（1）：动力是实现机械飞行的基本要素
重于空气的东西能不能飞起来呢？回答是肯定的，但前提是必须有机翼和发动机。机翼用于提供升力，其原理如下：一定速度的空气流到机翼前缘，分成上、下两股，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新会合向后流去。从机翼剖面形状可以看出，机翼上表面作成向上突出的曲线，而下翼面作成直线。显然，空气在上翼面流经的路程要比在下翼面流经的路程长，因此在上翼面的空气被迫以较快的速度流过。亦即气流流过机翼时，沿上翼面的流速快，沿下翼面的流速慢。根据物理学中的柏奴利定律，流速快的地方压强低，反之，流速慢的地方压强高。这样，由于流过机翼上、下翼面的气流流速不一致，使作用在机翼上、下翼面上的压强不一致（下翼面压强大、上翼面压强小）而产生了向上的力—升力。显然，只要机翼与空气之间有相对运动，空气就能对机翼提供升力。而要保持机翼与空气的相对运动，就必须有持续的推动力来克服空气阻力，也就是必须要有提供动力的发动机。早在19世纪初，英国科学家乔治?凯利爵士根据此现象指出：所谓机械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。1810年乔治?凯利爵士在英国的《自然哲学、化学和技艺》杂志上发表了著名论文“论空中航行”，他奠定了固定翼飞机和旋翼机的现代航空学理论基础，提出了重于空气飞行器的基本飞行原理和飞机的结构布局，被看成是现代航空学诞生的标志。由于凯利在飞行原理方面的巨大贡献，被后人尊称为“空气动力学之父”。
（2）：带动力的浮空器-飞艇
飞艇是一种轻于空气的浮空器，与气球类似，都有充满轻于空气气体的气囊并因此产生上升浮力。它们的不同点在于，气球没有动力装置实现飞行，也没有操纵舵面实施有控飞行，只能听任自然风摆布；飞艇虽然也是靠空气浮力升空，但它配置有发动机、空气螺旋桨(或其他类推进器)、操纵面，能实现有动力推进和可操纵、控制的飞行。因此，飞艇的诞生是人类在气球基础上作浮空飞行的一个重大进步和突破。1852年法国人亨利?吉法尔发明并制造了世界上第一个飞艇，这个飞艇形状象橄榄，长44米，最大直径12米,装一台蒸汽发动机，输出功率为3马力（2.25千瓦），驱动一副3叶螺旋桨。世界上第一个实用飞艇是1900年7月2日首飞的、由德国人费迪南德?冯?齐伯林制造的“齐伯林”LZ-l号，它是一个长128米、直径11.73米、形状为雪茄形的硬式飞艇，由铝制框架制成，其动力是两台功率为11.8千瓦的活塞式发动机。1909年齐伯林创办了世界上第一家民用航空公司，飞艇正式进入航空运输市场，并在20世纪30年代达到顶峰。
由于飞艇在节能环保，以及载运能力和使用成本上具有明显优势，随着航空技术的发展，以及先进的空气动力学设计、新动力、新材料、新工艺、新机载电子设备和氦气的应用，低能耗、低噪声的飞艇，又再次进入了人们的视野。到20世纪70年代后，飞艇事业又有了复苏的迹象。在世纪之交的十几年内，飞艇更是在快速发展中，其发展特点主要体现在以军事飞艇技术为龙头，兼顾民用飞艇发展。以美国的高高空飞艇（HAA）为代表，该巨型飞艇艇长147米，直径47米，其性能目标是在20千米到21千米的高空持续飞行一个月，用于监视和通信中继，用太阳能电池板供电，输出总功率约1兆瓦，驱动4台电动机。
（3）：航空发动机的发展和分类
1903年，美国人莱特兄弟制造出一架装有两个推进式螺旋桨的双翼飞机，这架飞机采用了由他们自制的功率约为9千瓦(12马力)的活塞式发动机。虽然今天看来，这台发动机的性能并不先进，但它却是世界上第一种飞上天的航空发动机。在过去的一百多年里，人类所使用的主要的航空发动机，基本上可分为活塞式发动机与空气喷气式发动机两大类。
活塞式发动机具有耗油低、成本低、工作可靠等特点，在喷气式发动机发明之前的近半个世纪内，是唯一可用的航空飞行器的动力。作为第一台飞上蓝天的航空发动机，活塞发动机对航空技术的发展作出了巨大的历史性贡献，功不可没。由于发动机功率与飞行速度的三次方成正比，随着飞行速度的提高，要求发动机功率大大增加，从而使其重量和体积都随之迅速增加；另一方面，在接近声速时，螺旋桨的效率会急剧下降，也限制了飞行速度的提高。要进一步提高飞行速度，尤其要达到或超过声速，必须采用新的动力装置。
喷气式发动机可以产生很大的推力，而自身重量又较轻，从而大大提高了飞机的飞行速度。世界上第一架以喷气发动机为动力的德国亨克尔He-178飞机在1939年首次试飞时就达到了700km/h的飞行速度，已接近活塞发动机飞机的极限速度，宣告了一个新的航空时代的到来。二战结束后，随着工业技术水平的提高和冷战的需要，美、苏、英、法等国家纷纷研制发展喷气式发动机，首先用于战斗机上，随后用于轰炸机、运输机和民航客机上，引发了一场航空工业的“喷气革命”。
当然，这样的分类只是代表了航空发动机的过去和现状，属于“传统”的航空发动机。随着新的航空百年的到来，一些非传统、新概念的航空发动机已经开始初露端倪，如脉冲爆震发动机、多核心机发动机、组合发动机，以及利用新能源的太阳能、燃料电池、微波电动发动机等。可以想象，等到第三个航空百年来临的时候，航空发动机的分类图必将得到极大的扩展和充实。
（4）：航空活塞式发动机
航空活塞式发动机是依靠活塞在气缸中的往复运动使气体工质完成热力循环，将燃料的化学能转化为机械能的热力机械，与一般汽车用的活塞式发动机在结构与工作原理上基本相同。按冲程可分为四冲程和两冲程；按气缸头的冷却方式可分为液（水）冷式与气（空气）冷式；按气缸排列的方式不同可分为直列式、对列式、V型式、X型式与星型式。通常，V型式、直列式多为液冷式的，星型式均为气冷式的。
战争的因素激发了航空发动机的迅速发展，并在二战前后迎来活塞发动机发展的“黄金时代”。为了提高飞机速度，就必须首先提高发动机的输出功率。提高发动机功率最简单和直接的办法就是增大汽缸数，从而提高发动机排量。“飞行者1号”的发动机只有4个缸，后来发展得更多，最多甚至发展到28个缸（美国“大黄蜂”液冷活塞发动机），装备美国的B-29“超级空中堡垒”远程轰炸机。除了提高发动机缸数外，还可以采取以下措施提高发动机的功率：
首先是从燃料入手，提高汽油燃烧时的抗爆性（即辛烷值），从而提高汽缸油气混合物的燃烧前压缩比，提高热效率和输出功率。这一方法目前在汽车用活塞发动机中仍在广泛使用。其次是采用加力技术，向汽缸内喷射水和甲醇的混合液，使发动机功率在短时期内获得大幅提高。在当时的战斗机发动机上，曾广泛采用这项技术。另一项重要措施是采用涡轮增压器，将活塞发动机高达600-700℃的高温高压废气引入一台涡轮，由涡轮驱动压气机对进口气流增压，再将增压后的空气引入汽缸进行燃烧。在二战中，在中美共同开辟的著名的驼峰航线上，正是借助于发动机的涡轮增压器，才使飞机能够飞跃号称世界屋脊的喜马拉雅山脉。在今天的大型载重汽车用的柴油发动机中，还在广泛使用涡轮增压器技术。
然而，随着飞行速度的进一步提高，发动机功率进一步增大，活塞发动机的重量也迅速增大，已经不能满足高速飞行的要求；另一方面，螺旋桨的效率在飞行速度大于700公里/小时后会急剧下降，这两方面均限制了飞行速度的提高。因此，采用活塞式航空发动机-螺旋桨组合的飞机，其飞行速度不可能达到声速或超过声速。为了提高飞行速度，需研制功率更大、重量更轻的新型航空发动机—喷气发动机和燃气涡轮发动机。
（5）：空气喷气式发动机
空气喷气式发动机中，经过压缩的空气与燃料（通常为航空煤油）的混合物燃烧后产生高温、高压燃气，在发动机的尾喷管中膨胀，以高速喷出，从而产生反作用推力。空气喷气式发动机可分为无压气机的和有压气机的两类。
（1）无压气机的空气喷气发动机
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后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。它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，例如在飞行器上装固体火箭发动机，或将飞行器吊装在其它飞行中的飞机上。按飞行速度冲压发动机可分为亚声速和超声速两种，通常用它作为导弹的动力。
脉动式喷气发动机，它是空气和燃料间歇地供入燃烧室的无压气机喷气发动机。当－股空气顶开进气活门进入燃烧室后，进气话门在弹簧作用下关闭，此时喷进燃油并点火燃烧，燃烧后的高温燃气由尾喷管高速喷出，产生推力，吸开进气活门，空气又进入发动机燃烧室，重复上述过程，因此燃烧与喷气是断续的。
（2）有压气机的空气喷气发动机
在有压气机的空气喷气发动机中，压气机用燃烧室后的燃气涡轮来驱动，因此这类发动机又称为航空燃气涡轮发动机。
涡轮喷气发动机，它是由驱动压气机的燃气涡轮出来的燃气在尾喷管中膨胀以高速喷出直接产生推力的发动机。
涡轮风扇发动机，驱动压气机的燃气涡轮出来的燃气，先在另一个涡轮(称为低压涡轮)中膨胀，以驱动一个装在压气机前面的的风扇，最后再在尾喷管中膨胀并以一定的速度喷出。在涡轮风扇发动机中，风扇出来的空气，一部分流进压气机，经过燃烧室、涡轮由尾喷管喷出，这股气流称为内涵气流，其流通部分称内涵道；另一部分由围绕内涵道的外部环形通道（称外涵道）流过，称外涵气流。流过外涵道与流过内涵道的空气流量之比称为“涵道比”。
