世界小型涡扇发动机大全 世界小型涡扇发动机大全图片

涡扇-15、F-119、产品30谁更强

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目前世界已服役的五代机有4款，分别是美国的F22和F35、俄罗斯的苏57、中国的歼20。而我国的歼31可能是下一架服役的五代机，不过还需时间检验。其中F22、苏57、歼20代表了三国最强战机，它们分别使用的是F-119、产品30、涡扇15发动机。这三款发动机的性能，其实很能决定战机自身的实力。我们今天就来比较下，看看其性能如何？

F22

推力/推重比

美国的F119采用小涵道比加力式涡扇发动机，在结构设计上属于比较常规的设计，强调简单、结实，尽量采用成熟技术，以避免高研制风险和降低制造成本。其中间推力10.7吨，最大推力17.5吨，推重比为11。俄罗斯的产品30为苏57最新配备的发动机，其研发就是为取代为人诟病的AL-41发动机。产品30的中间推力11吨，加力推力18吨，推重比10。这款发动机采用三元矢量尾喷口，属于典型的第四代小涵道比涡扇发动机。我国的涡扇15发动机是专门为歼20配备的，它和产品30一样都是采用三元矢量尾喷口的小涵道比推力矢量涡扇发动机。其中间推力10.7吨，最大推力18吨，推重比为11。从推力这一数据看，其实这三款发动机都差不多，基本都在一个层面上，不好比较。

F22发动机

工作寿命

发动机的使用寿命也是其最重要性能，可使用时间越长，对于战机的维护、保养以及花费也就越高效。美制发动机在这方面历来都做得很出色，俄制发动机就显得逊色些，但到了这几款发动机会有所改观吗？

F119发动机工作寿命达到了惊人的8000小时（大修寿命10000小时）的工作寿命标准，可见其材料、工艺水准之高。产品30发动机工作寿命这款数据还未知，但其由AL-41改进而来，而AL-41工作寿命只有700-800小时，所以据此推算应该会提高2-3倍这样，达到2000-2500小时这样。涡扇15发动机作为后来者，还在不断的做追赶。其工作寿命达到4000小时，大修寿命达到6000小时左右，这一数据只有F119的60%。工作寿命这款显然美国的发动机要遥遥领先，这点我们需要承认，人家在这方面的技术还是挺强的。

产品30

涡轮前温度

这个涡轮前温度越高，它说明什么？说明允许引擎控制烧到更高的温度，就可以在战时提供更多的推力。能把这一温度做得越高，也说明其发动机叶片技术越好，能承受越高温。F119的涡轮前温度达到1977K，这是个很高的水准了。产品30温度承受范围达到1950-2100K，也是非常厉害的数据。涡扇15涡轮前温度在1850K左右，稍微低些但也很不错了。

结构概述

F119发动机使用的是二元矢量推力喷管，上下偏转角度为20度（行程中只需1 s），推力和矢量由数字电子系统控制。尾喷管也采用Alloy C阻燃钛合金以减少重量，其调节片设计可减小雷达反射截面积，还可对调节片进行了冷却，减少红外信号。所以F22在雷达反射截面积上，是五代机最低的。

产品30最大的特点就是使用了带喷口锯齿处理的三维矢量控制喷管，偏转造成的发动机推力损失较小。这种新的喷管还可有效地降低尾喷流的燃气温度，从而实现红外隐身。同时该发动机简化了结构，减少了部件数量，自重比上一代发动机轻了30%左右。

苏57

涡扇15采用三元矢量喷口，其三元矢量喷管-在俯仰方向可作±10°偏转。从+10°到-10°的行程中只需1.5秒钟。并且装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片，令飞机的机动性更加优异。涡扇15采用数控电子一体化系统，发动机推力和矢量喷口姿态调整由双余度全权限数字电子控制系统控制，按照涡扇具体转速和核心机压比例对发动机工作状态和输出功率做出适当调整，从而大幅提高工作效率。

