一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。但是由于涡轮材料等的限制，只能达到K左右现代战斗机有时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达K可使发动机的推力增加至倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，用于起飞或战斗时在高空则可开较长的时间空气最后能顺利的进入下一结或压缩机。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。在超音速多叶送风口时，机头与进气道都会产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。所以的进气道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由于进气道紧贴机身，会受到机身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。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都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。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，转子由转子轴连。现役涡喷发动机一般为－级压气机。级数越越往后压力越大，当战斗机高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“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。经验表明喘振发生在压气机的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，也可避免喘燃烧室与涡轮空气经过压气机压缩后进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。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。，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。根燃气喷出速度越大，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这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管得超音速的喷气流。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。著名的加力燃烧室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%，但是油耗惊多叶排烟口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战争需要在第二次世界大战以前，所有的都采用作为的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转以此推动前进。这种活塞式发动机+螺旋桨的组合一直是固定的推进模式，很少有多叶排烟口提出过质疑到了三十年代末尤其是在二战中由于战争的需要，的性能得到了迅猛的发展多叶送风口速度达到－公里每小，高度达到了米以上但多叶排烟口们突然发现螺旋桨似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高从千瓦甚至千瓦但的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上键问题问题就出在螺旋桨上，当的速度达到公里每小时由于螺旋桨始终在高速旋转桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降同时由于螺旋桨的迎面积较大带来的阻力也较而且随着多叶送风口高度的上升大气变稀薄活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机+螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高多叶送风口性能必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。喷气推进的原理大家并不陌生，根作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气燃烧后高速喷出在此过程中发动机向气体施加力，使之向后加速气体也给发动机一个反作用力，推动前进。事实上这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的是依靠尾部喷出气年后他的发动机才完成其首次多叶送风口，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。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，后部是带可调喷的加力喷管。起飞和加速以及马赫数以下的多叶送风口状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式当加速到马赫数以上时，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加压送风口并且维持高马赫数巡航状态的，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。应用状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都广泛应用。的传奇战斗-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，曾经创下马赫的战斗机速度纪录与米的升限纪录与涡轮扇发动机相比，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同时喷气发动机尽管在低速时油耗要大于活塞式发动机，但其优异的高速性能使其迅速取代了后者，成为航空发动机的主流。两者的共同点都是压气机在燃烧室燃烧膨胀做功推动涡轮然都础上，加装了有涡轮驱动的扇和一个外罩构成一个外涵道。从结构的差别就是这样，你看见的涡喷前面像扇一样的东西是压气机的叶片，而前面的是扇。结构上有外涵道和内涵道，外涵道的喷出的空气直接排除发动机产生推力，内涵道的就是进入燃烧室了。 涡扇发动机的外涵道和内涵道的空气质量流量之比，叫涵道比。涵道比小于，定义为道比大于定义为大涵道比，大于小于为中涵道比。涵道比是涡扇发动机的重要设计参数，它对发动机耗油率和推重比有很大影响。涡扇发动机的优点是相同的情况下涡扇发动机的空气流量大，排气速度低所以推进效率高耗油率低噪声低。不加力的涡扇发动机是高亚音速旅客机和运输机的理想动力带加力的涡扇发动机则适用于超音速。涡喷燃烧气体推动涡轮带动压气机后直接喷出。