航空发动机（Aircraft Engine）是为 航空器 提供飞行所需推力(或拉力)的热力机械。 对于航空器来说，航空发动机是航空动力装置或推进系统的核心部分，而动力装置除发动机之外还包括推进器 (如螺旋桨和旋翼，喷气发动机既是发动机又是推进器)、进气道和排气喷管。
人类历史上第一台实现载人动力飞行的航空发动机，是莱特兄弟和技师查理•泰勒制造的一台重81公斤的4缸水冷式汽油活塞式发动机。在航空发动机诞生100多年来，主要分为 第二次世界大战 前的活塞式发动机时代和二战后的喷气式发动机时代。
航空发动机按其组成和工作原理可分为两大类：直接反作用推进和间接反作用推进。直接反作用推进 发动机 是指直接将工质加速产生反作用推力，发动机本身也是推进器。这一类航空发动机包括：带压缩机的涡喷发动机和 涡轮风扇发动机 、无压缩机的 冲压喷气发动机 、涡喷-冲压组合发动机和火箭发动机。间接反作用推进发动机是将能量转化为轴功率输出，通过专门的推进器(如螺旋桨和旋翼)产生推力或拉力。这一类航空发动机包括：活塞式发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、桨扇发动机和电动机等，在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中得到广泛应用。
历史沿革
早期发展和原始设计
人类最原始的航空动力是靠双臂扑动进行“人力扑翼飞行”或者是模仿鸟类飞行的“扑翼机”，但历史上没有成功的先例。直到1852年9月24日， 法国 工程师吉法尔才发明了人类第一种可控 飞艇 ，使用飞艇下 吊篮 中的 蒸汽机 驱动螺旋桨作为动力。尽管后续在19世纪60年代和80年代出现了应用于飞艇的 内燃机 和电动机，但飞艇这类轻于空气的 航空器 并不能成为人类遨游空中的理想平台。
1809-1810年，被称为“航空之父” 的 英国 学者 乔治·凯莱 连续发表了3篇题为《论空中航行》的研究论文，奠定了 固定翼飞机 和 旋翼机 的基础， 建立了重于空气飞行器的基本飞行原理和飞机结构布局，被看成是现代航空学诞生的标志。 他指出飞行就是对一块平板提供动力，使它能在空中支持一定的重量。但是乔治·凯利在当时也承认，当时无法解决动力问题。 在飞行理论的基础上，研发重于空气飞行器就存在两条道路：第一是研发动力飞机，先让动力飞机离开地面，然后解决稳定和操纵问题；第二是解决无动力的滑翔机稳定性和操纵问题，然后再给飞机加装 动力系统 。
1843年， 英国 工程师威廉·塞缪尔·汉森和约翰·斯特林费罗联合申请了一项设计专利，主要内容是发明了一架机身长26米、 翼展 45米的大型单翼飞机，采用一台20kW的 蒸汽机 ，取名“空中蒸汽车”。这是人类历史上第一个重于空气的 航空器 的发明专利，也是人类最早采用 螺旋桨 推进的 固定翼飞机 方案。在专利获批后，这两位发明家还成立了空中运输公司并为制作飞机筹集资金，但由于设计的固有缺陷，“空中蒸汽车”全尺寸原型并没有诞生，因为测试中发现只要飞机尺寸增加，就无法使用蒸汽动力起飞，机翼设计也不足以产生所需的 升力 。1848年，斯特林费罗在英国萨默塞特的一个机库内实现了世界上第一次无人驾驶动力飞行，但 翼展 只有3米。
1891年， 美国航空 先驱 塞缪尔·皮尔庞特·兰利 开始试验由小型蒸汽和汽油发动机提供动力的大型双翼飞机。1896年5月6日，兰利制造的由一马力单缸 蒸汽机 驱动的双 螺旋桨 动力无人实验飞机——5号模型，在世界上首次实现了重于空气飞行器的持续飞行，当天最长的飞行距离达到1005米，速度达到40公里/小时。 同年11月28日，兰利制造的6号模型飞机，再度达到了1460米的飞行距离，动力仍然为一马力单缸蒸汽机。
在取得初步成功后， 兰利 的测试引起了当时海军助理部长 西奥多·罗斯福 的注意，因此获得了军方50,000 美元的拨款，用于进一步开发载人的飞行器。兰利很快就研发出了汽油机为动力无人飞行器，并在 1901 年 6 月 18 日获得成功飞行。1903年，兰利制造了一架以星形汽油机为动力的全尺寸载人飞机，发动机功率达到53马力，是后来莱特兄弟飞机的4倍，但10月7日和12月8日的两次飞行实验都以失败告终。 兰利 失败的原因是简单地将成功的无人飞机模型进行放大，但是无人飞机的 空气动力学 、结构设计和控制系统并不适用于有人飞机。
1903年12月17日，就在兰利飞行器失败9天后， 莱特兄弟 的 飞行者一号 双翼机实现了人类首次载人飞机动力飞行， 发动机 使用的一台固定在主机翼下翼面的4缸水冷式汽油 活塞 式发动机，功率8.95千瓦，重量81公斤，驱动一副双叶 螺旋桨 ，桨叶直径2.6米。莱特兄弟根据原来带动车间机器设备的 内燃机 ，自行改进设计了一台4 缸水冷式汽油活塞式发动机，性能超出原有功率和重量的要求。
在莱特兄弟成功后，飞机技术包括航空发动机技术也开始迅速发展。1908 - 1914年，世界各国总共设计和制造了约30种航空活塞式发动机，功率多在70千瓦以下，个别达到100千瓦。这些 发动机 大多继承 汽车发动机 的传统，大部分是液冷式，只有少数是气冷式。
早期航空发动机材料多采用沉重的 铸铁 、钢锻件、 黄铜 和铜板制成，因此对于当时的飞机来说十分沉重。因此在1907年 法国 的洛朗·塞甘（Laurent Seguin）和路易斯·塞甘（Louis Seguin）兄弟在美国法维尔（Farwell）汽车用旋转 发动机 的基础上，研发了世界上第一种航空用 旋转气缸 活塞 式发动机——诺姆 (Gnome)。相比一般的活塞 发动机 ，旋转发动机重量轻，在地面上也能得到较好的冷却，而且旋转汽缸本身还起到了相当于飞轮的作用，使发动机运转更平稳。但是旋转气缸活塞式发动机存在寿命低、可靠性低、耗油率高的缺点。
第一次世界大战期间
第一次世界大战 促进了军事航空和发动机产业的迅速发展。 法国 大力发展旋转气缸活塞式发动机，塞甘兄弟在5缸“诺姆”发动机的基础上，开发了9缸的 旋转气缸 活塞式发动机，装备法国早期的纽堡(Nieuport)、莫朗 (Morane)和索普威斯(Sopwith)战斗机 ，成为第一次世界大战中期经典的战斗机发动机。1910年，西欧有近70家公司制造航空 发动机 ，但到了1916年，这些发动机公司所剩无几。在1917年诺姆发动机约占80%的航空发动机市场份额。但是旋转气缸 活塞 式发动机存在一个特殊问题，就是旋转汽缸的 陀螺 效应 ，使得飞机的操纵性能不好。
相比 法国 ， 德国 在 第一次世界大战 中航空发动机的源头是1910年德国奥斯特罗- 戴姆勒公司 生产的六缸水冷直列式发动机“Austro- Daimler 6”。该 发动机 是由 费迪南德·保时捷 专门设计的航空发动机，特点是使用焊接钢水套、七个主轴承和大直径倾斜进 排气阀 ，具有制造质量高和坚固耐用的优点。 该型 发动机 成为德国后续航空发动机设计模仿的对象，包括梅赛德斯D.III发动机、宝马IIIa发动机。梅赛德斯D.III发动机在战争中的后续改进型号，功率超过210马力，而宝马IIIa发动机应用安装节流 蝶阀 的 化油器 ，能在2000米高空也能保持200马力功率。这些航空发动机都装备 德国联邦国防军 研制的“信天翁DI”“福克”系列战斗机，具备了和 法国 战斗机格斗的能力。
第一次世界大战 中航空发动机还有一个发明就是 射击断续器 ，尽管在战争中 英国 、 奥匈帝国 、 俄罗斯帝国 都出现过类似的专利，但是首先在战争中大规模应用这一技术的是 德国 。福克公司研制了Fokker Stangensteuerung射击断续器，并安装在福克为德国研制的Einedecker E-1飞机上，导致 德国空军 在战争初期一度获得空战优势，被称为“福克天灾”。
一战二战之间的发展
