發動機的推進效率在很大程度上取決於它的飛行速度。當飛機速度低於大約450英裏/小時（724公裏/小時）時，純噴氣發動機的效率低於螺旋槳型發動機的效率，由於螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英裏/小時（563公裏/小時）以上時螺旋槳效率迅速降低。因而，純渦輪噴氣發動機最適合較高的飛行速度。這些特性使得壹些中等速度飛行的飛機不用純渦輪噴氣裝置而采用螺旋槳和燃氣渦輪發動機的組合 -- 渦輪螺旋槳式發動機。
推進效率
在馬赫數 Ma<0.6 的速度下渦輪螺旋槳發動機效率最高。而當速度提高到馬赫數 0.6-0.9 時，螺旋槳/渦輪組合的優越性在壹定程度上被內外涵發動機、涵道風扇發動機和槳扇發動機所取代。這些發動機的排氣比純噴氣的渦輪噴氣發動機的排氣流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率與渦輪螺旋槳發動機相當，超過了純噴氣發動機的推進效率。在亞音速(Ma<1.0)條件下,渦輪噴氣發動機的推進效率最低。當飛機飛行速度超過音速後(Ma>1.0),渦扇發動機由於迎風面積過大從而推進效率開始降低；與此相反,渦輪噴氣發動機的推進效率則迅速提升,即使在馬赫數 2.5-3.0 範圍下,渦輪噴氣發動機的推進效率仍然可以達到 90%,正因為如此，與三代機普遍使用的涵道比為0.5-0.8的中等涵道比渦扇發動機相比,F-22使用的F-119渦扇發動機把涵道比降回到0.29，為的就是能夠實現（Ma1.4）的超音速巡航。
每種發動機都有它們最佳使用的飛行包線-(由速度x/高度y構成的xy坐標系)，並不是說渦扇發動機壹定比渦噴發動機省油，在超音速時，同樣開加力燃燒室的渦扇發動機比渦噴發動機耗油率還高。
可調進氣道
渦輪沖壓噴氣發動機將渦輪噴氣發動機（它常用於馬赫數低於3的各種速度）與沖壓噴氣發動機結合起來，在高馬赫數時具有良好的性能。這種發動機的周圍是壹涵道，前部具有可調進氣道，後部是帶可調噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數3以下的飛行狀態下，發動機用常規的渦輪噴氣式發動機的工作方式；當飛機加速到馬赫數3以上時，其渦輪噴氣機構被關閉，氣道空氣借助於導向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成為沖壓噴氣發動機的燃燒室。這種發動機適合要求高速飛行並且維持高馬赫數巡航狀態的飛機，在這些狀態下，該發動機是以沖壓噴氣發動機方式工作的。
渦輪火箭發動機
渦輪/火箭發動機與渦輪/沖壓噴氣發動機的結構相似，壹個重要的差異在於它自備燃燒用的氧。這種發動機有壹多級渦輪驅動的低壓壓氣機，而驅動渦輪的功率是在火箭型燃燒室中燃燒燃料和液氧產生的。因為燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪前，需要用額外的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然後這種富油混合氣（燃氣）用壓氣機流來的空氣稀釋，殘余的燃油在常規加力系統中燃燒。雖然這種發動機比渦輪/沖壓噴氣發動機小且輕，但是，其油耗更高。這種趨勢使它比較適合截擊機或者航天器的發射載機。這些飛機要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續航時間。
工作原理編輯本段
