◆压气机
压气机故名思意，就是用来压缩空气的一种机械。在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类是轴流式压气机。离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片，当压气机的圆盘运转时，空气就会被螺旋形的叶片“抓住”，在高速旋转所带来的巨大离心力之下，空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙，从而实现空气的增压。与离心式压气机不同，轴流式压气机是由多级风扇所构成的，其每一级都会产生一定的增压比，各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比。
在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机，轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点，但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地，离心式压气机虽然效率比较差，而且重量大，但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍。比如在我国台湾的ＩＤＦ上用的双转子结构的ＴＦＥ１－０４２－７０涡扇发动机上，其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数。多说一句，这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多，但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构。比如国产的涡轴－６、涡轴－８发动机就是１级轴流式加１级离心式构成的组合压气机。而美国的“黑鹰”直升机上的Ｔ－７００发动机其压气机为５级轴流式加上１级离心式。
压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件。在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要。压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在Ｊ－７９上用的压气机风扇有１７级之多，平均单级增压比为１．１６，这样１７级叶片的总增压比大约为１２．５左右，而用在波音－７７７上的ＧＥ－９０的压气机的平均单级增压比以提高到了１．３６，这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到２３左右。而Ｆ－２２的动力Ｆ－１１９发动机的压气机更是了的，３级风扇和６级高压压气机的总增压比就达到了２５左右，平均单级增压比为１．４３。平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的。
但随着压气机的增压比越来越高，压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来。
在压气机中，空气在得到增压的同时，其温度也在上升。比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到２５左右时，压气机的出口温度就会超过５００度。而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中，在中低空飞行中由于冲压作用，其温度还会提高。而当压气机的总增压比达到３０左右时，压气机的出口温度会达到６００度左右。如此高的温度会钛合金以是难当重任，只能由耐高温的镍基合金取而代之，可是镍基合金与钛合金相比基重量太大。与是人们又开发了新型的耐高温钛合金。在波音－７４７的动力之一罗·罗公司的遄达８００与ＥＦ－２０００的动力ＥＪ－２００上就使用了全钛合金压气机。其转子重量要比使用镍基合金减重百分之三十左右。
与压气机防热的问题相比压气机振喘的问题要难办一些。振喘是发动机的一种不正常的工作状态，他是由压气机内的空气流量、流速、压力的空然变化而引发的。比如在当飞机进行加速、减速时，当飞发动机吞水、吞冰时，或当战斗机在突然以大攻飞行拉起进气道受到屏蔽进气量骤减时。都极有可能引起发动机的振喘。