在两次世界大战之间，与航空 发动机 相关的技术发展主要有发动机整流罩、涡轮增压器和变距 螺旋桨 的发明和应用。
气冷式星形 发动机 在使用的初期，为了便于冷却，灼热的汽缸是裸露在外面的，阻力很大。后来由给它罩上一个“减阻环”，阻力是降低了，但冷却效果不好。因此在1926年的在兰利航空实验室首次 美国国家航空咨询委员会 （NACA）年会上，提出了一个问题：即能不能在气冷式星形发动机外面加一个长的整流罩而又不会太多地影响冷却。 最后NACA的专家 弗雷德· 韦克率领的团队在1928年成功研发了一种整流罩它。不但大大降低了阻力，使 试验机 的速度从 190公里/小时提高到221公里/小时，而且还大大改善了冷却效果，甚至可以在第一排汽缸后面增设第二排汽缸。
1905年， 瑞士 工程师阿尔弗莱德·布奇（Alfred Buchi）首先提出了涡轮增压的概念，并申请了专利。 1909年 法国 工程师和发明家奥古斯特·拉托（August Rateau）利用了布奇的涡轮增压概念，并将其安装到一些 活塞 发动机上获得了一些成功，包括涡轮增压技术让雷诺发动机将 14,000 英尺的爬升率提高了 15%，并将最高速度从 104 英里/小时提高到 120 英里/小时。拉托的 涡轮增压技术 和图纸都扩散到了 美国 ，引起了美国陆军航空兵技术专家的注意。美国立刻将涡轮增压技术移植到本国的 利伯蒂 （Liberty） 发动机 上，却发生持续过热故障。1917年 通用电气 的电气工程师桑福德·莫斯 (Sanford Moss) ，进一步改进了涡轮增压技术，将涡轮安装在发动机的前部，这样 螺旋桨 的滑流就可以冷却 压缩机 外壳、喷嘴箱和排气歧管。位于排气歧管后部的称为废气门的 阀门 可以打开以调节流向涡轮机的废 气流 量，从而控制产生的增压量。最终在海拔4300米的 派克斯峰 实现了4小时313马力的耐久测试，功率峰值达到377马力。
在20世纪20年代初，虽然美国陆军向 GE公司 订购了150台涡轮增压装置，但在战后经济发展气氛中，涡轮增压器的技术进展很慢。随着气冷 发动机 的兴起， 美国 的另一家 飞机动力装置 制造商— 普惠公司 试图用齿轮传 动增压器代替涡轮增压器，因为后者灼热的排气 管路 使发动机的重量和复杂性增加。在20世纪30年代，高空飞行的军事民用价值显现。1937年7月， 诺斯罗普公司 伽玛 ( 伽马发动机 )飞机使用 通用电气 的 涡轮增压发动机 ，完成了高空飞行。 1937 年，随着 德国 的军事崛起， GE公司 接到了 美国陆军航空队 的大订单，为波音 B-17轰炸机、 B-24轰炸机 、P-38 “闪电”战斗机 、P-47“雷电”等飞机制造涡轮增压器。
早期 螺旋桨 的桨叶角都是固定不变的，称为 定距螺旋桨 ，它只能在设计状态下保持最高效率。飞行状态一改变，不仅螺旋桨效率下降，还影响 发动机 的功率输出。为克服这个缺点，可变距螺旋桨技术应运而生。 1918年 7月， 加拿大航空 专家华莱士·鲁伯特·特恩布尔（ Wallace Rubert Turnbull）发明了可变距螺旋桨。 1924年英国人亨利·塞尔比·海勒·肖发明了液压驱动的可变距 螺旋桨 ，并申请了专利，但是其实用性遭到质疑。 1929年特恩布尔还发明了电动驱动的变距螺旋桨，并在 美国 获得专利，并大量装备美国寇蒂斯公司的飞机。
气冷星形发动机崛起
星形 发动机 是指汽缸（从五个到多达 28 个，取决于发动机尺寸）围绕发动机曲轴安装成一个圆圈，外形像一个五星或者多角星的形状。 到 一战 结束时， 旋转气缸 发动机已达到设计极限，特别是吸入气缸的燃料和空气量方面很难有更大的提升，而冶金和气缸冷却方面的技术进步，促使星形发动机发展并最终取代旋转气缸发动机。 星形发动机的汽缸是固定的，由曲轴带动 螺旋桨 旋转。与液冷的 直列发动机 相比， 星型发动机 有刚性好、零件少、重量轻的优点。 1903年， 兰利 失败的全尺寸载人飞机就使用了星形汽油机为动力。 但是大规模使用星型发动机，是一战的法国萨尔蒙公司。该公司从1913 年开始生产 水冷 星形 发动机 ，最典型的9Z型号在 第一次世界大战 期间被广泛使用。 美国 第一种实用的星形发动机，是查尔斯·劳伦斯在1921年为 美国海军 航母舰载机 设计的J-1风冷发动机。与同类飞机中的 液冷 发动机 相比，J-1 发动机性能 优越、重量更轻且更易于维护，满足了海军对用于 航空母舰 的紧凑型轻型发动机的需求，并且没有漏水问题。 美国航空 发动机专家弗雷德里克·伦奇勒在1925年通过 机床 制造商普拉特·惠特尼的资助，成立了新的普拉特·惠特尼发动机公司，在1926年推出的第一款产品R-1340“黄蜂”星形气冷 活塞 发动机就获得了成功，在军事和民用领域都得到广泛应用，后期型号功率已经发展到600马力，总生产量达到35000台。
二战期间发展
在二战期间，大型气冷星形 发动机 更是获得了巨大的发展。典型的就是 普·惠公司 在1932年研制的R-1830”孪生黄蜂”。这是一种14缸双排 风冷 星形 发动机 ，内部有一个1级离心式 增压器 。双排气缸动力装置的优点是可以在不增加发动机正面面积的情况下实现更大的发动机排量，也可以使用更小的气缸，达到更高的曲轴速度，从而产生更平稳的操作。更小、更频繁的动力脉冲也有助于发动机平稳运行，延长发动机寿命。两排气缸 交错 排列，能让冷却空气有效地到达后排，达到同样的降温效果。 R-1830”孪生黄蜂” 发动机 功率通过设置可以实现从 630 到 1,350 马力不等的起飞 额定功率 ，因此被选择为众多二战飞机的动力，既有 B-24轰炸机 这样的 轰炸机 ，也有道格拉斯 DC-3 和 C-47运输机 这样的 运输机 ，以及 格鲁门 F4F战斗机 舰载战斗机 。1932 年至 1951 年间， 普惠公司 公司 以及授权许可生产了173618 台R-1830 发动机 ，比当时任何其他飞机发动机都多。
1937年 普·惠公司 开始研制 美国 第一种双排18缸气冷星形发动机“双黄蜂” (Double Wasp)，军方编号为 R-2800。由于可靠性高、可维护性好、功率大、油耗低和重量轻，因此在航空史上也占有特殊的地位。在 第二次世界大战 期间， 格鲁门 的 F6F战斗机 、沃特的 F4U战斗机 、共和的 P-47战斗机 都使用这种 发动机 作为动力。 1941年，美国 普惠公司 公司在二战时期开始开发该公司的最后一款大型活塞 发动机 ——4排28缸气冷星形发动机R-4360“巨型黄蜂”。该发动机功率达到了2800马力，每排的7个汽缸以一个较小的角度前后错开布置，使前后4个汽缸看起来像一台斜置的 直列发动机 。该型发动机主要装备 波音公司 B-29D 轰炸机 和康维尔 B-36轰炸机 战略轰炸机 。虽然R4360发动机在飞行时工作可靠，但在启动和关闭时需要进行大量且耗时的检查工作。
除了 普惠公司 ，当时的美国寇蒂斯- 莱特公司 也是当时星形气冷活塞式发动机的制造巨头。 莱特公司 于1933年和1939 年先后推出单排9缸的R-1820 发动机 和双排14缸的R-2600，功率分别为893千瓦和1118千瓦。R- 2600的装备过 波音公司 的 “快帆”大型水上飞机、 格鲁门 TBF “复仇者”战斗机、 B-25轰炸机 和A-20攻击机。 1936年怀特公司还开始研发双排18缸的R-3350活塞发动机，功率达到了2200马力（1641千瓦）。该型发动机是量产数量最多的超大功率活塞发动机，使用了复合式的涡轮能量回收技术，能将排气中的能量回收并用于驱动曲轴，增加发动机功率。R-3350气冷星形活塞发动机主要应用于 B-29轰炸机 等大型飞机，初期存在工作稳定性差的问题，后期得到改善。
