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一天，一架单发教练机照例进行飞行训练。正当教官和学员对此次飞行感到满意之际，发动机突然停车。虽经多次努力，依然无法起动。教官明白，发动机一旦空中停车将导致飞机失去电力，起落架无法正常放下。就在这危急时刻，在飞机背部很快伸出一个微小的颇像风车一样的东西，迎着气流高速旋转……
读到这里，读者或许已经联想到风力发电装置那几片硕大的桨叶。大家对风力发电都不陌生，知道这是将风能转化为电能的一种有效方式。其实，在某些军用飞机及其部分外挂特种设备上也有类似发电风车的那种装置，它就是本文的主角——冲压空气涡轮。在某些时候，这种看似渺小、不足为奇的小东西，却可以起到四两拨千斤的作用。
电力对于任何一部现代化的机械或电子设备都是至关重要的，飞机也不例外。在当代，人类已经越来越多地依赖液压能和电力来操纵飞机。液压系统依然是主、副飞行控制系统，起落架，刹车和防滑系统的最为有效的动力源。没有电力，飞行员不仅无法读取有关飞行数据，也无法驾驶飞机。因为用于保障飞行安全或与操纵飞机直接相关的液压系统、电子设备、起落架的收放，以及发动机的控制等均需要有一定的电源。
飞机的电源系统，是飞机上用于产生和变换电能的系统。飞机的电源系统要求可靠性高，必须采用多种措施来满足这个要求，如采用余度技术和应急措施等。任何一架飞机，无论其多么先进，都存在发动机空中停车的可能性。在一般情况下，由于是发动机带动电动机，发动机一旦停车，飞机将失去动力和主要电力来源。因此，飞机上的电源系统除了地面电源外，一般由主电源、辅助电源、备份电源、应急电源等组成。主电源是由航空发动机直接或间接带动的发电机及其控制系统，在发动机工作期间负责将机械能转换成符合一定要求的电能。
正是出于安全上的需要，在飞机上一般都会设第二动力系统，也就是独立于主发动机，为机载设备提供辅助与急需功率，并能起动主发动机的整套装置。第二动力系统由辅助动力装置、应急动力装置、起动装置、附件驱动装置、发电机、液压泵等组成。
辅助动力装置作为飞机第二动力系统的核心，实际上是一台专门设计的小型燃气涡轮发动机，具有独立的燃油、滑油、起动、冷却系统，可以为机载设备提供辅助及应急功率，并能起动主发动机。例如F-22A战斗机使用的G250型辅助动力装置，功率为335千瓦，可以驱动一台27千瓦发电机和一台流量为100升/分的液压泵。KC-10A加油机在机身尾部安装的TSCP-700-4型辅助动力装置既可以提供地面电源和冷气电源，起动主发动机并提供飞行中辅助电源，还可驱动一台90千伏安交流发电机，用于地面和高空紧急供电。
航空蓄电池可以提供短时间的功率储存能力，典型的可达30分钟。其主要用途是作为飞机发动机的起动电源；在飞机主电源不工作或发生故障时作为辅助电源或应急电源向重要用电设备供电。蓄电池作应急电源使用时，常与作为主电源的直流发电机并联使用。正常情况下，由发电机向用电设备供电，同时对蓄电池充电。发电机出现故障时，改由蓄电池供电。例如，C-17运输机的两个40安时的镍镉蓄电池用于启动辅助动力装置并提供应急直流电。MB339教练机的两个24伏22安时的镍镉蓄电池则用于启动发动机。
如果辅助电源依然不能为飞机提供电力，或者干脆就没有辅助电源，航空电子设备及相关飞行操纵系统就不能正常工作，飞行员也就无法读取飞行参数。为此，就必须在危急时刻，为飞机飞行提供必要的动力源，哪怕是仅供读取几个关键数据、放下起落架即可。这就需要飞机上设置应急电源，而提供应急动力的方法也可以是多种选择，包括应急动力装置、电动液压泵或冲压空气涡轮。
