一、航空发动机：国之重器，皇冠明珠
航空发动机在整体造价中占有 20%到 30%的比重，是评估飞行器能力的重要参考依据之一
航空发动机，是一种构造精巧且技术难度极高的热力装置，是飞行器的核心部件，被称作“工业皇冠上的明珠”。这种机械装置，对飞行器的运行能力、稳定程度和成本效益具有决定性作用，同时也是一个国家在科技、制造和国防领域综合能力的显著标志。如今，全球范围内能够自主开发先进航空发动机的国家屈指可数，仅限于美国、俄罗斯、英国、法国以及中国等少数几个国家，其技术壁垒极为森严。
航空发动机因为技术含量高，所以本身价格昂贵。在飞机各个部分的成本构成里，发动机的成本大约占到整个飞机的百分之二十到三十，仅次于机身结构，是飞机的关键构成部分。
发动机产生推力主要包含四个环节。无论是喷气式还是活塞式发动机，都必须经历吸气、增压、燃烧和排气这四个工作步骤。空气首先被吸入发动机的进气道，随后通过压气机进行加压，接着进入燃烧室与燃料混合并燃烧。燃烧室会生成高温高压的气体能量，这些能量传递给涡轮，涡轮通过做功带动涡轮轴，为发动机的运行提供动力，进而推动飞机前进。
航空发动机构造颇为精巧，其整体由五个主要部分构成，分别是进气设备、压缩机、燃烧空间、涡轮以及排气管路，在这之中，压缩机、燃烧空间和涡轮构成了关键部分，这三个部分也被称作核心机的主体构成。核心机是推进系统里温度峰值最高、压力峰值最大、转速峰值最大的部件，发动机研发期间超过八成的技术难题都与其关联，属于航空发动机研发中挑战较为突出的部分。
1、压气机：多级静子+转子构成，叶片可达 2000 片
压气机是航空发动机的关键构成，具有压力高、转速快的特性。压气机在发动机中的主要功能是借助涡扇提供的机械作用力对气体实施压缩，把机械动力转变为气体的内部能量，使气流压力和温度得到提升，以此满足航空发动机的热力运作标准。衡量压气机优劣的主要参数涵盖气体输送量、压力增幅倍数、能量转换比率、工作稳定性余量、整体构造体积。
压气机由多个部分构成，每个部分包含静子和转子两个部分，静子位于转子之前，两者交替设置，沿着气流方向排列，压气机依据气流特点可分为轴流式、离心式以及混合式三种类型，轴流式压气机的结构特点是级数较多，即一个转子叶片组与一个静子叶片组的组合数量较多，这种结构会占用更多的轴向空间，单级所能提供的压力提升幅度相对较小，不过整体上能够实现更高的压力提升，因此被广泛应用于现代民航客机和军用飞机中
• 静子（工作轮）：叶片、盘、轴
• 转子（导向器）：叶片、机匣
压气机叶片，空气从进气道进入发动机，会流到压气机部分，在那里空气被减速并增压。压气机里的叶片，根据它们的功能，可以分为两种，一种是旋转的叶片，也就是动叶，另一种是固定的叶片，叫做静叶。旋转的叶片会旋转，并将空气向后推，而固定的叶片会减少空气的旋转动量，给空气施加压力。这个过程会重复很多次，最终实现空气的减速和增压。压气机中的叶片层数相当可观，单个发动机的压气机部分通常包含大约两千片此类部件。各个发动机类型在叶片的层级设计上体现出各自的特色。
压气机轮盘是航空发动机的核心旋转部件，它的作用是固定叶片并传递动力，需要在高温、高压、高转速的环境下承受复杂的力学作用。这种部件根据功能不同，可以分为三种类型，分别是风扇轮盘、低压压气机轮盘和高压压气机轮盘。近年来，由于技术进步，发动机的叶片和轮盘开始整合在一起，形成了所谓的“整体叶盘”，这种设计在高推重比发动机上得到了广泛应用。整体叶轮是整合了叶片与基座的精密旋转部件，能够使发动机的重量降低百分之二十至三十，提升效率百分之五到十，并且减少零件数量超过一半以上。
