這個溫度指的其實是渦輪前溫度。

得有一個先提條件，那就是同一系列的發動機，不改變其他變數的情況下，確實是溫度越高推力越大。同一款發動機，渦輪的前進口溫度每增加10至15攝氏度，推力可增加1%至2%，所以提高渦前溫度可以大幅提高發動機推重比和發動機效率。這是因為發動機是一種熱機，服從布賴頓迴圈，根據這個迴圈的規則，渦輪前和渦輪後溫差越大，做功越充分；轉化成渦輪轉動動能的比例越多，推重比自然越高。

目前渦輪前溫度做的最高的是日本。比如日本最近吹的沸沸揚揚的XF-91，也就是F-3的配套發動機，渦輪前溫度已經達到2073K，世界第一，推力達到了15噸以上。但是同樣的推力F-22噸F-119發動機只需要1850～1900K的渦輪前溫度就能做到。

儘管推力指標與F-119不相上下，但其實是以提升單一指標為代價，這樣做成本更高

對於系統工程來講，不是渦輪前溫度越高越好，而是滿足目標的前提下越低越好。要提高渦輪前溫度意味著材料方面要有很大突破。這不僅是材料科學的問題，還有材料本身成本的問題。要想提高渦輪葉片的耐高溫能力，必須在鎳基高溫合金基礎上新增錸，除此還沒有什麼好的辦法。但是錸這種東西全球一年產量就40、50噸，連中國這樣幅員遼闊的國家都不敢放開用。所以還是得琢磨其他路子。所以飛機發動機的設計，只要還能總體設計上還能下功夫的，就不要在提高渦輪前溫度。必須要靠提高渦輪前溫度提升推力的，能不用錸，就不用錸（當然這似乎不太現實）。

在現有基礎上要進一步提高渦輪前溫度是很困難的事情。必須新增錸金屬

眾所周知，目前被戰鬥機所廣泛使用的渦扇發動機，其產生推力主要原理是將空氣由進氣道吸入、經過壓氣機進行壓縮、壓縮之後的空氣在燃燒室中與燃油進行充分混合、在點火之後氣體燃燒膨脹經過渦輪機、再由尾噴口排出這一高溫高速氣體，產生的反作用力就是渦扇發動機的推力。

在明白渦扇發動機產生推力的主要原理之後，就可以知道想要提升發動機的推力方法，比如可以透過提高風扇進氣量、增大風扇壓比、提升渦輪口進口溫度（渦輪前溫度）等，而這之中最有效的辦法就是提升渦扇發動機的渦輪前溫度，此舉能有效提升發動機的單位推力和推重比。

根據相關文獻表明，在其他條件不變的情況下，渦扇發動機渦輪前溫度每提升100℃（攝氏度），該發動機的最大推力就可以提升10%-20%。所以，在材料耐高溫能力和渦輪葉片冷卻技術允許的情況下，儘可能提升發動機渦輪前溫度是提升發動機推力的重要手段。

而想要提升發動機渦輪前溫度也就需要渦輪葉片有著更強的耐高溫能力，第三代發動機渦輪葉片大多使用的第一代單晶和定向凝固高溫合金，在加之氣膜冷卻單通道空心技術，使得渦輪葉片的使用溫度1600K-1750K，發動機的推重比在7-8之間，渦扇-10系列發動機就屬於第三代發動機。

而到了第四代渦扇發動機，使用的是第二代單晶鎳基合金技術，透過新增鈷、錸、釕等稀有技術採用提升微觀結構，再加上多通道高壓空氣冷卻技術使得渦輪葉片的使用溫度達到1800K-2000K，推重比可以達到9-11，歐洲EJ-200、美國的F-119、F-135等渦扇發動機則都屬於第四代航空發動機。

