航空領域的噴氣發動機跟航天領域的火箭發動機有哪些異同？

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最核心的區別是：噴氣式發動機需要吸取空氣作為氧化劑，火箭發動機自帶氧化劑，這導致了兩種發動機設計和結構上主要的差異性。
最核心的相似點：都是通過向後噴出高溫燃氣獲得反作用力。

正由於兩種發動機都需要向後高速噴出氣體，一個很直觀的要求就必須滿足：進入燃燒室的燃料和氧化劑的壓力，必須大於排氣壓力，否則根本無法進入燃燒室，或者說，必須有增壓部件。

對於火箭發動機，燃料/氧化劑均採取渦輪泵，對於噴氣發動機，由於噴氣壓力相對較低，其燃料採用了燃油泵就已足夠，但是對於空氣，除了衝壓發動機在2-3Ma以上的速度可以僅靠進氣道和激波錐壓縮空氣外，其他噴氣式發動機必須依靠一套壓縮機來壓縮空氣，從而又必須安排一套渦輪來為其提供動力，這使得噴氣式發動機結構要遠複雜於火箭發動機。

兩者前半段差別巨大，但燃燒室的設計又相當接近，兩者都採取了分級燃燒以達到富氧燃燒，採取預混合和噴油技術，儘可能提高燃燒溫度，他們都是為了提高燃燒效率。

到了尾端，兩者的設計目的又截然相反了：火箭為了提高效率，要想辦法提高排氣速度，而噴氣式發動機為了提高經濟性，要想法降低排氣速度。

這個恰好知道一點，真的只是一點，因為為航天和航空項目都提供過元器件。

兩者都需要非常高的可靠性，但是可靠性和可靠性還是有區別的。
航空的發動機需要多次、長期、重複工作，因此關注的是長期工作中的可靠性。飛機的存放環境相對來說比較理想，對於存儲相關的要求並不是很嚴苛。
航天的發動機，除了長征系列，還要包括東風系列，即洲際導彈。這些都是一鎚子買賣，並不追求長期工作的可靠性，但這一鎚子必須靠譜。長征工期通常較久，而東風系列就更誇張了，在發射之前要埋在地底下好多年。這就需要相關設施、元器件在長期儲存之後依然可靠，雖然只需要可靠的工作一次。

按照產生推力的原理的不同航空領域的噴氣發動機可以分為燃氣渦輪發動機和衝壓噴氣發動機，航天領域的火箭發動機可以分為化學能發動機和非化學能發動機。以下的回答主要討論目前技術成熟應用範圍廣的航空燃氣渦輪發動機和化學能火箭發動機。
1.工作原理：航空噴氣發動機利用大氣層中的空氣與所攜帶的燃料燃燒產生高溫氣體推動渦輪做功後高速噴出，產生推力，所以使用此類發動機的飛行器只能在大氣層內飛行。火箭發動機無需空氣參與工作，完全依靠自身攜帶的氧化劑和燃料發生反應產生高溫高壓氣體，這樣火箭發動機可以在大氣層外工作。兩類發動機的力學原理都是牛頓第二定律，熱力過程遵循相同的熱力學定律。
2.結構：
2.1航空燃氣渦輪發動機的結構大體上包括：進氣道系統，壓氣機，燃燒室（軍機的話還有加力燃燒室，不過位置上在渦輪之後），渦輪，尾噴管。隨著航空燃氣渦輪技術的發展衍生出渦輪螺槳發動機、渦輪風扇發動機、渦輪軸發動機和渦輪槳扇發動機等類型。應用場合不同，這些發動機在結構上也各有特點，不過他們的核心機結構基本一致。
2.2按照推進劑的狀態火箭發動機分為液體火箭發動機，固體火箭發動機和固液混合發動機。液體發動機主要由推進劑輸送系統，流量調節控制活門，推力室（包含噴注器、燃燒室、噴管）和冷卻系統組成。固體發動機主要由葯柱，燃燒室噴管組件和點火裝置組成。

