涡轮喷气发动机

涡轮喷气发动机（Turbojet Engine）又称涡喷发动机，是在单个流道内靠发动机喷出的高速燃气产生反作用推力的燃气涡轮发动机。燃料在其内经过恒压燃烧后放出大量高温燃气来推动涡轮旋转，并依赖燃气流产生推力，通常可用作航空飞行器的动力。涡喷发动机去掉尾喷管并适当改进后，加装动力涡轮，可用于发电和舰船推进装置等。^{[1][2][5][6][4]}

1937年4月，英国的弗兰克·惠特尔研制成功WU涡喷气发动机。1939年8月27日，德国的奥海因研制出HeS3涡喷发动机装备He.178首飞成为世界上第一架涡轮喷气式飞机。至20世纪50年代，涡喷发动机使战斗机顺利突破“声障”进入超声速飞行时代。1957年8月14日，涡喷发动机开始应用于民航机。^[7][8]

涡喷发动机既是热机，又是推进器。按压气机类型可分为离心式和轴流式，按发动机转子结构可分为单转子和双转子。其基本构造由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。20世纪40年代开始，涡喷发动机在航空器各领域获得广泛应用。大部分军用战斗机、轰炸机、运输机和侦察机以及民航机、个别型号反舰导弹、靶机选用涡喷发动机。从20世纪60年代起，因涡喷发动机装备战斗机航程短、作战半径小以及经济性差等缺点，逐步被涡扇发动机取代。目前涡喷发动机在现役战斗机中还占有一定比例，个别型号涡喷发动机用于巡航导弹、无人机。^{[2][3][9][10]}

1913年，法国工程师雷恩·罗兰获得第一个喷气发动机专利，属无压气机式空气喷气发动机。^[10]

1930年，英国人弗兰克 · 惠特尔爵士（Sir Frank Whittle）发明有压气机的空气喷气发动机并申请专利。同一时期德国人汉斯·冯·奥海因也有同类发明。^[10]

1937年4月，英国的弗兰克·惠特尔研制成功WU涡喷发动机。1939年，惠特尔研制出英国第一台可连续运转的WI型涡喷发动机，随后改型成WII型涡喷发动机。英国第一架喷气式飞机由格罗斯特公司的卡特(J.Carter)设计，命名E.28/39。^[7]

1939年8月27日，德国试飞员瓦西茨(EWarsitz)驾驶装有由奥海因研制的HeS3涡喷发动机的亨克尔He.178首飞，He.178成为世界上第一架涡轮喷气式飞机。^[7]

1941年4月，A.M留里卡研制出苏联第一台涡喷发动机样机(RD~1)。^[11]

1941年5月15日，格罗斯特公司首席试飞员萨伊尔(G.Sayer)驾驶装有WI型涡喷发动机的英国第一架喷气式飞机E.28/39首飞。^[7]

1942年，德国首次在第二次世界大战中应用装有两台“尤莫”涡喷发动机的梅塞施米特Me-262喷气战斗机。其最大飞行速度960km/h，装4门机炮。^[7]

1946年，英国涡喷发动机动力战斗机“流星”IV创造975km/h的速度记录。^[7]

二次世界大战后，英、美、苏三国纷纷研制出以涡喷发动机为动力的喷气式战斗机，典型的飞机有美国的F-80（J33涡喷发动机）、F-86、霍克“海鹰”，苏联的米格-15等。^[7]

1946~1947年，苏联克里莫夫发动机设计局在RD-45基础上研制推力2000多千克力的VK-1离心式涡喷发动机。1949年通过国家鉴定试验，成为苏联第一种大批量生产涡喷发动机。^[11]

1947年，涡喷发动机首次使用于摩托炮艇。^[2]

1947年3月，苏联留里卡发动机设计局研制出第一种轴流式涡喷发动机TR-1，推力1330daN，用于苏-11和伊尔-22。后通过不断改进改型研制出AL-3和AL-5发动机。^[11]

1949年，第一架喷气运输机“彗星号”首飞。^[7]

1952年，英国装有四台涡喷发动机的“彗星”旅客机开办伦敦至南非的航空营运业务。^[10]

1953年，美国洛克希德F-104战斗机首飞，最大M数^[注1]2.2。^[7]

1953年，苏联米库林发动机设计局研制出推力1960daN、推重比45kgf/kg的AM-5，用于雅克-25双发巡逻截击机。同年，米库林发动机设计局研制出不加力推力达8600daN的RD-3(AM-3)，用于双发轰炸机。^[11]

1953年5月25日，美国研制的世界上第一架配装涡喷发动机的超声速战斗机F-100创造1215km/h的飞行速度纪录。^[11]

1953年，带加力燃烧室涡喷发动机的超声速战斗机出现，英国的霍克“猎人”超声速喷气式战斗机，两次打破世界飞行速度纪录。英国的费尔雷F.D.2高速三角机翼研究机，是第一种装有带加力燃烧室的涡喷发动机(“埃汶”涡喷发动机)，飞行速度超过2100km/h。^[7]

1954年，配装RD-9B加力式涡喷发动机的苏联第一种超声速战斗机米格-19进入批量生产，速度1450km/h，成为世界上最早踏入实用化阶段的超声速军用飞机之一。^[11]

1955年，美国使用8台J57系列双转子涡喷发动机装备B-52重型战略轰炸机。^[10]

1955年，苏联的米格-21首飞，最大M数2.05。1955年10月，瑞典SAAB-35“龙”首飞，最大M数2.0。1956年，法国“幻影”III首飞，最大M数2.2。^[7]

1956年，吴仲华先生在清华大学创办中国第一个燃气轮机专业。1957年，吴仲华教授主持的《燃气轮的研究》获中国科学院二等奖。^[13]

1956年，中国第一种涡喷发动机“涡喷-5”在沈阳航空发动机厂试制成功。其最大推力约26千牛，加力状态推力约37千牛，净重989千克，装配歼5飞机。^[14]

1957年8月14日，涡喷发动机开始应用于民航。苏联的图-104旅客机装两台AM-3涡喷发动机，巡航速度850km/h，最高速度可达1000km/h，从莫斯科到纽约9000km距离飞行时间13h。^[8]

1958年，F-4“鬼怪”式首飞，最大M数2.27。彗星4和波音707开始定期跨越大西洋飞行。^[7]罗·罗公司研制的航空派生型发动机“海神”，首次使用于快速巡逻艇。^[2]

1958~1972年，苏联研制出一系列加力式大推力涡喷发动机如R11F-300(米格-21)、R15-300(米格-25)、R29-300(米格-23)等。^[11]

