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飞机的发动机功率在2500kW左右。在第二次世界大战中，活塞式发动机得到了技术革新，优化了发动机的性能和运行效率，从以往不到10kW提升到了2500kW左右，耗油量从0.5kg/（kW·h）减少到0.25kg/（kW·h）左右。与此同时，整改之后的运行时间从传统意义上的十几个小时增加到了2000-3000个小时。一直到第二次世界大战结束后，活塞式发动机的技术已经非常娴熟。进入21世纪，航空发动机正在进一步加速发展，将为人类航空领域带来新的重大变革。目前，传统的航空发动机正在向齿轮传动发动机、变循环发动机、多电发动机、间冷回热发动机和开式转子发动机发展，非传统的脉冲爆震发动机、超燃冲压发动机、涡轮基组合发动机，以及太阳能动力和燃料电池动力等也在不断成熟。扩展资料：飞机发动机上定义的相关功率：最大连续功率：是发动机能连续工作，即没有工作时间限制，所能产生的最大功率。但为了延长发动机的在翼寿命，正常情况下这一功率是不使用的，只有在特殊情况下才使用。如双发飞机单发飞行时，为满足推力需求，可使用最大连续功率。最大巡航功率：正常巡航飞行时所允许使用的最大推力。最大爬升功率：爬升时所允许使用的最大功率。慢车功率：保持发动机稳定工作的最低功率。发动机的慢车转速是受大气温度影响的。大气温度下降，慢车转速降低，大气温度上升，慢车转速也升高。确定慢车功率的大小时，要考虑很多因素的影响，如最小转子转速限制、最低引气压力限制、最低燃油流量限制、发电机转速限制、压气机气流稳定性、飞机滑行推力、加速时间等。另外，有些发动机还规定了低慢车(或叫地面慢车)和高慢车(或叫进近慢车)。低慢车用于发动机地面和空中某些状态。当飞机着陆进近时，用高慢车，以便飞机复飞时，缩短发动机加速到最大功率所需的时间。等飞机落地一定时间后，再由高慢车转换为低慢车。
为什么飞机发动机那么难造？其实原因就两个：工作温度和转速太高，具体分述如下：
现在的航空发动机走的两条比较接近的路线：一是大涵道比、相对低温（1100至1200℃）、高转速（30000RPM以上）的路线，这种设计思想主要用于民航客机、各种运输和轰炸机等低航速、大吨位飞机；二是小涵道比、相对高温（1300至1700℃）、相对低转速（15000至20000RPM）的路线，这种设计思想主要用于各种战斗机，如J10、J20、SU35、F35、F22等高航速、高机动性、相对小吨位的飞机。
从物理学、材料力学和流体力学等的角度说，这种高温、高转速的组合会给航空发动机带来两大制造难题：材料的高温性能和高温动平衡。
一、高温带来的制造难题：
1.首先是材料的耐高温性能
对于1100至1200℃的高温还比较容易解决材料问题，一般镍基合金如GH128合金，再加上一些比较普通的技术措施就可以满足使用要求。
对于1300至1400℃高温就比较难解决材料问题了，如果用镍基合金就必须采取比较特别的技术措施才能满足使用要求，如“陶瓷外衣”、叶片内部微孔风冷等。
对于1700℃以上高温的材料问题，那就是难中之难了，镍基合金肯定不能用，而地球上能直接耐此高温的金属材料几乎没有。钨的熔点最高，但钨脆而易氧化燃烧，所以不能用；铼的熔点比钨低，但它的塑性、延展性都较好，而且不易氧化，是唯一能用航空发动机超高温叶片的金属材料，但是铼直接耐温也只能在1100℃左右，还必须采取其他措施才能用于1700℃以上高温航空发动机的做功叶片。
