第四节 飞机的动力装置
飞机的动力装置是指为飞机前进提供动力的整个系统。它包括发动机、螺旋桨、辅助动力装置及其他附件。而其中最主要的部分是航空发动机，人们往往把飞机的发动机比喻为飞机的“心脏”。与航空器的发展历程一样，航空发动机也经历了百余年的发展历史。1903年莱特兄弟将活塞式发动机和螺旋桨装于他们制造的一架双翼飞机，完成了人类历史上的首次依靠自身动力起飞的飞行，开创了飞行的新纪元，也掀开了航空动力装置发展的篇章。
航空发动机可分为活塞式发动机和喷气式发动机两大类，它们都是把燃料燃烧后放出的热能转换为机械能的热力发动机。在第二次世界大战以前飞机的动力装置是由航空活塞式发动机和螺旋桨组成。随着飞机的飞行速度和高度的增加，活塞式发动机的功率和螺旋桨的效率会急剧下降，活塞式发动机已不能满足需要。20世纪30年代末研制出了涡轮喷气发动机，飞机的动力装置有了第二种不同的形式。到了20世纪50年代在涡轮喷气发动机的基础上发展出了涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和涡轮螺旋桨发动机，20世纪70年代又产生了桨扇发动机。现代高速飞机都使用了喷气式发动机，在小型、低速飞机上，由于经济性好、易维护，活塞式发动机还在大量使用。飞行器上发动机的分类如下。
其中喷气发动机根据燃料燃烧时所需要的氧化剂的来源不同，可分为两大类：一类是空气喷气发动机，它自身携带燃料，燃烧时需要利用空气中的氧气作为氧化剂，因此使用中不能脱离大气层。另一类是火箭发动机，它自带燃料和氧化剂，在大气层内和太空中都能使用，目前它是航天器唯一的动力装置。现在民用飞机使用的喷气式发动机都是带压气机的，本节只介绍民航飞机上使用的活塞式发动机和带压气机的空气喷气发动机。
小贴士
世界主要民用航空发动机制造商有：通用电气公司（GE公司）、罗尔斯?罗伊斯公司（罗罗公司）、普拉特?惠特尼公司、CFM国际发动机公司、国际航空发动机公司、发动机联盟。
一、活塞式发动机
活塞式发动机是一种四冲程汽油内燃机，发动机工作时输出的扭矩通过减速器降低速度后带动螺旋桨，螺旋桨旋转产生拉力或推力为飞机提供前进的动力。
（一）组成和分类
活塞式发动机的主要组成部分包括：汽缸、活塞、连杆、曲轴、机匣、进排气门机构和工作系统（见图2-66）。
图2-66 活塞式发动机结构
活塞式发动机按活塞的运动方式分为往复式活塞发动机和转子活塞发动机；按喷油的形式分为汽化器式和直喷式；按冷却方式可分为液冷式和气冷式。
（二）基本工作原理
活塞式发动机工作时，汽油和空气混合后在汽缸中燃烧，产生高温高压燃气，燃气膨胀推动活塞运动，活塞带动连接在活塞上的连杆，推动曲轴转动（见图2-67）。活塞在气缸内运动到最上方的位置叫做上死点，最下方的位置叫下死点。活塞从上死点往下死点或从下死点往上死点运动一次叫一个冲程。活塞发动机的工作过程由进气、压缩、工作和排气四个冲程组成。
进气冲程：活塞从上死点开始向下死点运动，汽缸内容积变大，此时进气活门打开而排气活门关闭，空气和汽油混合的新鲜气体进入汽缸内，当活塞运动到下死点时，进气活门关闭，进气冲程结束。此时，汽缸内充满了新鲜的混合气。
图2-67 活塞式发动机工作原理
压缩冲程：进气冲程结束后，活塞在曲轴和连杆的带动下向上死点运动，此时进气活门和排气活门都处在关闭位置，气缸内的空间变小，对混合气进行压缩，以便燃烧后膨胀做功。当活塞运动到上死点时，压缩冲程结束，混合气的压力和温度都升高，为燃烧做好了准备。现代航空活塞发动机压缩冲程结束后，混合气的压力将达到10余个大气压，温度400℃左右。
工作冲程：当压缩冲程结束的那一瞬间，气缸内的火花塞（又叫电咀）通电产生电火花，混合气被点燃并燃烧，产生的燃气温度和压力急剧升高（温度可达2500℃，压力可达50～75个标准大气压），燃烧后的高温高压燃气膨胀，推动活塞向下运动，对活塞做功。活塞通过连杆带动曲轴旋转，这时汽油燃烧的热能转变为曲轴转动的机械能。当活塞运动到下死点时，工作冲程结束。
