发动机主要性能指标

一般特征类型:有后燃器涡轮扇发动机

组成部件压缩器:双轴式压缩器，4级扇叶和9个压缩段

旁通比:0.49:1

飞行表现推力:

军用推力: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)

总压缩比:20:1

涡前温度:1,407 °C (2,565 °F)

燃料消耗:

军用推力: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)

反应时间:从空转到最大后燃推力共需4秒

1.涡轮喷气发动机（主要用于战斗，以及超音速客机，例如协和号）；

2.涡轮风扇发动机（主要用于民用喷气式飞机和轰炸机、预警机等，是应用最为广泛的涡轮发动机） 3.涡轮螺旋桨发动机（主要用于螺旋桨飞机，很多旧型号的活塞式螺旋桨发动机后来都经改造安装上了涡桨发动机从而延长了飞行寿命）；

4.涡轮轴发动机（主要用于直升机）

5.此外还有螺旋桨及风扇组合的浆扇发动机。

从喷气推进方式来讲，还有：

冲压喷气发动机（主要用于导弹和靶机），采用间歇燃烧原理的脉冲喷气发动机，以及不同类型组合的发动机，如涡轮/冲压喷气发动机。

经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。主要包括普通超燃冲压发动机、亚燃/超燃双模态冲压发动机、亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机、吸气式预燃室超燃冲压发动机、引射超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机和超燃组合发动机等。其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型。

亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机的飞行M数低于6时，在超燃冲压发动机的进气道内产生正激波，实现亚声速燃烧;当M数大于6时，实现超声速燃烧，使超燃冲压发动机的M数下限降到3，扩展了超燃冲压发动机的工作范围。 目前，美国、俄罗斯都研究了这种类型的发动机，俄罗斯多次飞行试验的超燃冲压发动机就是这种类型的发动机。NASA即将进行飞行试验的也是这种类型的发动机。这种超燃冲压发动机可用于高超声速的巡航导弹、无人驾驶飞机和有人驾驶飞机。

对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，当发动机在M3~4.5范围工作时，会发生燃料不易着火的问题，为解决这一问题。人们提出了亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分:一部分引导部分来流进入亚声速燃烧室，另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。突扩的亚声速燃烧室起超燃燃烧室点火源的作用，使低M数下，燃料的热量得以有效释放。由于亚燃预燃室以富油方式工作，不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室-进气道不稳定性。这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。

尽管超燃冲压发动机有许多优势，是高超声速飞行器的最佳吸气式动力，但它不能独立完成从起飞到高超声速飞行的全过程，因此人们提出了组合式动力的概念。早在50年代对超燃冲压概念进行论证时，人们就提出了以超燃冲压为主的组合式动力的方案，这种方案的M数范围是0~15甚至25。用于可在地面起降的有人驾驶空天飞机。至今，已经研究过的组合式超燃冲压发动机类型很多，包括涡轮/亚燃/超燃冲压、火箭/超燃冲压等。这种发动机将成为21世纪从地面起降的空天飞机的动力。