冲压空气涡轮是利用气流在涡轮叶片上的作用，使其转动做功的一种动力装置。冲压空气涡轮主要由轮毂、叶片和桨距调节机构、连接机身结构的支臂及传动机构和一个或多个定量或变量液压泵等组成。飞机上的冲压空气涡轮有螺旋桨式和涵道式两种结构型式。前者的叶片数目较少，一般是2～4片（具体视叶片的长度而定，叶片越短则数量越多）；后者的叶片数目多达数十片。根据交流发电机、液压泵和燃油泵等负载要求，冲压空气涡轮有恒转速和可调转速两种。前者不论负载载荷和气动力载荷如何变化，其桨距调节机构都能自动保持其转速恒定；后者则根据飞行速度、高度和负载载荷变化，通过桨距调节机构自动改变转速。调速器有机械式、液压式与数控式，此外还具有超速保护，从而提高了使用可靠性。执行涡轮桨距变换和转速控制职能的通常有液压桨距控制系统、滚珠丝杠、步进电机调节机构和离心块调节机构等。
飞机上的冲压空气涡轮平时都收藏在蒙皮下面，机身、发动机短舱、机翼下面都有可能安装冲压空气涡轮。应急需要时，依赖作动筒自动或人工将其伸出，由流经涡轮的气流驱动一台功率有限的小型应急发电机，其功率一般足以给驾驶员的基本飞行仪表和其他少量的重要用电装置供电。典型的冲压空气涡轮发电机的规格依飞机的不同从5～15千伏安不等。冲压空气涡轮也驱动一台小型的液压泵，作为液压系统应急动力装置。冲压空气涡轮一旦展开则在飞行过程中始终保持伸出状态，只有经过地面维护后方可重新收藏进去。
辅助动力装置、蓄电池和冲压空气涡轮是否在飞机上同时存在，需要视其大小而定。一般来说，大中型客机和较大些的公务机是既有辅助动力装置、蓄电池，也有冲压空气涡轮。而在许多军用飞机上，一般很难同时存在，甚至根本就没有辅助动力装置和冲压空气涡轮。不过，仍有许多军用飞机坚持使用冲压空气涡轮。
早在第一次世界大战期间，某些军用飞机就装有冲压空气涡轮。当时飞机的最大起飞重量较小，携带机载武器已经相当困难，更别奢望什么额外的电源系统，而当时的技术也只能选择重量较轻、结构简单的冲压空气涡轮。例如，英国皇家航空器工厂研发的F.E.2战斗机，在机身腹部靠左位置安有一部冲压空气涡轮。相关人员甚至在该机机头位置安装了为探照灯提供电源的冲压空气涡轮。
1955年首飞的美国XF-84H验证机，因在背鳍里面安装了一部冲压空气涡轮，而成为世界上第一架采用可收放冲压空气涡轮系统的飞机。此后，便有许多军用飞机使用该装置。英国的D.H.110“海雌狐”“鹞”“海鹞”战斗机、“狂风”截击型战斗机，“鹰”教练/攻击机，“胜利者”轰炸机；瑞典的J-35、AJ/JA/ SH37、JAS39战斗机；美国的A3D/A-3、A-4、A-6、A-7攻击机，F-102、F-104、F-106、F-4、F-8战斗机， T-45教练机，EA-6电子干扰机，C-5、C-17运输机；阿根廷的IA63教练机等均装有冲压空气涡轮。一些由民用飞机衍生而来的军用飞机，原本就有冲压空气涡轮，在改装时予以保留。这些飞机包括E-737预警机，P-8海上巡逻机，KC-767、A310MRTT、A330 MRTT/KC-30加油机等。
为了进一步了解冲压空气涡轮及其作用，我们不妨再看看一些军用飞机上的液压系统、冲压空气涡轮等装置的安装使用情况。
