首先简单介绍一下结构
喷气发动机由进气道，压气机，燃烧室，涡轮，尾喷管五部分组成，其中压气机，燃烧室和涡轮合起来称为核心机（为什么叫核心机后面介绍）。
对于喷气发动机来说，当飞机在空中高速飞行时，以飞机为参考系，前方空气来流速度很快，这时压气机是不能直接吸入这些高速气流的，必须先由进气道将高速低压气流转换为低速高压气流，目前航空发动机进气道进气气流速度为当地马赫速05-06（因为声速为温度的函数，发动机里不同位置温度不一样，因此声速也不一样，当地马赫速05-06是指进气道入口处气流速度是当地声速的05-06倍）。
而尾喷管则是通过控制气流喷出速度控制推力，并使出口压力尽可能接近外界大气压。
下面来说核心机，为了了解核心机是怎么回事，首先要了解喷气发动机的热力学原理。
从热力学原理来说，涡轮喷气发动机的热力循环是布雷顿循环
上图是表示理想布雷顿循环的温熵图（图中的每一点对应于理想气体的一个状态，这里将发动机吸入的空气当成理想气体处理），就喷气发动机而言，0这一点表示周围大气的气体状态，空气进入进气道，被吸入压气机压缩的过程是图中0-2的等熵压缩过程，理想情况下在这个阶段，空气的总熵不变，但被压气机压缩温度上升。当然实际做不到等熵压缩，总有一点损失。
图中2点表示经过压气机的气体状态，此时气体温度已有600K左右（工程热力学一般都用热力学温度），当然不同发动机差别会比较大。气体从点2到点3是在燃烧室中进行等压加热，理论来说燃烧过程压力基本不变（当然实际做不到真正的等压）。经过燃烧室加热后气体温度已经非常高了，气体到点3后下面一个阶段就要经过涡轮，所以点3的温度也叫涡轮前温度。目前喷气发动机涡轮前温度普遍能到1400K以上，F-22的发动机涡轮前温度能到2000K左右。
从点3到点4，是气体经过涡轮等熵膨胀，在这个过程中推动涡轮做功，自身内能下降，表现为温度降低。而涡轮和前面的压气机是由一根轴连在一起的，由高温气体做功推动涡轮后，涡轮将这个功传给前面的压气机，也就是说压气机压缩气体消耗的能量是由后面涡轮产生的，也因为这个原因，喷气发动机不能自己启动，启动时必须先有电动机之类的东西把它带到一定的转速之后才能点火启动。
气体排出发动机后，在大气中等压冷却，在图中用点4到点1的虚线表示。
分析这个热力学循环可以看出，3点的温度越高，气体在涡轮前内能越高（理想气体内能为温度的线性函数，温度越高内能越高），在经过涡轮时做功也越多，就能更好推动压气机产生更大的推力，而在温熵图上2-3的等熵过程的路径是唯一确定的，按照工程师和科学家的计算，每一个涡轮前温度都对应一个最佳增压比，使在这个涡轮前温度下发动机的热效率最高。也就是说点3温度增高，如果要保持热力学效率不降低，点2的温度也必须增高，即压气机增压比要增高，因此喷气发动机的发展主要就在干两件事，想方设法提高涡轮前温度和想方设法提高压气机增压比。
了解了喷气发动机的热力学原理之后，我们可以发现，布雷顿循环中决定整个循环状况的是压气机增压比和涡轮前温度，压气机的设计决定增压比，而涡轮前温度由燃烧室和涡轮共同决定（毕竟即便燃烧室能烧到2000K，涡轮承受不了如此高的温度就融化了），所以压气机，燃烧室和涡轮合起来称为核心机，因为它们三个决定了一台喷气发动机的热力学循环是什么样的，核心机决定发动机的总功率和热效率，有了好的核心机，如果直接在地上用，稍微改造一下就成燃气轮机，同样的核心机如果加上超声速进气道、加力燃烧室和尾喷管就成了战斗机用的涡喷发动机，如果核心机前面加一个风扇就成了涡扇发动机。美国的lm2500舰用燃气轮机和F-15、F-16所用的F110发动机以至一些民航飞机的发动机就都是从GE9一个核心机衍生而来。
飞机是靠什么原理飞起来的？飞机的发动机是什么原理？
一，工作原理：
