喷气发动机如何工作：客机的推力从哪里来

模型展示什么

客机的涡轮风扇发动机，大部分推力来自大风扇推动绕过高温核心机的空气。核心机燃烧燃料并驱动涡轮，涡轮通过轴带动风扇。其他类型的喷气发动机在排气、风扇和螺旋桨之间分配功率的方式有所不同。

站在起飞的客机后面，你会觉得发动机似乎在喷火。迎面扑来的大部分却是冷空气。在现代客机发动机里，每十一千克空气中只有约一千克经过火焰，前方的大风扇把其余空气绕过高温核心机直接向后推。战斗机发动机几乎相反，直升机发动机几乎不产生喷流，而冲压发动机没有运动部件。这个展项把七种发动机放在同一个展台上，让你看清它们如何分担同一项工作。

每个模型都沿轴线切成两半。朝向你的那一半已移除，红色表面就是切面。首先看到的是一台双轴高涵道比涡轮风扇发动机，其布局遵循 GE Aerospace 公布的 GE9X 级数：一级风扇、三级增压级、十一级高压压气机、两级高压涡轮和六级低压涡轮。「发动机类型」滑块或「控制」中的列表，可将它换成涡轮喷气发动机、带加力燃烧室的低涵道比战斗机发动机、齿轮传动涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机，以及在马赫数超过 5 时变成超燃冲压发动机的冲压发动机。

尺寸、空气流量和温度是选取的模型值，代表各类型的典型情况。它们并非任何制造商的性能数据。展项引用真实发动机时，数值来自型号合格证数据单，即航空主管部门批准发动机时签发的文件，或制造商自己的网页，旁边标明了来源。

圆点代表空气。蓝色圆点表示冷空气，随着空气被压缩和加热燃烧，它们变成紫色、橙色和红色。小型读数栏显示推力（或轴功率）、燃料消耗量、单位推力耗油率和轴转速。「更多」会展开空气流量、喷流速度、外界空气，以及核心机内逐排的压力和温度图。控制区下方有实验区：七种发动机、启动过程、六项尝试任务、带实时数值的推力方程、两张图、并列比较，以及包含 45 项真实发动机、里程碑和认证试验的列表。

为什么大部分空气绕过核心机

任何推动飞机前进的发动机，都是通过将空气向后抛出实现的。这个力取决于每秒抛出多少空气，以及空气离开时比进入时快多少。得到相同的力有两种方式：让少量空气变得很快，或让大量空气只加快一点。

第二种方式浪费的能量少得多。喷流中留下的动能随速度的平方增加，而推力只随速度成正比增加。对于相同的推动力，缓慢而宽阔的喷流留在空气中的能量更少。

涡轮风扇发动机通过分流空气来实现这一点。内部的核心机是一台完整的燃气轮机，包含压气机、燃烧室和涡轮。它燃烧燃料并产生功率。这些功率大部分不用于产生高速喷流。另一组涡轮从高温燃气中提取功率，用来转动风扇，以较温和的方式推动质量大得多的空气。NASA 格伦研究中心将涵道比定义为绕过核心机的空气流量与流经核心机的空气流量之比。模型核心机每秒吸入 120 kg 空气，涵道比为 10 时，风扇每秒让 1,200 kg 空气绕过核心机。

逐排变化的压力和温度

核心机采用布雷顿循环，与所有燃气轮机相同。空气先被压缩，再在近似恒压下加热，随后膨胀。「更多」下的图表跟踪空气经过每一排叶片的变化。

1. 压缩。 风扇后面的三级增压级将核心机压力提高到 1.9 倍。接着十一级高压级再将压力乘以 22，每级约提高到 1.32 倍。模型的总压比为 41.8，因此以 1 bar 进入的空气，离开压气机时达到 42 bar。压缩同时使空气升温：尚未加入燃料，出口就已达到 927 K（约 650 °C）。
2. 燃烧。 燃油喷嘴将煤油喷入环形燃烧室。燃气升温至 1,700 K，而压力仅下降约 5%。在图中，这就是温度线跃升、压力线几乎水平的狭窄区域。
3. 膨胀。 随后高温燃气流经涡轮并膨胀。每排涡轮从燃气中提取一部分功，压力和温度逐排下降。末端剩余的压力将燃气推出尾喷管。

移动油门，整张图都会变化。全油门时，压气机达到 42 bar，涡轮前温度达到 1,700 K。半油门时，两处峰值均降低，读数显示空气流量约为一半，燃料为 1.30 kg/s，推力为 155 kN。

