涡轮风扇发动机结构图（请问涡轮风扇发动机里面的结构是怎样的为什么会喷出火焰） ♂
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涡轮喷气发动机
在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质疑。
到了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。
问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。
喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前进。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依靠尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。
早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。
现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。
空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。
进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。
从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。
从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。
一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。但是，由于涡轮材料等的限制，目前只能达到1650K左右，现代战斗机有时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2000K，可使发动机的推力增加至1.5倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可开较长的时间。
随着航空燃气涡轮技术的进步，人们在涡轮喷气发动机的基础上，又发展了多种喷气发动机，如根据增压技术的不同，有冲压发动机和脉动发动机；根据能量输出的不同，有涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和螺桨风扇发动机等。
喷气发动机尽管在低速时油耗要大于活塞式发动机，但其优异的高速性能使其迅速取代了后者，成为航空发动机的主流
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由在压气机前安装的一级或多级风扇形成的外涵气流与内涵喷管排出的或内外涵气流掺混后排出的燃气共同产生推力的燃气涡轮发动机。与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向後推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。
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简单的说就是增加发动机进气口面积使得发动机空气流量增大从而在不改变加油量和燃烧室效率的前提下增加尾喷管的空气流量，流量大了推力自然就大了。是一种节约能源的方法，多用于民用航空发动机。
以上希望对你有帮助。?
一、概述
??F-14是根据美国海军70年代至80年代舰队防空和护航的要求，由格鲁曼公司研制的双座超音速多用途舰载战斗机，用来替换海军的F-4战斗机。
??美国海军根据舰载战斗机计划（VFX-1）于1967年底公布了招标设计要求。经过竞争，海军于1969年1月选中格鲁曼公司的设计方案，并与该公司签订了研制原型机的合同。合同规定，1965年5月格鲁曼公司向海军提供12架原型机，作为研究和发展使用。第一架原型机于1970年12月21日首次试飞。第2架原型机于1971年5月24日首次试飞。1972年6月，F-14开始舰上试飞，1972年10月配备舰队试用。最初的F-14装备第1、2舰载攻击机中队。F-14于1973年具备初使作战能力。F－14舰载战斗机是一种双座变后掠翼战斗机。设备先进，性能优越，是目前美国海军的主力机种。可执行护航、舰队防空、遮断和近距支援任务。1969?年初美国海军与格鲁门公司签订12架原型机合同，第一架原型机于?1970年12月首次试飞，?1972年开始装备舰队。关于F－14舰载战斗机的发展和生产计划经过多次变更。现在的主要型别有F－14A，最初的生产型，至?1979年?已交付美国海军342架，另有?80?架卖给了伊朗空军。B、C型已停止发展。D型为A型的改进型，主要改进了雷达、电子设备，并换装了F110发动机，已于1988年交付使用。F-14/TARPS侦察型，可执行战术空中侦察任务，不挂侦察吊舱系统时亦可携带大量武器执行任务。
??二、性能指标
??外形尺寸：机高4.88米，机长19.10米，翼展（后掠角20°，68°，75°时）分别为19.54，11.65米，10.15米，展弦比7.28。
??重量及载荷：空重18191千克，无外挂起飞重量?26632千克，
??正常起飞重量24948千克，最大起飞重量33724千克，燃油重量7348千克，副油箱燃油重量1638千克，最大外挂重量6577千克。
??性能数据：最大平飞速度M2.34(高度12190米)，M1.2(海平面)，巡航速度741-1019千米/小时，实用升限18290米，最大航程2573公里以上，任务半径930公里(高-中-低攻击剖面)或700公里（高-低-低-高攻击剖面）
??三、结构特点
??F-14是双座多用途超音速战斗机。其气动布局采用NASA60年代后期提出的双发双垂尾变后掠中单翼方案。在结构上采用了先进的结构型式，广泛使用钛合金，部分采用硼复合材料，获得较高了的强度重量比。
??机翼为变后掠中单翼。设计要求是：减少翼载来保证机动能力；用前、后缘空战机动襟翼来改善跨音速机动性；尽量减少停放占用的面积。变后掠机翼外翼段较短，这样就可减轻转轴结构的重量，但增大了罩在中央翼盒上的“翼套”，转轴距机身对称面2.72米。飞行中机翼后掠角的变化范围为20°～68°，由机载设备根据飞行状态自动调节，最大变化速度为7°/秒。也可以由驾驶员手动调节。停放时后掠角最大可达75°以减少占用面积。可动段具有全翼展两段式前缘缝翼和三段式后缘单缝襟翼，在起降和机动飞行时使用。每侧上翼面各有3块扰流板，当后掠角小于57°时自动接通，用于辅助横侧操纵和着舰时减速用。为控制机翼后掠角变化时压力中心移动提供俯仰配平升力和降低翼载荷，在机翼固定段前缘设计了可动前置扇翼，最大转动角为15°。
??机身。全金属半硬壳式结构，采用机械加工框架，钛合金主梁及轻合金应力蒙皮。前机身由机头和座舱组成，停机时机头罩可向上折起。中机身是简单的盒形结构可贮油。后机身从前至后变薄，尾部装外伸的排油管。后机身上下还有减速板，上一下二，在剧烈俯冲和发射导弹时打开，着陆时下减速板锁死。
??尾翼。由双垂尾和可差动的全动平尾组成。平尾的偏转角为+15°～-35°，差动平尾起副翼的作用。垂直安定面与后机身的钢质加强框连接。方向舵也采用蜂窝增强的化学铣切合金蒙皮。
??起落架。可收放前三点式，和A-6攻击机相同。主起落架向前收起时机轮转90°收入发动机进气道下部，前起落架向前收入机身舱内。机轮为无内胎轮胎，内充氮气。双轮式前起落架的撑杆用作弹射起飞时的挂钩。着舰钩装在后机身下面的整流罩内。从1981年春开始用古德伊尔公司的碳刹车装置取代了原先采用钢刹车装置，进一步减轻了重量。
??动力装置。采用直通道的二元外压式进气道，置于机身两侧固定翼段下方，距机身有25厘米的间隙，以消除附面层的影响。进气道内有多激波可调斜板系统，可以由机载设备在所有飞行条件下自动调节，保证发动机得到合适的气流。进气道结构大部分用铝合金蜂窝结构，长约4.27米。后短舱采用胶接钛合金蜂窝结构，长约4.88米。早期生产的飞机装两台普拉特·惠特尼公司的TF30-P-412加力式涡轮风扇发动机，单台加力推力9490公斤。其安装管道可以开启，能在180°范围内进行保养。从1983财政年度开始生产的飞机改用TF30-P-414A发动机，其额定功率值不变。从1986年起采用F110-GE-400发动机，单台加力推力12700公斤。采用加雷特公司ATS200-50空气涡轮起动器。可收放式空中受油箱置于前座舱前方附近机身的右侧。采用气动引射式收敛·扩散喷管。
??安装发动机
??四、电子系统与武器装备
??F-14使用了休斯公司的AN/AWG-9脉冲多普勒雷达。取决于目标的大小，可截获120到315千米内的空中目标，可以同时跟踪从超低空到30000米高空及不同距离之内的24个目标，攻击其中的6个目标。还装备有AN/AWG15火控系统，及AN/ASW27B数据传输系统，CP1050/A中央大气数据计算机等先进的现代电子设备。后在改进中，大约60%的模拟式设备换成了数字式设备，并安装新型的AN/APG-71雷达，具有单脉冲角度跟踪、数字式扫描控制、目标识别和空战效果评价能力。
??通信系统：AN/ARC-51和AN/ARC-159超高频调幅无线电通信电台收发机；AN/ARR-69超调频辅助无线电通信电台接收机，KY-28密码系统，LS-460/B机内通话器。
??导航系统：AN/ASN-92舰载飞机惯性导航系统；A/A24G39姿态航向参考系统；AN/APN-154X波段雷达信标机；AN/APN-194（V）雷达高度表；ARA-63A自动舰上着陆系统接收-译码机；AN/ARN-84微型塔康。
??自卫系统。AN/APN-50雷达接收机，AN/APR-25/45雷达警告系统。AN/ALE-29和AN/ALE-39带一体化干扰体的电子对抗箔条弹投放器。
??武器装备。F-14武器包括1门M61A1“火神”20毫米六管机炮，备弹675发。空空导弹（最多）6枚AIM-7、4枚AIM-9和6枚AIM-54。空对地弹药：MK-82、MK-83（4枚）、MK-84（4枚）、MK-20集束炸弹、GBU-10（4枚，激光制导）、GBU-12（激光制导）、GBU-16（4枚，激光制导）、GBU-24（4枚，激光制导）和4枚GBU31联合直接攻击弹药。