根據公開資料來看，目前已知渦輪前溫度最高的渦扇發動機是F-22戰機所用的F-119發動機的1970K（約合1700℃），雖然該發動機的最大推力為16噸（涵道比0.3），16噸推力再全球雖然不是最高的，但該發動機卻有著大於10：1的推重比（自身重量1.36噸），效能可謂是相當強悍。

另外，透過增加涵道比也可以提升發動機推力，如F-35戰機所用的F-135發動機將涵道比增加到0.57之後，推力增加到了18噸（實驗推力20.4噸），美國通用公司的GE9X渦扇發動機將涵道比增加到10之後，推力達到了61噸，是目前所有航空發動機中推力最大的一款，但大涵道比渦扇發動機並不是高速飛行的戰鬥機。

個人的答案，是有關係，但不是必然關係。來劃一個重點是，達不到一定溫度，壽命不高。如果一個國家舉國之力，不惜成本，來打造一臺耐高溫的發動機，不說都能做到，凡航發大國，都是可以辦得到的，主要是做成這樣的發動機，不具任何意義。

在網路，發動機的所有結構一清二楚，有實現條件的國家太多太多，但要體現很高的經濟性，現在辦得到的只有航發三巨頭，通用、普惠和羅羅。其他國家辦不到的主要原因，正是卡在了經濟性上。或有經濟性，沒有壽命性；或有壽命性，難有經濟性。

我們知道，航發研製的難題集中在三個方面，一是材料，二是工藝，三是時間，貴就貴在材料上，工藝的難點在於高可靠性，時間的重點在於提高經濟性。溫度的考驗正是材料，達不到必須的溫度，即難實現相當的推力，壽命也會受到影響，所以材料水平直接影響著發動機的質量。鐵的融點是1538攝氏度，沸點是2750攝氏度，而現代航發要求的渦輪前溫度，大致到了2000度的水準，什麼樣的材料經受得住這樣的考驗呢？

2016年，國內關注的一則重大新聞，即來自航發材料，南京理工大學的陳光團隊，打造的合金PST TiAl單晶，進步性主要集中體現在溫度上，其室溫拉伸塑性和屈服強度，比之世上最強發動機GEnx，要高8代以上，從而證明我們在在材料技術所取得的又一項重大重破。這樣的突破越來越多，我們的航發技術自然水漲船高。

如果是說渦輪前溫度，是這樣的。

航空發動機裡無論是渦噴發動機還是渦扇發動機，從前到後都包括了：風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪這幾部分。軍用發動機可能還有加力燃燒室。從提高推力角度來說，這四部分都可以做出貢獻。

風扇最簡單，稍微加大一點直徑就可以把推力提高。但由於軍機一般是把發動機內建，風扇不能無限制的擴大，所以，這招不能用得太狠。另外，風扇也有個與後面壓氣機的匹配問題，搞不好的話，發動機都不能正常工作。

壓氣機難度大，這裡考驗的是設計功底：壓氣機的增壓比提高，可以減少壓氣機級數，很有利於發動機減重。但是，過高的壓比會導致壓氣機的喘振裕度下降，這樣的話，發動機就很不穩定，在包線邊緣稍微做點動作就會喘振甚至熄火。所以，壓氣機如何設計得又輕又皮實絕對是功夫活。

燃燒室的難度也比較大，如果能把燃燒室長度縮短，也很有利於減重。但是如何保證穩定燃燒？這是燃燒室設計的基本要求。因此，設計師要在保證穩定燃燒的前提下儘可能縮短燃燒室長度。

渦輪的難度在於材料、冷卻。如果把渦輪前溫度提高，那麼推力確實可以提高，但帶來的麻煩就是你有沒有足夠水平的材料扛住高溫。渦輪是發動機中工作環境最惡劣的部件，要在高溫、高壓、高腐蝕性的環境里長期工作，還不能發生嚴重的形變（高溫下金屬材料很容易蠕變），因此人們給渦輪葉片想出各種辦法降溫，比如空心葉片，讓一部分溫度偏低的空氣從葉片中的孔洞裡穿過，可以帶走不少熱量。但氣流不能太大，超過4%就會影響推力了。