英国的“猎迷”海上巡逻机上共有两套主液压系统和一套辅助液压系统，分别标识为蓝、绿、黄系统。其中，黄色系统可在两套主液压系统均出现故障的情况下，为升降舵、副翼和方向舵的驱动供压，并可在全部发动机失效情况下，利用冲压空气涡轮提供的动力工作。
英、德、意三国联合研制的“狂风”战斗轰炸机上安装有两套独立的液压系统，并由两台发动机分别驱动其中的一套。液压系统用于机翼变后掠、襟翼、缝翼、扰流板、减速板、全动平尾、方向舵、起落架和受油探管的操纵。任何一台发动机失效时，机械交联装置可将两套系统转换到由另一台发动机驱动。英国独自研发的防空截击型“狂风”飞机装备了冲压空气涡轮，当两台发动机速度都降至低于规定值时，它可自动展开。冲压空气涡轮可以保持1号液压系统有足够的压力，在发动机重新起动过程中可以充分操纵全动平尾。
捷克研发的L-39教练机拥有交联的主、备用液压系统。主系统用于驱动起落架、襟翼、减速板和机轮刹车，应急系统用于减速板以外的所有驱动工作，包括三个蓄压器。12伏、28安时的铅酸或镍镉蓄电池用作备份电源和起动辅助动力装置。发动机驱动的7.5千伏安发电机提供27伏直流电，若主电源失效，V910冲压空气涡轮就自动伸到气流中，提供3千伏安的应急电源，以满足基本需要。
加拿大空军的CC-144/CP-144/CE-144 运输/海上巡逻/电子战飞机（CL-600系列公务机）拥有三套液压系统。1号系统为飞行操纵系统提供动力，2号系统为飞行操纵系统和刹车系统提供动力，3号系统为飞行操纵系统、起落架收放、刹车、前轮转弯提供动力。电源系统包括两台30千伏安交流发电机，一个24伏、17安时的镍镉蓄电池和一个24伏、43安时的镍镉辅助蓄电池。备用主电源包括由辅助动力装置和冲压空气涡轮。后者可在由发动机驱动的发电机、辅助动力装置都可在失效时自动起动。
美国海军的T-45教练机，有两套液压系统。第一套用于驱动控制作动筒、襟翼、减速板、起落架、拦阻钩和防滑机轮刹车，第二套专用于动力飞行控制。在发动机或第二套液压系统失效的情况下，提供飞控所需的应急液压动力。
不光是飞机本身需要电力或液压动力，某些外挂特种设备也需要有电源或液压支持。这也包括冲压空气涡轮提供的电力和其他形式的动力来源。
在采用软式加油系统的加油机上，一般在两翼下各携带一具空中加油吊舱。加油吊舱通常由动力装置、燃油系统、液压系统、软管绞盘系统、输油软管、电子电气系统和壳体等组成。大多数空中加油吊舱的头部均有冲压空气涡轮，以驱动加油泵或液压泵。加油泵主要满足受油机空中加油时对加油的流量和压力要求，液压泵（在回绕输油软管时起液压马达的作用）则用于控制输油软管放出速度并回收输油软管。
例如，英国空中加油公司研发的MK.32型加油吊舱，头部装有一部直径为600毫米的变距式冲压空气涡轮，额定输出功率为40千瓦左右，同轴驱动一台离心式加油泵。载机巡航时，涡轮处于顺桨状态，转速为500～700转/分，进入加油工况后，涡轮自动增速到6500转/分。通过改变冲压空气涡轮的转速，使加油接头处的油压保持在规定的范围内。输油软管收放由燃油控制阀、液压泵及软管卷盘构成的系统完成。阀芯移动即改变液压泵的工况及出入口通道截面积，液压泵又通过链条带动软管卷盘。空勤人员把软管电门拨到“拖曳”位置后，卷盘松刹，输油锥管在缓冲弹簧推动下进入气流，伞状锥套张开并在气流推动下把输油软管继续拉出直到全拖曳位置。在此之初，燃油控制阀接受指令，使液压泵处于泵工况，通过卷盘吸收软管放出时的动能，控制系统即时测取软管的放出速度再通过控制阀改变泵的出口通道面积，使软管放出速度在给定的范围内变化。