20世纪60年代中期，中国研制的“涡喷-7”涡喷发动机装配歼7战斗机先后击落入侵的美国高空无人驾驶侦察机20余架。^[7]

1966年，美国SR-71战略侦察机投入使用，最大飞行马赫数3.2，使用升限26.6km，动力采用J58加力式涡喷发动机，最大推力14460daN。^[10]

1975年9月1日，“协和”号客机四次飞越大西洋。英法两国合作研制的“协和”号超声速旅客机采用四台Olympus593加力式涡喷发动机，巡航速度2150km/h，从伦敦到纽约只需三个多小时。^[8]

20世纪80年代中期，北京航空航天大学高歌等教授在中国著名发动机专家宁榥教授指导下发明的“沙丘驻涡火焰稳定器”获得国家发明一等奖。^[15]

2002年，中国自行设计研制具有自主知识产权的“昆仑”涡喷发动机通过国家航空定型委员会批准定型，在第四届珠海航展上正式对外展出。^[7]

采用离心式压气机，结构简单，制造方便，坚固耐用，工作稳定性较好。离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，1941年装有离心式发动机的飞机首飞。早期涡喷发动机大多为离心式。后因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，20世纪50年代后，大中型发动机基本不用离心式。^[4][9]

轴流式诞生于德国，作为第一种实用喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。当今涡喷发动机均为轴流式。^[4]采用轴流式压气机，效率高、增压比大。可分为单转子、双转子发动机。^[9]

即压气机和涡轮共用一根轴，其结构简单，造价低廉。早期的涡喷发动机多为单转子。其缺点是稳定工作范围窄，随着增压比的提高，已被双转子发动机取代。^[9]

有两个仅气动联系、且具同心轴转子的涡喷发动机。将一台高增压比压气机分为两个低增压比压气机即低压压气机、高压压气机，分别由各自涡轮即低压涡轮、高压涡轮带动工作。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。除早期发展的涡喷发动机外，绝大多数涡喷发动机都是双转子发动机。^[9]

涡喷发动机既是热机，又是推进器。作为热机，工作原理为布莱顿循环，将热能转换为机械能，循环功为进出口动能之差；作为推进器，流过发动机的气流动量和压力变化而产生的力，使发动机产生推力以提供动力。^[3]空气从气道进入发动机，经压气机压缩后进入燃烧室与燃料混合燃烧，得到能量和动量的燃气进入涡轮并推动其旋转，使与涡轮同轴的压气机旋转工作；从涡轮流出的燃气经尾喷管膨胀向后高速喷出，^[16]同时带动压气机和涡轮继续旋转以维持工作循环。^[4]

涡喷发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。^[9]

又叫进气扩压器，将自由流空气引入发动机并减速增压。进气道按来流马赫数范围可分为亚声速、超声速和高超声速进气道；按在飞行器上的布局位置不同可分为头部、两侧、腹部和背置进气道；按调节方式不同可分为几何可调和不可调进气道。进气道主要性能参数有：总压恢复系数、流量系数、阻力系数和出口流场畸变指数等。^[9]

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，提高气体压力，为燃烧室提供高压空气。根据气流在压气机中的流动方向可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。^[9]

组成（轴流压气机）

由不旋转的静子和高速旋转的转子组成，静子由机匣及其上静子叶片排组成；转子由多个轮盘、长轴或前后轴颈及轮盘转动叶片组成。^[9]

工作原理

工作叶片高速旋转，使空气受到压缩压强提高加速向后排出进入整流叶片增压，增压后的空气以一定角度流出整流叶片进入下一级工作叶片。^[9]

总增压比

进入发动机的空气经过压气机，其压强提高称为增压比，亦即压气机出口气流压强与其进口气流压强之比。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，系统出口气流压强与其进口气流压强之比称为总增压比。总增压比越高，发动机性能越好(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，先进军用涡喷发动机的总增压比为8~12。^[9]

结构强度

温度低于400°C左右的前几级工作叶片与轮盘均用比重较小的合金来制造，以减轻重量，后几级温度较高，要用能耐高温的合金钢或高温合金。^[9]

喘振

气流在压气机里来回窜动，并以忽大忽小、不稳定的压强和速度从出口流出去。这种不正常的现象称为“喘振”。“喘振”是发动机工作中须极力避免出现的状态。“喘振”时常伴有涡轮前燃气温度突升和放炮声，造成发动机熄火停车，涡轮等热端部件和压气机出口几级叶片超温，甚至损坏发动机。为防止喘振，压气机上设有“防喘”和“消喘”系统。^[15]

引气和功率提取

飞机在飞行过程中需要从压气机引出一定量高压空气，供飞机座舱增压、涡轮叶片等高温零部件冷却以及进气道防冰、除冰使用等。从压气机转子轴通过伞形齿轮输出(提取)一定功率，以带动发动机各附件及发电机和液压泵等工作。^[15]

燃烧室是将从压气机出来的高压空气与燃料混合燃烧的装置。由燃烧室流出的高温高压燃气，用以在燃烧室后的涡轮和尾喷管中膨胀作功。^[15]

组成

燃烧室主要由扩压器、燃油喷嘴、涡流器、火焰筒和燃烧室外套等组成。扩压器使压气机出口的气流流速降低、压强升高，便于组织燃烧；火焰筒是空气与燃油(航空煤油)燃烧的地方。火焰筒头部装有喷入燃油的喷嘴和火焰稳定装置，使气流流速降低并形成回流区，以保持火焰稳定。^[15]

工作原理

由压气机出来的高压空气在火焰筒头部分为两股：一股(约占总空气量的25%)进人火焰筒头部及小孔，与燃油混合燃烧；另一股由燃烧室外套与火焰筒间形成的环形道中向后流动，以冷却火焰筒，然后从火焰筒后孔进入火焰筒内，与燃烧区的第一股燃烧后的高温气流掺混，将燃烧室出口的燃气温度降低到涡轮能承受的温度，并使燃烧室出口温度场均匀，最后流向涡轮。^[15]

类型

燃烧室按气流流动方向可分为直流式和回流式；按燃油喷入方式可分为气动雾化喷嘴式、蒸发管式和预混预蒸发式。按结构特点可分为单管、环管和环形燃烧室。其中单管燃烧室主要早期使用、20世纪50年代末，环管燃烧室逐步替代单管燃烧室、20世纪70年代后，大型发动机多采用环形燃烧室。^[15]

