在上面我们说到了涡喷/涡扇发动机的两种衍生产品，涡桨与涡轴，都是以涡喷作为核心机用以驱动桨叶旋转，桨叶切割推动空气产生推力，从而拉动飞机前进或者是上升，二者虽然用途类似，但由于使用方式的不同以及工作条件的差异，涡轴发动机相对来说要更加复杂一些(某些涡轴发动机光是减速器就占了总重的一半)，但总体来看涡喷发动机的底子还是在那里的，也就是涡轮级数更高而已，而今天这期我所要讲述的，脉冲发动机与冲压发动机，则是完全不同的种类，除了在推进方式与涡喷/涡扇一致，都是靠喷射高速气流产生反向推力之外，在结构上，则是完全的彻底的全然的全部的全都的all的不同。
我们首先拿结构简单的脉冲发动机来说，顾名思义，脉冲发动机就是推力以类似脉冲的形式存在时间间隔而非涡喷涡扇等以连贯或近似连续不断的无时间间隔或时间间隔极短的时间作为发动机两次燃烧之间的间隔，说白了就是涡喷涡扇是连续燃烧的而脉冲发动机是间隔燃烧的，就像以前路上哪里都有的又响烟还大速度又慢的单冲程摩托和现在的黑鲨白鲨鬼火之间的对比，在脉冲发动机上可以很明显的听出燃烧间隔，这主要是其结构的特殊性造成的。
【临云行】·简述涡轮航空发动机
脉冲发动机的一大特点也是一大优点同样也是一大缺点，就是其结构极其简单，看上面的结构图，可以发现脉冲发动机没有了压气机也没有涡轮机，这是干嘛啊偷工减料？！呵！资本主义！行吧脉冲发动机虽然没有了我们熟悉的压气机和涡轮机，但是多了一个单向活门，用以控制气流的进入，其只能允许气流单向运动，就像人体血管里面的瓣膜和心脏里面的房室瓣一样。单向活门之后就是燃烧室，燃烧室也没有什么特殊的也就几个燃油喷管而已，不过多了个打火器，这是由于脉冲发动机缺少了压缩气体的环节，气体在发动机外是什么样的被吸入后在发动机里面就是什么样的，其密度不变体积也不变(至少是没有很大变化)，因此在进入燃烧室之前气体内能并不高，温度尚不足以点燃燃油，因此就需要打火器进行辅助，就像汽车的汽油发动机一样。在点燃之后由于单向活门关闭且它是单向活门，膨胀的气体别无他路只能往尾喷口跑，之后就跟涡喷涡扇一样了，高速气体喷出产生反向推力推动发动机前进。
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(二战德国V-1“飞行炸弹”，弹体背负一台脉冲发动机)
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(由于结构简单，脉冲发动机在民间有大量使用)
由上可见脉冲式发动机实在是简单到没办法再简单，且因为其工作过程是进气－关闭－点燃－排气－打开－进气如此循环的，在两次点燃之间存在明显间隔，频率大概是每秒40次，因此脉冲发动机听起来就像蜜蜂在飞一样“嗡嗡嗡”的，只不过要更加低沉一些，当然，也更响。由于脉冲发动机结构简单，开发难度低，因此在不晚于1928年的时候就已经出现了脉冲发动机，而1942年最早的实用化以脉冲发动机作为主要动力的飞行器就已经出现了——德国V-1“飞行炸弹”，在1942~1945年间用于轰炸英国等地，造成了不小的损失，但由于脉冲发动机固有的缺陷，其可达到的最大速度较慢，大概也就0.8马赫的样子最多，而且又超响，因此很容易被拦截下来，至少当年RAF(英国皇家空军)拦截下来了不少V-1导弹，甚至还有子弹打光直接用机翼挑落的案例
。
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接下来是我要介绍最后一种以喷射高速气流产生反向推力的发动机，冲压发动机，也许冲压不像涡喷涡扇涡桨涡轴脉冲那般“顾名思义”……人家就叫冲压发动机，或者是冲压喷气式发动机，莫得特殊的，看上面的结构图，可以发现，它跟脉冲发动机一样也是简单到极致，这是要干嘛啊？偷工减料？呵！资本主义！行吧人家简单也有简单的道理，与脉冲发动机不同，脉冲发动机没有任何能够压缩气体使其内能增大的结构部件，单纯的仅仅只是将一批气流送入燃烧室点燃再换另一批而已，而冲压发动机不同，其在进气口处有一个锥状物，近似橄榄型，其作用就是依靠物理方式压缩气体——挤压，由橄榄头至橄榄最大截面部分，可供气体流动的面积逐渐减小，顺便给高速气流减速，根据数据，在飞行速度达3马赫(3倍音速)时，压缩后的气体压力可以达到压缩前的37倍之大，气体内能极高温度极高，在经过压气机后到达燃烧室，喷油口直接喷射出燃油就可点燃，之后剧烈膨胀的气体会以更高的速度排出发动机外，由于冲压发动机内部不存在涡轮机等任何会消耗气体内能的结构，因此其喷气效率相比于涡轮喷气机来说也更高，推力也更大。
