现代飞机动力系统涡轮发动机工作原理与未来展望.docx
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现代飞机动力系统涡轮发动机工作原理与未来展望
涡扇，英文Turbofan，是指有管道的高速风扇，由燃气涡轮驱动。
和所有燃气涡轮机一样，动力都是来自由空气压气机压缩，再与油料一起燃烧后的高能气体，用涡轮把高温高压的气体中部份的动能化为机械能，再用这机械能驱动前端的压气机继续吸入空气,燃气涡轮机的操作过程基本就是这样循环着。
同时涡轮也驱动着高速风扇带来更多的推动力。
现代涡扇，通常风扇都在发动机的最前端。
民航机或任何亚音速的飞机通常只有一级风扇。
风扇后接着是低压气机，然后是高压气机。
无论是高压还是低压，压气机的级数因个别设计而异。
低压从小型涡轮的一级到大型民航机的九级不等。
高压从小型的一级离心式到大型的17级不等的轴向式。
新式的涡扇多是三轴的，一轴从另一轴间穿过。
由不同级的涡轮以不同的速度驱动。
现代涡扇发动机的压比大的可达40以上（GE90系列，Trent900，1000）。
压比越大效率越高越省油。
也有涡扇把风扇安装在后面。
比如GE的CF700，虽然简化了发动机的构造，但是结果令人失望。
第一，涡扇基本是一级低压缩比的压气机。
早期的涡扇静压比在1.2左右，现代的大涵道涡扇可到1.8左右。
涡扇后面要有足够长度的扩散器，让空气有效的把静压转换为动能。
而后置式涡扇如果要做到这一点必须增加不必要的长度，影响飞机的升力。
其次是后置式涡扇因为前端压气机造成的付面層而让涡扇入口处的空气状态不理想，需要加大风扇的口径才能达到所要求的推动力。
而大口径的风扇如果不增加推动力，飞行的阻力依旧的增加。
所以推力/阻力比不好。
最后，前置式风扇的好处在于增加空气进入压气机前的压力，并且把速度减低，让进入压气机前空气先被处理过，缩小压气机的正面口径从而不增加发动机总体积的情况下增加涵道比。
因为涡扇、低压机和高压机由不同的轴及涡轮以不同的速度驱动，总体操作范围可以受到控制，增加安全性。
现代民航用涡扇的涵道比可达8左右，而战斗机涡扇却只有在0.3-0.7之间。
战斗机因为要兼顾亚音速的机动性和超音速的稳定性而不能有大涵道的经济。
战斗机的涡扇通常要三级左右，更象压气机。
双轴的战斗发动机则以几级的压气机同时兼顾低压和涡扇的功能。
涵道比越大，涡扇在高亚音速的推动越有效，飞行就越省油。
但一旦飞机超越音速，大涵道涡扇的效率就很快下降，涵道比越大高速阻力就越快超过推动力。
前不久有网友提到涡桨，跟涡扇混乱了。
涡桨和涡扇不同的是那个管道，螺旋桨用涡轮燃气机驱动的就叫涡桨。
还有就是速度，涡桨的旋转速度限制于桨叶尖的速度。
在常用的螺旋桨尺寸中，通常旋转速度不会超过2000转/分钟。
因为大于这个转速叶尖的速度会超过音速而造成效率下降，最终失速。
所以涡桨发动机通常会有一个变速箱来调整螺旋桨的速度。
涡桨在低亚音速时最有效（大概时速400英里以下）。
当空速提高到某一程度时需要的桨叶两面的压力差距会很大，区区几片桨叶无法把压力的差距顶住，所以需要很多片桨叶。
同时需要一个管筒封住叶尖以免空气因压力差距而向前流。
以下为航空涡轮发动机介绍。
小型涡扇WilliamsInternationalFJ44
最大直径21英寸
涵道比忘了，应该在2-3左右
推力在3500磅左右
FJ44的“内脏”
最前端那个是风扇，后面跟着是低压机，高压机，然后是高压涡轮，最后两级是低压涡轮。
高压涡轮靠一条空心轴连接高压缩机上，低压涡轮靠另一条轴穿过第一条空心轴连接低压缩机。
两条轴的速度不一样，主要目的是使各轴的速度与高低压压气机的气流速度相匹配。
这高压机是离心式的，用在较小的发动机上。
现在很多发动机生产商都在发展双轴对转的发动机，目的是要减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。
战机利用这种设计可以增加机头的指向能力。
这就是CF700。
风扇在后头。
与最后的一级涡轮安在同一条轴上
下图示很奇怪的涡桨UDF。
两节螺旋桨安在燃气涡轮机后面由个别涡轮驱动。
螺旋桨的转动方向不一样
把航空界吓呆的Trent1000，大涵道涡扇，涵道比8左右。
看看它的风扇比涡轮“心”大多少!
!
