航空燃气涡轮发动机
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sfc 3600G f F 3600G f Ga Fs
Hu f Ga qs G
Hu为燃油的热值（kJ/kg）
qs
Fs c0
0
3600c0 sfc Hu 0
sfc与总效率、飞行速度有关
（三）使用性能指标
发动机的可靠性 起动迅速可靠 从静止加速到慢车状态的过程 加速性 从慢车加速到最大转速所需的时间 发动机的寿命 第一次翻修或两次大修的工作时数 维护的繁简程度
燃气涡轮喷气发动机的理想化条件
假设工质完成的是一个封闭的热力循环 略去压缩与膨胀过程中工质与各部件之间的热量交换, 忽
略实际过程中的摩擦, 假设在燃烧室中进行的燃油燃烧释 放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程, 并且忽略由流动阻力和加热所引起的压力降低, 从而用定 压加热过程代替之 喷入的燃油的质量忽略不计, 而且假定工质是定质量的定 比热容的完全气体 喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
对燃气发生器所获得的机械能进行不同的分配，就形
成不同型式的发动机； 涡桨发动机的螺旋桨，涡扇发动机的风扇，涡轴发动 机的悬翼的躯动力都来自燃气发生器。
燃气涡轮发动机其他分类（P54） 民航方面的情况(p54) 应用最广泛的是涡轮风扇发动机。
第二节 涡轮喷气发动机的工作过程
组成 ：进气道，压气机，燃烧室，涡轮，喷管。 进气道：将足够的空气量, 以最小的流动损失顺利
结构简单,重量轻, 推力大, 推进效率高
在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的
增加而增加
（2）涡轮风扇发动机（Spey，JT8D，CFM56）
涵道比：
外涵道空气流量/内涵道空气流量
高涵道比涡扇发动机
三叉戟飞机（装备三台Spey）
CFM56涡扇发动机
低涵道比涡扇发动机
涡轮风扇发动机
4、单位迎面推力FA 定义：发动机推力/发动机最大迎风面积 最大迎风面积相同时，FA越大，推力F越大 推力F相同时，FA越大，发动机迎风面积越小
（二）经济性能指标
1、燃油消耗量Gf（单位kg/s，kg/h） 定义：单位时间内所消耗的燃油量 推力相同时，Gf越小越好 2、单位燃油消耗率sfc(单位kg/h N,kg/h daN ) 定义：产生一牛顿推力每小时所消耗的燃油量
而 p1 = p4 ，p2 = p3 代入上式，得：
T1 T4 T2 T3 T3 T4 T2 T1
T1 1 1 1 1 k 1 k 1 T2 p ( 2) k k p1
代入得： T 1
为工质被压缩后的压力p2与压缩前的压力p1的比值， 并称为增压比。
布莱顿循环
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以
它在低亚音速飞行时的经济性较好 适用于低空低速的运输机和民航机
涡轮螺旋浆发动机特点： 推力主要靠螺旋浆产生的拉力，燃气中剩 下的很少能量在尾喷管中膨胀，产生一小部 分推力（约10％）
（4）涡轮轴发动机（米-8）
二、推进功率和推进效率
假设：飞机等速平飞 推进功率： Np F 0 C
发动机在热力循环中 产生的功率 2 2 c5 c0 N Ga L Ga 2
L－－每公斤气流的循环功
推进效率
FC0 p 2 2 C5 C0 Ga 2
2 p 1 c5 / c0
C5/C0 越大，推进效率越小
由进气道,风扇,低压压气机,高压压气机,燃烧室,
高压涡轮,低压涡轮和喷管组成 涡扇发动机推力：
内、外涵道气流反作用力的总和。
优点： 燃料使用效率高，噪声小，能获得较大加力比。
（3）涡轮螺旋浆发动机(运7，安-24，ATR)
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还