英国 、 法国 、 德国 、 意大利 、 苏联 和 日本 也研制或仿制出功率为750-1500千瓦的大型气冷星形发动机。在 1936年以前, 日本的军用航空像德国一样主要采用液冷发动机，而在1937年与 普-惠公司 签订专利生产协议后，在 第二次世界大战 中转向采用气冷发动机。苏联在 二战 中中的军用航空主要依赖 液冷发动机 ，但在战争后期研制了两种大型气冷星形发动机 Ash -82 和Ash - 73分别用于 伊尔-2攻击机 和伊尔-3 运输机 ， 后来又分别用于图-2 和图-4 轰炸机。
尽管二战期间生产了大量的气冷活塞式 发动机 ，但直列液冷发动机也仍然在发展，因为液冷式发动机迎风面积小，可使机头做成流线形，这对高速战斗机特别有利。而且战斗机受地面火 力的威胁小，液冷式发动机易被损坏的弱点就不突出。所以 美国 在 第二次世界大战 期间生产量最大的5种战斗机中有4种是使用 液冷发动机 。
罗尔斯罗伊斯 的 梅林发动机 （Merlin）就是一种使用广泛的12缸液冷直列活塞式发动机，基本上是排量27L 的凯斯特尔发动机（Kestrel）的放大型。 它的最初设计功率为559千瓦，但是随着后续改进功率不断增加。在1935年装备“ 飓风 ”战斗机时，功率达到708千瓦，1936年装备“ 喷火式战斗机 ”战斗机时达到783千瓦。在二战时“梅林”功率为876千瓦，到战争末期已达到1238千瓦。美国派克公司按专利生产了这种 发动机 ，用于改装P-51 “野马” 战斗机，使该机变成战时最优秀的战斗机之一。 梅林发动机 的特色是拥有先进的齿轮传动 增压器 和离心式压 气机，但在燃油喷射方面技术落后。
美国 艾利逊公司的V-1710则是 二战 美国研制并建造的唯一一种 液冷发动机 ，采用V型直列12缸配置，和 汽车发动机 结构相似，具有模块化和对称的布局，能够低成本的大量生产。 1937 年，艾里逊V-1710 成为第一台以 1,000 马力通过新的 150 小时军用型式试验的美国 发动机 。V-1710外形最大的特点就是延长了30厘米的 传动轴 ，这种长度适应了打造 流线型 战斗机的需要。艾里逊 V-1710 为 第二次世界大战 中的大多数 美国 陆军战斗机的主要动力，包括 洛克希德 P-38、贝尔 P-39 和 P-63、柯蒂斯 P-40 以及早期的北美 P-51。
1935年， 德国 梅赛德斯-奔驰 公司研发了DB 600倒置V型12缸直列 水冷发动机 ，输出功率超过1000马力。 倒置V型的优点是能够为飞行员提供更好的视野，更低的飞机重心和更简便的维护方式。该型 发动机 从1937年开始装备 德军 梅塞施密特 Bf 109 和 Bf 110 战斗机，成为 第二次世界大战 德国 军用飞机 的主要动力， 梅赛德斯-奔驰 在此基础上发展了数种衍生型号发动机，例如Bf 109E 中的 DB-601A 使用燃油喷射而不是 化油器 ，这是一种重要的技术改进。
经过 第二次世界大战 ， 活塞式航空 发动机 的性能和产量都达到了历史的最高水平。当时使用的大型 发动机 功率达到 2500千瓦左右，功重比达1.5kW/daN，耗油率为0.23~0.28kg/(kW•h)左右，涡 轮组合发动机的耗油率更低达0. 23 kg/(kW • h)。 螺旋桨飞机 的最大速度从战争爆发时的500公里/小时提高到800公里/小时，升限从10000米提高到15000米。但是进一步提高功重比十分困难。
喷气发动机的出现
1939年8月27日，在 第二次世界大战 全面爆发前一个星期，亨克尔公司研制的He-178首次升空。这是世界上第一架由燃气涡轮发动机推进的 喷气式飞机 ，宣告人类进入喷气推进时代。 1944年7月26日，世界上第一种实用的 喷气式战斗机 —— 德军 的Me-262战机在二战中首次出战，击伤了英军的一架“蚊子” 侦察机 。这标志着 喷气发动机 开始大规模进入实用阶段。
英国 的 弗兰克·惠特尔 在1930年获得了一种离心式喷气发动机的专利，但直到1936年才获得了资金支持进入实际研发阶段，由于研发不顺利直到1939年惠特尔的喷气式发动机才进入稳定运行阶段。1939年英国德国宣战，促使英国航空部追求重量更轻、制造成本更低航空发动机，最终1940年2月3日决定采用惠特尔的喷气式发动机制造E.28/39战斗机。而 德国 的汉斯·冯· 奥海因 在1935年申报了另一种离心式喷气 发动机 概念的专利，并在1936年获得恩斯特·亨克尔的支持，使用亨克尔的设备、工程团队和资金来制造发动机，并在1939年完成了He-178原型机的制造并于当年完成首飞，比 弗兰克·惠特尔 的飞机早了一年，后者在1941年才实现首飞。
在He-178成功首飞后，德国官方要求容克斯、 梅赛德斯-奔驰集团 、宝马等发动机制造商生产涡轮喷气发动机，最终只有容克斯和宝马的涡喷发动机真正投入生产。容克斯公司的 奥地利 发动机专家安塞尔姆·弗兰茨实际并没有跟随 奥海因 的离心式喷气发动机，而是采用了轴流式的设计方案。由于轴流式涡喷 发动机 对材料和生产工艺要求高，因此为了尽可能保证顺利研发，弗兰茨在发动机的其他设计上尽可能简单来降低复杂性。在1942年，容克斯公司终于研发出Jumo 004涡喷发动机，并最终在1944年实现量产。Me-262实际装备的是Jumo 004B-1型发动机，推力907公斤，后续容克斯公司还研发了世界第一台配备加力燃烧器的涡轮喷气发动机Jumo 004E型，推力增加到1197公斤。 宝马公司 也同样走轴流式涡喷发动机的技术路线，先后研制成功推力790公斤的BMW003发动机和推力2940公斤的BMW008发动机。但并没有实现大规模量产和装机服役。
英国罗罗公司在1941年将惠特尔发动机的研发工作接管，开始进行大量的改进和研究工作。1943年罗罗公司推出了他们的第一台产品：威兰德离心式发动机。推力达到771公斤。装备两台威兰德 发动机 的“流星”（Meteor）战斗机在1944年5月开始服役。这是 第二次世界大战 中盟国唯一参战的 喷气式战斗机 。 罗罗公司后续又在威兰德发动机基础上开发出“德温特”和“尼恩”两种离心式涡喷发动机，后者推力已经达到2267公斤。
英国 和 德国 的 喷气发动机 技术在战争中迅速扩散到其他国家。第二次世界大战结束， 苏联 就开始利用缴获的资料和设备，在德国技术人员的帮助下，仿制德国的Jumo 004和BMW涡喷发动机，并分别命名为RD-10（PД-10）和RD-20（PД-20）。1946年4月，这两种 发动机 分别装在 米格-9战斗机 和 米格-15战斗机 上试飞成功，苏联从此拥有了自己的 喷气式战斗机 。1947年，苏联通过贸易谈判从英国购买了25台“尼恩”发动机和30台“德温特”发动机，便立即着手仿制。“尼恩”发动机由克里莫夫设计局仿制成功，命名为RD-45（PД-45）；“德温特”发动机由米库林设计局仿制成功，定名为RD-500（PД-500）。1949年RD-45发动机开始批量生产，装备米格-15。
1941年5月 英国 的E28/39试飞成功后， 美国 专门派代表团参观并与英国签订了仿制惠特尔离心式发动机的合同。1942年 美国 通用电气 公司 成功仿制惠特尔离心式发动机，命名为I-A发动机。1944年通用电气公司研制出改进的I-40 发动机 。1944年4月通用电气公司决定开发J35型轴流式涡喷发动机。在 第二次世界大战 结束后的1946年，美国又在吸收 德国 专家技术的基础上研制推力达到2600公斤级别的J47涡喷发动机，最终装备F-86A战机。
此外，研制BMW003轴流式发动机的德国专家奥斯特里希博士，则在二战后为 法国 工作，在1945年10月研制成功 ATAR 101发动机，其技术来源就是BMW轴流式发动机，但是推力达到2700公斤。1946年法国 斯奈克玛公司 工厂开始生产 ATAR 101发动机，并开始装备法国国产的作战飞机。
