经济性需求使得涡扇发动机的涵道比不断增大,但是涵道比的增大会带来风扇与增压级、低压涡轮间转速不匹配的问题,目前的解决方法主要是三转子结构方案和齿轮传动结构方案。三转子方案会导致发动机结构和控制规律十分复杂,实现难度很大,而齿轮传动结构中齿轮箱的冷却、可靠性方面仍需考验。因此,本文构想出了一种新型的喷气自驱动风扇方案,在低压涡轮处引气到风扇叶尖区域,通过风扇叶尖布置的箍环喷管结构使气体以较大的速度喷出,依靠高速喷出气体获得的反作用力驱动风扇旋转。本文首先建立了风扇的喷气驱动力计算模型,在给定的引气总温、总压、叶尖箍环喷管面积的条件下,可以得出喷气产生的驱动力。然后采用面向对象的方法,通过C++程序建立了带喷气自驱动风扇的大涵道比涡扇发动机模型,确定下了设计状态下的风扇引气量和发动机推力、耗油率。发动机非设计点状态的计算采用了部件特性进行缩放和Newton-Raphson迭代的方法,给出了7个初猜值,利用发动机部件共同工作的约束条件建立了7个平衡方程。在民航客机飞行包线内选取了一些典型的工作状态点进行了计算,得出了非设计状态下发动机的推力及耗油率,并给出了风扇、增压级及高压压气机的工作线。利用Gasturb软件对常规的大涵道比涡扇发动机进行了设计点和非设计点的计算,通过对比喷气自驱动方案和常规方案下发动机的推力及耗油率得出如下结论:喷气自驱动风扇方案在基本不改变发动机推力和耗油率的条件下,成功地减少了发动机低压涡轮的级数,使发动机整机的重量进一步减轻,提升了发动机的推重比。