安排了一个减速器 涡轮螺旋桨发动机的工作原理
三、总效率
定义：加入燃烧室的燃油完全燃烧时放出的 热量，有多少转变为推进功。
F 0 c 0 Ga s q
qs－－每公斤空气所提供的热量
总效率（0.20~0.30） ＝ 热效率（0.25~0.4）×推进效率（0.50~0.75） 提高总效率的措施： 提高热效率，如提高压气机增压比，涡轮前 燃气温度； 提高推进效率，减小C5和C0之间的差值。
气流在进气道、压气机压缩过程中的流动损失
气流在燃烧室中有流动损失和加热过程中的热
阻损失，压力下降。 气流膨胀过程中有流动损失。 定压放热过程只有热损失，没有流动损失，所 以，实际的放热过程与理想循环的放热过程相 同。
摩擦降低了总压，热阻损失降低了总温
第三节 涡轮喷气发动机推力和 效率（*）
使循环功达到最大值时的增压比称为最佳增压比
用机械能的形式表示
c c L LT Lk 2 2
c c L 2 2
2 5 2 0
2 5
2 0
Lk 、LT分别表示压气机的压缩功和涡轮的膨胀功。 对于涡轮喷气发动机，两者相等，所以有：
发动机涡轮前温度越高，循环功越大，排气速度 越大
发动机在实际工作过程中的损失
0 01 01 5
内推力
F Gg C5 Ga C0 ( P P ) A5 5 0
当燃气在喷管中 完全膨胀时 忽略流量差别时
F Gg C5 Ga C0
F Ga (C5 C0 )
涡喷发动机的推力分布
推力的分布
由图可以看出 进气道，压气机，燃烧室产生的力是向前 的； 涡轮，喷管产生的力是向后的。 向前的力减去向后的力就等于推力。 其中以压气机产生的力所占的比例最大。
涡轮轴发动机
燃气发生器后的燃气可用能全部用于驱动动力涡
轮而不在喷管内膨胀产生推力 动力涡轮轴上输出的功率可以用来带动直升机的 旋翼
涡轮轴发动机与涡桨发动机的不同之处 ： 燃气几乎全部在动力涡轮中膨胀，由尾喷 管排出时，气流速度较低。
小
结
燃气发生器 压气机, 燃烧室, 涡轮 产生高温高压燃气 又称为发动机的核心机 核心机 它完成了发动机将热能转变为机械能的工作；
布莱顿循环的理想循环效率为：
w0 q2 T4 T1 T 1 1 q1 q1 T3 T2
改写为：
1) T4 T1 T1 T 1 1 T T3 T2 T2 ( 3 1) T2 T T1 ( 4
因为１－２和３－４为绝热过程，所以：
T1 p1 kk 1 ( ) T2 p2 T4 p4 kk 1 ( ) T3 p3
地引入压气机。 压气机：通过高速旋转的叶片对空气作功, 压缩空 气, 提高空气的压力。 燃烧室：高压空气和燃油混合, 燃烧, 将化学能转变 为热能, 形成高温高压的燃气。 涡轮：高温高压的燃气在涡轮内膨胀, 向外输出功, 去带动压气机。 喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
一、涡轮喷气发动机的理想循环
当C0＝0，没有推进功
当C5＝C0，效率为1，但F为零
发动机损失的能量：
2 2 c5 c0 N N p Ga Ga (c5 c0 )c0 2
每公斤气流损失的能量：
c c (c5 c0 ) (c5 c0 )c0 2 2
2 5 2 0 2
排气速度与飞行速度相差越大，动能损失越多
1kg工质所作的循环功（加热量与放热量之 差）：
L C p [T (1
* 3
1
k 1 k
) T0 (
k 1 k
1)]
T
* 3
越大，表示涡轮前的温度越高， 循环功越大，热效应越高。
循环的热效率
1
1
k 1 k
（发动机增压比 P
* 2
/ P0）越高，热效率越高
发动机发出的功率与飞行速度和排气速度的平均值 有关。
2、单位推力FLeabharlann Baidu 定义：发动机推力/发动机空气流量（单位 N s/kg，dN s/kg）
Fs F / Ga
表示每公斤空气每秒所产生的推力 流量相同，单位推力越大，发动机 推力越大
3、推重比Fw 定义：发动机地面最大工作状态下的推力/发动 机的净重 涡喷发动机推重比为3.5~4 涡轮风扇发动机推重比达8以上
