖) 。
隨著航空燃氣渦輪技術的進步，人們在渦輪噴氣發動機的基礎上，又發展了多種噴氣發動機，如根據增壓技術的不同，有衝壓發動機和脈動發動機；根據能量輸出的不同，有渦輪風扇發動機、渦輪螺旋槳發動機、渦輪軸發動機和螺槳風扇發動機等。 噴氣發動機儘管在低速時油耗要大於活塞式發動機，但其優異的高速性能使其迅速取代了後者，成為航空發動機的主流。 三、渦輪風扇發動機 自從惠特爾發明了第一台渦輪噴氣發動機以後，渦輪噴氣發動機很快便以其強大的動力、優異的高速性能取代了活塞式發動機，成為戰鬥機的首選動力裝置，並開始在其他飛機中開始得到應用。 但是，隨著噴氣技術的發展，渦輪噴氣發動機的缺點也越來越突出，那就是在低速下耗油量大，效率較低，使飛機的航程變得很短。儘管這對於執行防空任務的高速戰鬥機還並不十分嚴重，但若用在對經濟性有嚴格要求的亞音速民用運輸機上卻是不可接受的。 要提高噴氣發動機的效率，首先要知道什麼式發動機的效率。發動機的效率實際上包括兩個部分，即熱效率和推進效率（詳細解釋見後邊的帖子）。為提高熱效率，一般來講需要提高燃氣在渦輪前的溫度和壓氣機的增壓比，但在飛機的飛行速度不變的情況下，提高渦輪前溫度將會使噴氣發動機的排氣速度增加，導致在空氣中損失的動能增加，這樣又降低了推進效率。由於熱效率和推進效率對發動機循環參數矛盾的要求，致使渦輪噴氣發動機的總效率難以得到較大的提升。 那麼，如何才能同時提高噴氣發動機的熱效率和推進效率，也就是怎樣才能既提高渦輪前溫度又至少不增加排氣速度呢？答案就是採用渦輪風扇發動機。這種發動機在渦輪噴氣發動機的的基礎上增加了幾級渦輪，並由這些渦輪帶動一排或幾排風扇，風扇後的氣流分為兩部分，一部分進入壓氣機（內涵道），另一部分則不經過燃燒，直接排到空氣中（外涵道）。由於渦輪風扇發動機一部分的燃氣能量被用來帶動前端的風扇，因此降低了排氣速度，提高了推進效率，而且，如果為提高熱效率而提高渦輪前溫度後，可以通過調整渦輪結構參數和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經風扇傳遞到外涵道，就不會增加排氣速度。這樣，對於渦輪風扇發動機來講，熱效率和推進效率不再矛盾，只要結構和材料允許，提高渦輪前溫度總是有利的。 目前航空用渦輪風扇發動機主要分兩類，即不加力式渦輪風扇發動機和加力式渦輪風扇發動機。前者主要用於高亞音速運輸機，後者主要用於殲擊機，由於用途不同，這兩類發動機的結構參數也大不相同。 不加力式渦輪風扇發動機不僅渦輪前溫度較高，而且風扇直徑較大，涵道比可達8以上，這種發動機的經濟性優於渦輪噴氣發動機，而可用飛行速度又比活塞式發動機高，在現代大型幹線客機、軍用運輸機等最大速度為M0.9左右的飛機中得到廣泛的應用。根據熱機的原理，當發動機的功率一定時，參加推進的工質越多，所獲得的推力就越大，不加力式渦輪風扇發動機由於風扇直徑大，空氣流量就大，因而推力也較大。同時由於排氣速度較低，這種發動機的噪音也較小。
渦輪風扇發動機的涵道比 在結構上，通常將噴氣發動機的壓氣機、燃燒室和渦輪叫做核心發動機或燃氣發生器。 當空氣流經渦輪風扇發動機的前端風扇後，分為兩個部分：一部分氣流進入燃氣發生器，叫做內涵道；另一部分從燃氣發生器的外圍通過，稱為外涵道。外涵道與內涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。
加力式渦輪風扇發動機 加力式渦輪風扇發動機在飛機巡航中是不開加力的，這時它相當於一台不加力式渦輪風扇發動機，但為了追求高的推重比和減小阻力，這種發動機的涵道比一般在1.0以下。在高速飛行時，發動機的加力打開，外涵道的空氣和渦輪後的燃氣一同進入加力燃燒室噴油後再次燃燒，使推力可大幅度增加，甚至超過了加力式渦輪噴氣發動機，而且隨著速度的增加，這種發動機的加力比還會上升，並且耗油率有所下降。加力式渦輪風扇發動機由於具有這種低速時較油耗低，開加力時推重比大的特點，目前已在新一代殲擊機上得到廣泛應用。
