涡喷：喷气速度高，低速耗油相比来说较高，推力完全来自燃烧室喷出的高温燃气，喷气速度高，高空高速性能好。民用领域基本被淘汰，军用机还有不少在用。适合长时间高速飞行的飞行器，比如米格25。

  涡扇：能够理解为在涡喷的基础上加装外涵道风扇（咱们常坐的客机的发动机正面的那个风扇就是了）而成，推力来自燃烧室喷出的高压燃气加外面的风扇，低速经济性好，推力极大，但结构较为复杂且由于喷气速度低，高空高速性能略逊于涡喷。目前主流动力，民航（波音空客几乎全部）、军机（现代战斗机几乎全部）都在用。

  涡浆：相当于涡扇发动机的外涵道无限扩大，变成一个螺旋桨（也可能是一对，比如A400和An-70）。低速经济性越来越明显，推力大，相比涡扇结构更简单一些，但是由于主要推力来自外涵道的风扇，燃气的动力所占比例不大，故只再亚音速飞机上使用。主要用户是一些支线客机（支线的螺旋桨小飞机）和一些军用低速机（比如图-95、P-3C）。

  提一下外涵道这个概念。之前介绍过涡喷、涡桨的推力有一部分来自外面的风扇旋转吹气，有一部分来自燃烧室喷出的高压燃气。也就是说，进入发动机的空气部分被风扇扇出去，部分被燃烧室喷出去。扇出去的空气的质量：喷出去的空气的质量=涵道比。

  大部分现代战斗机采用的涡扇发动机是低涵道比发动机，喷出的气体所占比重较大，涵道比不到1，一般是0.5-0.9吧。

  大部分现代军用运输机、几乎全部民航机采用的涡扇都是大涵道比发动机，扇出的气体所占比重较大，一般涵道比能有6-9，现在据说已经有涵道比超过10的涡扇发动机啦。

  涡桨发动机相当于涡扇机的外涵道无限扩大，因为螺旋桨扇出去的气体几乎是全部的动力来源。当然也不尽然，听说图-95在飞到0.9马赫的时候，喷气推力所占比例能超过1/3。

  题主列举了三种航空发动机：涡喷、涡扇、涡桨。其实涡轮发动机总共有四类，还有一种是涡轴发动机。

  不管是蒸汽机还是后来的单缸（多缸）柴油机、汽油机，都是活塞发动机。莱特兄弟发明了第一架飞机，所用的引擎就是从汽车上拆下来四缸发动机。其大致的原理图如下图所示。

  上图是单缸活塞式发动机原理图。能够准确的看出，转子每转动一周，活塞会“猛冲”一次，转子输出动力很不均匀。农用拖拉机坐过吧，突突突的很拉轰。为了缓解这种“一冲一冲”的带感，后面发展出了多缸发动机，即转子每转动一周，会“猛冲”两次、四次、八次……

  这张图是星型发动机原理图，转子每转动一周，在气缸的作用下，会“猛冲”八次，受力很均匀。

  以上就是最早的航空发动机，用同汽车上一样的柴油机或者汽油机来带动螺旋桨转动，为飞机提供拉力，使机翼产生升力。

  随着空军对于高性能飞机的需求日益增加，活塞式发动机已经不能够满足高速飞行的需求，于是燃气涡轮发动机开始成为主流。这也就是题主所问到的。

  燃气涡轮发动机的基本工作原理都相同：把一团气体压缩，注入燃油，点燃后，把产生的高温气体喷出，获得推力。其最基本的结构是压气机、燃烧室和涡轮。

  最早出现的是涡桨发动机。涡桨发动机的出现，标志着航空发动机进入燃气涡轮时代，其实这时候的飞机仍然是发动机带动螺旋桨转动，产生拉力。只不过燃气涡轮发动机转速以及功率优于活塞式发动机。

  上图就是涡桨飞机，由于在亚音速条件下，螺旋桨效率还是挺高，所以目前的支线小飞机，私人飞机仍然使用螺旋桨飞机。

  由于战争需要，飞机应该具有更高的飞行速度，冲破音速。当时由于空气动力学发展的瓶颈，人们认为，当前限制飞行速度的最终的原因在于发动机的功率不够大，所以各国疯狂制造更大功率的发动机。然而，随着功率持续不断的增加，飞行速度几乎不再有所提升。而且，在即将到达音速时，飞机慢慢的出现剧烈的震颤，最终飞机或空中解体、或失控坠毁。人们把这样的一种情况成为音障。（注：螺旋桨无法使飞机超音速）

  后来，大家意识到，螺旋桨飞机无法超越音速，想要达到音速，就得摒弃螺旋桨。没有螺旋桨，如何使飞机向前飞行呢？答案是：喷气。这样，飞机的动力由螺旋桨提供的“拉力”，变成了喷气发动机提供的“推力”