1.单管燃烧室又叫分管燃烧室。一台发动机上一般装8~10个单管燃烧室，均匀安置在发动机机匣外围，位于压气机与涡轮之间。由传焰管连通各燃烧室，传送火焰并均衡各燃烧室压力。单管燃烧室的优点是：燃油与空气易匹配、研制和试验费用低、刚性好、强度大。主要缺点是：燃烧性能差、出口温度场不均匀度大、高空点火性能差、迎风面积大以及结构笨重等。^[15]

2.环管燃烧室又称联管燃烧室。在围绕发动机轴线的两个同心圆机匣(即燃烧室内、外机匣)中，装有10个左右的火焰筒。它的火焰筒类似单管燃烧室的火焰筒，各火焰筒间通过传焰管连通。^[15]

3.环形燃烧室，应用最为广泛的燃烧室。由4个同心圆环组成的：两个围绕发动机轴线的同心圆壳体组成火焰筒，其外壳外围绕一个环形外机匣，内壳里装有一个环形内机匣。火焰简前端装有喷嘴与涡流器。环形燃烧室具有燃气温度高、迎风面积小、流动损失小、高空点火性能好、出口温度场均匀以及长度短、重量轻等优点。不足之处是研制难度大、调试费用高、结构强度和刚性较差。^[15]

涡轮又叫透平。其主要作用是：将燃烧室流出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功率从涡轮轴输出。其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。^[15]

组成

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，分别称作单级涡轮或多级涡轮。涡轮导向器在转子之前，两个叶片间形成的通道呈收敛形，即入口面积比出口面积大，燃气流在收敛通道中流过时，速度提高、压力降低。^[15]

类型

根据工作叶片型面可分为冲击式涡轮和反力式涡轮，航空燃气涡轮发动机采用的是反力式涡轮。^[15]

工作原理

燃气流过工作叶片，方向发生变化且继续膨胀，速度增加而压强、温度降低。涡轮工作叶片受到高速燃气的高速冲击力；同时燃气在叶片通道流动即向后上方加速流出，工作叶片对燃气流作用向上方的力，导致流出的燃气对工作叶片产生向下反作用力。工作叶片在两种力作用下，带动叶片轮盘高速旋转。^[15]

冷却方式

涡轮发出的功率大小与涡轮进口燃气温度、涡轮前后压力之比(又称落压比)成正比。提高涡轮进口燃气温度可提升发动机总体性能，对材料的要求也更高。通常一方面可提高涡轮叶片材料的耐高温性能，另一方面需加强冷却：以采用气冷涡轮，改进叶片内部冷却通道结构和冷却方式来提高冷却效果。早期的涡轮叶片所采用冷却结构有：从上向下开多个圆孔或特型孔，冷却空气由下面的孔引人，再从上面的孔排出，带走部分热量达到降温目的。其冷却效果约为100°C左右。近30年间，通过改进涡轮叶片的冷却结构，采用多种冷却方式如对流、冲击、气膜、发散、层板及复合等，冷却效果提高至约为350~400°C左右。^[15]

叶片材料及制造工艺

材料方面，改进高温合金成分、将镍niè的成分增多并适当添加微量稀有元素，以提高材料的耐高温性能。工艺方面，20世纪60年代，涡轮叶片毛坯制造由锻造改为真空条件下的精密铸造；20世纪70~80年代，由铸造的多晶结构发展为定向结晶结构；现已实现将整个叶片铸成一个晶体，即单晶叶片，可提高叶片的耐高温性能和工作寿命。后期方向包括陶瓷等新材料、新技术的运用等。^[15]

对发动机涡轮气流喷油燃烧，使气流温度升高，从喷口高速喷出，以获得额外推力的装置称为加力燃烧室，又称后燃室或补燃室。采用加力燃烧室是飞机突破声速的主要手段。按加力燃烧室内气流流动的形式，可分为直流式加力和旋流式加力。^[15]

工作原理

在燃烧室中，从压气机出来的高压空气，大约仅四分之一进入火焰筒与喷入的燃油混合燃烧，流出燃烧室的燃气含大量可用氧气，利用这部分氧气再喷入燃油进行补充燃烧，以提高燃气温度，增加燃气能量，加大喷气速度，从而增加发动机的推力。现代超声速战斗机用发动机均带有加力燃烧室，以使飞机在起飞、爬升、加速和机动飞行时短时内获得大推力。民用客机的发动机一般不带加力燃烧室，因为油耗大且热负荷大。“协和”号超声速旅客机的发动机上装有加力燃烧室，主要用于客机突破“声障”，即从亚声速到超声速的过程中增加推力。^[15]

组成

加力燃烧室通常由扩散器、喷油装置、火焰稳定器、点火器、隔热防振屏和加力筒体等组成。^[15]

1.火焰稳定器。在加力燃烧室高速气流中形成回流区用以稳定火焰的装置称为火焰稳定器。自20世纪40年代起结构均为V形槽形式。当高速气流流过V形槽时，由于尾缘气流分离产生低压区，使得稳定器后面形成回流区，充满高温已燃产物，稳定的点火源不断点燃稳定器边缘的新鲜油气混合气，使火焰稳定传播。^[15]

2.振荡燃烧。发动机工作时，加力燃烧室中出现大幅度压力脉动的周期性不稳定现象称为“振荡燃烧”。避免方法有：优化加力燃烧室设计、调整喷嘴与稳定器的距离、抑制振源和加装隔热防振屏等。^[15]

3.隔热防振屏。安装在加力筒体内用以隔热并防止振荡燃烧的多孔薄板筒体称为隔热防振屏。通常由一段或多段筒体所组成，也有用全长隔热防振屏的，其上开有许多1~3毫米的小孔，前段主要起防振作用，后段起隔热作用。^[7]

4.加力比。带加力燃烧室的发动机中，开加力时的推力与不开加力时的最大推力之比称“加力比”。是评定加力燃气涡轮发动机及其加力燃烧室的主要性能指标之一。涡喷发动机中，加力比一般为1.4~1.6。^[7]

即排气喷管，简称喷管。主要作用是将由涡轮流出的，仍有一定能量的燃气膨胀加速，以较大的速度(一般为550~600米/秒)排出发动机，用以产生推力。^[7]

类型

按其流道型面可分为简单收敛型与收敛扩散型；按其出口面积是否可调分为固定喷管和可调喷管；按其流道横截面形状，可分为轴对称型和非轴对称型；按推力方向，可分为常规推力型、转向型、反推力型和推力矢量型；按排气组织可分为引射喷管、分流喷管和整体喷管，按隐身功能又可分为隐身型和非隐身型等。^[7]

1.喷口面积可调的收敛型喷管常用在带加力燃烧室的军用飞机上。^[7]

2.超声速飞机用的带加力燃烧室的燃气涡轮发动机，一般采用收敛~扩散型喷管。^[7]