现代战斗机的发动机一般有 涡轮喷气发动机（简称“涡喷发动机”） 和涡轮风扇发动机（简称“涡扇发动机”）两种，前者出现的比较早，像第一第二代战斗机大多采用这类发动机，三代以后的战斗机就都采用涡轮喷气发动机了。相对于涡喷发动机，涡扇发动机更省油。 无论是以上那种发动机，其都要有个叫做加力燃烧室的的东西，加力燃烧室位于燃烧室的后边（涡扇发动机从前到后的顺顺序为：风扇叶片--空气压缩室——燃烧室——涡轮——加力燃烧室——喷管，涡喷的没有风扇叶片）空气从被风扇吸入后进入空气压缩室中被压缩，然后经过与燃料油的混合燃烧，从燃烧室喷出后推动涡轮，经过涡轮轴将力传给最前面的风扇，使风扇做工，如此循环往复，同时向加力燃烧室喷出燃烧后的高温高速气体，经由尾喷管喷出，同时风扇的吹风通过外涵道吹向尾喷管，最终取风扇与燃烧气体的合力最为推力。此时情况为未采用加力时的状态。当开加力时，加力燃烧室起作用，加力燃烧室是在加力发动机上向燃气或风扇后气流（经外涵道过来的空气）喷油点火燃烧以提高气流温度用以短期内增大发动机推力的部件。加力燃烧室由扩压器、点火器、喷嘴、火焰稳定器、防振隔热屏和筒体组成。进入加力燃烧室的气体首先在扩压器中减速，然后与喷嘴喷入的燃油掺混形成油气混合气，经过二次燃烧道道更大的推力。战斗机发动机的推理达到100%时为军用推力，100%以上就是加力推力了，一般用作超音速飞行中，同楼上说的那样的原因，战斗机的加力飞行只能持续一段时间。而F-22的超音速巡航能力不是通过长时间开加力而获得的，超音速巡航的意义就在于不开加力而达到长时间超音速飞行。
二，名词解释：
是指飞机在使用加力燃烧室后飞机新获得的推力。加力能提高飞机航速，比如爬升阶段，但不常用于巡航，因为很不经济，很费油。
飞机是由动力装置产生前进动力，由固定机翼产生升力，在大气层中飞行的重于空气的航空器。它比空气重，又不能像鸟那样扇动翅膀，但是飞机却能升入空中。原来飞机机翼并不是平平伸展的，而是向上凸起一些，这样当飞机水平前进时，迎面而来的气流就在机翼上产生向上的升力，使飞机升入空中。飞机飞行速度越快、机翼面积越大，所产生的升力就越大，所以飞机在起飞前需要在机场跑道上行进一段距离才能升空，而且飞机不能飞到没有空气的地方。
早期的飞机靠机身前端的螺旋桨旋转产生牵引力向前运动。螺旋桨产生的牵引力不大，飞机飞行的速度也不快。1939年8月27日，第一架喷气式飞机飞行成功，大大提高了飞机的飞行速度。喷气发动机是把吸入的空气压缩，再与燃料混合燃烧，形成高温高压气体向后喷出，产生强大的推动力，使飞机高速飞行。
现在，飞机的飞行速度可以几倍于声音在空气中传播的速度(每秒340米)，驾驶这样的飞机，只需十几个小时就能环绕地球赤道一周，这样的飞机叫做超音速飞机。制造超音速飞机不仅需要先进的喷气发动机，还需要在飞机的制造材料、飞机的外形设计等方面达到很高的要求，是一项非常复杂的技术。现在，除了先进的战斗机、侦察机外，一些大型的客机也是超音速飞机。不过，螺旋桨飞机并没有被淘汰，在许多不需要高速度飞行的工作中(如喷洒农药、森林防火)，螺旋桨飞机仍发挥着重要的作用 。喷气发动机原理及若干工作方式
喷气推进原理
气推进是伊萨克·牛顿(Isaac Newton)爵士的第三运动定律的实际应用。该定律表述为：“作用在一物体上的每一个力都有一方向相反大小相等的反作用力。”就飞机推进而言，“物体”是通过发动机时受到加速的空气。产生这一加速度所需的力有一大小相等方向相反的反作用力作用在产生这一加速度的装置上。喷气发动机用类似于发动机/螺旋桨组合的方式产生推力。二者均靠将大量气体向后推来推进飞机，一种是以比较低速的大量空气滑流的形式，而另一种是以极高速的燃气喷气流形式。
这一同样的反作用原理出现于所有运动形式之中，通常有许多应用方式。喷气反作用最早的著名例子是公元前120年作为一种玩具生产的赫罗的发动机。这种玩具表明从喷嘴中喷出的水蒸气的能量能够把大小相等方向相反的反作用力传给喷嘴本身，从而引起发动机旋转。类似的旋转式花园喷灌器是这一原理更为实用的一个例子。这种喷灌器借助于作用于喷水嘴的反作用力旋转。现代灭火设备的高压喷头是“喷流反作用”的一个例子。由于水喷流的反作用力，一个消防员经常握不住或控制不了水管。也许，这一原理的最简单的表演是狂欢节的气球，当它放出空气或气体时，它便沿着与喷气相反的方向急速飞走。