加油完毕，加油员把输油软管电门拨回到“回绕”位置，控制阀使液压泵转为马达工况，同时涡轮升速到6900转/分，加油泵输出较高的压力进入控制系统，驱动马达旋转，齿轮箱带动卷盘回绕输油软管。同样，根据输油软管回收速度改变控制阀阀芯位置，亦即改变液压泵进口通道面积，控制液压泵转速，使输油软管回绕速度在给定范围内变化。回绕完毕，控制阀回中，封闭液压泵进出口通道，输油锥管锁定在收藏位置。
法国英特公司研发的P/N230189型伙伴加油吊舱的动力装置为一部四叶片定距式冲压空气涡轮，只有顺桨及额定两个状态，同轴驱动一台液压泵为加油泵、输油软管收放及控制系统提供液压源。加油时涡轮由顺桨状态升速到额定状态即4000转/分，液压系统压力升至209兆帕，燃油控制阀控制马达旋转，带动离心式加油泵吸入油箱内的燃油，燃油被增压后经文氏管、流量计、卷盘空心轴、输油软管、非调压式加油接头输入受油机。该型吊舱在收放输油软管时，其液压泵的工作状况大致与MK.32型加油吊舱相同。
美国EA-6和EA-18G 电子干扰机携带的AN/ALQ-99电子干扰吊舱的电力也来自冲压空气涡轮。以EA-18G使用的AN/ALQ-99F（Ⅴ）干扰吊舱为例，该吊舱由一个升级型通用激励器、两个发射机和两个方向可调高增益发射天线等组成。利用头部的冲压空气涡轮独立产生电力，最大发电能力为27千伏安。当飞机指示空速达到185千米/时，冲压空气涡轮开始工作；当飞机指示空速达到356千米/时，每个吊舱的冲压空气涡轮可为任一个发射阵列提供足够的发射功率；超过407千米/时，可为两个发射阵列提供足够的发射功率。
目前，仅有少数电子干扰吊舱使用冲压空气涡轮，而更多的电子干扰吊舱没有此装置。例如美国现役的AN/ALQ-131、ALQ-184电子干扰吊舱，俄罗斯、中国以及西欧等国装备使用的电子干扰吊舱等均使用其他形式的电源。
读到这里，读者或许已经联想到风力发电装置那几片硕大的桨叶。大家对风力发电都不陌生，知道这是将风能转化为电能的一种有效方式。其实，在某些军用飞机及其部分外挂特种设备上也有类似发电风车的那种装置，它就是本文的主角——冲压空气涡轮。在某些时候，这种看似渺小、不足为奇的小东西，却可以起到四两拨千斤的作用。
电力对于任何一部现代化的机械或电子设备都是至关重要的，飞机也不例外。在当代，人类已经越来越多地依赖液压能和电力来操纵飞机。液压系统依然是主、副飞行控制系统，起落架，刹车和防滑系统的最为有效的动力源。没有电力，飞行员不仅无法读取有关飞行数据，也无法驾驶飞机。因为用于保障飞行安全或与操纵飞机直接相关的液压系统、电子设备、起落架的收放，以及发动机的控制等均需要有一定的电源。
飞机的电源系统，是飞机上用于产生和变换电能的系统。飞机的电源系统要求可靠性高，必须采用多种措施来满足这个要求，如采用余度技术和应急措施等。任何一架飞机，无论其多么先进，都存在发动机空中停车的可能性。在一般情况下，由于是发动机带动电动机，发动机一旦停车，飞机将失去动力和主要电力来源。因此，飞机上的电源系统除了地面电源外，一般由主电源、辅助电源、备份电源、应急电源等组成。主电源是由航空发动机直接或间接带动的发电机及其控制系统，在发动机工作期间负责将机械能转换成符合一定要求的电能。