四、渦輪螺旋槳發動機 一般來說，現代不加力渦輪風扇發動機的涵道比是有著不斷加大的趨勢的。因為對於渦輪風扇發動機來說，若飛行速度一定，要提高飛機的推進效率，也就是要降低排氣速度和飛行速度的差值，需要加大涵道比；而同時隨著發動機材料和結構工藝的提高，許用的渦輪前溫度也不斷提高，這也要求相應地增大涵道比。對於一架低速（500～600km/h）的飛機來說，在一定的渦輪前溫度下，其適當的涵道比應為50以上，這顯然是發動機的結構所無法承受的。 為了提高效率，人們索性便拋去了風扇的外涵殼體，用螺旋槳代替了風扇，便形成了渦輪螺旋槳發動機，簡稱渦槳發動機。渦輪螺旋槳發動機由螺旋槳和燃氣發生器組成，螺旋槳由渦輪帶動。由於螺旋槳的直徑較大，轉速要遠比渦輪低，只有大約1000轉/分，為使渦輪和螺旋槳都工作在正常的範圍內，需要在它們之間安裝一個減速器，將渦輪轉速降至十分之一左右後，才可驅動螺旋槳。這種減速器的負荷重，結構複雜，製造成本高，它的重量一般相當於壓氣機和渦輪的總重，作為發動機整體的一個部件，減速器在設計、製造和試驗中佔有相當重要的地位。
渦輪螺旋槳發動機 的螺旋槳後的空氣流就相當於渦輪風扇發動機的外涵道，由於螺旋槳的直徑比發動機大很多，氣流量也遠大於內涵道，因此這種發動機實際上相當於一台超大涵道比的渦輪風扇發動機。 儘管工作原理近似，但渦輪螺旋槳發動機和渦輪風扇發動機在產生動力方面卻有著很大的不同，渦輪螺旋槳發動機的主要功率輸出方式為螺旋槳的軸功率，而尾噴管噴出的燃氣推力極小，只佔總推力的5%左右，為了驅動大功率的螺旋槳，渦輪級數也比渦輪風扇發動機要多，一般為2～6級。 同活塞式發動機＋螺旋槳相比，渦輪螺旋槳發動機有很多優點。首先，它的功率大，功重比（功率/重量）也大，最大功率可超過10000馬力，功重比為4以上；而活塞式發動機最大不過三四千馬力，功重比2左右。其次，由於減少了運動部件，尤其是沒有做往複運動的活塞，渦輪螺旋槳發動機運轉穩定性好，噪音小，工作壽命長，維修費用也較低。而且，由於核心部分採用燃氣發生器，渦輪螺旋槳發動機的適用高度和速度範圍都要比活塞式發動機高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但渦輪螺旋槳發動機所使用的煤油要比活塞式發動機的汽油便宜。 由於涵道比大，渦輪螺旋槳發動機在低速下效率要高於渦輪風扇發動機，但受到螺旋槳效率的影響，它的適用速度不能太高，一般要小於900km/h。目前在中低速飛機或對低速性能有嚴格要求的巡邏、反潛或滅火等類型飛機中的到廣泛應用。
五、渦輪軸發動機 在帶有壓氣機的渦輪發動機這一類型中，渦輪軸發動機出現得較晚，但已在直升機和垂直／短距起落飛機上得到了廣泛的應用。 渦輪軸發動機於1951年12月開始裝在直升機上，作第一次飛行。那時它屬於渦輪螺槳發動機，並沒有自成體系。以後隨著直升機在軍事和國民經濟上使用越來越普遍，渦輪軸發動機才獲得獨立的地位。 在工作和構造上，渦輪軸發動機同渦輪螺槳發動機根相近。它們都是由渦輪風扇發動機的原理演變而來，只不過後者將風扇變成了螺旋槳，而前者將風扇變成了直升機的旋翼。除此之外，渦輪軸發動機也有自己的特點：它一般裝有自由渦輪(即不帶動壓氣機，專為輸出功率用的渦輪)，而且主要用在直升機和垂直／短距起落飛機上。 在構造上，渦輪軸發動機也有進氣道、壓氣機、燃燒室和尾噴管等燃氣發生器基本構造，但它一般都裝有自由渦輪，如圖所示，前面的是兩級普通渦輪，它帶動壓氣機，維持發動機工作，後面的二級是自由渦輪，燃氣在其中作功，通過傳動軸專門用來帶動直升機的旋翼旋轉，使它升空飛行。此外，從渦輪流出來的燃氣，經過尾噴管噴出，可產生一定的推力，由於噴速不大，這種推力很小，如摺合為功率，大約僅佔總功率的十分之一左右。有時噴速過小，甚至不產生什麼推力。為了合理地安排直升機的結構，渦輪軸發動機的噴口，可以向上，向下或向兩側，不象渦輪噴氣發動機那樣非向後不可。這有利於直升機設計時的總體安排。
