涡轮风扇发动机原理
涡扇发动机是喷气发动机的一个重要分支。添加的风扇显着提高了发动机性能，特别是通过增加压力和降低燃油消耗。
现代战斗机对发动机推重比的要求越来越高，以实现更好的机动性和速度性能。
例如，安装在F-15A战斗机上的F-100-PW-100涡扇发动机，即使跑道部分受损，也能完全从背景起飞，大大缩短起飞和滑跑距离。
同时，F-15A无需使用降落伞即可在500米跑道上安全降落。
涡扇发动机的推重比受到发动机本身的限制。
如果推重比太低，空战很难达到1的推重比，强行提高推重比会让飞机付出比较大的成本。
射程、武器装载量和身体强度。
例如，苏联Su-11战斗机采用AL-7F-1-100涡轮喷气发动机，推重比达到1，动力装置覆盖初始重量的26.1%，代价是飞机的作战半径只有300公里左右。
就大型民用和军用飞机而言，随着机身结构的增加和起飞重量的增加，对发动机的推力要求也随着时间的推移而增加。
在大涵道比、大推力涡扇发动机出现之前，人们只能通过增加大型飞机上的发动机数量来解决推力不足的问题。
例如，B-52G轰炸机配备八台J-57-P-43W涡轮喷气发动机，但这种方法存在很多问题。
涡扇发动机的出现是为了满足航空发动机日益增长的需求。
增加喷气发动机推力的最简单方法是增加气流。
当年20世纪50年代末、60年代初，涡轮喷气发动机技术非常成熟，整体压气机增压比可达14，涡轮前最高温度达到1000度。
在这种情况下，涡轮喷气发动机部分发电的可能性已经存在。
英国劳斯莱斯公司1948年，开始生产“Convey”涡扇发动机。
1953年首次地面试验，1959年9月竣工。
美国普惠公司涡轮喷气发动机技术股1960年7月，普惠JT3D涡扇发动机诞生，采用研制的J-57作为新型涡扇发动机的主机。
劳斯莱斯、普惠公司和通用动力公司推出了第一代涡扇发动机。
通用动力CJ805-23涡扇发动机是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。
在建造第一代涡扇发动机时，人们遇到了风扇叶尖速度超过音速、风扇对压气机的影响、风扇叶片振动等问题。
通用动力公司的后风扇设计绕过了这些主要问题。
当“康威”、JT3D、CJ805-23等涡扇发动机完工并离开生产线时，人们开始反思涡扇发动机的发展历程。
为了缩短新型涡扇发动机的研制时间、降低研制成本，美国政府于1959年开始实施“先进涡轮气体发生器计划”，开发实验性燃气核心发动机的新科研成果。
单转子和多转子是涡扇发动机的两种主要结构。
单转子结构简单，但存在压缩机效率降低、风扇叶片过长等问题。
双转子结构通过使低压压缩机和高压压缩机以不同的速度运行，提高了压缩机的工作效率，降低了运行时的发动机压力。
三转子结构简化了风扇、压缩机和涡轮机的设计。
风扇是涡扇发动机的主要部件，其性能直接影响发动机的整体性能。
风扇的发展已经从薄窄的刀叶发展到宽刀。
当年20世纪80年代初，罗尔斯·罗伊斯公司解决了许多困扰大排量比涡扇发动机支持者的难题，开发了“宽弦、无肩空心夹层结构叶片”。
压缩机是涡轮风扇发动机中用于压缩空气的机器。
现代涡扇发动机主要采用轴流式压气机，其优点是体积小、流量大、机组效率高。
当压缩机的压力比增大时，锅炉出口的温度也升高，这对材料提出了更高的要求。
世界上推力最大的涡轮喷气引擎
世界上最强大的乘员发动机是劳斯莱斯制造的TrentinoXWB-97。该机器的自卸重量为97,000磅（约44,000公斤）。
TrentXWB-97是一款三引擎涡轮喷气风扇，风扇直径约3米。
该发动机的开发和设计工作于两年前开始，并于本周成功完成了飞行测试。
遄达XWB系列涡扇喷气发动机被认为是近十年来市场上出现的质量最好、效率最高的民用喷气发动机之一。
广泛应用于低成本飞机，40多家经销商采购了1500多架。
