实用的喷气式发动机主要可分为四类，涡喷、涡扇、涡桨、涡轴；前三者效率依次递增，涡轴发动机不直接提供推力，主用于直升机。这里主要讨论前三种发动机效率高低，可以用牛顿定律和能量守恒定律做一个简单的分析。

  飞机飞行中消耗的能量可分为有效能量和无效能量，有效能量即实际消耗在克服空气阻力做功，使飞机能够保持一定速度持续飞行所消耗的能量，无效能量即对飞机飞行没有直接帮助而消散的能量。

  对有效能量做一个简化，认为飞机不论安装涡喷、涡扇或是涡桨发动机，其在相同速度下空气阻力相同，故稳定飞行获得的推力相同，而消耗的有效能量也就相同，故讨论他们的效率高低，只要对比在提供相同大小的推力下，消耗的无效能量的大小即可。

  我们知道，喷气式发动机提供动力的来源是对空气做功，使其加速向后喷出从而获得反推力，根据冲量公式 F×t=m×V可知，决定发动机推力大小的重要的因素，是单位时间内喷出气体的质量和速度乘积，显然，要想达到一定的推力，既能大大的提升喷射出的气体速度，也能增加喷射出气体的质量，但其乘积不能变化。

  发动机消耗的无效能量，一小部分消耗在加热发动机本体并不断加热周围空气，基本可忽略；而绝大部分被喷射出的气体带走，喷射走的气体带走的能量又可分为两个部分，一个是气体本身被加热而带走的内能，E=C×d×（T2-T1），或者简化为E=d×m×ΔT，其中d为质量温度系数，另一个部分是气体喷射带走的动能，E=1/2 × m × V×V。

  此外还有一小部分是燃料燃烧不够充分而丢失的化学能，不过这一点在现代喷气式发动机中基本无需考虑，进一步提升燃烧效率属于高投入接近无回报的研究了。

  PS：为何喷射走的气体带走的热能要计算，发动机加热周边空气消耗的热能无需计算，不必多做解释吧

  显然，减少无效能量可以从三个方向入手：1、降低排气温度，2、减少排气质量，3降低排气速度。

  其中与排气质量、速度相关能量计算可变形为E=1/2 ×（m × V）× V，能够准确的看出，在保持同等推力的情况下，不可能通过减少排气质量的方法减少无效能量。

  结论：提高喷气发动机的效率归根结底只有两条出路：1、降低排气速度，2、降低排气温度

  进一步思考，怎么来实现这两点？一个最简单的方法，就是在将燃烧室出来的高温气体，混入大量的冷空气，再喷出，就可以同时达到两个目的，同时由于增加排气质量，虽然降低了排气速度，依然能保持推力不下降，甚至通过良好的设计，还可以增大推力。

  1、最早的版本，就是现代的涡喷发动机的雏形，“简单”的将空气吸入，混油，燃烧，加速排出。

  2、为了更好的提高推力，就要增加排气速度，空气吸入后先通过压气机增压，再使用更好的燃料在燃烧室燃烧获得更高的温度，更热的排气，也就有了更高的排气速度。

  3、燃烧室温度不能无限上升，材料吃不住，就从压气机额外引出温度稍高的气体冷却燃烧室，结果发现不但温度下去了，在不提高排气速度的情况下推力还增加了。

  4、进一步加大冷空气的比例，最后索性单独装个大风扇专门向后吹冷空气作为排气，效率更好（涡扇发动机出现了）。

  5、随着涵道比提高（不经过燃烧室的冷空气提供的推力和燃烧后的高温气体提供的推力之比），进气道太大了，干脆就把原来包裹在进气道内的大风扇拿出来，变成了螺旋桨。（涡桨发动机出现了）。

  所以喷气式发动机的效率从涡喷、涡扇、涡轴慢慢的升高，排气速度和排气温度越来越低，排气质量越来越高。

  涡扇发动机的一大标志就是那个大风扇，我们大家都知道在相同转速的情况下，半径越大，叶尖的线速度就越大，而当叶尖线速度接近音速时，叶尖阻力会剧增，同时还会带来严重的激波颤动，具体的空气动力学这里不多分析，但是一般来说叶尖线速度不能超过音速太多，还一定要使用特别的材料制作，而象涡桨发动机，螺旋桨叶片更长，而考虑成本使用的材料比涡扇的风扇要差，至多也就是持平，使用速度更受限制。

  风扇和螺旋桨都是由燃烧室出来的高温燃气冲击涡轮带动的，转速受限---排气温度受限---排气速度受限---推力受限---飞机最大速度受限。

  因此，涡桨发动机只能运行在亚音速，正常情况下不会超过0.6马赫，涡扇发动机只能运行在高亚音速，一般不超过0.85马赫，低涵道比的可以用在跨音速，但在超过1.2马赫以上的超音速领域，就只能用涡喷了，到了3马赫以上，冲压发动机就开始取代涡喷了。