四、沿流程参数变化
第四节 涡轮喷气发动机的性能指 标和基本要求
一、涡轮喷气发动机的性能指标
（一）推力性能指标 1、推力F（最主要指标，单位N，英磅） 推力和发动机功率之间的关系： 2 2 c5 c0 N Ga 2
F Ga (c5 c0 ) N F (c5 c0 ) / 2
冲压式发动机：在起飞时推力为零，低速时性能不好
脉冲式发动机：空气和燃料间歇地供入燃烧室， 靠燃烧压缩工质
2、燃气涡轮发动机
燃气涡轮发动机的四种基本类型： 涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺旋浆发动机 涡轮轴发动机
（1）涡轮喷气发动机（涡喷6，涡喷7）
歼六战斗机（装备两台涡喷6）
涡轮喷气发动机结构 特点：涡轮只带动压气机压缩空气，发动机的 全部推力来自喷出气流的反作用力。
燃气涡轮喷气发动机
燃气发生器后的燃气可用能全部用来在喷管内继
续膨胀, 加速燃气, 提高燃气的速度, 使燃气以较 高的速度喷出, 产生推力。 航空燃气涡轮喷气发动机既是热机又是推进器 与航空活塞发动机相比
热效率：在循环中加热量有多少转变为机械功。
影响喷气发动机实际循环热效率的因素有三个, 它们是: 加热比Δ 、增压比π 、压气机效率和涡轮效率。 加热比Δ , (涡轮前温度或涡轮前燃气总温): 随着加热比Δ , 或 涡轮前温度,的提高, 热效率也增大。 增压比π : 增压比π 的提高, 实际循环的热效率增大,当增压比 π 等于最经济增压比时, 实际循环热效率达到最大,以后再提高 增压比, 实际循环的热效率η t反而下降。 压气机效率和涡轮效率: 压气机效率和涡轮效率增大,热效率也 提高。
第三章 航空燃气涡轮发动机概述
航空燃气涡轮发动机简介 涡轮喷气发动机的工作过程 涡轮喷气发动机推力和效率 涡轮喷气发动机的性能指标和基本要求 涡轮喷气发动机的演变和各种燃气涡轮发动机 适用范围
第一节 航空燃气涡轮发动机简介
喷气发动机的分类
发动机：将燃油燃烧释放出的热能转变为机械 能的装置 喷气发动机：把燃料的化学能转化为发动机高 速喷出燃气的动能，从而获得反作用力，推 进飞行器飞行的发动机。
布莱顿循环
布莱顿循环由绝热压缩过程 1-2、等压加热过程2-3、绝 热膨胀过程3-4和等压放热过 程4-1组成。由于这个循环在 等压加热，故也称为等压加 热循环。涡轮喷气发动机和 冲压喷气发动机的理想循环 就是布莱顿循环。
在等压加热过程2-3中，加给工质的热量为： q1= Cp(T3 - T2) 在等压放热过程4-1中，工质放出的热量为： q2= Cp(T4 - T1) 由于理想循环 w0 = q1- q2 所以，布莱顿循环的理想循环作功为： w0 = Cp(T3- T2)- Cp(T4- T1) 式中：T1、T2、T3、T4分别为工质状态 1、2、3、4时的温度。
（一）火箭发动机
特点：
自己携带燃料和氧化剂，靠燃烧压缩工质。
分类： 固体燃料、液体燃料、混合燃料
（二）空气喷气发动机
空气喷气发动机：利用空气中的氧气与燃料进 行混合燃烧，作为工质的动力装置。 分类：无压气机的发动机 燃气涡轮发动机（有压气机的发动机）
1、无压气机的发动机
分类：冲压式发动机、脉冲式发动机。
二、基本要求
推重比高，单位迎风面积小
同等推力时，发动机尺寸小，重量轻。 同等推力时，发动机迎风面积小，阻力小。
单位燃油消耗率低
可靠性好
工作稳定性、结构完整性、寿命 事故率：每十万（百万）工作小时的故障次数 提前拆换率：不到寿命而提前返修的台数/总台数
一、推力的产生
气流流过发动机时，发动机的内壁及各部件对气体 施加作用力，使其动量发生变化，而气体必然同时 给予发动机及各部件以反作用力。这些反作用力在 轴向分力的合力，即推力。 推力：提供给飞机，克服飞机前进阻力或使飞机加 速而作功的力。 有效推力＝发动机内推力 － 短舱的阻力
有效推力