排气冲程：工作冲程结束后，曲轴在惯性作用下通过连杆带动活塞从下死点开始向上死点运动，此时排气活门打开而进气活门关闭，随着活塞的向上运动，燃烧后的废气不断地从排气门排出。当活塞到达上死点时，排气活门关闭，进气活门打开，进入下一个工作循环的进气冲程。
图2-68 星形布局发动机
可见，活塞发动机在一个工作循环内，交替完成了进气、压缩、工作和排气四个冲程，一个工作循环，活塞往复运动两次，曲轴转动两圈，其中只有工作冲程是燃料燃烧做功，将燃料的化学能转变成曲轴转动的机械能，其余3个冲程都是靠曲轴转动的惯性通过连杆带动活塞完成的，也就是说活塞发动机的工作中，燃料燃烧、能量转化并不是连续的。
为了使发动机能够连续稳定工作，航空用活塞发动机采用多汽缸结构（5～28缸），大多采用星形布局（见图2-68）。多个气缸围绕曲轴排成一圈或两圈，各汽缸交替工作，保证任何时候都有气缸在做功，使发动机连续稳定地工作。
（三）活塞式发动机的工作系统
活塞式发动机能够连续不断地工作，除了在结构上的主要组成部分之外，还必须要有各个工作系统进行配合工作。活塞式发动机的工作系统主要有：进气系统、点火系统、润滑系统、冷却系统和启动系统。
进气系统的作用是将从燃油泵来的燃油汽化，以便与空气均匀地混合，组成混合比适当的混合气，满足发动机在各种工作情况下的需要。航空活塞式发动机上采用的进气系统有两种：一种是汽化器式燃料系统，此系统是在发动机的进气管路中将被汽化器雾化的燃油喷入，并与空气进行混合组成混合气然后进入汽缸内。另一种是直接喷射式燃料系统，此系统是在进气冲程中将燃料直接喷入到汽缸内与空气进行混合组成混合气。
小贴士
混合比适当，是指混合气中的汽油完全燃烧时，吸入的氧气也消耗完了。如果汽油完全燃烧而氧气未消耗完，叫做贫油，发动机功率会下降；如果氧气消耗完而汽油未完全燃烧，称为富油，发动机功率下降、冒黑烟，经济性降低。
点火系统是利用高压电产生电火花的方法来点燃混合气，主要由产生高压电的磁电机和点火分配器及火花塞组成，发动机工作时磁电机产生高压电，并通过点火分配器按发动机的点火顺序将高压电输送至各汽缸的火花塞，火花塞产生电火花点燃混合气。
图2-69 发动机散热风门
润滑系统是把数量足够和黏度适当的滑油循环、不间断地输送至汽缸，使汽缸和活塞之间得到良好的润滑和冷却，达到减少摩擦、降低磨损、清洁和防腐的目的。润滑系统由滑油箱、滑油泵、滑油滤、滑油散热装置和管道组成。
冷却系统又称散热系统，是使冷却介质流过汽缸壁，带走汽缸壁的一些热量，使汽缸温度稳定在适宜的范围内，保持发动机的正常工作（见图2-69）。航空活塞发动机多采用气冷式进行冷却，在汽缸外壁上有很多散热片，利用迎面气流吹过散热片带走热量。为防止汽缸温度过低，还在发动机前加装了百叶窗式散热风门，可根据汽缸温度来调节百叶窗的开度，控制流过发动机散热片的空气流量。
启动系统使发动机从静止状态过渡到工作状态，启动系统分为气动和电动两种。气动启动是使用压缩空气进入汽缸推动活塞运动，使发动机开始转动。电动启动是使用电动机带动发动机的曲轴旋转。
（四）螺旋桨
航空活塞式发动机是一种将热能转换为机械能的内燃机，它并不能单独为飞机提供前进的动力，必须通过螺旋桨才能推动飞机前进。
螺旋桨是在流体中产生驱动力的装置，适用于**也适用于气体，飞机上的螺旋桨为空气螺旋桨。螺旋桨在空气中旋转将发动机曲轴转动功率转化为推进力，使飞机向前运动。因此，活塞式发动机和螺旋桨一起才构成飞机的动力装置。
图2-70 螺旋桨剖面
现代螺旋桨主要由桨叶、桨毂及桨叶变距机构等组成（见图2-70）。桨叶的剖面形状和翼型相似，桨叶的前、后表面分别相当于机翼的上、下表面，螺旋桨旋转时，桨叶与空气有相对运动，在桨叶的前表面（剖面较凸）空气流动快，压力小；桨叶后表面空气流速慢，压力大，桨叶前后表面有压力差，这个压差形成了螺旋桨的推动力。桨叶变距机构用来改变螺旋桨的桨叶角从而改变螺旋桨推动力的大小。制作螺旋桨的材料有木料、钢材、铝材或复合材料，现代大多数螺旋桨使用的是铝合金材料，它可以做成更薄、更有效的叶型，减轻了结构的重量而不减少结构的强度。
