航天发动机是为航空器提供飞行所需动力的发动机。有3种类型：①活塞式航空发动机。早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机的功率可达2500千瓦。后来为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。但小功率的活塞式航空发动机仍广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机。②燃气涡轮发动机。应用最广。包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。③冲压发动机。特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围，仅用在和空中发射的靶弹上。 压气机 压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。所以如果外界空气不经过压缩，那么发动机的热力循环效率就太低了。 在航空涡轮发动机上使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类是轴流式压气机。离心式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。由于其迎风面积大，现在已经不在主流航空涡喷/涡扇发动机中使用了，仅在涡轴发动机中有一些应用。轴流式压气机因其中主流的方向与压气机轴平行而得名，它是靠推动气流进入相邻叶片间的扩压信道来实现气流增压的。轴流式压气机具有体积小、流量大、效率高的特点，虽然轴流式压气机单级增压比不大（约1.3～1.5），但是可以将很多级压气机叶片串联起来，一级一级增压，其乘积就是总的增压比。轴流式压气机的这些优点，使其成为现代航空涡轮发动机的首选。 压气机的主要设计难点在于要综合保证效率、增压比和喘振裕度者三大主要性能参数满足发动机的要求。 压气机效率是衡量压气机性能好坏的重要指标，它反映了气流增压过程中产生能量损失的大小，如果效率太低，能量损失过大，压气机就是出力不讨好。 增压比是指压气机出口气压与进口气压之比，这个参数决定了压气机给后面的燃烧室提供的“服务质量”的好坏以及整个发动机的热力循环效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在GE公司的J-79涡喷发动机上用的压气机风扇有17级之多，平均单级增压比为1.16，这样17级叶片的总增压比大约在12.5左右；而F-22的F-119涡扇发动机的压气机中，3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右，平均单级增压比为1.43。 但随着压气机的增压比越来越高，压气机喘振的问题凸显了出来。 喘振是发动机的一种不正常的工作状态，是由压气机内的空气流量和压气机转速偏离设计状态过多而引发的。喘振是发动机的致命故障，严重时可能导致发动机空中停车甚至发动机致命损坏。衡量发动机喘振性能的指标叫做“喘振裕度”，就是说发动机的进气口流量变化多少会引发喘振，这个值一般都要求达到15％甚至20％以上。航空涡轮发动机性能要先进，稳定工作范围宽，首先要求喘振裕度要大，压气机工作点距离喘振边界远。其次，发动机抗畸变能力要强。进气口的气有时是不均匀的，尤其是飞机做大机动动作时，进气道唇口气流发生分离，造成压气机进口畸变，气流不均匀。这时发动机的喘振裕度就会减小，加减速又会把一部分喘振裕度消耗掉，也可能造成停车，所以喘振裕度必须足够，对畸变不敏感。的尾焰也容易造成温度场畸变，使发动机停车，所以要有武器发射防喘自动控制系统。 早期的轴流式压气机多数为单转子轴流式压气机，即各级压气机是装在同一根传动轴上、由同一个涡轮驱动并以相同转速工作的。这种压气机结构比较简单，但是当单转子的发动机在工作中转速突然下降时（比如猛收小油门），气流容积容量过大而形成堵塞，从而导致前面各级（低压压气机）叶片处于小流量大攻角的工作状态。这时，就像飞机在大攻角飞行时出现失速一样，气流在压气机叶片后面开始分离，这种分离严重到一定程度，就会出现喘振。在单转子轴流式压气机中，为了降低低压部分在这种情况下的攻角，只好在压气机前加装可调导流叶片以降低气流攻角，或者在压气机的中间级上进行放气，即空防掉一部分已经增压的空气来减少压气机低压部分的攻角。 为了提高压气机的工作效率并增加发动机喘振裕度，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下，这样低压压气机与低压涡轮联动形成低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成高压转子。由于低压压气机和高压压气机分别装在两个同心的传动轴上，当压气机的空气流量和转速前后矛盾时，它们就可以自动调节，推迟了前面各级叶片上的气流分离，从而增加了喘振裕度。 然而双转子结构的发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇通常和低压压气机联动，风扇为了迁就压气机而必须在高转速下运行，高转速带来的巨大离心力就要求风扇的叶片长度不能太大，涵道比自然也上不去，而涵道比越高的发动机越省油。低压压气机为了迁就风扇也不得不降低转速和单级增压比，单级增压比降低的后果就是不得不增加压气机的级数来保持一定的总增压比。这样一来压气机的重量就难以下降。 为了解决压气机增压比和风扇转速的矛盾，人们很自然的想到了三转子结构。所谓三转子就是在双转子发动机上又多了一级风扇转子。这样，风扇、低压压气机和高压压气机都自成一个转子，各自都有各自的转速。因此，设计师们就可以相对自由地设计发动机风扇转速、风扇直径以及涵道比。而低压压气机的转速也就可以不再受风扇的掣肘。 但和双转子发动机相比，三转子发动机的结构进一步变得复杂。三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子，支撑结构更加复杂，轴承的润滑也更加困难。三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题，可是英国的罗尔斯·罗伊斯公司还是对它情有独钟。罗·罗公司的RB-211涡扇发动机上用的就是三转子结构，转子数量的增加带来了风扇、压气机和涡轮的优化。该型发动机装备在许多型号的客机上。 三转子的RB-211与同一技术时期推力同级的波音747用双转子JT9D涡扇发动机相比，JT9D的风扇叶片有46片，而RB-211只有33片；压气机、涡轮的总级数JT9D为22级，而RB-211只有19级；压气机叶片JT9D有1486片，RB-211只有826片；涡轮转子叶片RB-211是522片，而JT9D多达708片；但从支撑轴承上看，RB-211有8个轴承支承点，而JT9D只有4个。