在涡扇喷气发动机之初，人们就采用了在各级压气机前和风扇前加装整流叶片的方法来减少上一级压气机因绞动空气所带给下一级压气机的不利影响，以克制振喘现像的发生。而且在Ｊ－７９涡喷发动机上人们还首次实现了整流叶片的可调整。可调整的整流叶片可以让发动机在更加宽广的飞行包线内正常工作。可是随着风扇、压气机的增压比一步一步的提高光是采用整流叶片的方法以是行不通了。对于风扇人们使用了宽弦风扇解决了在更广的工作范围内稳定工作的问题，而且采用了宽弦风扇之后即使去掉风扇前的整流叶片风扇也会稳定的工作。比如在Ｆ－１５上的Ｆ１００－ＰＷ－１００其风扇前就采用了整流叶片，而Ｆ－２２的Ｆ－１１９就由于采用了三级宽弦风扇所以风扇前也就没有了整流叶片，这样发动机的重量得以减轻，而且由于风扇前少了一层屏蔽其效率也就自然而然的提高了。风扇的问题解决了可是压气的问题还在，而且似乎比风扇的问题材更难办。因为多级的压气机都是装在一根轴上的，在工作时它的转数也是相同的。如果各级压气机在工作的时候都有自已合理的工作转数，振喘的问题也就解决了。可是到现在为止还没有听说什么国家在集中国力来研究十几、二十几转子的涡扇发动机。
在万般的无耐之后人们能回到老路上来——放气。放气是一种最简单但也最无可耐何的防振喘的方法。在很多现代化的发动上人们都保留的放气活门以备不时之须。比如在波音－７４７的动力ＪＴ－９Ｄ上，普·惠公司就分别在十五级的高、低压气机中的第４、９、１５级上保留了三个放气活门。
◆燃烧室与涡轮
涡扇发动机的燃烧室也就是我们上面所提到过的“燃气发生器”。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧以产生高温高压燃气来推动燃气涡轮的运转。在喷气发动机上最常用的燃烧室有两种，一种叫作环管形燃烧室，一种叫作环形燃烧室。
环管燃烧室是由数个火焰筒围成一圈所组成，在火焰筒与火焰筒之间有传焰管相连以保证各火焰筒的出口燃气压力大至相等。可是既使是如此各各火焰筒之内的燃气压力也还是不能完全相等，但各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。但在各各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠，所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害，温度高的部分会加速被烧蚀。比如在使用了八个火焰筒的环管燃烧室的ＪＴ－３Ｄ上，在火焰筒尾焰重叠处其燃气导流叶片的寿命只有正常叶片的三分之一。
与环管式燃烧室相比，环形燃烧室就没有这样的缺点。故名思意，与管环燃烧室不同，环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，环形燃烧室的燃烧室是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。
与环管燃烧室相比，环形燃烧室的优点还不止是这些。
由于燃烧室中的温度很高，所以无论环管燃烧室还是环形燃烧室都要进行一定的冷却，以保证燃烧室能更稳定的进行工作。单纯的吹风冷却早以不能适应极高的燃烧室温度。现在人们在燃烧室中最普便使用的冷却方法是全气膜冷却，即在燃烧室内壁与燃烧室内部的高温燃气之间组织起一层由较冷空气所形成的气膜来保护燃烧室的内壁。由于要形成气膜，所以就要从燃烧室壁上的孔隙中向燃烧室内喷入一定量的冷空气，所以燃烧室壁被作的很复杂，上面的开有成千上万用真空电子束打出的冷却气孔。现在大家只要通过简单的计算就可以得知，在有着相同的燃烧室容积的情况下，环形燃烧室的受热面积要比环管燃烧室的受热面积小的多。因此环形燃烧的冷却要比环管形燃烧室的冷却容易的多。在除了冷却比较容易之处，环形燃烧室的体积、重量、燃油油路设计等等与环管燃烧室相比也着优势。
但与环管燃烧室相比，环形燃烧室也有着一些不足，但这些不足不是性能上的而是制作工艺上。
首先，是环形燃烧室的强度问题。在环管燃烧室上使用的是单个体积较小的火焰筒，而环形燃烧室使用的是单个体积较大的圆环形燃烧室。随着承受高温、高压的燃烧室的直径的增大，环形燃烧室的结构强度是一大难点。
其次，由于燃烧室的工作整体环境很复杂，所以现在人们还不可能完全用计算的方法来发现、解决燃烧室所面临的问题。要暴露和解决问题进行大量的实验是唯一的方法。在环管燃烧室上，由于单个火焰筒的体积和在正常工作时所需要的空气流量较少，人们可以进行单个的火焰筒实验。而环形燃烧室是一个大直径的整体，在工作时所需要的空气流量也比较大，所以进行实验有一定的难度。在五六十年代人们进行环行燃烧室的实验时，由于没有足够的条件只能进行环形燃烧室部分扇面的实验，这种实验不可能得到燃烧室的整体数据。