20世纪40年代初到70年代初30年间，是涡轮喷气发动机大发展时期。推力范围覆盖几百公斤到十几吨，美英苏法各国涡喷发动机型号繁多超过数十种，型号应用范围也十分广泛。在涡喷发动机的推动下，作战飞机的速度逐步突破螺旋桨活塞发动机的上限、音速甚至达到3倍音速。1974年9月美国SR-71飞机创造了时速3666公里的最快飞行纪录，使用了2台加力推力达到14吨的J58涡喷发动机。 但是涡喷发动机存在低速下效率较低、低速下耗油量大的缺点，使飞机的航程变得很短。
涡扇发动机
在20世纪30年代就有人开始研究 涡轮风扇发动机 。当时 英国 工程师艾伦·阿诺德·格里菲斯就提出了 涡扇发动机 的设计，而 弗兰克·惠特尔 也提出过 涡扇发动机 的方案，但是由于战争和技术条件的原因，这些设想还无法实现。1946年英国 劳斯莱斯汽车有限公司 公司开始研究 涡扇发动机 ，并在1952年7月制造完成世界上第一台实用化 涡扇 发动机 ——RB.80“康威”（Conway），首次运行 推力 达到4535公斤。“康威”系列 发动机 的最终型号 RCo.42推力已经达到9185公斤。 在 英国 涡扇发动机 研发成功后，美苏在20世纪60年代也立刻研制出类似的产品， 美国 普·惠公司 通过改进J57涡喷发动机，研发了JT3D-1涡扇发动机，耗油率噪声显著下降。而 通用电气 则是把J79单 转子 涡喷发动机 改为涡轮后风扇发动机CJ805-21。 苏联 研发 涡扇发动机 比 美国 早一些，在1955年就开始设计Д-20P等 涡扇发动机 ，并在1960年投入使用。
在“康威”发动机之后，英国罗·罗公司于上世纪50年代末开始设计“斯贝” 涡扇 发动机 。“斯贝”于1959 年7月开始设计，1960年开始首次 台架 试车，1961年10月试飞，1962年7月进行了 150小时持久试车，按照 推力 大小可分为4500公斤、5400公斤、6800公斤3个推力等级。其中，民用 发动机 的主要型号有МK505、 МK506等型号，而军用发动机主要有MK101, MK202等。“斯贝”MK202用于 英国 引进的F-4K/M “鬼怪”式战斗机。
1958年，美国 普·惠公司 开始为 道格拉斯飞机公司 的 民航 客机 研制基于JT8D涡扇发动机的JT10A发动机，但是后来客机项目下马。1960年， 美国海军 开始选择JT10A 涡轮风扇发动机 ，但后续项目又被取消。最终在1961年 美国空军 的 F-111战斗轰炸机 选择了JT10A涡扇发动机作为动力，型号变为TF-30，而且还增加了加力 燃烧器 。TF30是是世界上第一种量产的带加力的 涡扇 发动机 ，为F-111和F-14A战机提供动力，最大加力 推力 达到11.3吨。
斯贝和TF30的 涵道比 都属中等，分别为0.62和 0.9。这两型 发动机 在服役中显示的特点是综合性能好，航程和中低空性能方面表现良好，但是增压比及推力等级和 涡喷发动机 相比并不突出，而且加力耗油率仍然较高。在发动机的推重比上，这两型 涡轮风扇发动机 也并不占优势，处于5-6的水平。
高涵道比发动机
在20世纪60年代末70年代初，航空远程客运货运量剧增，同时石油价格猛涨，因此增加推力同时减低油耗和噪音就成为 民用航空 发动机的重点发展方向。而实现上述目标就要靠发展高增压比、高涡轮前燃气温度和高 涵道比 的新型 涡扇发动机 。涵道比的增大使推进效率提高，总压比增大使 热效率 提高、耗油率下降。
普惠公司 的 JT9D、 通用电气 的CF6-6、 罗·罗公司的RB211-22B，分别于1970年、1971年与 1972 年投入使用，属于第一代高涵道比 涡扇 发动机 。这一批 大涵道比涡扇发动机 的涵道比约为5:1， 总压比约为24:1， 推力 为18吨左右。20世纪80年代普惠公司的PW4000、通用电气公司的CF6-80C2、罗罗公司的RB211-524D， 涵道比 没有明显变化，但是但总压比增加到 28-32:1，耗油率有明显降低，推力增加到23-28吨。而20世纪90年代出现的PW4168、CF6-80E1与 达 700 发动机 ，涵道比提高到6-8∶1，总压比增加较大达到34-40∶1，因此耗油率比上一时期又有明显降低。推力增加到30-40吨。
第三代军用涡扇发动机
高增压比、高涡轮前燃气温度和高涵道比民用 涡扇发动机 的发展，也带动了军用航空发动机的发展，特别是战斗机使用的加力式涡扇发动机。自1973年 美国 普惠公司 研制成功第1台推重比8一级涡扇发动机F100以来， 通用电气 的F404、F110、西欧 三国 的RB19、 法国 的M53、 俄罗斯 的 rd-33 （PД-33）和 AL-31F （АЛ-31Φ）相继问世。除 法国 的M53为单转子涡喷发动机外（推重比只有6.56），其余均为双转子或三转子涡扇 发动机 ，推重比为7.5-8，涡轮前燃气温度为1600~1700K。这类第三代 发动机 改进的主要方向是改善可靠性和耐久性、增大 推力 、提高推重比。
第四代军用涡扇发动机
第五代战斗机 是 美国 在 美苏冷战 对抗时期开始研制的。第五代战斗机对发动机的主要技术要求包括：(1)推重比达到10以上；(2)应满足飞机具有超声速巡航能力，即要求发动机不开加力时的最大推力要尽可能大；(3) 为飞机提供短距起降和 过 失速 机动 能力(采用推力 向量 喷管 )；(4) 有良好的隐身能力， 发动机 的红外和雷达反射信号特征小；(5)采用双余度全权限数字电子控制(FADEC); (6)与 F-22战斗机 用的 发动机 相比，零件数量减少；(7)寿命期费用降低约25%~30%。
F119-PW-100发动机是 普惠公司 为 F-22 研制的双转子加力式 涡扇发动机 ，具有高推重比、小 涵道比 、高涡轮进口温度和高节流比等特点，是 第五代战斗机 发动机的典型代表，也是当今世界最先进的航空发动机之一。 F119发动机 采用了风扇/压气机/涡轮三维 计算流体力学 等设计技术（风扇宽弦无凸肩叶片，压气机宽弦高负荷转子叶片，风扇/压气机 弓形 静子叶片，涡轮高负荷转子叶片）、整体叶盘结构转子和浮动壁燃烧室等先进结构、高强度阻燃 钛合金 （压气机静子、加力燃烧室和 喷管 ）和 单晶 材料等新颖的材料，使得F119发动机达到了很高的性能。
F135 发动机 是F119 发动机 的衍生型，用于 F-35战斗机 战机。该发动机的3级风扇采用超中等 展弦比 、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和失谐技术。在保持原风扇的高级压比、高效率、大喘振裕度和轻质量的同时，将风扇的截面面积增加了10％～20％，6级压气机与 F119发动机 的基本相同。 燃烧室 在 F119发动机浮动壁燃烧室的基础上，采用了高燃油空气比燃烧室技术，满足了效率目标。 F-135发动机 的高、低压涡轮采用对转结构“超冷”高压涡轮，转子叶片和导流叶片采用 计算流体力学 （CFD）方法设计，能够明显提高工作温度。低压涡轮增加1级变为2级以适应增大的风扇。 喷管 由 F119发动机的二元 推力 俯仰 向量 喷管变为轴对称喷管，此外还采用了先进 涂层 、先进的预诊和状态监控技术等。
工作原理
活塞发动机
活塞 式 发动机 是依靠活塞在汽缸中的往复运动使气体工质完成热力循环，并将燃料的 化学能 转化为 机械功 ，通常由汽缸、活塞、进/ 排气阀 、连杆和曲轴组成。活塞在汽缸内的往复运动距离为冲程。绝大多数的航空活塞式发动机采用四个冲程的奥托循环：第一是进气冲程，活塞下移，进气门打开，排气门关闭，新鲜的汽油和空气的混合气被吸入汽缸。压缩冲程混合气在点火燃烧之前必 须进行压缩，使气体的压力和温度升高。 这样可以加快燃烧速度，提高做功能力。 第二是压缩冲程， 活塞 上移压缩混合气体。活塞式 发动机 的压缩比为5~8。压缩比越大，发动机效率越高。第三是膨胀冲程，混合气体被点燃，推动活塞向下移动，推动曲轴机构做功，第四是排气冲程，排气门打开，废气排出。然后，排气门关闭，进气门打开， 活塞又向下移动，开始一个新的循环。
