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。
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年春， 德国 的 奥海因 制成实用型涡轮喷气发动机Hes-3B，推力为5000牛。通过性能估算，他创新性地采用离心压气机与离心涡轮背靠背的配置方案，降低研制风险的同时实现轻量化设计。他又与E.H.亨克尔合作研制成世界上第一架涡轮喷气发动机推进的喷气飞机He-178，该机于1939年8月27日首飞。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，为现代航空工业奠定基础。1991年10月，美国政府为表彰奥海因的开创性贡献，向其颁发亨利·德雷珀奖。
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 涡轮风扇发动机 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 。
历史
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 。
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。
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 格洛斯特 公司的 卡特 (J.Carter)设计，命名E.28/39。
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。
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)。
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。
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 梅塞施密特 Me-262喷气战斗机。其最大飞行速度960km/h，装4门 航空机炮 。
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。
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战斗机 、霍克“海鹰”， 苏联 的 米格-15战斗机 等。
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。
1947年，涡喷 发动机 首次使用于摩托 巡逻舰 。
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战斗机 和伊尔-22。后通过不断改进改型研制出 AL- 3和AL-5发动机。
1949年，第一架喷气 运输机 “ 彗星 号”首飞。
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。
1953年， 美国 洛克希德·马丁公司 F-104战斗机 首飞，最大M数 2.2。
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 。
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。
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。
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战斗机 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。
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。
1955年，苏联的 米格-21战斗机 首飞，最大M数2.05。1955年10月， 瑞典 萨博集团 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。
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 。
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。
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。
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。 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。
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。
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 先后击落入侵的 美国 高空无人驾驶 侦察机 20余架。
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。
1975年9月1日， 协和式客机 四次飞越 大西洋 。 英法海底隧道 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。
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 。
2002年，中国自行设计研制具有自主 知识产权 的“ 昆仑发动机 ”涡喷发动机通过国家航空定型委员会批准定型，在第四届 中国国际航空航天博览会 上正式对外展出。
分类
按压气机类型
离心式涡喷发动机
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。
轴流式涡喷发动机
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。 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。
按发动机转子结构
单转子涡喷发动机
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。
双转子涡喷发动机
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 。
工作原理
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。 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， 同时带动压气机和涡轮继续旋转以维持工作循环。
基本构造
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。
进气道
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 范围可分为亚 音速 、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。
压气机
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 音速 、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 。
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。
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。
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。
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 。
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。
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。
燃烧室
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
涡轮
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。
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。
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。
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。
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。
材料方面，改进 高温合金 成分、将 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。
加力燃烧室
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 音速 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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
尾喷管
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。
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 向量 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。
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。
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 。
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。
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“ 向量 喷管”。
附属系统与附件传动系统
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。
性能参数
推力F
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”。
单位推力F
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。
推重比F
(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。 该指标是战斗机用发动机的主要考虑参数。 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。
单位迎面推力F
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/m 2 或daN/m 2 。涡喷发动机的单位迎面推力约为8000~10000daN/m 2 。
单位燃油消耗率SFC
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）
该指标是旅客机、 战略运输机 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。
在一定的飞行 马赫 下，单位 燃油消耗率 和总效率（ ）成反比，即： （M 0： 飞行马赫数 ）。
主要型号
美国
苏联/俄罗斯
英国、法国
中国
应用领域
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。 大部分军用战斗机、 战略轰炸机 、 战略运输机 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。 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 涡轮风扇发动机 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 。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。