但由于科技的进步，环形燃烧室的机械强度与调试问题在现如今都以经得到了比较圆满的解决。由于环形燃烧室固有的优点，在八十年代之后研发的新型涡扇发动机之上几忽使用的都是环形燃烧室。
为了更能说明两种不同的燃烧室的性能差异，现在我们就以同为普·惠公司所出品的使用环管形燃烧室的第一代涡扇发动机ＪＴ－３Ｄ与使用了环形燃烧室的第二代涡扇发动机ＪＴ－９Ｄ来作一个比较。两种涡扇发动同为双转子前风扇无加力设计，不过推力差异比较大，ＪＴ－３Ｄ是８吨级推力的中推发动机，而ＪＴ－９Ｄ－５９Ａ的推力高达２４０４２公斤，但这样的差异并不妨碍我们对它们的燃烧室作性能上的比较。首先是两种燃烧室的几何形状，ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的直径和长度分别为９６５毫米和６２７毫米，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的直径是１０２０．５毫米、长度是１０７０毫米。很明显，ＪＴ－９Ｄ的环形燃烧室要比ＪＴ－３Ｄ的环管燃烧室的体积小。ＪＴ－９Ｄ－３Ａ只有２０个燃油喷嘴，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃油喷嘴多达四十八个。燃烧效率ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ为０．９７而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ比他要高两个百分点。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ八个火焰筒的总表面积为３．５７９平方米，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒表面积只有２．２８２平方米，火焰筒表面积的缩小使得火焰筒的冷却结构可以作到简单、高效，因此ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁温度得以下降。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的火焰筒壁温度为７００～９００度左右，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒壁温度只有６００到８５０度左右。ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁温度没有ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的高，可是ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的燃烧室出口温度却高达１１５０度，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃烧室出口温度却只有９４３度。以上所列出的几条足以能说明与环管燃烧室相比环形燃烧室有着巨大的性能优势。
在燃烧室中产生的高温高压燃气道先要经过一道燃气导向叶片，高温高压燃气在经过燃气导向叶片时会被整流，并被赋予一定的角度以更有效率的来冲击涡轮叶片。其目地就是为了推动涡轮，各级涡轮会带动风扇和压气机作功。在涡扇发动机中，涡轮叶片和燃气导向叶片将要直接的承受高温高压燃气的冲刷。普通的金属材料跟本无法承受如此刻克的工作环境。因此燃气导向叶片和涡轮叶片还有联接涡轮叶片的涡轮盘都必需是极耐高温的合金材料。没有深厚的基础科学研究，高性能的涡轮研制也就无从谈起。现今有实力来研制高性能涡轮的国家都无不把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和制作工艺当作是最高极密。也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。