我们的遄达XWB-97的前身是XWB-84，据说起飞时能够产生84,000磅的推力。
罗尔斯·罗伊斯公司在其位于英国德比的工厂投资了一千万英镑，用于生产遄达XWB发动机，并将其作为主要生产基地。
最新的3D打印技术使机器开发和设计过程更快、更具成本效益。
劳斯莱斯表示，3D打印技术在XWB-97的开发过程中节省了三分之一的时间。
涡轮喷气发动机是一种依靠气流产生推力的发动机。
它通常由高速飞机提供动力，但比涡扇发动机具有更高的燃料消耗。
涡轮喷气发动机分为离心式和轴流式两种。
离心式是由英国弗兰克·惠特尔爵士于1930年发明的，而轴流式则诞生于德国。
相关概念包括推重比、压气机级数、涡轮级数、压缩比、海平面最大净推力、每推力小时的燃油消耗、涡轮机前温度、气体出口温度、平均故障时间、推力效率、工作原理。
，ETC。
现代涡轮喷气发动机的结构由机翼、压气机、燃烧室、涡轮和尾颈组成。
在超音速飞行中，涡轮喷气发动机的推力效率迅速提高，甚至可以达到90%。
在0.6-0.9马赫数的速度下，涡轮喷气发动机的推进效率最低。
涡喷喷气式发动机轴流式压气机的工作原理?谢谢了
压缩机的工作原理压缩机，顾名思义，是一种用于压缩空气的机械设备。在喷气发动机中，压缩机根据其结构和原理可分为两类：离心式压缩机和轴流式压缩机。
离心压缩机的形状类似于钝扁圆锥体，其上安装有螺旋叶片。
当压缩机盘旋转时，空气被螺旋叶片“捕获”。
在高速旋转产生的巨大离心力的作用下，空气被抛入压气机盘与壳体之间的间隙，从而实现空气的增压。
。
与离心式压缩机不同，轴流式压缩机由多级风扇组成。
每级都会产生一定的增压比。
各级风扇升压比的乘积就是压缩机的总升压比。
现代涡扇发动机中的压气机多为轴流式，其优点是体积小、流量大、机组效率高。
然而，在某些场合，离心式压缩机仍然有一席之地。
虽然效率较低，重量较大，但工作稳定，结构简单，单级增压比高于轴流压缩机。
例如，我国台湾IDF战斗机使用的TFE1-042-70涡扇发动机，其高压压气机采用四级轴流式和一级离心式组合压气机，减少压气机级数。
压气机是涡扇发动机的核心部件，其效率直接影响发动机的工作效率。
目前，提高压缩机的单级压力比是人们的目标。
例如，J-79发动机采用的压气机风扇有17级，平均单级压力比为1.16。
波音777使用的GE-90发动机的压气机平均单级增压比提高到1.36。
随着压缩机压比的增大，压缩机喘振和压缩机热保护问题日益突出。
当压缩机压缩空气时，空气温度也会升高。
例如，当飞机从地面起飞时，压缩机出口温度可能会超过500度。
为了解决这个问题，人们开发出了新型耐高温钛合金。
例如，波音747的遄达800和EF-2000的EJ-200发动机均采用全钛合金压缩机。
压缩机防喘振问题比热保护问题更复杂。
喘振是发动机的一种异常工况，是由于压气机内的气流、速度和压力突然变化而引起的。
为了解决这个问题，人们采用了在每级压缩机和风扇前面安装整流叶片的方法，以减少上一级压缩机对下一级压缩机的不利影响。
然而，随着风机和压缩机压力比的提高，仅使用整流叶片的方法已不再可行。
于是，人们又回到了老路——放气，这是一种简单却又无奈的预防哮喘的方法。
燃烧室和涡轮机的工作原理涡扇发动机的燃烧室又称“燃气发生器”，是用来将压缩的高压空气与燃料混合燃烧，产生高温高压的燃气来驱动发动机的。
燃气轮机的旋转。
燃烧室主要有两种类型：环形燃烧室和环形燃烧室。
环管燃烧室由多根火焰管呈圆形排列组成，火焰管之间通过传焰管连接，保证各火焰管出口处的燃气压力近似相等。
但各火焰管内的燃气压力仍不完全相等，这会对涡轮前部的导气装置造成损坏。
环形燃烧室没有这样的缺点。
它的形状像一个同心圆，压缩空气和燃料在其中燃烧。
由于环形燃烧室是一个整体，因此出口气场的温度比环形燃烧室更均匀，并且需要更少的燃料喷嘴。
