復合材料粒子分離器

❶ 最大的軍用直升機多大

目前全球最大的直升機是米-26直升機（俄文：Миль Ми-26，英文：Mil Mi-26），它長度為40.025米，高度為8.145米，旋翼直徑有32米，旋翼面積有804.25個平方米。可以說米26直升機是當今世界上仍在服役的最重、最大的直升機。
米26是一款雙發多用途重型運輸直升機，由蘇聯米爾莫斯科直升機工廠（原米里實驗設計局）主持設計、研製的，北約代號為「光暈」（Halo）。
具體參數如下：
機身數據
乘員： 5名：駕駛員2名，理貨員、飛行工程師、飛行技師各1名
載客量： 84名乘客
長度： 40.025 米
旋翼直徑： 32.00 米
高度： 8.145 米
旋翼面積： 804.25 m2
空重： 28,200 千克
載重：20,000 千克
正常起飛重量：49,600 千克
最大起飛重量： 56,000 千克
發動機： 2×2 渦軸發動機，每個 8,500 千瓦（11,399 馬力）

性能
最高速度： 295 km/h （159節, 旋翼轉速每分鍾183轉時）
巡航速度： 255 km/h（137節, 旋翼轉速每分鍾158轉時）
實用升限： 5,500 米

航程
1,920千米（海面國際標准大氣，帶4個副油箱）
800千米（海面國際標准大氣、最大內部燃油）
590千米（海平面，國際標准大氣，最大內燃油，載荷20噸，5%的余油）
500千米（海拔2500米，國際標准大氣+15℃，載荷7.7噸)。
最大懸停高度：有地效2900米，無地效1800米。
油箱容積：1.2萬升
主輪距：7.17米
前主輪距：8.95米
起落架輪胎：前輪900×300毫米，後輪1120×450毫米
貨艙：長12米，寬3.2米，高2.95～3.17米，容積121立方米

米26直升機是蘇聯繼米-6和米-10以後發展的重型運輸直升機，也是當今世界上現役的最重的直升機。該機的機艙內載和艙外外掛質量均可達20噸，與美國C-130運輸機載荷能力相當。該機於1970年代開始研製，1977年12月14日第一架原型機首飛，1981年6月在巴黎航展展出，1985年通過蘇聯國家鑒定，1985年實施量產，1986年出口外銷，售價1020萬美元。「米-26」投產後，有多款改型機種，如：米-26A、米-26T、米-26P及米-26M等。目前，「米-26」系列機型的製造商為俄羅斯羅斯托夫直升機聯合股份公司。
「米-26」直升機除作為軍事用途之外，其民用功能也相當出色，如森林消防、自然災害救援等。2008年5月，中華人民共和國在汶川大地震的救援、搶險中，就是頻繁使用該機調運大型工程設備到震區實施堰塞湖的挖掘、疏浚工程，在預防次生災害方面發揮了重要作用。「米-26」還是聯合國執行維和任務的直升機機種之一。

❷ 渦噴發動機和渦軸發動機結構上有什麼不同

航空渦輪發動機都是靠燃氣推動渦輪葉片使空氣加壓燃燒的，發動機工作原理大致相同，不同的是推力的產生。
渦噴－－－渦輪噴氣發動機－－－利用噴出的燃氣的反作用力
渦扇－－－渦輪風扇發動機－－－利用風扇壓出的空氣
1、 渦輪噴氣發動機（主要用於軍機）：
是一種渦輪發動機。利用渦輪將高溫高壓氣體噴射出去產生推力，特點是完全依賴燃氣流產生推力。通常用作高速飛機的動力。油耗比渦輪風扇發動機高。渦噴高速性能最好，可以超音速，最費油。
2、 渦輪風扇發動機（主要用於干線飛機和軍機）：
渦扇發動機由渦輪噴氣發動機發展而成。與渦輪噴氣比較，主要特點是首級壓縮機的面積大很多，同時被用作為空氣螺旋槳（扇），將部分吸入的空氣通過噴射引擎的外圍向後推。發動機核心部分空氣經過的部分稱為內涵道，僅有風扇空氣經過的核心機外側部分稱為外涵道。渦扇引擎最適合飛行速度400至1,000公里時使用，因此現在多數的飛機引擎都採用渦扇作為動力來源。
渦扇引擎的旁通比（也稱涵道比）是不經過燃燒室的空氣質量，與通過燃燒室的空氣質量的比例。旁通比為零的渦扇引擎即是渦輪噴氣引擎。早期的渦扇引擎和現代戰斗機使用的渦扇引擎旁通比都較低。例如世界上第一款渦扇引擎，勞斯萊斯的Conway，其旁通比只有0.3。現代多數民航機引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的渦輪扇引擎耗油較少，但推力卻與渦輪噴氣引擎相當，且運轉時還寧靜得多。渦扇適合高亞音速。

