涡喷和涡扇有什么区别？它们各自的定义是什么？
历史
涡轮喷气发动机是涡轮发动机的一种。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。
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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。超音速射流可以通过使用收缩-扩张喷嘴(也称为拉瓦尔喷嘴)来获得。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。
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使用情况
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。
基本参数
推重比:推重比，代表发动机推力与发动机本身重量的比值。推力越大，性能越好。
压缩机级:表示压缩机叶片有多少级。通常阶段越大，压缩比越大。
涡轮级:涡轮的涡轮叶片有几级？
压缩比:进气被压缩机压缩后的压力与压缩前的压力之比。通常压力越大，表现越好。
海平面最大净推力:在海平面和条件下，发动机与外界空气的速度差(空速)为零时，发动机全速运转产生的推力。使用的单位包括kN(千牛顿)、kg(千克)和lb(磅)。
单位推力每小时油耗:也叫比推力，油耗与推力之比，公制单位kg/N-h，越小越省油。
涡轮前温度:燃烧后的高温高压气流进入涡轮前的温度。一般温度越大，性能越好。
气体出口温度:废气离开涡轮机并排出的温度。
平均无故障时间:每台发动机两次故障之间的总平均时间。时间越长，发生故障的可能性越小，通常维护成本也越低。
涡轮风扇发动机
一种燃气涡轮发动机，其中从喷嘴排出的气体和从风扇排出的空气产生反推力。涡扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。压缩机、燃烧室和高压涡轮统称为核心发动机。核心发动机排出的气体中的一部分可用能量被转移到低压涡轮驱动风扇，其余部分被用于喷管加速排出的气体。风扇的转子实际上是1级或几级长叶片的压缩机。空气流经风扇后，一部分流入核心机，称为内部气流，从喷口高速排出，产生推力，另一部分绕核心机外围流动，称为外部气流，也产生推力。这种内外涵道涡扇发动机也叫内外涵道发动机。通过外涵和内涵的空气流量之比称为涵比或流量比。涵道比对涡扇发动机的性能影响很大，涵道比大，油耗低，但发动机迎风面积大。旁通小时，迎风面积小，但油耗率高。两股气流分别排入大气的涡轮风扇发动机称为分排涡轮风扇发动机。当涵道内外的两股气流在内涡轮后面的混合器中相互混合，然后通过同一个喷嘴排入大气时，称为混合式涡扇发动机。涡扇发动机也可以加装加力燃烧室，成为加力涡扇发动机。分排涡扇发动机上的加力燃烧室可以安装在内部涡轮后面或外部涵道中，也可以安装在混排涡扇发动机上的混合器后面。
核心发动机相同时，涡扇发动机的工质流量介于涡喷发动机和涡桨发动机之间。与涡扇发动机相比，涡喷发动机具有更高的工作流体流量、更低的喷射速度、更高的推进效率、更低的油耗和更高的推力。50年代研制的第一代涡扇发动机，涵道比、压气机压比、燃气温度更低，油耗仅比涡喷发动机低25%左右，约为0.06 ~ 0.07kg/n-h(0.6 ~ 0.7kg/kg-HR)。60年代末70年代初，研制出高涵比(5 ~ 8)、高增压比(25 ~ 30)、高燃气温度(1600 ~ 1750k)的第二代涡扇发动机，油耗降低到0.03 ~ 0.04kg/n-h (0.3。与涡扇发动机相比，高涵路噪音更低，排气污染更少，多用作大型客机的动力装置。这种客机在11公里的高度上，巡航速度可以达到950公里/小时。但这种高涵道比的涡扇发动机，排气喷射速度低，迎风面积大，不适合超音速飞机。
有些战斗机使用小涵道比、带加力的涡扇发动机，但亚音速飞行时不要使用加力。油耗和排气温度比涡喷发动机低，所以红外辐射强度弱，不易被红外制导导弹击中。以2倍以上的附加力进行音速飞行时，产生的推力可以超过加力涡喷发动机，在地面标准大气条件下推重比已经达到8左右。有些战斗机使用小涵道比、带加力的涡扇发动机，但亚音速飞行时不要使用加力。油耗和排气温度比涡喷发动机低，所以红外辐射强度弱，不易被红外制导导弹击中。以2倍以上的附加力进行音速飞行时，产生的推力可以超过加力涡喷发动机，在地面标准大气条件下推重比已经达到8左右。
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。