由于燃烧室温度极高，环形燃烧室和环形燃烧室都需要冷却，以保证燃烧室的稳定运行。
目前，通常在燃烧室内壁与高温气体之间形成一层较冷的空气膜来保护燃烧室内壁。
与环形燃烧室相比，环形燃烧室的优点包括体积小、重量轻、燃油回路设计更好。
但环形燃烧室也存在一些缺点，主要表现在制造工艺上，如强度问题和调试问题。
但随着技术的进步，这些问题都得到了成功的解决。
燃烧室中产生的高温高压气体首先经过导气叶片，被整流并赋予一定的角度，从而更有效地冲击涡轮叶片，推动涡轮旋转，带动风扇和压缩机工作。
涡轮叶片和燃气导叶需要承受高温高压气体的侵蚀，因此必须采用耐极高温的合金材料。
提高涡轮进口温度是增加涡扇发动机推力的有效途径。
例如，Su-27的AL-37F涡扇发动机的涡轮入口温度高达1427度，而F-22的F-119涡扇发动机的涡轮入口温度达到1700度。
为了提高涡轮叶片的抗烧蚀性能，采用了涂层方法。
例如，在JT-3D涡轮叶片上采用扩散渗透法，在叶片上“镀”上一层铝硅涂层。
随着涡轮机工作温度进一步升高，人们开发了气体渗透方法来提高涂层的均匀性和质量。
除了涂层之外，较冷的空气也被用来冷却涡轮叶片，空心风冷叶片由此诞生。
最早的涡扇发动机是英国劳斯莱斯公司的Vicon，采用空心风冷叶片。
涡轮机的空气冷却比燃烧室的空气冷却更复杂。
除气膜冷却外，还采用对流冷却和空气冲击冷却。
从某种意义上说，在导气叶片和涡轮叶片上采用更科学合理的冷却方法可能比开发更先进的耐高温合金更重要。
因为中空冷却的投资较少，见效也较快。
目前涡轮机入口温度上升的一半左右是由于冷却技术的改进。
喷管和加力燃烧室的工作原理尾喷管是涡扇发动机的末端。
只有当空气通过喷嘴从发动机中排出时，才能产生推力并推动飞机飞行。
涡扇发动机的排气分为外排气和内排气两部分。
相应的排气方式也分为内外壳体单独排气和内外壳体混合排气两种。
大多数高涵道比涡扇发动机采用内、外涵道分开排气，低涵道比战斗机涡扇发动机采用混合排气，中涵道比涡扇发动机采用两种排气方式。
混合排气可以提高推进效率，减少
什么是涡喷发动机?
正式名称为涡轮风扇发动机，是由涡轮喷气发动机演变而来的一种航空发动机。与涡轮喷气发动机相比，主要特点是第一级压气机的面积要大得多，而且它还用作空气螺旋桨（风扇），将从喷气发动机周围吸入的部分空气推向涡轮喷气发动机。
后部。
发动机核心中空气通过的部分称为内风道，核心外部仅通过风扇空气的部分称为外风道。
涡轮风扇发动机最适合在400至1000公里的飞行速度下使用，因此当今大多数飞机发动机都使用涡轮风扇发动机作为动力源。
涡扇发动机的涵道比是不通过燃烧室的空气质量与通过燃烧室的空气质量的比率。
零涵道比的涡扇发动机是涡喷发动机。
早期的涡扇发动机和现代战斗机使用的发动机都具有较低的涵道比。
例如，世界上第一台涡轮风扇发动机劳斯莱斯康威的涵道比仅为0.3。
现代商用飞机发动机的涵道比通常大于5。
高涵道比的涡扇发动机消耗的燃料较少，但具有与涡喷发动机相同的推力，并且运行时安静得多。
..涡扇发动机的诞生二战后，时间的推移和技术的更新使得涡喷发动机不足以满足新型飞机的动力需求。
尤其是二战后迅速发展的亚音速民用飞机和大型运输机，要求飞行速度高，达到亚音速，而且消耗的燃油很少，所以发动机效率必须极高。
涡轮喷气发动机的效率已无法满足这一需求，从而减少了上述飞机的航程。
因此，随着时间的推移，使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机出现了。
事实上，一些带有外部导管的喷气发动机的早期设计在20世纪30年代就已出现。
早期涡扇发动机实验始于20世纪40年代和1950年代。
然而，对风扇叶片的设计和制造要求非常高。
因此，直到20世纪60年代，才能够制造出满足涡扇发动机要求的风扇叶片，为涡扇发动机的商业化铺平了道路。