众所周知，提高涡轮进口温度是提高涡扇发动机推力的有效途径，所以在军用涡扇发动机上，人们都在不遗余力的来提高涡轮的进口涡度以使发动机用更小的体积和重量来产生更大的推力。苏－２７的动力ＡＬ－３７Ｆ涡扇发动机的涡轮进口温度以高达１４２７度，而Ｆ－２２的运力Ｆ－１１９涡扇发动机其涡轮前进口温度更是达到了１７００度的水平。在很多文章上提到如果要想达到更高的涡轮口进气温度，在现今陶瓷涡轮还未达到真正实际应用水平的情况下，只能采用更高性能的耐高温合金。其实这是不切确的。提高涡轮的进口温度并非只有采用更加耐高温的材料这一种途径。早在涡扇发动机诞生之初，人们就想到了用涂层的办法来提高涡轮叶片的耐烧上涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。在ＪＴ－３Ｄ的涡轮叶片上普惠公司就用扩散渗透法在涡轮叶片上“镀”上一层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条的渗碳工艺有点类似。经过了扩散渗透铝、硅的ＪＴ－３Ｄ一级涡轮叶片其理论工作寿命高达１５９００小时。
当涡轮工作温度进一步升高之后，固体渗透也开始不能满足越来越高的耐烧蚀要求。首先是固体渗透法所产生的涂层不能保证其涂层的均匀，其次是用固体渗透法得出的涂层容易脱落，其三经过固体渗透之后得出的成品由于涂层不匀会产生一定的不规则变形（一般来说经过渗透法加工的零件其外形尺寸都有细小的放大）。
针对固体渗透法的这些不足，人们又开发了气体渗透法。所谓气体渗透就是用金属蒸气来对叶片进行“蒸煮”在“蒸煮”的过程中各种合金成分会渗透到叶片的表层当中去和叶片表层紧密结合并改变叶片表层的金属结晶结构。和固体渗透法相比，气体渗透法所得到的涂层质量有了很大提高，其被渗透层可以作的极均匀。但气体渗透法的工艺过程要相对复杂很多，实现起来也比较的不容易。但在对涡轮叶片的耐热蚀要求越来越高的情况下，人们还是选择了比较复杂的气体渗透法，现如今的涡轮风扇中的涡轮叶片大都经过气体渗透来加强其表面的耐烧蚀。
除了涂层之外，人们还要用较冷的空气来对涡轮叶片进行一定的冷却，空心气冷叶片也就随之诞生了。最早的涡扇发动机－－英国罗·罗公司的维康就使用了空心气冷叶片。与燃烧室相比因为涡轮是转动部件，因此涡轮的气冷也就要比燃烧室的空气冷却要复杂的多的多。除了在燃烧室中使用的气薄冷却之外在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。
对流冷却就是在空心叶片中不停有冷却气在叶片中流动以带走叶片上的热量。冲击冷却其实是一种被加强了的对流冷却，即是一股或多股高速冷却气强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般都是用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘上的的孔、隙中流出在燃气的带动下在叶片的表面形成冷却气薄。但开在叶片前缘上使冷却气流出的孔、隙会让叶片更加难以制造，而且开在叶片前缘上的孔隙还会使应力极中，对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气薄冷却要比对流冷却的效果好上很多，所以人们还是要不惜代价的在叶片上采用气薄冷却。
从某种意义上来说，在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学理合理的冷却方法可能要比开发更先进的耐高温合金更重要一些。因为空心冷却要比开发新合金投资更少，见效更快。现在涡轮进口温度的提升其一半左右的功劳要归功于冷却技术的提高。现如今在各式涡扇发动机的涡轮前进口温度中要有２００度到３５０度的温度被叶片冷却技术所消化，所以说涡轮工作温度的提高叶片冷却技术功不可没。
其实在很多军事爱好者的眼中，涡轮的问题似乎只是一个耐高温材料的问题。其实涡轮问题由于其工作环境的特殊性它的难点不只是在高温上。比如，由于涡轮叶片和涡轮机匣在高温工作时由于热涨冷缩会产生一定的变形，由这些变形所引起的涡轮叶片与机匣径向间隙过大的问题，径向间隙的变大会引起燃气泄露而级大的降底涡轮效率。还有薄薄的涡轮机匣在高温工作时产生的扭曲变形；低压涡轮所要求的大功率与低转数的矛盾；提高单级涡轮载荷后涡轮叶片的根部强度等等。除了这些设计上的难题之外，更大的难题则在于涡轮部件的加工工艺。比如进行涡轮盘粉末合金铸造时的杂质控制、涡轮盘进行机器加工时的轴向进给力的控制、对涡轮盘加工的高精度要求、涡轮叶片合金精密铸造时的偏析、涡轮叶片在表面渗透加工中的变形等等，这里面的每一个问题解决不好都不可能生产出高质量、高热效率的涡轮部件。
◆喷管与加力