「压比」和「涡轮前温度」滑块改变的是决定核心机性能的两个数值。压比为 41.8 的理想布雷顿循环，可将燃料热量的 65.6% 转化为喷流能量（η = 1 − 1/r^0.286）。计入模型压气机和涡轮的损失后，地面全油门时这一数值为 39.6%。提高涡轮温度，可以让相同核心机从每千克空气中产生更多功率，这也是发动机成本有很大一部分花在涡轮叶片上的原因。

两根轴，两种转速

风扇在较低转速下工作最好。叶尖离轴线很远，如果运动过快，叶片上的激波就会浪费能量并产生噪声。核心机的小型压气机叶片恰好相反，需要高转速。一根轴无法兼顾两者。

因此涡轮风扇发动机有两根套在一起的轴。低压轴从后方的六级低压涡轮一直伸向前方，连接风扇和增压级。在它外面，空心高压轴将两级高压涡轮与高压压气机连接起来。NASA 的涡轮风扇发动机页面也这样描述：风扇轴穿过核心机轴，这种结构称为双转子发动机。

模型的低压轴最高转速为 2,500 rpm，高压轴最高为 11,000 rpm。GE Aerospace 为 GE9X 列出的数值是 2,510 rpm 和 11,119 rpm。屏幕上两者都转得很慢，但保留了转速比例。

即使在 2,500 rpm 下，风扇叶尖也很快。风扇半径为 1.61 m 时，叶尖速度为 2π × 1.61 × 2,500 / 60 = 422 m/s，约为海平面声速的 1.24 倍。同样计算，直径 134 英寸的风扇在 2,510 rpm 时得到 447 m/s。

推力方程的计算

对于一股气流，推力为

F = ṁ (v_e − v_0)

其中 ṁ 为每秒空气质量，v_e 为离开尾喷管的喷流速度，v_0 为进入时的空气速度（飞行速度）。对于没有使燃气完全膨胀的尾喷管，NASA 的推力页面还加入一项压力项。模型的尾喷管使燃气完全膨胀，因此这一项为零。

涡轮风扇发动机有两股气流，所以实验区将两项相加。内涵道气流还携带燃料，因此要乘以 (1 + f)，其中 f 为油气比。在发动机静止、全油门、涵道比为 10 时：

• 内涵道：120 kg/s × (1.025 × 331 m/s − 0) = 40.7 kN
• 外涵道：1,200 kg/s × (272 m/s − 0) = 326.6 kN
• 总计：367.3 kN

内涵道喷流的速度更快，但外涵道气流携带的空气为其十倍，提供 89% 的推力。燃料流量为 3.01 kg/s，相当于全功率时每小时约 10.8 吨。燃料流量除以推力，就是单位推力耗油率 TSFC，这是工程师用来比较发动机的数值：3.01 kg/s ÷ 367.3 kN = 每千牛每秒消耗 8.2 g 燃料。

作为比较，Boeing 787 上的 Rolls-Royce Trent 1000-C 获准的起飞推力为 331.4 kN，GE90-115B 为 513.95 kN。实验区第一项任务让你用油门将模型调到 Trent 的数值。

涵道比、推力与燃料

涵道比滑块使核心机保持完全不变（相同空气流量、相同压力、相同燃料），只改变风扇处理的空气量。对于每种设置，模型都会选择产生最大推力的风扇压比。随着涵道比升高，风扇和短舱也变大，因为更多空气需要更大的风扇迎风面。

把相同核心机做成普通涡轮喷气发动机，在相同燃料消耗下可产生 122 kN，只有涡轮风扇发动机推力的三分之一。实验区第二张图画出整条曲线，并标出当前设置。

飞行时情况会改变，飞行速度滑块展示了这种变化。发动机必须先把进入的空气加速到自身速度，才能产生推动力，因此每千克空气都要扣除相当于 v_0 的推力。在海平面马赫数为 0.8（272 m/s）时，涡轮风扇发动机产生 200.9 kN，而采用同一核心机的涡轮喷气发动机为 126.3 kN。涡轮风扇发动机每产生一牛顿所需的燃料仍少得多：19.0 对 30.5 g/kN·s。原因是推进效率，其近似值为 2 / (1 + v_e / v_0)。喷流只比飞机稍快时，浪费的能量较少，模型给出的涡轮风扇发动机效率为 83.5%，而涡轮喷气发动机为 43.6%。