涡轮轴发动机的定义和概念:
航空涡轴发动机是一种以空气为工作介质的燃气涡轮发动机。主要是输出功率驱动的燃气涡轮发动机，通过输出轴带动动力涡轮的大部分有效功率(95%以上)。涡桨发动机是利用燃气轮机驱动螺旋桨的燃气涡轮发动机。涡轴/涡桨发动机的气动热循环原理与大型涡喷/涡扇发动机基本相同。虽然从大型燃气涡轮发动机研制中获得的技术成果和经验可以借鉴，但涡轴/涡桨发动机属于小型燃气涡轮发动机，因此它有自己独特的气动和结构特点:
(1)小流量、小通道引起的“尺寸效应”对压气机、涡轮性能和冷却都有不利影响。
(2)高转速——高转速给临界振动、高速轴承、轴系、支撑、叶盘疲劳强度等带来一系列新问题。
(3)流动复杂——小涡轮叶片的短叶型增加了流动转折点，三维特性和粘性突出；
(4)冷却效果差——小涡轮叶片短而薄，相对外表面积大，而内部冷却孔布置困难，冷气流动短，冷却效果随尺寸减小而下降；
(5)需要进气保护装置(颗粒分离器)。
涡轴发动机的优点是:
大功率重量比(500-600kW发动机，比活塞式发动机几乎高2倍)；发动机维护简单(尤其是低温下，无需暖机启动)；振动小(无往复运动部件，发动机转子平衡精度高)；较小的最大横截面改善了直升机的空气动力学性能。因此，从20世纪50年代开始，涡轴发动机逐渐取代活塞发动机，成为直升机的主要动力装置。当然，它也有一些缺点:动力涡轮转速高，传动转子减速比大，使减速器体积大而复杂；油耗率一般略高于活塞式；周围介质(空气中的灰尘、湿度、温度)对其工作影响很大；还有难以生产的小尺寸涡轮轴发动机。经过40多年的不断研究、开发和升级，现代涡轴发动机具有以下特点:
(1)性能先进:起飞油耗0.267-0.358kg/(kW/h)；(千瓦/小时)；功率重量比为4-8kw/Dan；
(2)经济性好:巡航工作状态油耗可达0.299-0.367kg/(kW/h)，维护成本低，使用寿命长(单位寿命3000-5000h)；
(3)可靠性高:发动机提前更换率低，平均无故障时间长，性能衰减率低；
(4)技术发展潜力:良好的动力覆盖和改装可能性；
(5)环境适用性强:武装直升机的动力具有很强的防沙能力(一般带颗粒分离器)、红外压制能力、抗战斗损伤和防坠毁能力。
自1953；自罗公司Datt发动机投入使用后，涡桨发动机成为当时民用和军用运输机的重要动力装置。最大的是前苏联的HK12MB，起飞功率11000kW。与活塞发动机相比，涡桨发动机可靠性高，重量轻，而燃油经济性远低于早期的纯喷气发动机。由于上世纪60年代涡扇发动机的出现，涡桨发动机逐渐退出大型运输机领域，但在中小型飞机领域仍有广泛应用。
国外概况:
从1953年莱康明公司研制的第一台量产发动机T53到今天，已经有三代涡轴发动机投入使用，第四代正在研制中。第一代是指50年代投入使用的涡轴发动机，第二代是指60年代，第三代是指70年代末80年代初投入使用的涡轴发动机，第四代是指90年代末或20世纪初投入使用的涡轴发动机。
经过40多年的发展，国外涡轴发动机的技术水平有了很大提高；
(1)油耗率下降。美国T800、西欧MTR390等第四代涡轴发动机的油耗比同功率级的第三代涡轴发动机低8%左右，达到0.273kg/(kW/h)。
(2)单位功率增加。由于第三代和第四代涡轴发动机的功率水平不尽相同，所以用单位功率作为衡量涡轴发动机的性能指标是最佳方案。40多年来，机组功率一直稳步增长。比如美国50年代生产的产品，T58发动机的单位功率为166 kW/(kg/s)；第二代产品T64涡轴发动机的单位功率为197 kW/(kg/s)；第三代T700发动机的单位功率为267 kW/(kg/s)；第四代T800发动机单位功率达到300 kW/(kg/s)，比第一代提高81%，比第二代提高52.3%，比第三代提高12.4%。
(3)寿命周期成本降低。寿命周期成本是综合衡量一台新发动机的经济指标。与前辈相比，新的第三代大大降低了其生命周期成本，例如T700与T58相比降低了32%的生命周期成本。成本的降低主要来自机组的结构设计和油耗的降低。
(4)第四代涡轴发动机一般动力储备为10-20%。在发动机外形尺寸不变的情况下，可以通过提高流量和涡轮进口温度，或者适当增大尺寸，即在压气机前增加一个零级压气机来提高功率。
(5)采用一体化颗粒分离器，提高军事力量的防沙能力。
(6)压缩机均为两级离心式，转子稳定性好，零部件少，易维护，耐腐蚀，抗异物损伤能力强。
(7)采用回流环形燃烧室和气动雾化喷嘴。
(8)在功率小于1000kW的发动机上首次使用了气冷涡轮定子和转子叶片，使涡轮进口温度提高到1420K K..