圖片取自百度
3.可靠性：人命關天，航空發動機要求非常非常高的可靠性，在各類天氣條件下要能夠穩定工作。發動機在研製生產過程中要做很多的可靠性試驗。不同於航空發動機多次循環使用，火箭發動機是一次性的，他對可靠性的要求沒有航空發動機高。
4.經濟性：航空發動機要充分考慮他的經濟性，比如耗油率、維修性、使用成本、壽命周期等。航天火箭發動機對這些的考慮比較少。

先說相同點：
空天推進中產生力的方法：以一定速度向外拋射一定質量的物質，那也同樣能夠獲得推進力。
因其拋射的介質通常是氣態的，因此這種產生推力的方法稱之為噴氣推進。幾乎所有的空天動力系統都是通過這種方式來產生推力的。
噴氣推進(Jet Propulsion)：由飛行器的特定裝置對工質產生作用使其噴射出去，而噴射出去的物質必然會產生反作用力作用在該特定裝置上，使飛行器獲得推進力，這種推力產生的方式稱之為噴氣推進。
這兩種推進都屬於噴氣式推進。

不同：
說一下推進系統的分類：

空氣從發動機進氣道進來之後，經過壓氣機增壓，併流入燃燒室與燃油混合燃燒，產生高溫燃氣，其首先吹動渦輪，而由渦輪驅動與其共軸的壓氣機，經過渦輪的燃氣由排氣噴管進一步加速之後高速噴出。因此，這種噴氣發動機程之為渦噴發動機。
渦扇發動機類似，多了外涵道，效率更高。
這應該是題主說的航空噴氣發動機的主要類型。

火箭推進是一種噴氣推進，其噴射的物質全部來源於動力裝置自身攜帶的推進劑，不需要利用周圍大氣。顯然其工作不會象航空推進裝置那樣僅僅局限於大氣層。
液體燃料和氧化劑在貯箱中用氦氣增壓，泵把燃料和氧化劑進一步增壓之後通過複雜的管路泵入燃燒室。而泵由渦輪帶動，渦輪則由部分燃料和氧化劑燃燒產生的燃氣驅動。驅動完渦輪的廢氣被用來汽化一部分推進劑給貯箱增壓。同時這部分廢氣被膨脹之後增加推力。燃料和氧化劑進入燃燒室之後，迅速霧化、蒸發、摻混和反應，產生的高溫(3000K左右)高壓(200atm左右)燃氣經過噴管膨脹後噴出發動機，產生推力。
再貼一張不同空天推進系統性能比較的圖：

做一個簡單的比喻，可能不太嚴謹。

假設我有一個充滿氣的氣球，用針扎一下，氣球就會飛走。這個是最簡單的產生推力的原理。

試想一下，如果對氣球里充滿的是氫氣，在氫氣噴出時使其燃燒，在氣球不被燒毀的前提下，一部分燃燒產生的熱能也會轉變為動能。

但是，隨著氣球內的氫氣耗盡，氣球就會停止飛行，也就是說這次讓氣球飛行的過程是一次性的。

如果能讓這個過程源源不斷地進行，提供穩定的推力就好了。也就是說，氣球內要始終保持一定的氣壓，產生的推力方向也要固定。

航空發動機的基本工作過程就是一個穩定的熱力循環過程。以最簡單的渦噴發動機來說，它的結構包括壓氣機，燃燒室，渦輪，尾噴管。

燃燒的過程是在燃燒室進行的，燃燒室出口的氣體推動渦輪轉動，再通過尾噴管（收斂噴管或者拉瓦爾噴管）使氣體速度增大，排出發動機，產生推力。

壓氣機與渦輪同為轉動部件，他們是同軸的，渦輪的轉動會帶動壓氣機轉動，使得空氣源源不斷地吸入壓氣機，並增壓。這樣，整個渦噴發動機的運轉就形成了源源不斷的循環過程。

推薦題主看一下劉大響（huyou）院士的一本書—《航空發動機，飛機的心臟》，內容比較全面，又淺顯易懂。

反對上面一切有關最大區別是燃料的答案
想當年我為了跳出航發這個坑,不想穿AVIC丑到家的工作服
去CSIC，CASC,CASIC，及各類風機，汽車等機械行業，被好多次問到這個問題
面試官給我的答案都是：航空發動機核心是旋轉部件
這也是航發比火箭發動機難造的最根本原因