涡扇15

怎么说呢，这三款发动机设计各有特点，只是采用三维矢量设计的战机，能在近距离空战中能获得更好的优势。不过现代化的空战基本都是超视距战斗的多，至于近距离格斗优势能有多少作用体现，还有待实战考验。

歼20

综合来说这三款都是比较不错的五代机发动机，美国的这款F119比较成熟、实用，性能这块来说，相对其他两款可靠性显然要好些。俄罗斯的产品30没出来前就被寄予厚望，性能也是说得很厉害。但都知道俄罗斯电子数控方面比较差，对于这种先进发动机的智能化控制方面，个人有很大疑问，还需时间检验。我们的涡扇15目前装备没有还未知，但作为一款新产品要想得到认可，也是需要实际应用中的检验。发动机作为现代工业皇冠上的明珠，我们之前与欧美产品差距太大，要想在涡扇15上追赶上也不太现实，所以客观的说涡扇15作为后来者还是有差距的，这点我们需要努力追赶！

罗罗公司最主要的民用发动机是RB211系列涡扇发动机，其中包括应用于波音747/767飞机上的RB211-524(推力范围258.0～266.9千牛)、应用于波音757飞机和图204飞机上的RB211-535E4(推力范围166.4～191.7千牛)；

在RB211三转子发动机基础上研制的遄达系列发动机，主要包括应用于波音777飞机上“遄达”800、应用于波音747、767飞机上的“遄达”600、应用于空中客车A330飞机上的“遄达”700、作为A340唯一动力装置的“遄达”500，以及即将用于A380飞机上的“遄达”900大推力改型。

其他的民用发动机包括应用于福克100/70飞机、波音727飞机和“湾流”Ⅳ/Ⅳ-SP飞机上的“泰”涡扇发动机(推力范围61.6～68.5千牛)；

国际合作研制的应用于“空中客车”A320/A321/A319飞机和MD-90飞机上的V2500低污染涡扇发动机(推力范围97.9～155.7千牛)；

应用于“湾流”Ⅴ飞机、“环球快车”飞机和波音717飞机上的BR700发动机(推力范围53.4～102.3千牛)；

艾利逊公司研制的应用于L-100飞机、N-250飞机和萨伯2000飞机上的AE2100发动机(功率范围3130～4470千瓦)；

应用于EMB-145飞机和“锦标”X飞机上的AE3007发动机(推力范围26.7～31.1千牛)以及应用于轻型涡桨机和轻型直升机上的250型发动机(功率范围310～530千瓦)；

威廉姆斯·罗罗公司研制的应用于“锦标”和SJ30小型喷气飞机上的FJ44涡扇发动机(推力范围8.4千牛)。 【罗罗公司】

罗尔斯·罗伊斯（又称劳斯莱斯）是英国著名的航空发动机公司，也是欧洲最大的航空发动机企业，它研制的各种航空发动机广为世界民用和军用飞机所采用。罗尔斯·罗伊斯由英文Rolls-Royce翻译而来，也被译为“罗尔斯-罗伊斯”，简称“罗罗”。

罗尔斯·罗伊斯公司成立于1906年，创始人是CharlesStewartRolls（查尔斯·罗尔斯）和FrederickHenryRoyce（亨利·罗伊斯）。

涡扇10c发动机参数

最大推力已经超过了15吨，接近4代大推的入门水平，因此可以放手研发一种变循环体制的WS10C，最终指标也是双19，这就对WS15形成了不小的竞争压力，甚至有可能最终出现两大版本的J20，齐头并进，你追我赶，双双进入世界先进水平。

