渦輪扇葉發動機（Turbofan Engine，亦稱渦扇發動機、渦輪扇發動機）是航空發動機的一種，由渦輪噴射發動機（Turbojet，簡稱渦噴發動機）發展而成。
與渦噴比較，主要特點是其首級壓縮扇葉的面積大很多，除了作為壓縮空氣的用途之外，同時也具有螺旋槳的作用，能將部分吸入的空氣通過噴射發動機的外圍向後推。發動機核心部分空氣經過的部分稱為內進氣道，僅有風扇空氣經過的核心機外側部分稱為外進氣道。
渦扇引擎最適合飛行速度為每小時400至2,000公里時使用，故此現在多數的噴射機引擎都是採用渦扇發動機作為動力來源。
渦扇引擎的旁通比（Bypass ratio）是單位時間內不經過燃燒室的空氣質量，與通過燃燒室的空氣質量的比例。旁通比為零的渦扇引擎即是渦輪噴射發動機。早期的渦扇引擎和現代戰鬥機使用的渦扇引擎旁通比都較低。例如世界上第一款渦扇引擎，勞斯萊斯的Conway，其旁通比只有0.3。現代多數民航機引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的渦輪扇引擎耗油較少，但推力卻與渦輪噴射發動機相當，且運轉時還寧靜得多。
戰鬥機使用低旁通比發動機，主要是因為截面積與常用飛行速度，高旁通比的發動機，截面積過大在超音速的時候阻力過大，另外在超音速的狀況下效率也會比純渦輪射噴甚至於低旁通還低，所以戰鬥機皆使用低旁通比發動機(旁通比皆低於1)，另外還有像是SR-71使用可變旁通比發動機，能夠關閉旁通部份，來增加超音速的效率，像是只在超音速飛行的協和號噴射客機，因為長時間處於超音速狀態，為了提昇效率與降低成本就是使用純渦輪噴射而無旁通比的發動機。
主要組成部分
進氣道
風扇
低壓壓縮機（Low pressure compressor）
高壓壓縮機（High pressure compressor）
燃燒室
高壓渦輪（High pressure turbine）
低壓渦輪（Low pressure turbine）
後燃器（Afterburner，是一選用機構，較常見於高性能的戰鬥機上）
噴嘴（Nozzel）
主要組成部分
進氣道
風扇
低壓壓縮機（Low pressure compressor）
高壓壓縮機（High pressure compressor）
燃燒室
高壓渦輪（High pressure turbine）
低壓渦輪（Low pressure turbine）
後燃器（Afterburner，是一選用機構，較常見於高性能的戰鬥機上）
噴嘴（Nozzel）
A turbofan is a type of aircraft engine consisting of a ducted fan which is powered by a gas turbine. Part of the airstream from the ducted fan passes through the gas turbine core, providing oxygen to burn fuel to create power. However, most of the air flow bypasses the engine core, and is accelerated by the fan blades in much the same manner as a propeller.
The combination of thrust produced from the fan and the exhaust from the core is a more efficient process than other jet engine designs, resulting in a comparatively low specific fuel consumption.
A few designs work slightly differently and have the fan blades as a radial extension of an aft-mounted low-pressure turbine unit.
Turbofans have a net exhaust speed that is much lower than a turbojet. This makes them much more efficient at subsonic speeds than turbojets, and somewhat more efficient at supersonic speeds up to roughly Mach 1.6, but have also been found to be efficient when used with continuous afterburner at Mach 3 and above.
All of the jet engines used in currently manufactured commercial jet aircraft are turbofans. They are used commercially mainly because they are highly efficient and relatively quiet in operation. Turbofans are also used in many military jet aircraft.
Stationary components
1. Nacelle
2. Fan
3. Low pressure compressor
4. High pressure compressor
5. Combustion chamber
6. High pressure turbine
7. Low pressure turbine
8. Core nozzle
9. Fan nozzle
自从惠特尔发明了第一台涡轮喷气发动机以后 ，涡轮喷气发动机很快便以其强大的动力、优异的高速性能取代了活塞式发动机，成为战斗机的首选动力装置，并开始在其他飞机中开始得到应用。
但是，随着喷气技术的发展，涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出，那就是在低速下耗油量大，效率较低，使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防空任务的高速战斗机还并不十分严重，但若用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不可接受的。
要提高喷气发动机的效率，首先要知道什么式发动机的效率。发动机的效率实际上包括两个部分，即热效率和推进效率。为提高热效率，一般来讲需要提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，但在飞机的飞行速度不变的情况下，提高涡轮前温度将会使喷气发动机的排气速度增加，导致在空气中损失的动能增加，这样又降低了推进效率。由于热效率和推进效率对发动机循环参数矛盾的要求，致使涡轮喷气发动机的总效率难以得到较大的提升。
那么，如何才能同时提高喷气发动机的热效率和推进效率，也就是怎样才能既提高涡轮前温度又至少不增加排气速度呢？答案就是采用涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级涡轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。
由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。
目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机。前者主要用于高亚音速运输机，后者主要用于歼击机，由于用途不同，这两类发动机的结构参数也大不相同。
不加力式涡轮风扇发动机不仅涡轮前温度较高，而且风扇直径较大，涵道比可达8以上，这种发动机的经济性优于涡轮喷气发动机，而可用飞行速度又比活塞式发动机高，在现代大型干线客机、军用运输机等最大速度为M0.9左右的飞机中得到广泛的应用。根据热机的原理，当发动机的功率一定时，参加推进的工质越多，所获得的推力就越大，不加力式涡轮风扇发动机由于风扇直径大，空气流量就大，因而推力也较大。同时由于排气速度较低，这种发动机的噪音也较小。
加力式涡轮风扇发动机在飞机巡航中是不开加力的，这时它相当于一台不加力式涡轮风扇发动机，但为了追求高的推重比和减小阻力，这种发动机的涵道比一般在1.0以下。在高速飞行时，发动机的加力打开，外涵道的空气和涡轮后的燃气一同进入加力燃烧室喷油后再次燃烧，使推力可大幅度增加，甚至超过了加力式涡轮喷气发动机，而且随着速度的增加，这种发动机的加力比还会上升，并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种低速时较油耗低，开加力时推重比大的特点，目前已在新一代歼击机上得到广泛应用。