  PS：以上划分针对民用发动机，在新一代军用发动机上，也开始使用小涵道比涡扇发动机，由于军机有较长的特殊设计的进气道，和使用更高成本的材料制作叶片，其涡扇发动机使用的速度领域会更广。

  除此之外，前文说过，我们大家都认为同一架飞机在安装不同发动机时阻力相同，这其实就是理想化了，同样推力的发动机，涡扇的迎风面积比涡喷大得多，最新一代的民用涡扇发动机Leap直径就已达到军用同推力涡喷的三倍了，因此飞机选择何种发动机需要综合考虑。

  即发动机的推力在飞行速度一定之时，决定于流入发动机的空气量与燃气流出发动机的流速

  不论是涡喷还是涡扇，都是航空发动机中的一种，其核心机效率相类似，而作为燃气轮机在航空推进领域的应用，则其推进效率至关重要

  当燃气流出发动机的速度C2与飞机飞行速度相同之时，发动机的推进效率为最高100%，

  但是根据此时飞机的推进力计算公式 F=M1(C2-C1)，此时的推力为0

  为了保证推进效率，则要C2与C1尽量接近，而同时又要保证发动机的推力，因此，就减小排气速度C2，而增大进气流量M1。涡扇发动机是通过增大进气流量来保证推力

  涡喷（没有外涵道）的喷气速度高，只能代表装备了涡喷发动机的飞机，能够飞的更快；但是涡喷发动机“喷出去的气比较少”，飞机加速慢。想达到同样的加速度，要比涡扇发动机把节流阀开的更大才行。

  涡扇的喷气速度低，但是低不了太多，而且由于外涵道的存在，推力更大，飞机加速快得多，但是涡扇机几乎不可能飞到MiG-25那样的3马赫。

  外涵道气体尽管并没有加热，但能够理解为被前方的风扇压缩过，也会产生不小的推力。

  涡桨机外面的螺旋桨能理解吧？涡桨可以简单的理解为涡扇发动机去掉了外面的罩子。。。。

  发动机即相当于一个热机也相当于一个推进器，其热机的意义在于将燃油燃烧并将热能传输给气体；其推进器的意义在于将气体的能量更大程度得转化为发动机推力（发动机动能）。

  热效率概念大家都懂，简要来说与燃烧室前的压比和燃烧室的温比有关。温比越高越高，压比有一最佳值，这一最佳值随着温比的升高而升高。这一点上涡喷和涡扇没有本质上区别。

  推进效率=推进功率/循环有效功=2/(1+C9/C0)（来自发动机原理）

  意义就是，当发动机出口气流速度（C9）越接近发动机自身速度（C0），推进效率越大，但是此时推力本身就是零。以发动机为参考系就是，排气速度越接近零，推进效率越高；排气速度为零时，推力也为零。在这一点上，同等参数（压比温度等，当然不包括涵道比）下，涡扇的排气速度要低得多，因此涡扇可以以更小的排气速度获得更大的推力。

  总的来说，就是形成高推力有两种办法：小流量大单位推力和大流量小单位推力。

  Q：涡轮风扇发动机的外涵道气体并未被加热，他们直接向后排出，他们真的提供了动能吗？

  要知道，被加热的气体其自身的能量并没有完全自己保留最终在喷管处转化为动能，而是通过涡轮驱动压气机转化为了燃烧室前气流的能量。虽然外涵的气流并没有被加热至高温获得更多的能量，但是涡扇的风扇（低压压气机）将很多能量通过涡轮从燃烧室后气流中抽取出来给予外涵气流。

  这种能量的传输方式（风扇压缩）相较于燃烧，温度较低（熵小）同时加功气流多。

  Q：据说高涵道比的涡扇，外涵道推力的比例已经到了75%，这不就成了螺旋桨了吗？

  由涡轮螺旋桨改为涡扇主要是因为螺旋桨尺寸太大等等原因影响性能，而目前逐渐增大涡扇涵道比就是因为在这方面已经逐渐找到处理方法，因此逐步增大涵道比。

  补充一点，这一点应该才是最重要的：要注意螺旋桨发动机本质上分为活塞式螺旋桨发动机和涡轮螺旋桨发动机。

  所以在能量一定的情况下，通过增加单位时间气流量来降低速率，推力随之增大。

  //实际上喷气发动机还是很复杂的，比如怎么样提高能量转化效率？这就要尽可能降低排气温度，转化热能为动能

  而能量，却不必拘泥于航空燃油，能够最终靠选取不同品种的燃料来调整。而喷管形状也影响能量转化率，决定了能量的输出大小。

  先举个例子，两支不同口径，但枪口动能一样的炮，一个弹头质量5公斤，初速1000米/秒，另一个弹头质量20，初速500，谁的后座力大？不用说，弹头大，初速低的那支，因为他们虽动能一样（

  vs5000000），但动量不一样（5000vs10000），而后座力与动量成正比。

  好了，我们来说涡扇机，涡扇发动机的推力不就是排气的后座力嘛。假设两台机，燃油消耗一样，热效率一样，但排气速度不一样，谁静推力大？（注意，静推力），当然是空气流量大而速度低的那台，简单计算如前例。因为mv²是定值了，而推力和动量相关，即和mv相关，当然v越小越好，V越小，意味着m越大，而m就是前面提到的排气流量。