簡單來說航空發動機利用的是空氣壓縮技術，就是我們經常會聽到的渦輪發動機，渦輪發動機通過啟動後自身的動力將大量的空氣壓縮到燃燒倉內，實現燃料的充分燃燒，這就是飛機設計時，特別是戰鬥機，都會有氣道，顧名思義就是空氣的通道，但是同樣有一個問題，在高空中空氣會越來越稀薄當然就是飛機不可能飛的太高，必須在安全飛行高度以下飛行，目前最高也不會超過30km（理論極限值）。而航天發動機是要提供大推力的，大推力就意味這大加速度，可以保證航天器在短時間內達到環繞速度，順利入軌，而且燃料也是用高壓縮的混合燃料不需要從空氣中獲取氧氣。

相當於狗和貓的異同。

一看這些答案，就充分證明了發動機設計中的複雜之處。
結構不一樣，比如涵道比，燃油預加熱設備等。
工況不一樣，壓力場，溫度場，設備運行速度等。
燃料不一樣，固體燃料等。
目的不一樣，要高速度，還是經濟性，還是魯棒性。
此外，還得考慮經濟性。搞航天可以用環境污染燃料，汽車你試試…軍工一個飛機幾億，飛到北京的機票五萬你試試…我之前做的葉片，良品率1%，目的是啥你猜…

工質不一樣

火箭是自帶燃料和氧化劑的，現在先進的火箭發動機就是液氧煤油的，燃料和氧化劑在燃燒室按照一定的比例組織燃料，產生高溫高壓燃氣經尾噴管高速排出，產生推力。航空發動機只帶燃料，氧化劑就是空氣中的氧氣，航空發動機有渦噴，渦扇，渦軸，渦槳。航空發動機核心機由壓氣機，燃燒室，渦輪組成，空氣經壓氣機提高壓力，然後通過減速增壓進入燃燒室燃燒，產生高溫高壓氣體，進入渦輪推動渦輪做功，對於渦噴和渦扇來說，從渦輪排出的氣流速度很快，產生推力推動飛行器，而對渦槳來說則由動力渦輪帶動螺旋槳，由螺旋槳產生升力或推力。

提供點思路，氧化劑的來源不同(燃料上也有區別，不過相對小)導致了主要的差異。
噴氣發動機的氧化劑是高壓的空氣，來自於燃燒室前的低壓和高壓壓氣機壓縮得到，氧化劑加上煤油在燃燒室燃燒得到高溫高壓燃氣，驅動壓氣機的動力是通過燃燒室後的低壓和高壓渦輪通過燃氣推動得到的。
液體火箭發動機的氧化劑是液體，需要通過高壓泵（也用燃氣驅動）壓入燃燒室，需要的壓力遠高於噴氣發動機，然後和燃料一起在燃燒室燃燒噴出。由於壓縮氧化劑的裝置是一個泵，工質是液體，其體積要遠遠小於壓縮空氣的壓氣機。

由於大氣層越往上空氣越稀薄，而發動機工作是需要氧化劑的，越往上空氣提供氧氣的能力越弱，因此航天發動機要想在更高的空間中正常工作，必須攜帶氧化劑，缺點很明顯，增加了航天器的質量。而一般航空器為減輕重量和提高續航能力，是不攜帶氧化劑的，通常由進氣道引進的空氣作為氧化劑。