尾喷管是涡扇发动机的最末端，流经风扇、压气机、燃烧室、涡轮的空气只有通过喷管排出了发动机之外才能产生真正的推力以推动飞机飞行。
涡扇发动机的排气有二部分，一部分是外函排气，一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种，一种是内外函的分开排气，一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣，所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说，在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气，在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式，而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。
对于涡扇发动机来说，函道比越高的发动机其用油也就更省推力也更大。其原因就是内函核心发动机把比较多的能量传递给了外函风扇。在混合排气的涡扇发动机中，内函较热的排气会给外函较冷的排气加温，进一步的用气动－－热力过程把能量传递给外函排气。所以从理论上来说，内外函的混合排气会提高推进效率使燃油消耗进一步降低，而且在实际上由于混合排气可以降底内函较高排气速度，所以在当飞机起降时还可以降低发动机的排气噪音。可是在实际操作的过程中，高函道的涡扇发动机几乎没有使用混合排气的例子，一般都采用可以节省重量的短外函排气。
进行内外函的混合排气到目前为止只有两种方法一种是使用排气混合器，一种是使用长外函道进行内外函排气的混合。在使用排气混合器时，发动机会增加一部分排气混合器的重量，而且由于排气要经过排气混合器所以发动机的排气会产生一部分总压损失，这两点不足完全可以抵消掉混合排气所带来的好处。而长外函排气除了要付出重量的代价之外其排气的混合也不是十分的均匀。所以除了在战斗机上因结构要求而采用外则很少有采用。
在战斗机上除了有长外函进行内外函空气混合之外一般都还装有加力装置来提高发动机的最大可用推力。
所谓加力就是在内函排气和外函排气中再喷入一定数量的燃油进行燃烧，以燃油的损失来换取短时间的大推力。到目前为此只有在军用飞机和极少数要求超音速飞行的民用飞机上使用了加力。由于各种飞机的使命不同对加力燃料的要求也是不同的。比如对于纯粹的截击战斗机如米格－２５来说，在进行战斗起飞时，其起飞、爬升、奔向战区、空战等等都要求发动机用最大的推力来驱动飞机。其战斗起飞时使用加力的时间差不多达到了整个飞行时间的百分之五十。而对于Ｆ－１５之类的空优战斗机来说在作战起飞时只有在起飞和进行空中格斗时使用加力，因此其加力的使用使时长只占其飞行时间的百分之十不到。而在执行纯粹的对地攻击任务时其飞机要求时用加力的时间连百分之一都不到，所以在强击机上干脆就不安装加力装置以减少发动机的重量和长度。
加力燃烧是提高发动机推重比的一个重要手段。现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的。如果不按照加力推力来计算Ｆ－１００－ＰＷ－１００的推重比只有４．７９连５都没有达到！为了提高发动机的最大推力，人们现在一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力。
但当加力燃烧在大幅度的提高发动机的推力的时候，所负出的代价就是燃油的高消耗。还是以Ｆ－１００－ＰＷ－１００为例其在全加力时的推力要比无加力时的最大推力高百分之六十六，可是加力的燃油消耗却是无加力时的百分之二百八十一。这样高的燃油消耗在起飞和进行空中格斗时还可以少少的使用一下，如要进行长时间的超音速飞行的话飞机的作战半径将大大缩短。
针对涡扇发动机高速性能的不足，人们又提出了变循环方案和外函加力方案。所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与Ｆ－１１９竞争Ｆ－２２动力的ＹＦ－１２０发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以０～０．２５之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是ＹＦ－１２０败与Ｆ－１１９手下。