为什么不采用 30 的涵道比？随着曲线变平，每次增加带来的收益都在减少。风扇变重，短舱变大、阻力增加，发动机还必须装得进机翼下方。模型没有计入重量和阻力，因此曲线不断上升。当今大型发动机公布的涵道比大约在 10 到 12 之间：GE 给出的 GE9X 约为 10:1，Pratt & Whitney 的齿轮传动风扇最高为 12:1。

为什么推力随高度下降

客机在 10 到 12 km 高度巡航，那里的空气稀薄。模型采用国际标准大气：在 11 km 以下，每升高一千米，温度下降 6.5 K；随后直至 20 km，温度保持在 216.65 K（−56.5 °C）。在 11 km 高度，压力为 22.6 kPa，密度为 0.364 kg/m³，是海平面数值的 29.7%。

发动机每秒输送的空气体积取决于尺寸和转速，因此处理的空气质量大致随密度下降。模型遵循发动机设计人员使用的规律：在相同轴转速下，流量按入口压力除以入口温度平方根的比例变化。以马赫数 0.8 从海平面爬升至 11 km，空气流量从 1,895 kg/s 降至 488 kg/s。推力从 200.9 kN 降至 79.5 kN，降到海平面数值的 39.6%。

这比密度比例略好，因为冷空气更容易压缩：同样的压气机使涡轮内达到更高的温度比，热效率从 40% 升至 46.5%。单位推力耗油率也得到改善，从 19.0 降至 15.9 g/kN·s。这就是客机在重量允许的范围内尽量爬高的原因。实验区高度图将推力和空气密度并列绘出，第四项任务让你解释推力下降的原因。

七种喷气发动机

除了最后一种，其余都是燃气轮机，七种发动机都遵循同一思路：压缩空气、加热空气，再让空气以比进入时更快的速度排出。它们的区别在于，核心机驱动自身压气机之后，如何利用剩余能量。

涡轮喷气发动机

最早的喷气发动机让全部空气经过火焰。Frank Whittle 的台架发动机于 1937 年 4 月 12 日首次运转。史密森尼学会收藏的 W.1X 用于 Gloster E.28/39 的滑行试验，采用单级双面进气离心压气机、十个回流式燃烧室和一级轴流涡轮，发动机重 254 kg，在 17,750 rpm 时产生 5,516 N 推力。Hans von Ohain 的发动机率先飞行，于 1939 年 8 月 27 日搭载 Heinkel He 178 升空。两人都采用离心压气机，用类似吸尘器的叶轮将空气向外甩出。

模型绘出了这种布局：一个叶轮、沿圆环排列的十个直筒式燃烧室、一级涡轮和一根喷管。默认压比为 4，涡轮前温度为 1,050 K，接近当时材料可承受的水平。静止时，它每秒吸入 22 kg 空气，产生 12.7 kN，每千牛每秒消耗 31.5 g 燃料，接近高涵道比涡轮风扇发动机的四倍。提高压比和涡轮温度，相同布局就成为超声速发动机：为 SR-71 提供动力的 Pratt & Whitney J58 是一款带加力的涡轮喷气发动机，采用八级轴流压气机和两级涡轮，史密森尼学会列出的额定推力为 133.44 kN。

带加力燃烧室的低涵道比涡轮风扇发动机

战斗机飞得快，需要细长且能产生高速喷流的发动机。模型的战斗机发动机有三级风扇、少量外涵道空气（每千克流经核心机的空气对应 0.4 kg 绕行空气）、九级压气机、一级高压和两级低压涡轮，以及长喷管。外涵道空气在涡轮后方的混合器中与内涵道气流汇合。

加力燃烧室位于喷管内：燃油喷射环和 V 形火焰稳定器，使火焰能在高速燃气中持续燃烧。开启「加力燃烧室」，模型便在涡轮后方以约 2,050 K 再次燃烧燃料。在海平面，推力从 90.5 kN 增至 112.9 kN，燃料从 2.27 kg/s 增至 5.21 kg/s，用 2.3 倍燃料换取约四分之一的额外推力。在 11 km、马赫数 1.6 时，增益更大，以 2.5 倍燃料获得 1.7 倍推力。在涡轮后方低压处燃烧，每千克燃料所做的功较少，因此飞行员在起飞、爬升和作战时使用加力，尾喷管必须张得更大，以排出更热、体积更大的燃气。Concorde 的 Olympus 593 是唯一投入民航运营的加力式涡轮喷气发动机；飞行博物馆指出，它在起飞时点燃加力。