涡扇10C是我国研发的一款涡扇发动机,和其他的涡扇-10的衍生型号不同,这架歼20发动机的尾部喷气口有着锯齿状设计,和美国的F-35使用的发动机类似,

简介一下WP14发动机

WP-14发动机，是我国自行研制的新一代涡喷发动机，1983年初设计，1985年12月试车，

1986年9月达到经证机的设计指标，该发动机可用于F-7系列、F-8系列飞机。

该发动机与仿制的WP-7、WP-13相比有较大的进步。

发动机推力：WP-7甲是6000kg，WP-13是6600kg，而WP-14是7500kg。

加力耗油率(kg/kg.n)：WP-7甲是2.0，WP-13是2.25，WP-14是1.87。

不开加力推力：分别是4300kg、4100kg、5270kg。

不开加力耗油(kg/kg.n)：分别是1.01、0.96、0.95。

总增压比：分别是8.85、8.85、13.5。

涡轮前温度(度)：分别是1288、1243、1470。

推重比：分别为5.22、5.45、6.5。

从上述技术指标中可看出，WP-14是十分先进的，与第一代和第二代米格-21的发动机相

比，确实有很大的进步。这在发动机的总增压比、涡轮前温度、推重比方面特别突出。

该发动机可广泛运用于F-7II、F-7III 、F-8II等飞机上，据介绍，安装WP-14发动机的

F-8II飞机，其飞行机动能力全面超过幻影-2000。

该发动机作为我国新一代发动机，有广泛的运用空间，利用该机的核心技术，也可发展

成为推重比为7.5-8，推力为8000-9000kg的小涵道比的涡扇发动机。该发动机的研制成

功，有助于形成我国自己的核心技术，为我国航空发动机的发展打下了良好的基础。

WP-14发动机性能介绍(2)

WP-14发动机研制成功后，极大地提升了中国涡喷发动机的研制能力。从当时的情况来看

，WP-14发动机与80年代世界在役发动机相比并不落后，甚至还具有相当的优势，以下是

WP-14与当时世界著名发动机的对比情况。

发动机型号 国别 推力（加力/最大） 耗油kg/kg.n(加力/最大)