3.反推力装置多用在旅客机发动机中，以缩短飞机降落时在跑道上的滑跑距离，起到辅助的刹车作用。^[7]

4.20世纪90年代，为了实现第四代战斗机高的敏捷性与短距起飞着陆能力，发展了能改变推力方向的“矢量喷管”。^[7]

发动机附属系统包括燃油系统、滑油系统、调节系统、起动系统等，附件有燃油泵、燃油滤、各种开关和阀门、调节机构和管路、滑油泵、滑油滤、滑油箱、滑油管路、散热器、液压泵、真空泵、发电机等。发动机上设有附件传动机匣，机匣中装有一系列相互啮合的、大小不同的齿轮，由发动机的高压转子轴通过伞形齿轮及传动轴来驱动带动各附件。^[7]

涡喷发动机是热机和推进器二位一体，直接产生作用在飞机上的推力，对飞机做推进功，推力随飞行速度的变化较少，而推进功的大小还取决于飞行速度。一定推力()的发动机相当于多少功率（），与飞行速度（）和排气速度（）的平均值有关，即：。

推力的国际单位制单位是牛(牛顿，符号N)。因“十牛(daN)”与米、千克、秒(m*kg*s)制的力的单位千克接近，故常用“十牛”来表示推力。现有的涡喷发动机的推力从几百“十牛”至一万多“十牛”。^[3]

发动机的推力()与每秒钟流过发动机的空气质量流量（)之比，叫做发动机的单位推力()。其意义是每秒一千克空气质量流量能产生多少牛的推力。单位：N·s/kg，或daN·s/kg。

假定喷管出口，气体达到完全膨胀，则：

排气速度在数量上可表示单位推力。在给定飞行条件、发动机尺寸和重量的情况下，单位推力越大，发动机的推力也就越大。涡喷发动机在地面最大状态工作时的单位推力约为60~75daN·s/kg。^[3]

(式中，一一发动机的重量，daN。表示地面(飞行速度为零)发动机最大工作状态下的推力)

推重比是一个综合性的性能指标，它不仅体现涡喷发动机在气动热力循环方面的设计水平，也体现结构方面的设计水平。^[3]该指标是战斗机用发动机的主要考虑参数。^[7]涡喷发动机在地面时的推重比为3.5~4，加力式涡喷发动机约为5~6。^[3]

单位迎面推力是发动机推力和发动机最大迎风截面积之比，即：（式中：一发动机最大迎风截面积）

当发动机被安装在单独的发动机短舱里时，迎面面积的大小，在一定的飞行条件下，决定发动机短舱的外部阻力大小，直接影响发动机的有效推力。此外，对同一类型的发动机，迎面推力增加间接说明发动机推重比的提高。它的单位是N/m2或daN/m2。涡喷发动机的单位迎面推力约为8000~10000daN/m2。^[3]

产生一牛（或十牛)推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。它是在一定飞行速度下的经济性指标。

（式中：一发动机每秒钟的燃油消耗量，kg/s；的单位是kg/h·N或kg/h·daN）

^[3]该指标是旅客机、运输机用发动机的主要考虑参数。涡喷发动机的耗油率在0.9~1.0千克/(十牛·小时)之间，在使用加力燃烧室时的耗油率则几乎增大一倍，约为2.0千克/(十牛·小时)左右。^[7]

在一定的飞行马赫数下，单位燃油消耗率和总效率（）成反比，即：（M0：飞行马赫数）。^[3]