进入21世纪后，涡轴发动机将向两个方向发展:一是继续提高涡轴发动机的循环参数和部件效率，发展性能更好的发动机，二是发展高速转子推进技术。下世纪初，涡轴发动机压比将达到16-26，涡轮前温度将达到1500-1920K。这种发动机可能还是采用三级轴流加1级离心压气机，总压比为18。燃烧室的火焰筒具有多层冷却结构。涡轮可以采用带有复杂冷却通道的径向进气。目前，美国艾利森公司研制的高速倾转旋翼机T406最高时速600公里..下一步要达到的最高速度在800km/h以上，主要包括倾转旋翼、折叠旋翼和旋翼式。
到目前为止，在民用支线动力方面，国外已经成功研制和使用了两代涡桨发动机。第三代正在开发中。第一代是指70年代以前投产的涡桨发动机，主要有Datt、PT6A、TPE331。功率范围500-1500kW，耗油率0.35-0.40kg/(kW/h)，翻新寿命8000-14000h，主要用于12-60座的支线飞机。第二代于70年代末投产，主要包括PW100，CT7和TPE331-14/15，压比11-17，涡轮前温度1277。第三代是90年代投入使用的，主要有AE2100和TPF351-20。AE2100是艾利森公司在T406的基础上研制的功率为4474kW的涡桨发动机，用于竞争下一代高速支线飞机。这款发动机的主要特点是有足够的发展潜力，比如功率可以提升到5880kW随着高压涡轮的改进；海平面静态标准状态下的动力不会因为天气炎热和海拔高而降低；爬升功率大可以缩短飞机的爬升时间。TPF351-20是美国加勒特公司为20-39支线飞机研制的推进型涡桨发动机，功率为1566kW。与该公司早期的发动机相比，由于尺寸增加和压缩机改进，油耗降低了25%，功率重量比增加了53%。TPF351-20作为单机设计，采用了很多成熟的技术，如F109涡轮发动机的压气机技术(正在研制新的压气机，功率提高25%，达到1870kW)，TPE331-14的燃烧室和燃气发生器的涡轮技术。
目前，国外许多小型涡轮发动机制造商为了降低研制成本和维护成本，正在尝试利用成熟的研究和使用经验，发展涡轴、涡桨、涡扇发动机的“通用核心机”技术，即在一台成熟的涡轴发动机基础上，研制相应的涡桨、涡扇发动机。比如美国艾利森公司的AE2100涡桨发动机，就是在艾利森公司生产的T406涡轴发动机“通用核心发动机”的基础上研制的，大大降低了研制风险和成本。这已成为国外发展小型燃气涡轮发动机的总体发展趋势。另外，国外涡轴/涡桨发动机的研制和生产都有单独的计划，由专门的厂家或专门的小型燃气涡轮发动机完成，有独立于大型燃气涡轮发动机的试验设备和生产设备。
涡轴/涡桨发动机关键技术
(1)组合式压缩机
涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机要求压气机具有高的总压增长比，以便获得高的热效率和单位功率。随着压比的提高，压缩机的结构也从原来的纯轴流变成了多级轴流和一级离心的组合式压缩机。这主要是因为对于高增压比的小型涡轴/涡桨发动机，轴流压气机级的增加使得压气机末级的“尺寸效应”更加明显，气流损失增加，气动性能显著下降；而且多级轴流压气机转子跨度大，也会带来转子动力学的困难。由于离心式压缩机的转子结构具有更好的刚性和更强的抗外物能力，尺寸效应对离心式压缩机的影响很小，有利于更换后面的轴流压缩机。在尺寸极小的情况下，必须采用全离心式压缩机系统。
(2)燃烧室
随着涡轴发动机发展到第三代、第四代，燃烧室大多采用回流环形燃烧室。随着涡轴发动机性能的不断提高，要求燃烧室进口温度和通过燃烧室的温升也相应提高。随着热气体的温度接近涡轮材料的温度极限点，保持均匀燃烧尤为重要。因此，有必要采用具有大调节比系数的新型燃料喷嘴，以获得均匀的周向和径向温度分布系数。较高的燃烧温度和较高的高压热辐射会使燃烧室火焰筒承受较大的热负荷。同时，由于更多的气流用于燃烧，用于冷却的气流减少，进口气流温度的提高降低了冷却气流的吸热能力，使得传统的火焰管冷却技术不再有效。当务之急是改善火焰筒的冷却，研究更多的耐热材料。近年来，国外把研究新型喷管和改善火焰筒冷却作为改善小型燃气涡轮发动机燃烧室性能的研究重点。此外，本文还介绍了新型燃烧室的发展方向，即用首波转子代替传统燃烧室。
