터보 팬 엔진은 항공기 엔진의 일종으로 터보 제트 엔진에서 발전한 것이다. 소용돌이에 비해 1 단 압축기의 면적이 훨씬 크다는 것이 주요 특징이다. 동시에 공기추진기 (팬) 로 제트 엔진 외곽을 통해 일부 흡입된 공기를 뒤로 밀기도 한다. 엔진 코어의 공기가 통과하는 부분을 내부 파이프라고 하고, 엔진 코어 외부의 팬만 공기가 통과하는 부분을 외부 파이프라고 합니다. 터보 팬 엔진은 400 ~1000km 의 비행 속도에 가장 적합하기 때문에 현재 대부분의 항공기 엔진은 터보 팬을 동력원으로 사용하고 있다. 터보 제트 엔진은 터빈 엔진의 일종이다. 기류에 전적으로 의존하여 추력을 발생시키는 것이 특징이다. 일반적으로 고속 항공기의 동력으로 쓰인다. 연료 소비가 터보 팬 엔진보다 높다. 터빈 제트 엔진에는 원심식과 축류의 두 가지 유형이 있습니다. 원심식은 1930 년 영국인 프랭크 휘틀 경에게 특허를 신청했지만 194 1 까지 이런 엔진이 장착된 비행기가 처음으로 하늘로 올라갔다. 제 2 차 세계대전에 참가하지 않았고, 축식은 독일에서 태어났고, 최초의 실용제트 전투기 Me-262 로 1945 에 참가했다. 원심식 소용돌이 엔진에 비해 축류는 단면이 작고 압축비가 높다는 장점이 있다. 현재의 터보 제트 엔진은 모두 축류이다. 차이점: 터보 제트 엔진과 비교하여 터보 팬 엔진은 열효율이 높고 연료 소비가 낮기 때문에 더 큰 밀기 비율을 얻을 수 있습니다. 이것들은 터보 제트 엔진이 어쨌든 달성하기 어려운 것이다. 실제로 터보 제트 엔진과 터보 팬 엔진의 핵심 엔진은 기본적으로 동일합니다. 단, 터보 팬 엔진은 터보 제트 엔진을 기반으로 몇 단계의 터빈을 추가합니다. 이 터빈들은 한 줄이나 몇 줄의 팬을 움직이는데, 팬 뒤의 공기 흐름은 부분적으로 압축기 (내부 도관) 로 들어가 연소 후 노즐에서 뿜어져 나오며, 다른 부분은 연소를 거치지 않고 직접 외부 도관을 통해 공기로 배출된다. 따라서 터보 팬 엔진의 추력은 팬 저항과 노즐 추력의 합원리입니다. 터보 제트 엔진은 제트 추진을 사용하여 로켓과 펀치 엔진의 고유 약점을 피합니다. 터빈으로 구동되는 압축기를 사용했기 때문에 엔진도 저속으로 강한 추진력을 발생시킬 수 있는 충분한 압력을 가지고 있다. 터보 제트 엔진은 "작업주기" 에 따라 작동합니다. 대기로부터 공기를 흡입하고 압축 및 가열 과정을 거쳐 에너지와 운동량이 있는 공기가 최대 2000 피트/초 (6 10 미터/초) 또는 약 1400 마일/시간 (2253km/ 고속 제트가 엔진에서 흘러나올 때, 압축기와 터빈을 움직이면서 동시에 회전을 계속하여' 작업주기' 를 유지한다. 터빈 엔진의 기계적 레이아웃은 두 가지 주요 회전 부품, 즉 압축기와 터빈, 하나 이상의 연소실만 포함하기 때문에 비교적 간단합니다. 그러나, 이 엔진의 모든 측면이 이런 단순성을 가지고 있는 것은 아니다. 왜냐하면 열문제와 공기역학 문제가 더 복잡하기 때문이다. 이러한 문제는 연소실과 터빈의 높은 작동 온도, 압축기와 터빈 블레이드를 통한 변화하는 공기 흐름, 가스를 배출하고 추진제트를 형성하는 배기 시스템의 설계로 인해 발생합니다. 로켓 엔진: 화학 로켓 엔진은 현재 가장 성숙하고 널리 사용되는 엔진이다. 화학 로켓 엔진은 주로 연소실과 노즐로 구성되어 있다. 화학 추진제는 에너지와 작동 매체이다. 그것은 연소실에서 화학에너지를 열로 변환하고, 고온가스를 발생시켜 노즐팽창을 통해 가속하고, 열을 기류 운동에너지로 변환하고, 노즐의 고속 (1500 ~ 5000m/s) 에서 배출되어 추진력을 발생시킨다. 화학로켓 엔진은 추진제의 상태에 따라 액체로켓 엔진, 고체로켓 엔진, 혼합추진제 로켓 엔진으로 나뉜다. 액체 로켓 엔진은 상온 액체 저장 추진제, 저온 액체 추진제를 채택하여 적응성이 강하고 여러 차례 가동되는 특징을 가지고 있어 다양한 운반 로켓과 우주선의 요구를 충족시킬 수 있다. 고체 로켓 엔진의 추진제는 분자에 연료와 산화제가 함유된 유기콜로이드 고용체 (쌍기 추진제) 또는 여러 추진제 성분의 혼합물 (복합추진제) 을 사용하여 연소실에 직접 장착한다. 구조가 간단하고 사용이 편리하며 발사 상태에서 장기간 보관할 수 있어 각종 전략 전술 미사일에 적용된다. 하이브리드 추진제 로켓 엔진에는 거의 사용되지 않습니다.