型号制造商应用简介技术特点性能参数（标准海平面稳态工况）I-AGE2台I-A发动机装备贝尔XP-59以惠特尔发动机为基础，是第一台美国制造涡喷发动机。1941年命名，1942年4月18日首次成功测试。1942年10月动力（XP-59A)首飞。使用哈氏合金B，一种镍钼mù合金，在1500F下具有高的破裂强度。型号有：I-A、I-14、I-16、I-18、I-20、I-40（J33）压气机:心式1级循环压比：3涡轮：1级推力/磅力：1250转速/(转/分)：16500SFC/(磅/(磅力·时))：1.1涡轮进口温度/F：1400空气流量/(磅/秒)：30J30西屋电气FH-1、X-4、XP-79、XF-92J30是WE19B的军用改型。WEI9A为首款完全美国设计制造。1946年7月，XFD-1装配J30，成为首架从美国海军航母上起降的喷气飞机压气机：轴流式，10级燃烧室：单个，环形涡轮：单个，轴流式尾喷管:固定内锥体军用静态：推力/磅力1600转速/(转/分)17000SFC/(磅/(磅力·时))：1.15J31GE贝尔P-59A惠特尔WI的衍生型压气机：离心式涡轮：轴流式，单级涡轮冷却：气冷燃烧室：环管，10个直流内室尾喷管：内/外锥体额定：起飞推力/磅力：1600转速/(转/分)：16500SFC/(磅/(磅力·时))：1.20（标准）排气测量温度/F：1472空气流量/(磅/秒)：33（标准）J33GEP-80、T-33、F-84、F-94、F9F和F-891943年设计代号“I-40”发动机，1944年1月，I-40首次试运转。1944年6月配装XP-80A首飞。GE公司自主设计的第一款涡喷发动机。后和J35一起转给分部艾利逊公司接管制造，至1959年共为美国空军生产15525台。艾利逊同时生产14454台J35压气机：离心式涡轮：轴流式，单级涡轮冷却：气冷推重比： 46燃烧室：环管形，带14 个直流内室尾喷管：内/外维体额定：起飞推力/磅力：4000转速/(转/分)：11500SFC/(磅/(磅力·时))：1.18（标准）排气测量温度/F：1472空气流量/(磅/秒)：79J34西屋电气海军飞机：F2H女妖、钱斯渥特F7U弯刀、F3D夜。空军XF-88魔术师、XF-90。“指挥者”(Director)、SP2E“海王星”(Neptune) 、反潜机从1950年至1962年，与普惠、福特汽车一起为美国海军制造了超过4500台发动机，型号包括J34 -22、32、34A、36、36A和46压气机：轴流式，单转子 最大设计压比(SLS)：3.76最大允许引气： 3.5%最大额定气流 (SLS)：59 磅/秒燃烧室： 双环形 涡轮 ：轴流式，2级 涡轮冷却：无 涡轮最大进口温度(SLS) ： 1435FMIL/MRP耗油：2.0磅/时转速限度： 13000转/分额定：最大连续(标准)推力/磅力：2650转速/(转/分)：11800SFC/(磅/(磅力·时))：1.05（标准）排气测量温度/F：1145空气流量/(磅/秒)：59J40西屋电气F3H、XFIOF、XA3D、XF4D和X-101947年6月。海军航空局授权研制并命名。1953年终止生产，共生产107台。J40-WE-22是西屋电气制造的最大涡喷发动机。有1个管状可拆分的、带下游燃油喷射的加力燃烧室。其他型号包括J40-1、68和12压气机 ：轴流式，10 级压比：5.0燃烧室 ：环形涡轮：轴流式，2级涡轮冷却： 气冷式尾喷管 ：可调面积，加力燃烧室额定：静态起飞(干重)推力/磅力：11600转速/(转/分)：7600SFC/(磅/(磅力·时))：2.2J42普惠格鲁门F9F-2“美洲狮”\格鲁门F9F系列战斗机1947年5月开始研制，1948年6月首次成功运转，1948年11月在首飞并交付美国海军，用于装配F9F-2及F9F-3，至1951年结束生产，完成1139台。被称为涡轮-“黄蜂”，是普惠公司制造的第一个涡喷发动机。采用双片拼合式镁合金机匣压气机：离心式，1级燃烧室： 9个，直流式涡轮： 单级，轴流式尾喷管： 固定内层压比：4.3最大推重比 ：3.36额定：起飞(湿重)推力/磅力：5750转速/(转/分)：12300SFC/(磅/(磅力·时))：1.09（巡航）J47GE康维尔B-36、B-45、B-47“同温层喷气”战略轰炸机、FJ-2和F-861946年3月组建项目，1947年首次运转，1956年结束生产。是一款基于J35(TG-180)的轴流式发动机。型号包括J47 -1、2、37、9、11、13、15、17、19、23、25、27 和33。J47-17采用加力燃烧、全天候防冰和用于飞机附件的4种动力起飞台垫。通过研制J47，GE公司成为飞机燃气涡轮发动机领域世界级公司压气机 ：轴流式，12级最大设计压比(SLS) ：5.35燃烧室 ：8 个，管式涡轮： 轴流式，1级涡轮最大额定进口温度：1600F动力控制装置：由电子增强器控制的自动式燃油阀最大额定空气流量：101.5磅/秒尾喷管：可调面积额定：最大加力(30分钟)推力/磅力：7500转速/(转/分)：7950SFC/(磅/(磅力·时))：2.3平均燃气温度/F：1265J48普惠格鲁门F9F-5“美洲狮”，F9F-68“黑豹”，洛克希德F-94C星火，北美F-93A，FYF-93，F-94，F9F-61946年项目组建，至1960年为美国海军生产3222台、空军879台，加商用生产共生产4106台。采用罗罗公司设计的主机和普惠公司设计的燃油系统和附件传动装置。涡轮采用瓦斯帕洛伊（Waspalloy）变形镍基耐热合金，是普惠第一台加力式喷气发动机。J42和J48是最后的纯离心式涡喷发动机压气机：离心式，1级燃烧室：9个，直流式涡轮：单级，轴流式尾喷管： 固定内层最大推重比：4.5额定：加力(湿重)推力/磅力：9000转速/(转/分)：12300SFC/(磅/(磅力·时))：1.0（标准）J52/JT8普惠AGM-28A(原来的GAM-77)、AGM-288(原来的GAM77-A)“猎犬”(HoundDog)(WS-131B)空对地导弹、格鲁门A-6“入侵者”(Intruder)和道格拉斯A-4“天鹰”( Skyhawk)1954年开始设计，1958年批准生产，1959年首次导弹飞行。至1975年10月，共交付4250台J52发动机，其中550多台J52-P-408。1986年后停产（JT8从未用于商用市场）压气机：轴流式，组合式 最大设计压比(SIS)：12涡轮：轴流式，2级燃烧室：环形外层尾喷管：插塞式额定：起飞(5分钟)推力/磅力：7500转速/(转/分)（低压/高压）：9600/11200SFC/(磅/(磅力·时))：0.830额定/最大连续推力/磅力：3450转速/(转/分)（低压/高压）：7800/10000SFC/(磅/(磅力·时))：0.830J54西屋电气-环形燃烧室带有空心导向叶片和实心转子叶片压气机：轴流式，16级燃烧室： 环形涡轮：轴流式，2级压比：9.0尾喷管： 固定面积静态起飞推力/磅力：6500转速/(转/分)：11000SFC/(磅/(磅力·时))：0.85J57/ JT3普惠F-100超级佩刀(Super Sabre)F-101魔术师(Voodoo)F4D天光(Skyray)A3D天空勇士Skywarrior)，C-135，KC -135，F8U-2十字军战士(Crusader)，洛克希德U-2,波音720,RF-8G,诺斯罗普“蛇鲨“(Snark)洲际导弹。波音XB-52”同温层堡垒“、B-52F1949年5月开始设计，1951年3月完成首飞，普惠公司最成功的涡喷发动机设计之一。在约20年的生产里，已交付超过 21000 台发动机（包括民用型号 JT3）。J57-P-420被用于渥特F-8E/-8H/-8J战斗机压气机：轴流式，双转子 低压转子 9级 高压转子 7级最大设计压比 (SLS)：12.9最大允许引气： 6.5%低于最大连续 1.5%高于最大连续最大主空气流量 (SLS) ：186磅/秒燃烧室： 8 个，环管式涡轮：轴流式，3 级低压转子： 2级高压转子： 单级 涡轮冷却： 气流冷却第1级(J57-P-420)额定/最大推力/磅力：19600转速/(转/分)（高压/低压）：10435/6710SFC/(磅/(磅力·时))：2.3排气测量温度/F：1265空气流量/(磅/秒)：186J58/JT11普惠洛克希德A-12和SR-71“黑鸟"(Blackbird)，YF-12A1956年项目组建，由普惠公司康涅狄格州工程部承担设计。1956年末，军方将方案命名J58-P2。1963年完成军用定型试验。是第一台速度达到马赫数3的涡喷发动机，整体进气道机匣，涡轮进口温度超过2000F，第一级涡轮采用凝固铸造合金SM200。20个固定钢的带有除冰系统的进气整流叶片,是第一台在叶片根部采用振动阻尼设计的发动机。1991年SR-71退役压气机： 轴流式，8 级最大设计压比(SLS)：6.0/8.0燃烧室： 环管式涡轮：2级尾喷管 ：固定面积、C-D推重比 ：4.0额定：（推力/磅力）带加力起：30000静态起飞(标准) ：23000J60/JT12普惠洛克威尔国际T-28“七叶树”，T-39A“军刀运输机”，洛克希德C140“喷气星"，用于(各有2台辅助发动机)WB-57F(原来的RB-57F)侦察机160-P-9是一个小型、轻型、轴流式、中等压比的高性能发动机，采用固定几何尺寸的单转子。J60-P-9和J60-P-3A类似，前者采用涡轮再匹配和JFC46-6汉密尔顿的标准燃油控制。J60的其他改型包括J60-33A、5A、5B和6压气机：轴流式，9级 最大设计压比(SIS)：7涡轮：反作用式，2级 燃烧室：环管式外层，8 个直流式内室尾喷管： 固定面积涡轮最大额定进口温度：1600F燃油：JP-4，MIL-T-5624点火：电动式动力控制 ：机械液压式最大额定气流推力：50磅力/秒（J60-P-9）额定：最大推力/磅力：2900转速/(转/分)：16700SFC/(磅/(磅力·时))：0.96额定：慢车推力/磅力：180转速/(转/分)：6800SFC/(磅/(磅力·时))：3.194J65 柯蒂斯-莱特航空A-4P(阿根廷空军)/-4(阿根廷海军)/-4C/-4L/-4S(新加坡)攻击机、NA-4C“天鹰”(Skyhawk) 特殊试验飞机(各1台发动机)、F-11A“虎”(Tiger)战斗机和TA-4B“训练者”(Trainer) ( -20)。B-57A/B/C和E系列轰炸机J65-W-20单转子涡喷发动机，J65-W-20与J65W16A似，前者采用一些零件以获得更高的中间和最大持续功率。J65-W-420的性能、结构和重量与J65-W-20相同，采用新的传动轮和轴再加工而成的附件齿轮箱来增加耐久性，改善关键传动部件的润滑作用压气机：轴流式，13级 最大设计压比(SIS) ： 7.25 最大允许引气：2.0%最大空气流量(SLS)：130磅/秒燃烧室 ： 环形，汽化式涡轮 ：轴流式，2级 涡轮冷却： 无尾喷管：固定面积，325 英寸2动力控制 ：机械式耗油率：0.47 加仑/时额定：最大连续（标准）推力/磅力：7400转速/(转/分)：8300SFC/(磅/(磅力·时))：0.93额定：慢车推力/磅力：460转速/(转/分)：3500-4000SFC/(磅/(磅力·时))：1.25J71艾利逊B-66A、-66B、-66C和-66D 系列轰炸机采用10个直流式燃烧室，进气栅格，16 级压气机直接连接3级涡轮。压气机和涡轮的直径约33.5英寸。J71-A-13与71-A-11相同，除了它改进了起飞性能和更低的慢车推力，采用16 级引气来排除低转速喘振压气机：轴流式，单转子 最大设计压比(SIS) ： 8.25 最大允许引气：5.0% 最大空气流量(SLS)：157.8磅/秒燃烧室 ：环管式，10 个直流式涡轮 ：轴流式，单转子 涡轮冷却： 无 涡轮最大额定出口温度(SLS)：1230F 涡轮最大允许出口温度：1240下尾喷管：可变面积额定：最大（5分钟）推力/磅力：10200转速/(转/分)：6175SFC/(磅/(磅力·时))：0.92排气测量温度/F：1230空气流量/(磅/秒)：157.8额定：标准（连续）推力/磅力：8090转速/(转/分)：5950SFC/(磅/(磅力·时))：0.885排气测量温度/F：990空气流量/(磅/秒)：153.1J73GEF-86H“佩刀”(Sabre)战斗机朝鲜战争后J47的改进型，推力增约50%压气机：轴流式，12级最大设计压比(SLS)：7燃烧室：10个柱形内火焰简的环形壁涡轮 ：轴流式，2级尾喷管 ：固定面积（J73-3E）额定：军用（30分钟）推力/磅力：8920转速/(转/分)：7950SFC/(磅/(磅力·时))：0.917J75/ (JT4普惠共和105“雷公"马，通用动力F-106“三角剪"马丁P6M“海王"，洛克希德U-2A，波音707-220，-320，麦DC-8-20-30，北美F-107AJ75-P-19W与J75-P-19 相同，但起飞温度40下以上时采用标准注水系统，低压压气机含有一些钛合金零件。其他型号包括J75-5、9和17。轴流双压气机涡喷发动机，推力175001bf，带加力达26500Ibf压气机：组合式，双转子轴流式最大设计压比(SIS)：11.9最大额定空气流量：252 磅/秒涡轮：轴流式，3级 涡轮最大额定进口温度1610F尾喷管：双层，收敛式燃油：JP-4，MIL-J-5624滑油：合成，MIL-L-7808点火：高能量，电容式动力控制 ：机械液压式（J75 -19W）额定：最大5分钟推力/磅力：24500转速/(转/分)（低压/高压）：6400/8990SFC/(磅/(磅力·时))：2.15额定：慢车推力/磅力：1150转速/(转/分)（低压/高压）：2750/5950SFC/(磅/(磅力·时))：1.800空气流量/(磅/秒)：83.3J79GE美国海军RA-5C攻击机、空军B-58“盗贼”洲际轰炸机、美国海军F-4“鬼怪”和空军洛克希德F-104“战星”战斗机 1952年11月正式命名，1953年组建项目团队。1956年第一台生产型用于装配B-58轰炸机。是世界上第一台马赫数2的生产型。总生产台数17309台，由其提供动力的的飞机获得34项世界纪录。以其为基础还为舰艇应用研制了LM1500燃气轮机。为民用康维尔880飞机研制了CJ805发动机。型号包括J79 -1、3、3A、5、5A、7、8B-D、10、10A、10B、17A 和17C压气机 ：轴流式 最大设计压比(SLS)：13.5燃烧室 ：外部环管式涡轮：轴流式，3级尾喷管：可变，直径39.06英寸，C-D推重比：4.67额定：最大AB(30分钟)推力/磅力：17820转速/(转/分)：7460SFC/(磅/(磅力·时))：1.965排气测量温度/F:1240空气流量/(磅/秒)：170额定：军用(30分钟)推力/磅力：11810转速/(转/分)：7460SFC/(磅/(磅力·时))：1.240排气测量温度/F:1240空气流量/(磅/秒)：170J85GEF-5A到F-5F，以及T-381957年项目建立，型号-1、-3、-4、-5、-7、-13、-13A、-17、-21、-21B1民用改型CJ610、CF700等。1963年诺斯罗普F-5“自由战士”首飞；1974年F-5E/F首飞。至1988年GE公司林恩分部共生产16000多台J85。在20世纪60-80年代，配装J85的发动机的F-5“自由战士”成为美国30多个盟友的标准防空战斗机压气机 ：轴流式，单转子、9级最大设计压比(SLS)：8.3燃烧室 ：环形，直流式，单腔涡轮：轴流式，单转子，2级尾喷管：收缩型，可变推重比：7.3额定：最大(加力燃烧)推力/磅力：5000转速/(转/分)：16600SFC/(磅/(磅力·时))：2.13排气测量温度/F:1345空气流量/(磅/秒)：53J93GE北美XB-70瓦尔基里(Valkyrie)超声速炸机1955年项目组建，1958年9月第一台J93-GE-1交付。持续马赫数3巡航、持续加力燃烧，压气机采用宽弦长、低稠度设计，第一级材料采用轻质钛合金，第一级之后采用不锈钢。最终因B-70计划缩减只生产2台原型机。成功研制马赫数3发动机为GE公司后来研制超声速运输机发动机奠定基础压气机 ：轴流式，11级最大设计压比(SLS)：8.7燃烧室 ：环形涡轮：轴流式，2级尾喷管：收-扩式额定：最大连续推力/磅力：28000（A/B)转速/(转/分)：6825SFC/(磅/(磅力·时))：2.0J97GE波音YQM-94A Compass Cope RPVJ97-GE-100是GEI核心机的派生型压气机：轴流式，14级 最大质量流量：70磅/秒燃烧室：环形，直流式，16个汽化式燃烧室涡轮：轴流式，2级，气流冷却导向叶片涡轮进口温度：2000F射流管：固定面积（J97-100）无加力：5270磅力加力：7000-10000磅力J400威廉姆斯国际诺斯罗普靶机 BQM-74CJ400-WR-404涡喷发动机采用轴流式进气道，轴流-离心式2级压气机，单级轴流式涡轮。其他改型有 YJ400-400、401、402和403压气机：单转子 低压转子： 2级最大设计压比 (SLS)： 低压转子： 1.5 总压比：5.8最大允许引气：<10%最大额定空气流量(SIS)：4.1磅/秒燃烧室：环形 涡轮：单转子涡轮冷却： 无额定：最大连续推力/磅力：240转速/(转/分)：52000SFC/(磅/(磅力·时))：1.20排气测量温度/F:1390空气流量/(磅/秒)：4.1额定：慢车推力/磅力：95转速/(转/分)：42000SFC/(磅/(磅力·时))：1.38排气测量温度/F：980J402特里达因CAE海军“捕鲸叉”(Harpoon)反舰导弹(J402-400)、比奇MQM107 “裸奔者”训练用靶弹（J402-700)、诺斯罗普NV-144/NV-151可回收靶机（J402-702)1970年11月-1974年7月，特里达因CAE公司研制了J402一次性使用的涡喷发动机。J402-CA-400采用单进气，由超声速轴流式和离心式组成的2级压气机。技术特点：一个最小的迎风剖面，部件和附件紧凑，高可靠性，低成本，耐受进气道畸变气流能力强。改进型号：-401、-700、-701、-702压气机 ：单轴流式和离心式最大设计压比：5.3燃烧室： 环形涡轮：轴流式，1级涡轮冷却 ：无尾喷管： 直流式，固定推重比：6.5额定：最大推力/磅力：660转速/(转/分)：41200SFC/(磅/(磅力·时))：1.20排气测量温度/F:1550空气流量/(磅/秒)：9.6额定：巡航推力/磅力：471转速/(转/分)：40025SFC/(磅/(磅力·时))：1.52以上信息摘自《可信赖的发动机: 普惠公司史话》^[17]、《美国飞机燃气涡轮发动机发展史》^[18]