❸ 四川地震從俄羅斯借的起重直升機是上面型號

米-26.
米-26是前蘇聯米里設計局(現改名為米里莫斯科直升機廠股份公司)研製的雙發多用途重型運輸直升機，北大西洋公約組織給的綽號為「光環」(Halo)。這種直升機是繼米-6和米-10以後發展的重型運輸直升機，也是當今世界上最重的直升機。為開發西伯利亞及北方沼澤和凍土地帶，前蘇聯決定發展一種全天候重型運輸直升機。在70年代初開始方案論證，目標是其裝載能力要達到以前生產直升機的1.5至2倍以上，正式研製工作大約持續了3年，原型機於1977年12月14日首次試飛。1981年6月，米-26的預生產型在34屆法國巴黎航空展覽會上首次公開展出，1982年開始研製軍用型，1983年米-26交付使用，1986年6月開始出口印度。總計製造了約300架。目前仍在生產。
米-26直升機具有極其明顯的軍事用途，這種直升機最大內載和外掛載荷為20噸，相當於美國洛克希德公司C-130「大力士」的載荷能力。米-26直升機主要用於沒有道路和其它地面交通工具不能到達的邊遠地區，為石油鑽井、油田開發和水電站建築工地運送大型設備和人員。米-26往往需要遠離基地到完全沒有地勤和導航保障條件的地區獨立作業，因此，要求直升機必須具備全天候飛行能力。
旋翼系統為傳統的鉸接式旋翼，槳轂是鈦合金製成的，有揮舞鉸和擺振鉸，帶有阻尼器，沒有彈性軸承或軸向鉸。這種旋翼由8片等弦長槳葉組成，是世界採用槳葉片數最多的單旋翼。每片槳葉由一根管狀鋼質槳葉大梁和26個玻璃鋼翼型段件組成。段件內部用翼肋和加強構件加固，中間填以蜂窩填料，前緣有不可拆卸的鈦合金防蝕條。槳葉具有中等程度的扭轉角，槳葉厚度沿展向向槳尖方向變薄，後緣裝有調整片，可在地面上按飛行狀態的需要進行調整。尾槳由5片玻璃鋼制槳葉組成，位於尾梁右側，鈦合金尾槳轂。為適應高寒地區使用，旋翼和尾槳槳葉均裝有電加熱防冰裝置。旋翼轉數為132轉/分。 傳動系統包括V-26風扇冷卻的主傳動系統。主減速器傳動功率為14710千瓦。單發工作時傳動功率8500千瓦。尾傳動軸位於座艙頂。
機身傳統的全金屬鉚接的半硬殼式吊艙尾梁結構。蛤殼式後艙門，備有折疊式裝卸跳板。尾梁下表面平直。為了防火發動機艙用鈦合金製成。垂直尾面向左偏置。尾槳安裝在垂直尾面右側。水平尾面位於垂直尾面與尾梁的交接處。飛行中平尾固定不變，但可在地面上調整，以適應最佳巡航狀態。 著陸裝置 不可收放前三點輪式起落架，每個起落架有兩個輪胎，主起落架輪胎尺寸為1120毫米×450毫米。前輪可操縱，輪胎尺寸為900毫米×300毫米。尾梁末端有可收放的尾橇。尾橇收起時，可自由接近後貨艙門。為了通過後貨艙門和在不同場地上著陸，主起落架可以進行液壓調節。離地時，起落架上的感測器可以通過飛行工程師座位後方的儀錶板顯示出直升機的起飛重量。 動力裝置為兩台7460千瓦D-136渦輪軸發動機並排裝在旋翼軸前駕駛艙上方。為適應嚴寒地區和未經修整的場地上作業，發動機進氣道採用了雙套防冰裝置——電加熱和熱空氣防冰系統。進氣道前裝有粒子分離器，可防止外來物侵襲發動機。發動機兩個進氣道的上方有第三個進氣道，供滑油散熱器冷卻用。發動機裝有功率輸出同步和保持旋翼轉速的恆定系統。如果一台發動機輸出功率衰減，另一台發動機可自動輸出最大功率。米-26共裝有10個油箱，每台發動機的燃油系統獨立，8個油箱在座艙地板下面，兩個匯集油箱在發動機上方，正常情況下用油泵供油，發生故障時，可以靠重力自行輸油。最大標准燃油量為12000升。另外可帶4個輔助油箱。 