??F-14发射导弹
??五、发展趋势
??尽管在伊拉克战争中展现了较佳的多用途能力，F-14仍步步逼近其退役机龄，大量的现役F-14已到达服役寿命。F-14与现在的新型战斗机相比，需要太多的维修，尤其是老式的液压和电气系统，使维修更为困难。20世纪90年代，海军决定让F-14开始退役，代之以新型的F/A-18E/F。机型转换的过渡工作从2004年秋季开始。2004年6月，美海军大西洋舰队空军主管、太平洋舰队海军航空兵主管，海军少将左特曼表示，由于一项加速计划的实施，美海军目前剩余的“雄猫”战斗机将于2006年秋退役，这同时意味着F/A-18E/F战斗轰炸机能提前部署。
??六、装备情况及型号演变
??目前，美海军共装备157架F-14A/B，53架F-14D。海军陆战队未装备F-14。
??F-14各型情况
??F-14A型。是第一种生产型，装两台TF30-P-412发动机，单台加力推力9490公斤。60架核心的F-14A改装了AN/ALR-67干扰预警和控制系统、蓝盾吊舱和可编程的战术信息显示器。70年代底，F-14的发动机出现大量的故障，83至85年交付的飞机换装了TF30-P-414A发动机。共生产了585架。
??RF-14A。是A型外挂侦察设备吊舱而成的侦察机，不挂吊舱时战斗力仍与A型相同。该吊舱重748千克，置于机身腹部两个发动机舱中间，距机身0.38米。舱内有四种主要设备：头部装一台CAIKS-87B分幅照相机，向前或向下拍摄；费尔柴尔德公司的KA-99低中空三镜头全景照相机；霍尼韦尔公司的AN/AAM-5侦察装置；地面检查维护和控制数据显示装置。在1980～1981年共有49架F-14A改装成可载侦察吊舱的RF-14A。1989年，海军停止了该型机的侦察任务。
??F-14B型。F-14A的改型，共生产38架，另由F-14A改装了32架。原F-14B。A型机的改进型。。机体、电子设备和武器与A型相同，改装F110-GE-400发动机，取代了TF30-P-414A，提高了飞机的可靠性和可维护性。原型机于1973年9月12日首飞，后因研制费用超支及战术使用上A型已经可满足要求而停止研制，原B型的订货全部改为A型。共有119架F-14B改装或生产。
涡轮风扇和普通风扇哪个凉快 ♂
涡轮风扇和普通风扇哪个凉快
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涡轮风扇凉快，别称离心式风扇，常见于个人电脑散热领域，习惯将小型离心风扇称为涡轮风扇。涡轮风扇的气体流向垂直于转轴。
现在新出的涡轮电风扇是真的有效。
散热方面涡轮风扇比普通风扇有一定的优势，涡轮风扇采用的是抽风设计，可以把机箱内的多余温度一起抽到机箱外，而普通风扇只能利用机箱内的温度散热，因此涡轮风扇往往散热能力更强。
涡轮风扇能在更小的空间占用下输出更大的风量，提升散热效果。涡轮风机扇叶的加工精度较普通散热风扇要求更高，但在叶轮有积灰或高速运转时发出的噪音也更大。
现随着CPU功耗的下降，CPU涡轮风扇逐渐被大口径的低转速普通轴流静音风扇所取代，但在高性能显卡尤其是公版显卡散热器上仍然经常使用。
涡轮风扇缺点：
但涡轮风扇缺点是由于转速太高，吸入的空气比其他类型风扇要多，所以不会加装部件对进风口加以阻挡，小孩不小心触碰到很容易被伤害。
还有的就是噪音大，转速太高，有时会有3000多转，所以会很吵，风噪与散热效果很难保持在一个最佳的结合点上。
高负载时涡轮提升转速很快，温度和噪音控制得不太理想，如果机箱内部散热环境不好会严重影响散热效果。
不能的，只能加速空气流动。
涡轮增压风扇在汽车中起到的最大作用就是它能快速的提升发动机进气量，从而提升汽车发动机的马力，而又不会大幅度增加发动机重量，汽车发动机装上涡轮增压风扇后，要比之没装涡轮风扇的汽车功率要增加40%以上。
就拿常见的1.8T涡轮增压发动机来说，经过增压之后，动力可以达到2.4L发动机的水平，但是耗油量却比1.8发动机并不高多少，在另外一个层面上来说就是提高燃油经济性和降低尾气排放。也用于大型柴油机发动机中。 这也是涡轮增压器如此受欢迎的一个重要因素。
扩展资料：
增压风扇优缺点：
优点：发动机体积和重量可以更小，不论是紧凑的微型车还是超级跑车，这点都是很有意义的。能够更好的燃油经济性，涡轮增压发动机的燃烧效率更高，在追求低碳的时代，各家车厂都在推涡轮增压。
缺点：工作转数，叶轮是有质量的，推动它需要一定量的废气，发动机需要到一定转数才能使涡轮工作。好在一般家用车都是低增压涡轮，涡轮较小，以及新材料的使用。使得叶轮更轻，发动机在低转数就能使涡轮启动。其次是涡轮的转数高，并且在高温高压环境工作，需要更多的维护和正确的驾驶习惯。
不管是涡轮风扇还是其它风扇，都属于风扇，吹出的是自然风，不可能会变冷，只有空调等制冷设备才能降温制冷
涡轮风扇往往散热能力更强。
涡轮风扇能在更小的空间占用下输出更大的风量，提升散热效果。
涡轮风机扇叶的加工精度较普通散热风扇要求更高，在叶轮有积灰或高速运转时发出的噪音也更大。
现随着CPU功耗的下降，CPU涡轮风扇逐渐被大口径的低转速普通轴流静音风扇所取代，但在高性能显卡尤其是公版显卡散热器上仍然经常使用。
涡轮风扇是由电机带动叶轮旋转，叶轮中的叶片迫使气体旋转，对气体做功，使其动量增加，气体在离心力的作用下，向叶轮四周甩出，通过涡型机壳将动能转换成压力能，当叶轮内的气体排出后，叶轮内的压力低于进风管内压力，新的气体在压力差的作用下吸入叶轮，气体就连续不断的从风扇内排出。
1、涡轮风扇，别称离心式风扇，常见于个人电脑散热领域，习惯将小型离心风扇称为涡轮风扇。涡轮风扇的气体流向垂直于转轴，而常见的轴流风扇气体流向与转轴平行。
2、相对传统的散热风扇，离心风扇能在更小的空间占用下输出更大的风量，提升散热效果。但离心风机扇叶的加工精度较普通风扇要求更高，在叶轮有积灰或高速运转时发出的噪音也更大。
3、现随着CPU功耗的下降，CPU涡轮风扇逐渐被大口径的低转速普通轴流静音风扇所取代，但在高性能显卡尤其是公版显卡散热器上仍然经常使用。
4、离心式风扇是由电机带动叶轮旋转，叶轮中的叶片迫使气体旋转，对气体做功，使其动量增加，气体在离心力的作用下，向叶轮四周甩出，
5、通过涡型机壳将动能转换成压力能，当叶轮内的气体排出后，叶轮内的压力低于进风管内压力，新的气体在压力差的作用下吸入叶轮，气体就连续不断的从风扇内排出。
1、涡轮风扇，别称离心式风扇，常见于个人电脑散热领域，习惯将小型离心风扇称为涡轮风扇。涡轮风扇的气体流向垂直于转轴，而常见的轴流风扇气体流向与转轴平行。
2、相对传统的散热风扇，离心风扇能在更小的空间占用下输出更大的风量，提升散热效果。但离心风机扇叶的加工精度较普通风扇要求更高，在叶轮有积灰或高速运转时发出的噪音也更大。
3、现随着CPU功耗的下降，CPU涡轮风扇逐渐被大口径的低转速普通轴流静音风扇所取代，但在高性能显卡尤其是公版显卡散热器上仍然经常使用。
4、离心式风扇是由电机带动叶轮旋转，叶轮中的叶片迫使气体旋转，对气体做功，使其动量增加，气体在离心力的作用下，向叶轮四周甩出，
5、通过涡型机壳将动能转换成压力能，当叶轮内的气体排出后，叶轮内的压力低于进风管内压力，新的气体在压力差的作用下吸入叶轮，气体就连续不断的从风扇内排出。
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涡轴发动机分为几代（第四代直升机的直升机分类） ♂
涡轴发动机分为几代（第四代直升机的直升机分类）
- 第四代直升机的直升机分类
- 战斗机上的发动机分为几种类型，其作用是什么
- 航空发动机分为那两类
- “傻傻”分不清浅谈涡桨与涡轴发动机
- 第二代涡轴发动机特点
- 直升机是如何分类、分代的主要布局特点（主旋翼尾翼等）和主要应用领域请说的详细点
- 涡喷发动机和涡轴发动机结构上有什么不同
- 涡喷发动机，涡浆发动机，涡轴发动机，涡扇发动机的相同点和区别
- 第四代直升机的特点
在已往的大约半个世纪中，直升机在技术上经历了几项重大的突破性进展，从技术特征 来看，大体上可以分为四代： 从90年代以来，直升机技术发展进入第四代，也是当今最先进的一代。主要技术特征包括：安装第三代涡轴发动机；装有进一步优化设计的翼型、桨尖和先进的复合材料旋翼叶，无轴承或弹性铰式等新型桨毂；机体结构大部分或全部使用复合材料；操纵系统改为电纵；机载电子设备采用数据总线、综合现示和任务管理；先进的飞行控制、通信导航系统。最大平飞速度已约达315km/h。振动水平(约0．05g)、噪声水平(约80dB)已得到 良好控制。典型的机型有“科曼奇”；NH—90等直升机。
当今在世界各地已有数万架直升机在使用，应用于众多领域，表明直升机的发展不久将 从实用期进入技术上的成熟期，随后将是应用上的普及期。预计经过几十年的发展，直升将会像今日的汽车那样，以技术上的成熟来提供安全、高效、方便的服务，达到应用上的普及。
战斗机的发动机有涡扇发动机、涡喷发动机、涡桨发动机、活塞发动机，涡喷发动机只在第一和第二代喷气式战斗机上使用过，第三代机都用的是高性能的涡扇发动机，现在新的第四代战斗机都用推重比10以上级别的涡扇发动机了，涡桨发动机只在运输机和教练机、轻型攻击机上使用，活塞式发动机现在在一些民用小型飞机、教练机上使用，不过50年代以前，没有喷气式发动机的时代，所有的飞机都是使用活塞式发动机的。
航空发动机目前主要分为：航空活塞发动机和航空涡轮发动机。
航空活塞发动机都为螺旋桨飞机。
航空涡轮发动机又分为：涡轮喷气式发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机等几种。涡轴发动机一般用直升机发动机。 这几种发动机虽然形式各异，但其核心机都是一样的，都具有压气机、燃烧室和涡轮。
? ? ?提到涡桨与涡轴发动机，不得不先提到“燃气轮机”。燃气轮机，是“燃气涡轮轮机”的同义词。
? ? ? 凡是有“涡”字的，就是“涡轮盘”（ 英文，turbine）的简称。一大半就是燃气的。哦还有另一样半啊？那就是“蒸汽轮机”(“蒸汽涡轮机”)。
? ? ? “蒸汽轮机”和“燃气轮机”原理相同的地方就是都是高温气体推动涡轮盘运转，把热能转化为机械能。
“蒸汽轮机”的蒸汽，就是锅炉烧水产生的，由于要用蒸汽锅炉烧水重量大，所以只能用在火车，船舶，发电厂，在此就不多说了。
? ? ? 言归正传，回到“燃气轮机”，就是直接烧氧气和燃油的混合气体，用在飞机，船舶，发电厂，车辆。
? ? ?