型号制造商应用简介技术特点性能参数TR-1留里卡苏-11，伊尔-22投产时间：1947年单轴推力/功率(H=0，Ma=0)：1350daN涡轮进口温度：1000~1150K推重比：11~2.8kgf/kgVK-1克里莫夫米格-15，米格-17投产时间：1952年单轴推力/功率(H=0，Ma=0)：2700daN涡轮进口温度：1000~1150K推重比：11~2.8kgf/kgAL-5留里卡伊尔-46，拉-190投产时间：1953年单轴推力/功率(H=0，Ma=0)：5000daN涡轮进口温度：1000~1150K推重比：11~2.8kgf/kgAM-3/RD-3“联盟”图-16，图-104投产时间：1952年单轴推力/功率(H=0，Ma=0)：8750daN涡轮进口温度：1000~1150K推重比：11~2.8kgf/kgRD-9B“联盟”米格-19投产时间：1954年双转子加力推力/功率(H=0，Ma=0)：3300daN推重比：4~6kgf/kg涡轮进口温度：1150~1250KAL-7F留里卡苏-7，苏-11，图-28留里卡总设计师设计投产时间：1957年双转子加力、新型结构材料(钛、单晶合金等)、高温环形燃烧室、高温涡轮、可调导流叶片压气机、先进的控制系统推力/功率(H=0，Ma=0)：9200daN推重比：4~6kgf/kg涡轮进口温度：1150~1250KR11F -300“联盟”米格-21米库林和图曼斯基设计的 R11-300发动机是苏联第一台双转子涡喷发动机投产时间：1958年双转子加力、压气机的3级低压级全是超声速级、新型结构材料(钛、单晶合金等)、高温环形燃烧室、高温涡轮、可调导流叶片压气机、先进的控制系统推力/功率(H=0，Ma=0)：6120daN推重比：4~6kgf/kg涡轮进口温度：1150~1250KVD-7雷宾斯克米亚-4多勃雷宁总设计师设计投产时间：1958年双转子加力、新型结构材料(钛、单晶合金等)、高温环形燃烧室、高温涡轮、可调导流叶片压气机、先进的控制系统推力/功率(H=0，Ma=0)：10500daN推重比：4~6kgf/kg涡轮进口温度：1150~1250KVD-7M雷宾斯克图-22，M51巡航导弹投产时间：1960年双转子加力、新型结构材料(钛、单晶合金等)、高温环形燃烧室、高温涡轮、可调导流叶片压气机、先进的控制系统推力/功率(H=0，Ma=0)：16000daN推重比：4~6kgf/kg涡轮进口温度：1150~1250K以上信息摘自《苏联/俄罗斯/乌克兰航空发动机的发展》^[11]