Fef Gg C5 Ga C0 ( P P ) A5 5 0 ( P P )dA ( P P )dA D f 0 0
Hu f Ga qs G
Hu为燃油的热值（kJ/kg）
qs
Fs c0
0
3600c0 sfc Hu 0
sfc与总效率、飞行速度有关
（三）使用性能指标
发动机的可靠性 起动迅速可靠 从静止加速到慢车状态的过程 加速性 从慢车加速到最大转速所需的时间 发动机的寿命 第一次翻修或两次大修的工作时数 维护的繁简程度
燃气涡轮喷气发动机的理想化条件
假设工质完成的是一个封闭的热力循环 略去压缩与膨胀过程中工质与各部件之间的热量交换, 忽
略实际过程中的摩擦, 假设在燃烧室中进行的燃油燃烧释 放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程, 并且忽略由流动阻力和加热所引起的压力降低, 从而用定 压加热过程代替之 喷入的燃油的质量忽略不计, 而且假定工质是定质量的定 比热容的完全气体 喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
对燃气发生器所获得的机械能进行不同的分配，就形
成不同型式的发动机； 涡桨发动机的螺旋桨，涡扇发动机的风扇，涡轴发动 机的悬翼的躯动力都来自燃气发生器。
燃气涡轮发动机其他分类（P54） 民航方面的情况(p54) 应用最广泛的是涡轮风扇发动机。
第二节 涡轮喷气发动机的工作过程
组成 ：进气道，压气机，燃烧室，涡轮，喷管。 进气道：将足够的空气量, 以最小的流动损失顺利
结构简单,重量轻, 推力大, 推进效率高
在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的
增加而增加
（2）涡轮风扇发动机（Spey，JT8D，CFM56）
涵道比：
外涵道空气流量/内涵道空气流量
高涵道比涡扇发动机
三叉戟飞机（装备三台Spey）
CFM56涡扇发动机
低涵道比涡扇发动机
涡轮风扇发动机
4、单位迎面推力FA 定义：发动机推力/发动机最大迎风面积 最大迎风面积相同时，FA越大，推力F越大 推力F相同时，FA越大，发动机迎风面积越小
（二）经济性能指标
1、燃油消耗量Gf（单位kg/s，kg/h） 定义：单位时间内所消耗的燃油量 推力相同时，Gf越小越好 2、单位燃油消耗率sfc(单位kg/h N,kg/h daN ) 定义：产生一牛顿推力每小时所消耗的燃油量
而 p1 = p4 ，p2 = p3 代入上式，得：
T1 T4 T2 T3 T3 T4 T2 T1
T1 1 1 1 1 k 1 k 1 T2 p ( 2) k k p1
代入得： T 1
为工质被压缩后的压力p2与压缩前的压力p1的比值， 并称为增压比。
布莱顿循环
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以
它在低亚音速飞行时的经济性较好 适用于低空低速的运输机和民航机
涡轮螺旋浆发动机特点： 推力主要靠螺旋浆产生的拉力，燃气中剩 下的很少能量在尾喷管中膨胀，产生一小部 分推力（约10％）
（4）涡轮轴发动机（米-8）
二、推进功率和推进效率
假设：飞机等速平飞 推进功率： Np F 0 C
发动机在热力循环中 产生的功率 2 2 c5 c0 N Ga L Ga 2
L－－每公斤气流的循环功
推进效率
FC0 p 2 2 C5 C0 Ga 2
2 p 1 c5 / c0
C5/C0 越大，推进效率越小
由进气道,风扇,低压压气机,高压压气机,燃烧室,
高压涡轮,低压涡轮和喷管组成 涡扇发动机推力：
内、外涵道气流反作用力的总和。
优点： 燃料使用效率高，噪声小，能获得较大加力比。
（3）涡轮螺旋浆发动机(运7，安-24，ATR)
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还
安排了一个减速器 涡轮螺旋桨发动机的工作原理
三、总效率
