本书以国内外综合高性能航空发动机的最新技术为着眼点，系统而重点地阐述了涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机和超燃冲压发动机的工作原理、参数选择、性能计算以及航空燃气涡轮发动机压缩系统的气动稳定性等内容。

本书共10章，前8章主要对航空燃气涡轮发动机进行了介绍，包括涡轮喷气、涡轮风扇、涡轮螺桨和涡轮油等类型发动机的热力循环，推力和推进效率以及设计点热力计算、各部件的共同工作和发动机的控制规律和特性等内容。第9章介绍了超燃冲压发动机，包括进气道、燃烧室、尾喷管以及发动机总体性能和推进系统的安装性能。
本书适合作飞行器动力工程专业本科生和研究生的教材，亦可供有关专业技术人员参考。

第1章 航空燃气涡轮发动机主要类型及其性能指标
1.1　航空燃气涡轮发动机的主要类型
1.2　航空燃气涡轮发动机性能指标
1.3　航空燃气涡轮发动机的推力
1.4　分别排气涡扇发动机的推力
1.5　涡轮螺桨发动机的推力
1.6　航空燃气涡轮发动机的能量转化和效率
1.7　小结
习题
第2章 航空燃气涡轮发动机的进气道
2.1　进气道的主要特性参数
2.2　亚声速进气道
2.3　超声速进气道的类型和主要特点
2.4　超声速外压式进气道的阻力
2.5　超声速外压式进气道不稳定工作状态——喘振和痒振
2.6　不可调超声速外压式进气道的节流特性
2.7 几何不可调超声速外压式进气道与发动机的共同工作
2.8　超声速外压式进气道的调节
2.9　进气道的调节实例
2.10　进气道在飞机上的布局和攻角对总压恢复系数的影响
2.11　几种特殊形式的进气道
2.12　小结
习题
第3章 航空燃气涡轮发动机的尾喷管
3.1　收敛尾喷管
3.2　影响收敛尾喷管流量系数和推力系数的因素
3.3　轴对称收敛-扩张尾喷管
3.4　引射尾喷管
3.5　轴对称塞式尾喷管
3.6　非轴对称尾喷管及二元尾喷管
3.7　尾喷管的尾部阻力概念
3.8　推力矢量尾喷管
3.9　小结
习题
第4章 航空燃气涡轮发动机的热力循环分析
4.1 理想循环
4.2　加力式涡喷发动机的理想循环
4.3　燃气涡轮发动机的实际循环
4.4　涡扇发动机内、外涵问循环功的最佳分配
4.5　航空燃气涡轮发动机的变循环及组合循环概念
4.6　小结
习题
第5章 航空燃气涡轮发动机设计点气动热力计算与分析
5.1　设计点气动热力计算的目的
5.2　等熵绝热过程的计算方法
5.3　燃烧室油气比的计算方法
5.4　燃气涡轮发动机设计点气动热力计算
5.5　航空燃气涡轮发动机设计参数选择
5.6　涡扇发动机设计参数的选择
5.7　涡轮螺桨发动机设计参数的选择
5.8 涡轮螺桨发动机设汁点气动热力计算及其结果分析
5.9　小结
习题
第6章 航空燃气涡轮发动机部件的共同工作和调节规律
6.1　几何不可调单轴燃气涡轮发动机的共同工作
6.2　单轴燃气涡轮发动机的调节规律
6.3　双轴燃气涡轮发动机部件的共同工作
6.4 双轴燃气涡轮发动机最大状态的调节规律
6.5　分别排气涡扇发动机部件的共同工作
6.6　混合排气涡扇发动机部件的共同工作
6.7 涡轮螺桨和涡轮轴发动机的调节规律以及部件的共同工作
6.8　小结
习题
第7章 航空燃气涡轮发动机特性
7.1　航空燃气涡轮发动机特性的一般概念
7.2　航空燃气涡轮发动机特性获取方法
7.3　发动机特性的通用计算方法
7.4　发动机特性的近似计算方法
7.5　燃气涡扇发动机速度特性与高度特性分析
7.6　航空燃气涡轮发动机的节流特性
7.7　涡轮螺桨发动机的速度特性和高度特性
7.8　用相似理论换算发动机的特性
7.9　小结
习题
第8章 航空燃气涡轮发动机的过渡工作状态
8.1　单轴燃气涡轮发动机的加速过程
8.2　单轴燃气涡轮发动机的减速过程
8.3　双轴燃气涡轮发动机的加、减速过程的特点
8.4　涡轮螺桨发动机的加、减速过程的特点
8.5　燃气涡轮发动机的起动过程
8.6　发动机过渡态的数值模拟
8.7　小结
习题
第9章 航空燃气涡轮发动机压缩系统的气动稳定性
9.1　风扇和压气机的不稳定工作状态
9.2　稳定性裕度
9.3　进气总压畸变对发动机气动稳定性的影响
9.4　进气总温畸变对发动机稳定性的影响
9.5　进口总温总压组合畸变对发动机气动稳定性的影响
9.6　相容性评估简介
9.7　进气畸变对压气机稳定性影响的分析技术
9.8　小结
习题
第10章　超声速燃烧冲压发动机
10.1 冲压发动机的主要类型
10.2　超燃冲压发动机实际循环
10.3　超燃冲压发动机的推力和主要性能参数
10.4　超燃冲压发动机气动热力计算
10.5　超燃冲压发动机的进气道
10.6　超燃冲压发动机的燃烧室
10.7　超燃冲压发动机的尾喷管
10.8　超燃冲压推进系统的特性
10.9　小结
习题
参考文献

