飛行器發(fā)動機的主要功用是為飛行器提供推進動力或支持力，是飛行器的心臟。自從飛機問世以來的幾十年中，發(fā)動機得到了迅速的發(fā)展，從早期的低速飛機上使用的活塞式發(fā)動機，到可以推動飛機以超音速飛行的噴氣式發(fā)動機，還有運載火箭上可以在外太空工作的火箭發(fā)動機等，時至今日，飛行器發(fā)動機已經(jīng)形成了一個種類繁多，用途各不相同的大家族。飛行器發(fā)動機常見的分類原則有兩種：按空氣是否參加發(fā)動機工作和發(fā)動機產(chǎn)生推進動力的原理。按發(fā)動機是否須空氣參加工作，飛行器發(fā)動機可分為兩類，大約如下所示：吸空氣發(fā)動機簡稱吸氣式發(fā)動機，它必須吸進空氣作為燃料的氧化劑（助燃劑），所以不能到稠密大氣層之外的空間工作，只能作為航空器的發(fā)動機。一般所說的航空發(fā)動機即指這類發(fā)動機。如根據(jù)吸氣式發(fā)動機工作原理的不同，吸氣式發(fā)動機又分為活塞式發(fā)動機、燃氣渦輪發(fā)動機、沖壓噴氣式發(fā)動機和脈動噴氣式發(fā)動機等?；鸺龂姎馐桨l(fā)動機是一種不依賴空氣工作的發(fā)動機，航天器由于需要飛到大氣層外，所以必須安裝這種發(fā)動機。它也可用作航空器的助推動力。按形成噴氣流動能的能源不同，火箭發(fā)動機又分為化學火箭發(fā)動機、電火箭發(fā)動機和核火箭發(fā)動機等。按產(chǎn)生推進動力的原理不同，飛行器的發(fā)動機又可分為直接反作用力發(fā)動機、間接反作用力發(fā)動機兩類。直接反作用力發(fā)動機是利用向后噴射高速氣流，產(chǎn)生向前的反作用力來推進飛行器。直接反作用力發(fā)動機又叫噴氣式發(fā)動機，這類發(fā)動機有渦輪噴氣發(fā)動機、沖壓噴氣式發(fā)動機，脈動噴氣式發(fā)動機，火箭噴氣式發(fā)動機等。間接反作用力發(fā)動機是由發(fā)動機帶動飛機的螺旋槳、直升機的旋翼旋轉對空氣作功，使空氣加速向后（向下）流動時，空氣對螺旋槳（旋翼）產(chǎn)生反作用力來推進飛行器。這類發(fā)動機有活塞式發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機、渦輪螺旋槳風扇發(fā)動機等。而渦輪風扇發(fā)動機則既有直接反作用力，也有間接反作用力，但常將其劃歸直接反作用力發(fā)動機一類，所以也稱其為渦輪風扇噴氣發(fā)動機。活塞式發(fā)動機 航空活塞式發(fā)動機是利用汽油與空氣混合，在密閉的容器（氣缸）內(nèi)燃燒，膨脹作功的機械。活塞式發(fā)動機必須帶動螺旋槳，由螺旋槳產(chǎn)生推（拉）力。所以，作為飛機的動力裝置時，發(fā)動機與螺旋槳是不能分割的。（一）活塞式發(fā)動機的主要組成主要由氣缸、活塞、連桿、曲軸、氣門機構、螺旋槳減速器、機匣等組成。氣缸是混合氣（汽油和空氣）進行燃燒的地方。氣缸內(nèi)容納活塞作往復運動。氣缸頭上裝有點燃混合氣的電火花塞（俗稱電嘴），以及進、排氣門。發(fā)動機工作時氣缸溫度很高，所以氣缸外壁上有許多散熱片，用以擴大散熱面積。氣缸在發(fā)動機殼體（機匣）上的排列形式多為星形或V形。常見的星形發(fā)動機有5個、7個、9個、14個、18個或24個氣缸不等。在單缸容積相同的情況下，氣缸數(shù)目越多發(fā)動機功率越大?；钊惺苋細鈮毫υ跉飧變?nèi)作往復運動，并通過連桿將這種運動轉變成曲軸的旋轉運動。連桿用來連接活塞和曲軸。 曲軸是發(fā)動機輸出功率的部件。曲軸轉動時，通過減速器帶動螺旋槳轉動而產(chǎn)生拉力。除此而外，曲軸還要帶動一些附件（如各種油泵、發(fā)電機等）。氣門機構用來控制進氣門、排氣門定時打開和關閉。（二）活塞式發(fā)動機的工作原理活塞頂部在曲軸旋轉中心最遠的位置叫上死點、最近的位置叫下死點、從上死點到下死點的距離叫活塞沖程?