从1903年人类真正掌握了飞行的要领到现在，已经过去了1个多世纪，各种不同类型和性能的飞机也已经越来越优异，特别是战斗机已经到了第五代并向着第六代买进。那么为了适应对飞行器要达到的性能，它的心脏，发动机的类型也已经发生了深刻的变化，时至今日已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。
一、航空发动机的分类
航空发动机常按发动机是否吸入空气进行工作和产生推进动力的原理两种方法进行分类，本文主要按照前者进行分类。
现在的飞机使用的发动机主要是吸气式发动机，根据工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机和无压气机喷气发动机3种：
1、燃气涡轮发动机主要有涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨(简称涡桨)发动机、涡轮螺旋桨风扇(简称涡轮桨扇)发动机和涡轴发动机5种形式。
2、无压气机喷气发动机有冲压喷气式发动机和脉冲喷气发动机2种。
二、活塞式发动机
航空活塞式发动机它是最早的用于给飞行器提供动力的发动机，一般以航空汽油为燃料，带动螺旋桨等推进器为飞机提前哦那个动力。因这类发动机是由汽车内燃机演变而来，所以它和汽车发动机的工作原理是一样的，主要由汽缸、活塞、连杆、曲轴、机匣（发动机壳体）、气门机构、螺旋桨减速器构成。
活塞式发动机气缸在机匣上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。
美国莱特兄弟的"飞行者一号"飞机使用的发动机就是由一台4缸水平直列式水冷发动机改装而来的，在二战结束前所有的飞机都使用的此类发送机。
在两次世界大战的推动下，发动机的性能提高很快，单机功率从不到10 kW增加到2500 kW左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比）从0.11 kW/daN 提高到1.5 kW/daN左右，升功率从每升排量几千瓦增加到四五十千瓦，耗油率从约0.50 kg/(kW·h)降低到0.23~0.27 kg/(kW·h)。翻修寿命从几十小时延长到2000~3000h。到第二次世界大战结束时，活塞式发动机已经发展得相当成熟，以它为动力的螺旋桨飞机的飞行速度从16km/h提高到近800 km/h，飞行高度达到15000 m。可以说，活塞式发动机已经达到其发展的顶峰。
虽然涡轮喷气发动机的发明取代了活塞式发动机在航空领域的主导低位，但现在功率小于370 kW的水平对缸活塞式发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机。
从第二次世界大战结束至今。70多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。在技术发展的推动下，涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮桨扇发动机和涡轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用，使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。
这次技术台阶的跨越还是德国人把得了头筹。1939年8月，德国施肥了世界上第一架喷气式飞机He-178，使飞机的动力装置掀开了新的一页，也使人类从此进入了喷气机时代。
涡轮喷发动机是燃气涡轮发动机的最基本形式，由进气道、压气机、燃烧室、
涡轮和尾喷管等部分组成。空气由进气道进入后在压气机中被压缩，再进入燃烧室与喷入的航空煤油相混合，燃烧生成高温高压的燃气，燃气膨胀后驱动涡轮高速旋转，将部分能量转化为机械能，其余能量从尾喷管喷出发动机获得反作用力向前推进。涡轮通过涡轴带动压气机旋转，吸入空气并进行压缩，使发动机连续工作。其中压气机、燃烧室和涡轮为燃气涡轮发动机的核心机。
活塞式发送机+螺旋桨的动力方式本身存在着致命的缺陷，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。
对于涡喷发动机的研究要追溯到二战时期，当时英国人弗莱克·惠特尔和德国人汉斯·冯·奥海因在同一时期分别研究，并取得了成功。
空军少校惠特尔1930年申请了专利，1937年4月研制出世界上第一台离心式涡轮喷气发动机，试验中的推力达到的推力为200daN。1941年5月，推力为650daN的改进型惠特尔发动机装在格罗斯特公司的E28/29飞机上进行了成功的首飞。
奥海因在1938年10月试验了采用轴流—离心组合式压气机的HeS3涡轮喷气发动机，实测推力400daN，推力重力比1.12。1939年8月27日，装在德国亨克尔公司的He—178飞机上成功首飞。这是世界上第一架试飞成功的涡轮喷气发动机。尽管研究较早，但涡喷发动机在二战中并没有发挥多大作用，其从20世纪50年代开始才得到了迅速的发展。战后第一批装备部队使用的喷气式战斗机是1944年美国制造的F-80和1946年苏联制造的米格-9，飞机为平直梯形机翼，发动机推力800~900daN，飞行速度900km/h 左右。
飞机速度达到声速以后，为了突破"声障"，在涡喷发动机上加装了加力燃烧室，它可以在短时间内大幅提高推力，此后，战斗机继续向高空高速发展。1958年美国推出F-104战斗机，最大飞行马赫数2.2，使用升限17.68km。动力为J79单转子加力式涡喷发动机，最大推力7020daN，推重比4.63。
涡喷发动机在军用战斗机上广泛应用的同时，也被其他机种所选用，首先是轰炸机，随后是运输机、客机和侦察机。