涡轮螺旋桨发动机，由驱动压气机的涡轮出来的燃气，先流经一个驱动减速器的涡轮，再流入尾喷管中喷出，减速器的输出轴上安装螺旋桨。
涡轮轴发动机，由驱动压气机的涡轮出来的燃气，先流经一个驱动减速器的涡轮，再流入尾喷管中喷出，一般用于直升机动力，减速器的输出轴以较高的转速(约8000转/分)与传动直升机旋翼的主减速器相连。
（6）：涡轮喷气发动机
涡轮喷气发动机推力是气流作用在发动机内、外表面上作用力的合力，它是作用和反作用原理在喷气发动机工作时的一种应用。有些人认为喷气发动机之所以能产生推力，是因为喷出的气体向后作用到外界的空气上，外界的空气再给它以反作用力，也就是推力，以此来推动飞机向前飞行，这是一种误解。实际上如前所述，由于喷气发动机各部件的工作，流过发动机的空气流以很高的速度流出发动机，即发动机作用于这股流过发动机的气流一个很大的向后的力，这股气流即给发动机一个反作用力，这就是发动机的推力。由此也可以看出，推力是气流作用在发动机内、外表面上的轴向力之和（在某些部件上，轴向力向前，另一些部件上轴向力是向后的），这也就是发动机所产生的推动飞机向前运动的力。
涡轮喷气发动机克服了带螺旋桨的航空活塞式发动机的主要缺点，使战斗机顺利地突破了“声障”，而且为飞机高空飞行提供了条件，使飞机从亚声速进入了超声速飞行的新时代。涡轮喷气发动机为飞机的快速发展立下了不可磨灭的功勋。但是，由于涡轮喷气发动机在获得推力的同时，却有大量仍具有一定热能、动能的高温燃气高速排出发动机，大量的能量白白损失掉了，未能最大限度的将燃油燃烧所产生的热能转变成有效功。因此，涡轮喷气发动机的使用经济性差，这是制约它继续发展的致命弱点。特别是当使用加力燃烧室时，虽然发动机推力可大幅度增加，但由尾喷管排出的燃气温度、速度均较不使用加力燃烧室时大很多，使能量损失大增，其经济性更差。
那么，能不能发展一种既能产生大的推力、又具有低耗油率的发动机呢？答案是肯定的。从事航空发动机研究的前辈们，充分发挥了他们的聪明才智，引入了创新思维，发展了既保持涡轮喷气发动机所具有的活塞式发动机根本无法比拟的特点，又明显地提高了其经济性的发动机，即涡轮风扇发动机。从20世纪60年代开始，涡轮喷气发动机便逐步被性能更好的涡轮风扇发动机所取代。
（7）：涡喷发动机的分类
涡轮喷气发动机按其压气机的类型不同，可分为离心式涡轮喷气发动机和轴流式涡轮喷气发动机。按发动机转子结构不同，又可分为单转子和双转子涡轮喷气发动机。
采用离心式压气机的涡轮喷气发动机叫离心式涡轮喷气发动机。离心式压气机结构简单，制造方便，坚固耐用，工作稳定性较好。早期的涡轮喷气发动机大多为离心式。但离心式压气机单位迎风面积大、效率、增压比和流通能力不如轴流式压气机，推力受到限制。因此，从20世纪50年代后，大中型发动机都不用离心式了，只有小型涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机才采用离心式或轴流加离心组合式压气机。轴流式涡轮喷气发动机即采用轴流式压气机的涡轮喷气发动机。由于它具有效率高、增压比大和流通能力强等许多优点，目前推力稍大一些的涡轮喷气发动机均为轴流式的。轴流式涡轮喷气发动机又有单转子和双转子发动机之分。
单转子涡轮喷气发动机是压气机和涡轮共用一根轴的涡轮喷气发动机。其优点是结构简单，造价低廉，早期的涡轮喷气发动机多是单转子发动机。但其缺点是稳定工作范围窄，随着增压比的提高，它已被双转子发动机所取代，而法国“幻影”战斗机所用的M53发动机是目前世界上唯一还在服役的单转子涡轮风扇发动机。双转子涡轮喷气发动机有两个只有气动联系、且具有同心轴转子的涡轮喷气发动机。它把一台高增压比的压气机分为两个低增压比的压气机即低压压气机、高压压气机，分别由各自的涡轮即低压涡轮、高压涡轮所带动，以各自的最佳转速工作，形成两个只有气动联系的高、低压转子这种发动机具有总增压比高、效率高、稳定工作范围宽、起动功率小、加速性好等优点。世界上第一台双转子涡喷发动机是1952年定型的美国J57涡轮喷气发动机。除早期发展的涡轮喷气发动机外，绝大多数涡轮喷气发动机都是双转子发动机。
（8）：航空发动机的主要部件—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。压气机的主要作用是：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。
根据气流在压气机中的流动方向可将压气机分为轴流式压气机和离心式压气机。空气轴向地流入又轴向地流出压气机的称轴流式压气机；轴向流入而沿离心方向流出的称离心式压气机；由轴流式压气机与离心式压气机组合起来的称混合式或组合式压气机。按气流流动速度，压气机又可分为亚声速、跨声速和超声速压气机。表征压气机性能好坏的主要参数有：空气流量、增压比、效率和喘振裕度。进入发动机的空气在压气机中压强的提高称为增压比，亦即压气机出口气流的压强与其进口气流的压强之比。有些发动机由一个、两个或三个压气机组依次串联，构成发动机的增压系统，此系统出口气流的压强与其进口气流的压强之比称为发动机的总增压比。总增压比的高低，在设计时根据发动机的需要来选定，它是影响涡轮喷气发动机工作性能的一个重要的循环参数，对发动机的单位推力和耗油率有较大的影响。一般地说，总增压比越高，发动机性能就越好（推重比大、耗油率低）。早期发动机的总增压比为3～5，后来逐渐提高。目前，先进军用涡轮喷气发动机的总增压比为8～12，涡轮风扇发动机总增压比在25～35之间，先进民用发动机的总增压比已高达45，更高总增压比（50～100）的压气机正在研究之中。
（9）：航空发动机的主要部件—涡轮
涡轮又叫透平。其主要作用是：将燃烧室流出的高温、高压燃气的大部分能量转变为机械功，使涡轮高速旋转并产生大的功率，由涡轮轴输出。涡轮输出的机械功可用来驱动风扇、压气机、螺旋桨、桨扇、直升机的旋翼及其他附件。在航空燃气涡轮发动机中，涡轮部件所承受的热负荷、气动负荷和机械负荷都是最大的。如同压气机一样，涡轮也是由不动的静子（又称涡轮导向器）与转动的转子所组成。静子由导向器与固定它的机匣组成，转子由工作叶片、轮盘与轴组成，又称涡轮转子。一个导向器和一个涡轮转子组合成一个涡轮级。涡轮可由一个或几个涡轮级组成，分别叫做单级涡轮或多级涡轮。与压气机不同的是涡轮导向器在转子之前，且型面形状和气流通道与压气机也不同，两个叶片间形成的通道呈收敛形，即入口处面积比出口处面积大，燃气流在收敛通道中流过时，速度提高、压力降低。
高温、高压燃气首先流入涡轮导向叶片，由于导向叶片通道作成进口流道面积大于出口流道面积，亦即形成收敛通道。因此，燃气是加速流过导向叶片通道的，其压强和温度都降低，在导向叶片出口处流速达到当地的声速（此处燃气温度很高，如燃气温度为1300℃时，当地声速约为800米/秒），并按叶片出口型面的角度流向工作叶片。如果工作叶片型面进、出口流道面积相等时，燃气流在工作叶片中的流动速度不变，只是方向变化，工作叶片在燃气的冲击作用下带着装叶片的轮盘高速旋转，这种工作方式的涡轮称为“冲击式涡轮”；如果工作叶片型面出口流道面积小于进口流道面积即呈收敛形，燃气流过工作叶片时，不仅方向变化，而且继续膨胀，速度增加而压强及温度降低，这种工作方式的涡轮称为“反力式涡轮”。一般来说，水力涡轮、蒸汽涡轮均是“冲击式涡轮”，而在航空燃气涡轮发动机中，全都采用“反力式涡轮”。
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（10）：涡轮风扇发动机的工作特点
由压气机、燃烧室和高压涡轮组成的核心机和由低压涡轮及其所带动的风扇共同组成的发动机称为涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机中，空气在风扇中增压后，由风扇出口流出时分为两股向后流：一股流入核心机和带动风扇的低压涡轮，最后由尾喷管流出，这股气流称为内涵气流；另一股则由围绕核心机机匣与外涵机匣间的环形通道中流过，称为外涵气流。由于涡轮风扇发动机中有内、外两个涵道，所以，涡轮风扇发动机有时又称为内外涵发动机。外涵与内涵空气流量之比称为涵道比，又称流量比，它是影响涡轮风扇发动机性能好坏的一个重要循环参数。涵道比小于2～3的称为低涵道比涡轮风扇发动机，高于4～5的称为高（大）涵道比涡轮风扇发动机。
在涡轮风扇发动机中，由高压涡轮出来的燃气先在低压涡轮中膨胀作功，然后再到尾喷管中膨胀加速，由于在低压涡轮中已将高压涡轮出来的燃气能量用掉很多，因此，由低压涡轮出来的燃气，温度与压强大大降低了，尾喷管的排气能量损失小得多。当然，由于排气速度低，由内涵道中流过的气体所产生的推力也就比涡轮喷气发动机的要低些。但是，流过外涵道的空气，在风扇的作用下受到压缩，压强提高了，在尾喷管中膨胀加速，以一定的速度流出喷口，因而外涵空气也产生一定的推力。内、外涵两股气流产生的推力之和，即为涡轮风扇发动机的推力，它大于纯涡轮喷气发动机的推力。涡轮风扇发动机推力大了，而能量损失又降低了，所以它的经济性优于涡轮喷气发动机，而且由于排气速度低，发动机的噪声也大大低于涡轮喷气发动机，非常适合用于旅客机上。正因为如此，当世界上第一种涡轮风扇发动机，即英国罗?罗公司的“康维”发动机在1960年首次用于旅客机后，很快就被各种新型旅客机所选用，形成了民航客机发动机“风扇化”的浪潮。
