二戰後，隨著時間推移、技術更新，渦輪噴氣發動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。尤其是二戰後快速發展的亞音速民航飛機和大型運輸機，飛行速度要求達到高亞音速即可，耗油量要小，但是因為飛機重量增大了，推力也要增大。綜合起來，新型發動機必須提高效率，而不能單純的提高推力。渦輪噴氣發動機的效率已經無法滿足這種需求，因此一段時期內出現了較多的使用渦輪螺旋槳發動機的大型飛機。
實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發動機已經出現了一些粗糙的早期設計。40和50年代，早期渦扇發動機開始了試驗。但由於對風扇葉片設計製造的要求非常高。因此直到60年代，人們才得以製造出符合渦扇發動機要求的風扇葉片，從而揭開了渦扇發動機實用化的階段。
50年代，美國的NACA(即NASA 美國航空航天管理局的前身)對渦扇發動機進行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉由通用電氣公司(GE)繼續深入發展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發動機，立即打破了超音速噴氣發動機的大量紀錄。
但最早的實用化的渦扇發動機則是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D渦扇發動機。實際上普·惠公司啟動渦扇研製項目要比GE晚，他們是在探聽到GE在研製CJ805的機密後，匆忙加緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。
1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的「康維」(Conway)渦扇發動機開始被波音707大型遠程噴氣客機採用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發動機。60年代洛克西德「三星」客機和波音747「珍寶」客機採用了羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發動機，標誌著渦扇發動機的全面成熟。此後渦輪噴氣發動機迅速的被西方民用航空工業拋棄。
JT-3D或CJ805-23的研製，粗略的說是在現有的渦噴發動機加上風扇。這種以現有發動機作為「核心機」的做法，降低了技術上最難解決的部分的難度。
波音707的軍用型號之一，KC-135加油機。不加力式渦扇發動機實際上較為容易辨認，其外部有一直徑很大的風扇外殼。
戰鬥機動力裝置的設計，總是追求更高的推重比；大型飛機自重和載重的不斷增大，對發動機提出了更高的推力要求。而渦扇發動機的誕生就是為了順應人們對航空發動機越來越高的推力要求而誕生的。因為提高噴氣發動機的推力最簡單的辦法就是提高發動機的空氣流量。
渦槳發動機的推力有限，同時影響飛機提高飛行速度。因此必需提高噴氣發動機的效率。發動機的效率包括熱效率和推進效率兩個部分。提高燃氣在渦輪前的溫度和壓氣機的增壓比，就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。
但是，在飛行速度不變的條件下，提高渦輪前溫度，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。因此，片面的加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導致推進效率的下降。要全面提高發動機效率，必需解決熱效率和推進效率這一對矛盾。
渦輪風扇發動機的妙處，就在於既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度。渦扇發動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發動機的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數量的風扇。風扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發動機一樣，送進壓氣機(術語稱「內涵道」)，另一部分則直接從渦噴發動機殼外圍向外排出(「外涵道」)。
因此，渦扇發動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當的渦輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經風扇傳遞到外涵道，從而避免大幅增加排氣速度。熱效率和推進效率取得了平衡，發動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠。
加力式渦扇發動機
不加力式渦扇發動機