渦輪軸發動機 是用於直升機的，它與旋翼配合，構成了直升機的動力裝置。按照渦輪風扇發動機的理論，從理論上講，旋翼的直徑愈大愈好。同樣的核心發動機，產生同樣的循環功率，所配合的旋翼直徑愈大，則在旋翼上所產生的升力愈大。事實上，由於在能量轉換過程中有損失，旋翼也不可能製成無限大，所以，旋翼的直徑是有限制的。——般說，通過旋翼的空氣流量是通過渦輪軸發動機的空氣流量的500-1000倍。 同渦輪軸發動機和直升機常用的另一種動力裝置——活塞發動機采相比，渦輪軸發動機的功率重量比要大得多，在2.5以上。而且就發動機所產生的功率來說，渦輪軸發動機也大得多，目前使用中的渦輪軸發動機所產生的功率，最高可達6000馬力甚至10000馬力，活塞發動則相差很遠。在經濟性上，渦輪軸發動機的耗油率略高於最好的活塞式發動機，但它所用的航空煤油要比前者所用的汽油便宜，這在一定程度上得到了彌補。 當然，渦輪軸發動機也有其不足之處。它製造比較困難，製造成本也較高。特別是由於旋翼的轉速更低，它需要比渦輪螺旋槳發動機更重更大的減速齒輪系統，有時它的重量竟占發動機總重量一半以上。
六、螺槳風扇發動機 螺槳風扇發動機是一種介於渦輪風扇發動機和渦輪螺旋槳發動機之間的一種發動機形式，其目標是將前者的高速性能和後者的經濟性結合起來，目前正處於研究和實驗階段。 螺槳風扇發動機的結構見圖，它由燃氣發生器和一副螺槳-風扇（因為實在無法給這個又象螺旋槳又象風扇的東東起個名字，只好叫它螺槳-風扇）組成。螺槳-風扇由渦輪驅動，無涵道外殼，裝有減速器，從這些來看它有一點象螺旋槳；但是它的直徑比普通螺旋槳小，葉片數目也多（一般有6～8葉），葉片又薄又寬，而且前緣後掠，這些又有些類似於風扇葉片。
據渦輪風扇發動機的原理， 在飛行速度不變的情況下，涵道比越高，推進效率就越高，因此現代新型不加力渦輪風扇發動機的涵道比越來越大，已經接近了結構所能承受的極限；而去掉了涵道的渦輪螺旋槳發動機儘管效率較高，但由於螺旋槳的速度限制無法應用於M0.8~M0.95的現代高亞音速大型寬體客機，螺槳風扇發動機的概念則應運而生。 由於無涵道外殼，螺槳風扇發動機的涵道比可以很大，以正在研究中的一種發動機為例，在飛行速度為M0.8時，帶動的空氣量約為內涵空氣流量的100倍，相當於涵道比為100，這是渦輪風扇發動機所望塵莫及的，將其應用于飛機上，可將高空巡航耗油率較目前高涵道比輪風扇發動機降低15%左右。
同渦輪螺旋槳發動機相比， 螺槳風扇發動機的可用速度又高很多，這是由它們葉片形狀不同所決定的。普通螺旋槳葉片的葉型厚度大以保證強度，彎度大以保證升力係數，從剖面來看，這種葉型實際上就是典型的低速飛機的機翼剖面形狀，它在低速情況下效率很高，但一旦接近音速，效率就急劇下降，因此裝有渦輪螺旋槳發動機的飛機速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺槳-風扇的既寬且薄、前緣尖銳並帶有後掠的葉型則類似於超音速機翼的剖面形狀，這種葉型的跨音速性能就要好的多，在飛行速度為M0.8時仍有良好的推進效率，是目前新型發動機中最有希望的一種。 當然，螺槳風扇發動機也有其缺點，由於轉速較高，產生的振動和噪音也較大，這對舒適性有嚴格要求的客機來講是一個難題。另外，暴露在空氣中的螺槳-風扇的氣動設計也是目前研究的難點所在。
最後再來講一下噴氣發動機的推重比 噴氣發動機的推力和發動機的凈重之比，稱為發動機的推重比。 推重比是一個綜合性的性能指標，它不僅體現噴氣發動機在氣動熱力循環方面的水平，也體現了結構方面的設計水平。目前，高性能的加力式渦輪風扇發動機的推重比可達8～10。
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