(3)涡轮机
提高涡轴发动机涡轮进口温度主要有两种途径:一是寻求耐高温材料；二是采用涡轮冷却技术。在采用新材料方面，目前已经广泛使用单晶材料，下一步要研究防氧化防腐蚀的金属和陶瓷涂层。在冷却技术方面，代表涡轴发动机最高水平的第四代涡轴发动机T800-LHT-800和MTR390，其燃气发生器涡轮分别采用了两级气冷单晶叶片和单级跨音速气冷叶片。可以看出，T700、RTM322等大功率涡轴发动机使用的气冷涡轮叶片已经应用于中等功率涡轴发动机的涡轮设计，涡轮进口温度已经提高到1480K K以上..但由于涡轴发动机产生的功率相对较小，所需的空气流量较小，其进气气流的轴向速度与大型发动机相差不大，所以流道的横截面积也相应较小，导致定子和转子叶片的长度较短。这使得涡轮机很难使用气冷叶片。目前，国外正在开展径向空冷汽轮机的预研。与轴流式涡轮相比，径流式涡轮的冷却气体流量和泄漏量更小，效率更高，其尺寸适合小型燃气涡轮发动机。
(4)高速转子动力学
对于具有同心转子轴系和前进动力输出轴的涡轴发动机，动力涡轮轴必须穿过燃气发生器转子的内腔并延伸到发动机的前方，因此动力涡轮轴支架之间的跨度较长，轴直径较小。早期的涡轴发动机(如T53发动机)压比小，转速低，其动力涡轴仍工作在亚临界状态。而现代高转速压比中小型涡轴发动机转子轴系的工作转速很可能接近或超过临界转速，有的甚至过了三阶临界转速。当发动机转速很高时，要求转子振动幅度很小，这使得转子动力学问题非常困难。超临界转子支承系统常用于使转子支承系统在各阶刚体振动模态的临界速度以上平稳工作，而在临界速度以下转子轴发生大幅度弯曲变形。合理选择转子支承方案，严格控制转子轴向尺寸，正确使用弹性支承和阻尼器，合理选择材料，都直接影响转子支承系统的动态特性。
(5)颗粒分离器
因为直升机经常在降落条件恶劣的地方使用，所以在超低空飞行和悬停时，旋翼很容易吸起大量的灰尘和碎石。这些杂质被吸入发动机后，会腐蚀压气机，导致性能下降或压气机喘振裕度降低，甚至提前修复。此外，还会损坏叶片，损坏发动机，造成飞行事故。因此，为了保证涡轴发动机的安全可靠运行，必须采用进气净化装置。进气净化装置可分为两种:阻塞式过滤器和惯性颗粒分离器。由于分离效率低，设备能量损失大，阻塞式过滤器已被更适合于涡轴发动机进气除尘的惯性颗粒分离器所取代。目前惯性粒子分离器已经从早期的发动机整体部分(如黑鹰直升机上的T700发动机)发展到直升机外部，如AH-64阿帕奇外部空气粒子分离器(EAPS)。实验表明，在能量损失小于3%的情况下，EAPS的除砂效率超过90%，更好地体现了当前对颗粒分离器的设计要求:在满足特定的最低飞行器性能的基础上，尽可能提高分离技术水平。第四代涡轴发动机T800采用整体式但可分离的进气颗粒分离器，分离效率为业界最高。通过在试验台上进行C级细砂试验，证明分离效率高达97%。
(6)红外线抑制器
随着20世纪光电子学的飞速发展，发展起来的红外成像技术可以远距离识别目标，即通过跟踪飞机发出的红外信号来摧毁飞机，这使得红外抑制技术变得重要。发动机是直升机最大的红外辐射源，也是红外导弹的主要跟踪目标。因此，有必要在发动机上安装红外抑制器，以降低发动机热部件的温度和排气热流。比如在尾喷管中使用隔热挡板阻挡或屏蔽红外辐射，使用异形尾喷管改变红外波长，使红外探测器失谐；采用射流过滤改变其辐射波长；具有非圆形横截面的二维喷嘴用于过滤90%的红外辐射。目前红外抑制器主要是利用喷射原理，将周围的冷空气喷入高温尾焰，稀释二氧化碳浓度，以大幅降低排气尾焰的红外辐射。美国AH-64武装直升机装有红外辐射器和三个矩形喷射器抑制装置。安装这种抑制装置后，与用冷却风扇冷却发动机热源相比，飞机重量减轻182kg，垂直爬升速度提高76m/min。红外信号仅为无抑制装置时的6%，而排气热流红外信号为10%。应用和影响:
涡轴/涡桨发动机包括轻型攻击/反坦克直升机、特种武装直升机、战术运输机、反潜攻击机、边境巡逻机、轻型攻击机和初级教练机。