第1章 航空燃气涡轮发动机主要类型及其性能指标
　　1.1　航空燃气涡轮发动机的主要类型
自1939年9月27日装有燃气涡轮喷气发动机（简称燃气涡轮发动机）的飞机在德国首次试飞成功以来，航空燃气涡轮发动机有了飞速发展。与活塞式发动机相比，燃气涡轮发动机在结构上非常简单，它只是将转动的压气机和涡轮连接在同一根轴上，两者之间装有热源（燃烧室），空气连续不断地被吸入压气机，并在其中压缩增压后，进入燃烧室中喷油燃烧成为高温高压燃气，再进入涡轮中膨胀做功。显然，燃烧的膨胀功必然大于空气在压气机中被压缩所需要的压缩功，使得有部分富余功可以被利用。可见，燃气涡轮发动机的膨胀功可以分为两部分：一部分膨胀功通过传动轴传给压气机，用以压缩吸入燃气涡轮发动机的空气；另一部分膨胀功则对外输出，作为飞机、舰船、车辆或发电机等的动力装置。如图l—1所示即为典型的航空燃气涡轮发动机结构简图。
燃气涡轮发动机与活塞式发动机不同之处在于：活塞式发动机工作时，空气是间断地进入汽缸的，气体的压缩、燃烧和膨胀过程发生在同一汽缸中；而燃气涡轮发动机工作时，空气是连续不断地被吸入，气体的压缩、燃烧和膨胀过程分别在压气机、燃烧室、涡轮或尾喷管等不同部件中进行。活塞式发动机靠大尺寸的螺旋桨推动飞机前进。随着飞行速度增加，特别是接近声速时，飞机的阻力急剧增大，要求大幅度地增大发动机的功率，活塞式发动机功率的增加，主要依靠加大汽缸尺寸和数目，这样就加大了发动机的重量和尺寸。此外，在飞机飞行速度达到800～850 km／h时，螺旋桨的效率开始明显下降，使其产生的推力下降，无法满足进一步提高飞行速度的要求。这正是活塞式发动机不能突破“音障”的原因。与之相比，燃气涡轮发动机的重量显著减少，并且取消了螺旋桨，在很大的飞行速度范围内，燃气涡轮发动机的推力是随着飞行速度的增加而增加的。这样使飞机的飞行速度不但突破了“音障”，而且已超过声速3倍以上。
燃气发生器出口的高温高压燃气在尾喷管中膨胀加速，向后方高速喷射，产生反作用推力。在相同的燃气发生器条件下，可将燃气涡轮发动机燃气发生器出口的部分或大部分可用功，通过动力涡轮转变为轴功。轴功驱动螺旋桨的发动机就成为涡轮螺旋桨发动机，可简称为涡轮螺桨发动机；轴功驱动外涵压气机（常称为风扇）的发动机就成为涡轮风扇发动机，可简称为涡扇发动机。其结构简图分别如图1—2（a），（b）所示。