（11）：多转子涡轮风扇发动机
在涡轮风扇发动机中，有两个只有气动联系、且具有同心轴转子的发动机称作双转子涡轮风扇发动机。其工作原理和结构特点与双转子涡轮喷气发动机基本相同。在双转子涡轮风扇发动机中，由于风扇后的压气机进口空气压强为风扇出口的压强，比大气压强高许多，因此称该压气机为高压压气机。在燃烧室后、驱动高压压气机的涡轮则称为高压涡轮，由高压压气机转子与高压涡轮转子组成高压转子；位于高压涡轮后、驱动风扇的涡轮称为低压涡轮，由风扇转子与低压涡轮转子组成低压转子。目前世界上绝大部份涡轮风扇发动机都采用这种结构形式。法国的M53是目前世界上唯一还在服役的单转子涡轮风扇发动机。
有三个只有气动联系、且具有同心轴转子的发动机称作三转子涡轮风扇发动机。其工作原理和结构特点与双转子涡轮风扇发动机基本相同。只是将高压压气机又分为中压、高压两个转子，分别由中压、高压两个涡轮转子带动。从三转子涡轮风扇发动机的三个转子示意图中可以看出，在发动机中部，连接高压压气机和高压涡轮的轴直径很大，以便中、低压涡轮轴能从中穿过，最后形成三个转子的轴一个套一个，结构比较复杂，但采用三转子结构的涡轮风扇发动机性能却较好、零件数目少、重量也轻些。目前世界上只有少数几种涡轮风扇发动机采用这种结构形式。英国罗?罗公司在三转子发动机研制方面有特长。第一种实用的三转子发动机是RB-211民用高涵道比涡轮风扇发动机，在此基础上他们又发展了遄达系列发动机；此外，还有英、德、意三国联合研制的RB-199军用加力涡轮风扇发动机；前苏联的D-18T、D-36、D-436民用高涵道比涡轮风扇发动机，以及美国联信公司的ATF-3齿轮传动的涡轮风扇发动机。它们的总增压比高，都在20以上。
（12）：第三代高性能军用涡轮风扇发动机
20世纪60年代，各国曾在民用涡轮风扇发动机的基础上，发展了几种用于战斗机的加力式或不带加力燃烧室的低涵道比涡轮风扇发动机，它们的推重比在5左右。显然，这种发动机满足不了当时美国空军提出的、具有高机动性能的第三代战斗机，即空中优势战斗机的需求。根据分析，要使“新一代”战斗机具有高机动性，必须要求战斗机的起飞推重比（即发动机推力/战斗机起飞重量）大于1，即发动机的推力要大于飞机起飞总重。为满足新型战斗机推重比大于1的要求，除在飞机结构上以及各种机载设备上，尽量采用各种新材料、新技术以降低重量外，最为关键的是要求战斗机有一个小巧而非常强壮的“心脏”—推重比为8一级的加力式涡轮风扇发动机。
要将加力式涡轮风扇发动机的推重比从5提高到8，首先需要提高发动机的循环参数：即总增压比与涡轮前燃气温度。总增压比要从60年代中期（以“斯贝”MK202为代表）的20提高到25左右，涡轮前燃气温度要由1167℃提高到1400℃左右；其次，也是最为重要的，必须采用当时最先进的技术、科学研究与工业生产中的最新成果。20世纪70年代初，美国首先研制成功推重比为8一级的加力式涡轮风扇发动机F100-PW-100，1974年11月装有2台F100-PW-100发动机的F-15战斗机开始装备美国空军投入服役，这是航空发动机研制史上取得的历史性重大突破，促使战斗机迈入“第三代”的新阶段。
正是由于有了推重比为8一级的加力式涡轮风扇发动机，在1974～1984的10年内，各国相继研制出众多的新一代先进战斗机。它们有：美国空军用的F-16(1978年)、海军用的F/A-18(1980年)，欧洲的“狂风”(1980年)，前苏联的米格-29(1983年)、苏-27(1984年)等。2005年，在历经18年的艰苦奋斗之后，我国自行研制的第三代推重比8一级大推力涡扇发动机“太行”终于实现了设计定型，为我国的第三代战斗机提供了一颗强有力的“中国心”。
（13）：第四代推重比10一级军用涡轮风扇发动机
第四代战斗机是美、苏冷战对抗时期开始研制的，原计划20世纪90年代中期装备部队。它具有隐身、过失速机动、不加力超声速巡航、超视距多目标攻击和装备更先进的航空电子与武器系统等许多特点，较之第3代战斗机具有全面优势。面对如此高的要求，要求发动机登上一个非常高的新台阶，这就必须采用许多新技术才能实现。例如风扇、压气机要采用带粘性的全三维设计分析方法，采用高效、大功率涡轮设计技术，采用高的涡轮前燃气温度（达到1557～1727℃），为此，除了采用第三代单晶叶片材料和先进的隔热涂层之外，还必须提高涡轮叶片冷却设计技术，使降温效果≥500～600℃等。
20世纪80年代中期，美国为第四代战斗机即现在的F/A-22研制了两型发动机，其一为普?惠公司的YF119，另一为通用电气公司的YF120。经过半年多的试飞考核，最后美国空军选中YF119为F/A-22的发动机并命名为F119，YF120落选。YF120与F119同属于推重比为10一级的涡扇发动机，其推力大小也很相近，但F119采用了常规的设计，而YF120在设计上采用了一些先进的设计思想。例如，发动机采用了变循环的设计，即发动机的涵道比是随主要工况变化而改变的；另外，它的高、低压涡轮的转向与F119同样作成反向的，但它却省去了低压涡轮的导向器，在F119中有低压涡轮导向叶片。
F-35飞机采用F/A-22的F119发动机的推力增大型F119-PW-611作为其主动力，并命名为F135。F-35短距起飞/垂直降落型的整套动力装置釆用了升力风扇和带矢量喷管的加力式涡轮风扇发动机，升力风扇垂直地装于座舱后的机身中，由主发动机风扇前伸的传动轴通过一套离合器及一对锥形齿轮驱动。装升力风扇的机身上、下设有可开关的窗口，当飞机起飞或着陆时，窗口打开，空气被風扇从上窗口吸入，经风扇加速后由下窗口高速喷出，飞机起降时为机身前部提供举力；正常飞行时，上下窗口关闭。主发动机F135安装于飞机机身后部，其矢量喷管伸出机尾，飞机起飞着陆时，矢量喷口转向下方，为飞机后部提供举力。
（14）：涡轮螺旋桨发动机的发展背景
涡轮喷气发动机的推力大，适用于高速飞行的飞机，飞机飞行速度可以从高亚声速一直到超过声速的两三倍。但当飞机在较低的亚声速飞行时，发动机的推进效率低，耗油率高，很不经济。航空活塞式发动机和螺旋桨组成的动力装置，虽然在低速飞行时耗油率低，经济性好，但由于活塞式发动机产生的功率小，且随飞行高度的增加而很快降低，因此只能用于低空、小型飞机上；另一方面，活塞式发动机的高速性能不好，由于在高速飞行时飞机所需的功率大大增加（所需的功率与飞行速度的三次方成正比），活塞式发动机无法提供；且螺旋桨效率大大降低，无法有效的将发动机输出功率转变为推进飞机的拉力，所以其使用速度一般不超过700～800公里/小时。为了克服涡轮喷气发动机和活塞式发动机的缺点，涡轮螺旋桨发动机在上世纪40年代后期、50年代初期得到了迅速发展。但是由于当时设计的螺旋桨不适应于高亚声速飞行时使用，因此，从上世纪60年代以后，大、中型涡轮螺旋桨发动机逐渐被涡轮风扇发动机所取代。上世纪80年代，由于发生能源危机，又开始了具有新型螺旋桨的桨扇发动机的研究，但由于噪声、安全性等技术问题未能很好解决而未能大量投入使用。
涡轮螺旋桨发动机是既有涡轮喷气发动机功率大、体积小的优点，而又有活塞式发动机经济性好的特点的一种发动机，在上世纪40年代后期，随着涡轮喷气发动机的崛起，涡轮螺旋桨发动机也随之而诞生了。
（15）：涡轮螺旋桨发动机的工作原理
在燃气发生器后，加装一套涡轮（1级或多级），燃气在这后一涡轮（一般称为动力涡轮或低压涡轮）中膨胀，驱动它高速旋转并发出一定功率，动力涡轮的前轴（称动力轴）穿过核心机转子，通过压气机前的减速器驱动螺旋桨，就组成了涡轮螺旋桨发动机。涡轮螺旋桨发动机的主要特点，是将燃气发生器产生的大部分可用能量由动力涡轮吸收并从动力轴上输出，用于带动飞机的螺旋桨旋转；螺旋桨旋转时把空气排向后面，由此产生向前的拉力使飞机向前飞行。涡轮出口的燃气在尾喷管中膨胀加速并喷出，产生反作用推力。由于燃气的温度和速度极低，所产生的反作用力（推力）一般比较少，这个推力转化为推进功率时，仅约占涡轮螺旋桨发动机功率的10%，正因为排出发动机的能量大大降低了，因此，涡轮螺旋桨发动机的经济性好。
大多数的涡轮螺旋桨发动机，动力涡轮与燃气发生器的涡轮是分开的，且以不同的转速工作。由于动力涡轮与核心机没有机械地连成一体，因此也称它为自由涡轮。下面第一幅简图，即为这种类型的涡轮螺旋桨发动机。少数的涡轮螺旋桨发动机，将动力涡轮与燃气发生器的涡轮机械地连接在一起，成为定轴式或单轴式涡轮螺旋桨发动机。我国自行设计、生产的“运八”运输机所用的“涡桨六”涡轮螺旋桨发动机、英国“子爵号”四发旅客机用的“达特”涡轮螺旋桨发动机均为定轴式涡轮螺旋桨发动机。
