自從惠特爾發(fā)明了臺(tái)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)以后，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)很快便以其強(qiáng)大的動(dòng)力、優(yōu)異的高速性能取代了活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)，成為戰(zhàn)斗機(jī)的動(dòng)力裝置，并開始在其他飛機(jī)中開始得到應(yīng)用。

隨著噴氣技術(shù)的發(fā)展，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的缺點(diǎn)也越來(lái)越突出，那就是在低速下耗油量大，效率較低，使飛機(jī)的航程變得很短。盡管這對(duì)于執(zhí)行防空任務(wù)的高速戰(zhàn)斗機(jī)還并不十分嚴(yán)重，但若用在對(duì)經(jīng)濟(jì)性有嚴(yán)格要求的亞音速民用運(yùn)輸機(jī)上卻是不可接受的。

要提高噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的效率，首先要知道什么式發(fā)動(dòng)機(jī)的效率。發(fā)動(dòng)機(jī)的效率實(shí)際上包括兩個(gè)部分，即熱效率和推進(jìn)效率。為提高熱效率，一般來(lái)講需要提高燃?xì)庠跍u輪前的溫度和壓氣機(jī)的增壓比，但在飛機(jī)的飛行速度不變的情況下，提高渦輪前溫度將會(huì)使噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣速度增加，導(dǎo)致在空氣中損失的動(dòng)能增加，這樣又降低了推進(jìn)效率。由于熱效率和推進(jìn)效率對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)參數(shù)矛盾的要求，致使渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的總效率難以得到較大的提升。

種發(fā)動(dòng)機(jī)在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的的基礎(chǔ)上增加了幾級(jí)渦輪，并由這些渦輪帶動(dòng)一排或幾排風(fēng)扇，風(fēng)扇后的氣流分為兩部分，一部分進(jìn)入壓氣機(jī)（內(nèi)涵道），另一部分則不經(jīng)過(guò)燃燒，直接排到空氣中（外涵道）。由于渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)一部分的燃?xì)饽芰勘挥脕?lái)帶動(dòng)前端的風(fēng)扇，因此降低了排氣速度，提高了推進(jìn)效率，而且，如果為提高熱效率而提高渦輪前溫度后，可以通過(guò)調(diào)整渦輪結(jié)構(gòu)參數(shù)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃?xì)饽芰拷?jīng)風(fēng)扇傳遞到外涵道，就不會(huì)增加排氣速度。

加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)巡航中是不開加力的，這時(shí)它相當(dāng)于一臺(tái)不加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，但為了追求高的推重比和減小阻力，這種發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比一般在1.0以下。在高速飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的加力打開，外涵道的空氣和渦輪后的燃?xì)庖煌M(jìn)入加力燃燒室噴油后再次燃燒，使推力可大幅度增加，甚至超過(guò)了加力式渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，而且隨著速度的增加，這種發(fā)動(dòng)機(jī)的加力比還會(huì)上升，并且耗油率有所下降。加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)由于具有這種低速時(shí)較油耗低，開加力時(shí)推重比大的特點(diǎn)，目前已在新一代殲擊機(jī)上得到廣泛應(yīng)用。