總之，提高發動機推力的辦法有不少，每一條研究起來都不容易。所以，航空發動機才是難度係數最高的工業品，有現代工業CROWN上的鑽石之稱。

首先從航空發動機產生推力的原理來說，就是最前端的渦輪風扇將外界的空氣吸進發動機內部後，風扇後面的壓氣機對空氣進行增壓然後在燃燒室內與燃油進行充分混合後，被點燃的氣體再次膨脹後經尾噴口高速噴出產生推力。其實仔細看看航空發動機的內部構造後，就能明白想要提升發動機推力的方式有很多，比如增加進氣量、增壓壓氣機壓縮比、多噴油、提升渦輪前穩定等都可以提升發動機推力，其中增加進氣量最直接的方式就是增加風扇直徑，但是這樣不適用於戰機發動機，因為增加發動機直徑會降低戰機的加速性和最大飛行速度優勢，同樣多噴油也不符合經濟性需求。總的來說要想盡可能的讓發動機推力更大、發動機更省油等最好的方式就是想方設法提升渦輪前溫度。

因為從理論角度來說，渦輪前溫度上升100攝氏度，發動機的推力就能很顯眼的增加一噸推力，而且相比增加增壓比會增加發動機直徑和重量或者其他增加推力方式更加全面高效。但是理論終究是理論，實際中會出現很多問題。比如何為渦輪？渦輪就是身處被點燃的高壓、高溫燃氣中，被高溫高壓燃氣帶動旋轉繼而帶動前面壓氣機、風扇旋轉的渦輪風扇金屬元件，那麼試想一下被上千度的高溫高壓燃氣包裹的渦輪能否長時間承受的的住呢？所以這就對製造渦輪的特種金屬材料提出了更高的要求，雖然透過從前面冷端的壓氣機引入高壓空氣可以為後面熱端的渦輪葉片降溫和提供氣膜保護，但是渦輪葉片仍然需要承受巨大的離心力和上千度的高溫炙烤，所以在現實中受限於材料問題，渦輪前溫度想要提升至更高水準還有相當一段路要走。

另外一個還有一個不太明顯的問題就是涵道比的問題，因為渦輪前溫度和發動機的最終推力大小除了材料等關係外，還和進氣流量的多少有直接關係，而進氣量的多少又直接和涵道比又直接關係，也就是說涵道比越大，發動機推力越大，而且經濟型越好，但是涵道比過大會增加發動機正面風阻，降低發動機的加速性和最大飛行速度。

當然從“軍用航空發動機是不是溫度越高推力越大？”這句話本身的意義來說，更高的溫度意味著更高的燃燒效率，這就像汽車發動機的熱效率一樣，熱效率越高輸出馬力更大一個道理。但是現實中同樣和汽車發動機提升功率一樣，會受到材料等不同外在因素的影響而無法達到理論數值。只能說從理論角度來說，發動機的溫度越高的確推力越大，但是從實際角度來說，受外在因素影響想要實現更大的推力前提需要解決實際中的更高溫度下的長時間高可靠性問題。