在具有动力涡轮（自由涡轮）的涡轮螺旋桨发动机中，动力涡轮的转速较高，一般在6000～12000转/分。在定轴式涡轮螺旋桨发动机中，燃气发生器的涡轮转速更高，一般在8000？18000转/分（小功率的涡桨发动机转速高的可达40000转/分），但是螺旋桨的转速必须很低，一般只有1000转/分左右。因此，在涡轮螺旋桨发动机中，均要有减速器，以便将动力涡轮（在具有自由涡轮的涡轮螺旋桨发动机中）或燃气发生器涡轮（在定轴式涡轮螺旋桨发动机中）的转速降低到螺旋桨所要求的工作转速。
（16）：涡轮螺旋桨发动机的特殊部件—螺旋桨和减速器
螺旋桨是将航空发动机(活塞式或燃气涡轮式)的轴功率转化为航空器拉力或推进力的叶片推进装置，由桨叶、桨毂、操纵机构等构成。其操纵机构利用转速敏感元件，感受螺旋桨转速的变化，用以改变、调节桨叶的桨叶角（即桨距），达到调节发动机转速和螺旋桨拉力的目的。在发动机起动时，桨叶安装角变小，使螺旋桨转动阻力矩最小，便于起动；飞机起飞时桨叶安装角变大，使螺旋桨产生最大拉力；当飞机降落后在地面滑跑时，还可将桨叶调到负桨位置以产生负拉力，对飞机进行刹车，缩短滑行距离；飞机飞行中，一旦发动机因故障而停车时，操纵机构自动将桨叶前缘调整到与飞行方向一致的位置（称为顺桨），以免桨叶被气流吹转，形成飞机的阻力。
减速器是使发动机输出轴转速降低到飞机推进器或附件所需转速和转向的齿轮装置。飞机推进器可以是飞机的螺旋桨，也可以是直升机的旋翼。涡轮螺旋桨发动机的减速器均采用齿轮传动，要求减速器在高负荷、高转速下工作可靠、效率高。由于在减速器的设计、加工中，作到了精益求精，其传动效率可高达98？99%；虽然传动效率这么高，但因传递功率大，其摩擦功率可高达50？200马力（37？147千瓦），需通过对齿轮、轴承喷入大量的滑油，以带走摩擦产生的热量。在结构方面，涡轮螺旋桨发动机减速器的传动比（减速器输入轴转速与输出轴转速之比）通常为10？16。为了达到减速器的传动比要求，必然是齿轮尺寸很大，或者采用复杂的多级传动方式。而由于减速器通常设置在压气机前，减速器齿轮尺寸过大会使得减速器外形增大，发动机迎风面积变大而增加阻力，且发动机进气道中的气流偏转大会造成较大的进气损失，使发动机功率降低。因此，为了解决传动比大与外廓尺寸要求尽量小的矛盾，涡轮螺旋桨发动机的减速器只能设计得较复杂，加工精度要求高。
（17）：桨扇发动机
虽然涡轮螺旋桨发动机在低速飞行时，有较低的耗油率，经济性好，但随着飞行速度的增加，螺桨效率将变低，耗油率则增加。在上世纪70年代后期，航空界开始大力研制新型的、称为“桨扇”的发动机，以缓解当时面临的石油危机对航空运输业带来的冲击。桨扇发动机顾名思义，它是一种既具有涡轮螺旋桨发动机耗油低、又具有涡轮风扇发动机适于高速飞行特点的发动机。为了使桨扇发动机适于高亚声速飞行（即飞行速度大于800？900公里/小时），需发展新型的螺旋桨。
新型螺旋桨由两个旋转方向相反的螺旋桨在一起工作，螺旋桨的桨叶较多（一般为6～8片），每片桨叶形状较宽，弯曲而后掠呈马刀形。桨扇发动机的螺旋桨直径小于涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨直径，但大于涡轮风扇发动机的风扇直径。初期设计时，两排螺旋桨的叶片数一般均采用8片，但前、后排叶片对气流的扰动会激起较大的噪声，在后来的设计中的将两排叶片取不同的片数。由于桨扇外不像高涵道比涡轮风扇发动机有一个外涵机匣，因此又称此种发动机为“无涵道风扇（UDF）发动机”。由于桨扇发动机噪声、振动及减速器性能差，特别是没有外涵机匣，使用安全性没有保证等问题未能得到很好的解决，加之世界燃油的价格不仅没有如想像那样飞涨，反而有回落的趋势，因而在西方国家一直未将其投入使用。例如，美国通用电气公司与法国国营航空发动机研究制造公司虽为研制GE90共同投资了10亿美元，也不得不放弃而束之高阁。
但是俄罗斯（前苏联）始终不懈地开展将桨扇发动机应用到军用运输机上的研制工作，并且已取得了较好的结果。安-70是前苏联于1988年开始研制的、采用桨扇发动机为动力的中程军用运输机，其所装的四台D-27桨扇发动机单台功率为10400 kW（14150马力），由乌克兰扎巴罗热“进步”发动机设计局、俄罗斯中央巴拉诺夫航空发动机制造研究所和茹科夫斯基空气流体动力学研究所联合研制。发动机的燃油消耗率极低，在巡航状态下只有0.174公斤／千瓦?小时，以最大巡航速度飞行时，其油耗与现代运输机上使用的涡喷发动机相比要低20％至30％。与D-27发动机匹配的CB-27同轴对转螺桨风扇由全复合材料制成，直径4.5米。每副螺桨风扇由同轴串在一起、转向相反的两个螺桨风扇组成，前面一个8片桨叶，后面一个6片桨叶。这种设计可以有效延缓气流分离（桨叶失速），且噪声小，其推进效率高达90％。桨叶成半圆形，展弦比小，厚度薄，呈后掠形，能够有效延缓桨尖出现激波。虽然CB-27螺桨风扇的桨盘直径只有普通螺旋桨的一半，但其功率载荷是现代高效螺旋桨功率载荷的5倍。
（18）：涡轴发动机的类型
在核心机或燃气发生器后，加装一套涡轮（一级或多级），燃气在这后一涡轮（一般称为动力涡轮或低压涡轮）中膨胀，驱动它高速旋转并发出一定功率，动力涡轮的前轴（称动力轴）穿过核心机转子，通过压气机前的减速器减速后由输出轴输出功率，就组成了涡轮轴发动机，主要用于直升机动力。涡轮轴发动机中，燃气发生器产生的可用能量基本全被动力涡轮吸收并从动力轴输出，通过直升机上的主减速器减速后驱动直升机的旋翼和尾桨；由尾喷管中喷射出的燃气的温度和速度极低，基本上不产生推力。涡轮轴发动机主要包括定轴式和自由涡轮式两种类型。
定轴式涡轮轴发动机，也称为固定涡轮式涡轮轴发动机，其涡轮既驱动压气机又驱动功率输出轴。定轴式涡轮轴发动机的涡轮产生的功率远大于压气机所需的功率，通过减速器将其剩余的功率输出，用于带动直升机旋翼和尾桨。由于其功率输出轴与核心机为机械连接，因此具有功率传送方便，结构简单，操纵调节简单等优点。但也存在着起动性能差（起动加速慢），加速性不好，功率输出轴转速高而需要大的减速器等缺点。
自由涡轮式涡轮轴发动机由燃气发生器和自由涡轮组成。产生输出功率的自由涡轮安装在发动机功率输出轴上，此轴与核心机转子无机械联系，它们之间仅有气动联系。由于自由涡轮是输出轴功率的，因此又称自由涡轮为动力涡轮。自由涡轮式涡轮轴发动机与定轴式涡轮轴发动机相比，起动性能好，工作稳定，加速性能较好，调节性能和经济性好。但其结构比较复杂。
大部分涡轮轴发动机为自由涡轮式涡轮轴发动机，定轴式涡轮轴发动机仅用于一些功率较小的发动机中。
（19）：涡轮轴发动机的应用
上世纪40年代到50年代中期，直升机一直采用活塞式发动机作为动力，由于这种发动机性能低，操作和控制复杂等缺点直接影响到直升机的发展。1955年法国透博梅卡公司研制出第一台“阿都斯特”Ⅰ型涡轮轴发动机装上“云雀”Ⅱ直升机后，显示了涡轮轴发动机优越的性能和安全性，很快在功率在260千瓦以上的直升机上涡轮轴发动机得到广泛采用而基本上取代了活塞式发动机。
现在世界上军用直升机总数达3万架左右，民用直升机超过12000架。直升机起飞重量从1吨到近100吨，其中起飞重量10吨以下的直升机占总数的75%以上。而供直升机使用的涡轮轴发动机多达几十种，其功率大多在200千瓦到6000千瓦。由于直升机以轻型、中型为主，涡轮轴发动机的功率在1500千瓦以下的居多。
目前世界上功率最大涡轮轴发动机是前苏联洛塔耶夫设计局研制的D-136发动机，其输出功率为7457千瓦，用在米-26直升机上。米-26直升机最大运载量达20吨，相当于美国C-130运输机的运载能力，最大起飞重量达56吨，大约可以运载85名全副武装的士兵，其内部货舱长达15米，宽3.25米，高2.95到3.17米，面积接近49平方米，容积达121立方米，是世界上运载量最大的直升机。米-26的原型机于1977年12月14日首飞，在1981年的巴黎航展上第一次公开展示，1983年开始装备部队。米-26外型简洁流畅，两台 D-136并排布置在机身顶部，由于发动机输出功率太大，需要更多的桨叶来分散旋翼的负荷，因此采用了8片巨大的旋翼桨叶，并使米-26成为世界上目前旋翼桨叶数目最多的直升机。米-26至少已生产了200架，不仅大量装备独联体国家，还出口到印度、秘鲁、柬埔寨等国，目前俄罗斯仍在继续生产，并将推出安装新的旋翼桨叶和换装D-136改进型发动机的新型号，继续占据着世界最重直升机的位置。在2008年5月四川汶川大地震中，为了解除唐家山堰塞湖对下游地区的潜在危害，救灾指挥部动用米-26直升机将挖掘机、推土机等重型施工机械，吊运到丛山峻岭、不通道路的坝顶，抢在洪水来临前打开了疏流渠，为抗震救灾立下了功不可没的大功。
（20）：国外先进涡轮轴发动机