发动机型号制造商应用简介技术特点性能参数W2B/23Rolls-RoyceWellington、E28/391943年1月生产出W2B/23发动机是英国第一型涡喷发动机，1944年交付英国皇家空军。后重新定名为Welland I单级的双吸式叶轮、10个回流式燃烧室、单级涡轮推力为1600磅，大修间隔时间为180飞行小时，干重为850磅Derwent I~Derwent IVRolls-RoyceWellington由罗罗公司根据罗孚汽车公司的W.2B/26发动机的设计改进得来，并将其命名为 B.37直通式燃烧室、叶轮机匣推力：2000-2400磅Nene：RB40、RB41Rolls-Royce洛克希德公司P-80罗罗公司首台全新的涡喷发动机，所有设计都是在巴诺尔兹威克完成。1945年11月20日完成定型试验与Derwent的基本布局类似，但只有9个燃烧室，不成比例增大空气流量推力：4200-5000磅Derwent VRolls-RoyceMeteor1945年6月7日首次运行，1945年8月5日完成首飞-推力：3500磅重量：975磅AvonRolls-Royce-1945年正式启动了AJ.65项目，并在1947年中完成定型试验。有多个型号序列AJ.65：单级涡轮RA.3：两级涡轮AJ.65推力：6000磅重量：2400磅RA.3推力：6500磅重量：2275磅推力最高：17000磅OlympusRolls-RoyceVulcan轰炸机、TSR2、协和号1946年设计BE.10型号，1950年6月13日进行首次运行。1955年Mk101批产、1956年Mk102批产、1957年Mk104批产。Mk301Mk320(BO1.22R)，Olympus593是为协和号开发的发动机两转子，马赫数2.0下飞行超过1小时，海平面上加大油门维持1小时超声速飞行Mk102：零级压气机，8级高压转子上游增加7级低压级；Mk320(BO1.22R)：加力调节；Olympus593：斯奈克玛喷管、消声反推喷嘴BO1.1版本耗油率为0.766磅(油量)/(小时·磅(推力))推力等级（磅）BO1.1：9750；Mk101：11000；Mk102：12000；Mk104：13000；Mk201：16000；Mk301：20000；Mk320(BO1.22R)：19600-30160；Olympus593：37700；重量（磅）BO1.1：3520；Mk102：3700；Olympus593：7465；OrpheusRolls-Royce-现代涡喷发动机中最简单的一型7级压气机、管式燃烧室和单级涡轮推力（磅）BE.26：4230~5000；改进型：5760~6810；改进型简单加力：7900阿塔系列法国斯奈克玛公司幻影战斗机1945年10月，以推力900daN的德国BMW003轴流式涡喷发动机为原准机设计阿塔101V。从1945年开始设计到1995年停产，阿塔发动机系列20多个改型共生产5250台-不加力推力：1670~4900daN；加力推力：3720~7060daN；推重比1.9~4.7；中间耗油率从1.33kg/（daN·h）~0.99kg/（daN·h）返修寿命：50~500小时以上信息摘自《可信赖的发动机: 普惠公司史话》^[17]、《我是怎么设计航空发动机的：斯坦利·胡克传》^[19][20]