  上图就是涡喷发动机，翻译一下：compressor是压气机，用来把空气压缩成高压气体。combustion chamber是燃烧室，燃料在这个地方进行燃烧，形成高压气体。turbine是涡轮，从燃烧室出来的气体推动涡轮转动，涡轮转动带动最左边的压气机接着来进行压气过程。nozzle是喷管，气体喷出，产生推力。

  涡喷发动机最大的优点就是：适航的范围极其广泛。无论是低空亚音速飞行，还是高空超音速飞行都能够胜任。

  既然涡喷发动机低速飞行时效率低（费油），那就针对涡喷发动机的构造进行一下改造，使其飞行效率提高。改造后的涡喷发动机就是涡扇发动机。

  现在来解释一下，为什么低速飞行时涡扇效率高，高速飞行时涡喷效率高。下图可以看出来，涡喷与涡扇的不同之处在于：涡扇前面加了一个大风扇，这个风扇的作用就像螺旋桨一样，用来扇风、产生推力。所以，二者的动力来源不一样。涡喷的动力来源于高温度高压力气体向后喷出。然而，喷出去的气体是高温气体，蕴含着很多能量，这部分能量却没有转换成动能。涡扇发动机的工作原理是：高压气体在燃烧室燃烧以后，形成了高压高温气体，这团气体的热能、压能、动能几乎全部用于推动涡轮转动，涡轮带动前面的风扇转动。既然大部分能量都给了涡轮，剩下的能量并不多，喷出去也不会浪费很多能量。所以涡扇的动力来源于风扇的推力以及高温度高压力气体向后喷出。且风扇的推力占主要动力来源。这样，涡扇的效率比涡喷要高。

  然而，涡扇就跟涡桨差不多，一到超音速后就不行了。而且，头部截面积很大，速度越高，阻力越大。超音速还得用涡喷。

  涡扇发动机最大的特点就是推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。

  缺点是：迎风面积大，阻力大。尤其在高速飞行时，阻力大的更明显，所以高速飞行要用涡喷。

  人类的追求永远都是用最高的效率实现最高的速度。随着航空的发展，人们开始研发适用于超声速和高超声速的飞行器的航空发动机。（超音速指飞行速度1.2-5倍音速，高超音速指比超音速还要快的速度）

  前面讲到：燃气涡轮发动机的工作原理是先用压气机把一团气体压缩成高压气体，点燃燃油燃烧，然后喷出气体获得推力（一小部分气体用于推动涡轮转动，带动压气机继续压气）。现在设想一下，假如，飞行器飞行速度更快了，那么，进入发动机的气体是不是直接就变成高压气体了？答案是肯定的。因此，我们大家可以把压气机给去掉，这样，涡轮也没有存在的必要了。这样的发动机称为冲压发动机。

  冲压发动机主要使用在在超音速飞机、洲际导弹上面。总之，冲压发动机适用于巡航速度4马赫左右的情况。

  如果还想进一步提升速度，使之适用于高超音速飞行，那就得在冲压发动机结构上做适当修改。修改后的发动机为超燃冲压发动机。与冲压发动机不同，超燃冲压发动机多了俩字，“超燃”，是超音速燃烧的简称。超燃冲压发动机的结构如下图：

  可以看出，与冲压发动机最大的不同在于：进气道与燃烧室中间多了一个隔离区。由于超燃冲压发动机中，气流是直接以超音速进入进气道的，燃烧室内的轻微的压力波动都会传播到进气道，影响进气过程，所以燃烧室和进气道之间增加一段隔离区，用于消除燃烧室的压力波动对进气道的影响，匹配处于不同工况下的进气道与燃烧室。

  如果不能理解，我们大家可以想象一下：我们的胃和喉咙之间有一段长长的食道，假如没有食道，胃里稍微翻腾一下，非常容易就呕吐了。有了食道，最多会打个嗝。燃烧室好比胃，进气道好比口腔，隔离段好比食道。

  以上只讲了构造原理，超燃冲压发动机只有在很高速度下才能工作，然而实际过程中，飞行器并不可能长期处在高超音速飞行，飞行器从在低速状态下怎么获得动力呢？答案是：先用普通飞机带着飞，达到工作速度以后再抛出去单独飞。听起来好业余啊，不过我读书多不会骗你的。还有就是研发出多模态的混合发动机，在不同的飞行速度下，用不同的发动机提供动力。

  补充一句：本文是按照大规模应用的时间顺序列举的航空发动机种类。而并非按照其发明时间。实际上，冲压发动机和涡喷发动机很早就发明出来了，只不过由于飞行环境和效率优化等原因，并没有大规模的应用。人类发明飞机以来，最开始是低空和低速飞行，此时，空气密度大，使用螺旋桨推进效率很高，尽管此时冲压发动机的概念已经提出，然而并不能用在飞机上。飞行器技术的更新是一个系统的工程。

