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航空发动机-螺旋桨风扇发动机
桨扇发动机是介于涡扇发动机和涡桨发动机之间的一种发动机，其目标是将前者的高速性能与后者的经济性结合起来，目前处于研究和实验阶段。
螺旋桨风扇发动机的结构如图所示，由燃气发生器和螺旋桨风扇组成（因为给这个既像螺旋桨又像风扇的东西起名字实在是太难了，所以只好叫它螺旋桨风扇了）。螺旋桨风扇由涡轮驱动，没有涵道式机壳，装有减速器。从这些角度看，它有点像螺旋桨；不过它的直径比普通螺旋桨要小，叶片数量也更多（一般为6~8片）。薄、宽，前缘呈后掠角，这些都有点类似于风扇叶片。
根据涡扇发动机原理，在飞行速度不变的情况下，涵道比越高，推进效率越高，因此现代新型无加力涡扇发动机的涵道比越来越大，已经接近结构所能容忍的极限；无涵道涡桨发动机虽然效率较高，但是由于螺旋桨转速的限制，无法在现代M0.8-M0.95高亚音速大型宽体飞机上使用，无涵道涡桨发动机的概念应运而生。
由于没有涵道机匣，螺旋桨风扇发动机的涵道比可以做得很大，例如以在研的某发动机为例，当飞行速度为M0.8时，带动的空气量约为内部空气流量的100倍，相当于涵道比为100，这是涡扇发动机远远达不到的。将其应用于飞机上，可比目前的高涵道比涡扇发动机降低高空巡航油耗率15%左右。
相比于涡桨发动机，螺旋桨风扇发动机的可用转速要高得多，这是由叶片形状的不同决定的。普通螺旋桨叶片为了保证强度，叶片的曲率要大一些，以保证升力系数。从叶片的角度看，这种叶片形状其实是典型的低速飞机的翼型，在低速时效率很高，但一旦接近音速，效率就急剧下降，所以装用涡桨发动机的飞机速度被限制在M0.6~M0.65；宽而薄的、前缘尖锐、叶片后掠的螺旋桨风扇，类似于超音速机翼的截面形状，这种叶片的跨音速性能要好得多，在M0.8的飞行速度下仍有很好的推进效率，是目前最有前途的新型发动机。
当然，螺旋桨风扇发动机也有其缺点，由于转速高，产生的振动和噪声也较大，这对于对舒适性要求严格的客机来说是一个难题，另外，螺旋桨风扇发动机暴露在空气中的包容性、气动匹配和控制也是目前研究的难点。
航空发动机 - 涡扇喷气发动机
涡扇喷气发动机的诞生：二战后，随着时间的推移和技术的更新船用物资，涡扇发动机已经不足以满足新型飞机的动力需求，特别是二战后迅速发展的亚音速民用飞机、大型运输机，要求飞行速度要达到较高的亚音速才够，油耗要低，所以要求发动机的效率必须很高，涡扇喷气发动机的效率已经不能满足这种需求，缩短了上述飞机的航程，因此有一段时间，更多的采用涡扇喷气发动机，而大型飞机则采用螺旋桨发动机。
其实早在上世纪 30 年代，就已经出现了一些带有外部涵道的喷气发动机的粗糙早期设计，而上世纪 40、50 年代，早期的涡扇发动机开始进行试验，但是对于风扇叶片的设计和制造要求非常高，因此直到上世纪 60 年代人们才能够制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而迎来了涡扇发动机的实用化阶段。
20世纪50年代，美国的NACA（NASA的前身）对涡扇发动机进行了非常重要的科学研究，1955年至1956年，研究成果转交给通用电气（GE）公司进行进一步研制，GE公司于1989年成功研制出CJ805-23涡扇发动机，旋即打破了超音速喷气发动机的多项纪录。不过最早实用化的涡扇发动机是普惠公司的JT3D涡扇发动机。其实普惠公司启动涡扇研制项目的时间比GE晚，在得知GE研制CJ805的秘密后，便赶紧加紧工作，抢先推出了实用化的JT3D。
1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”涡扇发动机开始应用于波音707大型远程喷气客机，成为第一款应用于民用客机的涡扇发动机。“三星”号和波音747“巨无霸”客机均采用了罗尔斯·罗伊斯公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。之后涡喷发动机很快被西方民航界抛弃，只用于军用机型之一的KC-135加油机。无加力涡扇发动机其实还是挺好识别的，外面有一个大直径的风扇机匣。
发动机的效率由热效率和推进效率两部分组成，提高涡轮前气体温度、提高压气机压缩比都可以提高热效率，这是因为高温高密度气体含有的能量更多，但在飞行速度相同的条件下，提高涡轮前温度自然也会提高排气速度，流速快的气体在排出时会损失很多动能，所以单方面提高热功率，也就是提高涡轮前温度，就会导致推进效率的下降。要全面提高发动机使用效率，需要兼顾热效率和推进效率。