由于混合加力要求内外函排气都参与加力燃烧，这样所需要的燃油也较多，于是人们又想到了内外函分开排气，只使用外函排气参加加力燃料的方案。但外函排气的温度比较低，所以组织燃烧相对的困难。目前只有少数使用，通常是要求长时间开加力的发动机才会采用这种结构
一、飞行原理
飞机在空气中运动时，是靠机翼产生升力使飞机离陆升空的。机翼升力是怎样产生的呢？这首先得从气流的基本原理谈起。在日常生活中，有风的时候，我们会感到有空气流过身体，特别凉爽；无风的时候，骑在自行车上也会有同样的体会，这就是相对气流的作用结果。滔滔江水，流经河道窄的地方时，水流速度就快；经过河道宽的地方时，水流变缓，流速较慢。空气也是一样，当它流过一根粗细不等的管子时，由于空气在管子里是连续不断地稳定流动，在空气密度不变的情况下，单位时间内从管道粗的一端流进多少，从细的一端就要流出多少。因此空气通过管道细的地方时，必须加速流动，才能保证流量相同。由此我们得出了流动空气的特性：流管细流速快；流管粗流速慢。这就是气流连续性原理。
实践证明，空气流动的速度变化后，还会引起压力变化。当流体稳定流过一个管道时，流速快的地方压力小。流速慢的地方压力大。
飞机在向前运动时，空气流到机翼前缘，分为上下两股，流过机翼上表现的流线，受到凸起的影响，使流线收敛变密，流管（把两条临近的流线看成管子的管壁）变细；而流过下表面的流线也受凸起的影响，但下表面的凸起程度明显小于上表面，所以，相对于上表面来说流线较疏松，流管较粗。由于机翼上表面流管变细，流速加快，压力较小，而下表面流管粗，流速慢，压力较大。这样在机翼上、下表面出现了压力差。这个作用在机翼各切面上的压力差的总和便是机翼的升力（见图）。其方向与相对气流方向垂直；其大小主要受飞行速度、迎角（翼弦与相对气流方向之间的夹角）、空气密度、机翼切面形状和机翼面积等因素的影响。当然，飞机的机身、水平尾翼等部位也能产生部分升力，但机翼升力是飞机升空的主要升力源。飞机之所以能起飞落地，主要是通过改变其升力的大小而实现的。这就是飞机能离陆升空并在空中飞行的奥秘。
二、飞机的主要组成部队及其功用
自从世界上出现飞机以来，飞机的结构形式虽然在不断改进，飞机类型不断增多，但到目前为止，除了极少数特殊形式的飞机之外，大多数飞机都是由下面六个主要部分组成，即：机翼、机身、尾翼、起落装置、操纵系统和动力装置。它们各有其独特的功用。
（一）机身
机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。
（二）机翼
机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个翼面。
机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。
左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度，缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。
飞机的机翼的变化
在飞机诞生之初，机翼的形状千奇百怪，有的像鸟的翅膀，有的像蝙蝠的黑翼，有的像昆虫的翅膀；有的是单机翼，有的是双机翼。到第二次世界大战时，虽然绝大多数飞机"统一）到单机翼上来，但单机翼的位置又有上单机翼、中单机翼和下单机翼之分，其形状有平直机翼、后掠机翼、三角机翼、梯形机翼、变后掠角机翼和前掠角机翼之别。
（三）尾翼
尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。
1.垂直尾翼
垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。
通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。
2.水平尾翼
水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生附加的负升力（向下的升力），此力对飞机重心产生一个使机头上仰的力矩，从而使飞机抬头。同样飞行员推杆时升降舵下偏，飞机低头。所谓的矢量推力(TVC)，是“推力矢量控制能力”之简称。顾名思义，就是改变发动机出力方向，藉此达到传统控制翼面以外的控制能力。这种控制力可以减低转弯时的阻力，更使得失速后动作成为可能，还能减少起飞滑跑距离，是现代战机动力发展的趋势之一。