正是出于安全上的需要，在飞机上一般都会设第二动力系统，也就是独立于主发动机，为机载设备提供辅助与急需功率，并能起动主发动机的整套装置。第二动力系统由辅助动力装置、应急动力装置、起动装置、附件驱动装置、发电机、液压泵等组成。
辅助动力装置作为飞机第二动力系统的核心，实际上是一台专门设计的小型燃气涡轮发动机，具有独立的燃油、滑油、起动、冷却系统，可以为机载设备提供辅助及应急功率，并能起动主发动机。例如F-22A战斗机使用的G250型辅助动力装置，功率为335千瓦，可以驱动一台27千瓦发电机和一台流量为100升/分的液压泵。KC-10A加油机在机身尾部安装的TSCP-700-4型辅助动力装置既可以提供地面电源和冷气电源，起动主发动机并提供飞行中辅助电源，还可驱动一台90千伏安交流发电机，用于地面和高空紧急供电。
航空蓄电池可以提供短时间的功率储存能力，典型的可达30分钟。其主要用途是作为飞机发动机的起动电源；在飞机主电源不工作或发生故障时作为辅助电源或应急电源向重要用电设备供电。蓄电池作应急电源使用时，常与作为主电源的直流发电机并联使用。正常情况下，由发电机向用电设备供电，同时对蓄电池充电。发电机出现故障时，改由蓄电池供电。例如，C-17运输机的两个40安时的镍镉蓄电池用于启动辅助动力装置并提供应急直流电。MB339教练机的两个24伏22安时的镍镉蓄电池则用于启动发动机。
如果辅助电源依然不能为飞机提供电力，或者干脆就没有辅助电源，航空电子设备及相关飞行操纵系统就不能正常工作，飞行员也就无法读取飞行参数。为此，就必须在危急时刻，为飞机飞行提供必要的动力源，哪怕是仅供读取几个关键数据、放下起落架即可。这就需要飞机上设置应急电源，而提供应急动力的方法也可以是多种选择，包括应急动力装置、电动液压泵或冲压空气涡轮。
冲压空气涡轮是利用气流在涡轮叶片上的作用，使其转动做功的一种动力装置。冲压空气涡轮主要由轮毂、叶片和桨距调节机构、连接机身结构的支臂及传动机构和一个或多个定量或变量液压泵等组成。飞机上的冲压空气涡轮有螺旋桨式和涵道式两种结构型式。前者的叶片数目较少，一般是2～4片（具体视叶片的长度而定，叶片越短则数量越多）；后者的叶片数目多达数十片。根据交流发电机、液压泵和燃油泵等负载要求，冲压空气涡轮有恒转速和可调转速两种。前者不论负载载荷和气动力载荷如何变化，其桨距调节机构都能自动保持其转速恒定；后者则根据飞行速度、高度和负载载荷变化，通过桨距调节机构自动改变转速。调速器有机械式、液压式与数控式，此外还具有超速保护，从而提高了使用可靠性。执行涡轮桨距变换和转速控制职能的通常有液压桨距控制系统、滚珠丝杠、步进电机调节机构和离心块调节机构等。
飞机上的冲压空气涡轮平时都收藏在蒙皮下面，机身、发动机短舱、机翼下面都有可能安装冲压空气涡轮。应急需要时，依赖作动筒自动或人工将其伸出，由流经涡轮的气流驱动一台功率有限的小型应急发电机，其功率一般足以给驾驶员的基本飞行仪表和其他少量的重要用电装置供电。典型的冲压空气涡轮发电机的规格依飞机的不同从5～15千伏安不等。冲压空气涡轮也驱动一台小型的液压泵，作为液压系统应急动力装置。冲压空气涡轮一旦展开则在飞行过程中始终保持伸出状态，只有经过地面维护后方可重新收藏进去。
辅助动力装置、蓄电池和冲压空气涡轮是否在飞机上同时存在，需要视其大小而定。一般来说，大中型客机和较大些的公务机是既有辅助动力装置、蓄电池，也有冲压空气涡轮。而在许多军用飞机上，一般很难同时存在，甚至根本就没有辅助动力装置和冲压空气涡轮。不过，仍有许多军用飞机坚持使用冲压空气涡轮。