美国通用电气公司的涡轮轴发动机，除T64大功率型外，主要是T700系列及其发展型。其中较为知名是装于AH-64“阿帕奇”直升机的T700-GE-701型和装于S-70/UH-60“黑鹰”直升机的T-700-GE-700型发动机。AH-64是美军现役的最先进的武装攻击直升机，两台发动机并列装在后机身上部，但中间间隔较远，但一台发动机遭到攻击破坏时，可以防止另一台发动机也被损坏，发动机排气系统采取了红外抑制措施，可以有效降低被单兵肩射红外制导导弹攻击的概率，大大提高了生存性。在1991年的海湾战争中，美国的AH-64“阿帕奇”攻击直升机横扫伊军坦克部队和各种纵深目标，尤其在攻击伊军的坦克时，犹如“探囊取物”，经常打出100%的命中率，战果不凡，为陆战的速战速决立下了汗马功劳，而且一架也没有被敌方炮火击落，表现出良好的战场生存性。海湾战争后，美军着手改进AH-64，在旋翼上部安装“长弓”毫米波雷达，可以在雨、雪、雾、沙等恶劣气候条件下有效攻击目标，称为AH-64D“长弓阿帕奇”，于1996年开始交互使用。但“长弓”似乎并没有给“阿帕奇”带来好运，在2003年3月美英对伊战争中，一架“长弓阿帕奇”却在开战的第4天被伊军用“来福枪”等轻武器击落，其残骸频频被电视台曝光，成为伊拉克打击美军士气的有力舆论武器。
“黑鹰”直升机有民用和军用两个系列，民用系列型号为S-70，军用系列型号为UH-60。该机于1974年试飞，1979年定型投入使用，为美军目前装备数量最多的直升机，截止2001年，达1853架，并向25个国家和地区出口S-70/UH-60系列直升机近700架。“黑鹰”直升机采用两台单台功率2060-2790千瓦的T700-GE-700涡轴发动机，有多种改型，包括陆军突击运输型(UH-60A)、电子对抗型(EH-60A)、远程目标截获型(EH-60B)、“夜鹰”战场救援型(HH-60A)、特种作战型(MH-60K)、首脑专机型(VH-60A)、“大洋鹰”海军舰载反潜型(SH-60F)、战术通用型(S-70A)等，并逐步取代越战中广泛使用UH-1直升机，成为美军新一代三军通用直升机。在好莱坞大片《黑鹰降落》中，生动地表现出该机的用途和主要特点。
（21）：未来的涡轮轴发动机
涡轮轴发动机作为直升机的动力，由于直升机的特点所决定了其用途十分广泛。在民用方面，在国民经济的各个领域—从经济、生产部门到社会公共事务方面使用广泛，特别是那些现代化交通运输工具（固定翼飞机、火车、汽车、轮船等）难于接近的地方，或者不得不进行作业的地方，现代直升机能充分发挥其特长。例如，海上油气田开采，高原山区运输，救灾抢险，森林防火等等，直升机都可大显身手。因此，从某种意义上讲，在国民经济和社会公共事务中使用直升机，是一个国家经济和技术发达的一种重要标志。
在军事领域中，直升机已从单纯的运输工具发展成为一种具有强大火力和机动能力的战斗武器。在近代战争中，武装直升机在进行反坦克、对地攻击任务中，发挥了很大的作用。从一定意义上讲，一个国家的军队中直升机（包括运输、侦察、武装直升机）装备的数量多少，是其战斗力强弱的一个重要标志。
为了满足21世纪军用直升机的需求，世界上有关国家均在对现有涡轮轴发动机进行改型改进的同时，正在努力发展下一代涡轮轴发动机。下一代涡轮轴发动机的主要特点有以下几点。
在性能方面，压气机增压比、涡轮前温度将有较大幅度提高，由此单位功率和功重比也将有较大提高，耗油率将显著下降。
在结构方面，新材料和新工艺的使用，将会使下一代涡轮轴发动机的重量更轻，工作更为可靠。
在价格和维护性方面，下一代涡轮轴发动机的单位寿命价格应能进一步降低，而且更便于维护。
下一代涡轮轴发动机可能采用的新方案有变循环涡轮轴发动机和可转换的涡轴/涡扇发动机。这些方案力图使新的发动机在降低耗油率，提高直升机飞行速度等方面取得突破性进展。
为克服涡轮轴发动机和直升机传统的传动减速装置十分笨重的缺点，国外已开始研究喷气旋翼和翼尖喷气发动机及液压传动减速系统。如果这些方案能够实施，将会给直升机动力装置—涡轮轴发动机带来一场革命。
（22）：燃气发生器及核心机
在燃气涡轮发动机中有—个很重要的部分－燃气发生器。顾名思义，燃气发生器是产生具有一定温度（高温）及一定压强（高压）的燃气的装置，它所产生的燃气具有很高的可用能量，这是因为高温具有很高的热能，高压具有很高的位能（或称势能）。具有很高能量的高温高压燃气进一步膨胀就可以对外作功。如果燃气在尾喷管中膨胀，热能、位能转变成动能，加速燃气，使燃气以很高的速度（550m/s以上）向后喷出，产生反作用推力，就成为涡轮喷气发动机。如果燃气在燃气发生器后的涡轮（—般称动力涡轮或低压涡轮）中膨胀作功，输出轴功率，通过减速器带动螺旋桨就成为涡轮螺桨发动机，带动直升机旋翼就成为涡轮轴发动机；如果动力涡轮输出的功率带动燃气发生器前的风扇就成为涡轮风扇发动机。如果动力涡轮输出的功率带动发电机或油泵等则可以成为地面电站或泵站的动力（工业用燃气轮机），带动舰船的螺旋桨就成船用燃机，这也是为什么用于上天的飞机动力能改型成非航空领域中使用的燃气轮机即航改燃机的原因。因此，燃气发生器是各类燃气轮机的主要部分。它包括了压气机、燃烧室和带动压气机的那一部分涡轮。双转子燃气涡轮发动机的燃气发生器部分还应该包括低压转子中的低压压气机和带动低压压气机的那一部分低压涡轮。
人们习惯将燃气涡轮发动机的高压转子部分称为核心机，在单转子发动机中，核心机就是燃气发生器。但是在双转子燃气涡轮发动机中的核心机并不是它的燃气发生器，双转子燃气涡轮发动机的燃气发生器部分还应该包括低压转子中的低压压气机和带动低压压气机的那一部分低压涡轮。因此，核心机与燃气发生器是两个不同的概念。典型的核心机由压气机、燃烧室、涡轮以及支承压气机－涡轮转子的前、后轴承等组成。
（23）：核心机的类型
核心机可分为技术核心机和型号核心机。
技术核心机是用于对采用高新技术（例如采用新的气动设计、结构设计、冷却设计以及新材料、工艺等)新发展的先进零、组、部件以及三大高压部件之间的匹配进行考核验证的，这些新技术的验证一般在部件试验中难以实现。通过核心机的试验，对这些新的零、部件进行调整、改进、磨合，使其尽可能达到原设计指标,同时通过试验建立经验数据库，为将来的设计提供技术储备。另一方面，经过验证所得到的新技术即可立即转移到新型号的研制和已有型号的改进改型中。美国在实施“综合高性能涡轮发动机技术”（IHPTET）计划时，各参与厂商均采用了各种高先技术发展了一大批旨在大幅度提高发动机综合性能的零、部件，为此各公司发展了一系列验证这些新技术的“技术验证核心机（或燃气发生器）”。例如， XTC76/3技术核心机是由通用电气公司和艾利逊公司联合研制的，用于验证所采用的先进部件的技术是否能使发动机达到推重比提高48%和耗油率降低的目的。普?惠公司的XTC66/1B第二阶段“先进涡轮发动机燃气发生器（ATRGG）”，它是用以验证每级增压比均高的高压压气机、带超级冷却工作叶片和导叶的高效率高压涡轮、刷式封严装置和混合陶瓷轴承等先进部件的。采用这些部件后将使发动机的推重比提高37%。
型号核心机是针对特定的型号而研制的核心机，在型号验证机研制阶段将直接应用或稍加修改地应用该核心机。原则上讲，如果能发展一台采用高循环参数、高新技术装备的高性能核心机，在保持该核心机基本几何参数不变的条件下，通过改变风扇或低压压气机的级数和直径、涡轮的冷却和材料等来改变发动机的主要循环参数，如增压比、涵道比、空气流量、涡轮前燃气温度等，则可发展一系列的发动机包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机以及地面及舰船用的动力。另外，按照相似理论放大、缩小，可以将核心机尺寸加大或缩小，以改变发动机的推力或功率大小，从而获得不同性能和用途的发动机。这种派生发展系列化的方法风险小，零件通用性好，有利于降低设计、生产成本和维修费用。
（24）：核心机系列发展的典型案例—CFM56系列
1971年底，法国国营航空发动机研究制造公司决定与通用电气公司合作，发展一种能满足20世纪80年代旅客机低油耗、低噪声、低排放要求的发动机。1971年底二家公司决定，在采用F101核心机的基础上联合研制推力为100kN级的高涵道比涡轮风扇发动机。1974年9月两公司组成了CFMI国际公司，研制上述发动机并将发动机命名为CFM56。
CFM56系列发动机的第一个型号CFM56-2采用了军用涡轮风扇发动机F101的核心机作为核心机，配上一个叶尖直径为1.727米的风扇及三级增压压气机、4级低压涡轮组成了一台高涵道比涡轮风扇发动机，推力为139～151千牛，1979年投入使用，取代DC-8四发旅客机原用的JT8D涡轮风扇发动机，换发后的飞机改名为DC-8超70。CFM56-2还用于波音707旅客机改型的军用飞机如KC-135加油机，E-3、KE-3、E-6预警机等。
随后，将风扇叶尖直径减小为1.524米，并将风扇叶片由原带叶冠的设计改成带中间突肩的设计，由此使叶片数由46片减少为38片，发展成推力为8电脑2.4～104千牛的CFM56-3型发动机。用于换装波音737-200双发旅客机的JT8D发动机，换发后的飞机命名为波音737-300型，1984年投入使用。
在CFM56-3的基础上，将风扇叶尖直径增加到与-2型相同的直径但叶片结构维持-3型的设计；同时将高压压气机、高、低压涡轮的全部叶片用三维气动设计方法重新进行了设计，使部件效率提高；第一次将全功能数字式发动机控制系统（FADEC）用于CFM56发动机上，发展了用于A319/A320双发客机的CFM56-5A，其耗油率比CFM56-3低11.2%，1987年投入使用。