? ? ? 还有依据中国的相关行业习惯，“轮机”这个词，用在船舶和发电设备的那种巨型的“涡轮盘”（ 英文，turbine）。
? ? ? 而用在飞机上的“燃气轮机”，一般叫“燃气涡轮”(gas turbine)，包括:涡喷（turbojet），涡扇（turbofan），涡桨(turboprop)，涡轴（turboshaft）,桨扇发动机（Propfan），也自然是“燃气涡轮”的成员。
? ? ? 涡喷和涡扇发动机工作原理类似，主要区别是涡扇发动机是在涡喷发动机的压气机前再增加低压压气机，又称风扇，风扇由低压涡轮提供动力。
? ? ? 下面我们主要谈涡桨和涡轴发动机。
? ? ? 涡桨和涡轴最本质的区别还是动力输出方式略有不同。 涡桨由于用在固定翼飞机上，在设计时必须考虑桨叶叶尖速度问题，桨叶的叶尖速度不能过快，所以涡桨飞机对于螺旋桨的转速是有限制的。为什么螺旋桨的桨尖和旋翼的翼尖速度不能过快? 过快会导致飞行中叶尖激波出现，从而加大旋翼和螺旋桨的气动阻力,降低其推进效率。但是一限制螺旋桨的转速，势必其螺旋桨对于飞机的拉力就会下降，因此涡桨发动机会保留一定的核心机推力，以弥补螺旋桨转速的限制导致的推力不足。也就是涡桨飞机的排气口(类似涡扇发动机的内涵道排气口)是有一定推力的，只不过这推力很小，只占到整个涡桨发动机的5%，但这推力绝对不能忽略不计。涡桨发动机的推力由95%的螺旋桨拉力+5%的排气口燃气推力(内涵道推力)组成。
? ? ? 涡轴发动机由于要应付飞行器的垂直起降，因此它必须把其燃烧室大部分的高温高压的燃气能量都得有效的转化成机械轴功率，所以涡轴发动机的废气是没什么推力可言的，可以说是小得忽略不计的。涡轴发动机的动力涡轮吸收燃烧室高温高压燃气从而转化成机械轴功率的能力，是航发中效率最高的，因为这是垂直起降的需要。垂直起降状态对于发动机而言是最废油的，因此涡轴要想高效率的垂直起降，必须把高温高压的燃气最大限度的转化成机械轴功率。其实你也可以把涡轴看成一种超高功率重量比的,简单循环方式的燃气轮机。
? ? ? 从结构上来看，涡轴的减速器和发动机在结构上是分开的，涡桨则是连在一起的。 ? ? ?早期的涡桨与涡轴发动机，都是单转子+减速器的结构，没有动力涡轮（自由涡轮）。所谓动力涡轮是本身不带压气机结构的涡轮，且不被核心机转子带动，单纯只被高温高压燃气带动的涡轮。
现在的涡轴与涡桨分两种结构：
第一种是单转子+自由涡轮+减速器的结构；
第二种是低压转子+高压转子+自由涡轮+减速器的结构。
? ? ? 从压气机上讲，中等功率和低功率的涡桨和涡轴，在其压气机结构上会采用整体增压能力有限，但是单级增压比高且成本低廉的离心式压气机，或是采用轴流+离心式的压气机组合方式，如装备于直九的涡轴8A发动机，增压比为8，功率596kW。
高功率的涡桨和涡轴会采用全轴流式压气机的结构，如装备图-95的KuznetsovNK-12MV涡轮螺旋桨发动机，压缩比10.3，每具输出11,000kW。
? ? ?涡轴由于其旋翼尺寸比涡桨的桨叶来的更大,所以其旋翼的叶尖速度更容易过快,因此涡轴的旋翼在转速上比螺旋桨限制的更大,所以其减速器的减速比比涡桨而言也更大.说白了就是涡轴旋翼的转速比涡桨螺旋桨的转速要慢得多。
? ? ? ?因此，并不能简单的认为安装于直升机的发动机就是涡轴，而安装于固定翼飞机就是涡桨，如美军V-22在机翼两端各有一可变向的旋翼推进装置，各包含劳斯莱斯T406 (AE 1107C-Liberty)涡轮轴发动机及由三片桨叶所组成的旋翼，整个推进装置可以绕机翼轴由朝上与朝前之间转动变向，并能固定在所需方向，因此能产生向上的升力或向前的推力，所以该机已经不再属于简单意义上的机型了。
小结：
? ? ? 涡桨发动机可看作是将涡扇发动机的风扇放大为螺旋桨的超大涵道比无加力燃烧的涡扇发动机，发动机剩余的高温燃气还能提供部分推力，无限追求燃烧效率。
? ? ? 涡轴发动机跟涡桨发动机相似，但其动力完全输出到轴上，还须通过其他控制机构才能实现动力的功能，因此追求输出轴效率。
敬请观注下一篇：《走近歼20之一：“鸭翼”的秘密》
动力强劲，重量轻。第二代涡轴发动机特点是动力强劲，,重量轻，涡轴发动机是指燃气涡轮发动机，在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。都是由涡轮风扇发动机的原理演变而来，只不过后者将风扇变成了螺旋桨，而前者将风扇变成了直升机的旋翼。
直升机按其用途不同，有军用和民用两大类。军用直升机主要按照所担负的任务、重量级别和结构形式等三种方式进行分类。一、按所担负的任务可分为：攻击直升机、反潜直升机、指挥、侦察直升机和运输直升机。二、按重量级别可分为：轻型直升机（总重2～8吨，如云雀、直－9、松鼠、贝尔直升机等。）；中型直升机（总重8～15吨，如米－8、直—8、“黑鹰”、米－17系列、CH—46A直升机等。）；重型直升机（总重20吨以上，如CH—53A直升机等。）；超重型直升机（总重40吨以上，如米—6、米—12直升机等。）；起重型直升机（总重20～40吨，可起重8～10吨，如CH—64、米—10直升机等。） 三、按结构形式分 （一）带尾浆式单旋翼直升机，它应用最广，占80%以上。 （二）共轴式双旋翼直升机，两副旋翼装在一根轴上，一上一下配置。 （三）纵列式双旋翼直升机，两副旋翼前后配置，主要用作运输和起重。 （四）此外，还有一些造型独特，但应用不多的直升机，如横列式双旋翼直升机、交叉式双旋翼直升机、多旋翼直升机和喷气式直升机。 四、按时间分 第一代直升机从第一架可以正式飞行的直升机在20世纪30年代末问世至60年代初期，是第一代直升机发展阶段。主要技术特征是：安装活塞式发动机；金属/木质混合式旋翼桨叶（当直升机在地面停放时，你看到的那一片一片的）；机体为由钢管焊接成的框架式或铝合金半硬壳式结构；装有简易的仪表和电子设备。最大平飞速度约200km/h，典型的机型如米—4、 贝尔47等直升机。 第二代直升机从60年代初期到70年代中期，发展了第二代直升机。主要技术特征是：安装了第一代涡轮轴式发动机；全金属桨叶与金属铰接式桨毂构成的旋翼；机体主要仍为铝合金半硬壳结构；开始采用最初的集成微电子设备。最大平飞速度250km/h。典型的机型有米—8、“超黄蜂”等直升机。 第三代直升机从70年代中期至80年代末，属于第三代直升机发展时期。主要技术特征是：安装第二代涡轴发动机；全复合材料桨叶及带有弹性元件的桨毂构成的旋翼；机体结构部分使用复合料；采用大规模集成电路的电子设备和较先进的飞行控制系统。最大飞行速度约 300km/h。典型的机型有“海豚”、“山猫”、“黑鹰”、“阿帕奇”等直升机。 第四代直升机从90年代以来，直升机技术发展进入第四代，也是当今最先进的一代。主要技术特征包括：安装第三代涡轴发动机；装有进一步优化设计的翼型、桨尖和先进的复合材料浆叶，无轴承或弹性铰式桨毂；机体结构大部分或全部使用复合材料；操纵系统改为电操纵；机载电子设备采用数据总线、综合现示和任务管理；先进的飞行控制、通信导航系统。最大平飞速度约达315km/h。典型的机型有“科曼奇”；NH—90等直升机。
涡喷发动机属于第二代航空发动机，无非就是飞机作动力用的，现役的飞机中第二代喷气机（俄罗斯第三代）用的都是涡喷发动机，当然也用作民用机型（老式的喷气式客机或者是小型飞机）；涡轴发动机是直升机用的发动机，其最大的不同就在于用途：涡喷发动机是靠发动机燃烧燃料之后直接喷出而提供反冲力作为动力，而涡轴发动机则需要将其燃料的内能转化成机械能然后通过机械装置驱动螺旋桨作为直升机的动力源。 至于结构上嘛，我也是非专业，不能说很清楚，给你附上张图片看一下吧，涡轴发动机的主要机件如下
与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气 装置等五大机件。
进气装置
由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在350km/h以下， 故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。 进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。 有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外。
压气机
压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空气加以压缩，提高气流的压强， 为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点，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。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变， 从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前，直升机的涡轴发动机大多采用的是若干级轴流加一级离心所构成的组合压气机。压气机部件主要由进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等组成。压气机转子是一个高速旋转的组合件，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。压气机静于由压气机壳体和静止叶片组成。转于旋转时，通过转子叶片迫使空气向后流动，不仅加速了空气，而且使空气受到压缩，转于叶片后面的空气压强大于前面的压强。气流离开转于叶片后，进入起扩压作用的静于叶片。在静于叶片的通道、空气流速降低，压强升高，得到进一步压缩。一个转子加一个静于称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度，常用压缩后与压缩前的压强之比，即增压比来表示。
增压比是评估压气机性能的重要指标。现代直升机装用的涡轴发动机，要求压 气机的总增压比越来越高，有的已使增压比达到20，以使发动机获取尽可能高的热效率和轴功率。
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和经济性，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。除了 在发动机结构设计时要考虑采取防喘措施外，还要求飞行使用中注意避免因为操纵不当致使 压气机发生喘振。
燃烧室
燃烧室是发动机内燃油与空气混合、燃烧的地方。燃烧室一般由外壳、火焰筒组成，气流进口处还设有燃油喷嘴，起动时用的喷油点火器也装在这里。燃烧室的工作条件十分恶劣，由于气体流速很高(一般流速为50一100m／s之间)，混合气燃烧如大风中点火，因此保持燃烧稳定至关重要。为了保证稳定燃烧，在燃烧室结构设计上采取气流分流和火焰稳定 等措施。
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℃，流速可达230m／s，高温、高速的燃气从燃烧室后部喷出冲击涡轮装置。
工作时，先靠起动点火器点燃火焰筒内的混合气，正常工作时靠火焰筒内的燃气保持稳定燃烧。由于燃烧室的零件工作在高温、高压下，工作中常出现翘曲、变形、裂纹、过热烧穿等故障，为此燃烧室采用热强度高、热塑性好的耐高温合金。
按照燃气在燃烧室的流动路线，燃烧室可分为直流和回流式两种。直流燃烧室形状细且长，燃气流动阻力小，回流燃烧室燃气路线回转，燃气流动阻力大，但可使发动机结构紧凑，缩短转于轴的长度，使发动机获得较大的整体刚度。
涡轮