高涵道比涡轮风扇发动机

这就是上文介绍的发动机，也是大多数客机使用的类型。它的涵道比滑块范围为 4 到 12，飞行速度最高为马赫数 0.9，高度最高为 15 km。

齿轮传动涡轮风扇发动机

风扇需要慢转，低压涡轮需要快转。在直接驱动的涡轮风扇发动机中，两者共用一根轴，因此涡轮需要很多级才能在低速下完成工作。Pratt & Whitney 的 GTF 在它们之间加入齿轮箱。该公司公布的齿轮比为 3:1，风扇直径最大 81 英寸，涵道比最高 12:1，风扇转速降低 40%，并采用三级低压压气机、八级高压压气机、两级高压涡轮和三级低压涡轮。

模型在高速轴上绘出太阳轮、行星架内的五个行星轮，以及驱动风扇的齿圈。在屏幕上，增压级和低压涡轮的转速约为风扇的三倍。该模型的核心机较小（25 kg/s），风扇相对较大；在海平面静止时，它以 0.67 kg/s 燃料产生 86.2 kN，耗油率为 7.8 g/kN·s。量产齿轮传动风扇发动机 PW1133G-JM 获准的推力为 147.28 kN。

涡轮螺旋桨发动机

把风扇从涵道中取出，做得更大、转得更慢，就成了螺旋桨。涡轮螺旋桨发动机的核心机驱动一台装在独立轴上的自由动力涡轮，这根轴穿过发动机中部向前延伸至减速齿轮箱，因为螺旋桨的转速必须远低于小型涡轮。PT6A-100 系列的型号合格证列出的正是这条传动链：两级减速齿轮箱、单级动力涡轮、单级压气机涡轮，以及四级压气机，其中三级轴流、一级离心。

模型有两个离心压气机、一个燃烧室、两级燃气发生器涡轮、两级动力涡轮，以及直径 3.93 m 的六叶螺旋桨。静止时，它向螺旋桨输出 2,709 kW。螺旋桨按功率而非推力定级，因此读数同时显示两者：螺旋桨产生 42.8 kN（依据动量理论，品质因数为 0.6），排气产生 1.9 kN。单位功率耗油率为 255 g/kWh。ATR 72 上的 PW127M 获准的最大起飞功率为 2,051 kW。涡轮螺旋桨发动机最适合约 600 km/h 以下的速度；超过这一速度，螺旋桨叶尖就会接近声速。

涡轮轴发动机

涡轮轴发动机就像没有螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机：动力涡轮几乎将全部能量送入输出轴，剩余喷流几乎只是一阵微风。模型遵循 GE CT7 型号合格证给出的布局：五级轴流和一级离心压气机、环形燃烧室、两级燃气发生器涡轮，以及轴穿过发动机向前延伸的自由两级动力涡轮；进气道还带有旋流叶片，将沙粒向外甩出，避免其进入压气机。它在海平面输出 1,740 kW，剩余喷流仅产生 0.6 kN。

型号合格证的真实数值如下：H125 直升机的 Safran Arriel 2D 起飞功率为 598 kW，S-92 的 GE CT7-8A 为 1,879 kW（2,520 shp），输出轴转速为 21,945 rpm。直升机的主减速器将其降至每分钟数百转的旋翼转速。

冲压发动机与超燃冲压发动机

马赫数超过约 3 时，进入发动机的空气已因自身速度而受到充分压缩。冲压发动机完全省去了压气机和涡轮。进气道内的锥体产生激波，将空气减速至亚声速并提高压力；随后喷入燃料，火焰稳定器维持燃烧，尾喷管将高温燃气加速排出。NASA 给出的冲压发动机工作范围约为马赫数 3 到 6。

冲压发动机静止时不产生推力，模型也展示了这一点：低于马赫数 0.3 时它无法运转，启动按钮说明，必须先由火箭或另一台发动机推动它。在马赫数 3、18 km 高度，模型进气道保留 81% 的总压，喷流以 1,636 m/s 离开，比冲为 1,695 s，远高于火箭的几百秒，因为氧气来自空气。

超过马赫数 5 后，将空气减速到亚声速会使它热到燃料几乎无法再增加能量。超燃冲压发动机（超声速燃烧冲压发动机）让空气始终保持超声速，并在千分之几秒内在其中燃烧氢气。在马赫数 7 时，模型来流在燃料燃烧前的滞止温度就已达到 2,426 K。NASA 的 X-43A 以氢气为燃料，于 2004 年 3 月 27 日达到马赫数 6.8，于 2004 年 11 月 16 日达到马赫数 9.6，由 B-52 投放并由 Pegasus 火箭助推。NASA 指出，没有任何吸气式发动机飞行试验超过这一速度。