在CFM56-5A的基础上，将风扇叶尖直径增大到1.828米，重新设计了风扇叶片，对一些零组件作了些改进，采用了第2代FADEC，发展成推力为139～151千牛、耗油率比-3型的低16.2%的CFM56-5C发动机，此发动机用于4发客机A340，于1991年投入使用。
在CFM56-5C的基础上，将风扇叶尖直径减小到与-5A相同的直径，对风扇叶片的叶片型面的气动设计作了改进，发展成推力为98～139千牛、耗油率与-5A相当的CFM56-5B型发动机，用于双发旅客机A319、A320、A321上，于1993年投入使用。
随后，采用CFM56-5B的核心机及低压涡轮、CFM56-3的总体布局，并采用宽弦无凸肩的风扇叶片，将风扇叶尖直径改成1.549米，发展成推力为82.4～117千牛的CFM56-7型发动机，用于波音737-500、-600、-700双发旅客机，于1997年投入使用。
在近20年时间内，CFM56发动机在采用了一种性能好的核心机后，通过改变风扇直径，改进部件性能等措施后，发展了推力覆盖82.4～151千牛、用于波音737、A320系列及A340等旅客机及KC-135加油机，E-3、KE-3、E-6预警机等一系列飞机用的发动机系列的成功事例，充分说明了发展性能优良的核心机的重要性。
（25）：核心机系列发展的意义和作用
研制核心机可增加发动机的通用零件数，改善互换性。由于从核心机派生出一系列的新发动机，因而增加了其零件的通用性，不仅节约了研制成本，而且由于通用零件产量的增多，降低了单件生产的成本，同时也减少了备件的费用，可使维护程序标准化，改善了互换性，简化了维修保障，从而降低了使用费用。
随着航空发动机技术的不断发展，发动机研制难度不断提高，研制周期也逐渐加长，研制程序也相应更为复杂。通常发动机的研制周期要比飞机的研制周期长。早期，每隔5～10年就出现一代新的发动机，从20世纪70年代的典型数据表明，新一代发动机从概念研究到投入使用约为10～15年，而20世纪90年代战斗机发动机如F119从概念研究到定型将要经历25年以上。如果在飞机研制的同时开始发动机的研制，发动机的研制进度必然满足不了飞机的要求，但是通过开展核心机的研制，可以比较好地解决这一矛盾。因为核心机可以在不针对具体型号的前提下提前研制，有足够的时间进行调试、修改和结构完整性的考验，这样既降低了技术风险，又解决了核心机的可靠性、耐久性等问题。当新的飞机设计要求定下来之后，根据其战术要求，派生的新发动机研制周期就大大缩短。国外的经验表明，在一台成熟的核心机 上派生新机，周期只要3-5年，经费也只有研制全新发动机的40%左右。
核心机的研制可缩短发动机的研制周期，降低成本，提高可靠性。这是因为航空燃气涡轮发动机的主要难点和关键技术集中在高压系统，由于工艺复杂和材料昂贵，高压系统在研制成本和研制周期中所占比重较大。高压部分的叶片比较短小，工作环境温度高、压力（强）高、转速高、承受的应力大，在使用中这部分的故障率也最多。核心机的好坏，既影响到发动机的性能，也影响到整机的研制成本和周期。在新发动机工程研制前，开展核心机技术的预先研究，攻下高温、高压、高气动机械负荷三关，不仅可解决高压部件的性能匹配，也可提前暴露结构完整性和耐久性设计中的薄弱环节，对减少研制风险、缩短研制周期意义重大。
我国原航空工业部颁发的《航空发动机研究和发展管理暂行规定》中已明确“预先发展阶段的主要工作是在模拟真实环境条件下进行全尺寸的先进部件、燃气发生器和验证机的试验研究，验证部件性能和部件间的匹配，以及结构的可靠性和耐久性”。原国防科工委还组织制定了以核心机为基础的《航空发动机发展系列》，并将航空发动机核心机技术列为关键技术。
（26）：发动机吞鸟试验
随着飞机飞行速度的提高，鸟撞飞机事件不断增多。据美国空军统计，自1956-1973年发动机鸟撞112次。严重的鸟撞事故会引起飞机失事，例如1975年一架DC-10民航机在纽约起飞失事，就是与一群重约1.82公斤的鸟相撞，使CF6发动机全部风扇叶片损坏，并与环氧树脂屏板摩擦导致失火爆炸。加拿大空军因鸟撞事件损失了10架CF-104飞机。撞入发动机的鸟类范围很广，按重量分类，一般分为大鸟（2公斤以上）、中鸟（1公斤左右）、小鸟（50？100克）三类。为避免鸟撞发动机造成影响飞机飞行安全的事件，航空发动机在设计中均采用了一系列抵抗鸟撞造成机件严重损伤的措施。为验证所采取的措施是否可行，在发动机研制中，一定要进行鸟撞试验。试验中，中、小鸟群撞入不应破坏发动机的结构完整性，也不应停车，但会引起电脑短暂的（1-2秒）推力下降或压气机不稳定，大鸟撞入发动机应能安全停车且不发生危及飞机安全的发动机故障。
在吞鸟试验中，被发动机吸入的鸟必须是真实的禽类。试验的鸟由压缩空气炮按一定速度、一定的位置射向工作中的发动机。由于现代喷气客机的巡航高度一般在8000米以上，很少有鸟类能飞到如此高的空中，因此发动机吞鸟事故一般发生在中低空，尤其在机场附近，即飞机的起飞和降落过程中。由于在起飞过程中飞机的迎角很大，速度不快，高度不高，需要发动机处于最大推力状态才能保持稳定飞行姿态，此时一旦因为鸟撞造成发动机的推力下降，哪怕只有十几秒，都会造成严重的后果。因此，鸟撞试验时发动机一般应处于最大推力状态，以模拟起飞的情况，并需要用不同大小的鸟类，在不同的径向位置射入，从接近发动机轴线的中心位置一直到接近发动机机匣的外部位置，以模拟实际鸟撞情况。试验时，除用高速摄影机记录下撞击过程外，还需记录整个试验过程中的发动机参数变化情况，并在试验后分解发动机，分析鸟撞的后果和各部件（尤其是风扇叶片）的结构变形情况，为评估发动电脑机的结构完整性和改进设计提供依据。
（27）：发动机飞行试验
发动机飞行试验是为验证发动机装到飞机上时发动机及其各系统和附件的性能特性、工作质量和工作可靠性，或为完成预定研究目的而在实际飞行环境中进行的飞行试验。飞行试验有飞行试验台试验以及装在实际使用该发动机的飞机上试验两种。它又可分为型号（含改进改型）飞行试验和研究性飞行试验。
飞行试验台一般是用大型多发动机飞机改装而成。下图所示的飞行试验台是用大型客机波音747改装而成的，将右翼内侧的发动机拆掉，换成要试验的发动机（波音777用的发动机），并装上相应的测量各种发动机工作参数的测试装置，飞机内部则改装成为一般地面试车台的测试间。通俗地讲，飞行试验台是可飞行的发动机试车台。飞行试验台试验项目有：发动机过渡状态试验；自动调节系统工作质量的检查；发动机风车特性和空中起动；应力应变测定；冷却、防冰系统试验；喘振试验；滑油系统可靠性检查；以及发动机的高度速度特性测定等。飞行试验台虽能真实地测出发动机在各种高度、速度下发动机的工作参数与工作状态，但它受到飞行试验台所用飞机性能的限制，不能超越该飞机的飞行范围，特别是对于用于高空、高速战斗机用发动机，局限性更大。
对于新型双发战斗机，一般是先用一台现有成熟的发动机及一台新研制的发动机装在飞机上进行试飞，然后再装上两台全为新研制的发动机进行试飞。一般这种在用新研制的发动机的飞机上进行的飞行试验通常要进行5～8年或更长的时间，例如美国的F-22战斗机于1997年9月7日首次飞行， 1998年2月5日交付美国空军进行飞行试验。1999年7月20日，美国空军首次进行了超声速巡航，以马赫数高于1.5的速度飞行了2小时。同年11月17日，进行了首次空中加油试验等。经过了漫长的飞行试验后，直到2003年初才开始向美国空军交付两架生产型飞机，供美国空军作为培养飞行员及维修人员用的教学飞机。
（28）：航空发动机试验的主要类型
航空发动机试验的分类标准多种多样，有根据研究目的分类，有根据研究阶段的分类，有根据研究对象的分类等等。其中按不同特征和最终目的可分为：
a）科学研究试验：研究发动机及其部件和附件的一般特性，以建立发动机及其部件和附件的一般特性，以建立发动机的设计、计算、试验和使用的原则。
b）研制试验：研制中的航空发动机需要经过长时间的试车，以便调整性能，考验可靠性和耐久性，并最终鉴定它是否符合型号规范。研制试验可分为：1）性能试验：主要检验发动机的空气流量、推力、燃油消耗率和稳定性裕度；部件性能试验则主要检验部件的性能特性。2）适用性试验：测定发动机对油门和进口气流流场条件变化的响应。3）耐久性试验：包括低周疲劳寿命、应力断裂或蠕变寿命、振动特性、抗外来物损伤、包容能力等机械结构的强度试验。
c）批生产发动机试车：每一台批生产发动机都要在地面试车台上进行两种试车：1）工厂试车；2）检验试车。
从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。
同时，也还可以研究设备和研究对象为标准，将航空发动机试验分为五大类：1）零部件试验；2）整机地面试验；3）整机高空模拟试验；4）环境与吞咽试验；5）飞行试验。
如果将一台发动机的设计看作是一个足球队的训练和培养，那么部件试验就相当于对每个队员能力的测试。其中部件性能测试相当于队员足球技术和基本功的测试，如带球、控球、传接球能力等；而零、组件的强度、振动试验就相当于队员的体能测试，如12分钟跑、往返跑等。发动机的各类整机试验则相当于全队的各种教学或模拟比赛，通过试验（比赛）来暴露和解决问题，而发动机一旦正式投入使用（服役），就好比到了正式的比赛场上。“平时多流汗，比赛少流泪”，正如严格训练才能取得好成绩一样，只有以大量的试验为基础，才能保证发动机的各项指标满足设计要求，成为一个合格的产品。