涡轮的作用是将高温、高压燃气热能转变为旋转运动的机械能。它是涡抽发动机的主要机件之一，要求尺寸小、效率高。涡轮通常由静止的导向叶片和转动的工作叶轮组成。和压气机恰好相反，祸轮的导向叶片在前，工作叶片在后。从燃烧室来的燃气，先经过导向叶片、由于叶片间收敛形通道的作用，提高速度、降低压强，燃气膨胀并以适当的角度冲击工作叶轮，使叶轮高速旋转。现代涡轴发动机进入涡轮前的温度可高达1500℃，涡轮转速超过50000r／min。由于涡轮工作时要承受巨大的离心力和热负荷，所以涡轮一般选用耐高温的高强度合金钢，此外，还要为祸轮的散热和轴承的润滑进行周密设计。
与一般涡轮喷气发动机不同，直升机用涡轴发动机的涡轮既要带动压气机转动，又要带 动旋翼、尾桨工作。现在大多数涡轴发动机将涡轮分为彼此无机械连接的前、后两段。前段带动压气机工作，构成发动机的燃气发生器转子；后段作为动力轴，即自由 涡轮，输出铀功率带动旋翼、尾桨等部件工作。前、后两段虽不发生机械连接关系，却有着 气体动力上的联系，可以使得燃气发生器涡轮与自由涡轮在气体热能分配上随飞行条件改变 作适当调整，这样就能使涡轴发动机性能与直升机旋翼性能在较宽裕的范围内得到优化组。 图片如下
排气装置
根据涡轴发动机工作特点，一般排气装置呈圆筒扩散形，以便燃气在自由涡轮内充分膨胀作功，使燃气热能尽可能多地转化为轴功率。现代涡轴发动机的排气装置能做到使95％ 以上的燃气可用膨胀功通过自由祸轮转变为轴功率，而余下不到5％的可用膨胀功仍以动能 形式向后嚎出转变为推力。发动机排气装置历排出的热流是直升机主要热辐射源之一，其热辐射的强度与排气热流、的温度和温度场的分布有关。现代军用直升机为了在战场上防备敌方红外制导武器的攻击，减小自身热辐射强度，采用红外抑制技术。该技术除设法降低发动机外露热部件的表面温度外，主要是将外界冷空气引入排气装置内，掺进高温徘气热流中，降低温度并冲淡徘气热流中所含二氧化氯的浓度，以降低红外信号源能量。先进的红外抑制技术往往要将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置 通盘考虑，形成了一个完整、有效的红外抑制系统
涡轮喷气发动机 历史 涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式 2 回复：涡轮喷气发动机 结构 进气道 轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。 两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层(boundary layer，或边界层)的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角(angle of attack，AOA，或称攻角)时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。 压气机 压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。 燃烧室与涡轮 空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。 涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。 喷管及加力燃烧室 喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。 在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或後燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50％，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。 3 回复：涡轮喷气发动机 使用情况 涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的） 与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。 基本参数 推力重量比：Thrust to weight ratio，代表发动机推力与发动机本身重量之比值，愈大者性能愈好。 压气机级数：代表压缩机的压缩叶片有几级，通常级数愈大者压缩比愈大。 涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级。 压缩比：进气被压缩机压缩後的压力，与压缩前的压力之比值，通常愈大者性能愈好。 海平面最大净推力：发动机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差(空速)为零时，全速运转所产生的推力，被使用的单位包括kN(千牛顿)、kg(公斤)、lb(磅)等。 单位推力小时耗油率：又称比推力(specific thrust)，耗油率与推力之比，公制单位为kg/N-h，愈小者愈省油。 涡轮前温度：燃烧後之高温高压气流进入涡轮机之前的温度，通常愈大者性能愈好。 燃气出口温度：废气离开涡轮机排出时的温度。 平均故障时间：每具发动机发生两次故障的间隔时间之总平均，愈长者愈不易故障，通常维护成本也愈低。 涡轮风扇发动机 turbofan engine 由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机,由核心机排出的燃气中的可用能量,一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。 核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质(工作介质)流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮喷气发动机比涡轮风扇发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25％左右，大约为 0.06～ 0.07公斤/牛·时（0.6～0.7公斤/公斤力·时）。60年代末、70年代初发展了高涵道比(5～8)、高增压比(25～30)和高燃气温度 (1600～1750K)的第二代涡轮风扇发动机,耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·时（0.3～0.4公斤/公斤力·时）,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。 有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。 飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。 涡轴发动机定义与概念： 航空涡轮轴发动机是一种以空气为作功工质的燃气涡轮发动机。它主要是靠输出功率带动负载工作的燃气涡轮发动机，能将动力涡轮有效功率的绝大部分（95%以上）通过输出轴带动负载。涡桨发动机是用燃气涡轮带动螺旋桨的燃气涡轮发动机。涡轴/涡桨发动机与大型涡喷/涡扇发动机的气动热力循环原理基本相同，虽可借助大型燃气涡轮发动机研制所取得的技术成果和经验，但由于涡轴/涡桨发动机属于小型燃气涡轮发动机类，因而在气动和结构上均有其独特之处： (1) 小流量、小通道引起的“尺寸效应“对压气机、涡轮性能及冷却等产生不利影响； (2) 转速高--高转速给临界共振、高速轴承、轴系、支承、叶片盘的疲劳强度等方面都带来一系列新的问题； (3) 流动复杂--小涡轮叶片短叶型使得流动转折加大，三维特性及粘性影响突出； (4) 冷效差--小涡轮叶片短而薄，相对外表面积大，而内部冷却孔型很难布置，且冷气流程短，因而冷却效果随尺寸减小而降低； (5) 需要进气防护装置(粒子分离器)。 涡轴发动机的优点是： 功重比大（500-600kW级的发动机，几乎比活塞发动机高2倍）；发动机维修简单（特别在低温下不需加温起动）；振动小（无往复运动件、发动机转子平衡精度高）；较小的最大截面改善了直升机的气动力性能。所以，从50年代开始涡轴发动机逐步取代活塞式发动机，成为直升机的主要动力装置。当然它也有缺点：动力涡轮转速高，传动旋翼减速比大，造成减速器大而复杂；燃料消耗率一般较活塞式略高；周围介质（空气中的粉尘、湿度、温度）对其工作的影响较大；还有小尺寸的涡轴发动机生产难度大等。随着40多年不断的研究发展、更新换代，现代涡轴发动机具有以下特点： (1) 性能先进：起飞耗油率0.267-0.358kg/(kW/h)；功重比4-8kW/daN； (2) 经济性好：巡航工作状态的耗油率可达0.299-0.367kg/(kW/h)，维护费用低、寿命长（单元体寿命3000-5000h）； (3) 可靠性高：发动机提前更换率低、平均故障间隔时间长、性能衰减率低； (4) 有技术发展潜力：具有良好的功率覆盖面和改型的可能性； (5) 环境适用性强：武装直升机动力的防砂能力（一般具有粒子分离器）、红外抑制能力、抗作战损伤和防坠毁能力都比较强。 自1953年罗&罗公司达特发动机投入使用以来，涡桨发动机成为当时民用与军用运输机的一种重要的动力装置。最大的是前苏联的HK12MB，起飞功率达11000kW。涡桨发动机与活塞式发动机相比，可靠性高，重量轻，而燃油经济性又比早期的纯喷气发动机低得多。由于60年代涡扇发动机的出现，涡桨发动机逐步退出大型运输机领域，但在中小型飞机领域仍有广泛应用。 国外概况： 涡轴发动机从1953年莱康明公司研制的第一台生产型发动机T53到今天，已有三代投入使用，第四代正在研制之中。第一代指50年代投产的，第二代指60年代投产的，第三代指70年代末、80年代初投产的，第四代指90年代末或21世纪初投入使用的涡轴发动机。 国外涡轴发动机经过40多年的发展，技术水平有了很大提高： (1) 耗油率降低。第四代涡轴发动机，如美国的T800和西欧的MTR390，其耗油率与第三代涡轴发动机中相同功率级别的“宝石“发动机相比，耗油率降低8%左右，达到0.273kg/(kW/h)。 (2) 单位功率增加。由于第三代和第四代涡轴发动机的功率级别不甚相同，因此，采用单位功率作为衡量涡轴发动机的性能指标是最佳方案。40多年来，单位功率一直是稳步提高的。例如，美国50年代的产品，T58发动机的单位功率为166kW/(kg/s)；第二代产品，T64涡轴发动机的单位功率为197kW/(kg/s)；第三代的T700发动机的单位功率为267 kW/(kg/s)；而第四代的T800发动机的单位功率达到300 kW/(kg/s)，比第一代产品提高81%，比第二代提高52.3%，比第三代提高12.4%。 (3) 寿命期费用降低。寿命期费用是全面衡量一种新发动机的经济指标。新的第三代比起其先辈来寿命期费用大大减少，如T700比T58的寿命期费用降低32%。其费用的降低主要来自单元体结构设计和耗油率的减少。 (4) 第四代涡轴发动机普遍具有10-20%的功率储备。在发动机轮廓尺寸不变的情况下，可通过增加流量和涡轮进口温度，或者适当加大尺寸，即在压气机前加零级压气机，以提高功率。 (5) 采用整体式粒子分离器，提高军用动力的防砂能力。 (6) 压气机均为双级离心式，转子稳定性好，零件数量少，便于维修，耐腐蚀，抗外物损伤能力强。 (7) 采用回流环形燃烧室和气动雾化喷嘴。 (8) 首次在功率小于1000kW的发动机上采用气冷涡轮静子和转子叶片，使涡轮进口温度提高到1420K。 进入21世纪后，涡轴发动机将沿两个方向发展：一是继续提高涡轴发动机循环参数和部件效率，研制性能更好的发动机，二是发展高速旋翼推进技术。下世纪初，涡轴发动机压比将达16-26，涡轮前温度将达1500-1920K。这种发动机有可能仍用3级轴流加1级离心式压气机，总压比达18。燃烧室火焰筒为多层冷却结构。涡轮有可能采用有复杂冷却通道的径向内流式。目前，美国艾利逊公司研制的高速倾转旋翼机T406，其最大速度已达600km/h。