；钊胶娇瞻l(fā)動機大多是四沖程發(fā)動機，即一個氣缸完成一個工作循環(huán)，活塞在氣缸內(nèi)要經(jīng)過四個沖程，依次是進氣沖程、壓縮沖程、膨脹沖程和排氣沖程。發(fā)動機開始工作時，首先進入“進氣沖程”，氣缸頭上的進氣門打開，排氣門關閉，活塞從上死點向下滑動到下死點為止，氣缸內(nèi)的容積逐漸增大，氣壓降低低于外面的大氣壓。于是新鮮的汽油和空氣的混合氣體，通過打開的進氣門被吸入氣缸內(nèi)?；旌蠚怏w中汽油和空氣的比例，一般是 1比 15即燃燒一公斤的汽油需要15公斤的空氣。進氣沖程完畢后，開始了第二沖程，即“壓縮沖程”。這時曲軸靠慣性作用繼續(xù)旋轉，把活塞由下死點向上推動。這時進氣門也同排氣門一樣嚴密關閉。氣缸內(nèi)容積逐漸減少，混合氣體受到活塞的強烈壓縮。當活塞運動到上死點時，混合氣體被壓縮在上死點和氣缸頭之間的小空間內(nèi)。這個小空間叫作“燃燒室”。這時混合氣體的壓強加到十個大氣壓。溫度也增加到攝氏4OO度左右。壓縮是為了更好地利用汽油燃燒時產(chǎn)生的熱量，使限制在燃燒室這個小小空間里的混合氣體的壓強大大提高，以便增加它燃燒后的做功能力。當活塞處于下死點時，氣缸內(nèi)的容積最大，在上死點時容積最?。ê笳咭彩侨紵业娜莘e）?；旌蠚怏w被壓縮的程度，可以用這兩個容積的比值來衡量。這個比值叫“壓縮比”?；钊娇瞻l(fā)動機的壓縮比大約是5到8，壓縮比越大，氣體被壓縮得越厲害，發(fā)動機產(chǎn)生的功率也就越大。壓縮沖程之后是“工作沖程”，也是第三個沖程。在壓縮沖程快結束，活塞接近上死點時，氣缸頭上的火花塞通過高壓電產(chǎn)生了電火花，將混合氣體點燃，燃燒時間很短，大約0.015秒；但是速度很快，大約達到每秒30米。氣體猛烈膨脹，壓強急劇增高，可達6O到75個大氣壓，燃燒氣體的溫度到攝氏2000到250O度。燃燒時，局部溫度可能達到三、四千度，燃氣加到活塞上的沖擊力可達15噸?；钊谌細獾膹姶髩毫ψ饔孟?，向下死點迅速運動，推動連桿也門下跑，連桿便帶動曲軸轉起來了。這個沖程是使發(fā)動機能夠工作而獲得動力的唯一沖程。其余三個沖程都是為這個沖程作準備的。第四個沖程是“排氣沖程”。工作沖程結束后，由于慣性，曲軸繼續(xù)旋轉，使活塞由下死點向上運動。這時進氣門仍舊關閉，而排氣門大開，燃燒后的廢氣便通過排氣門向外排出。 當活塞到達上死點時，絕大部分的廢氣已被排出。然后排氣門關閉，進氣門打開，活塞又由上死點下行，開始了新的一次循環(huán)。從進氣沖程吸入新鮮混合氣體起，到排氣沖程排出廢氣止，汽油的熱能通過燃燒轉化為推動活塞運動的機械能，帶動螺旋槳旋轉而作功，這一總的過程叫做一個“循環(huán)”。這是一 種周而復始的運動。由于其中包含著熱能到機械能的轉化，所以又叫做“熱循環(huán)”?；钊娇瞻l(fā)動機要完成四沖程工作，除了上述氣缸、活塞、聯(lián)桿、曲軸等構件外，還需要一些其他必要的裝置和構件。（三）活塞式航空發(fā)動機的輔助工作系統(tǒng)發(fā)動機除主要部件外，還須有若干輔助系統(tǒng)與之配合才能工作。主要有進氣系統(tǒng)（為了改善高空性能，在進氣系統(tǒng)內(nèi)常裝有增壓器，其功用是增大進氣壓力）、燃油系統(tǒng)、點火系統(tǒng)（主要包括高電壓磁電機、輸電線、火花塞）、起動系統(tǒng)（一般為電動起動機）、散熱系統(tǒng)和潤滑系統(tǒng)等。沖壓噴氣發(fā)動機沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動機。它通常由進氣道（又稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成。沖壓發(fā)動機沒有壓氣機（也就不需要燃氣渦輪），所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減速，將動能轉變成壓力能（例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍）。