飞机发动机的工作原理
飞机发动机常见的分类原则有两种:根据空气是否参与发动机工作和发动机产生推进动力的原则。根据发动机是否需要空气来工作，飞机发动机可以分为两类，分别是:
吸气式发动机简称吸气发动机。它必须吸进空气作为燃料的氧化剂(助燃剂)，所以不能在稠密大气层外的太空中工作，只能作为飞机的发动机。一般来说，航空发动机就是指这种发动机。比如，根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压式发动机和脉冲式喷气发动机。
火箭喷气发动机是一种不依靠空气工作的发动机。因为航天器需要飞出大气层，所以必须安装。也可用作飞机的推进动力。根据形成喷流能量的能量来源不同，火箭发动机分为化学火箭发动机、电动火箭发动机和核火箭发动机。
根据产生推进动力的原理不同，飞机的发动机可分为直接反应式发动机和间接反应式发动机。直接反应发动机利用高速气流的向后喷射产生向前的反作用力来推进飞机。直接反应发动机也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、冲压喷气发动机、脉冲喷气发动机和火箭喷气发动机。
间接反应发动机是发动机带动飞机的螺旋桨和直升机的旋翼旋转对空气做功，使空气加速向后(向下)流动时，空气对螺旋桨(旋翼)产生反作用力，从而推进飞机。这类发动机包括活塞发动机、涡桨发动机、涡轴发动机和涡桨风扇发动机。涡扇发动机既有直接反作用，也有间接反作用，但常被归为直接反作用发动机，所以也叫涡扇喷气发动机。
往复式发动机
航空活塞发动机是利用汽油和空气混合，在密闭容器(气缸)内燃烧，膨胀做功的机器。活塞发动机必须驱动螺旋桨，螺旋桨产生推(拉)力。所以，作为飞机的动力装置，发动机和螺旋桨是密不可分的。
(一)活塞式发动机的主要部件
主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器和壳体组成。
气缸是混合气(汽油和空气)燃烧的地方。活塞容纳在气缸中，用于往复运动。气缸盖上装有用于点燃混合气的火花塞(俗称电喷)，以及进气门和排气门。发动机工作时，气缸的温度很高，所以气缸外壁上有很多翅片，以扩大散热面积。气缸在发动机壳体(机壳)上的排列多为星形或V形。常见的星型发动机有五缸、七缸、九缸、14缸、18缸或24缸。在单缸容积相同的情况下，气缸越多，发动机功率越大。活塞在气体的压力下在气缸内往复运动，这种运动通过连杆转化为曲轴的旋转运动。连杆用于连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出动力的部件。曲轴转动时，由减速器带动螺旋桨转动，产生拉力。此外，曲轴还带动一些附件(如各种油泵、发电机)。气门机构用于控制进气门和排气门的正时打开和关闭。
(2)活塞式发动机的工作原理
活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置称为上止点，最近的位置称为下止点，从上止点到下止点的距离称为活塞行程。活塞式航空发动机多为四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经历四个冲程，依次为进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。
发动机开始工作时，首先进入“进气冲程”，气缸盖上的进气门打开，排气门关闭，活塞从上止点向下止点下滑，气缸内的容积逐渐增大，气压降低——低于外面的大气压。于是新鲜汽油和空气的混合气通过打开的进气门被吸入气缸。混合气体中汽油与空气的比例一般为1 ~ 15，即燃烧一公斤汽油需要15公斤空气。
进气冲程完成后，开始第二冲程，即“压缩冲程”。此时，曲轴因惯性继续旋转，推动活塞从下止点向上运动。此时，进气门也和排气门一样关闭紧密。气缸的内部容积逐渐减小，混合气体受到活塞的强烈压缩。当活塞移动到上止点时，混合气在上止点和气缸盖之间的小空间内被压缩。这个小空间被称为“燃烧室”。此时，混合气体的压力增加到10个大气压。温度也上升到了400摄氏度左右。压缩是为了更好地利用汽油燃烧产生的热量，使封闭在燃烧室狭小空间内的混合气压力大大增加，从而增加其燃烧后的做功能力。
活塞在下止点时，气缸内的容积最大，上止点时容积最小(后者也是燃烧室的容积)。混合气体被压缩的程度可以用这两个体积的比值来衡量。这个比值称为“压缩比”，活塞式航空发动机的压缩比约为5比8。压缩比越大，压缩的气体越多，发动机产生的功率就越大。
