涡轮喷气发动机十个附件的原理和功能
发动机的推进效率很大程度上取决于它的飞行速度。当飞机速度低于约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气式发动机的效率低于螺旋桨式发动机。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。所以纯涡喷发动机最适合更高的飞行速度。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。
推进效率
在马赫数为ma时
每台发动机都有其最佳飞行包线(由速度x/高度y组成的xy坐标系)，这并不意味着涡扇发动机就一定比涡喷发动机省油。在超音速时，相同加力的涡扇发动机比涡喷发动机油耗更高。
可调进气口
涡轮冲压发动机是将涡轮喷气发动机(常用于马赫数3以下的各种转速)与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
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。
工作原理编辑本段
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提高气流的压力。当空气流过压缩机时，压缩机的工作叶片对空气流做功，使得空气流的压力和温度增加。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。部分燃气可以在涡轮中膨胀，转化为机械能，带动压缩机旋转。在涡喷发动机中，平衡状态下涡轮内气流膨胀所做的功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大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。
一般来说，气流从燃烧室出来时温度越高，输入的能量越大，发动机的推力也就越大。但由于涡轮材料的限制，只能达到1650K K左右，现代战斗机有时需要在短时间内增加推力。就在涡轮后面加一个加力燃烧室来喷射燃料，这样未燃烧的气体就可以和喷射的燃料混合重新燃烧。由于加力燃烧室没有旋转部件，温度可以达到2000K，可以将发动机的推力提高到1.5倍左右。它的缺点是油耗急剧增加，同时温度过高也影响发动机的寿命。所以发动机的加力一般是有限的，低空只有十几秒，多用于起飞或作战，高空可以开很长时间。
编辑这段发展历史
战争需要
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。
问题的答案
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。
突破
早在1913年，法国工程师雷恩·罗兰就获得了喷气发动机的专利。这是冲压发动机，无法在当时的低转速下工作，也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使用燃气涡轮发动机的专利，但直到11年后，他的发动机才完成了首次飞行。这种发动机在惠特尔形成了现代涡轮喷气发动机的基础。
进步
随着航空燃气轮机技术的发展，人们在涡喷发动机的基础上，根据增压技术的不同，发展出了冲压发动机、脉冲发动机等多种喷气发动机；根据输出能量的不同，有涡扇发动机、涡桨发动机、涡轴发动机和螺旋桨风扇发动机。
喷气发动机虽然在低速时油耗高于活塞发动机，但其优异的高速性能使其迅速取代后者，成为航空发动机的主流。
为相关结构编辑此段落。
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，是指贴近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。多采用粉末冶金空心叶片，整体铸造，即所有叶片和圆盘一次铸造成型。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。
喷雾管
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。
喷射引擎等的再燃装置
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。
编辑本段以获取基本参数
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。
用法编辑此段落
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。