活塞式发动机只能提供轴功率，还要通过空气 螺旋桨 式旋翼将活塞气缸驱动的轴功率转化为飞机的 推力 或拉力。由于发动机转速比空气 螺旋桨 或旋转速大得多，所以要通过 减速器 减速。空气螺旋桨的工作原理是当螺旋桨旋转时，将空气推向后方，按照 牛顿第三运动定律 ，桨叶用力把空气 推向后方，空气必将给桨叶施加一个大小 相等 、方向相反的力。这就产生了推力或拉力。桨叶实际可看作高速旋转的“机翼”，每一个桨叶在空气中高速运动 ，会产生一个力。它可以分解为沿飞行方向的分力和在旋转面上但与旋转方向相反的分力。各桨叶向前分力之和就是 螺旋桨 的拉力，各剖面上分力之和就是螺旋桨的阻力，要由 发动机 来克服。
涡喷发动机
涡喷发动机工作时，空气由进气道进入压气机，压气机对流进的空气进行增压,增压的程度即称为压气机的增压比。增压比是涡轮喷气发动机中影响性能好坏的一个重要循环参数。增压后的高压空气进入燃烧室，与由喷油嘴喷入的燃油 ( 航空煤油 )掺混后燃烧，燃烧后的高温燃气由燃烧室流出，进入涡轮。燃烧室出口的燃气温度即涡轮进口的燃气温度，是发动 机中又一重要参数。此温度越高， 发动机性能 越好，但它却受到涡轮叶片材料的耐温性能及涡轮叶片的冷却技术的限制，因此根据发动机涡轮前温度的高低就能评定发动机的性能水平，同时也能评定涡轮工作叶片材料及冷却技术的水平。高温、高压燃气在涡轮中膨胀作功，使涡轮转子高速旋转并产生极大的功率以驱动压气机高速旋转。燃气的能量在涡轮中并未完全膨胀，表现在涡轮出口的燃气还有一定压力及温度。燃气在尾喷管中继续膨胀，以高温高速排出。根据牛顿 动量 定律，气流流过 发动机 时，速度大幅度增加，相当发动机给这股气 流一个向后的力，由 牛顿第三运动定律 这股气流就给发动机一个向前的反作用力，这就是涡喷发动机的推力。和活塞发动机相比，涡喷发动机是直接排出气体，直接作用于发动机，而活塞发动机是燃烧气体作用于曲轴驱动螺旋桨，效率有很大差别。
涡扇发动机
涡轮风扇发动机与涡喷发动机看起来十分相像，主要差别在于它的低压压气机的叶片加长成了风扇，并在其后方加一个外涵道(或同心机匣)。与涡喷发动机比较，在燃气发生器相同的条件下，由于一部分燃气能量被用来带动前端的风扇，涡扇发动机的空气流量大，排气速度低，因而推进效率高，耗油率低。此外，若为提高热效率而提高涡轮前温度，可通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，让更多燃气能量经风扇传递到外涵道，不会增加排气速度。因此，高涵道比涡扇发动机很适合作为高亚声速旅客机和 战略运输机 的动力。如果涵道比小但增加了加力燃烧室，外涵道中新鲜空气多，可以喷入更多的燃油燃烧，加力推力增加多，适合超声速战斗机作战。飞机在亚 音速 巡航时不开加力，耗油率低，航程或续航时间长，但是在起飞、爬升、加速和高速飞行时打开加力，同样可获得很好的性能。
涡桨发动机
涡轮螺旋桨发动机（简称涡桨发动机）由螺旋桨和燃气发生器组成，和涡轮喷气发动机主要部件都是一样的，有进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，工作原理也大致相同，但涡桨发动机靠尾部的动力涡轮，把燃气发生器出口燃气中的大部分可用能量转变成轴功率，通过一根带减速器的前输出轴驱动螺旋桨。涡桨发动机的拉力(或推力)主要 靠螺旋桨产生，喷管中的排气流产生的直接反作用推力只占总推力的5% ~10%。
涡轴发动机
涡轴发动机的工作原理和结构与涡桨发动机类似，不过它的动力涡轮功率输出用来驱动直升机旋翼和尾桨。动力涡轮的轴根据驱动形式可分为定轴式和自由涡轮式两类；按照输出方向分为两类: 由压气机前伸出的称为前输出轴，由涡轮后伸出的则称为后输出轴；从燃气发生器的 转子 数目分类，也可分为单转子涡轴 发动机 和双转子涡轴 发动机 。由于涡轴燃气发生器的转速每分钟超过数万转，而直升机使用的 螺旋桨 每分钟最多不超过2500转，因此需要 减速器 来降速，这是涡轴涡桨类发动机的关键部件。
桨扇发动机
涡轮风扇发动机 涵道比 越高，空 气流 量越大，耗油率越低，而桨扇发动机就是一种把涡扇外涵道机匣取消的、超高涵道比的特殊螺旋桨涡扇发动机，涵道比可达到25-60。为了适应高转速和高亚音速下的飞行，没有外涵道机匣的螺旋桨不同于一般的螺旋桨，需要设计成叶片数目多、宽而薄，有大的后 掠角 ，叶片数目多，桨叶直径也较小。在飞行时，不但有高温高压的燃气流过涡轮被排出，产生一部分 推力 ，而且高速运行的外桨叶还在超大的外涵道部分推动了大量空气向后流动，从而产生了主要的推力。
电动发动机
电动飞机 采用电动力驱动的 螺旋桨 或 涵道风扇 作为推进器，为飞机提供推力。驱动电动机可采用 交流同步电动机 、 永磁同步电动机 、无刷 直流电动机 等类型电机。采用螺旋桨、 涵道风扇 与电动机一体化优化设计技术。电推进技术通过高功率密度电动机带动 涵道风扇 或螺旋桨，为飞机提供部分或全部飞行推力，有效解决传统飞机推进系统带来的噪声和污染排放问题。
冲压发动机
冲压 式喷气 发动机 由进气道( 扩压器 )、 燃烧室 和尾喷管组成。它利用飞行器高速飞行时，迎面气流进入 发动机 后减速增压并达到一定数值，直接进入燃烧室喷油燃烧，从燃烧室出来的高温高压燃 气直接进入尾喷管膨胀加速向后喷出，产生反作用 推力 。由于没有压气机，因而也不需要涡轮，所以这种发动机的 热效率 高、结构简单、重量轻、成本低。但其缺点是不能在静止状态或低速下起动，需要用其他助推器使 航空器 达到一定速度后才能起动并开始有效工作。
分类
按照工作原理分： 可分为直接反作用推进航空发动机和间接反作用推进航空发动机。反作用推进发动机包括涡喷发动机、 涡轮风扇发动机 、 冲压喷气发动机 ，涡轮冲压组合发动机、火箭发动机。间接反作用推进发动机包括活塞发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、桨扇发动机和电动发动机。
按照吸入工质划分： 可分为吸空气发动机和非吸空气发动机。非吸空气发动机包括电动发动机和火箭发动机，其余均为吸空气发动机。
按照时代来划分： 可分为传统航空发动机和新概念航空发动机。传统航空发动机包括活塞式发动机、喷气发动机，新概念发动机包括 脉冲爆震发动机 、多核心机发动机、组合发动机， 太阳能 发动机、 微波 电动发动机以及电致伸肌动力发动机等。
关键组件及其制造技术
涡喷发动机
燃烧室
在涡喷发动机诞生初期，燃烧室是导致发动机能否研发成功的一个关键组件。因为压气机的出口速度，也就是燃烧室的进口速度超过每秒100米以上，因此在高风速下点火稳定燃烧，在极短时间内让 油料 空气混合气体充分燃烧，而且还能让涡轮承受燃烧的压力，这是 发动机 设计者必须考虑的问题。针对稳定燃烧的问题，是通过在燃烧室中设置燃烧碗或者扰流器来形成人工 旋风 来稳定住火焰，其次发明燃油 喷雾器 来细化或者雾化燃油颗粒。第三是设计特殊的双层结构，来引导和调整空气量的分配进行掺混，既保证一部分空气充分燃烧，同时用来另一部分空气来冷却、掺混和稀释高温燃气 ，使其温度降到涡轮材料能够承受的程度。现在主流的涡喷 发动机 燃烧室 包括环管燃烧室、 环形 燃烧室以及 双环 腔燃烧室等结构方案。