WP-14 中 7500kg/5270kg 1.87/0.95

P13-300 苏 6000kg/5100kg 2.25/0.96

J-79GE-11A 美 7181kd/4536kg 1.97/0.84

J-79GE-17 美 8120kg/5385kg 1.97/0.84

阿塔-09C3 法 6012kg/4280kg 2.03/1.01

阿塔-09K50 法 7200kg/5020kg 1.96/0.97

M-53(涡扇) 法 9018kg/5610kg 2.03/0.87

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发动机型号 推重比 总压比 涡轮前温度 装备机型

WP-14 6.5 13.5 1470 F-7、F-8

P13-300 5.8 10.3 1000 米格-21M

J-79GE-11A 4.33 12.8 F-104G

J-79GE-17 4.66 12.8 F-4E

阿塔-09C3 4.13 5.6 幻影III

阿塔-09K50 4.55 6.0 幻影F-1

M-53 6.2 9.5 1230 幻影2000

从上述表中可知,WP-14的主要技术性能在当时是非常先进的，其油耗、推重比、总压比

、涡轮前温度等几项指标都明显优于当时世界主要现役机种的发动机，不仅如此，甚至

与幻影2000装备的M-53涡扇发动机相比，也占尽优势(除发动机最大状态耗油量外)。应

当说，除了与美国当时先进的涡扇发动机相比，有一定差距外，在中挡发动机中属先进

机型。

WP-14发动机的自重与WP-7(F-7)、WP-7甲(F-8)基本相同(分别为1154g、1150kg、1149k

g)，而推力却要大30.43%和25%，这无疑将大大提升F-7系列和F-8系列飞机的作战推重比

，极大地改善其机动飞行能力(以F-7II为例，换装WP-14后，作战推重比由原来的0.8提

高到1.04，其作战推重比与第三代战机相拟)；WP-14的耗油量指标也明显低于WP-7和WP

-7甲发动机，由此可知，换装WP-14发动机的F-7系列、F-8系列飞机在机载油量、气动外

型不变的情况下，其飞行航程也将有明显的增加。即使与WP-13相比，WP-14在各方面的

优势也是显而易见的。

从以上情况看，WP-14确实是一种相当优秀的发动机，即使用今天的眼光来看，仍不时为

一种优秀的发动机，并有很大的改进余地，当时厂家介绍，改装WP-14发动机的F-8II，

在机动飞行性能上全面超过幻影2000，看来并非自吹。

然尔，令人遗憾的是，从90年代后就再也没有听到WP-14的消息；而当年同时列入重点研

究项目的WP-13改（WP-13是仿制米格21M的发动机P-13-300，发动机推重比比P-13-300小

，表明材料和制造工艺仍有差距）反而十分活跃，频频露面，成了F-7E和F-8II的配套发

动机。为何不用性能更先进的WP-14，反而对性能比较落后的WP-13改了又改，确实让人

无法理解。当然机会确实非常重要，WP-14出生时正逢百万大裁军，中央确定以经济建设

为重点，要求军队要忍耐，军费大幅下调，军队的各种科研项目和采购、装备全面压结

缩，WP-14真是生不逢时，变成英雄无用武之地。

另外，WP-15发动机的资料未查到，在我印象中该发动机用于国产无人驾驶高空侦察机，

是仿造缴获美国高空无人驾驶侦察机的。WP-14是那家厂生产的情况不详。

注：WP14经过小的改动就可以达到80KN甚至85KN，还可以衍生出无加力的中等推力的发

动机用于高教或者攻击机。

昆仑--涡喷14

"昆仑"是中国第一台走完自行设计、试制、试验、试飞全过程的航空发动机，是国内目前最先进的中等推力级的军用涡喷发动机。该发动机经过几百项严格的地面考核试验和空中考核试飞后，于2002年7月被国家军工产品定型委员会正式批准设计定型。它的研制成功使中国成为继美、俄、英、法之后世界上第五个能够独立研制航空发动机的国家。昆仑发动机的军用代号是涡喷14，据昆仑发动机总设计师严成忠称，其性能超过以往中国所有军机的国产发动机，包括之前最好的涡喷13乙。昆仑发动机的设计单位是中国一航沈阳发动机设计所。研制周期长达18年。立项时间是1984年。试飞时间长达8年。

WP14在80年代中期试车后就下马了 没有继续研制下去

就以我国仿制英国60年代的斯贝发动机到90年代末才成功的科研实力来看 WP14的技术指标当时是没法实现的 或是实现了高指标但是寿命、可靠性大幅降低

涡扇20航空发动机研制成功了！这款发动机有什么特别？

涡扇-20，是一款推力范围为13000至16000千克力(kgf)的大涵道比涡扇发动机。这款发动机就是中国以“太行”发动机为基础，自行研制的涡扇-20大涵道比涡扇发动机。该发动机将主要用于运-20大型运输机，未来，还可作为大型客机、新型双发中型运输机、 第二代远程反潜巡逻机的主要动力。

大涵道比涡扇发动机可作为大型军商用飞机的动力，由1级风扇、3级增压压气机、7级高压压气机、短环燃烧室、1级高压涡轮、3级低压涡轮、简单收敛喷管以及全权限数字控制系统等组成。中国试飞院一架伊尔76的试飞照片。该机左翼内侧安装了一台新型大涵道比涡扇发动机，疑似就是国产大型运输机运-20的“中国心”WS-20（涡扇-20）发动机。

据外国媒体推测，这种大涵道比涡扇发动机已经进入飞行试飞阶段，将在未来5至7年内投入使用。至此，我国成为继美、英、法、俄之后第五个能够独立研制大涵道比高性能涡扇发动机的国家，该型发动机不仅填补了我国航空发动机领域的一项重要空白，更是作为我国航空发动机发展道路上具有里程碑意义的一件大事。