二、空气喷气发动机
空气喷气发动机是一种把燃料的热能转换为气体的动能，利用燃气从尾部高速喷出时所产生的反冲作用力推动飞机前进的发动机。这种发动机能够直接产生推力，它本身既是热力机，又是推进器。也就是说，它是热力机和推进器合为一体的航空动力装置。装有空气喷气发动机的飞机能够满足高速飞行对动力的要求，飞行速度可以达到或超过音速。
空气喷气发动机推力产生的根本原因，在于气体流过发动机内部时，气体和发动机之间产生的作用与反作用的结果。喷气式发动机工作时，气体流过发动机，在发动机内气体被进行压缩、燃烧，使气体的压力和温度都大大提高，气体在发动机内部必然力图向四面八方自由膨胀。而发动机内壁则要限制气体自由膨胀，只准它向喷口一个方向膨胀加速，最后气体就以很高的速度从喷口喷出，高速喷出的燃气将对发动机产生很大的反作用力，这个反作用力就是发动机的推动力。
目前，民用飞机使用的空气喷气发动机，根据构造不同可分为涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机和涡轮轴发动机四种：
（一）涡轮喷气发动机
涡轮喷气发动机是最早被研制出来的喷气式发动机，它主要由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和喷管组成（见图2-71）。
图2-71 涡轮喷气发动机结构
1.进气道
进气道的作用是在各种飞行状态下，整理进入发动机的气流，将足够量的空气以最小的流动损失顺利地引入压气机。民用航空飞机主要使用的是亚音速进气道，现代军用战斗机主要使用的是超音速进气道。
2.压气机
压气机的主要作用是通过高速旋转的叶片对空气做功，将进气道流来的空气进行压缩，使空气的压力和温度提高，为燃料燃烧、燃气膨胀做功创造条件。从压气机引出的空气还可以进行发动机冷却、机体防冰、机舱空气增压和调温等。根据压气机的结构型式和气流在压气机内的流动方向可将压气机分为轴流式压气机（见图2-72）和离心式压气机（见图2-73）。
轴流式压气机由许多级叶片组成，每一级的工作原理几乎一样。轴流式压气机由不旋转的静子和高速旋转的转子组成。静子由一排排整流叶片组成整流环，各个整流环与机匣固定在一起。转子也由一排排工作叶片组成叶轮，叶轮与涡轮相连，被涡轮带动高速旋转。发动机工作时，转子的工作叶片以很高的速度旋转，对空气做功，使空气受到压缩，压力和温度提高，同时还将空气的速度增大以较大的速度向后排出。从工作叶片流出的空气进入整流叶片中，由于整流叶片的通道是扩散形，空气在通过整流叶片扩散形通道时速度减小压力增大。增压后的空气又流入下一级的工作叶片和整流叶片，这样空气就被不断的压缩，空气的压力越来越大、温度越来越高。轴流式压气机是对空气进行逐级增压，效率高，迎风面积小，现代喷气式发动机广泛采用轴流式压气机。
图2-72 轴流式压气机
图2-73 离心式压气机
离心式压气机主要由导流器、叶轮、扩散器和导气管组成。叶轮的轴与涡轮轴连接在一起，被涡轮带动旋转。发动机工作时空气被吸入叶轮中心，空气进入叶轮后被叶片推动随叶轮高速旋转，空气受到惯性离心力的作用向外甩，使空气加速向外，层层空气受到挤压，使空气的压力和温度升高。空气离开叶轮后进入扩散器，速度降低，压力继续升高。离心式压气机的特点是增压比高，重量轻，但流动损失大，效率低，迎风面积大，多为早期的喷气式发动机采用。
3.燃烧室
燃烧室是燃料与压气机流出的高压空气进行混合并进行燃烧的装置（见图2-74）。在燃烧室内燃料与空气混合燃烧后，燃料的化学能转换为气体的热能，气体的温度大大提高，形成高温高压的燃气向后排出。
图2-74 燃烧室
燃烧室主要由火焰筒、旋流器（涡流器）、燃油喷嘴和燃烧室外套等组成。火焰筒是空气与燃油混合燃烧的地方，火焰筒头部有旋流器和燃油喷嘴。从压气机出来的高压空气在火焰筒头部分为两股，一股（约占空气总量的25％）经火焰筒头部进入火焰筒，与燃油混合进行燃烧；另一股经火焰筒外部与燃烧室外套之间的通道向后流动，对火焰筒进行冷却，最后由火焰筒后部的小孔进入火焰筒，与第一股燃烧后的高温燃气混合，使燃烧室的出口燃气温度降低到涡轮能承受的温度，然后再流向涡轮。