涡扇发动机的妙处就在于它能在不提高排气速度的情况下提高涡轮前的温度。涡扇发动机的结构其实就是在一台涡喷发动机前面加了几个涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇，风扇吸入的气流一部分像普通喷气发动机一样被送往压气机（称为“内导管”），另一部分直接从涡喷发动机机壳的外围排出（“外导管”）。发动机的燃气能量分别被分配到风扇和燃烧室产生的两股排气气流上，此时为了提高热效率和提高涡轮前的温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，将更多的燃气能量通过风扇传递到外导管，从而避免排气速度的大幅增加。这样，热效率和推进效率就得到了平衡，发动机的效率大大提高。效率高意味着飞机的油耗低，航程更远。
涡扇喷气发动机的优缺点：如上文所述，涡扇发动机效率高，油耗低，这意味着飞机的航程更远。但是涡扇发动机技术复杂，特别是如何将风扇吸入的气流正确地分配到外涵道。但是涡扇发动机技术复杂，特别是大涵道比，涉及到技术、适航、同行竞争等各个方面，目前只有极少数公司有能力开发和占领市场。目前国内只有少数军用飞机装备涡扇发动机，而民用涡扇发动机还处于研发阶段。
航空发动机 - 涡轮喷气发动机
涡喷发动机的诞生：在第二次世界大战之前，活塞发动机与螺旋桨的组合取得了巨大的成功，使人类得以挑战天空。但到了1930年代末，航空技术的发展将这一组合推向了极限。当螺旋桨达到800公里/小时的速度时，螺旋桨叶尖实际上已经接近音速，跨音速流场导致螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减，螺旋桨迎风面积大，阻力也大，大大阻碍了飞行速度的提高。同时随着飞行高度的增加，大气层变稀薄，活塞发动机的功率下降。
由此诞生了一种全新的喷气发动机推进系统，喷气发动机吸入大量空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机前进。
早在1913年，法国工程师雷内·洛兰就提出了冲压发动机的设计，并获得了专利。但当时没有相应的助推手段和相应的材料，喷气推进只是一种幻想。1930年，英国人弗兰克·惠特尔申请了燃气涡轮发动机的专利，这是第一个实用的喷气发动机设计燃气涡轮发动机优缺点，11年后他的发动机首次飞行，从而成为涡轮喷气发动机的鼻祖。
涡喷发动机的原理：涡喷发动机是涡轮喷气发动机的简称，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等组成，有些军用发动机在涡轮与尾喷管之间还有加力燃烧室。
涡喷发动机都属于热力发动机，它们的工作原理都是相同的：高压下输入能量，低压下释放能量。
发动机工作时，首先从进气道吸入空气，这个过程并不是打开一个进气道那么简单，由于飞行速度是可变的，压气机对进气速度有严格的要求，所以必须将进气道的进气速度控制在合适的范围内。
顾名思义，压缩机就是用来增加吸入空气的压力的。压缩机主要以风扇叶片的形式存在，叶片的旋转对气流做功，使气流的压力和温度升高。
高压空气再进入燃烧室，由燃烧室内的燃油喷嘴将燃油喷出，与空气混合并着火，产生高温高压的燃烧气体，向后排出。
高温高压气体经高温涡轮逆流，其内能部分在涡轮内膨胀并转化为机械能，推动涡轮旋转。由于高温涡轮与压缩机安装在同一轴上，因此也带动压缩机旋转，如此反复地压缩和吸入空气。
从高温涡轮流出的高温高压燃气在尾喷管中继续膨胀，并以很高的速度从尾喷管向后喷出，这个速度远远大于进入发动机的气流速度，从而对发动机产生了反作用推力，驱动飞机向前飞行。
涡喷发动机的优缺点：该型发动机具有加速快、设计简单等优点，是较早投入实用的喷气发动机类型，但若要提高涡喷发动机的推力，就必须提高涡轮前气体的温度，提高增压比，这样就增加了排气速度，损失了更多的动能，这样就产生了增加推力与降低油耗的矛盾，因此涡喷发动机的油耗高是商用民用飞机的致命弱点。
航空发动机 - 涡轴发动机
涡轴发动机的诞生：涡轴发动机首次正式试飞是在1951年12月，涡轴发动机作为直升机的新型动力源，兼具喷气发动机和螺旋桨发动机的特点，使直升机的发展更进了一步，当时涡轴发动机还被归类为涡桨发动机的一种。随着直升机的普及及其先进性能的体现，涡轴发动机逐渐被看作是喷气发动机的一个单独型号。