現代渦輪噴氣發動機的結構由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰鬥機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發動機仍屬於熱機的壹種，就必須遵循熱機的做功原則：在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。因此，從產生輸出能量的原理上講，噴氣式發動機和活塞式發動機是相同的，都需要有進氣、加壓、燃燒和排氣這四個階段，不同的是，在活塞式發動機中這4個階段是分時依次進行的，但在噴氣發動機中則是連續進行的，氣體依次流經噴氣發動機的各個部分，就對應著活塞式發動機的四個工作位置。
空氣首先進入的是發動機的進氣道，當飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發動機，由於飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應的來流速度是有壹定的範圍的，因而進氣道的功能就是通過可調管道，將來流調整為合適的速度。在超音速飛行時，在進氣道前和進氣道內氣流速度減至亞音速，此時氣流的滯止可使壓力升高十幾倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機中的壓力提高倍數，因而產生了單靠速度沖壓，不需壓氣機的沖壓噴氣發動機。
進氣道後的壓氣機是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。
從燃燒室流出的高溫高壓燃氣，流過同壓氣機裝在同壹條軸上的渦輪。燃氣的部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，帶動壓氣機旋轉，在渦輪噴氣發動機中，平衡狀態下氣流在渦輪中膨脹所做的功等於壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。經過燃燒後，渦輪前的燃氣能量大大增加，因而在渦輪中的膨脹比遠大於壓氣機中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機進口高很多，發動機的推力就是這壹部分燃氣的能量而來的。
從渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續膨脹，以高速沿發動機軸向從噴口向後排出。這壹速度比氣流進入發動機的速度大得多，使發動機獲得了反作用的推力。
壹般來講，當氣流從燃燒室出來時的溫度越高，輸入的能量就越大，發動機的推力也就越大。但是，由於渦輪材料等的限制，只能達到1650K左右，現代戰鬥機有時需要短時間增加推力，就在渦輪後再加上壹個加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃氣與噴入的燃油混合再次燃燒，由於加力燃燒室內無旋轉部件，溫度可達2000K，可使發動機的推力增加至1.5倍左右。其缺點就是油耗急劇加大，同時過高的溫度也影響發動機的壽命，因此發動機開加力壹般是有時限的，低空不過十幾秒，多用於起飛或戰鬥時，在高空則可開較長的時間。
發展歷史編輯本段
戰爭需要
在第二次世界大戰以前，所有的飛機都采用活塞式發動機作為飛機的動力，這種發動機本身並不能產生向前的動力，而是需要驅動壹副螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉，以此推動飛機前進。這種活塞式發動機+螺旋槳的組合壹直是飛機固定的推進模式，很少有人提出過質疑。
到了三十年代末，尤其是在二戰中，由於戰爭的需要，飛機的性能得到了迅猛的發展，飛行速度達到700－800公裏每小時，高度達到了10000米以上，但人們突然發現，螺旋槳飛機似乎達到了極限，盡管工程師們將發動機的功率越提越高，從1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飛機的速度仍沒有明顯的提高，發動機明顯感到“有勁使不上”。
關鍵問題