下一步要实现的最大速度达800km/h以上，主要有倾转旋翼、折叠式旋翼和旋翼-机翼几种方案。 到目前为止，在民用支线动力方面，国外已经成功地研制和使用两代涡桨发动机。第三代正在研制之中。第一代是指70年代以前投产的，主要有达特、PT6A和TPE331这三种涡桨发动机。功率范围500-1500kW，耗油率0.35-0.40kg/(kW/h)，翻修寿命8000-14000h，主要用于12-60座的支线飞机。第二代是指70年代末投产的，主要有PW100、CT7和TPE331-14/15，压比11-17，涡轮前温度1273-1533K，单位功率达230-240kW/(kg/s)，耗油率0.280-0.315kg/(kW/h)。第三代是指90年代投入使用的，主要有AE2100和TPF351-20。AE2100是艾利逊公司为竞争下一代高速支线飞机、在T406基础上研制的功率为4474kW的涡桨发动机。该发动机的主要特点是具有足够的发展潜力，如在改进高压涡轮的情况下，功率可提高到5880kW；海平面静态标准状态下的功率不会因热天与高空而降低；爬升功率高，可缩短飞机爬升时间。TPF351-20是美国加雷特公司为20-39座支线飞机研制的、功率为1566kW的推进式涡桨发动机，与该公司早期发动机相比，由于增大了尺寸和采用改进的压气机，其耗油率降低25%、功重比提高53%。TPF351-20为单元体设计，采用许多成熟技术，如F109涡轮发动机的压气机技术（目前正在研制新的压气机可使功率提高25%，达1870kW）、TPE331-14的燃烧室与燃气发生器涡轮技术。 目前，国外许多小型涡轮发动机生产厂家为了降低研制成本、减少维护费用，都在努力采用成熟的研制和使用经验，研制涡轴、涡桨和涡扇发动机的“通用核心机“技术，即在一种成熟的涡轴发动机的基础上，研制相应的涡桨和涡扇发动机。如美国艾利逊公司的AE2100涡桨发动机就是以该公司生产的T406涡轴发动机的“通用核心机“为基础研制的，大大降低研制风险和研制成本。这已成为国外研制小型燃气涡轮发动机的普遍发展趋势。另外，国外涡轴/涡桨发动机的研制、生产都有单独的计划、由专门的生产厂商或专门的小型燃气涡轮发动机分部完成，并且有独立于大型燃气涡轮发动机的试验设备和生产设备。 涡轴/涡桨发动机关键技术 （1）组合压气机 涡轴/涡桨发动机要求压气机具有高的总增压比，以获得高的热效率和单位功率。随着增压比的不断提高，压气机的结构形式也由最初的纯轴流式转变成目前大量采用的若干级轴流加一级离心的组合式压气机。其主要是因为对于高增压比的小涡轴/涡桨发动机来说，轴流压气机级数的增加使得压气机后几级的“尺寸效应“愈加明显，气流损失增大，气动性能显著下降；而且多级轴流压气机的转子跨度大，也会带来转子动力学上的困难。由于离心压气机的转子结构刚性更好、抗外物能力更强，尺寸效应对离心压气机的影响不大，因此用它来取代后面的轴流压气机是有利的。在极小尺寸情况下，有必要全部采用离心压气机系统。 （2）燃烧室 涡轴发动机发展到第三代和第四代，燃烧室多采用回流环形燃烧室。随着涡轴发动机性能的不断提高，要求燃烧室的进口温度和通过燃烧室的温升相应提高。由于热燃气温度正在接近涡轮材料的温度极限点，保持均匀燃烧显得尤为重要。这就需要采用具有大调节比系数的新型燃油喷嘴，以得到均匀的周向和径向温度分布系数。而更高的燃烧温度和更大的高压热辐射将使燃烧室火焰筒承受更大的热载荷，同时，由于更多的气流用于燃烧，导致用于冷却的气流减少，而且进口气流温度的升高降低了冷却气流的吸热能力，这都使得传统的火焰筒冷却技术不再有效，改进火焰筒的冷却和研究更耐热的材料已经势在必行。近年来，国外已经把研究新型喷嘴和改进火焰筒的冷却作为提高小型燃气涡轮发动机燃烧室性能的研究重点。另外这里还介绍一种新型燃烧室发展方向，即利用头部波转子取代传统意义上的燃烧室。 （3）涡轮 提高涡轴发动机涡轮进口温度的方法主要有以下两种：一是寻求耐高温材料；二是采用涡轮冷却技术。在采用新材料方面，目前，单晶材料已广泛使用，下一步工作是研究防氧化与腐蚀的金属和陶瓷涂层。在采用冷却技术方面，目前代表涡轴发动机最高水平的第四代涡轴发动机T800-LHT-800和MTR390，其燃气发生器涡轮分别采用了2级气冷单晶叶片和单级跨音速气冷叶片。由此可以看出，在大功率涡轴发动机如(T700和RTM322)上应用的气冷涡轮叶片已开始应用于中等功率的涡轴发动机涡轮设计上，使涡轮进口温度提高到1480K以上。但由于涡轴发动机发出的功率相对较小，所需空气流量小，而其进口气流轴向速度与大型发动机相差不大，所以流道截面积相应较小，导致动静叶片长度短。这就给涡轮使用气冷叶片带来了一定难度。目前，国外正在进行径向气冷涡轮的预研。与轴流涡轮相比，径向涡轮的冷却气流量和泄露量较小，效率高，且尺寸适合小型燃气涡轮发动机。 （4）高速转子动力学 对于转子轴系同心、功率输出轴前出的涡轴发动机，其功率涡轮轴必然穿过燃气发生器转子内腔伸到发动机前面，所以功率涡轮轴支承间跨度长，轴径小。早期的涡轮轴发动机(如T53发动机)增压比较小，转速较低，其功率涡轮轴仍在亚临界状态工作，而现代高转速增压比的中、小涡轮轴发动机，其转子轴系的工作转速很可能接近临界转速或在临界转速之上，有的甚至过三阶临界转速。在发动机转速很高的情况下要求转子振幅小，就使得转子动力学问题十分棘手，往往不得不采用超临界转子支承系统，使转子支承系统在以支承振动为主的刚体振型各阶临界转速以上以及转子轴线实质性弯曲变形的临界转速以下平稳地工作。转子支承方案的合理选择、转子轴向尺寸的严格控制、弹性支承与阻尼器的正确采用以及材料的合理选用等都直接影响转子支承系统的动力学特性。 （5）粒子分离器 由于直升机经常在起落条件恶劣的场地使用，在超低空飞行和悬停时旋翼容易吸起大量尘土、碎石。这些杂物吸入发动机轻则腐蚀压气机，造成性能衰减或压气机喘振裕度降低以至提前返修，重则打坏叶片，损坏发动机酿成飞行事故。因此，为保证涡轴发动机安全可靠工作，必须采用进气净化装置。进气净化装置可分为两种类型：阻拦式过滤器和惯性式粒子分离器。由于阻拦式过滤器的分离效率低且设备能量损失大，因而已被更适合涡轴发动机进气除尘的惯性式粒子分离器所代替。目前的惯性类型的粒子分离器已经由早期的作为发动机整体的一个部件(如“黑鹰“直升机上的T700发动机)发展到直升机的外部，如AH-64阿帕奇的外部空气粒子分离器(EAPS)。试验证明：EAPS在能量损失低于3%的情况下，除砂效率超过90%，更能体现当前对粒子分离器的设计要求：在满足特定的最低飞机性能的基础上尽量提高分离技术水平。而第四代涡轴发动机T800则采用一个整体的、但可分开的进气粒子分离器，它的分离效率在工业上是最高的。在试验台上用C级细砂试验证明分离效率高达97%。 （6）红外抑制器 二十世纪光电子学迅猛发展，研制的红外成像技术能在很远的距离内识别目标，即通过跟踪飞机发出的红外信号来摧毁飞机，这就使得红外抑制技术变得重要起来。发动机是直升机的最大红外辐射源，是红外导弹的最主要跟踪目标。因此，需要在发动机上安装红外抑制器来降低发动机热部件温度和排气热流温度。例如，在尾喷口采用隔热护挡板，以遮挡或屏蔽红外辐射，采用异形尾喷管，改变红外波长，使红外探测器失谐；采用喷气滤波，改变其辐射波长；采用非圆截面的二元喷管，从而滤除90%的红外辐射。目前，红外抑制器主要是利用引射原理引射周围冷空气掺入高温尾焰并冲淡二氧化碳浓度以达到大幅度减少排气尾焰红外辐射的目的。美国AH-64武装直升机上装的是红外散热片、三个矩形引射器的抑制装置，安装这种抑制装置后，同用冷却风扇冷却发动机热源相比，飞机重量减少182kg，垂直爬高速度增加76m/min，红外信号只有无抑制装置红外信号的6%，而排气热流红外信号为未抑制的10%。应用与影响： 涡轴/涡桨发动机有包括轻型攻击/反坦克直升机、专用武装直升机、战术运输机、反潜攻击机、边防巡逻机、轻型攻击机、初级教练机等。
第四代直升机具有以下特点：采用第3代涡轴发动机，这种发动机虽然仍采用自由涡轴结构，但采用了先进的发动机全权数字控制系统及自动监控系统，并与机载计算机管理系统集成在一起，有了显著的技术进步和综合特性。第3代涡轴发动机的耗油率仅为0.28千克/千瓦小时，低于活塞式发动机的耗油率。其代表性的发动机有T800、RTM322和RTM390。
桨叶采用碳纤维、凯芙拉等高级复合材料制成，桨叶寿命达到无限。新型桨尖形状繁多，较突出的有抛物线后掠形和先前掠再后掠的BERP桨尖。这些新桨尖的共同特点是可以减弱桨尖的压缩性效应，改善桨叶的气动载荷分布，降低旋翼的振动和噪声，提高旋翼的气动效率。球柔性和无轴承桨毂获得了广泛应用，桨毂壳体及桨叶的连接件采用复合材料，使结构更为紧凑，重量大为降低，阻力大大减小。旋翼升阻比达到10.5，旋翼效率为0.8。这个阶段应用了无尾桨反扭矩系统，其优点是具有良好的操纵响应特性、振动小、噪声低，不需要尾传动轴和尾减速，使零部件数量大大减小，因而提高了可维护性。
复合材料在直升机上获得了前所未有的广泛应用。直升机开始采用复合材料主结构，复合材料的应用比例大幅度上升，通常占机体结构重量的30~50%。这一时期的民用型直升机的空重/总重比约为0.37。高度集成化的电子设备。计算机技术、信息技术及智能技术在直升机上获得应用，直升机电子设备朝着高度集成化方向发展。这一时期的直升机，采用了先进的增稳增控装置，用电传、光传操纵取代了常规的操纵系统，采用先进的捷联惯导、卫星导航设备及组合导航技术，先进的通讯、识别及信息传输设备，先进的目标识别、瞄准、武器发射等火控设备及先进的电子对抗设备，采用了总线信息传输与数据融合技术，并正向传感器融合方向发展。机上的电子、火控及飞行控制系统等通过多余度数字数据总线交连，实现了信息共享。采用了多功能集成显示技术，用少量多功能显示器代替大量的单个仪表，通过键盘控制显示直升机的飞行信息，利用中央计算机对通讯、导航、飞行控制、敌我识别、电子对抗、系统监视、武器火控的信息进行集成处理从而进行集成控制。采用这类先进的集成电子设备，大大简化了直升机座舱布局和仪表板布置，系统部件得到简化，重量大大减轻。更主要的是极大地减轻了飞行员工作负担，改善了直升机的飞机品质和使用性能。直升机的全机升阻比达到6.6，振动水平降到0.05g，噪声水平小于90分贝，最大速度可达到350千米/小时。
涡轴发动机分为几代（航空发动机分为那两类） ♂
涡轴发动机分为几代（航空发动机分为那两类）
- 航空发动机分为那两类
- 第二代涡轴发动机特点
- 战斗机上的发动机分为几种类型，其作用是什么
- 涡喷发动机，涡浆发动机，涡轴发动机，涡扇发动机的相同点和区别
- “傻傻”分不清浅谈涡桨与涡轴发动机
- 直升机是如何分类、分代的主要布局特点（主旋翼尾翼等）和主要应用领域请说的详细点
- 第四代直升机的直升机分类
- 第四代直升机的特点
- 涡喷发动机和涡轴发动机结构上有什么不同
航空发动机目前主要分为：航空活塞发动机和航空涡轮发动机。
航空活塞发动机都为螺旋桨飞机。
航空涡轮发动机又分为：涡轮喷气式发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机等几种。涡轴发动机一般用直升机发动机。 这几种发动机虽然形式各异，但其核心机都是一样的，都具有压气机、燃烧室和涡轮。
动力强劲，重量轻。第二代涡轴发动机特点是动力强劲，,重量轻，涡轴发动机是指燃气涡轮发动机，在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。都是由涡轮风扇发动机的原理演变而来，只不过后者将风扇变成了螺旋桨，而前者将风扇变成了直升机的旋翼。
战斗机的发动机有涡扇发动机、涡喷发动机、涡桨发动机、活塞发动机，涡喷发动机只在第一和第二代喷气式战斗机上使用过，第三代机都用的是高性能的涡扇发动机，现在新的第四代战斗机都用推重比10以上级别的涡扇发动机了，涡桨发动机只在运输机和教练机、轻型攻击机上使用，活塞式发动机现在在一些民用小型飞机、教练机上使用，不过50年代以前，没有喷气式发动机的时代，所有的飞机都是使用活塞式发动机的。
