大涵道比涡扇发动机是指涵道比4以上的涡扇发动机。由于大涵道比涡扇发动机的耗油率低、噪声小，被广泛用于大型民用和军用运输机以及其他大型亚声速飞机如加油机、预警机、反潜机等。

大尺寸风扇是大涵道比涡扇发动机的特有技术。随着发动机涵道比的增加，风扇向着大直径、低压比方向发展，其设计要求是效率高、噪声低、重量轻、抗外物损伤能力强。在三维黏性CFD设计方法的基础上发展起来的掠形叶片可以降低叶片进口气流相对马赫数，减少激波损失，进步风扇效率和流量。掠形叶片使风扇叶片效率进步3%~5%，空气流量增加3%~10%。由于前掠叶片的失速裕度比后掠叶片的大，因此前掠叶片更受人们的重视。 在材料、结构和工艺方面有无凸台宽弦空心钛合金叶片和树脂基复合材料叶片。前者用超塑性成型/扩散连接（SPF/DB）工艺制成，后者由增韧环氧树脂/石墨纤维预浸带缠绕，然后用模压成型。此外，Kevlar复合材料缠绕的多层包容环和叶片圆弧形榫根等也值得引起重视。

高压比多级高压压气机是大涵道比涡扇发动机的关键技术。由于民用发动机的总压比不断进步的趋势，将进一步进步到50以上。军用发动机的高压压气机压比一般为6~8，还没有超过10的，但是民用发动机的一般为12~20，GE90的10级（在后来的GE90-115B中减为9级）高压压气机的压比更达到23，均匀级压比为1.37，都是所有实用中发动机的高压压气机之最。正在研制中的PW6000发动机的高压压气机以6级达到11的压比，均匀级压比近1.5。研究中的均匀级压比为1.4~2.1。所涉及的技术包括全三维黏性CFD分析技术、先进（型掠形叶片、串列叶片、弯曲叶片和倾斜叶片）、吸附式叶片和主动稳定性控制。其他有关高压压气机的关键技术有叶尖间隙控制、机匣处理、整体叶盘和整体叶环等。

当前对环境排放的忧虑集中在空港四周的社区,而且,假如污染题目得不到解决,就会影响到空运的未来发展。欧盟和美国的环境保护局对ICAO施加压力，要求制定进一步降低飞机排放NOx 条例。飞机的排放标准陆续有1986年、1996年、2004年和2008年生效的ICAO的CAEP1、2、4和6，相对前一个标准后者分别降低20%、16.5%和12%。大多数的民用飞机满足现行1996年ICAO的LTO NOx 标准还有余，而关于巡航NOX排放对臭氧层破坏和全球大气变热的忧虑却在增加。所涉及的关键技术技术有径向和轴向分级燃烧、贫油直接喷射（LDI）、富油/快速掺混/贫油（RQL）燃烧燃烧和能减少冷却空气的新的高温陶瓷基复合材料。减低排放的主动燃烧控制技术也在研究中。

在大涵道比涡扇发动机中，低压涡轮的效率对耗油率有重要影响，其重量和本钱分别占全台发动机的25%和15%左右。因此高效多级低压涡轮的设计对发动机性能、重量和本钱十分重要。在低压涡轮设计中已普遍三维黏性CFD设计技术。由于低压涡轮通道有较大的扩张度，采用正交设计后，叶片的尖部和根部弯曲，形成所谓的弯曲叶片。主动叶尖间隙控制已经得到普遍的应用，通过对机匣喷射冷却空气可以在不同的工作状态下都保持最佳的间隙。

采用或在研究中的降噪措檀越要有：

（1）尽量进步涵道比，降低发动机均匀排气速度，但受到风扇和发动机尺寸的限制。

（2）在对气动性能不造成大的损失的条件下，降低风扇叶尖切线速度；采用掠形叶片和倾斜叶片；锯齿形风扇出口导向叶片后缘和吹气式尾迹治理；公道选择叶轮机转子叶片和静子叶片的数目比例；加大转子和静子的轴向间隔；减小叶尖间隙；低损失空腔设计。

（3）采用对转风扇 在欧洲航空第6框架内的环境友好航空发动机计划下正在研究对转风扇，并将在俄罗斯中心航空发动机研究院的试验台上进行气动声学试验。希看能降低噪声5分贝。

（4）在减少喷气噪声方面，正研究各种加快内外流气流之间和喷流与大气混合的喷管，具体的方案有非轴对称风扇喷管、中心线偏置的风扇和核心喷管以及锯齿形核心和风扇喷管。

（5）采用向上倾斜的进气口(scarf inlet)和喷口，使噪声向上传布。

（6）采用加长外涵道，广泛敷设利用赫姆霍茨效应原理的消声衬垫，包括频率自适应衬垫，甚至噪声主动控制技术。

在齿轮传动涡扇发动机中，高效、长寿命大功率减速器是不可或缺的重要部件。减速器的作用是保证两个不同转速的部件相互匹配和高效传递功率，因此它的技术要求很高。正在研究的一种功率近30000kW的减速器也已经做了100h的发动机试验。在减速器的发展中，除了要设计轻重量的齿轮外，还必须采用新的滑油和冷却技术。

间冷回热循环可以降低压气机加压所需的功、进进燃烧室的气流温度和回收排气中的热，因而有利于进步发动机热效率和减少NOx排放。与常规涡扇发动机相比，间冷回热循环发动机可降低NOx排放80%，减少燃料消耗和CO2排放18%。这是一项比较远期的技术。在欧洲的环境友好发动机技术验证（CLEAN）计划中，正在验证一种带齿轮传动风扇的间冷回热循环发动机技术。在这种三转子方案中，涵道比可以达到15左右，风扇叶尖速度也有相应的降低。风扇通过齿轮箱由高速的低压压涡轮驱动。超大涵道比发动机对高总压比的要求由高压和低压压气机之间的中间冷却器和采用双级燃烧室的回热核心机来满足。间冷器用外涵空气作为冷源。在CLEAN计划中的关键技术包括齿轮传动风扇系统、高压压气机主动喘振控制系统、间冷器、贫油预混预蒸发燃烧室、高速多级低压涡轮、涡轮中心框架和轻重量高效回热器。

高效率，低燃油消耗；高可靠性，长使用寿命；低排放，低噪音；低维护成本，维修性佳。

世界上第一种大涵道比涡扇发动机是1969年10月定型的美国通用电气公司TF39-GE-1A，涵道比为8，腾飞推力近20000daN，用于C-5A军用远程战略运输机。大推力的大涵道比涡扇发动机的出现推动了巨型宽体客机的诞生，1970年1月，涵道比为5.2的普惠公司JT9D-3涡扇发动机装备波音747-100宽体客机投进使用。从此，大涵道比涡扇发动机开始在民用领域获得大量使用，成为民用发动机市场的主角，其技术也迅速发展。一些新研制的或老型号军用运输机的升级也纷纷采用民用大涵道比涡扇发动机改型。