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虽然乍看起来冲压发动机牛批的一批，只可惜，由于其结构的特殊性，冲压发动机要求气流只有达到一定速度时才能够正常工作，换句话说，根据相对速度，冲压发动机要求飞机只有在达到某一速度时才能正常工作，但是得益于其结构简单且重量轻、推重比大，用在高速飞机上是很不错的，虽然需要搭配普通的涡轮发动机用以供给其在低速状态下的正常飞行使用，但在高速上，冲压发动机具有其他任何涡轮喷气机所没有的优势，就目前来说对于冲压发动机研究的最透彻的还是属美国，其在1964年首飞的SR-71“黑鸟”侦察机，使用了两台惠普J-58喷气式发动机，特殊的，这种发动机是一种冲压＋涡喷的混合式发动机，在低速时使用涡喷模式，高速时使用冲压模式，得益于两台J-58发动机提供的巨大推力，SR-71能够飞出高达3.5马赫的最高航速(非证实最高航速3.8马赫，大概是45600km/h)，使得其成为这五十多年来军航圈一直津津乐道的一个话题。
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(美国SR-71“黑鸟”高速侦察机，三马赫的怪物)
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(SR-71所使用的惠普J-58发动机)
Para6——对离心式涡扇喷气式发动机可行性的研究
涡扇发动机由于其风扇+外涵道的设计，使得其发动机总效率要明显优于涡喷发动机，即在相同航速或者说是相同推力下涡扇发动机的油耗要比涡喷发动机更小，而对于涡扇发动机，是由轴流式涡喷发动机增加结构而来，而涡喷发动机又分为轴流式和离心式两种结构，那么涡扇发动机能不能以离心式涡喷发动机增加风扇和外涵道而得到？
首先我们先从衡量涡扇发动机的重要数据入手——涵道比，即外涵道与内涵道空气流量之比（内涵道就是气流流过压气机、燃烧室和涡轮机的整个部分，外涵道就是在内涵道之外的部分，不经过任何机械结构部分），在今天的涡扇发动机系列中，用于客机使用的涡扇发动机涵道比一般大于5，为大涵道比涡扇发动机；而战斗机所使用的涡扇发动机涵道比一般小于1。虽然涡扇发动机具有效率高的优势，但由于其外涵道的存在，涡扇发动机的空气阻力要比涡喷发动机高，不过好在问题不大，增加的推力效率足以弥补。
接下来我们来分析一下离心式涡扇发动机的可行性，我认为离心式涡扇发动机是能够被制造出来的，并没有结构性上的问题，但离心式涡扇发动机效率要较轴流式涡扇发动机低，因此没有必要制造离心式的涡扇发动机，我认为所存在的问题有两个：
①.若采用双向进气离心式喷气发动机进行改装，则无法加装外涵道风扇
②.若采用单向进气离心式喷气发动机进行改装，则发动机横向面积过大，风阻更高效率低下
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图1-1
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图1-2
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图1-3
首先是对①的论述，首先附上双向进气离心式喷气发动机的结构图（图1-1），由图可见，双面进气的涡喷发动机使用了通气管将气流平均分配给压气机叶轮的前后两个面，其采用了环状式进气口结构（如英国尼恩发动机，如图1-2、1-3），即通过发动机的全圆周进气，因此无法布置内涵道外风扇将气流同时供给内外涵道，若采用将外涵道风扇布置于内涵道进气口之外的方式，由于内涵道内气流流速高，内涵道气压较外涵道低，会将风扇内内涵道进气口外的气流"吸入"内涵道中，使外涵道气流减少甚至无气流，出现结构浪费，若将外涵道增大至内外涵道气压差影响范围之外，其外涵道半径将非常大，产生的空气阻力也更大，若不采用外挂发动机的方式，将发动机置于机体内部中，则需要机体有较大的横截面面积，其空气阻力也更大。
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图2-1
接下来是对②的论述，同样的附上单向进气离心式喷气发动机的结构图（图2-1），由图可见，采用单面进气的涡喷发动机可以使用面状进气口而非双面进气的环状进气口，因此对于压气机前风扇的布置，可以延长涡轮轴至压气机之前并增设风扇，但由于离心式喷气发动机所采用的特殊的环状式燃烧室结构（即燃烧室围绕发动机中心轴排列于圆周上），因此仅内涵道离心式发动机的横截面面积就已经非常大，以英国劳斯莱斯尼恩MK1离心式发动机为例，其最大半径达1.2573米，若以劳斯莱斯尼恩MK1为基础设计一款低涵道比的涡扇发动机，以同时期的德国戴勒姆·奔驰的DB 007涡扇发动机为例，其涵道比为2.45：1，尼恩MK1的内涵道空气流量为46.8528m3/s，若同为2.45：1的涵道比，则需要内外涵道总半径达2.65m，由于缺少计算空气阻力的相关系数，放弃研究其空气阻力大小，但直径达5米的发动机，已经超过目前最强大的涡扇发动机GE90了（GE90最大宽度才3.76m），但GE90涵道比达9，最大推力达500千牛，我相信这是低总圧缩比的离心式涡扇发动机所无法达到的。
因此，对于离心式涡扇发动机，并不是不可能被制造出来，而是根本就没有制造出来的必要，其低总压缩比、大的横截面积就已经失去了轴流式涡扇发动机所特有的高效率优势。
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