最热叶片的内部

按下「叶片特写」，展台会单独展示一片高压涡轮叶片。它置身于比自身金属熔点还热的燃气中，靠三种办法存活。

1. 单晶。 普通铸件由许多晶粒组成，晶粒之间的晶界是裂纹开始和氧化侵入的薄弱处。NASA 的一份报告解释，开发单晶镍基高温合金是为了去掉这些晶界，这也使合金不再需要会降低熔点的晶界强化元素。NASA 早期一份回顾刘易斯研究中心工作的报告指出，与常规铸造叶片相比，工作温度可提高约 75 °C。
2. 内部冷却。 叶片是空心的。从压气机引出的空气仍比外部燃气低几百度，它流经曲折通道，从表面成排的小孔排出，铺成一层薄膜，将高温燃气与金属隔开。模型展示了四排小孔和三条内部通道。
3. 陶瓷涂层。 一层用氧化钇稳定的薄氧化锆覆盖在金属粘结层上。NASA 关于热障涂层历史的资料指出，这套氧化锆与氧化钇体系源于 NASA 自身的研究，并指出到 1989 年，此类涂层已用于民航运营的涡轮叶片。叶片旁的分层板展示三层结构，厚度经过夸大。

叶根加工成枞树形，使叶片在全速下达到许多吨的拉力分散到轮盘的多个齿上。PW1100G-JM 型号合格证说明了温度限制：起飞时，指示涡轮温度上限为 1,083 °C，最多允许持续 5 分钟；连续运行时的上限为 1,043 °C。这个温度在前几级涡轮之后测得；第一排叶片处的燃气要热得多。

反推

着陆接地后，客机使用刹车、扰流板，并在高速时使用反推。高涵道比发动机的反推装置作用于风扇气流。短舱后部向后滑动，露出一圈叶栅；阻流门折入外涵道，将风扇空气经叶栅转向外侧和前方。开启「反推」，可看到滑套移动，风扇空气圆点掉头。内涵道喷流仍指向后方，因此净反向力只占正向推力的一部分：在 70% 油门时，模型给出 76.9 kN 反向力。

Trent XWB 型号合格证规定，低于 60 节时不应使用最大反推，应选择慢车反推，低于 40 节时应完全收起反推。低速时，反向空气可能连同跑道碎屑被进气道重新吸入。实验区着陆任务使用这条规则：一架 200 吨客机以 140 节在湿跑道接地（制动减速度为 0.15 g），仅靠刹车需要 1,765 m。两台发动机以 70% 油门反推至 60 节时，模型在 1,091 m 内停下。

涡轮喷气发动机模型使用较早的靶式反推装置：两个斗形部件在尾喷管后方闭合，将整股喷流转向。涡轮螺旋桨发动机则使桨叶转过平桨距位置，向前推动空气。

发动机启动

喷气发动机无法自行启动，因为压气机必须先转起来，才能为驱动它的燃烧提供空气。FAA 的动力装置手册介绍了客机的常见配置：附件齿轮箱上安装空气涡轮启动机，由机尾辅助动力装置（APU）、地面供气车或已在运行的发动机提供压缩空气驱动。

在实验区按下「启动」，模型会经历五个步骤。引气到达；启动机带动高压转子；N2 约为 20% 时供油开启、点火器打火；火焰点燃，排气温度跃升（着火）；启动机脱开，发动机自行加速到约 60% N2 的慢车状态。这些百分比是模型值，接近飞行员在许多发动机上看到的数值。此时机组会密切监视排气温度，因为启动时气流不足可能导致涡轮过热。

鸟、冰、冰雹与脱落叶片

一种发动机要获准搭载乘客飞行，必须通过美国联邦航空法规第 33 部分规定的试验；EASA 的 CS-E 设有相应要求。

• 鸟（14 CFR 33.76）。 发动机以最大起飞功率运行，以 200 节速度吸入一只大鸟，瞄准第一级叶片上最关键的位置。鸟的重量取决于进气道喉部面积：小于 1.35 m² 时为 1.85 kg，不超过 3.90 m² 时为 2.75 kg，更大时为 3.65 kg。随后 15 秒内不得移动功率手柄。其他试验采用成群的中小型鸟。模型风扇直径为 3.2 m，迎风面积为 8.2 m²，因此属于 3.65 kg 一档，鸟击任务让你算出这一点。
• 冰（14 CFR 33.77）。 投入发动机的冰不得造成持续推力损失或使发动机停车。
• 雨和冰雹（14 CFR 33.78）。 在不超过 4,500 m 高度的最高空速下，射入 25 mm 和 50 mm 的冰雹，每 150 平方英寸进气面积各一颗，其中一半瞄准进气道最关键的部位。
• 叶片脱落（14 CFR 33.94）。 在最高允许转速下，让一片风扇叶片从根部脱落，另一次试验则让一片涡轮叶片脱落。机匣必须包容碎片至少 15 秒，在此期间不得起火，发动机安装支架也不得失效。

