活塞发动机，跟汽车发动机原理一样。
涡喷、涡扇、涡浆发动机，基本原理相同。
涡喷最早出现，是纯喷气发动机，进气通过核心发动机膨胀做功，然后从尾后喷出，产生全部推力。
涡扇在涡喷前加一级（或者多级）风扇，风扇驱动气流大部分从外涵道绕过核心发动机（也称内涵道），然后和通过核心发动机喷出的气流混合，两者共同产生推力。
]
涡桨相当于把涡扇的围壳去掉，核心发动机只产生极少推力，主要推力有螺旋桨产生。
涡扇比涡喷省油，这很多人都知道。但是为什么省油，这里面的道理就不一定清楚了。一般说来，涡扇的排气温度低，排气速度也低，为什么这就能够省油呢？
从热力学第二定律的角度来说，在同样做功的情况下，用能位最低的方式实现，效率是最高的，但涡扇的效率也可以用更加直观的能量守恒来讲。
喷气发动机的基本工作原理是燃气燃烧产生热，空气受热膨胀，高压空气向后喷射而出，形成推力。这是纯喷气发动机的情况。要是涡扇，一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。要是涡桨，基本上绝大部分喷气的动能都转化为机械能，驱动螺桨产生推力了。
从能量守恒来说，燃气燃烧产生的热能与喷气所携带的动能和热能加上机械损耗的能量相等，也就是：
燃烧产生热能 = 喷气的动能 + 喷气的热能 + 机械损耗的能量
另一个关系式是发动机的推力。根据动量和冲量等价的公式，
Ft = mV
或者说，
F = Vm/t
其中F是推力，V是喷气速度，m/t就是喷气的质量流量。换句话说，推力不是单由喷气速度产生的，而是喷气速度和喷气流量的乘积。只有使两者提高了，或者使一项提高的速度快于另一项降低的速度，才能增加推力。
另一方面，单位时间里燃烧产生的热能 = 单位时间里喷气的动能 + 单位时间里喷气的热能 + 单位时间里机械损耗的能量假定单位时间里燃烧产生的热能不变，这是对给定耗油量的一个合理的假设，并假定忽略喷气所带的热能和机械损耗，那单位时间里喷气的动能 = 常数
也就是说，1/2*m*V*V/t = 常数
或者说，1/2*F*V=常数换句话说，在耗油量不变的情况下，喷气速度增加将导致推力的降低。
再来看喷气温度。喷气所带的热能和温度有关，温度增加，热能增加。如果假定固定的热容和空气流量，那热能的增加和温度是成线性关系的。实际热容量随温度会有所变化，空气流量也要随涡喷、涡扇变，但我们就不去费这个心思了。
由于，单位时间里燃烧产生的热能 = 单位时间里喷气的动能 + 单位时间里喷气的热能 + 单位时间里机械损耗的能量
喷气热能增加必然导致喷气动能的减少，所以喷气温度提高对增加推力不利。
涡扇将一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。风扇的“鼓风”不通过核心发动机，而是从核心发动机外的同心环道里导向后方，这个同心环道的官名是外涵道，核心发动机当然就是内涵道。外涵和内涵的空气流量之比就是涵道比。现代民航客机的高涵道比涡扇的涵道比可以达到8到10甚至更高。结合推力的公式可知，这样的涡扇外涵和内涵产生的推力之比也为8到10甚至更高。也就是说，绝大部分推力是由外涵的风扇产生的。
涡桨更加极端，取消了外涵的包围环，涵道比相当于无穷大，所以推力基本上全是由螺桨产生的，耗油率也是最低。
实际情况要更复杂，首先有机械损耗的问题。机械损耗太大肯定会导致得不偿失。涡扇可以省油的道理人们很早就明白，涡桨更是和涡喷同步出现在航空界。但早期涡扇的机械复杂性难以解决，硬干的话，不尽可靠性过不了关，机械损耗也太大，得不偿失，所以一直到60年代才出现第一代实用化的涡扇。
第二个问题是阻力。发动机推力大、省油，这是好事。但是发动机的迎风阻力要是太大，这又是一个得不偿失的问题了。涡桨的螺桨叶尖速度不能突破音速的极限，在实际使用中，飞机的前进速度超过M0.7，螺桨的效率急剧下降，所以涡桨难以用于高亚音速飞机。
涡扇的风扇叶尖是包拢在外涵之内的，激波限制在外涵之内，不和飞机形成干扰，所以速度可以比涡桨更高。但涡扇空气流量比涡喷大很多，还是回到
1/2*m*V*V/T = 常数
