什么是涡轮喷气发动机？
涡扇发动机的涵道比(也叫涵道比)是不通过燃烧室的空气质量与通过燃烧室的空气质量之比。涵道比为零的涡扇发动机是涡轮喷气发动机。现代战斗机使用的早期涡扇发动机和涡扇发动机的涵道比较低。比如世界上第一台涡扇发动机，劳斯莱斯康威，涵道比只有0.3。大多数现代民用飞机发动机的涵道比通常在5以上。高涵道比的涡扇发动机耗油少，但推力和涡喷发动机相当，运行时安静很多。
..涡扇发动机的诞生。
二战后，随着时间的推移和技术的革新，涡喷发动机已经不足以满足新型飞机的动力需求。特别是二战后迅速发展起来的亚音速民用飞机和大型运输机，飞行速度要达到高亚音速，耗油量要小，所以发动机效率要高。涡轮喷气发动机的效率已经不能满足这种需求，缩短了上述飞机的航程。因此，一段时间以来，使用涡桨发动机的大型飞机越来越多。事实上，早在20世纪30年代，就有一些带有外部旁路的喷气发动机的粗略早期设计。在20世纪40年代和50年代，早期的涡扇发动机开始接受测试。然而，由于对风扇叶片的设计和制造的非常高的要求。所以直到20世纪60年代，人们才能够制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而开启了涡扇发动机的实用阶段。20世纪50年代，美国NACA(美国国家航空航天局的前身)在涡扇发动机方面进行了非常重要的科研工作。1955-56年，研究成果被转移到通用电气公司(GE)进行进一步开发。GE在1957成功推出CJ805-23涡扇发动机，随即打破了超音速喷气发动机的大量记录。但最早实用的涡扇发动机是普拉特&；惠特尼公司的JT3D涡扇发动机。事实上，普惠公司比GE更晚开始涡扇发动机研制项目。得知GE研发CJ805的秘密后，他们赶紧加紧工作，先推出了实用的JT3D。1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为民航客机使用的第一台涡扇发动机。20世纪60年代，洛克希德公司的“三星”客机和波音公司的747“珍宝”客机采用了罗尔斯·罗伊斯公司的大型涡扇发动机RB211-22B，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后，涡喷发动机迅速被西方民航业抛弃。涡扇喷气发动机原理涡轮螺旋桨发动机推力有限，影响飞机飞行速度。因此，有必要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。提高涡轮前气体的温度和压气机的增压比可以提高热效率。因为高温、高密度的气体含有更多的能量。但在飞行速度不变的情况下，提高涡轮前的温度，自然会提高排气速度。而流速快的气体在排出的时候损失了很多动能。所以单方面增加热功率，也就是提高涡轮前的温度，会导致推进效率下降。要全面提高发动机效率，就要解决热效率和推进效率之间的矛盾。涡扇发动机的妙处在于提高涡轮前的温度而不提高排气速度。涡扇发动机的结构实际上是在涡喷发动机前增加几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。像常见的喷气发动机一样，风扇吸入的气流一部分送入压气机(术语称为“内导管”)，另一部分直接从涡喷发动机壳体外围排出(“外导管”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分别分配到风扇和燃烧室产生的两种排气流中。此时，为了提高热效率和增加涡轮前的温度，可以通过适当的涡轮结构和增加风扇的直径，将更多的气体能量通过风扇转移到外部管道，从而避免排气速度的显著增加。这样就平衡了热效率和推进效率，大大提高了发动机的效率。高效率意味着低油耗和更长的航程。
编辑一下这款涡扇发动机的优缺点。
如上所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机航程远。
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涡轮喷气发动机
这是涡轮发动机。其特点是完全依靠气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡扇发动机高。涡轮喷气发动机有两种类型:离心式和轴流式。离心式在1930年被英国人弗兰克·惠特尔爵士申请了专利，但直到1941，装有这种发动机的飞机才第一次上天。它没有参加二战，轴式诞生于德国，作为第一架实用喷气式战斗机Me-262参加了1945。与离心式涡喷发动机相比，轴流具有截面小、压缩比高的优点。现在的涡喷发动机都是轴流。
的原理和工作模式...