涡轮喷气发动机 历史 涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式 2 回复：涡轮喷气发动机 结构 进气道 轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。 两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层(boundary layer，或边界层)的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角(angle of attack，AOA，或称攻角)时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。 压气机 压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。 燃烧室与涡轮 空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。 涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。 喷管及加力燃烧室 喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。 在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或後燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50％，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。 3 回复：涡轮喷气发动机 使用情况 涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的） 与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。 基本参数 推力重量比：Thrust to weight ratio，代表发动机推力与发动机本身重量之比值，愈大者性能愈好。 压气机级数：代表压缩机的压缩叶片有几级，通常级数愈大者压缩比愈大。 涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级。 压缩比：进气被压缩机压缩後的压力，与压缩前的压力之比值，通常愈大者性能愈好。 海平面最大净推力：发动机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差(空速)为零时，全速运转所产生的推力，被使用的单位包括kN(千牛顿)、kg(公斤)、lb(磅)等。 单位推力小时耗油率：又称比推力(specific thrust)，耗油率与推力之比，公制单位为kg/N-h，愈小者愈省油。 涡轮前温度：燃烧後之高温高压气流进入涡轮机之前的温度，通常愈大者性能愈好。 燃气出口温度：废气离开涡轮机排出时的温度。 平均故障时间：每具发动机发生两次故障的间隔时间之总平均，愈长者愈不易故障，通常维护成本也愈低。 涡轮风扇发动机 turbofan engine 由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机,由核心机排出的燃气中的可用能量,一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。 核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质(工作介质)流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮喷气发动机比涡轮风扇发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25％左右，大约为 0.06～ 0.07公斤/牛·时（0.6～0.7公斤/公斤力·时）。60年代末、70年代初发展了高涵道比(5～8)、高增压比(25～30)和高燃气温度 (1600～1750K)的第二代涡轮风扇发动机,耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·时（0.3～0.4公斤/公斤力·时）,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。 有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。 飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。 涡轴发动机定义与概念： 航空涡轮轴发动机是一种以空气为作功工质的燃气涡轮发动机。它主要是靠输出功率带动负载工作的燃气涡轮发动机，能将动力涡轮有效功率的绝大部分（95%以上）通过输出轴带动负载。涡桨发动机是用燃气涡轮带动螺旋桨的燃气涡轮发动机。涡轴/涡桨发动机与大型涡喷/涡扇发动机的气动热力循环原理基本相同，虽可借助大型燃气涡轮发动机研制所取得的技术成果和经验，但由于涡轴/涡桨发动机属于小型燃气涡轮发动机类，因而在气动和结构上均有其独特之处： (1) 小流量、小通道引起的“尺寸效应“对压气机、涡轮性能及冷却等产生不利影响； (2) 转速高--高转速给临界共振、高速轴承、轴系、支承、叶片盘的疲劳强度等方面都带来一系列新的问题； (3) 流动复杂--小涡轮叶片短叶型使得流动转折加大，三维特性及粘性影响突出； (4) 冷效差--小涡轮叶片短而薄，相对外表面积大，而内部冷却孔型很难布置，且冷气流程短，因而冷却效果随尺寸减小而降低； (5) 需要进气防护装置(粒子分离器)。 涡轴发动机的优点是： 功重比大（500-600kW级的发动机，几乎比活塞发动机高2倍）；发动机维修简单（特别在低温下不需加温起动）；振动小（无往复运动件、发动机转子平衡精度高）；较小的最大截面改善了直升机的气动力性能。所以，从50年代开始涡轴发动机逐步取代活塞式发动机，成为直升机的主要动力装置。当然它也有缺点：动力涡轮转速高，传动旋翼减速比大，造成减速器大而复杂；燃料消耗率一般较活塞式略高；周围介质（空气中的粉尘、湿度、温度）对其工作的影响较大；还有小尺寸的涡轴发动机生产难度大等。随着40多年不断的研究发展、更新换代，现代涡轴发动机具有以下特点： (1) 性能先进：起飞耗油率0.267-0.358kg/(kW/h)；功重比4-8kW/daN； (2) 经济性好：巡航工作状态的耗油率可达0.299-0.367kg/(kW/h)，维护费用低、寿命长（单元体寿命3000-5000h）； (3) 可靠性高：发动机提前更换率低、平均故障间隔时间长、性能衰减率低； (4) 有技术发展潜力：具有良好的功率覆盖面和改型的可能性； (5) 环境适用性强：武装直升机动力的防砂能力（一般具有粒子分离器）、红外抑制能力、抗作战损伤和防坠毁能力都比较强。 自1953年罗&罗公司达特发动机投入使用以来，涡桨发动机成为当时民用与军用运输机的一种重要的动力装置。最大的是前苏联的HK12MB，起飞功率达11000kW。涡桨发动机与活塞式发动机相比，可靠性高，重量轻，而燃油经济性又比早期的纯喷气发动机低得多。由于60年代涡扇发动机的出现，涡桨发动机逐步退出大型运输机领域，但在中小型飞机领域仍有广泛应用。 国外概况： 涡轴发动机从1953年莱康明公司研制的第一台生产型发动机T53到今天，已有三代投入使用，第四代正在研制之中。第一代指50年代投产的，第二代指60年代投产的，第三代指70年代末、80年代初投产的，第四代指90年代末或21世纪初投入使用的涡轴发动机。 国外涡轴发动机经过40多年的发展，技术水平有了很大提高： (1) 耗油率降低。第四代涡轴发动机，如美国的T800和西欧的MTR390，其耗油率与第三代涡轴发动机中相同功率级别的“宝石“发动机相比，耗油率降低8%左右，达到0.273kg/(kW/h)。 (2) 单位功率增加。由于第三代和第四代涡轴发动机的功率级别不甚相同，因此，采用单位功率作为衡量涡轴发动机的性能指标是最佳方案。40多年来，单位功率一直是稳步提高的。例如，美国50年代的产品，T58发动机的单位功率为166kW/(kg/s)；第二代产品，T64涡轴发动机的单位功率为197kW/(kg/s)；第三代的T700发动机的单位功率为267 kW/(kg/s)；而第四代的T800发动机的单位功率达到300 kW/(kg/s)，比第一代产品提高81%，比第二代提高52.3%，比第三代提高12.4%。 (3) 寿命期费用降低。寿命期费用是全面衡量一种新发动机的经济指标。新的第三代比起其先辈来寿命期费用大大减少，如T700比T58的寿命期费用降低32%。其费用的降低主要来自单元体结构设计和耗油率的减少。 (4) 第四代涡轴发动机普遍具有10-20%的功率储备。在发动机轮廓尺寸不变的情况下，可通过增加流量和涡轮进口温度，或者适当加大尺寸，即在压气机前加零级压气机，以提高功率。 (5) 采用整体式粒子分离器，提高军用动力的防砂能力。 (6) 压气机均为双级离心式，转子稳定性好，零件数量少，便于维修，耐腐蚀，抗外物损伤能力强。 (7) 采用回流环形燃烧室和气动雾化喷嘴。 (8) 首次在功率小于1000kW的发动机上采用气冷涡轮静子和转子叶片，使涡轮进口温度提高到1420K。 进入21世纪后，涡轴发动机将沿两个方向发展：一是继续提高涡轴发动机循环参数和部件效率，研制性能更好的发动机，二是发展高速旋翼推进技术。下世纪初，涡轴发动机压比将达16-26，涡轮前温度将达1500-1920K。这种发动机有可能仍用3级轴流加1级离心式压气机，总压比达18。燃烧室火焰筒为多层冷却结构。涡轮有可能采用有复杂冷却通道的径向内流式。目前，美国艾利逊公司研制的高速倾转旋翼机T406，其最大速度已达600km/h。下一步要实现的最大速度达800km/h以上，主要有倾转旋翼、折叠式旋翼和旋翼-机翼几种方案。 到目前为止，在民用支线动力方面，国外已经成功地研制和使用两代涡桨发动机。第三代正在研制之中。第一代是指70年代以前投产的，主要有达特、PT6A和TPE331这三种涡桨发动机。功率范围500-1500kW，耗油率0.35-0.40kg/(kW/h)，翻修寿命8000-14000h，主要用于12-60座的支线飞机。第二代是指70年代末投产的，主要有PW100、CT7和TPE331-14/15，压比11-17，涡轮前温度1273-1533K，单位功率达230-240kW/(kg/s)，耗油率0.280-0.315kg/(kW/h)。第三代是指90年代投入使用的，主要有AE2100和TPF351-20。AE2100是艾利逊公司为竞争下一代高速支线飞机、在T406基础上研制的功率为4474kW的涡桨发动机。该发动机的主要特点是具有足够的发展潜力，如在改进高压涡轮的情况下，功率可提高到5880kW；海平面静态标准状态下的功率不会因热天与高空而降低；爬升功率高，可缩短飞机爬升时间。TPF351-20是美国加雷特公司为20-39座支线飞机研制的、功率为1566kW的推进式涡桨发动机，与该公司早期发动机相比，由于增大了尺寸和采用改进的压气机，其耗油率降低25%、功重比提高53%。TPF351-20为单元体设计，采用许多成熟技术，如F109涡轮发动机的压气机技术（目前正在研制新的压气机可使功率提高25%，达1870kW）、TPE331-14的燃烧室与燃气发生器涡轮技术。 