1樓：匿名使用者
航空發動機的涵道比（bypass ratio），是渦扇發動機外進氣道與內進氣道空氣流量的比值。內進氣道的空氣將流入燃燒室與燃料混合，燃燒做功，外進氣道的空氣不進入燃燒室，而是與內進氣道流出的燃氣相混合後排出。外進氣道的空氣只通過風扇，流速較慢，且是低溫，內進氣道排出的是高溫燃氣，兩種氣體混合後降低了噴嘴平均流速與溫度，較低的流速帶來了較高的推進效率和較低的雜訊，而根據熱機原理，較低的溫度能帶來較高的熱力學效率。
兩種因素共同作用，使渦扇發動機在相同油耗的情況下能獲得比渦噴發動機更大的推力。
涵道比高的發動機，大部分動力來自由風扇加速的外進氣道空氣。這種發動機往往外進氣道較短，內進氣道的尾氣不與外進氣道混合，而由噴嘴單獨排出。大涵道比發動機在次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。
涵道比低的發動機，大部分動力來自驅動核心機的內進氣道尾氣這種發動機通常採用混合噴嘴，即內進氣道尾氣在於外進氣道氣流混合後再行排出。混合噴嘴可以變形以調整推力的大小甚至方向，而高溫的尾氣經外進氣道氣流降溫後，也有利於降低發動機的紅外特徵。某些小涵道比發動機還配有後燃器，可以以高油耗為代價，獲得更大的推力。
小涵道比發動機可以用於超音速飛行，通常用於戰鬥機。
2樓：摯愛魚子醬攬姮
內涵道的空氣將流入燃燒室與燃料混合，燃燒做功，外涵道的空氣不進入燃燒室，而是與內涵道流出的燃氣相混合後排出。外涵道的空氣只通過低壓壓氣機，流速較慢，且是低溫，內涵道排出的是高溫燃氣，兩種氣體混合後降低了流速與溫度，能夠降低雜訊，增加推力。
涵道比是越高越好，越高的話，發動機耗油率越低、雜訊越小，推力越大。
飛機發動機的推重比是什麼?
涵道比大的航空發動機耗油率低，那麼在相同的耗油率的情況下涵道比大的航空發動機是不是推力大？
3樓：匿名使用者
是的。簡單的說（下面的解釋不很對，但可以幫助理解噴氣速度降低的情況）
能量q=0.5×m×（v1×v1-v0×v0）=0.5×m×（v1-v0）×（v1+v0）
推力f=m/t×（v1-v0）動量=衝量的改變量，能理解吧？
f=m/t×（v1-v0）=2q/【t×（v1+v0）】
由於q不變，t不管（用於計算加速度的單位），當函道比增大，即氣流量增大，m增大，這樣流量增加後，氣流對應的噴出速度v1減小，（v1+vo）就減小了（看第乙個式子）
這樣f就增大了。
可以看出，對於渦扇發動機而言，每kg氣體的推力實際是變小了，然而氣流量的增大的效果大於單位氣流推力減小的效果，所以總的來說發動機的推力增加了。這樣大函道比的發動機就能達到大推力和省油的效果。而若要盡可能地提高每kg空氣的推力，那就要高引數的渦噴發動機l。
又考慮到迎面阻力對高速飛行帶來的不利影響，大函道的發動機的前向投影面積大，所以軍用飛機，特別是戰鬥機都採用小函道比。而高空高速截擊機最好是渦噴發動機，就是這個原因。
為了在油耗和高空高速之間達到平衡，軍用戰鬥機多採用小函道。而新的變迴圈發動機ace，就是通過內外函道間的調門，使發動機在低空是渦扇而高空高速時變成渦噴。
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