可以说，迈过这道坎，中国航空发动机将正式进入发展的“快车道”，就像突破那层“窗户纸”，一系列先进技术将被接连攻克。目前，我国除研制军民两用的涡扇-20发动机之外，还在研制以C-919民用飞机为装机对象的长江-1000A发动机，并计划在国内生产具有世界超一流水平的LEAP-X发动机。种种迹象表明，中国大涵道比发动机的春天已经来临。

涡扇20航空发动机研制成功了！这款发动机有什么特别？

质量肯定没得说，发动机的推力很大，耗油量较小，性能有了显著提高，有了全方面的提升！

该发动机的基础是中国太行发动机，可以为大型商用飞机提供动力有一级风扇，三级增压压气机以及全权限数字控制系统等组成，该款发动机的推力十分大，歼20的配套发动机具备隐身能力

这款发动机的基础是中国“太行”发动机，可以为大型军商用飞机提供动力，由1级风扇、3级增压压气机以及全权限数字控制系统等组成。该款发动机的推力十分大，歼20的配套发动机具备隐身能力。

涡扇20航空发动机是目前中国最先进的航空发动机。他的特别之处不仅仅在于其推力大，更重要的它是歼20的配套发动机，具备隐身能力。歼20列装该发动机后将实现作战能力的全面提升。

涡扇20航空发动机的特点在于，它可以不受任何限制的发生转动，而且发动机使用的材质是特殊的，可以在太空中长时间的转动。

中国有那几种涡扇发动机

根据新闻列举一下吧。

1、枭龙，“泰山”发动机，仿俄罗斯RD33。

2、飞豹，“秦岭”发动机，仿英国“斯贝”发动机。秦岭是“涡扇-9”发动机的全国产化+改进版本。

3、歼10，AL-31发动机进口的，也有说是WS10，仿的是AL31和美国F100普惠的拼凑品，技术尚不成熟。

4、运20，采用D-30型发动机，随后会用WS-18发动机或是FWS-10型发动机的改进型号。

基本就这几种吧！！

涡扇发动机

全称为涡轮风扇发动机（Turbofan）是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成。与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向后推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。

涡扇引擎的旁通比（Bypass ratio，也称涵道比）是不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有0.3。现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气引擎相当，且运转时还宁静得多。

..涡轮风扇发动机的诞生

二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。 实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。 50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D涡扇发动机。实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。 1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。 涡轮风扇喷气发动机的原理 涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。

编辑本段涡轮风扇发动机的优缺点

如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远

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.涡轮喷气发动机

是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。

.....原理及工作方式

涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。因为采用了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或者大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，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旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。

飞机速度低于大约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型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。

螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。

涡轮/冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机(它常用于马赫数低于3的各种速度)与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。

涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。

.......结构

进气道

轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。

两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层(boundary layer，或边界层)的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角(angle of attack，AOA，或称攻角)时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。

压气机

压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。

燃烧室与涡轮

空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。

涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。

喷管及加力燃烧室

喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。

在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或后燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50％，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。

