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一
要想保持滞空，就一定要拥有动力。在飞机一百多年的发展历程中，动力系统的变化非常之大。从总体上说，是从原来的活塞式发动机演变到现在的喷气式发动机。
1944年以前，所有军用飞机使用的均为活塞式发动机。活塞式航空发动机是一种
4冲程的汽油发动机。曲轴转动2圈,每个活塞在汽缸内往复运动4次,每次称为1个冲程。4个冲程依次为吸气、压缩、膨胀和排气。四个冲程中只有膨胀冲程真正做功，其他冲程均靠惯性来完成。
活塞式发动机主要由曲轴、连杆、活塞、汽缸、和机匣等部件组成。发动机前部有减速器，以降低输出轴的转速。大多数发动机在机匣后部装有增压器以提高发动机高空性能。
活塞式发动机按汽缸的冷却方式发动机分为液冷式和气冷式两种。发动机按汽缸排列形式又分为星型和直列型。星型发动机汽缸以曲轴为中心沿机匣向外呈辐射状均匀排列，有单排和双排等形式。直列式发动机汽缸沿机匣前后成行排列,有对缸、工字型、V型等排列形式,以星型和V型用得较多。
活塞式发动机最终驱动的是螺旋桨，螺旋桨为飞机提供升力和动力。螺旋桨由多个桨叶和中央的桨毂组成，桨叶好像一扭转的细长机翼安装在桨毂上,发动机轴与桨毂相连接并带动它旋转。螺旋桨旋转时，桨叶不断把大量空气向后推去，在桨叶上产生一个向前的力，即推进力。一般情况下，螺旋桨除旋转外还有前进速度，其相对气流速度由前进速度和旋转速度合成。桨叶上的气动力在前进方向的分力构成拉力。
随着前进速度的增加，螺旋桨效率不断增大，速度在200～700公里/时范围内效率较高,飞行速度再增大，由于压缩效应桨尖出现波阻，效率急剧下降。螺旋桨在飞行中的最高效率可达85%～90%。螺旋桨的直径比喷气发动机的大得多，作为推进介质的空气流量较大，在发动机功率相同时，螺旋桨后面的空气速度低,产生的推力较大，这对起飞非常有利。螺旋桨有2、3或4个桨叶,一般桨叶数目越多吸收功率越大。
随着喷气式军用飞机的出现，活塞式军用飞机逐渐退出了历史的舞台。而在民用方面，活塞式飞机的应用越来越广泛，从私人飞机到农业飞机，无处不有活塞式飞机的踪影。
二
随着喷气式发动机的问世，飞机终于突破了音速。目前，军用固定翼飞机所使用的发动机主要为涡轮喷气发动机（简称涡喷）和涡轮风扇发动机（简称涡扇）。
20世纪50至70年代的战斗机普遍采用涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机在超音速状态下效率极高，而在亚音速状态下则很低。其工作流程分为四个阶段：进气、加压、燃烧和排气。进气阶段由进气道负责，高速气流就从这里进入。接着压气机再对空气加压，缩小其体积，控制其速度并加温。所有的涡轮发动机的压气机和涡轮的构造是大致相同的。压气机由这些部件组成：定子、转子、定子叶片和转子叶片。定子叶片接在定子上，和发动机内壁相连。而转子叶片连接在转子上，转子与涡轮同轴，即压气机转速等于涡轮转速。定子叶片和转子叶片相互交错，一对定子叶片和转子叶片称为一级。战斗机的涡喷发动机的级数为8至12级。级数越高，气流往后的压力就越大。压气机可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳定。轴流式转子叶片呈叶栅排列安装在工作叶轮周围，离心式转子叶片则呈辐射形状铸在叶轮外部。增压比是评估压气机性能的重要指标，它是指发动机中的压气机部分排气出口的压力与进气口压力的比值，增压比越大，效率越高。喘振是压气机的一种有害、不稳定工作状态。当压气机发生喘振时，空气流量、空气压力和速度发生骤变，甚至可能出现突然倒流现象。喘振的形成通常由于进气方向不适，引起压气机叶片中的气流分离并失速。喘振的后果，轻者降低发动机功率，重者引起发动机机械损伤或者使燃烧室熄火、停车。为防止发动机发生喘振，保证压气机稳定可靠地工
