战斗机发动机直接烧油产生推力吗？
涡轮喷气发动机:涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。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。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。
涡扇发动机:由喷嘴排出的气体和风扇排出的空气产生反作用推力的燃气涡轮发动机。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，由喷嘴高速排出产生推力，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。与涡喷发动机相比，涡扇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。
1.涡轮喷气发动机
进气道进气-压气机增压-燃烧室加热-涡轮膨胀功驱动压气机-尾喷管膨胀加速-排到外面。
发动机旋转后，压气机不断把压缩空气送到后面的燃烧室，空气和燃油在这里混合燃烧，高温、高速、高压的气体向后排出，带动涡轮旋转。涡轮和压缩机通过轴连接，所以涡轮旋转，压缩机也随之旋转，空气被不断压缩。
2.涡轮风扇发动机
2.1分置排气涡轮风扇发动机
进气口-风扇增压-气流分为两股。
固有气流:压气机增压-燃烧室加热-涡轮膨胀做功驱动风扇和压气机-内部尾喷管膨胀加速-排气到外部。
外涵道气流:外涵道-外涵道尾喷管扩张加速-向外排气。
我们常见的民航客机使用的发动机大多是分离排气的涡扇发动机，如著名的V2500、PW4000、GE90等。....
2.2混合排气涡轮风扇发动机
进气口-风扇增压-气流分为两股。
内在气流:压气机增压-燃烧室加热-涡轮膨胀做功驱动风扇和压气机-混合器。
外部旁路气流:外部旁路混合器
两股气流在混合器中混合——尾喷管的膨胀被加速——并被排放到外部。