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喷气式飞机的推进系统一般有四种：涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机（或旁路发动机）、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。本文将讨论现代飞机上使用的两种最常见发动机的设计和布局：涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机，并解释它们的特性和对特定任务的适用性。
一般来说，每台发动机都由压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管四部分组成，如下图1所示。压气机用于在燃烧前提高进气压力；涡轮是发动机的心脏，从高温高压的燃烧产物中获得工质。动力涡轮的作用不是提供推力船舶配件，而是带动压气机运转。高温高压的燃烧产物通过尾喷管膨胀，提供推力。在一些军用涡喷发动机上，排气速度和飞机推力的提高，就是通过排气管内的“二次燃烧”来实现的。
图 1. 典型燃气涡轮喷气发动机示意图。空气进入发动机时被风扇叶片压缩，然后与燃料混合并在燃烧室中燃烧。高温废气在驱动压缩机的同时提供向前的推力。
1.1 涡轮喷气发动机
涡轮喷气发动机是最早的喷气发动机，由法兰克爵士和汉斯·冯·奥海恩在二战期间发明。这种发动机现在已不再用于民用飞机，而主要用于高速军用飞机。图1是典型的喷气发动机的剖面图，显示了这种发动机的布局，轴流式压气机由轴流式涡轮驱动涡扇发动机参数，位于同一根轴上。这种装配形式使压气机和涡轮称为“轴”。新型发动机通常有两根或三根“轴”，以便压气机和涡轮中的压缩和膨胀过程可以分布在不同的部分。这样，低压压气机和低压涡轮安装在同一根轴上，形成低压“轴”。低压轴穿过高压压气机和高压涡轮组成的高压轴的中空内部。这样，压气机和涡轮就被分离成独立的部分，以减少压气机和涡轮叶片上的离心力。为了达到最佳的工作效率，允许不同位置的压气机和涡轮具有不同的工作转速。
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1.2 涡喷发动机优化
在优化喷气发动机时，通常会考虑两个参数：发动机的比推力 (ST) 和比燃油消耗 (SFC)，后者是能够产生单位推力的燃油质量流量。通常，涡轮设计师会使用两个热力学变量来优化这两个参数：压缩机压力比 (R) 和涡轮入口温度 (TET)。这两个变量对 SFC 和 ST 的影响将依次考虑。
ST 受 TET 的强烈影响。为了在产生给定推力的同时使发动机尽可能小，应该最大化 TET。但是，在 R 不变的情况下增加 TET 将导致 SFC 增加。另一方面，增加 ST 比损失更多 SFC 更重要涡扇发动机参数，尤其是在高速下，小型发动机对于减轻重量和阻力至关重要。
增加 R 总是会导致 SFC 下降，因此确保高效的压缩阶段是经济型发动机的关键。对于固定的 TET 值，增加 R 最初会增加 ST，但最终会导致 ST 再次下降。因此，由工程师确定最佳 R 值。此外，ST 最大化的最佳压缩比会随着 TET 的增加而增加。
R 和 TET 的优化不能独立于发动机的机械设计进行。提高 TET 需要使用更昂贵的合金材料和冷却涡轮叶片，这必然会导致成本增加、机械复杂性增加或发动机寿命缩短。增加 R 还会使压缩机和涡轮变大，从而增加发动机的重量、成本和机械复杂性。
最后，涡轮喷气发动机的性能会因飞行速度和高度的不同而变化，因为质量流量和阻力动量会随着空气密度和前进速度的变化而变化。随着高度的增加，总推力会大大降低，这是由于环境密度和压力的降低造成的，但由于发动机入口温度较低，比推力可能会更大。然而，SFC 会随着高度的增加而降低，这是工程专业学生弗兰克计算出来的，这个结论促使他想要开发喷气发动机。
2.1 涡扇发动机
上文提到，出口速度高的涡喷发动机无法满足民机要求的高推进效率，为了提高推进效率，采用旁通式发动机，通常称为涡扇发动机。关注公众号：双机动力先行，免费获取大量双机资讯，聚焦双机关键技术！
涡扇发动机的核心部件与涡喷发动机基本相同，都有压气机、燃烧室、动力涡轮等，如图2所示。但这种发动机多了一个第二涡轮，带动发动机前方的一个大风扇，风扇将空气不经过燃烧室，通过旁通管道直接送至排气口。基于此，设计人员往往考虑旁通中的冷流和核心区的热流。将旁通出来的冷空气与核心区出来的高温废气混合，可以提高推进效率，降低噪音。早期旁通发动机的涵道比（流过旁通的空气质量流量除以流过主路的空气质量流量）在0.3~1.5之间，现在大型客机都配备有涵道比在5以上的高涵道比发动机。
在罗尔斯·罗伊斯的RB211发动机和遄达系列中，低速风扇由一台涡轮驱动，两个内部压气机由两台独立的涡轮驱动，从而形成三轴发动机。
图2 涡扇发动机示意图
2.2 涡扇发动机优化
涡扇发动机设计师需要考虑四个主要参数：涵道比 (BR)、总压比 (OR)、风扇压比 (FR) 和 TET。与涡喷发动机一样，要增加推力，必须增加 TET。随着 FR 的增加，冷流产生的推力增加，热流产生的推力减少，因为更多的功用于驱动风扇。存在一个使 SFC 最大化的最佳 FR。事实上，如果 OR 和 BR 保持不变，使 F 最大化的最佳 FR 将自动使 SFC 最小化。
BR增大，推进效率提高，但SFC降低。对于涡扇发动机船用物资，BR通常在4~6之间，OP和TET都较高。对于军用飞机来说，推力更重要，因此应将BR降低至0.5~1。BR对发动机的效率、外观、尺寸和重量影响很大。随着发动机重量的增加，有效载荷会下降，大型客机的收益也会相应减少。其次，增加机翼升力来驱动更大的发动机，必然会导致更大的阻力。最后，从实际原因来看，BR>10对目前的技术来说是不现实的，因为为了让涡轮运转得更快，必须在驱动动力涡轮和风扇之间安装变速箱。这样的设计肯定会花费大量的研发时间，还可能造成重量增加，带来的不利影响大于提高BR带来的好处。因此，发动机的优化不能只从热力学参数的角度来考虑。 飞机制造商最终决定安装哪种发动机取决于哪种设计能给大型客机带来最高的经济效益。
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