從理論上來說，軍用航空發動機確實是耐高溫效能越好推力就越大。

我們都知道軍用航空發動機使用的燃料是航空煤油或者是JP燃料，這兩種燃料的最大燃燒溫度在1000℃左右（汽油1200、柴油1800），屬於發熱值較低的燃料，這樣低的溫度不足以讓飛機高速飛行，為了提高燃料的燃燒溫度，航空發動機採用進氣與燃油霧化混合→再壓縮後進入燃燒室燃燒的方式，來提高航空燃料的發熱值（理論上最高在2700℃左右），發熱值提高後產生的高溫氣流再去驅動航空發動機的轉子高速旋轉，輸出更大的功率...所以，航空發動機工作時必須要有高溫高壓氣流才行。但是，目前航空發動機的核心部分發動機轉子葉片所能承受的溫度只有1700℃左右，在這樣的高溫下會溶化的，這就出現了一個很大的矛盾，既要求燃料的發熱值高，但發動機的材料耐高溫能力有限，所以只能是另闢蹊徑的在葉片散熱方面下功夫。發動機葉片不是想象中的實心，它是空腔結構，葉片的壁非常薄只比A4略厚一點，葉片的內部有很大的空腔，壁很薄中間空腔這樣它的散熱效果就非常好，才能在高溫高壓下高速旋轉不至於溶化掉。F–16戰鬥機起飛後尾噴口的尾焰呈橘紅色，因為是起飛（和艦載機起飛方式不一樣）發動機功率不必開到最高。

那麼，尾焰的溫度是多少攝氏度呢？根據測算飛機的尾焰呈橘紅色：代表1000℃、純橘色：代表：1100℃、金橘色代表：1200℃、金黃色代表：1300℃、金白色代表：1400℃、純白色代表：1500℃、白藍色代表：1500℃以上、天藍色代表：2000℃、藍色代表：2500℃。若是戰鬥機的尾焰出現白藍色說明它已經打開發動機的加力了，要進行超音速飛行。戰鬥機設計的時速越快，它的尾焰就會越藍。SR–71戰略偵察機的最快飛行速度超過了3馬赫，所以它的尾焰呈白藍色，當然飛行速度越快也就越耗油。

從上面的粗略介紹就會明白，軍用航空發動機所用的燃料正常的燃燒溫度一般，但是在發動機高壓空氣霧化的助燃下，它的燃燒溫度會非常高，這樣所產生的高溫氣流才能更快的驅動發動機的葉片，使飛機飛的更快。

航空發動機的推力大小與渦前溫度，進氣流量，涵道比，增壓比有關。也就是說，渦前溫度越高推力越大。推力與渦前溫度的關係是:渦前溫度每提高100℃，推力就相應的增大10%—15%。此外，航空發動機的推力隨著進氣流量和涵道比以及增加比的增大而增大。

因為戰鬥機的體積不能太大，這也是限制戰鬥機不能使用大涵道比發動機的原因之一。另外，大涵道比發動機適合低速飛行，較為省油；而小涵道比發動機適合高速飛行，比較費油。這也是運輸機，民航客機等採用大涵道比發動機，而戰鬥機採用小涵道比發動機的原因。

受制於戰鬥機體積的限制，其發動機的涵道比不能過大，正常來說都在0.7以下。所以世界各軍事強國都用提高渦前溫度，以增大發動機的推力。例如:“渦扇-10”發動機的渦前溫度為1747K，推力為12.5噸；F119的渦前溫度為1977K，其推力為17.7噸。可以看得出來，第四代發動機的渦前溫度比第三代發動機高了近300K，也就是100℃左右，而推力則相應的提升了5噸左右。由此可知，航空發動機的推力與渦前溫度的關係有多大。

這也是世界各軍事強國紛紛投入巨大的人力，物力去研發新型單晶耐高溫合金以及金屬間化物的原因。目前來說，中國的第三代單晶耐高溫合金與世界先進水平並沒有效能上的差距。中國的第三代單晶耐高溫合金的型號是DD409，而美國的則是CMSX-10，日本的則是TMS-75。只不過美國的CMSX-10已經被用於製造F119和F135發動機的核心機了，而中國的DD409還不知道上沒上四代大推。除了單晶耐高溫合金之外，中國還研發了金屬間化物IC10，其工作溫度在1150℃以下，主要用於第四代發動機的渦輪工作葉片。也就是說，“渦扇-15”發動機的高壓渦輪工作葉片極有可能選擇的是IC10，而導向葉片被低壓渦輪葉片極有可能選擇的是DD409。