問題就出在螺旋槳上，當飛機的速度達到800公裏每小時，由於螺旋槳始終在高速旋轉，槳尖部分實際上已接近了音速，這種跨音速流場的直接後果就是螺旋槳的效率急劇下降，推力下降，同時，由於螺旋槳的迎風面積較大，帶來的阻力也較大，而且，隨著飛行高度的上升，大氣變稀薄，活塞式發動機的功率也會急劇下降。這幾個因素合在壹起，決定了活塞式發動機+螺旋槳的推進模式已經走到了盡頭，要想進壹步提高飛行性能，必須采用全新的推進模式，噴氣發動機應運而生。
噴氣推進的原理大家並不陌生，根據牛頓第三定律，作用在物體上的力都有大小相等方向相反的反作用力。噴氣發動機在工作時，從前端吸入大量的空氣，燃燒後高速噴出，在此過程中，發動機向氣體施加力，使之向後加速，氣體也給發動機壹個反作用力，推動飛機前進。事實上，這壹原理很早就被應用於實踐中，我們玩過的爆竹，就是依靠尾部噴出火藥氣體的反作用力飛上天空的。
突破
早在1913年，法國工程師雷恩．洛蘭就獲得了壹項噴氣發動機的專利。這是壹種沖壓式噴氣發動機，在當時的低速下根本無法工作，而且也缺乏所需的高溫耐熱材料。1930年，弗蘭克．惠特爾取得了他使用燃氣渦輪發動機的第壹個專利，但直到11年後，他的發動機才完成其首次飛行，惠特爾的這種發動機形成了現代渦輪噴氣發動機的基礎。
進步
隨著航空燃氣渦輪技術的進步，人們在渦輪噴氣發動機的基礎上，又發展了多種噴氣發動機，如根據增壓技術的不同，有沖壓發動機和脈動發動機；根據能量輸出的不同，有渦輪風扇發動機、渦輪螺旋槳發動機、渦輪軸發動機和螺槳風扇發動機等。
噴氣發動機盡管在低速時油耗要大於活塞式發動機，但其優異的高速性能使其迅速取代了後者，成為航空發動機的主流。
相關結構編輯本段
進氣道
軸流式渦噴發動機的主要結構如圖，空氣首先進入進氣道，因為飛機飛行的狀態是變化的，進氣道需要保證空氣最後能順利的進入下壹結構：壓氣機（compressor，或壓縮機）。進氣道的主要作用就是將空氣在進入壓氣機之前調整到發動機能正常運轉的狀態。在超音速飛行時，機頭與進氣道口都會產生激波（shockwave，又稱震波），空氣經過激波壓力會升高，因此進氣道能起到壹定的預壓縮作用，但是激波位置不適當將造成局部壓力的不均勻，甚至有可能損壞壓氣機。所以壹般超音速飛機的進氣道口都有壹個激波調節錐，根據空速的情況調節激波的位置。
兩側進氣或機腹進氣的飛機由於進氣道緊貼機身，會受到機身附面層（boundary layer，或邊界層）的影響，還會附帶壹個附面層調節裝置。所謂附面層是指緊貼機身表面流動的壹層空氣，其流速遠低於周圍空氣，但其靜壓比周圍高，形成壓力梯度。因為其能量低，不適於進入發動機而需要排除。當飛機有壹定迎角（angle of attack，AOA，或稱攻角）時由於壓力梯度的變化，在壓力梯度加大的部分（如背風面）將發生附面層分離的現象，即本來緊貼機身的附面層在某壹點突然脫離，形成湍流。湍流是相對層流來說的，簡單說就是運動不規則的流體，嚴格的說所有的流動都是湍流。湍流的發生機理、過程的模型化都不太清楚。但是不是說湍流不好，在發動機中很多地方例如在燃燒過程就要充分利用湍流。
壓氣機
壓氣機由定子（stator）頁片與轉子（rotor）頁片交錯組成，壹對定子頁片與轉子頁片稱為壹級，定子固定在發動機框架上，轉子由轉子軸與渦輪相連。現役渦噴發動機壹般為8－12級壓氣機。級數越多越往後壓力越大，當戰鬥機突然做高g機動時，流入壓氣機前級的空氣壓力驟降，而後級壓力很高，此時會出現後級高壓空氣反向膨脹，發動機工作極不穩定的狀況，工程上稱為“喘振”，這是發動機最致命的事故，很有可能造成停車甚至結構毀壞。防止“喘振”發生有幾種辦法。經驗表明喘振多發生在壓氣機的5，6級間，在次區間設置放氣環，以使壓力出現異常時及時泄壓可避免喘振的發生。或者將轉子軸做成兩層同心空筒，分別連接前級低壓壓氣機與渦輪，後級高壓壓氣機與另壹組渦輪，兩套轉子組互相獨立，在壓力異常時自動調節轉速，也可避免喘振。