传统的飞机控制是藉由翼面“阻挡”气流，利用气流给翼面的反作用力为控制力。这种控制方式的条件是控制面附近的气流必须是尽可能稳定的，当飞机因为速率太低或是攻角太大等因素时，就可能导致“失速”，使控制面失去控制力，过去没有TVC的时代，除非飞机进入死亡螺旋等无法改出的状态，否则可以藉由动力全开、俯冲使飞机周围气流再度平顺，形成可控性。但这样一来，在改正的过程中，万一刚好被敌机发现那差不多就完了，因为此时的战机既没有办法做闪避动作，也难以还击，只能静静的以电子设备做最后的防卫，也因为无法做闪避动作，使得如干扰丝、热焰弹等的效能有限，所以传统控制的飞机在战斗中失速是很要命的(除非有僚机)。但有TVC能力的战机在这情况下，只要发动机不熄火，他就可以藉由改变发动机推力方向来控制机体，从SU-37的表演影片看来，这时飞机的指向能力几乎达到出神入化之境界。这时的战机必要时可以赶紧将机首指向威胁方向，予以反击，甚至与目前的高灵敏红外组件极高机动寻热导弹的搭配下，以寻热导弹打下来袭导弹也将渐渐可能，这对于缠斗的优势以及生存性来说，都是相当重要的。这项能力也有利于更轻、隐形性能更好的无垂尾飞机的发展。
另一方面，传统控制方式的控制力主要是“气流对翼面的反作用力”，这就难以避免的会有平行于飞行方向的分量，也就是阻力，换言之传统方式转弯时的阻力有控制力产生于控制面的阻力以及因攻角增加而产生的阻力，而用矢量推力控制时，控制力来自发动机推力及因攻角增加而产生的阻力，可以想象，同一外型的两架飞机，再相同高度相同速度的情况下开始以相同攻角转弯时，有TVC的阻力较小，较不会减少能量，对于能量空战也是有利的。除了在相同瞬间转弯滤下维持高能量外，也可以在减少相同能量的情况下拥有较大的转弯率。
也因为可以“分担控制面的工作”使得飞机起飞滑跑时，控制面还不足以独自拉起机头时，与控制面“合作”将飞机拉起，减低起飞距离。这项能力看起来好像没有比前两项重要，但在一些航空先进国家眼中却相当重要，例如EF-2000计划拥有TVC能力的原因不在于空战，而在于短距起降。
要如何让推力转向呢？讲起来很简单，就是在发动机出口弄个可动关节，例如可转喷管，或是控制面，使气流偏折即可。但实际上却有很多难点。美国与德国合作的X-31超机动实验机就有TVC能力，他是在喷嘴外面增设3个控制片，藉由三个控制片改变推力方向。他确实达到了超机动的要求。
是没错，这是个很简单的方法，用这种方法，确实可能让TVC战机满天飞。然而这种控制方法效率是很低的。因物这种控制方式是在一瞬间改变气流方向，而不是平稳的改变，任何对气流的过度扰动几乎都会产生阻力(用很哲学的方式说，自然界总是要维持他的平衡状态，这种性质导致自然界〝本能〞的抵抗任何破坏平衡的举动)。X-31的偏流方法使他整体效率减少很多，忘了是13%还是30%了。过度的推力损失将使得这种矢量控制方式损失了应有的优势。所以说要让TVC符合空战的需求，就必须让他拥有高效率。也就是〝让气流平稳的转向〞(俏皮一点就是〝让气流在不知道自己被转向的情况下转向〞)。
这势必得从发动机内部就开始让气流偏折，这引发了TVC发展中最麻烦的问题：密封，以及其它控制方面的问题。以下我就引述留里卡设计局总设计师Chepkin院士的说法，他说TVC技术的第一个问题是活动部件的密封，在喷口内，温度达到摄氏2000度时，气压达7大气压，这意味着一点点小漏洞就会引发爆炸，因此密封是第一个要解决的。第二个问题是矢量喷嘴的控制必须很小心，当用矢量推力协助起飞时，飞机于15m高度时，矢量喷嘴仍是朝上的，如果不尽快改变，飞机将在1到1.5秒坠毁，但改回时要很小心，因为低速时矢量推力产生的负向加速(-G)远高于控制面，将可能是飞行员无法承受的。
目前已实用化的矢量喷嘴都是机械式的，也就是必须以机械方法控制气流，活动部件无可避免的会增加重量，而且在后勤上也不太方便。所以航空先进国家开始发展不需要直接以机械控制的方法。例如有人想到在喷刘中加入带电粒子(例如加入受热会电离的物质)，使喷流能受电磁场控制，藉由在喷嘴部分加上的电磁场控制方向。还有一种很扯的方法，说是让发动机本身产生不平均的推力，来产生控制力矩...................方法很多，虽然许多都处于构想阶段，但几乎指向一个方向：不须以机械进行直接控制。
具体没法说，只能给你讲个大概，就是烧航空煤油往后面喷气，带动一个类似于风扇得到东西。所以就有推理了~就这样。矢量推理就是在发动机后面加一个喷口，这样就能控制发动机的推理方向，这样来提高灰机的机动性
你买书去吧，北航出的航空发动机原理 ，那上面有详细的资料。
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