为什么涡扇发动机的外涵道风扇只要一级就够了？

外涵道风扇的压比与所安装飞机的飞行速度之间必须保持协调，这是关键所在。

具体来说，发动机的外涵推力是由外涵排气速度与飞行速度之差与空气流量的乘积决定的。为确保产生正向推力，外涵道的排气速度必须高于飞机的最高飞行速度。例如，若飞行马赫数为0.7，排气马赫数应高于0.7，假设为0.85，那么对应的外涵道喷口前的总压比需达到约1.62（按总静压公式计算得出）。由于常见的单级轴流压气机或风扇的压比不会超过2.0，通常在1.5～1.8范围内，因此民航大涵道比发动机的外涵道通常只需要一级风扇。

当发动机应用于战斗机时，情况则有所不同。由于战斗机的飞行速度高，且采用内外涵道混合排气方式，外涵道压比2.0以下显然是不足够的。此时，需要增加更多级数的风扇以提升压比。目前，主流的小涵道比军用航空发动机的外涵风扇多为三级，总压比在4～5之间。

有些人因不了解大涵道比涡扇发动机的原理或出于其他特定原因，错误地认为“民用大涵道比发动机的风扇没有增压能力，仅仅是一个螺旋桨”。但实际上，这种观点是片面的。以下，我们将通过公开文献中的大涵道比风扇设计实例来进行说明。

以通用电气公司为NASA Energy Efficient Engine计划设计的GE E3E发动机风扇为例，其在不同工作状态下的外涵道总压比如下表所示：在最大爬升状态下，总压比为1.65；在最大巡航状态下，总压比为1.61；在起飞状态下，总压比为1.5。

尽管核心流道的压比设计值与外涵道相近，但由于风扇在低叶高处的线速度不足，为避免转子叶片在根部出现过大的转折角，风扇在该处的压比较低。因此，GE在核心流道处增加了一级增压级。

经过最终测试，风扇外涵道和核心流道的总压比及效率特性如下：

从最大爬升状态下的总压比沿展向的分布也可以观察到，外涵道的总压比（最大约1.7）明显高于根部区域（约1.47左右）。因此，需要通过一级增压级进一步提升压比，使之达到相近的水平。