20世纪50年代，美国NACA（NASA的前身）对涡扇发动机进行了非常重要的科学研究。
1955-1956年，研究成果被转让给通用电气公司（GE）进一步开发。
GE于1957年成功推出CJ805-23涡扇发动机，迅速打破了超音速喷气发动机的多项记录。
不过，最早实用化的涡扇发动机是普惠公司的JT3D涡扇发动机。
事实上，普惠公司比GE更晚启动涡扇研制项目，在得知GE的CJ805研制秘密后，他们赶紧加紧努力，率先发布了实用的JT3D。
1960年2007年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”涡扇发动机开始应用于大型远程喷气客机波音707，成为第一台应用于商用客机的涡扇发动机。
20世纪60年代，随着洛克希德“三星”客机和波音747“巨型”客机采用劳斯莱斯的RB211-22B大型涡扇发动机，涡扇发动机达到了完全成熟。
涡轮喷气发动机随后很快被西方民航业抛弃。
涡轮风扇喷气发动机原理涡轮螺旋桨发动机的推力有限，这也会影响飞机提高飞行速度的能力。
因此，有必要提高喷气发动机的效率。
发动机效率包括两部分：热效率和推进效率。
通过提高涡轮前的气体温度和压气机增压比可以提高热效率。
这是因为更热、更稠密的气体含有更多的能量。
但在飞行速度不变的情况下，如果涡轮前面的温度升高，排气速度自然会增加。
快速流动的气体在排出时会损失大量动能。
因此，单方面增加热功率，即提高涡轮前的温度，会导致推进效率下降。
为了提高发动机整体效率，需要解决热效率与推进效率之间的矛盾。
涡轮风扇发动机的优点是可以在不增加排气速度的情况下提高涡轮前部的温度。
涡扇发动机的结构实际上是一个涡喷发动机，在它的前面有几个附加的涡轮级，这些涡轮驱动一定数量的风扇。
与普通喷气发动机类似，风扇吸入的气流的一部分被送入空气中。
另一部分直接从涡轮喷气发动机外壳的外围（“外旁路”）排出。
因此，涡轮风扇发动机的气体能量被分成分别由风扇和燃烧室产生的两股废气流。
此时，为了提高热效率，提高透平前的温度，采用合适的透平结构和增大风扇直径，可以将更多的气体能量通过风扇传递到外风道，从而产生明显的温度。
可以避免增加。
提高泵速。
这平衡了热效率和推进效率，显着提高了发动机效率。
高效率意味着更少的燃油消耗和更长的航程。
编辑本段涡轮风扇发动机的优点和缺点如前所述，涡轮风扇发动机效率更高，消耗的燃料更少，并且可以使飞机航程更远。
.涡轮喷气发动机是涡轮发动机的一种。
它的独特之处在于它完全依靠气流来产生推力。
它通常用于为高速飞机提供动力。
油耗比涡扇发动机高。
涡轮喷气发动机分为离心式发动机和轴流式发动机两种。
离心式发动机于1930年由英国的弗兰克·弗兰克斯(FrankFranks)发明。
惠特尔勋爵获得专利。
然而，第一架配备该发动机的飞机于1941年升空。
参加二战的轴流式诞生于德国，并于1945年底进入战斗，作为第一架实用喷气式战斗机Me-262的动力源。
与离心式涡轮喷气发动机相比，轴流式发动机具有横截面积更小、压缩比更高的优点。
当今所有涡轮喷气发动机都是轴流发动机。
..工作原理和方法涡轮喷气发动机利用喷气推进来避免火箭和冲压喷气发动机的固有弱点。
由于它采用涡轮驱动压缩机，因此即使在低速下也有足够的压力产生强大的推力。
涡轮喷气发动机按“工作循环”运行。
当我们从大气中吸入空气、压缩并加热它时，它会获得能量和动量，使其能够以高达每秒2,000英尺（610米每秒）的速度行驶，或约每小时1,400英里（2,253公里）每小时）。
)推入喷嘴并排出。
当高速射流离开发动机时，压缩机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。