早在第一次世界大战期间，某些军用飞机就装有冲压空气涡轮。当时飞机的最大起飞重量较小，携带机载武器已经相当困难，更别奢望什么额外的电源系统，而当时的技术也只能选择重量较轻、结构简单的冲压空气涡轮。例如，英国皇家航空器工厂研发的F.E.2战斗机，在机身腹部靠左位置安有一部冲压空气涡轮。相关人员甚至在该机机头位置安装了为探照灯提供电源的冲压空气涡轮。
1955年首飞的美国XF-84H验证机，因在背鳍里面安装了一部冲压空气涡轮，而成为世界上第一架采用可收放冲压空气涡轮系统的飞机。此后，便有许多军用飞机使用该装置。英国的D.H.110“海雌狐”“鹞”“海鹞”战斗机、“狂风”截击型战斗机，“鹰”教练/攻击机，“胜利者”轰炸机；瑞典的J-35、AJ/JA/ SH37、JAS39战斗机；美国的A3D/A-3、A-4、A-6、A-7攻击机，F-102、F-104、F-106、F-4、F-8战斗机， T-45教练机，EA-6电子干扰机，C-5、C-17运输机；阿根廷的IA63教练机等均装有冲压空气涡轮。一些由民用飞机衍生而来的军用飞机，原本就有冲压空气涡轮，在改装时予以保留。这些飞机包括E-737预警机，P-8海上巡逻机，KC-767、A310MRTT、A330 MRTT/KC-30加油机等。
为了进一步了解冲压空气涡轮及其作用，我们不妨再看看一些军用飞机上的液压系统、冲压空气涡轮等装置的安装使用情况。
英国的“猎迷”海上巡逻机上共有两套主液压系统和一套辅助液压系统，分别标识为蓝、绿、黄系统。其中，黄色系统可在两套主液压系统均出现故障的情况下，为升降舵、副翼和方向舵的驱动供压，并可在全部发动机失效情况下，利用冲压空气涡轮提供的动力工作。
英、德、意三国联合研制的“狂风”战斗轰炸机上安装有两套独立的液压系统，并由两台发动机分别驱动其中的一套。液压系统用于机翼变后掠、襟翼、缝翼、扰流板、减速板、全动平尾、方向舵、起落架和受油探管的操纵。任何一台发动机失效时，机械交联装置可将两套系统转换到由另一台发动机驱动。英国独自研发的防空截击型“狂风”飞机装备了冲压空气涡轮，当两台发动机速度都降至低于规定值时，它可自动展开。冲压空气涡轮可以保持1号液压系统有足够的压力，在发动机重新起动过程中可以充分操纵全动平尾。
捷克研发的L-39教练机拥有交联的主、备用液压系统。主系统用于驱动起落架、襟翼、减速板和机轮刹车，应急系统用于减速板以外的所有驱动工作，包括三个蓄压器。12伏、28安时的铅酸或镍镉蓄电池用作备份电源和起动辅助动力装置。发动机驱动的7.5千伏安发电机提供27伏直流电，若主电源失效，V910冲压空气涡轮就自动伸到气流中，提供3千伏安的应急电源，以满足基本需要。
加拿大空军的CC-144/CP-144/CE-144 运输/海上巡逻/电子战飞机（CL-600系列公务机）拥有三套液压系统。1号系统为飞行操纵系统提供动力，2号系统为飞行操纵系统和刹车系统提供动力，3号系统为飞行操纵系统、起落架收放、刹车、前轮转弯提供动力。电源系统包括两台30千伏安交流发电机，一个24伏、17安时的镍镉蓄电池和一个24伏、43安时的镍镉辅助蓄电池。备用主电源包括由辅助动力装置和冲压空气涡轮。后者可在由发动机驱动的发电机、辅助动力装置都可在失效时自动起动。
美国海军的T-45教练机，有两套液压系统。第一套用于驱动控制作动筒、襟翼、减速板、起落架、拦阻钩和防滑机轮刹车，第二套专用于动力飞行控制。在发动机或第二套液压系统失效的情况下，提供飞控所需的应急液压动力。