座艙 駕駛艙內可容納4人空勤組，駕駛員位於左座，副駕駛員和駕駛員並排坐在一起，在兩位駕駛員中間有一折疊座，後面左側是飛行工程師座，右側是領航員座。駕駛艙後設有4個座位的旅客艙。貨艙可裝運兩輛步兵裝甲車和20000千克國際標準的集裝箱。沿貨艙兩壁設有大約20個折疊座椅。軍用型可容納80名全副武裝士兵。用於戰場救護可容納60名躺在擔架上的傷員及4至5名醫護人員。風擋有加溫設備。駕駛艙有四個大型氣泡狀舷窗。前方的一對舷窗可以向外和向後打開。貨艙前面右側，主起落架後的貨艙兩側各有一個可以向下打開的艙門，兼作登機梯。貨艙可通過下面向下打開的艙門(另可當作裝卸跳板)和兩個向上打開的蛤殼艙門(關閉時可形成貨艙的後壁)裝卸貨物。各個艙門均可藉助液壓系統打開和關閉，緊急情況下也可藉助於手搖泵。貨艙頂上導軌裝有兩個電動絞車，每副絞車可沿貨艙吊運2500千克貨物。有能裝載500千克貨物的絞車，地板上有滾輪傳送機和貨物系緊點。
機上裝有兩套壓力為207×105帕的液壓系統。電氣系統包括：28伏的直流電，備有輔助動力裝置。主尾槳葉前緣有電加熱防冰裝置。有駕駛艙增壓裝置。裝有標准晝夜全天候飛行所需的一切設備，包括7A813氣象雷達、地圖顯示器、水平位置指示器和自動懸停系統，並可選裝GPS。綜合飛行導航系統及自動飛行控制系統。閉路電視攝像儀可用來監視貨物裝卸和飛行中的貨物狀態。軍用型還裝有紅外抑制器，紅外干擾發射機，紅外誘餌投放器等。 目前，米-26有如下幾種主要型別： 米-26 軍用運輸型 該型與米-26基本型相似。 米-26A 帶有PNK-90綜合飛控和導航系統，可自動飛近並降落在指定點。 米-26T 基本的民用運輸型，其中又包括消防型，內部燃油箱可用來裝15000升滅火劑，或吊掛17260升水；地質勘探型，可攜帶10000千克的測量設備，在55米～100米高度以180～200千米/小時速度飛行時可飛行3小時以上；雙人駕駛艙的米-26模型於1997年在莫斯科航展上展出。 米-26TS 類似於米-26T，1996年以來用於取西方國家的適航證和開拓國外市場，在西方國家編號為米-26TC。
米-26MS 米-26T的醫療救護型，用於重傷員搶救可安排4名傷員和2名醫生；用於手術搶救可安排1名傷員和3名醫生；用於手術前搶救可安排2名傷員和2名醫生；用於一般救護可安排5副擔架，3個傷員座位和2個醫護人員座位。
米-26P 民用運輸型。可運載63名旅客，4人一排，駕駛艙後有廁所、廚房、衣帽間。
米-26TM 吊車型，在機身下主輪後裝有指揮員吊艙。
米-26TZ 加油機，可裝14040升燃油和1040升潤滑油。
米-26M 正在研製的改進型，主槳葉全部為玻璃鋼，並且採用新的氣動力結構。採用新的D-127渦輪軸發動機，單台功率為10700千瓦。改進了飛行導航系統，並帶有電子飛行儀表系統。實用升限、懸停高度有所增加，吊掛載荷達到22000千克。據報道，已製造了2架原型機，編號為米-27。
俄羅斯陸軍裝備了35架，另外米-26還出口到20多個國家，其中包括印度(10架)，烏克蘭(20架)，秘魯(3架)，哈薩克等國。
1982年2月，米-26創造了5項直升機有效載荷/高度世界紀錄。單價1000～1200萬美元(米-26TS，1996年幣值)。