涡轮发动机的机械布局相对简单，因为它仅包括两个主要旋转部件：压气机和涡轮，以及一个或多个燃烧室。
然而，并非该发动机的所有方面都这么简单，因为热和空气动力学问题更加复杂。
这些问题是由燃烧室和涡轮机的高工作温度、通过压缩机和涡轮机叶片的气流变化以及去除气体以产生推进射流的排气系统的设计引起的。
当飞机速度低于约450英里/小时（724公里/小时）时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨式发动机，因为它们的推进效率高度依赖于飞行速度。
因此，纯粹的喷气发动机就是涡轮喷气发动机。
该发动机非常适合更高的飞行速度。
然而，由于螺旋桨高叶尖速度引起的气流湍流，螺旋桨效率在超过350英里/小时（563公里/小时）时迅速下降。
这些特性使得一些以中速飞行的飞机可以使用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合，或涡轮螺旋桨发动机，而不是纯粹的涡轮喷气发动机。
螺旋桨和涡轮组合的主导地位在一定程度上已被内外涵道风扇、涵道风扇发动机和螺旋桨风扇发动机的引入所取代。
这些发动机比纯喷气发动机具有更高的流量和更低的喷射速度，因此其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当并超过纯喷气发动机。
涡轮/冲压喷气发动机是涡轮喷气发动机（通常在低于3马赫的各种速度下使用）和冲压喷气发动机的组合，在高马赫数下提供出色的性能。
发动机的周围是一个前部带有可调节进气口的管道，后部是一个带有可调节喷嘴的加力喷嘴。
在起飞和加速期间以及低于3马赫的飞行条件下，该发动机的运行方式与传统涡轮喷气发动机类似。
当飞机加速到3马赫以上时，涡轮喷气发动机机构关闭，气道中的空气通过导流叶片。
它绕过压缩机并直接流入加力燃烧器喷嘴。
此时，加力喷嘴就成为冲压喷气发动机的燃烧发动机。
房间。
该发动机适用于需要高速飞行并保持高马赫数巡航条件的飞机，在这种条件下该发动机充当冲压喷气发动机。
涡轮/火箭发动机的结构与涡轮/冲压喷气发动机相似，但主要区别在于它自己提供燃烧所需的氧气。
该发动机具有多级涡轮驱动的低压压缩机，在火箭形状的燃烧室中燃烧燃料和液氧，产生动力来驱动涡轮。
气体温度可高达3500度，因此在气体进入涡轮之前必须向燃烧室注入额外的燃料进行冷却。
这种浓混合物（气体）被来自压缩机的空气稀释，剩余的燃料在传统的加力燃烧器系统中燃烧。
该发动机比涡轮/冲压喷气发动机更小、更轻，但消耗更多燃料。
这一趋势使其更适合拦截器和航天器发射载体。
这些飞机需要高空和高速性能，往往需要高加速性能而不需要长续航时间。
结构进气道轴流式涡轮喷气发动机的主要结构如图所示。
由于飞机飞行条件的变化，需要保证进气道的空气安全。
终于可以顺利进入的下一个结构是：压缩器（compre ssor，或者说compre ssor）。
进气道的主要作用是在空气进入压缩机之前对空气进行调节，使发动机能够正常运转。
当以超音速飞行时，机头和进气口都会产生冲击波（也称冲击波），空气经过冲击波后压力增大。
因此，摄入可以再生一定量的预。
-有压缩效果，但冲击波的位置不同。
使用不当还会造成局部压力不均匀而损坏压缩机。
因此，超音速飞机的进气口一般会附有激波调节锥，以根据空速调节激波的位置。
具有侧面或腹侧进气口的飞机也配备了边界层调节装置，因为进气口距离机身较近，因此会受到机身边界层（边界层）的影响。
所谓边界层是指在飞机表面附近流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压却高于周围空气，形成压力梯度。
由于其能量低，不适合进入发动机，必须去除。
当飞机具有一定的迎角（AOA，即攻角）时，压力梯度的变化导致压力梯度增大的区域（例如背风侧）的边界层分离，而这些区域原本是靠在一起的。