目前，国外许多小型涡轮发动机生产厂家为了降低研制成本、减少维护费用，都在努力采用成熟的研制和使用经验，研制涡轴、涡桨和涡扇发动机的“通用核心机“技术，即在一种成熟的涡轴发动机的基础上，研制相应的涡桨和涡扇发动机。如美国艾利逊公司的AE2100涡桨发动机就是以该公司生产的T406涡轴发动机的“通用核心机“为基础研制的，大大降低研制风险和研制成本。这已成为国外研制小型燃气涡轮发动机的普遍发展趋势。另外，国外涡轴/涡桨发动机的研制、生产都有单独的计划、由专门的生产厂商或专门的小型燃气涡轮发动机分部完成，并且有独立于大型燃气涡轮发动机的试验设备和生产设备。 涡轴/涡桨发动机关键技术 （1）组合压气机 涡轴/涡桨发动机要求压气机具有高的总增压比，以获得高的热效率和单位功率。随着增压比的不断提高，压气机的结构形式也由最初的纯轴流式转变成目前大量采用的若干级轴流加一级离心的组合式压气机。其主要是因为对于高增压比的小涡轴/涡桨发动机来说，轴流压气机级数的增加使得压气机后几级的“尺寸效应“愈加明显，气流损失增大，气动性能显著下降；而且多级轴流压气机的转子跨度大，也会带来转子动力学上的困难。由于离心压气机的转子结构刚性更好、抗外物能力更强，尺寸效应对离心压气机的影响不大，因此用它来取代后面的轴流压气机是有利的。在极小尺寸情况下，有必要全部采用离心压气机系统。 （2）燃烧室 涡轴发动机发展到第三代和第四代，燃烧室多采用回流环形燃烧室。随着涡轴发动机性能的不断提高，要求燃烧室的进口温度和通过燃烧室的温升相应提高。由于热燃气温度正在接近涡轮材料的温度极限点，保持均匀燃烧显得尤为重要。这就需要采用具有大调节比系数的新型燃油喷嘴，以得到均匀的周向和径向温度分布系数。而更高的燃烧温度和更大的高压热辐射将使燃烧室火焰筒承受更大的热载荷，同时，由于更多的气流用于燃烧，导致用于冷却的气流减少，而且进口气流温度的升高降低了冷却气流的吸热能力，这都使得传统的火焰筒冷却技术不再有效，改进火焰筒的冷却和研究更耐热的材料已经势在必行。近年来，国外已经把研究新型喷嘴和改进火焰筒的冷却作为提高小型燃气涡轮发动机燃烧室性能的研究重点。另外这里还介绍一种新型燃烧室发展方向，即利用头部波转子取代传统意义上的燃烧室。 （3）涡轮 提高涡轴发动机涡轮进口温度的方法主要有以下两种：一是寻求耐高温材料；二是采用涡轮冷却技术。在采用新材料方面，目前，单晶材料已广泛使用，下一步工作是研究防氧化与腐蚀的金属和陶瓷涂层。在采用冷却技术方面，目前代表涡轴发动机最高水平的第四代涡轴发动机T800-LHT-800和MTR390，其燃气发生器涡轮分别采用了2级气冷单晶叶片和单级跨音速气冷叶片。由此可以看出，在大功率涡轴发动机如(T700和RTM322)上应用的气冷涡轮叶片已开始应用于中等功率的涡轴发动机涡轮设计上，使涡轮进口温度提高到1480K以上。但由于涡轴发动机发出的功率相对较小，所需空气流量小，而其进口气流轴向速度与大型发动机相差不大，所以流道截面积相应较小，导致动静叶片长度短。这就给涡轮使用气冷叶片带来了一定难度。目前，国外正在进行径向气冷涡轮的预研。与轴流涡轮相比，径向涡轮的冷却气流量和泄露量较小，效率高，且尺寸适合小型燃气涡轮发动机。 （4）高速转子动力学 对于转子轴系同心、功率输出轴前出的涡轴发动机，其功率涡轮轴必然穿过燃气发生器转子内腔伸到发动机前面，所以功率涡轮轴支承间跨度长，轴径小。早期的涡轮轴发动机(如T53发动机)增压比较小，转速较低，其功率涡轮轴仍在亚临界状态工作，而现代高转速增压比的中、小涡轮轴发动机，其转子轴系的工作转速很可能接近临界转速或在临界转速之上，有的甚至过三阶临界转速。在发动机转速很高的情况下要求转子振幅小，就使得转子动力学问题十分棘手，往往不得不采用超临界转子支承系统，使转子支承系统在以支承振动为主的刚体振型各阶临界转速以上以及转子轴线实质性弯曲变形的临界转速以下平稳地工作。转子支承方案的合理选择、转子轴向尺寸的严格控制、弹性支承与阻尼器的正确采用以及材料的合理选用等都直接影响转子支承系统的动力学特性。 （5）粒子分离器 由于直升机经常在起落条件恶劣的场地使用，在超低空飞行和悬停时旋翼容易吸起大量尘土、碎石。这些杂物吸入发动机轻则腐蚀压气机，造成性能衰减或压气机喘振裕度降低以至提前返修，重则打坏叶片，损坏发动机酿成飞行事故。因此，为保证涡轴发动机安全可靠工作，必须采用进气净化装置。进气净化装置可分为两种类型：阻拦式过滤器和惯性式粒子分离器。由于阻拦式过滤器的分离效率低且设备能量损失大，因而已被更适合涡轴发动机进气除尘的惯性式粒子分离器所代替。目前的惯性类型的粒子分离器已经由早期的作为发动机整体的一个部件(如“黑鹰“直升机上的T700发动机)发展到直升机的外部，如AH-64阿帕奇的外部空气粒子分离器(EAPS)。试验证明：EAPS在能量损失低于3%的情况下，除砂效率超过90%，更能体现当前对粒子分离器的设计要求：在满足特定的最低飞机性能的基础上尽量提高分离技术水平。而第四代涡轴发动机T800则采用一个整体的、但可分开的进气粒子分离器，它的分离效率在工业上是最高的。在试验台上用C级细砂试验证明分离效率高达97%。 （6）红外抑制器 二十世纪光电子学迅猛发展，研制的红外成像技术能在很远的距离内识别目标，即通过跟踪飞机发出的红外信号来摧毁飞机，这就使得红外抑制技术变得重要起来。发动机是直升机的最大红外辐射源，是红外导弹的最主要跟踪目标。因此，需要在发动机上安装红外抑制器来降低发动机热部件温度和排气热流温度。例如，在尾喷口采用隔热护挡板，以遮挡或屏蔽红外辐射，采用异形尾喷管，改变红外波长，使红外探测器失谐；采用喷气滤波，改变其辐射波长；采用非圆截面的二元喷管，从而滤除90%的红外辐射。目前，红外抑制器主要是利用引射原理引射周围冷空气掺入高温尾焰并冲淡二氧化碳浓度以达到大幅度减少排气尾焰红外辐射的目的。美国AH-64武装直升机上装的是红外散热片、三个矩形引射器的抑制装置，安装这种抑制装置后，同用冷却风扇冷却发动机热源相比，飞机重量减少182kg，垂直爬高速度增加76m/min，红外信号只有无抑制装置红外信号的6%，而排气热流红外信号为未抑制的10%。应用与影响： 涡轴/涡桨发动机有包括轻型攻击/反坦克直升机、专用武装直升机、战术运输机、反潜攻击机、边防巡逻机、轻型攻击机、初级教练机等。
? ? ?提到涡桨与涡轴发动机，不得不先提到“燃气轮机”。燃气轮机，是“燃气涡轮轮机”的同义词。
? ? ? 凡是有“涡”字的，就是“涡轮盘”（ 英文，turbine）的简称。一大半就是燃气的。哦还有另一样半啊？那就是“蒸汽轮机”(“蒸汽涡轮机”)。
? ? ? “蒸汽轮机”和“燃气轮机”原理相同的地方就是都是高温气体推动涡轮盘运转，把热能转化为机械能。
“蒸汽轮机”的蒸汽，就是锅炉烧水产生的，由于要用蒸汽锅炉烧水重量大，所以只能用在火车，船舶，发电厂，在此就不多说了。
? ? ? 言归正传，回到“燃气轮机”，就是直接烧氧气和燃油的混合气体，用在飞机，船舶，发电厂，车辆。
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? ? ? 还有依据中国的相关行业习惯，“轮机”这个词，用在船舶和发电设备的那种巨型的“涡轮盘”（ 英文，turbine）。
? ? ? 而用在飞机上的“燃气轮机”，一般叫“燃气涡轮”(gas turbine)，包括:涡喷（turbojet），涡扇（turbofan），涡桨(turboprop)，涡轴（turboshaft）,桨扇发动机（Propfan），也自然是“燃气涡轮”的成员。
? ? ? 涡喷和涡扇发动机工作原理类似，主要区别是涡扇发动机是在涡喷发动机的压气机前再增加低压压气机，又称风扇，风扇由低压涡轮提供动力。
? ? ? 下面我们主要谈涡桨和涡轴发动机。
? ? ? 涡桨和涡轴最本质的区别还是动力输出方式略有不同。 涡桨由于用在固定翼飞机上，在设计时必须考虑桨叶叶尖速度问题，桨叶的叶尖速度不能过快，所以涡桨飞机对于螺旋桨的转速是有限制的。为什么螺旋桨的桨尖和旋翼的翼尖速度不能过快? 过快会导致飞行中叶尖激波出现，从而加大旋翼和螺旋桨的气动阻力,降低其推进效率。但是一限制螺旋桨的转速，势必其螺旋桨对于飞机的拉力就会下降，因此涡桨发动机会保留一定的核心机推力，以弥补螺旋桨转速的限制导致的推力不足。也就是涡桨飞机的排气口(类似涡扇发动机的内涵道排气口)是有一定推力的，只不过这推力很小，只占到整个涡桨发动机的5%，但这推力绝对不能忽略不计。涡桨发动机的推力由95%的螺旋桨拉力+5%的排气口燃气推力(内涵道推力)组成。
? ? ? 涡轴发动机由于要应付飞行器的垂直起降，因此它必须把其燃烧室大部分的高温高压的燃气能量都得有效的转化成机械轴功率，所以涡轴发动机的废气是没什么推力可言的，可以说是小得忽略不计的。涡轴发动机的动力涡轮吸收燃烧室高温高压燃气从而转化成机械轴功率的能力，是航发中效率最高的，因为这是垂直起降的需要。垂直起降状态对于发动机而言是最废油的，因此涡轴要想高效率的垂直起降，必须把高温高压的燃气最大限度的转化成机械轴功率。其实你也可以把涡轴看成一种超高功率重量比的,简单循环方式的燃气轮机。
? ? ? 从结构上来看，涡轴的减速器和发动机在结构上是分开的，涡桨则是连在一起的。 ? ? ?早期的涡桨与涡轴发动机，都是单转子+减速器的结构，没有动力涡轮（自由涡轮）。所谓动力涡轮是本身不带压气机结构的涡轮，且不被核心机转子带动，单纯只被高温高压燃气带动的涡轮。
现在的涡轴与涡桨分两种结构：
第一种是单转子+自由涡轮+减速器的结构；
第二种是低压转子+高压转子+自由涡轮+减速器的结构。
? ? ? 从压气机上讲，中等功率和低功率的涡桨和涡轴，在其压气机结构上会采用整体增压能力有限，但是单级增压比高且成本低廉的离心式压气机，或是采用轴流+离心式的压气机组合方式，如装备于直九的涡轴8A发动机，增压比为8，功率596kW。
高功率的涡桨和涡轴会采用全轴流式压气机的结构，如装备图-95的KuznetsovNK-12MV涡轮螺旋桨发动机，压缩比10.3，每具输出11,000kW。
? ? ?涡轴由于其旋翼尺寸比涡桨的桨叶来的更大,所以其旋翼的叶尖速度更容易过快,因此涡轴的旋翼在转速上比螺旋桨限制的更大,所以其减速器的减速比比涡桨而言也更大.说白了就是涡轴旋翼的转速比涡桨螺旋桨的转速要慢得多。
? ? ? ?因此，并不能简单的认为安装于直升机的发动机就是涡轴，而安装于固定翼飞机就是涡桨，如美军V-22在机翼两端各有一可变向的旋翼推进装置，各包含劳斯莱斯T406 (AE 1107C-Liberty)涡轮轴发动机及由三片桨叶所组成的旋翼，整个推进装置可以绕机翼轴由朝上与朝前之间转动变向，并能固定在所需方向，因此能产生向上的升力或向前的推力，所以该机已经不再属于简单意义上的机型了。
小结：
? ? ? 涡桨发动机可看作是将涡扇发动机的风扇放大为螺旋桨的超大涵道比无加力燃烧的涡扇发动机，发动机剩余的高温燃气还能提供部分推力，无限追求燃烧效率。
? ? ? 涡轴发动机跟涡桨发动机相似，但其动力完全输出到轴上，还须通过其他控制机构才能实现动力的功能，因此追求输出轴效率。
敬请观注下一篇：《走近歼20之一：“鸭翼”的秘密》