沖壓發(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機吹來，在進氣道內(nèi)擴張減速，氣壓和溫度升高后進入燃燒室與燃油（一般為煤油）混合燃燒，將溫度提高到2000一2200甚至更高，高溫燃氣隨后經(jīng)推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關，如進氣速度為3倍音速時，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過2OO千牛。沖壓發(fā)動機的構造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發(fā)動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)動機組合等。安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關閉與之配合工作的發(fā)動機；在著陸階段，當飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機。如果沖壓發(fā)動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必須由其他飛行器攜帶至空中并具有一定速度時，才能將沖壓發(fā)動機起動后投放。沖壓發(fā)動機或組合式?jīng)_壓發(fā)動機一般用于導彈和超音速或亞音速靶機上。按應用范圍劃分，沖壓發(fā)動機分為亞音速、超音速、高超音速三類。一、亞音速沖壓發(fā)動機亞音速沖壓發(fā)動機使用擴散形進氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時增壓比不超過 1.89，飛行馬赫數(shù)小于 O.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發(fā)動機用在亞音速航空器上，如亞音速靶機。二、超音速沖壓發(fā)動機超音速沖壓發(fā)動機采用超音速進氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴散形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發(fā)動機的推進速度為亞音速6倍音速，用于超音速靶機和地對空導彈（一般與固體火箭發(fā)動機相配合）。三、高超音速沖壓發(fā)動機這種發(fā)動機燃燒在超音速下進行，使用碳氫燃料或液氫燃料，飛行馬赫數(shù)高達516，目前高超音速沖壓發(fā)動機正處于研制之中。 由于超音速沖壓發(fā)動機的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發(fā)動機統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機，而將第三種發(fā)動機稱為超音速沖壓發(fā)動機。脈動噴氣發(fā)動機脈動噴氣發(fā)動機是噴氣發(fā)動機的一種，可用于靶機，導彈或航空模型上。德國納粹在第二次世界大戰(zhàn)的后期，曾用它來推動V-1導彈，轟炸過倫敦。這種發(fā)動機的結構如圖所示，它的前部裝有單向活門，之后是含有燃油噴嘴和火花塞的燃燒室，最后是特殊設計的長長的尾噴管。脈動噴氣發(fā)動機工作時，首先把壓縮空氣打入單向活門，或使發(fā)動機在空中運動，這時便有氣流進入燃燒室，然后油咀噴油，火花塞點火燃燒。這時長尾噴管在燃氣噴出后，由于燃氣流的慣性作用，雖然燃燒室內(nèi)的壓強同外面大氣的壓強相等，仍會繼續(xù)向外噴，所以在燃燒室內(nèi)造成空氣稀薄的現(xiàn)象，使壓強顯著降低到小于大氣壓，于是空氣再次打開單向活門流入燃燒室，噴油點火燃燒，開始第二個循環(huán)。