渦輪風扇發動機可以再細分為不加力式和加力式。前者不僅渦輪前溫度較高，而且風扇直徑較大，涵道比可達8以上，這種發動機的經濟性優於渦輪噴氣發動機，而可用飛行速度又比活塞式發動機高，在現代大型幹線客機、軍用運輸機等最大速度為M0.9左右的飛機中得到廣泛的應用。
根據熱機的原理，當發動機的功率一定時，參加推進的工質越多，所獲得的推力就越大，不加力式渦輪風扇發動機由於風扇直徑大，空氣流量就大，因而推力也較大。同時由於排氣速度較低，這種發動機的噪音也較小。加力式渦輪風扇發動機在飛機巡航中是不開加力的，這時它相當於一臺不加力式渦輪風扇發動機，但為了追求高的推重比和減小阻力，這種發動機的涵道比一般在1.0以下。
在高速飛行時，發動機的加力打開，外涵道的空氣和渦輪後的燃氣一同進入加力燃燒室噴油後再次燃燒，使推力可大幅度增加，甚至超過了加力式渦輪噴氣發動機，而且隨著速度的增加，這種發動機的加力比還會上升，並且耗油率有所下降。加力式渦輪風扇發動機由於具有這種低速時較油耗低，開加力時推重比大的特點，目前已在新一代殲擊機上得到廣泛應用。
從結構上看，目前渦扇發動機可分為單轉子、雙轉子、三轉子。
單轉子就是把風扇、壓氣機、渦輪全部做在一根轉軸上。優點很明顯：結構簡單，節省費用。但是，風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、低壓渦輪、高壓渦輪只能以相同的轉速工作，這種結構的缺點正來源於此。幾個部分之間只能互相遷就，無法都工作在最佳的狀態。
例如，突然減小油門時，高壓部分就會因為得不到足夠的轉數而效率嚴重下降，在高壓部分的效率下降的同時，壓氣機低壓部分的載荷就會急劇上升，當低壓壓氣機部分超載運行時就會引起發動機的振喘。而在正常的飛行當中，發動機的振喘是決對不被允許的，有失去動力墜毀的危險。為了解決低壓部分在工作中的過載，只好在壓氣機前加裝導流葉片和在壓氣機的中間級上進行放氣，即空放掉一部分以經被增壓的空氣來減少壓氣機低壓部分的載荷。但這樣發動機效率就會大打折扣，而且這种放掉增壓氣的作法在高增壓比的壓氣機上的作用也不是十分的明顯。
此外，由於風扇必須和壓氣機同步，受壓氣機的高轉數所限單轉子渦扇發動機只能選用比較小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53單轉子渦扇發動機，其函道只有0.3。相應的發動機的推重比也比較小，只有5.8。
於是，雙轉子結構應運而生，使得發動機的低壓壓氣機和高壓壓氣機工作在不同的轉速之下。這樣低壓壓氣機與低壓渦輪聯動形成了低壓轉子，高壓壓氣機與高壓渦輪聯動形成了高壓轉子。這樣就解決了單轉子結構存在的主要問題。
由於轉速提高，高壓轉子的直徑可以小一些，這樣在雙轉子的噴氣發動機上就形成了一個「蜂腰」，發動機附屬設備（比如燃油調節器、起動裝置等等）就可以很便的裝在這個「蜂腰」上，減少發動機的迎風面積，降低飛行阻力。同時，雙轉子發動機的的高壓轉子比較輕，起動慣性小，所以設計時只把高壓轉子設計成用啟動機來驅動，這樣雙轉子的啟動也比較容易，啟動能量要求較小，啟動設備重量降低。
然而雙轉子結構的渦扇發動機也並不是完美的。在雙轉子結構的渦扇發動機上，由於風扇要和低壓壓氣機聯動，風扇和低壓壓氣機就必須要互相將就一下對方。風扇為將就壓氣機而必需提高轉數，這樣直徑相對比較大的風扇所承受的離心力和葉尖速度也就要大，巨大的離心力就要求風扇的重量不能太大，在風扇的重量不能太大的情況下風扇的葉片長度也就不能太長，風扇的直徑小下來了，函道比自然也上不去，而實踐證明函道比越高的發動機推力也就越大，而且也相對省油。而低壓壓氣機為了將就風扇也不得不降低轉數，降低了壓氣機的轉數壓氣機的工作效率自然也就上不去，單級增壓比降低的後果是不得不增加壓氣機風扇的級數來保持一定的總增壓比。
這樣壓氣機的重量就很難得以下降。
為了解壓氣機和風扇轉數上的矛盾。人們很自然的想到了三轉子結構，所謂三轉子就是在二轉子發動機上又了多了一級風扇轉子。這樣風扇、高壓壓氣機和低壓壓氣機都自成一個轉子，各自都有各自的轉速。三個轉子之間沒有相對固定的機械聯接。如此一來，風扇和低壓轉子就不用相互的將就行事，而是可以各自在最為合試的轉速上運轉。設計師們就可以相對自由的來設計發動機風扇轉速、風扇直徑以及函道比。而低壓壓氣機的轉速也可以不受風扇的肘制，低壓壓氣機的轉速提高之後壓氣的的效率提高、級數減少、重量減輕，發動機的長度又可以進一步縮小。
但和雙轉子發動機相比，三轉子結構的發動機的結構進一步變的複雜。三轉子發動機有三個相互套在一起的共軸轉子，因而所需要的軸承支點幾乎比雙轉子結構的發動機多了一倍，而且支撐結構也更加的複雜，軸承的潤滑和壓氣機之間的密閉也更困難。三轉子發動機比雙轉子發動機多了很多工程上的難題，可是英國的羅·羅公司還是對他情有獨鍾，因為在表面的困難背後還有著巨大的好處，羅羅公司的RB-211上用的就是三轉子結構。轉子數量上的增加換來了風扇、壓氣機、渦輪的簡化。
如前所述，渦扇發動機效率高，油耗低，飛機的航程就遠。
但渦扇發動機技術複雜，尤其是如何將風扇吸入的氣流正確的分配給外涵道和內涵道，是極大的技術難題。因此只有少數國家能研製出渦輪風扇發動機，中國至今未有批量實用化的國產渦扇發動機。渦扇發動機價格相對高昂，不適於要求價格低廉的航空器使用。