燃燒室與渦輪
空氣經過壓氣機壓縮後進入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；緊接著流過渦輪，推動渦輪高速轉動。因為渦輪與壓氣機轉子連在壹根軸上，所以壓氣機與渦輪的轉速是壹樣的。最後高溫高速燃氣經過噴管噴出，以反作用力提供動力。燃燒室最初形式是幾個圍繞轉子軸環狀並列的圓筒小燃燒室，每個筒都不是密封的，而是在適當的地方開有孔，所以整個燃燒室是連通的，後來發展到環形燃燒室，結構緊湊，但是整個流體環境不如筒狀燃燒室，還有結合二者優點的組合型燃燒室。
渦輪始終工作在極端條件下，對其材料、制造工藝有著極其苛刻的要求。多采用粉末冶金的空心頁片，整體鑄造，即所有頁片與頁盤壹次鑄造成型。相比起早期每個頁片與頁盤都分體鑄造，再用榫接起來，省去了大量接頭的質量。制造材料多為耐高溫合金材料，中空頁片可以通以冷空氣以降溫。而為第四代戰機研制的新型發動機將配備高溫性能更加出眾的陶瓷粉末冶金的頁片。這些手段都是為了提高渦噴發動機最重要的參數之壹：渦輪前溫度。高渦前溫度意味著高效率，高功率。
噴管
噴管（nozzle，或稱噴嘴）的形狀結構決定了最終排除的氣流的狀態，早期的低速發動機采用單純收斂型噴管，以達到增速的目的。根據牛頓第三定律，燃氣噴出速度越大，飛機將獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因為最終氣流速度會達到音速，這時出現激波阻止氣體速度的增加。而采用收斂－擴張噴管（也稱為拉瓦爾噴管）能獲得超音速的噴氣流。飛機的機動性來主要源於翼面提供的空氣動力，而當機動性要求很高時可直接利用噴氣流的推力。在噴管口加裝燃氣舵面或直接采用可偏轉噴管（也稱為推力矢量噴管，或向量推力噴嘴）是歷史上兩種方案，其中後者已經進入實際應用階段。著名的俄羅斯Su-30、Su-37戰機的高超機動性就得益於留裏卡設計局的AL-31推力矢量發動機。燃氣舵面的代表是美國的X－31技術驗證機。
加力燃燒室
在經過渦輪後的高溫燃氣中仍然含有部分未來得及消耗的氧氣，在這樣的燃氣中繼續註入煤油仍然能夠燃燒，產生額外的推力。所以某些高性能戰機的發動機在渦輪後增加了壹個加力燃燒室（afterburner，或後燃器），以達到在短時間裏大幅度提高發動機推力的目的。壹般而言加力燃燒能在短時間裏將最大推力提高50%，但是油耗驚人，壹般僅用於起飛或應付激烈的空中纏鬥，不可能用於長時間的超音速巡航。
基本參數編輯本段
推力重量比：Thrust to weight ratio，代表發動機推力與發動機本身重量之比值，愈大者性能愈好。
壓氣機級數：代表壓縮機的壓縮葉片有幾級，通常級數愈大者壓縮比愈大。
渦輪級數：代表渦輪機的渦輪葉片有幾級。
壓縮比：進氣被壓縮機壓縮後的壓力，與壓縮前的壓力之比值，通常愈大者性能愈好。
海平面最大凈推力：發動機在海平面高度及條件，與外界空氣的速度差（空速）為零時，全速運轉所產生的推力，被使用的單位包括kN（千牛頓）、kg（公斤）、lb（磅）等。
單位推力小時耗油率：又稱比推力（specific thrust），耗油率與推力之比，公制單位為kg/N-h，愈小者愈省油。
渦輪前溫度：燃燒後之高溫高壓氣流進入渦輪機之前的溫度，通常愈大者性能愈好。
燃氣出口溫度：廢氣離開渦輪機排出時的溫度。
平均故障時間：每具發動機發生兩次故障的間隔時間之總平均，愈長者愈不易故障，通常維護成本也愈低。
使用情況編輯本段
渦噴發動機適合航行的範圍很廣，從低空低亞音速到高空超音速飛機都廣泛應用。前蘇聯的傳奇戰鬥機米格-25高空超音速戰機即采用留裏卡設計局的渦噴發動機作為動力，曾經創下3.3馬赫的戰鬥機速度紀錄與37250米的升限紀錄。（這個紀錄在壹段時間內不太可能被打破的）
與渦輪風扇發動機相比，渦噴發動機燃油經濟性要差壹些，但是高速性能要優於渦扇，特別是高空高速性能。