  结构上讲，涡扇就是多一个外涵道而已，不过看问题永远要看实质；从本质上讲，这其实是一个推进效率的问题。

  同样的道理，航空发动机也是如此，燃油的热能不能最终转换为推力，那效率就为0。

  航空发动机既是一个热机，也是一个推进器，热机的效率代表把燃料的热能转换为可用功的能力；推进效率代表的是发动机利用可用功的能力，所以发动机的效率是热机效率和推进效率俩者的乘积。

  发动机的可用功是进出口气流的动能差，而每秒的推进功是推力和飞行速度（进口速度）的乘积（力*距离/时间）。

  出口速度越小，推进效率越高啊，当出口速度无限趋近进口速度的时候，推进效率也就无限接近于100%。

  将涡喷的排气速度降下来，这部分动能用来给额外的空气（外涵空气）增加速度，这就提高了推进效率。

  换言之，提供同样的推力有俩种方法，1、给大量的空气附加一个小速度；2、给少量空气附加一个大速度。实际中，人们多选择前者，因为降低喷气速度能得到更高的推进效率，也就更省油更省钱啊，这也就是民航客机都是大涵道涡扇的原因。

  此外还有冲压发动机，航空方面好像除了X－34外没人用，基本是导弹用，特点是：没速度发动不了，基本要2马赫才能发动，利用高速空气的冲压效应达到压缩空气作用，很适合于高马赫（2-6马赫）飞行。

  脉冲式喷气发动机：结构本人补清楚，只知道二战时德国V1上用过，油耗大，飞的慢还飞不高，现在没人用他了。

  还有爆震发动机：现在最热门也最有潜力的全新革命性发动机，利用燃料爆轰产生的爆轰波达到压缩作用，每秒点火爆震100次以上，推重比可达20，具有结构相对比较简单、尺寸小、适合使用的范围广、成本低等优点，有传闻说“曙光女神”上装的就是这玩意，国外对其关键技术严格保密，可借鉴的资料很少。

  还有个是很古老的，活塞发动机，，靠像汽车那样的四冲程活塞发动机带动螺旋桨，二战后基本被喷气或涡扇发动机取代。

  再补充一个直升机用的涡轴发动机，类似于涡浆，但动力不是直接输出发动机前部的螺旋桨，而是通过一个变速器输送到直升机顶部提供升力和动力的那个大型螺旋桨

  吸气式高超声速(大于5马赫)飞行器，是未来军民用航空器的战略发展趋势。 但是，对于飞行包线km或更高，飞行马赫数从亚声速跨声速、超声速直到高超声速)的高超声速飞行器来说，目前还没有一种吸气式发动机能独立完成推进任务。 由此，人们提出了利用发动机组合，来作为高超声速推进动力的构想。其中，涡轮基组合循环(TBCC)发动机是很着迷的一种方案。 它由涡轮发动机和超燃冲压发动机组成。 TBCC ，使得高超声速飞行器像普通飞机一样工作，可以重复使用(大于1000次任务，每年可飞行100次)，用途多样，有灵活的发射和着陆地点，耐久性高，单位推力大，并且能采用普通的燃料，成本低。 美国从1986年开始在国家X-30计划(NASP)下发展以TBCC推进系统为动力的空天飞机和高超声速运输机技术。 美国正在实施先进空间运输计划(ASTP)，动力方案包括火箭基组合循环(RBCC)和TBCC两种。对于TBCC 方案来说，轮发动机将提供 Ma4 以下的飞行动力，超燃冲压发动机将提供最高为Ma7~8或Ma12~ 15的动力。

  当燃气发生器相同，可用功相等的条件下，将可用功分配给更大量的气体，能够获得更大的推力。同时，既要增大发动机推力，又要保持较高推进效率的最佳方案是加大喷射气流质量，降低喷射气流速度，。增加涵道比可以将可用功分配给大量的喷射流，所以军用运输机和旅客机上采用涡桨或大涵道比涡扇发动机。

  本人是个航发外行。本题的高赞回答虽然足够浅显，但愚以为，还是存在很明显的科学或事实错误的。

  1、根据热力学定律，热能是无法利用来推动扇叶，进而成为推力的，热能在此无法转换为机械能，都是损失掉的，所以不应计入涡扇相比涡喷发动机效率提升的原因；

  2、涡扇发动机不能飞超音速？！那么为什么从太行到峨眉，我国的超音速歼击机用的国产发动机都称为涡扇XX呢。而且，答主也未能解释涵道比的问题，这好像是一个性能的关键。