4.涡轮
从燃烧室喷出的燃气和空气吹向涡轮，在气流的作用下使涡轮高速旋转做功，涡轮旋转带动压气机转动。涡轮的基本组成有导向器和工作叶轮（见图2-75），导向器安装在工作叶轮的前面，固定不动；工作叶轮通过轴与压气机转子轴连接。与压气机相似涡轮的导向器中安装有导向器叶片，工作叶轮周围安装有涡轮叶片。从燃烧室流出的气流，首先流过导向器叶片，速度加大、温度和压力降低，其次高速气流就以适当的角度冲击涡轮叶片，使涡轮高速旋转。对于不同型号的涡轮喷气发动机，涡轮可以从一级到很多级，而在前面级的涡轮叶片承受的温度高、转速大，后面级承受的温度低、转速也较小。由于涡轮在高速旋转，使涡轮的材料承受极大的惯性离心力的作用。燃气涡轮发动机工作时，涡轮前的燃气温度越高则发动机对热的利用率越好，经济性越好。但这个温度受到涡轮材料的强度和耐热性能的限制。
5.喷管
喷管安装在涡轮后面，其主要作用是使从涡轮流出的燃气膨胀、加速，增大燃气的动能，提高燃气的速度，使燃气以很大的速度按设计的方向排入大气，从而产生推力。喷管中装有整流锥（见图2-76），使涡轮出来的环状气流经过整流锥后变为柱形向后流动的气流。在大型飞机的喷管中常装有反推装置，当飞机着陆接地后打开反推装置，改变排气方向产生与飞机速度相反的推力，使飞机很快减速，从而缩短着陆时的滑跑距离（见图2-77）。有些喷管还装有消音装置，以减小发动机的排气噪声。
图2-75 导向器和工作叶轮
图2-76 整流锥
图2-77 几种推力反向方法
涡轮喷气发动机是最先被设计和制造出的燃气涡轮发动机，涡轮喷气发动机的压气机、燃烧室和涡轮合称核心机或燃气发生器。涡轮喷气发动机的结构简单、重量轻、推力大，适应于高速飞行，但它的油耗大、经济性差。后来，人们在此基础上根据不同的需要，又研究和制造出了涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和桨扇发动机。
（二）涡轮螺旋桨发动机
涡轮喷气发动机（见图2-78）适用于超音速飞行，但在低速、低亚音速飞行时，推进效率低、经济性差。而螺旋桨在这个速度范围内推进效率高，但传统的带动螺旋桨工作的活塞发动机结构复杂、重量大，在涡轮喷气发动机出现之后，人们就将喷气式发动机和螺旋桨结合，发明了涡轮螺旋桨发动机。涡轮螺旋桨发动机简称涡桨发动机，它用涡轮喷气发动机输出一个轴功率来带动螺旋桨旋转而产生推动力，驱动飞机前进。目前从事航空运输的螺旋桨飞机几乎都采用涡轮螺旋桨发动机。
图2-78 涡轮螺旋桨发动机
涡轮螺旋桨发动机的基本构造和涡轮喷气发动机的类似，它同样包括进气道、压气机、燃烧室、涡轮和喷管。所不同的是比涡轮喷气发动机多了螺旋桨和减速器。涡轮螺旋桨发动机的压气机有离心式、轴流式和组合式的压气机。螺旋桨和压气机共用一根轴同涡轮连接的，叫做单轴式涡轮螺旋桨发动机，螺旋桨和压气机各用一根轴分别与涡轮连接的，叫双轴式涡轮螺旋桨发动机，这种双轴式的涡桨发动机采用两套涡轮，一套工作涡轮和压气机相连，以高转速工作；另一套独立涡轮安装在带动压气机的工作涡轮之后，转速较低，并通过减速器带动螺旋桨旋转。涡轮螺旋桨发动机产生的动力以螺旋桨的推动力为主，约占全部推进动力的90%，喷管喷出的燃气所产生的推力只占10%。由于螺旋桨推进效率随速度的增大而减小，因此适用于飞行速度在600千米／小时以下的飞机。通常在中速客机和支线飞机以及小型飞机上采用涡轮螺旋桨发动机作为飞机的动力装置。
（三）涡轮风扇发动机
由于高速时螺旋桨的效率迅速下降，经济性变差，涡轮螺旋桨发动机不适宜于在高速条件下飞行。为了提高飞机的飞行速度，人们又研制出了一种直径较小的增压风扇代替涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨，并在风扇外面罩以外壳，由于风扇的叶片大大缩短，并被放入一个有限直径的涵道内，从而避免了螺旋桨高速转动时桨尖产生激波的情况，使飞行速度得以提高。这种发动机称为涡轮风扇发动机，简称“涡扇发动机”，它是目前广泛使用的航空燃气涡轮发动机之一（见图2-79）。