喷气反作用绝对是一种内部现象。它不象人们经常想象的那样说成是由于喷气流作用在大气上的压力所造成的。实际上，喷气推进发动机，无论火箭、冲压喷气、或者涡轮喷气，都是设计成加速空气流或者燃气流并将其高速排出的一种装置。当然，这样做有不同的方式。但是，在所有例子中，作用在发动机上的最终的反作用力即推力是与发动机排出的气流的质量以及气流的速度成比例的。换言之，给大量空气附加一个小速度或者给少量空气一个大速度能提供同样的推力。实用中，人们喜欢前者，因为降低喷气速度能得到更高的推进效率。
喷气推进的几种方式
不同类型的喷气发动机，无论冲压喷气、脉冲喷气、燃气轮机、涡轮/冲压喷气或者涡轮-火箭，其差别仅在于“推力提供者”即发动机供应能量并将能量转换成飞行动力的方式。
冲压喷气发动机实际上是一种气动热力涵道。它没有任何主要旋转零件，只包含一个扩张形进气涵道和一个收敛形或者收敛-扩张形出口。当由外部能源强迫其向前运动时，空气被迫进入进气道。当它流过这一扩散形涵道时，其速度或动能降低，而压力能增加。尔后，靠燃油的燃烧来增加其总能量，膨胀的燃气通过出口涵道高速排入大气。冲压喷气发动机常作为导弹和靶机的动力装置，但单纯的冲压喷气发动机不适于作为普通飞机动力装置，因为在它产生推力前，要求向它施加向前的运动。
脉冲喷气发动机采用间歇燃烧原理。与冲压喷气发动机不同，它能在静止状态工作。这种发动机是由类似冲压喷气发动机的一种空气动力涵道构成。它的压力较高，结构比较坚实。进气涵道有许多进气“活门”，在弹簧拉力作用下处于打开位置，通过打开的活门空气进入燃烧室，并靠燃烧喷入燃烧室中去的燃油得到加热，由此引起的膨胀使压力升高，迫使活门关闭，然后膨胀的燃气向后喷出；排气造成降压，使活门重新开启。这种过程周而复始。脉冲喷气发动机曾经被设计成直升机旋翼的推进装置，有的还通过精心设计涵道来控制共振循环的压力变化而省去了进气活门。但脉冲喷气发动机不适于作为飞机动力装置，因为它的油耗高，又无法达到现代燃气涡轮发动机的性能。
火箭发动机虽然也属于喷气发动机，但它们有重大区别。即火箭发动机不用大气作为推进流体，而用它携带的液态燃料或化学分解而形成的燃料与氧气剂的燃烧来产生它自己的推进流体，从而能在地球大气层外工作，但因此它也只适用工作时间很短的情况
涡轮喷气式发动机应用于喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点，因为采用了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或者大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。
飞机速度低于大约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型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。
螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。
涡轮/冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机(它常用于马赫数低于3的各种速度)与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。
涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。
