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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。
起飞推力(daN)
JT15D-1/1A/1B 979
-4/4B/4C/4D 1112
-5/5A/5B 1290
-5C 1419
-5D 1290
最大连续推力(daN)
JT15D-1/1A/1B 930
-4/4B/4C/4D 1056
-5/5A/5B 1290
-5C 1419
-5D 1290
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
JT15D-1/1A/1B 0.551
-4/4B/4C/4D 0.573
-5/5A/5B 0.562
-5C 0.584
推重比 4.26～4.69
空气流量(kg/s)
JT15D-1 31.5
-1A/-1B 33.3
-4/-4B/-4C/-4D 35.27
-5/-5A 37.8
涵道比
JT15D-1 3.3
-1A/-1B 3.3
-4/-4B/-4C/-4D 2.6
-5/-5A 2.0
总增压比
JT15D-1 7.4
-1 7.4
-1A/-1B 7.9
-4/-4B/-4C/-4D 10.5
-5/-5A 12.6
涡轮进口温度(℃)
JT15D-4 1013
直径(mm)
JT15D-1 691
-4 686
长度(mm)
JT15D-1 1506
-4 1600
质量(kg)
JT15D-1 232.5
-1A/1B 235
-4 253
-4B 258
-4C 261
-4D 255
-5/5A 291.5
-5B 291.7
-5C 302
用 途 军用/民用涡扇发动机
厂 商 普拉特·惠特尼加拿大公司
生产现状 生产
装机对象 JT15D-1/1A/1B 赛斯纳“奖状”I。
JT15D-4/4B/4C/4D 赛斯纳“奖状”II、赛斯纳奖状”S/II、“金刚石”I/IA、S.211、TG-10。
JT15D-5 T-47A、“比奇喷气”400/400A。
JT15D-5A 赛斯纳“奖状”V。
JT15D-5B “比奇喷气”400T/T-1A。
JT15D-5C S.211A。
JT15D-5D 赛斯纳“奖状”V超级型。
用涡轮风扇发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮喷气发动机的有哪些飞机
除三种涡轮轴、涡轮桨扇、冲压喷气三种 涡轮轴主要用直升机面 使用涡扇引擎目前喷气机占据绝数比基本所客机都用涵道比涡扇引擎所战斗机几乎都用涵道比涡扇引擎 涡桨主要用些短途运输机型飞行器比捕食者机用涡桨 ...
涡轮桨扇发动机是在涡轮喷气发动机基础上发展来的，也就是桨扇发动机中间也是个喷气发动机，最前面有个大螺旋桨，两个部分都能提供动力，既有速度又省油，还有另一种涡轮风扇发动机跟桨扇发动机差不多意思，只是风扇...
涡轮风扇也叫离心风扇，鼓风能力强是其最大的优点，鼓风的力大，风的传播远【我汽车上的冷暖坐垫就是在座椅底下加装了一个大功率涡轮风扇，吹风进中空的坐垫里，经过了脚部，臀部，腰部，风仍能吹到脖子】但涡轮风扇...
进 气 口 环形直接进气，用不锈钢整体铸造。无进口导流叶片。薄合金钢板焊接成的双
层进气锥随风扇一起转动。利用压气机放出的热空气防冰。
风 扇 JT15D-1/4为单级轴流式，有28个钛合金风扇叶片。叶高中间有阻尼凸台与抗
外物凸肩，前者相互抵紧形成一环，后者相互间有间隙，JT15D-5采用无凸台的
宽弦风扇叶片，JT15D-5A采用改进的风扇。风扇机匣均为不锈钢制成。-1型转
速为15480r/min，-4/4D型为16860r/min，其余为16540r/min。压比为1.5。
压 气 机 低压压气机为1级轴流式，与风扇同轴。它也可看作1级辅助增压级，不算低压
压气机。高压压气机为1级离心式，叶轮有16个全长叶片和16个半长叶片。-
1/1A/1B型转速为31120r/min，-4型和-5/5A/5B/5C/5F型为31450r/min，-4B/4C/4D
型为31800r/min。
燃 烧 室 回流环形。耐热钢外套，镍基合金联焰管。-4型装有12个双油路离心式燃油喷
嘴，总压恢复系数0.981，燃烧效率0.995。
涡 轮 轴流式。高压1级，低压2级。高压涡轮有71个非冷却的定向凝固转子叶片。
低压第1级采用整体铸造，有61个转子叶片；第2级有55个转子叶片。
尾 喷 管 固定面积喷管。尾锥与内涵机匣通过6个支板焊在一起。内、外涵分开排气，不
进行掺混。
控制系统 JT15D-1/4/4B/4D/5A为机液式控制。JT15D-4C/5/5C改用JFC118或JFC119电子
控制系统。
燃油系统 燃油泵出口压力4480kPa。使用JP-1、JP-4和JP-5燃油。
滑油系统 综合滑油系统。齿轮泵出口压力552kPa。油箱容积为9.0L。滑油规格为PWA521 II
型，CPW202。
起动系统 空气涡轮起动机或起动发电机。
点火系统 火花塞点火器。位置在5点和7点时钟位置(从后向前看)。
支承系统 高压转子由2个轴承支承，离心叶轮前为滚珠轴承，离心叶轮与高压涡轮间为滚
棒轴承，低压转子由3个轴承支承，风扇盘后为滚珠轴承，低压涡轮前、后各有
1滚棒轴承，其中涡轮前滚棒轴承为一中介轴承。
涡轮风扇发动机在瓣型气流混合器的的气动特性
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涡轮风扇发动机的加力(或排气)混合器类型与特点分析
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本文综述了涡轮风扇发动机的加力混合器类型并对各种混合器的特点进行了简要分析。通过分析表明，波辨形强化混合器是目前比较有前途的一种涡发动机加力混合器。
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，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
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
牌 号 M53
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 法国
厂 商 国营航空发动机研究制造公司
生产现状 生产
M53-2 "幻影"2000原型机。
M53-5 "幻影"4000原型机。
M53-P2 "幻影"2000。
M53-PX2 "幻影"2000。
M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低10~15%，长度缩短约1米。
M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。
M53-2 早期的原型机。
M53-5 在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。
M53-P2 M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985年1月开始生产。
M53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持尖端性能。
进 气 口 环形，带尖进气锥，用热空气防冰。
风 扇 3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。
压 气 机 5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。
燃 烧 室 环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.5~3mm。气膜孔环与二股气流进气段用电子束焊接。有14个预蒸发燃油喷嘴。
涡 轮 2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。
加力燃烧室 平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。
尾 喷 管 可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为2850~5550cm2。
控制系统 M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油系统。
燃油系统 来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或JP-4。
滑油系统 由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。
起动系统 燃气涡轮起动机。
点火系统 主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。
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。
涡轮风扇发动机分类