图2-79 涡轮风扇发动机
涡扇发动机是由涡轮喷气发动机加一外壳和风扇组成，这种发动机具有内、外两个气流通道，分别称为内涵道和外涵道，因此涡扇发动机又称为内外涵发动机。内涵道类似于涡轮喷气发动机，外涵道则为风扇环形气流通道。涡扇发动机工作时，空气经进气道流过风扇，流过风扇的空气分成两股。一股进入内涵道，经过压气机空气被压缩后与燃烧室的燃油混合燃烧，形成高温高压燃气推动涡轮旋转，涡轮又带动压气机和风扇，最后燃气通过喷口喷出，产生推力；另一股经过高速旋转的风扇后空气的速度增加从外涵道排入大气，产生推力。
涡扇发动机的总推力由内涵产生的推力和外涵产生的推力两部分组成。内涵推力的产生与涡轮喷气发动机的相同，外涵推力的产生和螺旋桨相似。涡扇发动机外涵道空气质量流量与内涵道空气质量流量之比称发动机涵道比。涡轮风扇发动机的内外涵道的气流排气方式有混合式和非混合式两种。混合式指外涵气体经风扇后流到混合器内与内涵气体混合后从同一个喷口排出；非混合式是指外涵气体与内涵气体分别从各自的喷管排出。通常高涵道比的涡轮风扇发动机采用非混合式；低涵道比（带加力）的涡轮风扇发动机采用混合式排气（见图2-80～图2-81）。
涵道比越高，说明涡扇发动机中风扇部分空气流量越大，风扇产生的推力所占比例也越大，更适于速度稍低的飞行；涵道比越低，说明发动机内核部分空气流量越大，内核产生的推力也越大，更适合高速飞行。目前航线客机普遍采用较高涵道比的涡扇发动机，速度更快的战斗机则普遍采用涵道比较低的涡扇发动机。
图2-80 涡扇发动机排气方式
图2-81 分开排气的涡扇发动机
（四）涡轮轴发动机
在直升机和一些其他应用中只需要输出一个轴功率而不需要产生推力的燃气涡轮发动机，涡轮轴发动机就是一种输出轴功率的燃气涡轮发动机（见图2-82）。在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机很相近。在带有压气机的燃气涡轮发动机中，涡轮轴发动机出现的较晚。但已在直升机和垂直∕短距起落飞机上得到了广泛的应用。涡轮轴发动机也有进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等喷气式发动机的基本构造，但它一般都装有普通涡轮和自由涡轮两种不同工作状态的涡轮。装在前面的是普通涡轮，它带动压气机，维持发动机工作，装在后面的是自由涡轮，燃气推动它做功，通过传动轴专门用来输出轴功率。涡轮轴发动机大部分用于直升机，它与旋翼配合，构成了直升机的动力装置。为了合理地安排直升机的结构，涡轮轴发动机的喷口，可以向上、向下或向两侧，不像涡轮喷气发动机那样非向后不可。这有利于直升机设计时的总体安排（见图2-83）。
图2-82 涡轮轴发动机结构
图2-83 直升机喷管向外侧
涡轮轴发动机同活塞发动机相比，涡轮轴发动机输出的功率要大得多，活塞式发动机则相差很远。在经济性上，涡轮轴发动机的耗油率略高于最好的活塞式发动机，但它所用的航空煤油要比后者所用的航空汽油便宜，这在一定程度上得到了弥补。当然，涡轮轴发动机也有其不足之处，它制造比较困难，制造成本也较高。特别是由于旋翼的转速更低，它需要比涡轮螺旋桨发动机更重更大的减速齿轮系统，有时它的重量竟占发动机总重量一半以上。
（五）辅助动力装置
在大、中型飞机上和大型直升机上除了主引擎外，还装有机载辅助动力装置（APU），安装APU的目的是用于在主引擎尚未启动时为飞机提供电力和增压空气，飞机上的APU通常是不为飞机提供前进的动力，但也有少量的APU可以向飞机提供附加推力。