2006年6月，俄羅斯聯邦工業署副署長，參加"Eurosatori-2006"展覽的俄羅斯代表團代表A.雷巴斯在展會上宣布，法國有意與俄羅斯聯合生產重型運輸直升機，及對重型運輸直升機進行聯合改進。目前，俄方已經與法國國防部和"Eurokopter"公司就聯合改進和聯合生產米-26直升機問題進行了一系列磋商。近期計劃簽署米-26直升機在法國進行展示飛行的合同。雷巴斯指出，俄羅斯方面認為，聯合研製是與歐洲在陸軍武器領域開展軍事技術合作的最重要方向。作為軍事技術合作的另一方向，是與歐洲聯合研製用於支援陸軍的無人駕駛飛行器。俄羅斯的"土星"科學生產聯合體等公司將參與這一計劃的聯合工作，並且已經簽署了為飛機和無人機研製新一代發動機的議定書。
米-26墜毀事故
2002年8月19日下午4時50分，俄羅斯車臣共和國首府格羅茲尼郊外的坎卡拉軍事基地內，兩名在直升機場邊武裝值勤的衛兵聽到了一陣由遠及近的直升機轟鳴聲，有「巨無霸」之稱的米—26直升機龐大的機身隱約可見。這是從印古什共和國軍事基地起飛執行運兵任務的重型直升機。此時天氣晴朗，能見度高，無風，不存在任何降落障礙。米—26開始降低高度，調整飛行姿態，做好了降落准備。就在這時，只見那架直升機突然劇烈晃動起來，最後失去了控制向基地外的地面墜去！
更不幸的是，失去控制的直升機正好跌入了坎卡拉軍事基地外圍的雷區！由於坎卡拉軍事基地是車臣俄軍的指揮中樞，駐車臣俄聯邦武裝部隊司令部、駐車臣俄內務部隊司令部、俄聯邦特警部隊車臣司令部均設在此，所以這里的防衛格外森嚴，除了全副武裝的衛兵、嗅覺靈敏的軍犬和先進的電子偵測裝置外，基地四周密密麻麻的灌木林和蒿草叢已經被工兵們變成一個巨大的雷區。這個雷區寬2000米，方圓8公里，埋設了各種反單兵地雷、餌雷、絆雷近萬枚，不誇張地說，連一隻耗子都休想闖過這片雷區，所以就算車臣武裝分子賊膽再大，也始終未能闖入坎卡拉軍事基地半步，雷區構成了車臣俄軍官兵的安全天堂。
然而，天堂轉眼間成了地獄，基地的救援人員眼睜睜地看著數百米外的滿地的殘骸和呼救連天的戰友束手無策，因為不知道都哪些地方埋地雷了，再加上失事現場濃煙滾滾，所以官兵們根本不敢貿然強闖雷場。基地的工兵和彈葯專家被火速傳到現場，以最快的速度清理出一條通道，救援人員這才得以將倖免於難的戰友從熊熊燃燒的直升機殘骸中拉出，並立即送往基地醫院搶救，基地醫院的部分軍醫也被緊急抽調到現場，對一些重傷員進行現場急救。
由於現場一片混亂，所以究竟有多少官兵遭此不幸說法不一。俄羅斯副總檢察長謝爾蓋•弗雷汀斯基在接受俄國際文傳電訊社記者采訪時透露了他所掌握的情況，「從事故現場接到的報告稱，有數十名官兵死亡或者受傷，但由於失事的現場在數小時之後仍濃煙滾滾，因此我們還搞不清楚到底有多少官兵傷亡。」車臣俄軍副司令鮑里斯•波多普戈拉上校在接受俄國家電視台記者采訪時透露，墜落的直升機上有132名官兵，但他沒有透露傷亡的情況，只是表示：「目前基地醫院所有的人員都已經趕到事發現場……救援工作是在極其困難的情況下進行的。」
據俄羅斯ORT國家電視台報道說，這是俄軍歷史上最慘重的軍事空難。
米-26是米里莫斯科直升機廠(原米里實驗設計局)研製的多用途重型直升機，綽號「光環」，是當今世界上最重的直升機。該機主要用於軍事運輸，其運載能力相當於美國C-130運輸機的運輸能力。從20世紀70年代開始研製，1977年12月第一架原型機首飛，1981年在巴黎航展上首次展出。
米-26的旋翼為八片矩形槳葉，尾槳為五片槳葉，起落架為不可收放的前三點式。它的動力裝置是兩台烏克蘭扎波羅日「進步」機器製造設計局的D-136渦輪發動機，單台功率為7460千瓦。米-26的空重為28200公斤，最大起飛重量56000公斤。它的最大平飛速度295千米/小時，正常巡航速度255千米/小時，實用升限4600米，懸停高度1000—1800米，航程800公里。目前俄軍共有300架米-26直升機，據稱它可以運送20噸貨物或80名全副武裝的士兵。
