發(fā)動機主要性能指標經濟性指標

一般特征類型:有后燃器渦輪扇發(fā)動機

組成部件壓縮器:雙軸式壓縮器，4級扇葉和9個壓縮段

旁通比:0.49:1

飛行表現推力:

軍用推力:5,098公斤(50.0 kN, 11,230磅)

最大后燃推力:8,300公斤(81.3 kN, 18,285磅)

總壓縮比:20:1

渦前溫度:1,407 °C (2,565 °F)

燃料消耗:

軍用推力:7.5 kg/(kN·h) (0.77 lb/(lbf·h))

最大后燃推力:20.1 kg/(kN·h) (2.05 lb/(lbf·h))

推力重量比:77.1 N/kg (7.9:1)

反應時間:從空轉到最大后燃推力共需4秒

1.渦輪噴氣發(fā)動機（主要用于戰(zhàn)斗，以及超音速客機，例如協(xié)和號）；

2.渦輪風扇發(fā)動機（主要用于民用噴氣式飛機和轟炸機、預警機等，是應用最為廣泛的渦輪發(fā)動機） 3.渦輪螺旋槳發(fā)動機（主要用于螺旋槳飛機，很多舊型號的活塞式螺旋槳發(fā)動機后來都經改造安裝上了渦槳發(fā)動機從而延長了飛行壽命）；

4.渦輪軸發(fā)動機（主要用于直升機）

5.此外還有螺旋槳及風扇組合的漿扇發(fā)動機。

從噴氣推進方式來講，還有：

沖壓噴氣發(fā)動機（主要用于導彈和靶機），采用間歇燃燒原理的脈沖噴氣發(fā)動機，以及不同類型組合的發(fā)動機，如渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機。

經過多年的發(fā)展，國外已研究設計過多種超燃沖壓發(fā)動機的方案。主要包括普通超燃沖壓發(fā)動機、亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機、亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機、吸氣式預燃室超燃沖壓發(fā)動機、引射超燃沖壓發(fā)動機、整體式火箭液體超燃沖壓發(fā)動機、固體雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和超燃組合發(fā)動機等。其中，雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和雙燃燒室沖壓發(fā)動機是研究最多的兩種類型。

亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機是指發(fā)動機可以亞燃和超燃沖壓兩種模式工作的發(fā)動機。當發(fā)動機的飛行M數低于6時，在超燃沖壓發(fā)動機的進氣道內產生正激波，實現亞聲速燃燒;當M數大于6時，實現超聲速燃燒，使超燃沖壓發(fā)動機的M數下限降到3，擴展了超燃沖壓發(fā)動機的工作范圍。 目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發(fā)動機，俄羅斯多次飛行試驗的超燃沖壓發(fā)動機就是這種類型的發(fā)動機。NASA即將進行飛行試驗的也是這種類型的發(fā)動機。這種超燃沖壓發(fā)動機可用于高超聲速的巡航導彈、無人駕駛飛機和有人駕駛飛機。

對于采用碳氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機來說，當發(fā)動機在M3~4.5范圍工作時，會發(fā)生燃料不易著火的問題，為解決這一問題。人們提出了亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機概念。這種發(fā)動機的進氣道分為兩部分:一部分引導部分來流進入亞聲速燃燒室，另一部分引導其余來流進入超聲速燃燒室。突擴的亞聲速燃燒室起超燃燃燒室點火源的作用，使低M數下，燃料的熱量得以有效釋放。由于亞燃預燃室以富油方式工作，不存在亞燃沖壓在貧油條件下的燃燒室-進氣道不穩(wěn)定性。這種方案技術風險小，發(fā)展費用較低，較適合巡航導彈這樣的一次性使用的飛行器。目前，掌握該技術的主要是美國霍布金斯大學的應用物理實驗室。

盡管超燃沖壓發(fā)動機有許多優(yōu)勢，是高超聲速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超聲速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念。早在50年代對超燃沖壓概念進行論證時，人們就提出了以超燃沖壓為主的組合式動力的方案，這種方案的M數范圍是0~15甚至25。用于可在地面起降的有人駕駛空天飛機。至今，已經研究過的組合式超燃沖壓發(fā)動機類型很多，包括渦輪/亞燃/超燃沖壓、火箭/超燃沖壓等。這種發(fā)動機將成為21世紀從地面起降的空天飛機的動力。