飞机在地面和起飞时APU提供的电源和压缩空气，用于启动发动机、保证发动机启动前和起飞过程中客舱和驾驶舱内的照明和空调需要，使发动机的功率全部用于地面加速和爬升，改善了起飞性能。降落后，仍由APU提供电力和空调，使主发动机可以提早关闭，从而节省了燃油，降低机场噪声。通常在飞机爬升到一定高度后将APU关闭，但在飞行中当主发动机空中停车时，APU可在一定的高度（一般为10000米）以下的高空中及时启动，为主发动机重新启动提供动力。
图2-84 APU喷管
飞机的APU通常是一台小型的燃气涡轮发动机，一般安装在机身最后段的尾椎内，在APU外的机身上开有进气口，排气直接由尾椎后端的排气口排出。像其他的燃气涡轮发动机一样，APU的主要结构也由压气机、燃烧室、涡轮和喷管（见图2-84）构成，多数APU的前端除正常压气机外还装有一个向飞机供气用的引气压气机，它向飞机的座舱环境控制系统输送压缩空气，以保证机舱的空调系统工作用气。同时还带动一个发电机，可以向飞机的电网输送115V的三相电流。飞机辅助动力装置和主发动机一样，也必须有一些工作系统，例如燃油、滑油、启动、空气、指示和控制系统以及防火装置等。APU有自己的启动电动机，由单独的电池供电，它的燃油来自飞机的总的燃油系统。飞机的辅助动力装置是一个完整的独立系统，它的控制板装在驾驶员上方的仪表板上，它的启动程序、操纵、监控及空气的输出都由电子控制组件协调，并在驾驶舱的相应位置进行显示。
现代的大、中型客机上，APU是保证飞机地面停放时客舱舒适的必要条件，也是为发动机正常启动提供压缩空气、保证发动机空中停车后再次启动的主要装置。因此APU已成为大、中型客机上一个重要的、不可或缺的装置。
（六）燃气涡轮发动机的各个系统
燃气涡轮发动机的各主要机件是产生动力的核心，要使发动机能连续地正常工作，并能满足各种状态下的工作需要，还必须要有配套的各工作系统予以保障。燃气涡轮发动机的工作系统包括燃油系统、滑油系统、空气系统、排气系统、指示系统、启动和点火系统等。
燃油系统：飞机在不同飞行阶段（滑行、起飞、爬升、巡航、下降、着陆等）需要不同的推力（或功率），对应着发动机不同的工作状态，也就是说需要供给发动机不同流量的燃油。发动机燃油系统的功用就是保证在各种工作状态下将清洁的、无蒸汽的、经过增压的、计量好的燃油连续地供给发动机。发动机燃油系统是从飞机燃油系统将燃油供到发动机的燃油泵开始，一直到燃油从燃烧室喷嘴喷出结束。发动机燃油系统分为低压部分和高压部分。在低压部分，从飞机燃油系统来的燃油通过油滤由低压燃油泵送至高压部分的燃油泵。高压部分的燃油泵把燃油加压后送到燃油控制装置，控制装置感受飞行高度和飞行速度的变化，来控制流向喷油嘴的燃油流量和压力，满足发动机不同工作状态时的燃油流量。
滑油系统：燃气涡轮发动机内的齿轮和轴承部分都需要润滑，滑油系统（见图2-85）主要用来减少摩擦、降低磨损、冷却、清洁、防腐等，因为滑油可将相对运动的零件金属表面隔开，用流体内部摩擦代替金属摩擦。循环的滑油直接同运动部件接触，可吸收并带走热量，使发动机机件得到冷却。热滑油在滑油冷却器再将热量传给燃油或空气。滑油油膜覆盖金属表面将阻止氧接触金属，起到防腐的作用。滑油在发动机内循环流动过程中，将磨损的金属屑、灰尘、碳粒子、水分等杂质一起带走，直到滑油滤处被阻挡住，从而起到清洁发动机的作用。滑油还在金属零件之间形成缓冲层，起隔震、密封作用。滑油系统主要由滑油箱、滑油泵、（供油泵和回油泵）、滑油滤、滑油散热器、滑油喷嘴等组成。滑油系统中的滑油滤需要定期清洗或更换，当滑油滤芯被堵塞时，油滤进出口压差增大，滑油旁通活门将打开，滑油就可以不经油滤直接流过。
图2-85 滑油系统简图
空气系统：发动机的空气系统是那些对发动机推力的产生无直接影响的空气流。发动机工作时产生大量的热量，如果不进行冷却将会烧坏发动机。空气系统具有几项很重要的功能，这些功能包括：发动机内部部件和附件装置的冷却，如涡轮盘、涡轮导向叶片等，燃烧室也是靠外壁流过的冷却气流进行冷却。同时，空气流对轴承腔封严，防止压气机喘振，为飞机各个舱（如客舱、驾驶舱、货舱等）提供空调、增压引气，为飞机的机翼防冰提供引气。空气流从风扇、压气机的中间级和高压级引出，以不同的温度和压力满足特定的功能要求。