這樣周而復始，發(fā)動機便可不斷地工作了。這種發(fā)動機由進氣到燃燒、排氣的循環(huán)過程進行得很快，一秒鐘大約可達4050次。脈動式發(fā)動機在原地可以起動，構造簡單，重量輕，造價便宜。這些都是它的優(yōu)點。但它只適于低速飛行（速度極限約為每小時64O8O0公里），飛行高度也有限，單向活門的工作壽命短，加上振動劇烈，燃油消耗率大等缺點，使得它的應用受到限制?；鸺l(fā)動機火箭發(fā)動機是我國勞動人民首先創(chuàng)造出來的。早在唐代初年(約在七世紀）火藥就出現(xiàn)了，南宋時代火藥用來制造煙火，其中包括“起花”。大約在十三世紀制成火箭。我國古代制造的火箭和起花所用的是黑色火藥。它們的工作原理和現(xiàn)代的固體燃料火箭是一樣的。同空氣噴氣發(fā)動機相比較，火箭發(fā)動機的最大特點是：它自身既帶燃料，又帶氧化劑，靠氧化劑來助燃，不需要從周圍的大氣層中汲取氧氣。所以它不但能在大氣層內(nèi)，也可在大氣層之外的宇宙真空中工作。這是任何空氣噴氣發(fā)動機都做不到的。目前發(fā)射的人造衛(wèi)星、 月球飛船以及各種宇宙飛行器所用的推進裝置，都是火箭發(fā)動機?，F(xiàn)代火箭發(fā)動機主要分固體推進劑和液體推進劑發(fā)動機。所謂“推進劑”就是燃料（燃燒劑）加氧化劑的合稱。一、固體火箭發(fā)動機固體火箭發(fā)動機為使用固體推進劑的化學火箭發(fā)動機。固體推進劑有聚氨酯、聚丁二烯、端羥基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固體火箭發(fā)動機由藥柱、燃燒室、噴管組件和點火裝置等組成。藥柱是由推進劑與少量添加劑制成的中空圓柱體（中空部分為燃燒面，其橫截面形狀有圓形、星形等）。藥柱置于燃燒室（一般即為發(fā)動機殼體）中。在推進劑燃燒時，燃燒室須承受25O035O0度的高溫和1022107帕的高壓力，所以須用高強度合金鋼、鈦合金或復合材料制造，并在藥柱與燃燒內(nèi)壁間裝備隔熱襯。點火裝置用于點燃藥柱，通常由電發(fā)火管和火藥盒（裝黑火藥或煙火劑）組成。通電后由電熱絲點燃黑火藥，再由黑火藥點火燃藥拄。噴管除使燃氣膨脹加速產(chǎn)生推力外，為了控制推力方向，常與推力向量控制系統(tǒng)組成噴管組件。該系統(tǒng)能改變?nèi)細鈬娚浣嵌?，從而實現(xiàn)推力方向的改變。藥柱燃燒完畢，發(fā)動機便停止工作。固體火箭發(fā)動機與液體火箭發(fā)動機相比較，具有結構簡單，推進劑密度大，推進劑可以儲存在燃燒到中常備待用和操縱方便可靠等優(yōu)點。缺點是“比沖”?。ㄒ步斜韧屏Γ前l(fā)動機推力與每秒消耗推進劑重量的比值，單位為秒）。固體火箭發(fā)動機比沖在25O300秒，工作時間短，加速度大導致推力不易控制，重復起動困難，從而不利于載人飛行。固體火箭發(fā)動機主要用作火箭彈、導彈和探空火箭的發(fā)動機，以及航天器發(fā)射和飛機起飛的助推發(fā)動機。二、液體火箭發(fā)動機液體火箭發(fā)動機是指液體推進劑的化學火箭發(fā)動機。常用的液體氧化劑有液態(tài)氧、四氧化二氮等，燃燒劑由液氫、偏二甲肼、煤油等。氧化劑和燃燒劑必須儲存在不同的儲箱中。液體火箭發(fā)動機一般由推力室、推進劑供應系統(tǒng)、發(fā)動機控制系統(tǒng)組成。推力室是將液體推進劑的化學能轉變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成，見圖。推進劑通過噴注器注入燃燒室，經(jīng)霧化，蒸發(fā)，混合和燃燒等過成生成燃燒產(chǎn)物，以高速（25O0一5000米秒）從噴管中沖出而產(chǎn)生推力。燃燒室內(nèi)壓力可達2O0大氣壓（約20OMPa）、溫度300O400O，故需要冷卻。