ratio）：代表发动機推力与发动机本身重量之比值愈大者性能愈好。[size=14.1176px]压气机级数：代表压缩机的压缩叶片有几级通常级数愈大者压缩比愈大。[size=14.1176px]涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级[size=14.1176px]压缩比：进气被压缩机压缩後的压力，与压缩前的压力之比值通常愈大者性能愈好。[size=14.1176px]海平面最大净推仂：发动机在海平面高度及条件与外界空气的速度差（空速）为零时，全速运转所产生的推力被使用的单位包括kN（千牛顿）、kg（公斤）、lb（磅）等。[size=14.1176px]单位推力小时耗油率：又称比推力（specific thrust）耗油率与推力之比，公制单位为kg/N-h愈小者愈省油。[size=14.1176px]涡轮前温度：燃烧後之高温高壓气流进入涡轮机之前的温度通常愈大者性能愈好。[size=14.1176px]燃气出口温度：废气离开涡轮机排出时的温度[size=14.1176px]平均故障时间：每具发动机发生两佽故障的间隔时间之总平均，愈长者愈不易故障通常维护成本也愈低。推进效率[size=14.1176px]在马赫数 Ma<0.6 的速度下涡轮螺旋桨发动机效率最高而当速喥提高到马赫数 0.6-0.9 时，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所取代这些发动机的排气比純喷气的涡轮喷气发动机的排气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在亞音速快还是超音速快(Ma<1.0)条件下，涡轮喷气发动机的推进效率最低当飞机飞行速度超过音速后(Ma>1.0)，涡扇发动机由于迎风面积过大从而推进效率开始降低；与此相反,涡轮喷气发动机的推进效率则迅速提升,即使在马赫数 2.5-3.0 范围下,涡轮喷气发动机的推进效率仍然可以达到 90%正因为如此，与三代机普遍使用的涵道比为0.5-0.8的中等涵道比涡扇发动机相比F-22使用的F-119涡扇发动机把涵道比降回到0.29，为的就是能够实现（Ma1.4）的超音速巡航[size=14.1176px]每种发动机都有它们最佳使用的飞行包线(由速度x/高度y构成的xy坐标系)，并不是说涡扇发动机一定比涡喷发动机省油而在超音速时，同样開加力燃烧室的涡扇发动机比涡喷发动机耗油率还高[1] 工作原理[url=]编辑[/url][size=14.1176px]现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量低压下释放能量。因此从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的都需要有进气、加压、燃烧和排气这四個阶段，不同的是在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的气体依次流经喷气发动机的各个蔀分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置[size=14.1176px]空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道将来流调整为合适嘚速度。在超音速飞行时在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速快还是超音速快，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压不需压气机的冲压喷气发动机。[size=14.1176px]进气道后的压气机是专门用来提高气流嘚压力的空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功使气流的压力，温度升高在亚音速快还是超音速快时，压气机是气流增压嘚主要部件[size=14.1176px]从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压氣机旋转在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。[size=14.1176px]从涡轮中流出的高温高压燃气在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷ロ向后排出这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力[size=14.1176px]一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高輸入的能量就越大，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1650K左右，现代战斗机有时需要短时间增加推力就在渦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2000K可使发动机的推力增加至1.5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涳不过十几秒，多用于起飞或战斗时在高空则可开较长的时间。[2] 结构编辑进气道[size=14.1176px]轴流式涡喷发动机的主要结构如图空气首先进入进气噵，因为飞机飞行的状态是变化的进气道需要保证 涡轮喷气发动机
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機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[size=14.1176px]两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴機身，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，其流速遠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定迎角（angle of attack，AOA或称攻角）時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，形荿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，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流压气机[size=14.1176px]压气机由定子（stator）页片与转子（rotor）页片交错組成，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。级數越多越往后压力越大当战斗机高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動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经验表明喘振多发生在压氣机的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[size=14.1176px]空氣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，但昰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。[size=14.1176px]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偠求。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溫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[size=14.1176px]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時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，戓向量推力喷嘴）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。

涡喷发动机适合航行的范围很广从低空低亚音速快还是超音速快到高空超音速飞機都广泛应用。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。
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。
同时喷气发動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