其實，說起單晶耐高溫合金的研製，日本走在了世界前列。日本已經壓制出第四代單晶耐高溫合金TMS-138，第五代單晶耐高溫合金TMS-162。這兩種單晶耐高溫合金的效能比第三代單晶耐高溫合金要強的多，使用溫度也極高。要不日本的XF9-1航空發動機的渦前溫度也不會突破2000K這一大關。畢竟日本的材料技術在世界上都是領先的，率先開發出單晶耐高溫合金也理所當然。其實日本的TMS-75比DD409早了近10年的時間，這點還是要承認的。

謝邀，溫度是指前室溫度，同等條件下，這一溫度越高必然推力越大

首先，航空發動機領域通常講的溫度是指前室溫度，而不是指尾噴管噴出的氣流溫度。前室溫度又稱渦輪前溫度，是指氣流在燃燒室燃燒後，到達渦輪機時的溫度。航空發動機在燃燒室燃燒後是要驅動渦輪機高速轉動做功，產生的力透過轉軸驅動進氣口渦輪風扇和壓氣機工作。這一區域溫度上限，取決於渦輪機扇葉所能承受的高溫的上限，這才是航空發動機領域最最最核心的關鍵性技術。渦輪前溫度，介於燃燒室和渦輪機之間的區域溫度

噴氣式發動機產生的動力來源來自，氣體膨脹後高速流出產生推力。氣體膨脹來自兩個方面，一個是空氣熱膨脹，氣體加熱後膨脹做功，另一個是燃料燃燒產生的氣體。如果前室溫度允許上限越高，那麼空氣冷熱端差異加大，膨脹率也就更高，同時燃燒室可以加註更多燃油，使得燃燒更加充分，兩者都必然導致氣流經燃燒室後膨脹率更高，可以產生更高的推力。同時渦輪機驅動力也就更高，可以帶動壓氣機和涵道風扇更加努力幹活，推力也自然而然上去了。渦扇發動機吸入發動機的空氣含量遠超過燃料燃燒所需，所以戰鬥機普遍在發動機渦輪機後再設定加力區域，必要時噴射燃料利用剩餘氧氣繼續產生動力，不過方式燃料利用率低很多。而戰鬥機發動機溫度最高的區域則是加力燃燒室這一區域，溫度可以超過2000℃。

這也是為什麼比較航空發動機技術水平，最簡單的指標就是前室溫度，早期航空發動機，前室溫度只有600℃左右，到現在第三代航空發動機可以達到1400℃。第四代航空發動機美國的F119可以達到1677℃，但各國目標是提到到1728℃（2000K），下一代航空發動機更是計劃能夠突破2000℃（2272K）以上。

這方面技術進步可以說是代表當今材料學最頂尖的技術水平，渦輪盤葉片材料從早期的鐵基，到鐵鎳合金基，再到粉末合金。簡單說下第三代航空發動機葉片加工方式是，將各種材料金屬粉末按比例和方式調好，在高溫高壓下環境下將其壓鑄成晶體合金。再加工退火過程中，還要嚴格控制一點點冷卻，確保一件加工件中只有一個結晶核。這樣才能確保加工出來的渦輪盤扇葉在一千多攝氏度環境中，高扭力情況下，安全的以每秒數千轉的轉速高速執行。中航工業“左盟主”2015年央視《對話》欄目中手裡顯擺的據說就是太行發動機的單晶葉片

而現在到了第四代航空發動機，這個合金配方要升級，現在已經發展到第四代，加工技術上，要講一次成型，要求一層渦輪盤整體制造出來，整個渦輪盤都只能有一個結晶核。這就是為什麼要稱航空發動機為工業CROWN的明珠原因所在，甚至可以說，現在比較熱門的3D列印技術的技術原理，不過是70年代早期航空發動機加工技術的民用化應用。