如果把20世纪40~50年代研制的单轴涡轮喷气发动机算为第一代，那么50~60年代研制的加力式涡轮喷气发动机为第二代，其循环和性能参数水平为：涡轮前燃气温度950~1100℃，推重比4.5~5.5，不加力耗油率0.9~1.0kg/(daN·h)，加力耗油率2.0kg/(daN·h)左右。
随着喷气技术的发展，涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出，那就是在低速下耗油量大，效率较低，使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防空任务的高速战斗机还并不十分严重，但若用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不可接受的。为了提高发动机效率人们研究到了涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级涡轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。
在核心相同的条件下，由于涡扇发动机总空气流量大，排气速度低，所以与涡轮喷气发动机相比，推力大，推进效率高，耗油率低。涡扇发动机实质上仍属于直接反作用式涡轮喷气发动机。
涡扇发动机诞生于20世纪50年代，首先用于民用飞机，随后扩展到军用飞机。20世纪60年代出现涡扇化热潮，70~80年代发展提高、广泛应用，90年代以后高度发展，取代涡喷发动机成为军民用飞机的主动力和航空推进技术研究发展的主要方向。
世界上第一台运转的涡轮风扇发动机是德国戴姆勒-奔驰研制的DB670(或109-007)，于1943年4月在实验台上达到840千克推力，但因技术困难及战争原因没能获得进一步发展。而世界上第一种批量生产的涡扇发动机是1959年定型的英国康维，推力为5730daN，用于VC-10、DC-8和波音707客机。涵道比有0.3和0.6两种，耗油率比同时期的涡喷发动机低10%~20%。1960年，美国在JT3C涡喷发动机的基础上改型研制成功JT3D涡扇发动机，推力超过7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客机以及军用运输机。
目前航空用涡扇发动机主要分两类，即不加力式涡扇发动机和加力式涡扇发动机。前者主要用于高亚音速运输机，后者主要用于歼击机。
不加力式涡轮风扇发动机不仅涡轮前温度较高，而且风扇直径较大，涵道比可达8以上，这种发动机的经济性优于涡轮喷气发动机，而可用飞行速度又比活塞式发动机高，在现代大型干线客机、军用运输机等最大速度为M0.9左右的飞机中得到广泛的应用。
加力式涡扇发动机在飞机巡航中是不开加力的，这时它相当于一台不加力式涡轮风扇发动机，但为了追求高的推重比和减小阻力，这种发动机的涵道比一般在1.0以下。在高速飞行时，发动机的加力打开，外涵道的空气和涡轮后的燃气一同进入加力燃烧室喷油后再次燃烧，使推力可大幅度增加，甚至超过了加力式涡轮喷气发动机，而且随着速度的增加，这种发动机的加力比还会上升，并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种低速时较油耗低，开加力时推重比大的特点，目前已在新一代歼击机上得到广泛应用。
当空气流经涡扇发动机的前端风扇后，分为两个部分：一部分气流进入燃气发生器，叫做内涵道；另一部分从燃气发生器的外围通过，称为外涵道。外涵道与内涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。
对于涡桨发动机的由来，一种说法是因为对于涡轮风扇发动机来说，若飞行速度一定，要提高飞机的推进效率，也就是要降低排气速度和飞行速度的差值，需要加大涵道比；而同时随着发动机材料和结构工艺的提高，许用的涡轮前温度也不断提高，这也要求相应地增大涵道比。对于一架低速（500～600km/h）的飞机来说，在一定的涡轮前温度下，其适当的涵道比应为50以上，这显然是发动机的结构所无法承受的。为了提高效率，人们索性便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，便形成了涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。
另一种说法是，由于涡喷发动机在亚声速飞行时经济性差，而螺旋桨的推进效率高，人们尝试用涡轮输出的轴功率来带动螺旋桨，便诞生了涡桨发动机。
涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。
在第二次世界大战中，英国开始研制本国第一台涡桨发动机罗尔斯-罗伊斯 RB.50 Trent。美国、法国、苏联等国也都积极发展了这项技术。因为它比涡喷和涡扇发动机耗油率低、经济性好、起飞推力大、曾得到相当的发展。其中加拿大普·惠公司的PT6A发动机是典型代表，到目前，这个功率范围为350~1100kW的发动机系列已发展出30多个改型，用于144个国家的近百种飞机，共生产了30000多台。美国在90年代在T56和T406的基础上研制出新一代高速支线飞机用的AE2100是当前最先进的涡桨发动机，功率范围为2983～5966kW，其起飞耗油率特低，为0.249kg/（kW·h）。
由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前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的到广泛应用。
4、涡轮轴发动机 直升机需要一种只输出轴功率而不需要喷气推力的燃气涡轮发动机，于是在20世纪40年代末出现了涡轴发动机。