压缩冲程之后是“工作冲程”和第三冲程。在压缩冲程末期，活塞接近上止点时，气缸盖上的火花塞通过高压电产生电火花点燃混合气，燃烧时间很短，约为0.015秒；但是速度很快，每秒30米左右。气体剧烈膨胀，压力急剧上升，达到6至75个大气压，燃烧气体的温度达到2000至250O摄氏度。燃烧时，局部温度可能达到三四千度，气体对活塞的冲击力可能达到15吨。在气体的强大压力下，活塞迅速向下止点运动，推动连杆在也门向下运行，连杆带动曲轴转动。
这个冲程是唯一能使发动机工作并获得动力的冲程。其他三个泳姿都是为这个泳姿准备的。
第四冲程是“排气冲程”。工作冲程结束后，由于惯性，曲轴继续旋转，使活塞从下止点向上运动。此时进气门仍关闭，而排气门则大开，燃烧后的废气通过排气门排出。当活塞到达上止点时，大部分废气已经排出。然后排气门关闭，进气门开启，活塞从上止点下降，开始新的循环。
从进气冲程吸入新鲜混合气到排气冲程排出废气，汽油的热能转化为机械能推动活塞运动，带动螺旋桨旋转做功。这个一般过程称为“循环”。这是一种重复的运动。因为它包含了热能向机械能的转化，所以又称为“热循环”。
为了完成四冲程工作，活塞式航空发动机除了气缸、活塞、连杆、曲轴等上述部件外，还需要一些其他必要的装置和部件。
(3)活塞式航空发动机辅助工作系统。
除了主要部件外，发动机还必须有几个辅助系统与之配合工作。主要有进气系统(为了提高高空性能，往往在进气系统中安装增压器以增加进气压力)、燃油系统、点火系统(主要包括高压磁电机、动力传输线和火花塞)、起动系统(一般为电动起动机)、冷却系统和润滑系统。
冲压式喷气发动机
冲压发动机是一种空气喷气发动机，利用迎面而来的气流进入发动机后进行减速，从而增加空气的静压。通常由进气道(又称扩压器)、燃烧室和推进喷管组成。冲压发动机没有压气机(所以不需要燃气轮机)，所以也叫无压气机空气喷气发动机。
这种发动机压缩空气的方法，就是在飞机高速飞行时，通过相对气流来降低速度，将动能转化为压力能(比如进气速度为3倍音速时，理论上可以将气压提高37倍)。冲压发动机工作时，高速气流迎面吹向发动机，在进气口膨胀减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油(一般是煤油)混合燃烧，温度升高到2000-2200℃甚至更高。高温燃气随后通过推进喷管膨胀加速，从喷管高速排出，产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关。比如进气速度为3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过200N。
冲压发动机具有结构简单、重量轻、推重比大、成本低等优点。但由于没有压气机，在静态条件下无法启动，不适合作为普通飞机的动力装置，往往与其他发动机配合使用，成为组合式动力装置。如冲压发动机和火箭发动机的组合，冲压发动机和涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机的组合等。装有组合动力装置的飞机，起飞时启动火箭发动机、涡喷发动机或涡扇发动机，当飞行速度足以使冲压发动机正常工作时，用冲压发动机关闭匹配的发动机；在着陆阶段，当飞机的飞行速度降低到冲压发动机无法正常工作时，匹配的发动机重新启动。如果单独用冲压发动机作为飞机的动力装置，飞机必须被其他飞机运载到空中，并有一定的速度，冲压发动机才能发射。冲压发动机或组合式冲压发动机一般用于导弹和超音速或亚音速靶机。冲压发动机按适用范围可分为亚音速、超音速和高超音速。
首先，亚音速冲压发动机
亚音速冲压发动机采用扩张式进气道和收缩式喷管，使用航空煤油作为燃料。飞行时增压比不超过1.89，飞行马赫数小于0.5时，一般不能正常工作。亚音速冲压发动机用于亚音速飞机，如亚音速靶机。
第二，超音速冲压发动机
超音速冲压发动机采用超音速进气道(燃烧室入口处的亚音速气流)和收敛或发散喷管，使用航空煤油或碳氢燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音速~ 6倍音速，用于超音速靶机和地空导弹(一般与固体火箭发动机匹配)。
第三，高超音速冲压发动机
这种发动机以超音速燃烧，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达5 ~ 16。目前，高超音速冲压发动机正在研制中。因为超音速冲压发动机的燃烧室入口是亚音速气流，所以前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，第三类发动机称为超音速冲压发动机。
脉动喷气发动机
脉动喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于无人机、导弹或航空模型。德国纳粹用它推进V-1导弹，二战后期轰炸伦敦。这台发动机的结构如图所示。发动机的前部装有一个单向阀，后面是一个包含燃料喷嘴和火花塞的燃烧室，最后是一个专门设计的长尾喷嘴。