为了增加涡喷 发动机 的 推力 实现 超音速飞行 ，后续涡轮后方又增加了加力燃烧室。加力燃烧室结构是通过设计V型槽来实现人工设计的 龙卷风 ，在速 气流 中构成了稳定的火源，复燃加温后的气流最后自喷管以更高的速度喷射出去，产生更大的加力推力。加力燃烧室的设计难点是容易发生振荡燃烧现象，能迅速导致 发动机 损坏，解决的办法是在加力燃烧室的内壁设置一个有很多不同直径小孔的 衬套 。
目前新一代的 燃烧室 已经向 冲击- 对流-气膜复合冷却的浮壁式构造发展，涉及到一系列的高精度制造和加工技术，包括 激光 打孔、电子束焊接等。 此外 增材制造技术 也已经应用到燃料空气组合喷嘴制造、燃烧室整体制造加工、燃烧室新型结构组件制造等领域，能更好的融合融合金属与非金属材料，提升燃烧室的综合性能。
压气机
压气机是向气体传输 机械能 、完成 发动机 热力循环中气体工质 压缩过程 ，以提高气体压力的机械装置，是 涡轮喷气 发动机 的一个重要部件。其主要作用是：将进入发动机的空气压力提高，为 燃烧室 提供高压空气，以提高发动机热力循环的效率。 目前降低轴流式涡喷发动机油耗的最有效办法，就是提高压气机的总增压比，即增加压气机的 级数 。但是高增压比会导致压气机发生喘振。这是一种高振幅的压力振荡现象，会导致压力发生剧烈震动，出口压力急速下降，涡轮后的温度突然升高，严重时会烧坏涡轮并损坏 发动机 。解决办法是在设计上压气机有一定的喘振边界和喘振裕度，此外一般在压气机中间级处设置放气口，或采用多排可调静子叶片(即改变静子叶片的安装角)，或将压气机做成两个转速不同的转子等措施来改变流道的流通能力，扩大其稳定工作范围。
压气机工作时，转子转速一般达到每分钟10000转以上，产生很大的 离心力 。 轮盘 除承受本身的离心力外，还要承受工作叶片传来的离心力，因此轮盘的工作条件比叶片苛刻得多。要保证工作叶片、 轮盘有足够的强度，对温度低于400 摄氏度 的前几级工作叶片与轮盘均用比重较小的 钛合金 来制造，以减轻重量，而后几级工作叶片和轮盘都要用能耐高温的 合金钢 或 高温合金 制成。
涡扇发动机
高增压比压气机
从20世纪60年代开始，无论是军用还是民用 涡扇 发动机 ，压气机的总增压比和平均增压比不断升高，其带来了一系列新的问题，诸如喘振裕度变小、工作效率降低等。因此必须采取一系列的新措施或新技术，确保压气机的 喘振裕度 和效率不降并有所提高。这些技术包括风扇可变弯度进口 导叶 、双 转子 或三转子轴承、高压前四排静子可调、出口串列叶栅、机匣处理等。
压气机叶片是航空发动机的核心零件，其制造品质直接影响着发动机的服役性能和寿命。随着压气机增压比不断提高，叶片结构更趋复杂，其尺寸更大、材料更难加工、精度要求更高。新结构、新材料的采用对叶片制造技术提出了更苛刻的要求。压气机叶片制造的关键技术包括叶片高效精密加工专用工装设计与制造、叶片加工过程颤振与变形 控制技术 、叶片 高速切削 技术、叶片的自适应加工技术、叶片高效精密 数控加工 专用工艺软件系统、叶片自动化和智能化生产线技术。
涡轮轴承座是航空发动机的主要承力部件之一。其主要功能是支撑发动机转子轴承安全稳定运转，工作时需要承受高温差及高应力载荷。随着航空发动机性能提升的需求，整机减重的一个重要方法就是采用耐高温钛合金材料制造轴承座。 而增材制造技术对轴承相关件的制造工艺主要集中通过专用金属粉末对轴承、轴承座进行激光 增材技术修复，以实现报废品的再生制造能力，节约了成本并缩短维修时间。
高涵道比风扇叶片
目前主流的商用大飞机均采用高涵道比 发动机 ，其风扇一般直径超过2米以上（如罗尔斯·罗伊斯UltraFan演示机及UltraFan80的风扇直径为140英寸，UltraFan30的风扇直径为90英寸；通用电气GE9X的风扇直径为134英寸； CFM国际 RISE项目的风扇直径可达140英寸） ，空气流量巨大，因此现役和正在研发航空发动机均采用宽弦空心风扇叶片。宽弦空心风扇叶片最早由 英国 和 美国 等国家的航空发动机公司提出，弦长的增加避免了窄弦叶片凸肩带来的效率损失，同时提高了耐疲劳性能及抗外物损伤能力。目前航空发动机风扇叶片主要包含钛合金和 复合材料 两类材料，钛合金宽弦空心风扇叶片是典型的空心加强结构零件，要求具备完整的空心减重结构及准确 的外部气动掠形结构，成形工艺复杂，其制造综合运用了扩散连接/热成形以及 数控加工 、无损检测等组合工艺技术，此种组合成形工艺技术可以充分发挥钛合金成形复杂构件控形、控性的优势。相比复合材料，金属材料裂纹扩展的延缓性相较于复合材料仍是一大优势。
涡轮叶片
涡扇发动机 的一个重要指标就是涡轮前温度，因为涡轮前温度越高，流过 发动机 的每千克空气产生的功越多， 推力 也就越大。提高涡轮前温度有两条途径，一是使用新的耐高温坚固材料在制造涡轮叶片，二是在涡轮叶片结构设计上适应涡轮的严酷工作条件，例如采用各种冷却技术。从材料上来说，典型的第三代 涡扇发动机 多采用第一代 单晶 和定向合金，而F119、 F135涡轮扇发动机 等第四代发动机则使用第二代单晶合金，未来的第五代 发动机 涡轮前温度将达到2200K，将使用第三代单晶合金以及金属间化合物。而从设计上来看，主要是在叶片上采用各种冷却技术，例如第三代 涡扇 发动机 的涡轮叶片为气膜冷却，也就是在叶片上设计小孔或者长槽，让冷却气流在叶片表面形成低温气膜。F-119等第四代 发动机 则使用复合冷却结构，就是同时采用冲击冷却、气膜冷却、对流冷却等多种技术。未来涡轮叶片将采用双层壁超冷或者铸冷涡轮叶片技术。
现在制造涡轮叶片的技术一般采用熔模铸造等精密铸造工艺，其特点是制成零件精度高，表面 粗糙度 可达普通 机械加工 达到的水平，可制作非常薄且复杂的叶片零件。此外涡轮叶片的熔模制造还需要对叶片凝固过程进行控制，获得平行于叶片轴向的 单晶 组织，那么可以提高叶片的寿命和工作温度。 先进高效冷却叶片制造十分复杂了，继续提高铸造水平难度非常大的，因此更多的是改善叶片自身的材质。 近期3D打印技术（或称为“ 增材制造 ”技术），又成为涡轮叶片的一种新加工技术。这是一种“自下而上”材料累加的制造方法。传统的涡轮叶片制造工艺大部分是通过制造模具后脱模浇铸成型，或者通过挤压、模压成型，其对材料的要求、 几何图形 的尺寸要求都十分高。而与传统的涡轮叶片制造工艺相比，3D打印技术在涡轮叶片的材料、质量、生产周期和生产成本等方面都具有明显优势。
推力矢量喷管
传统喷气 发动机 只能提供向前的推力，飞机的机动性和操纵性由 气动 舵面来控制。而 推力矢量 发动机 的喷管可具有操纵飞机的偏航、俯仰、横滚等能力，使飞机的机动性、敏捷性大幅度提高，同时减少飞机的气动舵面，减小 尾翼 从而减少阻力。另外飞机的短距起降能力也涉及到推力矢量喷管技术。 目前推力矢量喷管包括二元推力矢量喷管、轴对称推力矢量喷管和球面收敛调节片推力矢量喷管。 短距 垂直起降 固定翼飞机 使用的矢量喷管包括转向喷管和3轴承偏转喷管。
向量 喷管 通过可动部件实现喷气 力矩 的偏转，且喷管工作在高温环境中，因此涉及到喷管的密封、冷却及质量减轻技术的研究。矢量喷管一般安装在 发动机 加力 燃烧室 后面，喷管在热燃气环境中应保证结构的完整性，避免高温燃气泄漏造成火灾；另一方面，良好的密封性能可减少喷管漏气造成的 推力 损失。喷管的密封系统要克服高温环境下温度对 密封件 的热载荷，保证旋转件与固定件间的 最小间隙 。喷管的冷却技术，则是采用气膜冷却方式从发动机冷流部件引出冷却 气流 对喷管壁面进行冷却，防止局部温度过高使喷管发生形变。减重技术则是使用陶瓷、碳-碳 复合材料 来建造高温轻质量 喷管 。
全权数字电子控制系统