由于速度是平方项，速度改变一点点，空气流量要变化好多才能补上，使乘积不变。涡扇的迎风面积较大，风扇的工作效率也随速度增加急速下降，阻力随速度增加而急剧增加，推力的增加反而放慢。所以涡扇要达到超音速，只有降低涵道比，缩小迎风面积。这就是为什么战斗机涡扇发动机都是低涵道比的道理。涵道比降低到零的时候，涡扇就等同于涡喷了。F-18上的F404发动机说起来也是涡扇，但外涵的气流主要是用于冷却核心发动机，而不是产生推力，所以也被称为“漏气的涡喷”，算不上真正的涡扇。这也是F404尺寸格外轻小的一个原因。
还有一个问题是，喷气速度越低越好，但是这有一个极限，那就是飞机的前进速度。喷气温度的下限则是大气温度。
当然，如果对耗油量不加限制，这笔帐就要重新算了，喷气速度的增加最终是可以导致推力增加的，喷气温度提高也不见得就要降低推力，加力推力就是这个情况，通过在排气中大量喷注燃料和再次燃烧，极大地促进升温膨胀，极大地提高推力，而空气流量不变，但代价是油耗剧增。
涡桨的经济性使其对速度要求不太高的支线客机依然具有极大的吸引力。但大型远程客机基本上是高涵道比涡扇一统天下了。战斗机对速度的要求高，只能用低涵道比的涡扇。但对于全程两倍音速的协和式来说，涡喷就是不二的选择。
本文内容于 2013/6/1 15:45:11 被isao编辑
活塞发动机，说白了就是个汽油机，二战时很普及，今天主要用于民用轻型和超轻型飞机，主要优势是油料好弄，比较便宜。
涡喷发动机，老式战斗机和教练机常用的发动机，此外巡航导弹也很多使用。这种发动机油耗偏高，但是好处是成本较低，由于级数一般比较少，维护也简单些。
涡扇发动机，现在的主流发动机，油耗明显低于涡喷。
涡浆发动机，涡喷前面带动一个大型螺旋桨，或者是涡扇的低压压气机第一级做成螺旋桨，大概就可以这么看，其优势是低空性能好，很多运输机使用，包括A400M，也有不少轻型飞机使用。
浆扇发动机，可看做是涡扇和涡桨的综合体，型号很少，对于其发展前途意见不一。
涡轴发动机，不多说，绝大部分直升机就用这个。
活塞发动机，跟汽车发动机原理一样。
涡喷、涡扇、涡浆发动机，基本原理相同。
涡喷最早出现，是纯喷气发动机，进气通过核心发动机膨胀做功，然后从尾后喷出，产生全部推力。
涡扇在涡喷前加一级（或者多级）风扇，风扇驱动气流大部分从外涵道绕过核心发动机（也称内涵道），然后和通过核心发动机喷出的气流混合，两者共同产生推力。
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涡桨相当于把涡扇的围壳去掉，核心发动机只产生极少推力，主要推力有螺旋桨产生。
涡扇比涡喷省油，这很多人都知道。但是为什么省油，这里面的道理就不一定清楚了。一般说来，涡扇的排气温度低，排气速度也低，为什么这就能够省油呢？
从热力学第二定律的角度来说，在同样做功的情况下，用能位最低的方式实现，效率是最高的，但涡扇的效率也可以用更加直观的能量守恒来讲。
喷气发动机的基本工作原理是燃气燃烧产生热，空气受热膨胀，高压空气向后喷射而出，形成推力。这是纯喷气发动机的情况。要是涡扇，一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。要是涡桨，基本上绝大部分喷气的动能都转化为机械能，驱动螺桨产生推力了。
从能量守恒来说，燃气燃烧产生的热能与喷气所携带的动能和热能加上机械损耗的能量相等，也就是：
燃烧产生热能 = 喷气的动能 + 喷气的热能 + 机械损耗的能量
另一个关系式是发动机的推力。根据动量和冲量等价的公式，
Ft = mV
或者说，
F = Vm/t
其中F是推力，V是喷气速度，m/t就是喷气的质量流量。换句话说，推力不是单由喷气速度产生的，而是喷气速度和喷气流量的乘积。只有使两者提高了，或者使一项提高的速度快于另一项降低的速度，才能增加推力。
另一方面，单位时间里燃烧产生的热能 = 单位时间里喷气的动能 + 单位时间里喷气的热能 + 单位时间里机械损耗的能量假定单位时间里燃烧产生的热能不变，这是对给定耗油量的一个合理的假设，并假定忽略喷气所带的热能和机械损耗，那单位时间里喷气的动能 = 常数