排气系统：排气系统是将流过发动机的气体以一定的速度和预定的方向排入大气，提供飞机所需要的推力。排气系统主要包括涡轮排气装置、反推装置和消声装置。涡轮排气装置的主要部件是排气喷管和排气锥体，为流过发动机的气体提供一个出口，这个出口增加排气的速度，从而增大发动机的推力。反推装置主要用于飞机着陆后，减低飞机速度，缩短滑跑距离。打开反推装置可使排出的气流偏转45°～60°，使发动机产生一定的反向推力。在高涵道比涡扇发动机上，反推力是将流过风扇的气流反向而实现的，这是因为发动机大部分推力是由风扇产生的，所以没必要将流过燃烧室的燃气流进行反向。纯涡轮喷气发动机和低涵道比发动机中，噪声的主要来源是尾喷气流，在喷管上采用有波纹形或瓣形和多管形的消声器，可有效地降低噪声。高涵道比发动机中，主要噪声源是风扇和涡轮，吸音是一种非常有效的抑制噪声的技术。
指示系统：发动机指示系统的作用是使驾驶员能监控发动机的各种工作状态，有故障时可采取适当的措施。指示的发动机主要参数有发动机增压比、排气温度和高速涡轮转速，次要参数有推力、扭矩、燃油温度和压力、滑油温度和压力、燃油流量、振动等。每一项都由传感器把测量信号变成电信号传到驾驶员仪表板由相应的仪表显示。从20世纪60年代以来，由于电子技术的进步，现代飞机把这些数据都通过一个电子指示系统综合显示到一个或几个显示屏上。指示系统的报警部分用来提供发动机出现故障或存在危险情况时的指示和报警，如果某一项数据超限，就用声音（警铃或喇叭）、灯光向驾驶员报警。对于驾驶舱内装有发动机指示和机组告警系统（EICAS），以及飞机电子中央监控系统（ECAM）的飞机，还能以文字的方式进行告警及显示相关的信息。
启动和点火系统：发动机从静止状态过渡到工作状态的过程称为启动（也称为“开车”）。启动系统的功能是使用外界动力带动发动机以一定速度转动，使发动机加速到稳定工作转速。发动机常用的启动方式有电动启动和空气启动。电动启动是使用直流电动机作动力，利用蓄电池或地面电源提供电能实施启动，多用于小型发动机和辅助动力装置的启动。空气启动是利用压缩空气吹动启动机涡轮高速旋转，带动发动机转子旋转进行启动。空气启动的气源来自地面气源、辅助动力装置或已经启动的其他发动机。因为空气涡轮启动机具有启动功率大、重量轻、结构简单、使用方便的优点，所以目前民用航空发动机大多采用的是空气启动。点火部分由电源、点火激励器、点火导线和火花塞组成。发动机启动时，首先应将压气机和涡轮带动旋转到一定的转速，这时适量的空气进入燃烧室同喷嘴喷出的燃油相混合，然后由装在燃烧室的火花塞将燃烧室中的燃油点燃。发动机启动期间这些系统必须按照一定的程序同时进行工作。
三、发动机的性能
发动机的性能主要包括发动机的动力性、燃油经济性、轻量化和环境指标等方面的内容。
动力性指标是发动机对外做功能力的指标。发动机最主要的作用是为飞机提供动力，它提供的动力有两种形式，如活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机，它们通过轴的旋转输出轴功率作为动力性指标，此时功率的单位用千瓦或马力。另外，对涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机，它们既是热机又是推进器，它们以推力的大小来表示动力性，推力的单位用千牛或磅（力），也时常用到千克力这样的单位。
发动机的经济性指标用燃油消耗率来表示，产生单位推力（或功率）每小时所消耗的燃油质量为发动机的燃油消耗率。这个指标越低，说明飞机产生同样的推力或功率消耗的油量越少，也就是说用同样的燃料可以使发动机工作更长的时间、飞行更远的距离。燃料消耗率是飞机经济性的主要指标，在注重经济性的民航领域内，它是飞机制造商、航空公司选择发动机、选择飞机的一项重要的性能指标。