（29）：亚洲第一台—中国的航空发动机高空模拟试验台
早在1958年，我国就开始着手进行航空涡轮发动机高空模拟试验设备的建设。1965年，我国的航空发动机高空模拟试验台（SB101高空台）选定在四川西部的秦岭山区建设。老一辈高空台建设者不畏困难，一切从零开始，历经30年艰苦卓绝的建设，SB101高空台于1995年顺利通过国家验收，其设备规模在世界上是继美、俄、英、法后居第五位，在亚洲目前是第一位，被称为“亚洲第一台”。
SB101高空台主要包括供气系统、试验舱、排气冷却系统、抽气系统和其它附属设施。供气系统包括压气机、加温器、干燥及降温装置、混合器、相应的辅助系统和调压、调温阀门等。它向试验舱内的发动机提供符合模拟要求的温度、压力、湿度和流量的空气，最大供气量高达350千克/秒，最大供气压力达4.5个大气压。其中加温器能够把流量近70千克/秒的空气从常温加温至500℃，加温器运行一天所消耗的天然气相当于一个中小城市一天的消耗量。降温装置能够把流量近50千克/秒的空气从常温降至－70℃，其制冷量足够一个百万人口的城市在夏天人人享受空调。
试验舱（高空舱）内径3.7米，长度22米，最大模拟高度25公里，最大模拟M数2.5，试验对象是流量为120千克/秒以下、最大推力200千牛的涡喷和涡扇发动机。
排气系统包括排气扩压器、排气冷却器和抽气机及各种串、并联连接管道及阀门等。其中抽气机的最大抽气容积流量达到27000立方米/分，如此强大的抽气能力可以在3分钟内将首都体育馆的空气全部抽光。SB101高空台还有很多其它附属设施，如电、水和油系统，以及复杂的控制系统、数据采集系统等。高空台的压气机、降温设备、泵、阀门、风机、抽气机等许多设备都需要电力驱动，因此高空台试验时耗电量巨大，是名副其实的“电老虎”。SB101高空台总装机容量达17万千瓦，高空台试验一天的用电量相当于一个250万人口的中型城市日生活用电量。而为了冷却大量的高温设备和调节发动机进口空气湿度，高空台还需要大量的“喝水”， SB101高空台试验设备日耗水量相当于一个450万人口的大型城市日生活用水量，为了给高空台“解渴”，还专门在邻近高空台的一座小山上修建了一个水域面积近百亩的小型人工水库。
（30）：航改燃机的工作原理和主要类型
为满足国防和航空运输业的需要，半个世纪内，航空发动机得到了巨大的发展。由于航空发动机在设计水平、材料、制造工艺、试验和使用方面技术先进，经验丰富，因此由航空发动机改装而得到的燃气轮机（简称航改燃机），在非航空领域中得到了广泛的应用，在整个航空动力行业中，航改燃机所占的比重不断增大。
从原则上讲，如果能发展一台采用高循环参数、高新技术装备的高性能核心机（或燃气发生器），则可发展一系列的发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机以及地面和舰船用的动力。即用不同的方法来利用燃气发生器输出的高温高压燃气，就可得到不同的发动机。如果将这股燃气驱动一个带动负载设备(例如发电机、水泵、油泵)或船用螺旋桨的涡轮，那么原用于上天的航空发动机就可变为地面或舰船的动力了，这就是航空发动机在非航空领域中的应用。在燃气发生器后用来驱动地面装置的涡轮称为动力涡轮，燃气发生器加上动力涡轮称为地面或舰船用燃气轮机。一般动力涡轮的转速较高，而带动的发电机、水泵、油泵及船用螺旋桨等设备的转速均较低，因此，在动力涡轮与设备间需装减速装置。
地面燃气轮机大体可以分为两类：一类是工业型，一类是航机改装型。
工业型是按地面要求而设计的，主要的要求是寿命长，能长期安全运行，少用贵重金属材料。航空发动机改装的燃气轮机，是把那些成熟的航空发动机加以适当改型而成，有的甚至在新航空发动机研制阶段中或研制之初，就开始着手地面燃机的改型。改型的情况视发动机的种类不同而不同。对涡轮喷气发动机，去掉尾喷管并适当改进后，加装动力涡轮；对涡轮风扇发动机，去掉或改变前面的风扇部分，适当变更涡轮，去掉尾喷管，加装动力涡轮；对涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机，由于它们在飞机上使用时就是输出轴功率，因而改装的工作量较小。
（31）：航改燃机的发展及其在工业上的应用
自1939年瑞士制造成功第一台电站用燃气轮机以来，由于燃气轮机具有体积小、重量轻、启动快、少用或不用冷却水等一系列优点，已在各个领域得到长足发展，广泛应用于发电、舰船动力、车辆动力、天然气、石油管道输送等领域。由于航改燃机的众多特点，在上世纪50年代航空燃气涡轮发动机在飞机上得到普遍采用时，就开始了将航空燃气涡轮发动机改型为地面、舰船用轻型燃气轮机的工作。
1958年，英国的不列斯托尔公司，将分轴型涡轮螺旋桨发动机“普罗丘斯”改装成舰船用燃气轮机后，用于快艇推进动力，机组最大功率3170千瓦（4250马力）。次年，又将该机组用于遥控的无人电站。
1963年起，以大型涡轮喷气发动机改装的机组相继问世。例如，美国用J57、J75涡轮喷气发动机改装成FT3、FT4航改燃机，用J79涡轮喷气发动机改装得到LM1500航改燃机。英国用“奥林巴斯”及“埃汶”涡轮喷气发动机改装得到同名燃气发生器，在它们后面加装动力涡轮后，得到了功率0.746？1.864万千瓦（1？2.5万马力）的机组，效率达25？27.8%。
到20世纪60年代末，以涡轮风扇发动机改装成的机组也开始问世，代表型号为LM2500，机组效率达到了34%（现已高于35%）。它标志着新一代的航机开始被改装用于工业及舰船。到20世纪70年代末，有更多用涡轮风扇发动机改装的机组出现。如RB211、斯贝、LM5000等。其中LM5000燃气发生器的功率达4.474万千瓦（6万马力），是目前功率最大的航改燃机的燃气发生器，用它加装动力涡轮得到的燃气轮机的效率可达38%，是简单循环燃气轮机目前所达到的最高效率值。
在盛产石油、天然气的近海海洋中，采用海洋石油、天然气钻探、开采平台已是很普偏的了，我国也有多座海洋石油钻探、开采平台。这些平台远离大陆，无法从地面供给电力，只能在平台上安装燃气轮机发电机组，但海洋平台空间有限，承载能力也有限，因此无法采用一般的重型燃气轮机，只能采用体积小、重量轻、使用方便的航改燃机。目前，几乎所有的海洋石油、天然气钻探、开采平台均采用了航改燃机作为它的动力源。位于我国南海中的南海BP-ARCO公司崖13-1天然气开采平台，它上面的发电机组采用了英国罗?罗公司的航改燃机501-KB5驱动。501-KB5航改燃机系由T56涡轮螺旋桨发动机改型而成，在我国的石油、天然气钻探、开采海洋平台上共约使用了20余台。
我国南海天然气开采平台采用航改燃机501-KB5作为发电机组的动力
（32）：航改燃机在舰船和坦克装甲车辆动力中的应用
由于航改燃机体积小、功率大、起动快、重量轻、可靠性高、更换方便，安装所需空间适于舰船，并具有较高的燃烧效率，能够大大增加舰船的巡航半径和机动性。 因此从1970年开始，大部分西方国家开始把航改燃机作为水面舰船的加速用动力。目前，大约有2700台左右航改燃机装备在世界各国的军舰上。由英国罗?罗公司的“斯贝”涡轮风扇发动机改型而成的航改燃机分别命名为SM1C、SM2C、SK15HE。SM1C、SM2C的最大功率为12750千瓦（17347马力），热效率34.8%，己广泛用于轻型航母、驱逐舰等舰船上。
在1987年？2000年间，美国建造的29艘DDG51级的导弹驱逐舰，每艘安装4台LM2500航改燃机。从1987年至1991年，又装备了配备4台LM2500的提康德罗加级巡洋舰14艘。其航速为30节以上，续航能力达到6000海里/20节。目前美国现役的巡洋舰、驱逐舰等主力军舰均使用航改燃机为动力。
采用燃气轮机动力是新一代坦克动力的发展方向之一。美国当代先进主战坦克M1、M1A1和俄罗斯的T-80坦克都采用燃气轮机作动力。在20世纪90年代海湾战争中大显身手的美国M1主战坦克，所装备的发动机是美国生产的AGT-1500燃气轮机。该坦克是世界上首次采用燃气轮机作为主动力的主战坦克，该机输出功率1103千瓦（1500马力），主要燃料是柴油或煤油，也可用汽油。AGT-1500燃气轮机不但零件少，定期检修间隔时间长，且冷却系统简单而效率高，排烟量大为减少。此外，该机零部件保养简单，整机更换极快，不超过1小时，0至32公里/小时加速时间只需7秒。燃气轮机的使用，使坦克连续作战能力、机动性大为提高。但是燃气轮机也存在燃油消耗率高、初始成本偏高的缺点。
据报道，目前美俄两国已有车用燃机30000多台，共装备了18000多辆主战坦克。
（33）：军用燃气涡轮发动机技术的未来发展趋势
关键技术的突破使军用燃气涡轮发动机在21世纪仍具有巨大的发展潜力。以推重比15～20的发动机核心机及其所突破的关键技术为基础，可以研制出不同推力等级和循环参数的系列化发动机，用于21世纪前半叶各种用途的军用飞机和导弹。专家认为，对于有旋转部件的燃气涡轮发动机而言，由于结构和材料强度的限制，推重比20已是其技术的极限，要进一步提高推重比，就必须发展新的设计概念和技术。