謝邀！渦噴發動機和渦扇發動機的推力大小由很多因素決定的，其中渦輪前溫度確實是一個很重要的指標，但不是絕對的指標，因為渦輪前溫度不可能無休止的提高，以現有的材料以及技術根本做不到，終規是有個極限值的，因此提高軍用航發的推力還是以其他的方式為主。比如說提高壓氣機的效率等等。

航空發動機的設計是個系統性工程，絕不是說某方面怎樣就怎樣的。

心神那個XF5-1發動機的渦輪前溫度是1900K，也就是1600度，跟F-22用的F-119發動機是一樣的，非常厲害。然而這個發動機的推力只有4.9噸，推重比7.8，別說跟F-119比，一些較為先進的二代機用的渦噴發動機都比它厲害。

而且呢，我也不知道題目中“發動機溫度”具體指的什麼。

這是一個典型的渦噴發動機結構圖。空氣從進氣道進入，經過壓縮機壓縮後進入燃燒室與燃料混合燃燒後經過渦輪機膨脹做功最後排出。壓氣機與渦輪機是同軸聯動的，所以壓氣機的轉速取決於空氣經過渦輪機時做功多少。

其中與溫度相關的主要是燃燒室溫度，渦輪前溫度，以及噴口位置的排氣溫度。

這三個溫度我們分開說。

先用初級方法解析一遍：

根據衝量公式F×t=m×V，我們知道，噴氣式發動機推力取決於經過發動機的空氣流量，以及噴出空氣的速度。

空氣流量方面，發動機直徑越大當然流量越大，所以渦噴改渦扇光靠增加空氣流量就能提高推力。

但是發動機直徑太大又裝不下，那麼怎麼讓發動機獲得更多的空氣呢？當然是提高發動機的壓縮機轉速，提高壓縮比，吸入更多的空氣從而增大推力。

與之對應的，隨著壓縮比提高，空氣的溫度也會提高，理論上講燃燒室的燃燒溫度也會對應提高。

所以，渦輪前溫度，燃燒室溫度都與推力正相關。

但是排氣溫度就不是了。我們知道燃料燃燒產生的能量是固定的，發動機排出氣體的溫度越高，意味著大量的能量被用來加熱空氣而非提高燃氣速度。

所以排氣溫度與推力負相關。

（渦噴發動機如果安裝外涵道改為渦扇發動機，那麼額外流入的冷空氣都能產生可觀的推力，所以渦扇推力普遍比渦噴更大）

我們需要儘可能高的渦輪前溫度與燃燒室溫度，以及儘可能低的排氣溫度。

接下來，有好好讀大學觀眾可以繼續往下看，用高階方法解析一遍。

噴氣式發動機的工作原理是“布雷頓迴圈”。

這幅圖中，t軸是溫度，s軸是熵。

0這個點代表普通大氣下的氣體狀態。

從0到2的過程中，空氣被等熵壓縮，內能不變，但是因為體積變小所以溫度增加。

2這個點代表空氣經過壓氣機壓縮後的狀態，溫度更高，總熵不變。

2-3代表空氣在燃燒室與燃料混合並燃燒的過程，在這個過程中熵增大，溫度也變高。

3這個點代表燃燒之後的空氣。

而空氣到3這個點的溫度，就是渦輪前溫度，此時空氣已經經過壓縮並與燃料混合燃燒獲得了額外的化學能，接下來他要流過渦輪進行等熵膨脹並對渦輪做功，驅動渦輪轉動，而渦輪與前方的壓氣機是同軸相連的，而前方的壓氣機轉動壓縮排氣道進入的空氣。壓氣機轉的越快，吸入的空氣就越多。

當空氣驅動渦輪做功之後，再排出產生推力。

如果需要的話，還可以在加力燃燒室裡燃燒一次，進一步提高內能並膨脹加速，提高推力。

在這個過程中，燃燒室溫度越高說明空氣內能越大，最終空氣膨脹後產生的推力越大。而渦輪前溫度越高，壓氣機轉速越高，吸入的空氣就越多，最終噴出的空氣質量越多，推力也就越大。