航空发动机普遍运用双转子轴流压气机，该结构由低压与高压两个转子构成。低压转子与高压转子运行时的温度有别，前者在二百至三百摄氏度之间，后者则介于三百至五百摄氏度。正因如此，低压与高压压气机机匣选用的材料也大相径庭。通常情况下，低压机匣以钛合金打造，而高压机匣则多采用合金钢。压气机机匣从构造角度划分，有两种类型，一种是分开成两半的机匣，另一种是完整环状的机匣。分开成两半的机匣构造比较简单，安装起来也很方便，不过它的机匣在周围分布得不够均匀，这样容易对压气机的效率造成影响。完整环状的机匣则具有均匀的刚性分布，但是装配起来比较困难，而且维修起来也不方便。
2、燃烧室：发动机心脏，结构分为扩压器、外壳、内壁和旋流器
燃烧室是发动机的核心部件，首要作用是将化石燃料燃烧成高温高压的气体，此过程完成化学能向热能的转换，这些气体随后从燃烧室流出，推动涡轮旋转，实现热能到机械能的转化，并最终驱动发动机运转，燃烧室由多个结构组件构成，包括进气装置扩压器、外壳、内壁和旋流器。
研制燃烧室需要克服多重挑战，进展缓慢，投入巨大，耗时颇多，其燃烧时产生的气体温度介于1800℃到2000℃之间，这样的高温不适合直接通入涡轮导向器内部因此，总空气量中差不多六成未被燃烧消耗的部分会逐步送入燃烧室，这部分空气里，大约三分之一的作用是降温燃气，其余三分之二则用于冷却火焰筒的内壁。
燃烧室扩压器，用于处理压气机压缩后的空气，其结构为喇叭形，能够增大空气流动的横截面积，进而减慢空气的移动速度，通常使超音速转变为亚音速，最终将高速空气调整至适合燃烧的最佳状态。
外壳进行燃烧：经过扩压器的大气，会分成两个部分，一部分进入燃烧室主体，与燃料完全融合并参与燃烧过程，另一部分则进入外壳和燃烧室内壁之间的空隙，用来冷却内部结构。
燃烧室的内壁承担着区分燃烧部分与腔内空气的任务，该内壁布满了尺寸各异的孔眼，让内壁同外壳之间的部分空气得以进入燃烧区。考虑到内壁必须承受高温燃烧气体的作用，一般选用耐热合金材质，并配合冷却措施，确保其能够持续正常工作。
燃烧室中的旋流装置，能够让气流形成旋转状态，首先可以造成气流紊乱，从而帮助燃料和气体更好地融合，进而提升燃料的燃烧效率；其次，这种装置还能在燃烧空间内制造出气压不高且速度缓慢的区域，以此来保证燃烧过程的平稳进行。
涡轮是航空发动机中的关键动力部件，其中涡轮叶片在所有叶片的总价值中大约占据六成。
燃气涡轮为航空发动机提供动力，依靠高温燃气的冲击引发旋转，促使涡轮叶片驱动涡轮盘转动，再经由轴使压气机运作，达成热力循环过程。涡轮部件是发动机中承受热负荷、气动负荷及机械负荷最为严重的组件，其工作环境极为严酷，必须满足高温、高压和高速等极端条件。
涡轮由固定部件和旋转部件构成。固定部件包含导向叶片、外环以及内环等构成。旋转部件则由工作叶片、轮盘和轴等组成。一个导向部件与一个旋转部件组合形成一个涡轮层级。涡轮由一个或多个涡轮层级构成，根据层级数量分为单级或多级涡轮。
涡轮叶片是“两机”所有构成部分里，加工步骤最为复杂、生产耗时最为长久、产品通过检验概率最小的零件之一。在飞行器动力装置的叶片（含风扇叶片、涡轮叶片以及压气机叶片）当中，涡轮叶片
占叶片总体价值的 60%左右。
涡轮叶片分为两种类型,一种是导向叶片,另一种是工作叶片。导向叶片主要用来改变燃烧室排出燃气的方向,这种叶片的工作温度能够超过1,100℃。涡轮工作叶片承受的温度，比涡轮导向叶片低五十度到一百度，然而在高速旋转时，由于气动力和离心力的共同影响，叶片中间部分的受力达到每平方毫米一百四十兆帕，而叶片根部承受的应力则在每平方毫米二百八十到五百六十兆帕之间。
涡轮叶片通常选用耐热合金或者钛铝金属制造，经由精密铸造工艺完成加工。伴随发动机性能的增强，高压涡轮叶片已慢慢转变为定向凝固和单晶材质的构造。
涡轮盘是飞机发动机里一个关键部件，它的作用是安放并固定涡轮叶片，用来传递动力，这个部件由轮缘、辅板、均压孔和中心孔构成，它需要在高温、高转速等苛刻条件下工作。为了确保强度、耐久性和稳定性，涡轮盘材料必须兼具优异的抗拉伸性能，以及出色的抗蠕变能力，并且必须兼顾断裂韧性，还要关注疲劳裂纹的延伸速度，所以涡轮盘通常选用耐热合金进行锻造加工。