脉冲喷气发动机工作时，首先将压缩空气泵入单向阀，或者发动机处于空气运动状态。此时空气流入燃烧室，然后喷油嘴喷油，火花塞点火燃烧。此时，气体从长尾喷嘴喷出后，由于气流的惯性，虽然燃烧室内的压力与外界大气中的压力相等，但仍会继续向外喷射，于是燃烧室内的空气稀薄，压力显著降低到小于大气压，于是空气再次打开单向阀流入燃烧室，燃油被喷射并点燃，开始第二次循环。这样，发动机才能连续工作。这种发动机从进气到燃烧排气的循环过程非常快，大约每秒40 ~ 50次。
脉动发动机可以就地启动，结构简单，重量轻，成本低。这些都是它的优点。但它只适用于低速飞行(限速约64o ~ 800km/h)，飞行高度有限，单向阀工作寿命短，而且由于振动剧烈，油耗率高，应用受到限制。
火箭发动机
火箭发动机是我国劳动人民首先发明的。火药早在唐朝初年(大约七世纪)就出现了。南宋时用火药制作烟花，包括“始花”。大约在13世纪，它被制成火箭。中国古代制造的火箭、烟花都是用黑火药。它们的工作原理和现代固体燃料火箭一样。
与空气喷气发动机相比，火箭发动机最大的特点是同时携带燃料和氧化剂，依靠氧化剂支持燃烧，不需要从周围大气中吸取氧气。所以它不仅能在大气中工作，也能在大气外的宇宙真空中工作。这是任何喷气发动机都不可能做到的。目前卫星、探月飞船和各种航天器使用的推进装置都是火箭发动机。
现代火箭发动机主要分为固体推进剂发动机和液体推进剂发动机。所谓“推进剂”，是燃料(燃烧剂)加氧化剂的统称。
第一，固体火箭发动机
固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂包括聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯和硝酸酯增塑聚醚。
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置组成。药柱是由推进剂和少量添加剂制成的空心圆柱体(空心部分为燃烧面，横截面形状为圆形、星形等。).谷物放在燃烧室(通常是发动机壳体)中。推进剂燃烧时，燃烧室必须承受25O0~35O0度的高温和102 ~ 2× 107 Pa的高压，因此必须采用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱和燃烧内壁之间加装隔热内衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电点火管和火药盒(内装黑火药或烟火剂)组成。通电后，用电热丝点燃黑火药，再点燃黑火药燃烧药柱。
除了加速气体膨胀以产生推力之外，该喷管通常与推力矢量控制系统结合以控制推力方向。该系统可以改变气体喷射角度，从而实现推力方向的改变。
当谷物燃烧时，发动机将停止工作。
与液体火箭发动机相比，固体火箭发动机具有结构简单、推进剂密度高、操作方便可靠等优点。缺点是“比冲”小(也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗的推进剂重量之比，单位为秒)。固体火箭发动机比冲25 o ~ 300秒，工作时间短，加速度大推力难以控制，难以反复启动，不利于载人飞行。
固体火箭发动机主要用作火箭、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞行器起飞的助推发动机。
第二，液体火箭发动机
液体火箭发动机是指采用液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液氧、四氧化二氮等。，燃烧剂有液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和可燃物必须储存在不同的罐中。
液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统和发动机控制系统组成。
推力室是将液体推进剂的化学能转化为推进力的重要部件。它由推进剂喷嘴、燃烧室和喷嘴组件组成，如图所示。推进剂通过喷射器喷入燃烧室，经雾化、蒸发、混合、燃烧后产生燃烧产物，以高速(2500-5000m/s)冲出喷管，产生推力。燃烧室内压力可达200个大气压(约20OMPa)，温度300 ~ 400℃，需要冷却。
推进剂供应系统的功能是根据所需的流量和压力将推进剂输送到燃烧室。根据不同的运输方式，有两种类型的供应系统:挤压(气动)和泵送。挤压供给系统利用高压气体经减压器减压(氧化剂和燃烧剂的流量由减压器设定的压力控制)进入氧化剂和燃烧剂储罐，分别挤压进入燃烧室。挤压供应系统仅用于小推力发动机。高推力发动机使用泵压供应系统，该系统使用液压泵来运输推进剂。