定义：加入燃烧室的燃油完全燃烧时放出的 热量，有多少转变为推进功。
F 0 c 0 Ga s q
qs－－每公斤空气所提供的热量
总效率（0.20~0.30） ＝ 热效率（0.25~0.4）×推进效率（0.50~0.75） 提高总效率的措施： 提高热效率，如提高压气机增压比，涡轮前 燃气温度； 提高推进效率，减小C5和C0之间的差值。
气流在进气道、压气机压缩过程中的流动损失
气流在燃烧室中有流动损失和加热过程中的热
阻损失，压力下降。 气流膨胀过程中有流动损失。 定压放热过程只有热损失，没有流动损失，所 以，实际的放热过程与理想循环的放热过程相 同。
摩擦降低了总压，热阻损失降低了总温
第三节 涡轮喷气发动机推力和 效率（*）
使循环功达到最大值时的增压比称为最佳增压比
用机械能的形式表示
c c L LT Lk 2 2
c c L 2 2
2 5 2 0
2 5
2 0
Lk 、LT分别表示压气机的压缩功和涡轮的膨胀功。 对于涡轮喷气发动机，两者相等，所以有：
发动机涡轮前温度越高，循环功越大，排气速度 越大
发动机在实际工作过程中的损失
0 01 01 5
内推力
F Gg C5 Ga C0 ( P P ) A5 5 0
当燃气在喷管中 完全膨胀时 忽略流量差别时
F Gg C5 Ga C0
F Ga (C5 C0 )
涡喷发动机的推力分布
推力的分布
由图可以看出 进气道，压气机，燃烧室产生的力是向前 的； 涡轮，喷管产生的力是向后的。 向前的力减去向后的力就等于推力。 其中以压气机产生的力所占的比例最大。
涡轮轴发动机
燃气发生器后的燃气可用能全部用于驱动动力涡
轮而不在喷管内膨胀产生推力 动力涡轮轴上输出的功率可以用来带动直升机的 旋翼
涡轮轴发动机与涡桨发动机的不同之处 ： 燃气几乎全部在动力涡轮中膨胀，由尾喷 管排出时，气流速度较低。
小
结
燃气发生器 压气机, 燃烧室, 涡轮 产生高温高压燃气 又称为发动机的核心机 核心机 它完成了发动机将热能转变为机械能的工作；
布莱顿循环的理想循环效率为：
w0 q2 T4 T1 T 1 1 q1 q1 T3 T2
改写为：
1) T4 T1 T1 T 1 1 T T3 T2 T2 ( 3 1) T2 T T1 ( 4
因为１－２和３－４为绝热过程，所以：
T1 p1 kk 1 ( ) T2 p2 T4 p4 kk 1 ( ) T3 p3
地引入压气机。 压气机：通过高速旋转的叶片对空气作功, 压缩空 气, 提高空气的压力。 燃烧室：高压空气和燃油混合, 燃烧, 将化学能转变 为热能, 形成高温高压的燃气。 涡轮：高温高压的燃气在涡轮内膨胀, 向外输出功, 去带动压气机。 喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
一、涡轮喷气发动机的理想循环
当C0＝0，没有推进功
当C5＝C0，效率为1，但F为零
发动机损失的能量：
2 2 c5 c0 N N p Ga Ga (c5 c0 )c0 2
每公斤气流损失的能量：
c c (c5 c0 ) (c5 c0 )c0 2 2
2 5 2 0 2
排气速度与飞行速度相差越大，动能损失越多
1kg工质所作的循环功（加热量与放热量之 差）：
L C p [T (1
* 3
1
k 1 k
) T0 (
k 1 k
1)]
T
* 3
越大，表示涡轮前的温度越高， 循环功越大，热效应越高。
循环的热效率
1
1
k 1 k
（发动机增压比 P
* 2
/ P0）越高，热效率越高
发动机发出的功率与飞行速度和排气速度的平均值 有关。
2、单位推力FLeabharlann Baidu 定义：发动机推力/发动机空气流量（单位 N s/kg，dN s/kg）
Fs F / Ga
表示每公斤空气每秒所产生的推力 流量相同，单位推力越大，发动机 推力越大
3、推重比Fw 定义：发动机地面最大工作状态下的推力/发动 机的净重 涡喷发动机推重比为3.5~4 涡轮风扇发动机推重比达8以上
四、沿流程参数变化