也就是说，1/2*m*V*V/t = 常数
或者说，1/2*F*V=常数换句话说，在耗油量不变的情况下，喷气速度增加将导致推力的降低。
再来看喷气温度。喷气所带的热能和温度有关，温度增加，热能增加。如果假定固定的热容和空气流量，那热能的增加和温度是成线性关系的。实际热容量随温度会有所变化，空气流量也要随涡喷、涡扇变，但我们就不去费这个心思了。
由于，单位时间里燃烧产生的热能 = 单位时间里喷气的动能 + 单位时间里喷气的热能 + 单位时间里机械损耗的能量
喷气热能增加必然导致喷气动能的减少，所以喷气温度提高对增加推力不利。
涡扇将一部分喷气的动能转化为机械能，驱动风扇产生额外的推力。风扇的“鼓风”不通过核心发动机，而是从核心发动机外的同心环道里导向后方，这个同心环道的官名是外涵道，核心发动机当然就是内涵道。外涵和内涵的空气流量之比就是涵道比。现代民航客机的高涵道比涡扇的涵道比可以达到8到10甚至更高。结合推力的公式可知，这样的涡扇外涵和内涵产生的推力之比也为8到10甚至更高。也就是说，绝大部分推力是由外涵的风扇产生的。
涡桨更加极端，取消了外涵的包围环，涵道比相当于无穷大，所以推力基本上全是由螺桨产生的，耗油率也是最低。
实际情况要更复杂，首先有机械损耗的问题。机械损耗太大肯定会导致得不偿失。涡扇可以省油的道理人们很早就明白，涡桨更是和涡喷同步出现在航空界。但早期涡扇的机械复杂性难以解决，硬干的话，不尽可靠性过不了关，机械损耗也太大，得不偿失，所以一直到60年代才出现第一代实用化的涡扇。
第二个问题是阻力。发动机推力大、省油，这是好事。但是发动机的迎风阻力要是太大，这又是一个得不偿失的问题了。涡桨的螺桨叶尖速度不能突破音速的极限，在实际使用中，飞机的前进速度超过M0.7，螺桨的效率急剧下降，所以涡桨难以用于高亚音速飞机。
涡扇的风扇叶尖是包拢在外涵之内的，激波限制在外涵之内，不和飞机形成干扰，所以速度可以比涡桨更高。但涡扇空气流量比涡喷大很多，还是回到
1/2*m*V*V/T = 常数
由于速度是平方项，速度改变一点点，空气流量要变化好多才能补上，使乘积不变。涡扇的迎风面积较大，风扇的工作效率也随速度增加急速下降，阻力随速度增加而急剧增加，推力的增加反而放慢。所以涡扇要达到超音速，只有降低涵道比，缩小迎风面积。这就是为什么战斗机涡扇发动机都是低涵道比的道理。涵道比降低到零的时候，涡扇就等同于涡喷了。F-18上的F404发动机说起来也是涡扇，但外涵的气流主要是用于冷却核心发动机，而不是产生推力，所以也被称为“漏气的涡喷”，算不上真正的涡扇。这也是F404尺寸格外轻小的一个原因。
还有一个问题是，喷气速度越低越好，但是这有一个极限，那就是飞机的前进速度。喷气温度的下限则是大气温度。
当然，如果对耗油量不加限制，这笔帐就要重新算了，喷气速度的增加最终是可以导致推力增加的，喷气温度提高也不见得就要降低推力，加力推力就是这个情况，通过在排气中大量喷注燃料和再次燃烧，极大地促进升温膨胀，极大地提高推力，而空气流量不变，但代价是油耗剧增。
涡桨的经济性使其对速度要求不太高的支线客机依然具有极大的吸引力。但大型远程客机基本上是高涵道比涡扇一统天下了。战斗机对速度的要求高，只能用低涵道比的涡扇。但对于全程两倍音速的协和式来说，涡喷就是不二的选择。
本文内容于 2013/6/1 15:45:11 被isao编辑
活塞发动机，说白了就是个汽油机，二战时很普及，今天主要用于民用轻型和超轻型飞机，主要优势是油料好弄，比较便宜。
涡喷发动机，老式战斗机和教练机常用的发动机，此外巡航导弹也很多使用。这种发动机油耗偏高，但是好处是成本较低，由于级数一般比较少，维护也简单些。
涡扇发动机，现在的主流发动机，油耗明显低于涡喷。
涡浆发动机，涡喷前面带动一个大型螺旋桨，或者是涡扇的低压压气机第一级做成螺旋桨，大概就可以这么看，其优势是低空性能好，很多运输机使用，包括A400M，也有不少轻型飞机使用。
浆扇发动机，可看做是涡扇和涡桨的综合体，型号很少，对于其发展前途意见不一。
涡轴发动机，不多说，绝大部分直升机就用这个。