发动机控制系统的作用是调节和控制发动机的工作程序和参数。工作程序包括发动机起动和工作。关机三个阶段，这个过程是按照预定的程序自动进行的。工作参数主要指推力和推进剂混合比。
液体火箭发动机的优点是比冲(25o ~ 5o秒)、推力范围大(单次推力为1g ~ 700t)、重复启动、推力可控、工作时间长。液体火箭发动机主要用于航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。
涡轮喷气发动机
二战前，所有的飞机都使用活塞发动机作为动力。这种发动机本身不能产生前进动力，需要驱动一个螺旋桨使其在空中旋转，从而推动飞机前进。活塞发动机和螺旋桨的这种组合一直是飞机固定的推进方式，很少有人质疑。
到了20世纪30年代末，特别是二战时期，由于战争的需要，飞机的性能发展很快，飞行速度达到700-800 km/h，高度达到10000米以上。然而，人们突然发现螺旋桨飞机似乎达到了极限，即使工程师将发动机功率从1000千瓦提高到2000千瓦甚至30000米。
问题出在螺旋桨上。当飞机时速达到800公里时，螺旋桨尖因为一直在高速旋转，实际上已经接近音速了。这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨效率急剧下降，推力下降。同时螺旋桨迎风面积大，带来的阻力更大。而且随着飞行高度的增加，大气层变薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这些因素的综合决定了活塞式发动机+螺旋桨的推进模式已经走到了尽头。为了进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进方式，喷气发动机应运而生。
喷气推进的原理大家都很熟悉。根据牛顿第三定律，所有作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机工作时，从前端吸入大量空气，燃烧后高速喷出。在这个过程中，发动机对气体施加力使其向后加速，气体也给发动机一个反作用力推动飞机前进。事实上，这个原理已经应用于实践很久了。我们玩的鞭炮是靠尾部喷出的火药气体的反应飞上天的。
早在1913年，法国工程师雷恩·罗兰(Rennes Loran)就获得了喷气发动机的专利，但这是一种冲压发动机，在当时的低转速下无法工作，缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克·惠特尔获得了他的第一个燃气涡轮发动机专利，但直到11年后，他的发动机才完成了首飞，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。
现代涡轮喷气发动机的结构
现代涡喷发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和喷管组成，战斗机的涡轮和喷管之间有一个加力燃烧室。涡喷发动机还是热机的一种，必须遵循热机做功的原理:高压输入能量，低压释放能量。所以从产生输出能量的原理来说，喷气发动机和活塞发动机是一样的，都需要进气、增压、燃烧、排气四个阶段。不同的是，在活塞式发动机中，这四个阶段是分时依次进行的，而在喷气发动机中，它们是连续的。气体依次流经喷气发动机的各个部分，对应活塞发动机的四个工作位置。
空气首先进入发动机的进气口。飞机飞行时，可以看作是以飞行速度流向发动机的气流。因为飞机的飞行速度是变化的，压气机的来流速度在一定范围内，所以进气道的作用就是通过可调管道将未来的流量调节到合适的速度。超音速飞行时，进气道前方和内部的气流速度降低到亚音速，此时气流的停滞可以使压力增加十倍甚至几十倍，大大超过压气机内的增压倍数，从而产生了一种只依靠速度冲压而没有压气机的冲压发动机。
进气口后面的压缩机专门用来增加气流的压力。当空气流过压缩机时，压缩机的工作叶片对空气流做功，这增加了空气流的压力和温度。亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。
从燃烧室流出的高温高压气体流经与压缩机安装在同一轴上的涡轮。一部分气体可以在涡轮中膨胀，转化为机械能，驱动压缩机旋转。在涡喷发动机中，涡轮内气流膨胀所做的功，正好等于压气机压缩空气所消耗的功和传动附件克服摩擦所需要的功。燃烧后，涡轮前气体的能量大大增加，所以涡轮中的膨胀比远小于压缩机中的压缩比。涡轮出口的压力和温度远高于压气机进口的压力和温度，发动机的推力就来源于这部分气体能量。
从涡轮流出的高温高压气体在尾喷管中继续膨胀，沿发动机轴向高速从喷管向后排出。这个速度远大于气流进入发动机的速度，使发动机获得反作用推力。