2.耐高温的技术措施
首先是如何提高材料自身的耐高温性，学过金属学的网友应该知道，金属最先熔化或软化的部位是晶界，因为晶界上堆积了较多的杂质低熔共晶体，所以要提高材料自身的耐高温性能就必须去掉晶界。铼正好有这种可能，铼晶粒可以长到很大，大到一个叶片就一个晶粒，俗称“单晶铼”，单晶铼的直接耐温性能可以到1200℃以上。但是单晶铼是及其难加工的，现在只有美国人能加工出了这种单晶铼。
其次是如何给高温航空发动机叶片隔热，大家知道，陶瓷可以耐温到2000℃以上，但是陶瓷很脆，而且线膨胀系数与金属材料相差一两个数量级，所以想在高温叶片外侧敷设一层陶瓷是十分困难的。这就是俗称的“陶瓷外衣”。
其三是如何给高温航空发动机叶片降温，当叶片穿上“陶瓷外衣”后，其降温只能从叶片内部想办法，这个办法就是在叶片内部打微型风冷孔，而加工这种微孔的可行的方法有两种：高能激光打孔或超高压水打孔，而要打深度至少50mm以上的金属微孔，现在的激光能量密度还达不到，所以最有可能的就是超高压水打孔。这个压力要达到1000MP以上，也就是100公里水柱以上，水在这个压力下是及其难密封的，如果微泄漏，人从傍边经过没感觉就会致人死亡。
3.耐高温材料来源、冶炼难度，地球上已探明的铼的储量也就四、五千吨，而且品位很低，跟铀差不多，所以铼有多贵我们暂且不谈，就说冶炼，据报道说要炼几千吨甚至几万吨的矿渣才能获得一公斤的铼，而且冶炼技术也是有难度的。所以现在也只有美国冶炼出了铼，并应用在航空发动机上，我国也只是探明有几百吨的铼储量，还没有开采、冶炼。
二、高温动平衡的制造难题：
有机械专业背景的网友应该知道，除冲压发动机之外的所有发动机都必须解决动平衡的问题，而航空发动机尤为突出。
1.首先航空发动机高温叶轮，无论是采用涡轮叶轮还是采用汽轮机叶轮，其工作原理都是轴流式，即叶轮的旋转方向与气流的作用力方向垂直，而且航空发动机的叶轮还要在15000RPM以上的转速下工作。这就是现在的航空发动机容易发生振动、失稳的根源，所以必须确保叶轮有良好的动平衡性能，否则发动机就会抖动甚至“跳舞”。
2.其次航空发动机高温叶轮是在1100至1700℃以上的高温下工作，而金属材料随着温度的升高会有热膨胀现行，这就要求航空发动机高温叶轮的每一个叶片的热膨胀量要保持基本一致，才能确保在常温下调试好的动平衡在高温下还能保持运转平稳，不振动不失稳。难度就在于如何保证叶轮的高温动平衡，即使采用严格又严格的加工制造、装配误差控制技术，由于叶片材料的内部晶粒结构不同，所以仍然会在高温状态下振动、失稳。所以美国人采用单晶铼的第二目的就是确保叶轮的高温动平衡到达最佳状态。
三、总结和展望未来
上面罗列了八个方面的制造难度，这八个方面的制造难度都是世界级，所以现在的航空发动机才被誉为“皇冠上的明珠”。这方面不得不佩服美国人的“一根筋”，能够将受力状态不佳、温度和转速又如此之高的发动机，打造成像F135这样的精品，实属不易。
航空发动机到现在这个状态，不得不让我们反思，制造难度为什么这么大？我们为什么要这个“皇冠上的明珠”？
有句话叫“物极必反”，F135无论是金属材料还是制造技术都基本到极限了，要想大幅提升航空发动机性能和大幅降低航空发动机的制造难度，必须回过头来走另一条设计思路：向低温、相对低转速（约10000RPM左右）方向发展。这样既可以用普通的镍基合金加铝合金或钛合金制造航空发动机，且制造难度将大大降低，也就是比普通发动机大那么一点就可制造出来。