直升机按其用途不同，有军用和民用两大类。军用直升机主要按照所担负的任务、重量级别和结构形式等三种方式进行分类。一、按所担负的任务可分为：攻击直升机、反潜直升机、指挥、侦察直升机和运输直升机。二、按重量级别可分为：轻型直升机（总重2～8吨，如云雀、直－9、松鼠、贝尔直升机等。）；中型直升机（总重8～15吨，如米－8、直—8、“黑鹰”、米－17系列、CH—46A直升机等。）；重型直升机（总重20吨以上，如CH—53A直升机等。）；超重型直升机（总重40吨以上，如米—6、米—12直升机等。）；起重型直升机（总重20～40吨，可起重8～10吨，如CH—64、米—10直升机等。） 三、按结构形式分 （一）带尾浆式单旋翼直升机，它应用最广，占80%以上。 （二）共轴式双旋翼直升机，两副旋翼装在一根轴上，一上一下配置。 （三）纵列式双旋翼直升机，两副旋翼前后配置，主要用作运输和起重。 （四）此外，还有一些造型独特，但应用不多的直升机，如横列式双旋翼直升机、交叉式双旋翼直升机、多旋翼直升机和喷气式直升机。 四、按时间分 第一代直升机从第一架可以正式飞行的直升机在20世纪30年代末问世至60年代初期，是第一代直升机发展阶段。主要技术特征是：安装活塞式发动机；金属/木质混合式旋翼桨叶（当直升机在地面停放时，你看到的那一片一片的）；机体为由钢管焊接成的框架式或铝合金半硬壳式结构；装有简易的仪表和电子设备。最大平飞速度约200km/h，典型的机型如米—4、 贝尔47等直升机。 第二代直升机从60年代初期到70年代中期，发展了第二代直升机。主要技术特征是：安装了第一代涡轮轴式发动机；全金属桨叶与金属铰接式桨毂构成的旋翼；机体主要仍为铝合金半硬壳结构；开始采用最初的集成微电子设备。最大平飞速度250km/h。典型的机型有米—8、“超黄蜂”等直升机。 第三代直升机从70年代中期至80年代末，属于第三代直升机发展时期。主要技术特征是：安装第二代涡轴发动机；全复合材料桨叶及带有弹性元件的桨毂构成的旋翼；机体结构部分使用复合料；采用大规模集成电路的电子设备和较先进的飞行控制系统。最大飞行速度约 300km/h。典型的机型有“海豚”、“山猫”、“黑鹰”、“阿帕奇”等直升机。 第四代直升机从90年代以来，直升机技术发展进入第四代，也是当今最先进的一代。主要技术特征包括：安装第三代涡轴发动机；装有进一步优化设计的翼型、桨尖和先进的复合材料浆叶，无轴承或弹性铰式桨毂；机体结构大部分或全部使用复合材料；操纵系统改为电操纵；机载电子设备采用数据总线、综合现示和任务管理；先进的飞行控制、通信导航系统。最大平飞速度约达315km/h。典型的机型有“科曼奇”；NH—90等直升机。
在已往的大约半个世纪中，直升机在技术上经历了几项重大的突破性进展，从技术特征 来看，大体上可以分为四代： 从90年代以来，直升机技术发展进入第四代，也是当今最先进的一代。主要技术特征包括：安装第三代涡轴发动机；装有进一步优化设计的翼型、桨尖和先进的复合材料旋翼叶，无轴承或弹性铰式等新型桨毂；机体结构大部分或全部使用复合材料；操纵系统改为电纵；机载电子设备采用数据总线、综合现示和任务管理；先进的飞行控制、通信导航系统。最大平飞速度已约达315km/h。振动水平(约0．05g)、噪声水平(约80dB)已得到 良好控制。典型的机型有“科曼奇”；NH—90等直升机。
当今在世界各地已有数万架直升机在使用，应用于众多领域，表明直升机的发展不久将 从实用期进入技术上的成熟期，随后将是应用上的普及期。预计经过几十年的发展，直升将会像今日的汽车那样，以技术上的成熟来提供安全、高效、方便的服务，达到应用上的普及。
第四代直升机具有以下特点：采用第3代涡轴发动机，这种发动机虽然仍采用自由涡轴结构，但采用了先进的发动机全权数字控制系统及自动监控系统，并与机载计算机管理系统集成在一起，有了显著的技术进步和综合特性。第3代涡轴发动机的耗油率仅为0.28千克/千瓦小时，低于活塞式发动机的耗油率。其代表性的发动机有T800、RTM322和RTM390。
桨叶采用碳纤维、凯芙拉等高级复合材料制成，桨叶寿命达到无限。新型桨尖形状繁多，较突出的有抛物线后掠形和先前掠再后掠的BERP桨尖。这些新桨尖的共同特点是可以减弱桨尖的压缩性效应，改善桨叶的气动载荷分布，降低旋翼的振动和噪声，提高旋翼的气动效率。球柔性和无轴承桨毂获得了广泛应用，桨毂壳体及桨叶的连接件采用复合材料，使结构更为紧凑，重量大为降低，阻力大大减小。旋翼升阻比达到10.5，旋翼效率为0.8。这个阶段应用了无尾桨反扭矩系统，其优点是具有良好的操纵响应特性、振动小、噪声低，不需要尾传动轴和尾减速，使零部件数量大大减小，因而提高了可维护性。
复合材料在直升机上获得了前所未有的广泛应用。直升机开始采用复合材料主结构，复合材料的应用比例大幅度上升，通常占机体结构重量的30~50%。这一时期的民用型直升机的空重/总重比约为0.37。高度集成化的电子设备。计算机技术、信息技术及智能技术在直升机上获得应用，直升机电子设备朝着高度集成化方向发展。这一时期的直升机，采用了先进的增稳增控装置，用电传、光传操纵取代了常规的操纵系统，采用先进的捷联惯导、卫星导航设备及组合导航技术，先进的通讯、识别及信息传输设备，先进的目标识别、瞄准、武器发射等火控设备及先进的电子对抗设备，采用了总线信息传输与数据融合技术，并正向传感器融合方向发展。机上的电子、火控及飞行控制系统等通过多余度数字数据总线交连，实现了信息共享。采用了多功能集成显示技术，用少量多功能显示器代替大量的单个仪表，通过键盘控制显示直升机的飞行信息，利用中央计算机对通讯、导航、飞行控制、敌我识别、电子对抗、系统监视、武器火控的信息进行集成处理从而进行集成控制。采用这类先进的集成电子设备，大大简化了直升机座舱布局和仪表板布置，系统部件得到简化，重量大大减轻。更主要的是极大地减轻了飞行员工作负担，改善了直升机的飞机品质和使用性能。直升机的全机升阻比达到6.6，振动水平降到0.05g，噪声水平小于90分贝，最大速度可达到350千米/小时。
涡喷发动机属于第二代航空发动机，无非就是飞机作动力用的，现役的飞机中第二代喷气机（俄罗斯第三代）用的都是涡喷发动机，当然也用作民用机型（老式的喷气式客机或者是小型飞机）；涡轴发动机是直升机用的发动机，其最大的不同就在于用途：涡喷发动机是靠发动机燃烧燃料之后直接喷出而提供反冲力作为动力，而涡轴发动机则需要将其燃料的内能转化成机械能然后通过机械装置驱动螺旋桨作为直升机的动力源。 至于结构上嘛，我也是非专业，不能说很清楚，给你附上张图片看一下吧，涡轴发动机的主要机件如下
与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气 装置等五大机件。
进气装置
由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在350km/h以下， 故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。 进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。 有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外。
压气机
压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空气加以压缩，提高气流的压强， 为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点，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。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变， 从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前，直升机的涡轴发动机大多采用的是若干级轴流加一级离心所构成的组合压气机。压气机部件主要由进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等组成。压气机转子是一个高速旋转的组合件，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。压气机静于由压气机壳体和静止叶片组成。转于旋转时，通过转子叶片迫使空气向后流动，不仅加速了空气，而且使空气受到压缩，转于叶片后面的空气压强大于前面的压强。气流离开转于叶片后，进入起扩压作用的静于叶片。在静于叶片的通道、空气流速降低，压强升高，得到进一步压缩。一个转子加一个静于称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度，常用压缩后与压缩前的压强之比，即增压比来表示。
增压比是评估压气机性能的重要指标。现代直升机装用的涡轴发动机，要求压 气机的总增压比越来越高，有的已使增压比达到20，以使发动机获取尽可能高的热效率和轴功率。
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和经济性，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。除了 在发动机结构设计时要考虑采取防喘措施外，还要求飞行使用中注意避免因为操纵不当致使 压气机发生喘振。
燃烧室
燃烧室是发动机内燃油与空气混合、燃烧的地方。燃烧室一般由外壳、火焰筒组成，气流进口处还设有燃油喷嘴，起动时用的喷油点火器也装在这里。燃烧室的工作条件十分恶劣，由于气体流速很高(一般流速为50一100m／s之间)，混合气燃烧如大风中点火，因此保持燃烧稳定至关重要。为了保证稳定燃烧，在燃烧室结构设计上采取气流分流和火焰稳定 等措施。
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℃，流速可达230m／s，高温、高速的燃气从燃烧室后部喷出冲击涡轮装置。
工作时，先靠起动点火器点燃火焰筒内的混合气，正常工作时靠火焰筒内的燃气保持稳定燃烧。由于燃烧室的零件工作在高温、高压下，工作中常出现翘曲、变形、裂纹、过热烧穿等故障，为此燃烧室采用热强度高、热塑性好的耐高温合金。
按照燃气在燃烧室的流动路线，燃烧室可分为直流和回流式两种。直流燃烧室形状细且长，燃气流动阻力小，回流燃烧室燃气路线回转，燃气流动阻力大，但可使发动机结构紧凑，缩短转于轴的长度，使发动机获得较大的整体刚度。
涡轮
涡轮的作用是将高温、高压燃气热能转变为旋转运动的机械能。它是涡抽发动机的主要机件之一，要求尺寸小、效率高。涡轮通常由静止的导向叶片和转动的工作叶轮组成。和压气机恰好相反，祸轮的导向叶片在前，工作叶片在后。从燃烧室来的燃气，先经过导向叶片、由于叶片间收敛形通道的作用，提高速度、降低压强，燃气膨胀并以适当的角度冲击工作叶轮，使叶轮高速旋转。现代涡轴发动机进入涡轮前的温度可高达1500℃，涡轮转速超过50000r／min。由于涡轮工作时要承受巨大的离心力和热负荷，所以涡轮一般选用耐高温的高强度合金钢，此外，还要为祸轮的散热和轴承的润滑进行周密设计。
与一般涡轮喷气发动机不同，直升机用涡轴发动机的涡轮既要带动压气机转动，又要带 动旋翼、尾桨工作。现在大多数涡轴发动机将涡轮分为彼此无机械连接的前、后两段。前段带动压气机工作，构成发动机的燃气发生器转子；后段作为动力轴，即自由 涡轮，输出铀功率带动旋翼、尾桨等部件工作。前、后两段虽不发生机械连接关系，却有着 气体动力上的联系，可以使得燃气发生器涡轮与自由涡轮在气体热能分配上随飞行条件改变 作适当调整，这样就能使涡轴发动机性能与直升机旋翼性能在较宽裕的范围内得到优化组。 图片如下
排气装置
根据涡轴发动机工作特点，一般排气装置呈圆筒扩散形，以便燃气在自由涡轮内充分膨胀作功，使燃气热能尽可能多地转化为轴功率。现代涡轴发动机的排气装置能做到使95％ 以上的燃气可用膨胀功通过自由祸轮转变为轴功率，而余下不到5％的可用膨胀功仍以动能 形式向后嚎出转变为推力。发动机排气装置历排出的热流是直升机主要热辐射源之一，其热辐射的强度与排气热流、的温度和温度场的分布有关。现代军用直升机为了在战场上防备敌方红外制导武器的攻击，减小自身热辐射强度，采用红外抑制技术。该技术除设法降低发动机外露热部件的表面温度外，主要是将外界冷空气引入排气装置内，掺进高温徘气热流中，降低温度并冲淡徘气热流中所含二氧化氯的浓度，以降低红外信号源能量。先进的红外抑制技术往往要将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置 通盘考虑，形成了一个完整、有效的红外抑制系统