GE Aerospace 表示，GE9X 经历了超过 31,000 个试验循环，其中包括超过 9,000 个耐久循环和 2,300 个吸尘循环，并展示了在俄亥俄州皮布尔斯试验场进行的结冰试验。

比较列表中的发动机

实验区列表有 45 项。以下发动机的认证数值来自 EASA 型号合格证数据单：

点击其中任一项的「显示」，会将模型设为该发动机类型，并缩放空气流量，使模型海平面推力（或轴功率）与认证额定值一致。随后，油门、高度和速度滑块展示模型对其余飞行条件的预测。重量按各数据单原文列出，因此包含的设备并不完全相同。

模型与真实发动机的差别

• 循环采用一维教科书计算，部件效率固定，燃气性质恒定。真实发动机使用详细的性能程序设计。
• 油门规律（收油门时压力、空气流量和温度如何降低）是简化模型。最低油门设置仍远高于真实的地面慢车。
• 真实发动机的涡轮叶片用压气机引出的空气冷却，还有部分空气被引去供客舱使用。循环计算忽略了这两者。
• 未计入风扇重量、短舱阻力和发动机安装在机翼上的损失，因此模型的涵道比曲线持续上升。
• 螺旋桨和旋翼采用动量理论，可以大致估算静推力和升力，但不能给出真实设计曲线。
• 冲压发动机进气道损失遵循标准曲线，超燃冲压发动机燃烧室则简化为一个数值；真实高超声速进气道针对某一速度设计。
• 各发动机在展台上绘制的尺寸大致相同。现实中，涡轮轴发动机比客机风扇小得多。
• 内涵道空气圆点画得比外涵道更密，以使内涵道气流保持可见。

从最早的涡轮喷气发动机到比机身还宽的风扇

Whittle 于 1932 年获得喷气发动机专利，他于 1936 年 3 月 4 日首次申请的英国专利 GB 471,368 已描述了涵道发动机的原理。他的 Whittle Unit 于 1937 年 4 月 12 日首次运转。在德国，von Ohain 的发动机于 1939 年 8 月 27 日搭载 Heinkel He 178 飞行。采用 Whittle W.1 的 Gloster E.28/39 于 1941 年 5 月 15 日首次正式飞行，同年 10 月，W.1X 和 W.2B 的图纸送到了 General Electric。GE 的版本 I-A 于 1942 年 10 月 2 日驱动首架美国喷气飞机 Bell XP-59A 飞行。

首款量产涡轮风扇发动机 Rolls-Royce Conway 的涵道比仅为 0.3。飞跃发生在 1960 年代末，General Electric 为 Lockheed C-5 Galaxy 制造了首款高涵道比涡轮风扇发动机 TF39，涵道比为 8。Pratt & Whitney 的 JT9D 于 1966 年首次运转，为 Boeing 747 于 1969 年 2 月 9 日的首次飞行提供动力，也是首款投入民航运营的超大型高涵道比发动机。GE 的民用竞争型号 CF6 随后于 1971 年装上 DC-10。

在高速领域，每架 SR-71 由两台加力式 J58 驱动，Concorde 的四台 Olympus 593 每台推力 38,050 lb，以 1,354 mph 的巡航速度运送乘客，直至英国航空于 2003 年 10 月 24 日完成最后一次飞行。

此后，风扇不断增大。GE 表示，GE90 是首款采用复合材料风扇叶片的发动机。GE9X 于 2020 年 9 月获得 FAA 认证，拥有 16 片复合材料叶片、约 10 的涵道比和 60 的总压比，单位推力耗油率比 GE90-115B 低 10%。Pratt & Whitney 的齿轮传动涡轮风扇发动机于 2016 年投入使用；负责制造其部分部件的 MTU 列出了供 Airbus A320neo 系列使用的 PW1100G-JM。而在 2004 年，NASA 的 X-43A 证明超燃冲压发动机能以马赫数 9.6 飞行。