发动机的轻量化是要求发动机的重量要轻，重量轻的发动机可以把省下来的重量用来装负载或装燃油，从而加大飞机的运载能力或延长航程。在选择发动机时，一般要求发动机在保证足够大的功率而自重又尽可能地轻，衡量发动机功率大、重量轻的标准是“功率重量比”或“推重比”，即发动机所能提供的功率或推力与发动机自身重量之比值。“功率重量比”或“推重比”越大，表示在提供相同功率或推力的情况下，发动机越轻，目前先进的涡轮风扇发动机推重比达到8左右。
环境指标主要指发动机排气品质和噪声水平。由于它关系到人类的健康及人类赖以生存的环境，因此各国政府都制定出严格的控制法规，以期削减发动机排气和噪声对环境的污染。当前，排放指标和噪声水平已成为发动机的重要性能指标。排放指标主要是指从发动机油箱、曲轴箱排出的气体和从汽缸、喷管排出的废气中所含的有害排放物的量。
四、发动机在飞机上的安装
对于由螺旋桨推进的飞机发动机，绝大多数装在机身的前段和机翼上。只有一台活塞式发动机的飞机，发动机大多装在机头部分，多台发动机的螺旋桨飞机的发动机都对称地安装在两侧的机翼上（见图2-86）。
喷气推进的民航飞机的发动机安装布局从飞机外形上便可一目了然，主要有翼根发动机布局、翼吊发动机布局、尾吊发动机布局、翼吊尾吊综合布局安装形式。不同的安装位置也各有利弊。
翼根发动机布局是将发动机安装在机翼根部的短舱内（见图2-87）。这种安装形式的优点是：发动机融合在机翼结构中，迎风面积最小，离机身轴线最近，一旦空中一台发动机停车，推力不对称造成的偏转力矩小，便于飞行员操纵。在喷气发动机推力和可靠性都不足的早期，这种布局是合理的。它的缺点是机身和机翼结构的完整性被破坏，以及客舱离发动机太近而导致噪声和振动太大，在客机上已经不用。
图2-87 翼根安装发动机
翼吊发动机布局是将发动机安装在机翼下的发动机吊舱中（见图2-88），目前，翼下吊挂发动机已成为大型喷气式客机的主要安装型式。
翼吊布局的优点主要有：
第一，由于发动机的重力向下可以与机翼向上的部分升力抵消，使机翼以及机翼与机身连接处受力减小，结构重量减轻，这就是所谓的翼下发动机的“卸载”作用。
第二，由于发动机吊舱的前缘领先于机翼前缘，可以保证发动机进气道处在未受机翼影响的气流场中，不和机翼发生不利的交互作用，因此发动机的进气不受干扰。
第三，巡航飞行时阻力很小。
第四，因为发动机远离机身，又有机翼遮挡，噪声影响小。
第五，翼下吊挂发动机的离地高度较低，维修也比较容易。
第六，在空间容许的情况下，翼下发动机舱可以比较容易地在不同型号发动机之间更换，为飞机不断利用最新科技成果创造了条件，这对大型飞机尤其重要，容许航空公司在不同的发动机公司之间选择。
翼吊布局的缺点主要有：
第一，由于发动机远离机身轴线，飞行中如果有一台发动机停车，对飞机形成的偏转力矩大，飞机的方向控制比较困难。
第二，发动机离地面近，容易吸入地面杂物，损坏发动机，造成危险。
尾吊发动机布局是将发动机安装在机身尾部外侧的挂舱内，这样发动机既远离乘客又紧靠机身，尾吊布局被麦道飞机和一些支线客机广泛采用（见图2-89）。它的优点是：客舱内的噪声小；单发停车时偏转力矩小；机翼设计简单容易；可以安装奇数个发动机。尾吊布局的缺点是：和翼吊布局比结构重量较大；由于机身的一部分被占用，因而机身长度长；机尾发动机占去了平尾的地方，并且发动机喷气流也容易影响到平尾，一般要求采用高平尾，这样垂尾的结构就需要加强，平尾的控制机构需要通过垂尾内部，复杂性和重量都有所增加；飞机的重心靠后，因而导致机翼后移。
图2-88 翼吊布局
图2-89 尾吊布局
图2-90 混合布局
翼吊尾吊综合布局（混合布局）：机翼和机尾发动机布局也可以混合，翼下吊挂两台发动机，垂尾翼根或机尾机身内再安排第三台发动机（见图2-90）。混合布局的特点介于翼下和机尾布局之间。DC-10及其后继者MD-11就是翼下加机尾混合三发，具有翼下发动机容易维修和减轻机翼受力的优点，还具有机尾发动机布置在垂尾翼根、气动损失小的优点，也具有机尾发动机不易更换、尾翼结构重量和复杂性增加的缺点。DC-10和MD-11这两种型号飞机尾部发动机还略微向下倾斜，可以提供一点直接升力，降低对机翼的升力要求。