再看看普惠早期JT8D小涵道涡扇
涡桨是燃气涡轮驱动的螺旋桨机，我看过最多只有八片桨叶。
涡扇却可以有几十片桨叶。
涡扇都有一个大鼓圈着，经过桨叶后的压力比涡桨高。
在那个鼓里的涵道通常横切面积往后扩张，以便把静压化为动压来推动飞行器。
TPE331涡桨。
前面乱七八糟的是变速箱。
两级离心式压气机，三级轴向式涡轮。
离心式压气机的好处是单级压比高，体积小。
可是能承受的流量小。
小发动机比较多都用离心式的，即足够供应空气流量，又能把发动机体积减至最小。
涡桨TP400，给A400M运输机用的，一样有变速箱，但和TPE331不一样的地方是压气机。
TP400有五级低压，六级高压，全都是轴向式。
轴向式压气机的好处是大流量，但是单级压比低，所以需要多级合在一起来达到所需的压力。
大发动机因为需要大流量，所以压气机都是轴向式的。
所谓的涡轴发动机，直升机用的。
其实在前面安个螺旋桨就是一部涡桨
好，现在来看看战机用发动机。
普惠F100，大名鼎鼎的F15,F16用的。
三级风扇同时兼顾低压机，小涵道比设计，估计涵道压缩比5-9左右。
涵道空气进入后面的后燃室（开加力燃烧用的）。
九级高压机，三级涡轮。
涡轮后面那一圈一圈的是后燃油料喷口。
虽然推力大，但是很不经济。
GE的F110，给F16用的。
大同小异，小涵道涡扇。
F35的F136涡扇，前面的涡扇是垂直的
F22的F119涡扇
上面介绍的战机发动机的共同特点就是外涵道小，并加有后燃室（Afterburner）
涡轮喷射机，英文Turbojet也是一种燃气轮机，就是只有压气机，燃烧室和涡轮重要部分组成的发动机，没桨也没扇。
涡喷在亚音速表现非常糟糕，虽然推力大但是很耗油。
参考下图，涡喷（TurboJet）、涡扇（TurboFan）、无管道螺旋桨（FreeProps）和有管道低速风扇（DuctFans）的推动效率（PropulsiveEfficiency）都个别在不同的空速下有一个高峰。
螺旋桨，无论是涡轮驱动或内燃机驱动，在时速400英里之后就不行了。
在在时速400英里之后效率就比涡扇低。
同样的，涡扇在时速500英里之后效率就低于涡喷。
这是很老的图了，因为现代涡扇和涡喷的先进设计，效率的高峰位置比这要大得多。
基本上当飞机速度超过1马赫时风扇的阻力就会开始增加，速度越高风扇横截面积就就必须越小，风扇的级数就需要越大以平衡所需的静压。
当速度增加到2马赫左右时涡扇发动机的外函道就成了累赘（有了外函道发动机直径增大，飞行时横截面积大所以阻力就增大。
小型涡喷J402。
没扇也没桨。
一级低压，一级离心式高压。
巡行导弹用的是这一种
Olympus,很经典的协和机用的发动机就是一部涡喷。
船用的燃气涡轮机就是一部涡轴。
下面LM2500有两节涡轮转动前面的压缩机，后面的六级驱动着螺旋桨。
注意后面驱动轴，可接在变速箱上。
船用的就是重一点。
也可拿来发电用。
RR的PengasusF402和F136就是双轴对转的例子。
前者是AV8海鹞的发动机，后者是F35B的发动机。
两者都是垂直起降飞机。
因为垂直起降飞机最小转弯半径非常小，甚至可以是零。
所以陀螺效应非常明显，在原地转向时会失控而掉下来。
机匣载荷非常大。
甚至有过轴承被压碎的例子。
双轴对转可以抵消陀螺效应
涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机（Turbofan）是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成。
与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向後推。
发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。
涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。
概述
涡轮风扇发动机turbofanengine
涡扇引擎的旁通比（Bypassratio，也称涵道比）是不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。
旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。
早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都
涡轮风扇发动机原理图
较低。
例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有0.3。
现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。
旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气引擎相当，且运转时还宁静得多。
由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。
涡轮风扇发动机由风扇、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排气系统组成。
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,一部分传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。
风扇转子实际上是1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。
这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。
流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。
涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。
内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。
内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。
涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。
在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。
核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质（工作介质）流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。
涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。
50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25％左右，大约为0.06～0.07公斤/牛·时（0.6～0.7公斤/公斤力·时）。
60年代末、70年代初发展了高涵道比（5～8）、高增压比（25～30）和高燃气温度（1600～1750K）的第二代涡轮风扇发动机,耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·时（0.3～0.4公斤/公斤力·时）,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。
高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。
但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。
有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音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。
使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。
编辑本段
分类
涡喷发动机
进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外
发动机转起来之后，压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室
涡轮风扇发动机结构图
，在燃烧室里空气和燃油混合燃烧，向后排出高温高速高压气体，这些气体带动涡轮旋转，涡轮和压气机是用轴连在一起的，因此涡轮旋转了，压气机也跟着旋转，就不断地把空气压缩进去了
涡轮风扇发动机
分开排气涡轮风扇发动机
进气道进气--风扇增压--气流分为两股
内涵气流：
压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外
外涵气流：
外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外
我们常见的民航客机所采用的发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，比如著名的V2500，PW4000,GE90....