4、其他结构
进气道，航空发动机的进气道，主要功能是让自由流动的空气进入发动机内部，并且对空气进行减速和增压处理。
喷口主要功能是让发动机产生的燃气进一步扩张，把燃气的有效能量转换成动力，并以超高速喷出形成反推力。此外，通过调整喷口中间通道的尺寸，能够改变燃气在涡轮和喷管内的膨胀程度分配，也就是说可以调整压气机和涡轮的协同工作位置，从而控制发动机的运行状况。
（二）航空发动机分类：涡扇发动机已成为军民用发动机主流
依据动力生成的原理，飞行器动力装置分为两种类型，一种是往复式发动机，另一种是喷气式发动机。往复式发动机依靠活塞承受气体推力，在引擎内部进行周期性往动，通过连杆机构将往动转化为曲轴的回转运动，由此获得能量输出，其运作方式与地面车辆所用的往复式发动机相似。受飞行速度及运作机制等因素制约，往复式发动机正逐步被喷气式发动机所替代。
喷气式发动机利用燃料燃烧后形成的气体朝后高速喷涌，凭借反向冲击力使飞行器朝前移动，这种发动机能够分为火箭式和吸气式两种类型。吸气式发动机又可依据是否配备压气机，进一步细化为三种不同构造，分别是直接吸入空气的类型、间歇性压缩空气的类型以及采用燃气轮机的类型。
各种动力装置因为运行模式不一样，各自拥有最适宜的飞行区间。图 10 展示了不同动力装置的比冲随飞行速率的变化情况，比冲指的是推力与每单位时间消耗的推进物料之比，能够体现推进物料使用的效能。图中分别呈现了各类动力装置使用碳氢燃料和氢燃料的比冲变化曲线，由于氢的能量密度远超碳氢燃料，因此其比冲也更为优越。
火箭的推力装置在低速度运行时，效能远逊于喷气式发动机，差距达数个数量级，所以必须装载巨量燃烧物质，导致发射时的总重量显著增大。
燃气涡轮发动机低速运转时表现良好，不过高速运转时却不太适用，尤其是马赫数超过三到四的情况。它能够达到的最大飞行速度大约是两点五马赫，飞行的高度范围从零公里到二十五公里。
燃气涡轮发动机可以进一步划分为几种类型,包括涡轮喷气发动机,涡轮风扇发动机,涡轮螺旋桨发动机以及涡轮轴发动机。
涡轮喷气式引擎把燃烧后的高速气体直接排出，由于排出气体的速度非常快，能量没能充分被利用，导致热效率不高。
涡轮风扇发动机优化了气体的排出途径，借助核心机带动风扇旋转，随后由风扇旋转产生的气流通过外涵道来驱动飞行器。
该型发动机主要应用于垂直起降飞行器，运作机制与螺旋桨式发动机相似，高温气体先通过带动进气机的涡轮，随后进入一个由自由涡轮带动的减速装置，减速装置的输出端与驱动旋翼的主减速机构相接，以此带动旋翼转动。
这种动力装置把“风扇”安装在发动机的表层位置，叶轮与涡轮之间配备减速设备，类似一个涵道直径极宽的喷气式引擎，通常安装在小型及中型货运机或多用途飞行器上。
桨扇发动机和涡扇发动机很相似，不过它缺少风扇涵道部分，因此被称为具有无限高涵道比的涡扇发动机类型。它的风扇安装在发动机短舱的外部，而桨扇和涡轮之间没有减速器装置，导致桨扇的螺旋桨转速特别快。
同类型发动机相比较，涡轮喷气式动力装置拥有高推力、轻量化的优势，不过燃油消耗相对偏高；涡轮轴式动力装置因为直升机旋翼的运行速度不快，一般需要比螺旋桨式涡轮动力装置更重、体积更大的减速机构，有时甚至占据动力装置整体重量的过半，而且主要用来驱动旋翼类飞行器，使用范围比较窄；螺旋桨式动力装置虽然燃油效率不错，但受螺旋桨性能的制约，输出功率有限；风扇式动力装置虽然飞行时比较省油，燃油利用率较高，不过振动和噪音问题比较突出，运行可靠性不高。而涡轮风扇引擎拥有高速排气、音量小、燃油效率高且动力强劲的特点，常用于战斗机、运输机、客机、无人机，其市场占有率超过95%，是当前应用最普遍的飞行器动力装置。
（三）评价指标：军民发动机性能评价指标有一定差别
评估飞行器动力装置效能时，关键参数涵盖：通道面积系数，力重比，总增压系数。