在某个时刻，边界层突然塌陷并形成湍流。
严格来说，湍流是与层流相比不规则运动的流体。
湍流发生的机制及其过程的建模尚不清楚。
然而，这并不意味着湍流是坏事。
必须在发动机内的各个位置充分利用湍流，包括在燃烧过程中。
压缩机压缩机由定子板和转子板组成，一对定子板和转子板固定在发动机机架上，转子通过转子轴与涡轮连接。
现代涡轮喷气发动机通常具有8至12级压缩机。
级数越多，后压力越大。
当战斗机突然进行高重力飞行时，进入压气机前级的空气压力迅速下降，但后级的压力却变得很高。
此时，后级高压空气发生反向膨胀，造成极其不稳定的工况，工程上称为“喘振”，可引发最致命的发动机事故。
停机甚至结构损坏都是可能的。
有多种方法可以防止“浪涌”的发生。
根据我们的经验，喘振主要发生在压缩机的第五级和第六级之间。
分段安装泄放环，在压力异常时及时泄压，避免喘振的发生。
或者，转子轴可以是两层同心空心圆柱体，分别连接前级的低压压气机和涡轮以及后级的高压压气机和另一组涡轮。
每个都是独立的，并且在压力异常时自动调节速度。
燃烧室和涡轮内的空气经压气机压缩后，进入燃烧室，与煤油混合、燃烧、膨胀做功，并流经涡轮，使其高速旋转。
涡轮和压缩机的转子连接到同一轴，因此压缩机和涡轮的转速将相同。
最后，高温、高速气体从喷嘴喷出，利用反作用力提供动力。
燃烧室最初采用围绕转子轴的多个环的形式。
小型平行圆柱形燃烧室。
每个气缸都不是密封的，而是在适当的地方有孔连接整个燃烧室。
后来演变为结构紧凑的环形燃烧室，但整个流体环境是密封的。
不是圆柱形燃烧室，而是结合了两者优点的复合燃烧室。
涡轮机总是在极端条件下运行，对其材料和制造工艺有非常严格的要求。
目前，粉末冶金空心板多采用整体铸造，即所有板材一次铸造成型。
与早期相比，每页、每板都是单独铸造并用榫头连接，大大节省了连接质量。
制造材料主要是耐高温合金材料，中空板可以让冷空气通过进行冷却。
为第四代战斗机开发的新型发动机将配备高温性能得到改善的陶瓷粉末冶金板。
所有这些措施都是为了提高涡轮前部的温度，这是涡轮喷气发动机最重要的参数之一。
高涡锋温度意味着高效率和高功率输出。
喷嘴和加力燃烧器喷嘴（喷嘴或喷嘴）的形状和结构决定了最终的气流条件。
早期的低速发动机使用简单的锥形喷嘴来提高速度。
根据牛顿第三定律，气体喷射的速度越快，飞机可获得的反作用力就越大。
然而，用这种方法实现的速度提高是有限的。
这是因为气流最终达到声速，产生冲击波，阻止气体速度增加。
收敛-发散喷嘴（也称为拉瓦尔喷嘴）可用于实现超音速射流。
飞机的机动性主要由机翼表面提供的气动力提供，当机动性要求较高时，可以直接利用喷射流的推力。
历史上曾有两种方法：在喷管口安装气舵和直接使用偏转喷管（也称推力矢量喷管、矢量推力喷管），目前后者已处于实用阶段。
俄罗斯著名的Su-30和Su-37战斗机的出色机动性得益于Lyurica设计局的AL-31推力矢量发动机。
气体转向表面的代表性例子是美国的X-31技术演示器。
经过涡轮机后，热气体中含有未消耗的氧气，如果继续向其中注入煤油，氧气就会燃烧，产生额外的推力。
因此，一些高性能战斗机发动机在涡轮后增加了加力燃烧室（或加力燃烧室），可以在短时间内显着增加发动机的推力。
一般来说，加力可以在短时间内增加最大推力50%，但油耗惊人，而且通常只用于起飞或应对激烈缠斗时，不能长期用于超音速巡航。
。
应用涡轮喷气发动机适用于各种导航应用，从低空和低亚音速飞机到高空超音速飞机。
前苏联传奇的MiG-25高空超音速战斗机采用Lyurica设计局涡轮喷气发动机，此前曾创下3.3马赫的战斗机速度记录和37,250米的作战升限记录。
（这个纪录暂时不太可能被打破。
）涡喷发动机的燃油效率比涡扇发动机低，但在高速性能，尤其是高空高速性能上优于涡扇发动机。