1950年，透博梅卡公司（）研制出“Adust-1”（-1）型涡轴发动机。这种发动机只有一级离心式叶轮压气机和两级涡轮输出轴。发动机功率达到206千瓦（280轴马力），成为世界上第一种实用化的直升机涡轴发动机。第一架装备这种发动机的直升机是美国贝尔直升机公司生产的（编号为XH-13F），于1954年首飞。到20世纪50年代中期，涡轴发动机在直升机设计师中越来越受到青睐。
涡轴发动机的原理：涡轴发动机与涡桨发动机类似，曾被归为同一类，都是由涡喷发动机演变而来，涡桨发动机带动螺旋桨，而涡轴发动机带动直升机旋翼轴，获得升力和气动控制力。当然，涡轴发动机也有自己的特点：通常采用自由涡轮，而其他形式的涡喷发动机一般不采用自由涡轮。
涡轴发动机除具有涡喷发动机的大部分特点外，还具有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等基本部件。其特有的自由涡轮位于燃烧室的后面，高能燃烧气体在自由涡轮上做功，经传动轴、减速器等带动直升机旋翼旋转，使直升机起飞。自由涡轮不像其他涡轮那样带动压气机，而是专门用来输出动力的，类似蒸汽涡轮。做功后的废气通过尾喷管排出。喷流的能量不大，产生的推力很小，只占总推力的十分之一左右。因此，为适应直升机机体结构的需要，涡轴发动机的喷流可以灵活布置，可以向上、向下或向两侧，不一定是向后。涡轴发动机中带动压气机的燃气发生器涡轮与自由涡轮虽然在机械上没有联系，但在气动上却有着紧密的联系。对于这两种涡轮来说，在燃气热能分布方面，都需要随着飞行条件的变化而进行适当的调整，以达到发动机性能与直升机旋翼性能的最佳组合。
按照涡扇发动机的理论，涡轴发动机所驱动的转子直径应该尽可能的大。因为对于同样的核心机来说，转子直径越大，转子上产生的升力就越大。转子驱动的空气流量一般是涡轴发动机内空气流量的500到1000倍。
因为速度低，冲压效应不明显，普遍采用侧向进气设计，温度越高，热效率越高，高推进效率要求尽可能提高涵道比，通常内流进气设计成收敛形状，促使气流在收敛时加速，使流场更加均匀。进气唇口采用流线型，符合亚音速流线的要求，避免气流分离，保证压气机稳定工作。另外船舶配件，由于直升机飞行距离地面较近燃气涡轮发动机优缺点，所以一般需要去除进气中的杂质，通常采用颗粒分离器。颗粒分离器可以设计为进气道的一个整体部分，分离器设计成一定的螺旋形状，利用惯性力场，使进气中的沙粒由于质量大，在弯道处获得较大的惯性力，被甩出主气流，经导流后排出进气道。
虽然涡轴发动机的排气能量不高，但对敌方红外探测装置来说仍是一个相当客观的目标。发动机排气是直升机主要热辐射源之一，作战直升机必须降低自身的热辐射强度，采用红外抑制技术。一方面，要设法降低发动机裸露的热部件表面温度，更重要的是要从外部引入冷空气，混入热的排气流中，以降低温度，稀释二氧化氯浓度，减少红外信号。先进的红外抑制技术往往将排气、冷却风道和发动机安装位置作为一个完整、有效的系统进行设计和制造。
我们知道，压气机分为轴流式和离心式两种，轴流式压气机占地面积小，流量大；离心式压气机结构简单，稳定性较好。涡轴发动机从纯轴流开始，发展到单级离心式、双级离心式和组合式压气机，经历了多次变革。目前，涡轴发动机一般采用几级轴流加一级离心式，组成组合式压气机，兼具两者的优点。国产的涡轴-6、涡轴-8发动机，就是1级轴流加1级离心式压气机的组合；“黑鹰”直升机上的T700发动机，采用5级轴流加1级离心式压气机。压气机零部件主要有进气导流板、压气机转子、压气机定子和防喘振装置等。压气机转子是一个高速旋转的总成。轴流式转子叶片呈级联排列，安装在工作叶轮的周围，转子叶片呈放射状铸在叶轮的外侧。压气机定子由压气机壳体和静叶片组成。转子旋转时，空气被迫经转子叶片向后流动，不但使空气加速，而且使空气受到压缩，转子叶片后面的气压大于前面的气压，气流离开转子叶片后，进入定子叶片，定子叶片起压力扩散器的作用。在定子叶片通过过程中，空气速度降低，压力升高，空气进一步被压缩。一个转子加一个定子称为一个级。常用压缩后压力与压缩前压力之比来衡量空气通过压气机的压缩程度，即用压力比来表示。
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