军用发动机的性能标准及其发展方向：注重功率重量比、单级推力、燃烧室前燃气热值以及加力模式下的燃油消耗量，其进步方向取决于飞行器对动力系统的需求以及技术发展水平。四十至五十年代，喷气式发动机实现了快速提升，不过燃油效率有待提高。为了提升经济性，六十年代，战斗机向着高空中高速飞行发展，航空发动机开始进入涡轮风扇机时代。七十年代中期着重提升空战灵活性，同时增强地面打击火力，第四代战机于八十年代中期启动研发，需具备超临界飞行操控和高速飞行能力，并具备一定隐身效果，力求降低整体使用费用，飞机动力系统进入新一代涡轮风扇机时代。二十世纪末期，高性能战机对动力装置提出了五项关键指标，包括不易被侦测、能超音速飞行、可短距起降、具备超强机动能力以及易于维护保养，此后航空动力技术进入先进涡轮风扇机时代。
衡量军用发动机的重要指标包括：推力重量比、单件推力数值、涡轮前方燃气热值以及加力模式下燃油消耗量。军用发动机致力于提升推力重量比，其单件推力数值与涡轮前方燃气热值随代次递增，加力模式下燃油消耗量逐步减少。不过总增压数值自七十年代起始终维持在二十至三十区间，多数情况下约为二十五，涵道比例度呈现下降态势。
要确保飞行器具备出色的灵活操控性能和快速提速能力，必须拥有较大的飞行器推重比参数。现阶段，飞行器的推重比通常维持在1到1.3的范围内，这个数值指的是发动机在峰值工作状态下产生的推力与飞行器整体结构重量的比值。这类飞行器的发动机重量大约占总重量的百分之十至百分之十五之间。因此，发动机自身的推重比对于飞行器整体的推重比有着显著的作用，推重比也由此成为衡量发动机综合性能的关键标准。
提升涡轮前燃气温度是增强单位推力的关键方法，为增强发动机加力模式的推重比，发动机的单位推力及决定单位推力的核心循环参数涡轮前燃气温度也逐步提升。单位推力从六十年代至今增长了约20%，因此推重比可相应提高约31%。
发动机的涵道比设定跟飞行器的具体任务紧密相连。那些需要飞得更远且飞行活动范围不大的战斗机和攻击机所使用的发动机，必须配备较大的涵道比，这个比值的范围通常在0.5到1.0之间。相比之下，拦截机使用的发动机则要求较小的涵道比，其范围一般介于0.2和0.6之间。第四代战斗机必须能进行超音速飞行，因此发动机需要提供强劲的亚音速动力，这意味着必须采用低涵道比的涡轮风扇机，其比值范围在两成到三成之间。
军用发动机的总增压状况较为平稳，涡轮前燃气温度上升时，为提升单位推力或降低燃油消耗，需要提高总增压比，然而总增压比的增加会导致风扇、压气机及涡轮级数的增多，进而限制推重比的增长，所以军用发动机的总增压比自七十年代起维持在二十五上下，进步不大。
发动机在强力模式下燃油消耗大幅减少。由于涡轮燃气温度上升，涵道比缩小，以及零件效能增强，军用飞行器动力装置在强力模式下燃油消耗已大幅降低，非强力模式下燃油消耗没有明显上升。
第四代发动机的推重比很高，涵道比很小，总压比很高，涡轮进口温度也很高。为了实现高速飞行器超音速巡航、卓越隐蔽性、高亚音速及超音速灵活性、超远飞行距离和快速起降、全生命周期成本较低等目标，第四代飞行器动力装置具备以下关键指标：动力输出与重力比值介于九至十，内部气流通道宽度与气体总流通面积之比在零点二至零点四之间，整体空气压缩倍数在二十六至三十五范围内，涡轮接收气体初始热度为一千八百至二千开尔文，燃油消耗量减少百分之八至百分之十，运行稳定性增强一倍，使用寿命延长两倍。
第五代军用飞行器动力装置普遍采用推力重量比在十二到十五之间的窄涵道比加力式涡轮风扇机。二零一二年十月，美国发起了AETD计划，该计划着重于下一代涡轮机械的技术研发，旨在确认能够应用于第五代战斗机、未来战略轰炸机以及各类战术飞行器的节油型动力系统。AETD 计划着重探索三外涵技术，不仅涵盖常规涡扇发动机的高压核心部分和低压外涵通道，更会在外圈增设可调节的第三外涵结构，以此适应未来发动机的动态调整需求。