推進劑供應系統(tǒng)的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同，有擠壓式（氣壓式）和泵壓式兩類供應系統(tǒng)。擠壓式供應系統(tǒng)是利用高壓氣體經(jīng)減壓器減壓后（氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調定的壓力控制）進入氧化劑、燃燒劑貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統(tǒng)只用于小推力發(fā)動機。大推力發(fā)動機則用泵壓式供應系統(tǒng)，這種系統(tǒng)是用液壓泵輸送推進劑。發(fā)動機控制系統(tǒng)的功用是對發(fā)動機的工作程序和工作參數(shù)進行調節(jié)和控制。工作程序包括發(fā)動機起動、工作。關機三個階段，這一過程是按預定程序自動進行的。工作參數(shù)主要指推力大小、推進劑的混合比。液體火箭發(fā)動機的優(yōu)點是比沖高（25O5OO秒），推力范圍大（單臺推力在1克力700噸力）、能反復起動、能控制推力大小、工作時間較長等。液體火箭發(fā)動機主要用作航天器發(fā)射、姿態(tài)修正與控制、軌道轉移等。渦輪噴氣發(fā)動機在第二次世界大戰(zhàn)以前，所有的飛機都采用活塞式發(fā)動機作為飛機的動力，這種發(fā)動機本身并不能產(chǎn)生向前的動力，而是需要驅動一副螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉，以此推動飛機前進。這種活塞式發(fā)動機螺旋槳的組合一直是飛機固定的推進模式，很少有人提出過質疑。到了三十年代末，尤其是在二戰(zhàn)中，由于戰(zhàn)爭的需要，飛機的性能得到了迅猛的發(fā)展，飛行速度達到700800公里每小時，高度達到了10000米以上，但人們突然發(fā)現(xiàn)，螺旋槳飛機似乎達到了極限，盡管工程師們將發(fā)動機的功率越提越高，從1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飛機的速度仍沒有明顯的提高，發(fā)動機明顯感到“有勁使不上”。問題就出在螺旋槳上，當飛機的速度達到800公里每小時，由于螺旋槳始終在高速旋轉，槳尖部分實際上已接近了音速，這種跨音速流場的直接后果就是螺旋槳的效率急劇下降，推力下降，同時，由于螺旋槳的迎風面積較大，帶來的阻力也較大，而且，隨著飛行高度的上升，大氣變稀薄，活塞式發(fā)動機的功率也會急劇下降。這幾個因素合在一起，決定了活塞式發(fā)動機螺旋槳的推進模式已經(jīng)走到了盡頭，要想進一步提高飛行性能，必須采用全新的推進模式，噴氣發(fā)動機應運而生。噴氣推進的原理大家并不陌生，根據(jù)牛頓第三定律，作用在物體上的力都有大小相等方向相反的反作用力。噴氣發(fā)動機在工作時，從前端吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，在此過程中，發(fā)動機向氣體施加力，使之向后加速，氣體也給發(fā)動機一個反作用力，推動飛機前進。事實上，這一原理很早就被應用于實踐中，我們玩過的爆竹，就是依靠尾部噴出火藥氣體的反作用力飛上天空的。早在1913年，法國工程師雷恩洛蘭就獲得了一項噴氣發(fā)動機的專利，但這是一種沖壓式噴氣發(fā)動機，在當時的低速下根本無法工作，而且也缺乏所需的高溫耐熱材料。1930年，弗蘭克惠特爾取得了他使用燃氣渦輪發(fā)動機的第一個專利，但直到11年后，他的發(fā)動機在完成其首次飛行，惠特爾的這種發(fā)動機形成了現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機的基礎?