70年代中期以 微电子技术 为基础，使得 发动机 采用数字式电子调节器成 为可能。所谓数字式电子调节器就是用数字机(微处理器)完成有关发动机的信息采集和计算以及控制相关的执行机构。采用数字式电子控制器的典型发动机有 F100、F404、F110 等。数字式电子控制器还都保留部分液压机械式控制，只是部分功能的电子控制。到了80年 代，数字电子控制器逐渐成熟，出现了全功能数字电子控制器或系统，也称为全权数字电子控制(FADEC)系统。 全权数字电子控制系统 能实现充分开发 发动机 在起飞、爬高、加速、巡航等各种模式下的最大潜能，在故障发生时尽可能保证 发动机 还能正常工作，能通过信息交换实现飞行/推进/火力综合控制。
全功能数字电子控制的研制技术涉及软硬两个方面。软件是开发全功能数字电子控制的灵魂，提高可靠性是控制软件的关键。 一般是基于模型进行控制与软件开发，涉及模型构建、 仿真 验证、模型变更、设计报告生成和软件符合性测试验收等技术。 而从硬件上看，全功能数字电子控制系统并不是仅仅把功能复杂的微型计算机装置装到 发动机 上就可使用，因为它的工作环境异常恶劣，因此需要进行专门的强度和耐热设计，能通过振动、冲击、持续加速度、高低温、高低压、 电磁干扰 、淋雨、雷击、沙尘、湿热、盐雾、 大气污染 和 核辐射 等的一系列 试验项目。因此全功能数字电子控制系统采用特殊的接口 插销 和 衬垫 ，应用热管、金属导热条、 冷却液 等措施，专门进行冷却和隔热设计。相关的环境试验必须在专门的高空舱中模拟高空条件进行上百次的试验。
涡桨涡轴发动机
减速器
如果采用定轴式设计方式，中小型涡轴的燃气发生器转速可以达到达4万-5万转/分，如果采用自由涡轮式设计的涡轮，动力涡轮的转速也有2万-4万转/分。而涡轴驱动的直升机旋翼转速只有120-360转/分，而涡桨 发动机 驱动的 螺旋桨 为800-2500转/分，因此涡轴或涡桨发动机都带有减速器来把输出的高转速降到推进器要求的低转速，通常得有两级减速器或多级减速器才能完成如此高的减速比。这种减速器的负荷重，结构复杂，制造成本高，它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重，作为 发动机 整体的一个部件，在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。
减速器的制造技术要求很高，因为要能在尺寸小、重量轻的条件下，安全可靠地传递大功率。由于减速器全是采用齿轮传动，因此加工要求非常高，齿距和齿形加工误差在0.005到0.03毫米之间，为头发丝直径的十四分之一到二分之一。另外减速器的工作寿命也有要求，要能达到1500小时以上，甚至有的要达到6000小时。
燃气发生器
涡桨/涡轴 发动机 尤其是中小型的涡桨/涡轴 发动机 的燃气发生器，与追求高空高速和大 推力 级高推重比涡喷/ 涡轮风扇发动机 有着很大的不同。在压气机上，涡桨/涡轴发动机采用离心式压气机或组合式压气机，只有少数大中型涡桨/涡轴发动机采用轴流式压气机。在 燃烧室 上，涡桨/涡轴发动机体积小，但是仍然要保证燃烧和燃烧完全，因此要保证火焰筒长度及截面积。在涡轮设计上，由于涡桨/涡轴发动机的涡轮尺寸更小，制造内部结构复杂的空心气冷涡轮叶片就更加困难。
制造涡轮涡桨燃气发生器，涉及薄壁零件加工、新型 钛合金 、 基合金等不同材料薄壁大尺寸焊接变形 控制技术 、先进的电子束焊、 激光焊 、自动 弧焊、真空 焊等焊接工艺。而涡轮盘 叶轮 制造采用桶形（锥鼓） 铣刀 宽行数铣、高速铣等工艺铣削叶片和轮毂型面。涡轮工作叶片制造采用精密铸造毛坯工艺来解决内腔成型问题，而外部的气膜孔加工将采用 飞秒激光 等高效加工技术。
发动机制造商及典型型号
美国普·惠公司
美国 航空 发动机 专家弗雷德里克·伦奇勒在1925年通过 机床 制造商普拉特·惠特尼的资助，成立了新的普拉特·惠特尼发动机公司，在1926年推出的第一款产品R-1340“黄蜂”星形气冷活塞 发动机 就获得了成功。 战后 普·惠公司 凭借J57发动机在涡喷 发动机 竞争中脱颖而出，1952年的 B-52轰炸机 和后来的空军F-100、 F-101战斗机 、 F-102战斗机 和海军 A3D、F4D 和 F-8战斗机 飞机都使用J57发动机。J58的开发让 SR-71侦察机 飞行速度超过3 马赫 。 普·惠 后续提供了一系列军用 涡轮风扇发动机 ，包括 F-111战斗轰炸机 中的 TF30； F-15战斗机 和 F-16战斗机 中的F100； F-22战斗机 中的 F119和 F-35战斗机 系列中的 F135涡轮扇发动机 。 普·惠公司 对民用 客机 的 大涵道比涡扇发动机 也有贡献， 波音公司 、道格拉斯和 空客 飞机 上使用过 普惠公司 的 JT3、JT3D、JT4、JT8D、JT9D、PW2000、PW4000 和 PW6000发动机。
军用型号： F-35 使用的 F135发动机 、 F-22 使用的 F119发动机 、 C-17运输机 使用的F117 发动机 、F-15和 F-16 使用的F100发动机、 KC-46加油机 使用的PW4062/F139发动机、 B-52轰炸机 和 E-3空中预警机 预警机 使用的TF33发动机。
民用型号： 普·惠 GTF 发动机 、V2500发动机、GP7200发动机、PW4000系列发动机、PW2000系列发动机、JT8D发动机、JT9D发动机
美国通用电气公司
1917年， 美国 通用电气公司 （GE）通过研制350马力的 涡轮增压发动机 ，获得了军方的大量合同。正是 通用电气公司 在涡轮机和涡轮增压器方面的专业性，促使 美国 陆军空军决定选择该公司来开发美国第一台 喷气发动机 。通用电气公司研制了美国第一台喷气发动机、第一台实现两倍和三倍音速飞行的 涡轮喷气发动机 ，以及世界上第一台投入使用的高涵道比 涡轮风扇发动机 。目前 通用电气公司 的F110、F414都是美军主力战机的 发动机 ，而GE还在开发下一代的军用变循环发动机XA100和T901涡轴发动机。在民用领域， 通用电气公司 通过CF6系列高涵道比涡扇 发动机 ，进军民用市场。2004年后通用电气公司还为 美国 波音787 和747-8新一代 客机 研制了取代CF6系列的GEnx高涵道比涡扇发动机。
军用大飞机型号： CFM- 56、F138
军用战斗机型号： F414、F404、F110、XA100
军用涡轴型号： T408、T901、T700
民用大飞机型号： GEnx、 GE90 、CF-6、 GE- 9X、 CFM -56、CFM LEAP、CF34-10
民用涡轴型号： CT7
英国罗尔斯·罗伊斯公司
1904年罗尔斯·罗伊斯公司成立。1914年 第一次世界大战 爆发后， 英国 军方要求罗尔斯·罗伊斯公司制造飞机发动机，该公司即推出了12缸的“老鹰”航空 发动机 。在 第一次世界大战 中所有英国制造的飞机 发动机 中，罗尔斯·罗伊斯公司产量超过 60%。 第二次世界大战 期间， 罗尔斯·罗伊斯 公司总共建造了16万台52个型号的“梅林”发动机，装备“ 飓风 ”“ 喷火式战斗机 ”战斗机和 兰开斯特式轰炸机 。二战后罗尔斯·罗伊斯公司开始研发喷气式发动机，并研制了世界上第一种实用化 涡轮风扇发动机 ——RB.80“康威”（Conway）。1971年， 罗尔斯·罗伊斯 由于开发RB211 大涵道比 涡扇 发动机 陷入严重困难，导致 美国 提供2.5亿美元担保将该 公司重组 。罗尔斯·罗伊斯渡过难关后将 RB211发动机 持续完善，同时还推出了新的“湍达”（Trent）系列发动机。
民用 大涵道比涡扇发动机 型号： “湍达”XWB、“湍达”7000、“湍达”1000、“湍达”500、“湍达”700、“湍达”800、“湍达”900、RB211-524G/H &-T。