......使用情况

涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的）

与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。

通用本田航空发动机有限责任公司成立于2004年。是GE航空空和本田航空空各出资50%的合资公司。总部位于美国俄亥俄州辛辛那提，主要产品为HF120小型涡扇发动机。HF120基于本田HF118开发，长度110cm；直径54厘米；干重180kg；起飞推力为2050磅力(9.1千牛)。通用电气在发动机领域只有三家50:50股权结构的合作企业:第一，与法国赛峰集团合作的CFMI是国际合作的典范；二是与普惠合作的发动机联盟(EA)，成功切入空A380市场，20年占据55%的市场份额。竞争对手是劳斯莱斯Trent900，这是一款“强强联手”与另一强手竞争的车型。然后就是这个“GE-Honda”。全球老板的担忧:抓住大漏洞，错过小漏洞过去几十年，GEAviation空一直忙着造推力最大、尺寸最大的发动机，顾不上小的了。这也充分说明，企业的优势资源也是有限的:没有人能包揽一个行业的所有细分品类。虽然是世界龙头，但GE也有短板:在小型涡扇发动机领域的竞争力极其微弱。目前全球市场排名前四的是霍尼韦尔、普惠加拿大、罗洛艾利森和威廉姆斯国际。GE上世纪60年代有一架装备李尔喷气机的CJ619，之后就没有了。目前最小的发动机是CF34系列，是巴航工业的“E-jet”和ARJ21等支线喷气式飞机喷气级的动力，庞巴迪的大型公务机“挑战者600”上只有少量装备。眼看着公务机市场蒸蒸日上，GE却无可奈何，这个级别或者更小的超小型涡扇发动机军民两用，可以为无人机和巡航导弹提供动力，而GE在这个领域毫无收获。这怎么可能行得通！？小型发动机市场很大。截至2017年4月，全球共有22368架喷气式公务机。平均每年有700多架飞机交付给客户，价值约220亿美元。前五大市场分别是:庞巴迪宇航:27.7%；斯隆-塞斯纳:23.1%；通用动力公司-湾流航空航天公司:21.4%；巴基斯坦航空业:16.7%，达索7.7%。预计未来十年喷气式公务机的交付量将达到8349架，价值2520亿美元，平均每架3000万美元。霍尼韦尔和航空空每周预测8600-10000台发动机，至少需要交付22000台发动机。届时，市场份额的顺序将是:普惠加拿大、霍尼韦尔、罗洛艾利森和威廉姆斯国际。你看，老板，GE的公务机份额太可怕了！以前市场上大概有5万台发动机，但是都丢了。未来十年，发动机将超过2万台，增速将超过商用市场。葛怎么可能放弃？而且公务机市场的特点是更换率高。一架喷气式公务机在使用5年后，价格仅为原值的56%，客户通常需要在10-15年更换一次。一架公务机15-20年的价格只相当于一辆豪车。GE为什么选择本田？你不会相信:通用电气唯一能找到的合作伙伴是本田。首先，GE不可能和市场前四合作。为什么呢？？人们已经做了一桌子的食物。你什么也没买，也没在厨房帮忙。坐下来吃不好吗？虽然你是全球老大，但是GE在这个领域还没有起步。其次，本田的技术一点都不差。早在1991年就开始了小型涡扇发动机的研发，最初的HFX-01于1993年进行了地面试验。起飞推力1800lbf，油耗0.45kg/hr/kgf(燃油/小时/kgf)。之后HFX20进一步降低油耗和噪音，起飞推力增加到2200lbf。上述两种发动机首次出现在1997年的国际涡轮展览会上:“TurbineEXPO97”。更新的HF118于2003年推出。每公斤燃料可飞行3.3公里，比普惠等竞争对手生产的同类产品省油10%。本田还为其打造了首个超小型全功率数字电子控制(FADEC)系统。第三:本田也需要GE。凭借自身实力，本田有一款技术水平相当高的入门级产品，而这恰好是GE所缺乏的。处于起步阶段的本田也需要通用电气的经验和全球网络。所以本田唯一能找到的合作伙伴就是GE——偶然找到一个全球老大，于是双方一拍即合。与HF120同级的还有普惠加拿大的PW600系列。目前，HF120的销量已经超过100台，不仅搭载了“本田Jet”，而且GE-Honda的发动机被选用为塞斯纳的“证书”M2。“GE-Honda”能成为下一个国际合作的典范吗？JAL空发动机公司(JAEC川崎重工、IHI、三菱重工合资)在IAE(国际航空空发动机公司)V2500项目中成绩斐然。如果以后本田也加入这个阵营，不要惊讶。未来的“GE-Honda”会给双方带来好运吗？它能成为下一个国际合作的模式吗？这需要时间和市场的检验，但根据以往的表现，GE要做的事情不太可能失败；似乎没有什么是本田做不到的。