由于在涡桨发动机中螺旋桨需要的也是轴功率，它占总动力的90%以上，因而将涡桨发动机进行一定的改动，就发展成为涡轴发动机。同样，涡轴发动机采用两套涡轮，一套带动压气机，称为工作涡轮；另一套用于专门输出轴功率驱动旋翼，称为自由涡轮。这种发动机的燃气通过自由涡轮后剩余能量很小，基本上不能通过喷射产生推力了。由自由涡轮带动减速箱，再带动旋翼，这样涡轴发动机就为直升机提供了动力。
世界上最早研制涡轴发动机的是法国。20世纪50年代中期，透博梅卡公司研制的功率为405kW的阿都斯特2涡轴发动机成功用"云雀"2直升机上。半个多世纪以来，涡轴发动机已成功的发展出四代，功重比已从2kW/daN提高到6.8~7.1kW/daN。第三代涡轴发动机是20世纪70年代设计，80年代投产的产品。主要代表机型有马基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，装备AS322"超美洲豹"、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。第四代涡轴发动机是20世纪80年代末90年代初开始研制的新一代发动机,代表机型有英、法联合研制的RTM322、美国的T800-LHT-800、德法英联合研制的MTR390和俄罗斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66"科曼奇"、PAH-2/HAP/HAC"虎"和卡-52。世界上最大的涡轮轴发动机是乌克兰的D-136，起飞功率为7500 kW,装两台发动机的米-26直升机可运载20t的货物。以T406涡轮轴发动机为动力的倾转旋翼机V-22突破常规旋翼机400km/h的飞行速度上限，一下子提高到638km/h。
涡轮桨扇发动机既类似于涡扇发动机，又类似于涡桨发动机。类似于涡扇发动机，是指桨扇由涡轮直接带动，桨扇置于发动机短舱之外，但没有桨扇涵道；类似于涡桨发动机，是指桨扇置于发动机短舱之外，但涡桨发动机的螺旋桨由涡轮通过减速器带动，桨扇和涡轮之间无减速器。由于和涡轮之间没有减速器，因此涡轮桨扇的螺旋桨转速非常高。在涡轮桨扇发动机设计中，桨扇的叶型和叶片翼型都和涡桨发动机螺旋桨不同。有的涡轮桨扇发动机采用双涡轮双层桨结构，两层桨转动方向相反，以提高效率。由于结构类似于涡扇发动机，且没有风扇涵道，涡轮桨扇发动机经常被称为无限高涵道比的涡扇发送机。涡轮桨扇发动机有着涡扇发送机类似的速度和性能，但在经济性上接近涡桨发动机。
涡轮桨扇发动机的概念研究始于20世纪70年代，80年代后半期已完成地面和飞行验证试验，基本达到预期目标。验证的地面起飞耗油率为0.24kg/(daN·h)。这种发动机可用作最大速度为M=0.80—0.85的运输机和巡航导弹的动力。由于航空公司的综合经济因素和公众接受心理等原因，这种发动机尚未被广泛采用，唯一投入生产的桨扇发动机是用于安-70运输机的D-27发动机以及NK-93函道桨扇发动机。
四、无压气机喷气发动机
1、冲压喷气发动机
冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。
这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能（例如进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍）。冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到2000一2200℃甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速度为3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过2OO千牛。
冲压喷气式发动机是一种新型的、用于高速飞行的、尖端航空科学技术。它正在日新月异的迅速发展。在这个领域内，有着广泛的复杂问题需要研究解决。随着飞行速度的提高，就要求设计制造出更有效的部件——扩压器，燃烧室，尾喷管。有的国家正在计划把冲压发动机的飞行速度提高到5－7倍音速，甚至更高(约5300－7400公里/小时)。这就需要解决一系列新的问题。例如，首先要求解决热障问题，在M=5飞行时，发动机壁面与空气摩擦后温度可以达到1000℃左右。燃烧室加热以后的温度将达到2500－2800℃左右，这就需要耐温能力更高的材料。其次，为了使燃烧室中能加温到更高的温度，目前所采用的燃料(煤油)是不行的，这就需要高能量的燃料。
2、脉冲喷气发动机 脉冲喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于靶机，导弹或航空模型上。德国纳粹在第二次世界大战的后期，曾用它来推动V-1导弹，轰炸过伦敦。这种发动机的结构如图所示，它的前部装有单向活门，之后是含有燃油喷嘴和火花塞的燃烧室，最后是特殊设计的长长的尾喷管。
脉动喷气发动机工作时，首先把压缩空气打入单向活门，或使发动机在空中运动，这时便有气流进入燃烧室，然后油咀喷油，火花塞点火燃烧。这时长尾喷管在燃气喷出后，由于燃气流的惯性作用，虽然燃烧室内的压强同外面大气的压强相等，仍会继续向外喷，所以在燃烧室内造成空气稀薄的现象，使压强显著降低到小于大气压，于是空气再次打开单向活门流入燃烧室，喷油点火燃烧，开始第二个循环。这样周而复始，发动机便可不断地工作了。这种发动机由进气到燃烧、排气的循环过程进行得很快，一秒钟大约可达40～50次。 脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。这些都是它的优点。但它只适于低速飞行（速度极限约为每小时64O～8O0公里），飞行高度也有限，单向活门的工作寿命短，加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。