不光是飞机本身需要电力或液压动力，某些外挂特种设备也需要有电源或液压支持。这也包括冲压空气涡轮提供的电力和其他形式的动力来源。
在采用软式加油系统的加油机上，一般在两翼下各携带一具空中加油吊舱。加油吊舱通常由动力装置、燃油系统、液压系统、软管绞盘系统、输油软管、电子电气系统和壳体等组成。大多数空中加油吊舱的头部均有冲压空气涡轮，以驱动加油泵或液压泵。加油泵主要满足受油机空中加油时对加油的流量和压力要求，液压泵（在回绕输油软管时起液压马达的作用）则用于控制输油软管放出速度并回收输油软管。
例如，英国空中加油公司研发的MK.32型加油吊舱，头部装有一部直径为600毫米的变距式冲压空气涡轮，额定输出功率为40千瓦左右，同轴驱动一台离心式加油泵。载机巡航时，涡轮处于顺桨状态，转速为500～700转/分，进入加油工况后，涡轮自动增速到6500转/分。通过改变冲压空气涡轮的转速，使加油接头处的油压保持在规定的范围内。输油软管收放由燃油控制阀、液压泵及软管卷盘构成的系统完成。阀芯移动即改变液压泵的工况及出入口通道截面积，液压泵又通过链条带动软管卷盘。空勤人员把软管电门拨到“拖曳”位置后，卷盘松刹，输油锥管在缓冲弹簧推动下进入气流，伞状锥套张开并在气流推动下把输油软管继续拉出直到全拖曳位置。在此之初，燃油控制阀接受指令，使液压泵处于泵工况，通过卷盘吸收软管放出时的动能，控制系统即时测取软管的放出速度再通过控制阀改变泵的出口通道面积，使软管放出速度在给定的范围内变化。加油完毕，加油员把输油软管电门拨回到“回绕”位置，控制阀使液压泵转为马达工况，同时涡轮升速到6900转/分，加油泵输出较高的压力进入控制系统，驱动马达旋转，齿轮箱带动卷盘回绕输油软管。同样，根据输油软管回收速度改变控制阀阀芯位置，亦即改变液压泵进口通道面积，控制液压泵转速，使输油软管回绕速度在给定范围内变化。回绕完毕，控制阀回中，封闭液压泵进出口通道，输油锥管锁定在收藏位置。
法国英特公司研发的P/N230189型伙伴加油吊舱的动力装置为一部四叶片定距式冲压空气涡轮，只有顺桨及额定两个状态，同轴驱动一台液压泵为加油泵、输油软管收放及控制系统提供液压源。加油时涡轮由顺桨状态升速到额定状态即4000转/分，液压系统压力升至209兆帕，燃油控制阀控制马达旋转，带动离心式加油泵吸入油箱内的燃油，燃油被增压后经文氏管、流量计、卷盘空心轴、输油软管、非调压式加油接头输入受油机。该型吊舱在收放输油软管时，其液压泵的工作状况大致与MK.32型加油吊舱相同。
美国EA-6和EA-18G 电子干扰机携带的AN/ALQ-99电子干扰吊舱的电力也来自冲压空气涡轮。以EA-18G使用的AN/ALQ-99F（Ⅴ）干扰吊舱为例，该吊舱由一个升级型通用激励器、两个发射机和两个方向可调高增益发射天线等组成。利用头部的冲压空气涡轮独立产生电力，最大发电能力为27千伏安。当飞机指示空速达到185千米/时，冲压空气涡轮开始工作；当飞机指示空速达到356千米/时，每个吊舱的冲压空气涡轮可为任一个发射阵列提供足够的发射功率；超过407千米/时，可为两个发射阵列提供足够的发射功率。
目前，仅有少数电子干扰吊舱使用冲压空气涡轮，而更多的电子干扰吊舱没有此装置。例如美国现役的AN/ALQ-131、ALQ-184电子干扰吊舱，俄罗斯、中国以及西欧等国装备使用的电子干扰吊舱等均使用其他形式的电源。