JT15D是普拉特·惠特尼加拿大公司研制的中等涵道比、小推力涡轮风扇发动机，可供小型商业或行政机使用。

JT15D-1于1966年6月开始设计，1967年9月23日进行了首次台架试车，1968年8月在CF-100飞机上开始试飞。那时的发动机为双级高压涡轮与单级低压涡轮，推力为889daN。为满足美国赛斯纳飞机公司的要求，又将发动机推力提高到978daN，同时将双级高丈夫涡轮改为单级，单级低压涡轮改为双级。这种改型的发动机于1969年初开始台架试车，同年9月15日装于赛斯纳公司的“奖状”飞机上进行第一次飞行试验。1970年7月16日又装在法国的“帆舰”飞机上进行飞行试验，最后于1971年2月28日完成定型试验。

在JT15D的研制中，利用了美国普拉特·惠特尼公司研制JT9D的经验和本公司对高压比离心压气机长期研究的成果。这样不仅使发动机具有先进的水平，而且也使研制周期缩短。从开始设计到第一次台架试车仅用了一年零三个月；从第一次试车到完成定型仅用了三年半的时间。为进一步满足飞机制造商提出的提高发动机推力10%左右的要求，在JT15D-1定型之前，该公司即于1970年底开始JT15D-4发动机的改型设计工作。在改型中既增大了推力，又使原有零部件减少，使D-1与D-4两型发动机有较多的通用零部件，充分利用了D-1型在试验中所积累的经验。D-4型只在在D-1型风扇后面的低压轴上加了1级轴流压气机，以增大流过核心机的流量。发动机长度相应地增大了101.6mm。

JT15D为解决在低速和类似的飞行条件下鸟和其他外来物的吸入问题，建立了室内的试验装置，并且进行了发动机运行的小鸟吸入试验。试验结果发现风扇叶片的损坏是惊人的，尤其是在叶中凸台以上的部位。因高马赫数(M数)的设计要求使叶片的进气边很薄，在这一部分叶型的弯度也很小。为了解决这一问题，将风扇叶片进行了加固，叶中凸台一直延伸到叶片前缘，并在叶片上部区域再辅以小高度的轴向加强筋。在整台发动机上用近2kg的大鸟作吸入试验时，发现进入离心压气机的一部分鸟体被吸进了管式扩压器。吸入物的能量很大，以致使管式扩压器鱼尾式的出气边破碎，并损坏了压气机的壳体。因此后来将压气机壳体壁面加厚了。

JT15D高压压气机设计得比较先进。单独使用时单位级离心式增压比可达6，出口切向速度达587m/s。在叶轮出口采用高效率的管式扩压器，因此效率可保持在0.777。

该发动机有两级风扇涡轮，第1级采用整体铸造。由于风扇涡轮的强度问题不如压气机涡轮严重，工作温度也较低，开始企图对两级风扇涡轮都采用整体铸造加工，然而第2级风扇涡轮的叶片长，轮毂小，给整体铸造带来很大麻烦。为此，进行了大量的试验，包括金相检验、拉伸、蠕变以及疲劳等强度试验和叶轮的破坏试验，结果表明整体铸造能获得很好的材料性能。整体铸造的第1级风扇涡轮与一般加工方法得到的第2级风扇涡轮相比，加工费节省45%。

D-1/D-1A和D-4型的翻修寿命分别为3500h和3000h。JT15D的主要型别有：

JT15D-1/1A/1B　首批生产系列，1971年获得适航证。1973年推力提高到978daN。

JT15D-4B　D-4的改型，高空性能较好。

JT15D-4C　D-4的改型，主要差别在于D-4C有维持飞机倒飞的滑油掺混装置和燃油活门电子调节装置。1982年获得合格证。

JT15D-5　D-4的改型，增大了风扇的增压比和流量，并改进了低压压气机和高压压气机。使巡航推力增加25%，耗油率降低3%。风扇叶片采用了无中间凸台、小展弦比的宽弦设计，而-4型的风扇叶片有二道凸台，高压涡轮叶片和电子燃油调节器也得到了改进。该型别于1977年开始研制，1978年4月第一次飞行，1983年初取得适航证。

JT15D-5A　风扇和热端部件性能比-5有所改进。

JT15D-5C　JT15D系列的最新型别。滑油系统允许飞机倒飞。

军用型具有专用的润滑系统，提供反向飞行能力。最近取证的JT15D-5D发动机在技术上又进行了改进。换装了耐磨的铝基凯复龙风扇机匣、整体风扇转子和单晶高压涡轮叶片。

三种发动机的比较

涡桨发动机的排气速度太低，推力有限，同时影响飞机提高飞行速度，因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率（引擎排气速度与飞行速度之比）两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和高压压气机的增压比（转速），就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的前提下，提高涡轮前温度，意味着提高涡轮叶片以及在同一根轴上的压气机的转速，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。

一般涡喷发动机的排气速度大多超过音速，而飞机大多数时候是在亚音速飞行。因此，片面地加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高了涡轮前温度，又不增加排气速度（通过增加低速的排气流量，降低平均排气速度）。

涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的后方再增加了1-2级低压（低速）涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇，消耗掉一部分涡喷发动机（核心机）的燃气排气动能，从而进一步降低燃气排出速度。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机（术语称“内涵道”），另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出（“外涵道”）。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经低压涡轮驱动风扇传递到外涵道气流，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。但是大风扇直径增加了发动机的迎风面积，所以涵道比大于0.3的涡扇发动机不适合超音速巡航飞行。虽然涡扇发动机降低了排气速度，但并未降低推力，因为降低排气速度的同时增加了（外涵）排气流量。从涵道比的角度看，涡扇发动机是涡喷发动机和涡桨发动机的折中。

涡扇发动机的优缺点

涡扇发动机优点：推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。

缺点：风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，发动机结构复杂，设计难度大。