型号制造商应用简介技术特点性能参数涡喷-5沈阳航空发动机厂米格-15系列、歼-5系列战斗机仿制苏联RD-45的改进型，即VK-1F涡喷发动机。1956年6月通过鉴定，1985年停产，共生产9658台离心式､单转子､带加力式最大推力：3312daN涡喷-6沈阳航空发动机厂歼-6系列、强-5系列战机仿制的是苏联第一台轴流式涡喷发动机RD-9B。1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，涡喷-6系列发动机是产量最大中国产航空发动机，总产量29316台属轴流式单转子带加力燃烧室的涡喷发动机。1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器应用于涡喷-6改进型涡喷6甲重新设计了第1级压气机，增加可调进口导流叶片，取消放气带，提高涡轮前燃气温度、改进加力燃烧室，推力提高了490daN涡喷-7沈阳航空发动机厂歼-7系列、歼-8系列战机1958年在苏联R-11F-300 发动机基础上仿制。1967年6月定型，产量3378台轴流式双转子带加力燃烧室。涡喷7甲和涡喷7乙首次采用铸造空心气冷涡轮叶片，提高涡轮前燃气温度100°C加力推力：5640daN涡喷-8西安航空轰-6型轰炸机按前苏联提供的RD-3M发动机图纸和资料生产。1967年6月定型，1997年停产，共1020台大推力推力：9310daN涡喷-13贵州航空和420厂歼-7E/D、歼-8系列在涡喷-7的基础上研制改进性能(特别是稳定性、可靠性)，并命名为涡喷13。1988年2月定型，1990年获中国国家科技进步一等奖，属二代发动机。由贵州航空发动机研究所（总设计单位）和420厂设计所设计，贵州黎阳航空发动机公司和420厂联合研制和生产轴流式双转子带加力燃烧室。涡喷13AII改善了压气机喘振裕度，提高涡轮前燃气温度，采用铸钛机匣涡喷13AII推重比接近6.0涡喷-14（昆仑）中航沈阳发动机等歼-8H/F/G系列战机中国航空工业第一集团公司沈阳发动机研究所设计、沈阳黎明航空发动机集团公司等34个单位联合研制。沈阳发动机设计研究所按照国际军用标准《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB241-87)自行研制的第一台具有全部知识产权涡喷发动机，经过259项严格考核，2002年7月通过国家设计定型中国目前最先进的中等推力级军用涡喷发动机，世界上迎面单位面积推力最高的发动机昆仑II参数加力推力/daN：大于7650不加力推力/daN：大于5390加力耗油率/(kg/(daN·h))：小于1.84不加力耗油率/(kg/(daN·h))：小于0.949发动机最大外径/mm：882发动机总长/mm：4635推重比：7.0以上信息摘自^[10][21][22]-

20世纪50-70年代是涡喷发动机大量装备于军事及民用航空时期。加力燃烧室、双轴压气机、超声速级可调导流叶片广泛应用，使发动机重量减轻，推重比大幅上升。保证这一进步的还有新型结构材料(钛、单晶合金等)、高温涡轮、先进控制系统等新技术应用。^[11]大部分军用战斗机、轰炸机、运输机和侦察机以及民航机，部分型号的巡航导弹和靶机都选用涡喷发动机。在朝鲜战争、中国东南沿海海空战、越南战争和中东阿以战争中，用涡喷发动机装备的第一代和第二代战斗机成为交战主力。^[10]从20世纪60年代末起，因涡喷发动机装备战斗机航程短、作战半径小以及经济性差等缺点，其逐步被性能更好的涡扇发动机取代。^[2]目前涡喷发动机在现役战斗机中还占有一定比例，个别型号涡喷发动机用于巡航导弹、无人机。如美国“战斧”式对地巡航导弹的一个型别和“鱼叉”式反舰巡航导弹采用J402涡喷发动机作为动力。^[10]