涡轮喷气发动机采用喷气推进，避免了火箭和冲压喷气发动机的固有弱点。因为使用了涡轮驱动的压气机，发动机也有足够的压力在低速时产生强大的推力。涡轮喷气发动机根据“工作循环”工作。它从大气中吸入空气，经过压缩和加热的过程，具有能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。当高速射流从发动机流出时，带动压气机和涡轮同时继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要的旋转部件，即压气机和涡轮，以及一个或几个燃烧室。然而，并不是这种发动机的所有方面都有这种简单性，因为热问题和空气动力学问题更加复杂。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压缩机和涡轮叶片的不断变化的气流以及排出气体并形成推进射流的排气系统的设计引起的。
当飞机速度低于约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨发动机，因为其推进效率很大程度上取决于其飞行速度；所以纯涡喷发动机最适合更高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度引起的气流扰动，螺旋桨的效率在350英里/小时(563公里/小时)以上迅速下降。这些特点使得一些中速飞行的飞机采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合——涡桨发动机，而不是单纯的涡轮喷气装置。
螺旋桨/涡轮组合的优势在一定程度上被内外涵道发动机、涵道风扇发动机、螺旋桨风扇发动机的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机具有更大的流量和更低的喷气速度，因此其推进效率与涡桨发动机相当，并超过纯喷气发动机。
涡喷/冲压发动机是将涡喷发动机(常用于马赫数3以下的各种转速)和冲压发动机结合在一起，在高马赫数下具有良好的性能。发动机被一个导管包围，前端有一个可调进气口，后端有一个带可调喷嘴的加力燃烧室。起飞加速时，以及马赫数3的飞行条件下，发动机采用常规涡喷发动机的工作模式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构关闭，气道中的空气在导叶的帮助下绕过压气机，直接流入加力燃烧室，成为冲压发动机的燃烧室。这种发动机适用于要求高速飞行并保持高马赫数巡航状态的飞机。在这些条件下，发动机作为冲压发动机工作。
涡轮/火箭发动机在结构上类似于涡轮/冲压发动机，一个重要的区别是它有自己燃烧用的氧气。这种发动机有一个由多级涡轮驱动的低压压气机，驱动涡轮的动力是通过在火箭燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。由于燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮之前，需要向燃烧室注入额外的燃料进行冷却。然后，这种富含油的混合物(气体)被来自压缩机的空气稀释，剩余的燃料在常规加力燃烧室系统中燃烧。这种发动机虽然比涡轮/冲压发动机更小更轻，但油耗更高。这种趋势使它更适合于拦截器或航天器运载火箭。这些飞机要求高空高速性能，通常需要高加速性能，不需要长续航。
.....结构
进气口
轴流式涡轮喷气发动机的主要结构如图所示。空气首先进入进气道，因为飞机的飞行状态是变化的，进气道需要保证空气最终能够顺利进入下一个结构:压气机。进气口的主要作用是将空气调节到发动机能够正常运转的状态后再进入压缩机。超音速飞行时，机头和进气道都会产生激波，经过激波后气压会增加，所以进气道可以起到一定的预压缩作用，但激波位置不当会造成局部压力不均匀，甚至可能损坏压气机。所以超音速飞机的进气口有一个激波调节锥，根据空速来调节激波的位置。