军用型号： 美国F35B联合攻击战斗机 的 升力 风扇 、EJ200涡扇发动机、RB199 涡扇发动机 、飞马涡扇发动机、阿杜尔（Adour）小型 涡扇发动机 、AE 1107C涡轴 发动机 、CTS800涡轴发动机、MTR390涡轴发动机、M250涡轴发动机、AE 2100涡桨发动机、T56涡桨发动机、TP400-D6涡桨发动机、M250涡桨 发动机 、BR710小型 涡轮风扇发动机 、AE 3007小型涡扇发动机。
俄罗斯联合发动机制造集团公司
弗拉基米尔·普京 上台后，推动俄罗斯发动机企业进行了第一轮整合，成立了 4 家控股公司。分别是“礼炮航空发动机联合体”“留里卡-土星航空发动机联合体”。第三个控股公司是在克里莫夫股份公司的基础上，通过合并 莫斯科 的车尔尼雪夫工厂成立；第四个控股公司是在 萨马拉 航空发动机制造中心的基础上组建。2008 年，在 俄罗斯联邦政府 的主持和推动下，又将这 4 家企业的国有股份整合在一起，成立了联合 发动机 制造集团控股公司（ODK)。2013 年 7 月，联合发动机制造集团控股公司更名为联合发动机制造集团股份公司，下设军机发动机部、民用飞机发动机部、直升机发动机部和 燃气轮机 部。
民用型号： PD-14高涵道比 涡轮风扇发动机 、 PS-90A 高涵道比涡扇发动机、 PS-90A- 76高涵道比 涡扇发动机 、PS-90A1高涵道比涡扇发动机、PS-90A2高 涵道比 涡扇发动机 、PS-90A3高涵道比 涡扇发动机 、D-30 涡扇发动机 、D-30KP 涡扇发动机 、D-30KU 涡扇发动机 、D-30KU-154 涡扇发动机 。
军用型号： AL-31系列涡扇发动机、AL-41F-1S涡扇 发动机 、RD-33MK涡扇发动机, TRDD-50AT小型涡扇发动机、AI-222-25小型涡扇发动机。
中国航空发动机集团有限公司
中国航空 发动机 集团有限公司 于2016年8月28日正式挂牌成立，由 国务院国有资产监督管理委员会 、 北京国有资本经营管理中心 、 中国航空工业集团 有限公司 、 中国商用飞机 有限责任公司 共同出资 组建，下辖27家直属单位，拥有3家主板上市公司，现有职工7万余人，拥有包括7名院士、200余名国家级专家学者。该公司要从事航空发动机、辅助动力、 燃气轮机 、飞机和直升机传动系统的研制、生产、维修和服务，从事航空材料及其它先进材料的研发与制造。 中国航空发动机集团 设计生产的涡喷、 涡轮风扇发动机 、涡轴、涡桨、活塞发动机广泛配装于各类军民用飞机、直升机。
军用 涡轮风扇发动机 ： 太行发动机 、“太行” 发动机 发展型。
民用 涡扇发动机 ： CJ1000A发动机 、CJ2000发动机。
涡喷发动机 ： 昆仑发动机
涡轴发动机： 涡轴-16 、 AES100 发动机、“玉龙”发动机、涡轴8系列发动机。
涡桨 发动机 ： AEP500发动机、AEP80发动机、涡桨-9发动机、涡桨-6发动机、涡桨-5发动机。
乌克兰马达西奇公司
乌克兰 马达西奇公司 的历史可以追溯到1907年，当时该厂主要是生产机械工具。1915年，该厂被收购开始生产航空发动机。后续 苏联 军队使用的M-6、 M11型冲锋枪 、M-22、M-85、M-86、M-87、M-88、ASh-82FN、ASh-62IR和AI-26V活塞发动机都是 马达西奇 生产的。1953年，该公司开始生产RD-45和RD-500喷气 发动机 。这标志着进入涡轮 发动机 生产时代。 马达西奇 多种 发动机 都在苏联国内航空发动机制造业的发展中起到了重要作用，包括AI-20、AI-24、AI-25、 AI-25TL、AI-9、TV3-117、D-36、D-136、D-18T、TV3-117VMA-SBM1、AI9-3B、D-36 Series 4A、D-436 T1/TP、VK-2500等等，用于各种飞机和直升机。1995年开始，该公司转制为" 马达西奇 "股份公司。 2022年5月， 俄罗斯联邦武装力量 称使用高精度空基和海基 远程导弹 摧毁了位于 乌克兰 扎波罗热市 的 马达西奇 工厂生产车间。 2022年11月， 乌克兰 总统 弗拉基米尔·泽连斯基 称援引战时法律直接接管 马达西奇 等四家公司的所有资产。乌方称这不是 国有化 ，未来在军事状态（戒严令）结束时，公司资产可以归还给其所有者或按其价值进行适当补偿。
未来趋势
自适应循环发动机
自适应循环 发动机 的特点是能根据飞机不同任务需求，通过改变多个可调几何机构位置、并采用自适应 控制技术 ，自动改变风扇、核心机流量和压比，使 发动机 在包线内不同速度和高度点获得最优的性能，并与飞机的组合性能达到最佳。自适应发动机具有包线内综合性能好、耗油量低且飞机航程长、进气流量自动匹配、隐身性能好及有利于热管理设计等优势。自适应发动机是 变循环发动机 的衍生， 变循环发动机 的研究在20世纪60年代开始，但是由于技术原因直到20世纪80年代进入实际研发阶段。 通用电气 研发了 YF-23战斗机 使用的F120双外涵变循环 发动机 ，但是由于技术风险大而下马。
在 变循环 发动机 基础上， 美国 从2007年继续开展自适应循环发动机研发，至今经历了自适应通用发动机技术(ADVENT)研究计划、 自适应循环发动机技术发展(AETD)研究计划以及自适应发动机过渡计划(AETP)。目前 美国 通用电气公司 已完成了一台全尺寸三外涵道可调自适应循环 发动机 原型机 XA100 的实验测试。 2022年7月，美空军宣布将在2024财年确定 F-35 战斗机 发动机升级计划，待选方案包括 GE公司 的XA100自适应循环发动机和 F-35 现有 普惠公司 F135涡轮扇发动机 的升级型。 2022年 美国 通用电气公司已经完成了其第二台 XA100 自适应循环 发动机 的第一阶段测试，未来目标为是成为美国 第六代战斗机 发动机。
超燃冲压发动机
超燃 冲压发动机 是指燃料在 超声速 气流中进行燃烧的 冲压发动机 ，包括亚燃/超燃双模态 冲压发动机 和亚燃/超燃双 燃烧室 冲压发动机 。亚燃/超燃双模态 冲压发动机 是指 发动机 拥有亚燃、超燃两种模式，可用于高超声速的 巡航 导弹 、无人驾驶飞机和有人驾驶飞机。亚燃/超燃双燃烧室 冲压发动机 是进气道有两个燃烧室，多适用于巡航导弹这样的一次性使用飞行器。 超燃冲压发动机 不能早地面启动，因此一般和涡喷或者 火箭发动机 组合使用。
20世纪50年代末超燃理论提出以来，各国学者围绕以超燃 冲压 发动机 为动力的吸气式巡航飞行器开展了广泛的研究。从2014年开始 超燃冲压发动机 已经进入工程转化阶段，典型项目有 美国 的空射 高超音速武器 HAWC项目、 俄罗斯 的锆石高超音速导弹，均为 高超音速巡航导弹 。 但是在有人或者无人的大型高 超音速 飞行器上， 超燃冲压发动机 技术仍然无法获得完全突破。 美国 美国航空航天局 和相关科研机构认为，设计研制出可靠、可负担、 可重复使用、大气层内长时间飞行的高超声速飞机面临较大的技术挑战。 组合发动机 、飞行器气动布局和飞发一体化设计、耐高温 轻质材料 与热 防护结构等方面都存在众多技术难题。
脉冲爆震发动机
脉冲爆震发动机 ( Pulse Detonation Engine，PDE) 是利用间歇式或脉冲式爆震波产生的高温高压燃气来产生 推力 的，具有热循环效率高、 燃料消耗率 低 、结构简单( 无涡轮等旋转部件) 、尺寸小、推重比高、比冲大、适用范围广等优点。 2008年1月， 美国 空军研究实验室 (AFRL) 和创新科学解决方案公司 (ISSI) 合作改装了1架Long-EZ小型飞机，加装了1台脉冲爆震发动机，推力通过飞机后部的四个管子排出。这是世界上首次 脉冲爆震发动机 飞行试验，发动机产生了90公斤的推力，在30米高度达到时速190公里的速度。 美国 军方认为脉冲爆震发动机将用于尺寸非常小的武器和军用平台，如小型、 微型飞行器 和 无人战斗机 ，应该发展重量轻、成本低、寿命短的微型脉冲爆震发动机。