俄羅斯國防部發言人尼古拉•傑里亞賓在接受媒體采訪時表示，事發當時米-26駕駛員報告說一隻引擎起火，請求緊急迫降，在迫降過程中，直升機跌入雷區，因此才釀成了傷亡如此慘重的災難；車臣俄軍副司令波多普戈拉上校還解釋說，這起事件發生的原因可能系超載所致，因為米-26重型直升機設計載客最多是80名全副武裝的士兵，但實際上這次運載的官兵多達132人，所以遠遠超過了核定的運載量。不過，令人費解的是，波多普戈拉上校沒有解釋為什麼明知米-26的設計載量是80人，可從鄰近的印古什共和國摩茲多克軍事基地起飛時硬是擠上了132人。
俄車臣非法武裝自然不會放過這么一個表白的好時機，他們立即在專門的網站上貼出一張米-26直升機烈火熊熊的照片，同時附了一份書面聲明，「拜託『針』式地空導彈的神力，我們一舉擊落了一架米-26重型直升機。這是反抗『佔領軍』的重大勝利！」這個網站還繪聲繪色地說，執行此次襲擊行動的是一個獵殺伏擊小組。該小組一直在格羅茲尼地區偵察跟蹤俄軍直升機的行動，等摸清車臣俄軍司令部直升機的行動規律後，他們潛入坎卡拉漢軍事基地雷區外圍密林中，等滿載俄情報部隊官兵的重型直升機剛准備降落，他們就發射了攜帶型地空導彈，結果一舉中的，給俄軍一次不小的打擊。
駐喬治亞的車臣非法武裝代表阿爾達莫夫在接受路透社記者電話采訪時頗為得意地說：「大約有118名俄軍官兵被我們消滅。」這一消息與國際文傳電訊社從俄軍內部獲得的消息不謀而合。國際文傳電訊社此前曾獲得消息說：「直升機似乎是被一枚『針』式地空導彈擊落的。」還有兩名俄軍士兵報告說，就在直升機墜落前，他們看到有地面炮火向直升機射擊。
聞訊後的普京立即要求有關方面隨時向其通報這一事件的最新發展情況，並在接受俄國家RTR電視台采訪時表示：「我要求能隨時掌握有關這起事件的最新情況。我們將徹底調查這起災難，並盡快向車臣派出一個專門的調查委員會。」
外形尺寸
旋翼直徑32.00m
尾槳直徑7.61m
機長(旋翼和尾槳轉動)40.03m
機身長(尾槳除外)35.91m
機高(到旋翼槳轂頂部)8.15m
機高(尾槳旋轉) 11.60m
水平尾翼翼展6.02m
主輪距 7.17m
前主輪距8.95m
內部尺寸
貨艙
長度(裝卸跳板放下)15.00m
(不包括跳板) 12.00m
寬度 3.20m
高度 2.95～3.17m
容積 121.0m3
面積
旋翼槳盤804.25m2
尾槳槳盤45.48m2
重量及載荷
空重28600kg
最大有效載荷(內部或外部)20000kg
正常起飛重量49600kg
最大起飛重量56000kg
最大槳盤載荷0.68kN/m2
最大功率載荷3.81kg/kw
性能數據(A：米-26；B：米-26M)
最大平飛速度 A 295km/h
正常巡航速度 A 255km/h
實用升限
A 4600m
B 5900m
懸停高度(有地效)
A(國際標准大氣，載荷5100kg) 1000m
B(國際標准大氣+15℃，載荷12300kg) 1000m
懸停高度(無地效、標准大氣)
A 1520m
B 2800m
航程
A(2500m高度，國際標准大氣+15℃，載荷7700kg)500km
B(2500m高度，國際標准大氣+15℃，載荷13700kg) 500km
A(海平面，國際標准大氣，最大內燃油，最大起飛重量下，5%的余油) 590km
A(海平面，國際標准大氣，帶4個副油箱) 1920km