混合排气涡轮风扇发动机
进气道进气--风扇增压--气流分为两股
内涵气流：
压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器
外涵气流：
外涵道--混合器
两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外
编辑本段
为何实用
涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过音速不太多时。
所以民用喷气飞机都是采用的涡轮风扇发动机。
我国民用分开排气涡轮风扇发动机还未研制成功，军用混合排气涡轮风扇发动机已成功批量生产的秦岭发动机相当于英国60年代的SPEY，用于飞豹上。
相当于苏27上的AL31的太行前一段时间报道研制成功，但不知道是否投入批量生产。
提高涡轮风扇发动机推力的一个办法就是提高发动机的空气流量。
编辑本段
由来
历史
在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟。
当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右，而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平。
在这样的条件下，涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。
而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切，人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。
当时人们通过计算发现，以当时的涡喷发动的技术水平，在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后，其技术性能将有很大的提高。
当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:
1），发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右，而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五，发动机的效率得到了极大的提高。
这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。
各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机，在涡扇发动机最
涡轮风扇发动机
初研制的道路上英国人走在了美国人之前。
英国的罗尔斯·罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。
在一九五三年的时候“康维”进行了第一次的地面试车。
又经过了六年的精雕细刻，一九五九年九月“康维MK-508”才最终定型。
这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。
“康维”采用了双转子前风扇的总体结构，函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤，高空巡航推力为2905公斤，最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克，压气机总增压比为14，风扇总增压比为1.90，而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。
当康维最终定型了之后，英国人迫不及待的把他装在了VC-10上！
美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍，但是其技术起点非常的高。
美国人并没有走英国人从头研制的老路，美国的普·惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备，采用了以经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内函核心发动机。
J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机，1949年完成设计，1953年正式投产。
J57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一，先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。
J-57在技术上也有所突破，他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机，由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。
不光是核心发动机，就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件，以被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。
一九六零年七月，普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。
JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月，可是在性能上却是大大的提高。
JT3D也是采用了双轴前风扇的设计，地面台架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油0.535千克/小时/千克，推重比4.22，函道比1.37，压气机总增压比13.55，风扇总增压比1.74（以上数据为JT3D-3B型发动机的数据）。
JT3D的用处很广，波音707、DC-8用的都是JT3D。
不光在民用，在军用方面JT3D也大显身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的军用型TF-33。
现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠，都以先后推出了自已的第一代涡扇作品。
而几乎是在同一时刻，三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。
在罗·罗推出“康维”之后第八个月、普·惠推出JT-3D的前一个月。
通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。
CJ805-23的地面台架最大推力为7169公斤，推重比为4.15，函道比为1.5，压气机增压比为13，风扇增压比为1.6，最大推力耗油0.558千克/小时/千克。
与普·惠一样，通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机，被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。
J-79与1952年开始设计，与1956年投产，共生产了16500多台，他与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。
与J57的双转子结构不不同，J79是单转子结构。
在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管，J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。
通用动力公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品，让CJ805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。
他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。
在五六十年代，人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。
首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速，这个问题在当时很难解决，因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。
第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢。
第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。
而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。
CJ805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片，叶片的下半部分是涡轮叶片，上半部分是风扇叶片。
这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。
叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系，这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速，而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。
但在回避困难的同时也引发了新的问题。
首先是叶片的受热不匀，CJ805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度，而风扇部分的最低温度只有38度。
其次，由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端，而是工作在发动机的热端，这样一来风扇的可*性也随之下降，而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失。
而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。
当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。
人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。
而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。
在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。
美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露解决各部分的问题。
在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。
如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。
“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。
用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。
美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。
因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。
在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。
所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。
但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。
在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。
但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。
在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。
普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。
时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。
单转子和多转子
在研制一台新的涡扇发动机的时候，最先解决的问题是他的总体结构问题。
总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数目多少。
目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双子、三是三转子。
其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。
结构简单的好处也不言自明--省钱！
一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价。
首先从理论上来说单转子结构的涡扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比。
可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上，这样在工作时他们就必须要保持相同的转速。
问题也就相对而出，当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时（比如猛收小油门），压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降，在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时就会引起发动机的振喘，而在正常的飞行当中，发动机的振喘是决对不被允许的，因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来。
为了解决低压部分在工作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。
但这样以来发动机的效率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。
更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。
比如在幻影-2000上用的M-53单转子涡扇发动机，其函道只有0.3。
相应的发动机的推重比也比较小，只有5.8。
为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。
这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。
低压转子的转速可以相对低一些。
因为压缩作用在压气机内的空气温度升高，而音速是随着空气温度的升高而升高的，所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些。
即然转速提高了，高压转子的直径就可以作的小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个“蜂腰”的位置
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