作，可在压气机前面采用角度可变的导流片，也可在压气机中部通道处设置放气装置。
经过压气机压缩后的高压空气进入燃烧室，被火焰筒分成内、外两股，大部分空气在火焰筒外部，沿外部通道向后流动，起着散热、降温作用；小部分空气进入火焰筒内与燃油喷嘴喷出(或者甩油盘甩出)的燃油混合形成油气混合气，经点火燃烧成为燃气，向后膨胀加速，然后与外部渗入火焰筒内的冷空气掺合，燃气温度平均可达1500℃，，高温、高速的燃气从燃烧室后部喷出冲击涡轮装置。最后高温高压的气流从喷管喷出，依靠空气的反推力向前飞行。由于涡轮喷气发动机在亚音速状态下太耗油，所以现在许多国家已抛弃涡喷，改用涡扇发动机。
涡扇发动机有内外两个涵道，压气机分为低压压气机和高压压气机。高压涡轮（驱动压气机）、高压压气机和燃烧室统称为核心机。核心机产生的能量用来加速燃气和驱动风扇。气流经过风扇后分为内涵和外涵气流，内涵气流会再次加压，经喷管排出。外涵气流则会直接排出，温度较低，可起到给发动机降温的作用，也可以和内涵气流充分混合，增大推力。所以内外涵涡扇发动机不光由核心机产生推力，还由风扇产生了额外推力。内外涵气流之比较小时，迎风面积小，即阻力小，但油耗大；反之，阻力大，耗油率小。涡扇发动机虽然能产生较大的推力且噪音低，但是在超音速状态下的推进效率却不如涡喷发动机。
战斗机的发动机中还有一个额外的加力燃烧室。向发动机和排气管间的热排气管喷射燃料，可短暂提升发动机推力。普通战斗机的加力燃烧仅能推持2～3分钟，这是因为加力燃烧十分费油，且开加力时发动机处于超负荷运转状态，极易出现空中停车的状况。开加力后，飞机的速度会升至1～3马赫，实施超音速飞行，是“逃跑”的有效方法。一些战斗机即使不开加力也能进行超音速飞行。
为了使战斗机机动性更好，则需要推力矢量技术。普通飞机的推力一般都沿机身轴线向前，而具有推力矢量技术的飞机，可通过偏转喷嘴的方向来改变推力的方向，使飞机获得额外的控制力矩，从而更灵活地控制飞行姿态。苏-35、苏-37战斗机都有推力矢量喷管，这样飞行员就能做出例如“眼镜蛇”、“弗罗洛夫法轮”等著名的特技动作了。
有一些参数可以衡量发动机的性能。第一是涵道比，涵道比是涡轮发动机的外涵道与内涵道空气流量的比值。涵道比比值越高，效率越大。第二是推重比，即发动机推力与飞机重力之比。推重比也是衡量飞机机动性的重要指标之一。战斗机的推重比约为1～1.25，轰炸机、预警机、运输机则为0.25～0.5。还有一种推重比是发动机推力与发动机重力之比，战斗机的一般为7至10。第三是升限。升限指航空器能到达的最大高度。高度越大，空气密度越小，这会影响到发动机的进气量。进气量小了，发动机推力就会变小，所以飞行器飞到一定高度时会因推力不足而无法爬升，这就是升限。要想提高升限，就要采用功率更大的发动机。除此之外，涡轮前温度也是衡量涡轮发动机性能的一项重要指标。涡轮前温度越高，推进效率就越大。
最近新研发的一种发动机综合了涡喷发动机和涡扇发动机两者的优点—那就是革命性的变循环发动机。变循环发动机的工作原理是利用外涵道中的活门来改变气流方向。前活门后移时，风扇被驱动。之后后活门打开，外涵道气流喷出，和内涵气流混合，这就是涡扇形式。当前活门前移时，外涵道被堵住，基本不再发挥作用，大部分气流只经过高压压气机和燃烧室就喷出，此时是涡喷形式。飞行员可以在亚音速飞行时选择涡喷状态，而在超音速飞行时选择涡扇状态，这样一来飞机机动性就会巨增，可靠性和低油耗也有了保证。
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