正因為其工質來源不一樣，航空發動機與航天發動機在結構設計和工作過程中有很大區別。下面以航空渦輪發動機和液體火箭發動機為例，說明兩種發動機的異同

上圖為航空發動機

在結構設計方面，渦扇發動機一般有2個同心圓涵道，由風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、噴管等5部分組成。其中壓氣機、燃燒室和渦輪又往往被合稱為發動機的核心機。戰鬥機用渦扇發動機，與運輸機、民航客機的區別主要在於風扇，客機的發動機一般採用大直徑風扇，可降低耗油率；戰鬥機的發動機風扇直徑一般較小，以進行超音速飛行。

在工作過程方面，空氣從渦扇發動機的進氣口流入，經過壓氣機壓縮後，在燃燒室與煤油混合燃燒，高溫高壓燃氣經由渦輪、噴管膨脹，最後高速從尾噴口噴出。渦扇發動機的推力一部分來自噴出燃氣所產生的反作用力；另一部分是渦輪驅動風扇，風扇旋轉驅動空氣，經由發動機外涵道噴出的反作用力。渦扇發動機要達到更大推力、更低的油耗，首要的是提高增壓比、提高熱效率，渦輪前溫度是衡量熱效率的一個重要指標。

例如，第三代蘇27的AL-31發動機的渦輪前溫度是1665K，而第四代F-22的F-119發動機將這個指標提高到了1977K；AL-31的渦輪前溫度尚在普通鋼材熔點之下，但F-119的已超出約200度。美軍F-22A隱身戰機所採用的F-119渦扇發動機為例，它的6級壓氣機、2級渦輪全部採用帶空心單晶葉片的整體葉盤，3級風扇則全部採用寬弦葉片，所以它的推重比達到10，在迎風面積較小的情況下，最大加力推力超過15噸。所以，美軍F-22A隱身戰機能以1.7倍音速進行超音速巡航；而中俄的四代機殲20、T-50隻能暫時採用第三代渦扇發動機，要等待第四代發動機研製成功，飛機才能真正完成研製。

上圖為液體火箭發動機

航天發動機通常稱為火箭發動機，自身攜帶氧化劑和燃料，體積比較龐大，有固體火箭發動機、液體火箭發動機以及混合型的火箭發動機。

在結構設計方面，液體火箭發動機主要由推力室、渦輪泵、燃氣發生器、火藥啟動器和各種閥門、調節器、管路等組成。推力室是將液體推進劑的化學能轉變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成。

在工作過程方面，推進劑通過噴注器注入燃燒室，經霧化，蒸發，混合和燃燒等過程生成燃燒產物，以高速（2500一5000米/秒）從噴管中衝出而產生推力。燃燒室內壓力可達200大氣壓、溫度3000～4000℃，故需要冷卻。推進劑供應系統按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同，有擠壓式（氣壓式）和泵壓式兩類供應系統。擠壓式供應系統是利用高壓氣體經減壓器減壓後（氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調定的壓力控制）進入氧化劑、燃燒劑貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統只用於小推力發動機。大推力發動機則用泵壓式供應系統，這種系統是用液壓泵輸送推進劑。發動機控制系統的功用是對發動機的工作程序和工作參數進行調節和控制。工作程序包括發動機起動、工作。關機三個階段，這一過程是按預定程序自動進行的。工作參數主要指推力大小、推進劑的混合比。

液體火箭發動機的工作過程一般包括啟動、額定工作和關機。啟動過程是火箭發動機接到啟動指令，打開啟動閥門至發動機推力達到額定工作狀態的過程；額定工作過程是發動機性能參數處於設計參數工作狀態；關機過程是發動機接到關機指令後，切斷副系統和主系統的推進劑供應，推力迅速下降到零的過程。

工作環境決定了航空發動機和航天的火箭有著本質的區別，前者一直在大氣層內工作，後者需要在大氣層外工作。故而前者可以利用大氣中的氧氣，而後者只能自帶氧化劑。前者歷經了活塞發動機和渦噴發動機，後者主要是火箭。前者可以簡單的視為活塞運動或者葉片的旋轉運動，後者可以簡單的視作一個靜止的噴管。兩者的原理都可以用牛頓經典力學體系來解釋。

一個需要抽取空氣獲得氧氣，一個自帶氧氣助燃