由此发展的新设计概念之一是变循环发动机，这是一种多设计点发动机，通过改变一些部件的几何形状、尺寸或位置，来调节其热力循环参数（如增压比、涡轮前温度、涵道比），改变发动机循环工作模式（涡喷模式、涡扇模式或冲压模式），使发动机能够满足不同的任务需求或适应更宽的工作范围。比较典型的变循环构型包括选择放气式变循环构型、双压缩系统变循环构型、带核心机驱动风扇（CDFS）的双外涵变循环构型、涡轮/冲压变循环组合构型以及自适应变循环构型等。
GE公司发展的F120发动机是迄今为止唯一经过飞行试验的双外涵变循环发动机。尽管F120在美国ATF招标竞争中因成本高、研制风险大而失败，但作为一个开端，它的推出为未来军用飞机和超声速客机动力装置的设计指引了新的方向。
自适应变循环发动机（ACE）是新发展的变循环涡扇发动机概念。其新颖之处在于其第二级风扇采用一个“Flade”（Fan+Blade）级延伸出第3外涵道。Flade是接在风扇外围的一排短的转子叶片，有单独可调静子。其优点在于它能够实现独立地改变进入风扇和核心机的空气流量和压比，实现更大幅度的变循环，使其在固定进气道的情况下，过多的气流不会因无法通过发动机而出现进气道溢流，产生过大溢流阻力，从而改善发动机的安装性能。
超声速短距起飞/垂直着陆战斗机动力装置是另一个新技术。世界上第一种超声速垂直/短距起落战斗机—美国的F-35B联合攻击机(JSF)已经进入试飞阶段，其使用的发动机是普?惠公司的F135发动机，F-35战斗机将成为21世纪初美国及其盟国的主力战斗机之一。此外还有多（全）电发动机。这是一种采用大功率整体启动/发动机、主动磁浮轴承系统、分布式控制系统、电动燃油泵和电力作动器等新技术和系统的新型航空发动机。
（34）：贯彻绿色航空概念是21世纪民用航空发动机的必由之路
面临着世界原油价格不断的攀升，全球性气候变暖的趋势日益增加以及对噪声的控制要求越来越严，民用航空业受到的冲击较大，为此，需采取必要措施迎接这一挑战。“绿色航空”概念就是在这一背景下提出的，它要求民用飞机大幅度降低油耗（即碳排放量）、NOx排放量以及噪声，以满足新的具有挑战性的环境保护目标。为达到这个目的，不仅要在飞机与发动机设计制造中采取有力措施，而且要在整个飞机制造过程中推行绿色设计、绿色制造、绿色维修和绿色产品寿命周期的“绿色工程”概念。为满足“绿色航空”要求，用于21世纪的新型民用飞机发动机要求耗油率低、排污量少、噪声低、操纵性及维修性好、可靠性高、寿命长等。
波音公司于2002年12月宣布研制新一代双通道客机波音7E7(B7E7)，以填补B737、B757单通道与B777双通道间的空挡。2005年1月28日在中国购买60架B7E7的签字仪式上，波音宣布将E改为中国认为吉利的8，因此飞机改名为B787。B787的发动机仅由罗罗公司与GE公司提供，普惠公司被排除在外，GE公司提供GEnx发动机，罗罗公司提供遄达1000发动机。GEnx发动机是在用于波音777的GE90发动机的基础上发展的，其推力小于GE90发动机大于用于B747-400飞机的CF6-80C2发动机，为236～310千牛。
2007年前后，航空工业部门开始为B737与A320等单通道客机探讨后继机的问题，显然它们的后继机一定要符合“绿色航空”的要求，其中很重要的就是要发展低油耗、低噪声、低排放、易于维修、可靠性高与寿命长的发动机。在这种形势下，几个著名航空发动机厂商先后提出了各自的设计方案。例如，普惠公司提出了“齿轮传动风扇（GTF）”发动机，CFMI国际公司则提出了LEAP发动机等。
为了迎接“绿色航空”的来临，除进行上述发动机的研究、开发与生产外，美国和欧盟国家航空发动机的研究、生产和学术机构还瞄准未来，实施了多项技术计划，上述的一些发动机研究开发项目，多数是这些计划的产物。这些计划包括：超高效发动机技术(UEET)计划、高效和环境友好的航空发动机(EEFAE)计划、大幅度降低飞机噪声对居民区的影响(SILENCE)计划、环境友好的航空发动机(VITAL)计划等。这些计划的实施及其取得的成果，为未来“绿色航空”所需的“绿色发动机”的研制和应用奠定了坚实的技术基础。
GE公司的GEnx发动机
普?惠公司的GTF发动机
（35）：超高速飞行器用发动机将使人类进入空天飞行的新时代
超高速飞行器是指飞行马赫数大于4以上的飞行器。高超声速飞行技术具有前瞻性、战略性和带动性，是21世纪航空航天技术领域的制高点，并将为航空航天技术带来突破性的革命，使人类继20世纪突破声速进入超声速飞行时代后，进入到21世纪的高超声速及空天飞行的新时代，具有划时代的重大意义。动力装置是能否实现高超声速飞行的主要关键技术。在高空高速工况下，燃气涡轮发动机已经失去了优势，必须依靠其他动力形式，如超燃冲压发动机、火箭发动机、超声速强预冷发动机等，或与其他动力形式形成组合动力。
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喷气发动机，采用液氢或碳氢燃料，可在马赫数6-25、飞行高度30～60公里的范围内工作。与火箭发动机相比，这种发动机无需自带氧化剂，使有效载荷大大增加，可作为高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器、可重复使用的空间发射器和单级入轨的空天飞机的动力装置。
为了兼顾安全性、经济性和作战效能的综合要求，高超声速飞行器的飞行范围十分宽广，这就要求其动力装置在如此宽广的飞行包线内长航程、重复使用中能够稳定可靠地工作，目前任何一种单一类型的发动机都不能满足上述要求，必须发展组合动力。组合推进系统主要分为三大类：涡轮基组合循环（TBCC），也称作涡轮冲压组合发动机；火箭基组合循环（RBCC），也称作火箭冲压组合发动机；以及RBCC/TBCC集成循环。其中TBCC和RBCC是最有希望的高超声速组合动力形式。
在超声速飞行过程中，随着飞行马赫数提高，发动机进气滞止温度不断增大，在M数为5时，进气温度高达1315K，这导致压气机难以正常工作，燃烧室加热量降低，以及严峻的材料问题。以尽量小的发动机重量增加为代价，实现对来流气流的预先冷却，保证进气温度降低到发动机能正常工作的温度，是解决这些问题的有效途径。英国最近发展了一种紧凑快速强换热器，并成功进行了地面试验验证。该换热器可用于单级入轨航天器的“军刀”（sabre）动力方案和用于高超声速飞行器的“弯刀”（scimitar）动力方案，实际上就是超声速强预冷发动机
采用超燃冲压发动机的高超声速飞行器想象图
涡扇/冲压组合发动机（TBCC）示意图
“弯刀”scimitar发动机示意图
（36）：新概念发动机和新能源发动机必将登上历史舞台
新概念发动机主要包括脉冲爆震发动机、特种用途发动机、冲压转子发动机，以及波转子发动机、激波聚焦起爆爆震发动机、离子发动机或等离子体发动机等。
脉冲爆震发动机是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机，包括吸气式脉冲爆震发动机（PDE）和脉冲爆震火箭发动机（PDRE）两种类型。理论计算认为，这种发动机的性能明显高于带加力的涡轮风扇发动机，当置于发动机外涵的PDE以100Hz的频率工作时，发动机的推力、耗油率和单位推力都比普通带加力燃烧室的发动机改善一倍。
特种用途发动机主要是指微型无人机用的超微型发动机，包括微型活塞式柴油发动机、以燃油或氢为燃料的微型涡喷发动机、微型线性电动机等。这些微型动力大多基于微机电技术(MEMS)、纳米技术、量子技术制造，其共同特点是小巧紧凑，功率密度大，转速高，重量一般不超过10克，尺寸在几毫米至十几毫米之间，功率为几瓦至数十瓦（推力十几克），主要装备尺寸在15厘米以下的各种微型飞行器，广泛用于远距离传感、通信中继、电子干扰、检测生化武器以及近距离作战等。
冲压转子发动机是一种集冲压发动机技术和燃气涡轮发动机技术为一体的新概念发动机。冲压转子发动机本质上是绕发动机轴旋转的冲压发动机，由于高速旋转，使气流以相对马赫数2到3的速度进入冲压转子，经激波压缩过程转变为亚声速，燃烧后加热，在其后的收敛-扩散形拉瓦尔喷管中再次膨胀加速，并以超声速喷出，所以冲压转子本身既是压气机又是燃烧室同时又是涡轮，从而大大简化了发动机的结构。
航空工程师们正在不断探索、试验寻求航空煤油以外的能源作为飞行器用的能源，例如太阳能、核能等，它能使飞行器长期在空中飞行，以该类能源为动力的飞行器可以实现不着陆的长期不间断巡航飞行，人员与物资的转运、补充则通过短距转运飞行器实施，从而可形成重要城市及洲际的环球定期航班，并可作为高空无限航时的侦察、通信中继、环境监测、气象观察等军民用飞行器的动力装置，可部分代替卫星的功能。另外还有些能源具有环保低污染或无污染、储量充足、可再生等特点，如氢、天然气、燃料电池、微波、激光动力、航空生物燃料等。新能源发动机必将在21世纪的航空动力技术上占据重要的一席之地。
旋转阀多燃烧室脉冲爆震发动机结构示意图
采用超微型发动机的微型飞行器
太阳能无人机
电脑