  那么我前面为何需要强调静推力？因为飞起来就不一样了，高v排的在高速下仍能提供相当的推力，你总不会指望M0.9的排气速度把飞机推到M1.2的速度吧。

  要说明为什么降低排气速度能提高推力，第一步请看大家比较熟悉的大涵道比（外涵道空气流量除以内涵空气流量之比为涵道比）涡扇发动机结构原理示意图：

  2. 内涵气流、压气机增压、燃烧室加热、涡轮膨胀作功带动风扇和压气 机、内涵尾喷管膨胀加速、排气到体外产生推力。

  内涵：内涵循环，气流经过等熵压缩，等压加热，等熵膨胀，等压放热，涡轮为整台发动机提供风扇和高压压气机所需要的功，对于两台内涵循环相同的发动机来说，不管外涵情况如何，其所能输出的功是相等的；

  外涵：气流经过风扇等熵压缩后在流道内等熵膨胀排出，气流加速排出产生推力，但本身消耗功不产生功。

  发动机推力和进口速度、排气速度、流量和涵道比有关，乍一看排气速度减小推力不就减小了吗？别急，这几个参数不是独立的，排气速度和函道比，流量是相关的，下面将推导解释损失的关系就可以知道为什么降低排气速度能大大的提升推力。

  所以想要提高发动机的推进效率，就要降低发动机的排气速度，排气速度降低，发动机的推进效率提高，涡轮发出的功更多的用于产生推力，推力增大，那要怎么样才可以不造成损失的前提下降低排气速度呢？

  涡扇发动机的方法就是增加一个外涵，增大空气流量，把相同的功传给更多的空气来达到减小排气速度，提高推力的目的。

  先分清楚涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的区别。涡喷发动机产生推力是靠向后喷射高温高速气流，涡扇产生推力是低压涡轮带动风扇叶片对空气做功。对于涡喷，气流速度越高，产生的相互作用力越大，推进效果越好，但是经济性也越差。涡扇呢，则是高度利用了燃烧室产生的热量，想把所有的热量转化为机械功。所以民用涡扇差不多可以有七级低压涡轮来带动前面的风扇压气机。压气机对气流做功，气流从外涵道直接喷出，少部分经过内涵道燃烧维持循环运转....不好描述....画循环曲线很容易理解。

  一句话回答问题：排气速度降低了，但通过的流量增加了，总推力就增加了。基础问题，下一个

  涡轮发动机的实质是把燃料中的化学能转化为推进的机械能。喷出的燃气温度越低速度越快，证明燃料的化学能转化为推进的机械能越多，从能量守恒的远离来说就是这样。对于损失，航空发动机本来就是一个处处体现妥协的东西，带来的好处大于损失就可以采用

  喷气客机起降时会发出巨大的噪音。欧美国家正不断立法收紧对机场噪音的管制。涡扇发动机正是客机噪音的大多数来自。因此各大民用发动机生产商都致力于发展降噪技术。

  涡扇发动机噪声分机械噪音和气动噪音。气动噪音中又包括排气噪音。发动机喷出气流速度越高，与大气相互作用所产生的噪音也就越大。降低排气噪声的主要措施是通过选择适当的发动机循环参数——增大涵道比、降低风扇转速，以此来降低发动机的排气速度，减少排气噪音。

  文字一个一个敲太麻烦，翻出《航空发动机原理》直接上图，这个是比较学术的回答哈。

  热机效率决定于温差，涡轮发动机的情况就是燃烧温度跟排气温度，这是所谓卡诺定理

  限于叶片材料，燃烧温度是不能提高的，能做的实际上的意思就是降低排气的参数（温度压力）

  涡扇发动机的推力80％来自于风扇，燃烧的目的主要是冲击涡轮带动风扇转动让风扇产生推力，自己觉得排気温度降低说明涡轮吸收的能量多，带动风扇转的更快些，单位时间内空气流量增大，推力就大了。

  大涵道比实际是为了降油耗。你把涡喷做到那个尺寸，压比涡轮前温度相同，部件效率相同，用一样的喷管，涡喷推力更大，只是油耗感人。