，F(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機的結構現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機的結構由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰(zhàn)斗機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發(fā)動機仍屬于熱機的一種，就必須遵循熱機的做功原則：在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。因此，從產(chǎn)生輸出能量的原理上講，噴氣式發(fā)動機和活塞式發(fā)動機是相同的，都需要有進氣、加壓、燃燒和排氣這四個階段，不同的是，在活塞式發(fā)動機中這4個階段是分時依次進行的，但在噴氣發(fā)動機中則是連續(xù)進行的，氣體依次流經(jīng)噴氣發(fā)動機的各個部分，就對應著活塞式發(fā)動機的四個工作位置?？諝馐紫冗M入的是發(fā)動機的進氣道，當飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發(fā)動機，由于飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應的來流速度是有一定的范圍的，因而進氣道的功能就是通過可調管道，將來流調整為合適的速度。在超音速飛行時，在進氣道前和進氣道內(nèi)氣流速度減至亞音速，此時氣流的滯止可使壓力升高十幾倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機中的壓力提高倍數(shù)，因而產(chǎn)生了單靠速度沖壓，不需壓氣機的沖壓噴氣發(fā)動機。進氣道后的壓氣機是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。從燃燒室流出的高溫高壓燃氣，流過同壓氣機裝在同一條軸上的渦輪。燃氣的部分內(nèi)能在渦輪中膨脹轉化為機械能，帶動壓氣機旋轉，在渦輪噴氣發(fā)動機中，氣流在渦輪中膨脹所做的功正好等于壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。經(jīng)過燃燒后，渦輪前的燃氣能量大大增加，因而在渦輪中的膨脹比遠小于壓氣機中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機進口高很多，發(fā)動機的推力就是這一部分燃氣的能量而來的。從渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續(xù)膨脹，以高速沿發(fā)動機軸向從噴口向后排出。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，使發(fā)動機獲得了反作用的推力。一般來講，當氣流從燃燒室出來時的溫度越高，輸入的能量就越大，發(fā)動機的推力也就越大。但是，由于渦輪材料等的限制，目前只能達到1650K左右，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機有時需要短時間增加推力，就在渦輪后再加上一個加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃氣與噴入的燃油混合再次燃燒，由于加力燃燒室內(nèi)無旋轉部件，溫度可達2000K，可使發(fā)動機的推力增加至1.5倍左右。其缺點就是油耗急劇加大，同時過高的溫度也影響發(fā)動機的壽命，因此發(fā)動機開加力一般是有時限的，低空不過十幾秒，多用于起飛或戰(zhàn)斗時，在高空則可開較長的時間。(下圖)隨著航空燃氣渦輪技術的進步，人們在渦輪噴氣發(fā)動機的基礎上，又發(fā)展了多種噴氣發(fā)動機，如根據(jù)增壓技術的不同，有沖