目前军用航空发动机的代际区分并没有公认标准。军用航空发动机的特征参数有推力、耗油率、压缩比、涵道比（涡扇发动机）、推重比和涡轮前温度等，其中常将推重比、压缩比、涡轮前温度作为技术划代的标准。
本文分类均来源于参考文献[1]中，将今已发展的发动机分为四代，其中前两代已基本退役，第三代成为各国空军的主力装备，第四代已经开始批量装备部队。
第一代航空发动机
主要结构形式
基本为单转子涡喷发动机，压气机形式为离心式或轴流式，多采用单管燃烧室，单级无冷却涡轮。后期型多数加装了加力燃烧室，显著增大了推力。
主要指标参数
推重比2～4；
总增压比在5左右；
涡轮前温度为840～870℃；
推力30～50kN范围；
不加力耗油率为0.1kg/(N·h)左右；
单位推力为500～900N/(kg / s)。
典型发动机
美国的J-47和J-48发动机、苏联的RD-10和RD-20发动机
J-47发动机
第二代航空发动机
第二代发动机中双转子结构的出现大大提升了发动机的工作范围，使得总压比和工作稳定性大幅提高，推力和油耗得到显著改善；可调静子技术的应用解决了压气机失速问题，满足了高空高速飞行状态下的动力需求。
主要结构形式
主要以轴流式涡喷发动机为主，结构上出现双转子，通过增加压气机级数、提高级压比和涡轮前温度提高了推力、降低了油耗。后期还应用了涡扇发动机，都采用了加力燃烧室。
主要指标参数
推重比3～6；
加力式涡喷发动机总压比提高到8～13；
涡轮进口温度800～1100℃；
最大推力接近120kN；
单位推力最高达到1000N/(kg/s)左右；
不加力耗油率降至0.08～0.1kg/(N·h)。
后期采用的涡扇发动机：
总压比进一步提高到16～22；
涵道比在0.6～1.0；
涡轮前温度提高到1200℃左右；
耗油率下降到0.07kg/(N·h)以下。
典型发动机
美国的J79、苏联的R-11、英国的埃汶300、斯贝MK202（国产化涡扇9）、法国的阿塔9C/K、我国的涡喷13。
斯贝MK202发动机
第三代航空发动机
第三代发动机最核心的要求是满足战斗机高机动性的需求，重点是提高推重比和工作稳定性，因此采用了众多新技术，包括高效气动设计技术、高温升燃烧室、气冷涡轮、全权限数字式电子控制系统，并开始应用整体叶盘、单晶叶片、钛合金和复合材料等。
主要结构形式
均为轴流式加力涡扇发动机，以双转子为主，少数采用单转子或三转子。总压比增加，压气机级数减少，高、低压涡轮均为1～2级，采用加力燃烧室和可调收扩喷管。为了满足战斗机的高单位推力要求，涵道比逐渐缩小。
主要指标参数
推重比8一级；
总压比达到20以上，少数超过30；
涡轮进口温度为1300～1500℃之间；
最大推力达到120～150kN；
单位推力1000～1200N/(kg/s)；
不加力耗油率下降到0.07kg/(N·h)左右。
典型发动机
美国的F100，欧洲四国联合的EJ200，苏联的RD-33和AL-31F。
F-100发动机
第四代航空发动机
第四代发动机压缩系统全面采用整体叶盘结构，钛合金、复合材料得到大量应用，一体化加力燃烧室、隐身结构和涂层、矢量喷管和双余度全权限数字式电子控制等技术大大提升了发动机性能和信号特征，可靠性、耐久性成倍增长，全生命周期费用降低25%～30%。
主要结构形式
均为轴流式加力涡扇发动机，采用双转子结构，包括3级风扇、5～6级压气机、全环形高温升燃烧室，单级高压涡轮，低压涡轮1～2级，采用一体化加力燃烧室和推力矢量喷管。满足隐身、超声速巡航、推力矢量、健康管理以及热管理等新要求。
主要指标参数
这一代发动机的循环参数更加适应高机动性作战的需求：
推重比9-12；
总压比约30；
涡轮前温度进一步提升至1600℃以上；
涵道比保持在0.3～0.6；
最大推力增加到150～190kN；
单位推力超过1200N/(kg/s)。
典型发动机
美国的F119与F135，俄罗斯的AL-41F。
F-119发动机
展望
下一代航空发动机仍然是加力式涡扇发动机，基本将采用变循环或自适应技术，将会使用更新进复合材料，有更高的涡轮前温度、更大的功率提取能力和更强的热管理系统。
GE公司预研方案XA100自适应发动机
参考资料：[1] 晏武英，制空作战飞机发动机发展历程及未来趋势，Aerospace Power 2020年 第1期.
其他分类
来自黄维娜总师“把握机遇，迎接挑战，做航空发动机自主研制的践行者”主题报告-2017。
文案｜星辰时客
排版｜王洋芋