两侧进气或机腹进气的飞机，由于进气道靠近机身，会受到机身边界层(或边界层)的影响，会加装边界层调节装置。所谓边界层，是指紧贴机身表面流动的一层空气。其速度远低于周围空气，但其静压高于周围空气，形成压力梯度。因为能量低，不适合进入发动机，需要淘汰。当飞机有一定迎角(AOA)时，由于压力梯度的变化，在压力梯度增大的部位(如背风面)会出现边界层分离，即原本紧贴机身的边界层会在某一点突然分离，形成湍流。湍流是相对于层流而言的，层流简单来说就是不规则运动的流体。严格来说，所有的流动都是湍流。湍流的机理和过程的模拟目前还不清楚。但不代表乱流不好。在发动机的很多地方，比如燃烧过程中，要充分利用湍流。
压缩机
压缩机由定子叶片和转子叶片组成。一对定子叶片和转子叶片称为第一级。定子固定在发动机机架上，转子通过转子轴与涡轮相连。现役的涡喷发动机一般是8-12压气机。阶段越多，压力就越大。当战斗机突然进行高G机动时，流入压气机前级的空气压力会急剧下降，后级的压力会很高。此时，后级的高压空气会反向膨胀，发动机极不稳定，工程上称之为“喘振”。这是发动机最致命的事故，很有可能造成停机甚至结构损坏。防止“喘振”有几种方法。经验表明，喘振多发生在压缩机的第5级和第6级之间，在第2个区间设置放气环，在压力异常时及时泄压，避免喘振。或者将转子轴做成两个同心的空心圆柱体，分别连接前级低压压气机和涡轮，后级高压压气机和另一个涡轮。两个转子组相互独立，压力异常时可以自动调节转速，也可以避免喘振。
燃烧室和涡轮
空气经压缩机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；然后流经涡轮推动涡轮高速旋转。因为涡轮和压缩机转子连接在同一根轴上，所以压缩机和涡轮的转速是相同的。最后，高温高速气体通过喷嘴喷出，通过反应提供动力。起初，燃烧室是几个小的圆柱形燃烧室，围绕转子轴呈环状并列。每个气缸都没有密封，而是在适当的地方开了一个孔，这样整个燃烧室就连通了。后来发展成结构紧凑的环形燃烧室，但整体流体环境不如圆柱形燃烧室，出现了结合两者优点的组合式燃烧室。
汽轮机总是在极端条件下工作，对其材料和制造技术有着极其严格的要求。目前粉末冶金空心叶片多为整体铸造，即所有叶片和圆盘一次性铸造。与早期相比，每个叶片和圆盘分别铸造，然后用榫连接，节省了很多连接质量。制造材料多为耐高温的合金材料，空心叶片可以用冷风冷却。为第四代战斗机研制的新型发动机将配备高温性能更加突出的陶瓷粉末冶金叶片。这些措施旨在改善涡轮喷气发动机最重要的参数之一:涡轮前温度。高预涡流温度意味着高效率和高功率。
喷管和加力燃烧室
喷嘴(或喷嘴)的形状和结构决定了最终消除的气流状态。早期的低速发动机采用简单的收敛喷管来达到提高速度的目的。根据牛顿第三定律，气体弹射速度越大，飞行器得到的反作用力就越大。但这种方式的增长速度是有限的，因为最终气流速度会达到音速，然后会出现激波阻止气体速度的增加。使用缩放喷管(又称拉瓦尔喷管)可以获得超音速射流。飞机的机动性主要来自翼面提供的气动力，机动性高的时候可以直接利用喷流的推力。历史上有两种方案，即在喷口处安装气体控制面或直接使用可偏转喷管(也称推力矢量喷管或矢量推力喷管)，后者已进入实际应用阶段。俄罗斯著名的苏-30和苏-37战斗机的高超机动性能得益于鲁里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。气舵的代表是美国的X-31技术验证机。
高温气体经过涡轮后，还含有一些没有及时消耗掉的氧气。如果不断向这种气体中注入煤油，它仍然可以燃烧并产生额外的推力。因此，一些高性能战斗机的发动机在涡轮后面增加了加力燃烧室(或加力燃烧室)，以达到在短时间内大幅度提高发动机推力的目的。一般来说，加力可以在短时间内增加50%的最大推力，但耗油量惊人，一般只用于起飞或应对激烈空战，不可能用于长时间超音速巡航。
.....使用
涡轮喷气发动机适用于大范围的航行，从低空亚音速到高空超音速飞机。米格-25是前苏联的传奇战斗机，使用柳里卡设计局的涡轮喷气发动机作为动力，曾创下3.3马赫的战斗机速度纪录和37250米的升限纪录。这个记录在一段时间内不太可能被打破。
与涡扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性差，但高速性能优于涡扇发动机，尤其是在高空高速时。