第四节 涡轮喷气发动机的性能指 标和基本要求
一、涡轮喷气发动机的性能指标
（一）推力性能指标 1、推力F（最主要指标，单位N，英磅） 推力和发动机功率之间的关系： 2 2 c5 c0 N Ga 2
F Ga (c5 c0 ) N F (c5 c0 ) / 2
冲压式发动机：在起飞时推力为零，低速时性能不好
脉冲式发动机：空气和燃料间歇地供入燃烧室， 靠燃烧压缩工质
2、燃气涡轮发动机
燃气涡轮发动机的四种基本类型： 涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺旋浆发动机 涡轮轴发动机
（1）涡轮喷气发动机（涡喷6，涡喷7）
歼六战斗机（装备两台涡喷6）
涡轮喷气发动机结构 特点：涡轮只带动压气机压缩空气，发动机的 全部推力来自喷出气流的反作用力。
燃气涡轮喷气发动机
燃气发生器后的燃气可用能全部用来在喷管内继
续膨胀, 加速燃气, 提高燃气的速度, 使燃气以较 高的速度喷出, 产生推力。 航空燃气涡轮喷气发动机既是热机又是推进器 与航空活塞发动机相比
热效率：在循环中加热量有多少转变为机械功。
影响喷气发动机实际循环热效率的因素有三个, 它们是: 加热比Δ 、增压比π 、压气机效率和涡轮效率。 加热比Δ , (涡轮前温度或涡轮前燃气总温): 随着加热比Δ , 或 涡轮前温度,的提高, 热效率也增大。 增压比π : 增压比π 的提高, 实际循环的热效率增大,当增压比 π 等于最经济增压比时, 实际循环热效率达到最大,以后再提高 增压比, 实际循环的热效率η t反而下降。 压气机效率和涡轮效率: 压气机效率和涡轮效率增大,热效率也 提高。
第三章 航空燃气涡轮发动机概述
航空燃气涡轮发动机简介 涡轮喷气发动机的工作过程 涡轮喷气发动机推力和效率 涡轮喷气发动机的性能指标和基本要求 涡轮喷气发动机的演变和各种燃气涡轮发动机 适用范围
第一节 航空燃气涡轮发动机简介
喷气发动机的分类
发动机：将燃油燃烧释放出的热能转变为机械 能的装置 喷气发动机：把燃料的化学能转化为发动机高 速喷出燃气的动能，从而获得反作用力，推 进飞行器飞行的发动机。
布莱顿循环
布莱顿循环由绝热压缩过程 1-2、等压加热过程2-3、绝 热膨胀过程3-4和等压放热过 程4-1组成。由于这个循环在 等压加热，故也称为等压加 热循环。涡轮喷气发动机和 冲压喷气发动机的理想循环 就是布莱顿循环。
在等压加热过程2-3中，加给工质的热量为： q1= Cp(T3 - T2) 在等压放热过程4-1中，工质放出的热量为： q2= Cp(T4 - T1) 由于理想循环 w0 = q1- q2 所以，布莱顿循环的理想循环作功为： w0 = Cp(T3- T2)- Cp(T4- T1) 式中：T1、T2、T3、T4分别为工质状态 1、2、3、4时的温度。
（一）火箭发动机
特点：
自己携带燃料和氧化剂，靠燃烧压缩工质。
分类： 固体燃料、液体燃料、混合燃料
（二）空气喷气发动机
空气喷气发动机：利用空气中的氧气与燃料进 行混合燃烧，作为工质的动力装置。 分类：无压气机的发动机 燃气涡轮发动机（有压气机的发动机）
1、无压气机的发动机
分类：冲压式发动机、脉冲式发动机。
二、基本要求
推重比高，单位迎风面积小
同等推力时，发动机尺寸小，重量轻。 同等推力时，发动机迎风面积小，阻力小。
单位燃油消耗率低
可靠性好
工作稳定性、结构完整性、寿命 事故率：每十万（百万）工作小时的故障次数 提前拆换率：不到寿命而提前返修的台数/总台数
一、推力的产生
气流流过发动机时，发动机的内壁及各部件对气体 施加作用力，使其动量发生变化，而气体必然同时 给予发动机及各部件以反作用力。这些反作用力在 轴向分力的合力，即推力。 推力：提供给飞机，克服飞机前进阻力或使飞机加 速而作功的力。 有效推力＝发动机内推力 － 短舱的阻力
有效推力
Fef Gg C5 Ga C0 ( P P ) A5 5 0 ( P P )dA ( P P )dA D f 0 0