國內應用：
2008年5月26日上午11：05，一架紅色米-26直升機吊裝了一台重約13.2噸的重型挖掘機前往唐家山堰塞湖壩體。
2008年5月25日15時50分許，由俄羅斯支援中國四川搶險救災的一架米-26重型運輸直升機飛抵四川德陽市廣漢機場，將執行吊運大型機械設備的任務。
2008年5月29日，四川汶川大地震之後形成的最危險的堰塞湖——唐家山堰塞湖搶險取得階段性勝利。在岷江主汛期到來之前，為確保天府之國的平安將立下汗馬功勞。同時，也凸顯國內對大型直升機的缺乏。

❹ 世界上最大的直升機

前蘇聯在上世紀60年代製造的迄今為止最大的直升飛機
Mil
V-12。
Mil
V-12是一架不尋常的測版試直升機，兩翼權分別帶有一個螺旋槳，每個直徑達到35m，當它們旋轉起來，螺旋槳可觸碰的死亡地帶長達67m，這個寬度超過了波音747。它的最大起飛重量達到105噸。是個不折不扣的怪物。它的各項超級參數都被寫進了國際航空協會的記錄和吉尼斯世界紀錄的書中。
而且世界上只生產過2架
V-12，因為它的身軀過於龐大，機動性很差，且操作不便，所以沒有量產。目前，這兩架的其中一架陳列在俄羅斯的
Monino
航空博物館，另一架據說停在莫斯科的
Mil
工廠內。

❺ 我國在渦軸發動機的發展上做出了哪些貢獻

渦扇氣流通道有兩個：內涵和外涵。內涵要經過風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪和噴口；外涵直接通過風扇後排出。如果是帶加力的發動機（如F-22等軍用飛機的的發動機：F-119等）那外涵氣流還要經過加里燃燒室。現在民航幾乎沒有使用渦噴的（亞音速是經濟性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不帶加力的渦扇發動機。
渦噴氣流通道只有一個。高速的時候效率較高。但是，十分廢油。現在連戰斗機都很少用純渦噴的。早期的噴氣發動機渦噴居多。如 707 用的 JT3D 就是渦噴發動機。
與渦噴發動機相比，渦扇發動機熱效率高，油耗低，因而能夠獲得較大的推重比。這些是渦噴發動機無論如何都難以達到的。其實渦噴發動機和渦扇發動機的核心機是基本相同的，所不同的是渦扇發動機是在渦噴發動機的基礎上增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一排或幾排風扇，風扇後的氣流一部分進入壓氣機（內涵道），燃燒後從噴口噴出，另一部分則不經過燃燒，而通過外涵道直接排到空氣中。所以，渦扇發動機的推力是風扇抗力和噴口推力的總和 渦軸發動機的主要機件
與一般航空噴氣發動機一樣，渦軸發動機也有進氣裝置、壓氣機、燃燒室、渦輪及排氣 裝置等五大機件。
進氣裝置
由於直升機飛行速度不大，一般最大平飛速度在350km/h以下，故進氣裝置的內流進氣道採用收斂形，以便氣流在收斂形進氣道內作加速流動，以改善氣流流場的不均勻性。進氣裝置進口唇邊呈圓滑流線，適合亞音速流線要求，以避免氣流在進口處突然方向折轉，引起氣流分離，為壓氣機穩定工作創造一個好的進氣環境。 有的渦軸發動機將粒子分離器與進氣道設計成一體，構成「多功能進氣道」，以防止砂粒進入發動機內部磨損機件或者影響發動機穩定工作，這種多功能進氣道利用慣性力場，使含有砂粒的空氣沿著一定幾何形狀的通道流動。由於砂粒質量較空氣大，在彎道處使砂粒獲得較大的慣性力，砂粒便聚集在一起並與空氣分離，排出機外。渦扇發動機和渦噴發動機區別在於-渦扇發動機具有兩個函道,既內函道和外函道.其中內函道噴出的是燃氣,外函道噴出的是空氣,是經風扇(風扇與渦輪機是同一根軸)壓縮後的高速壓縮空氣.而渦噴發動機只有一個函道,噴出的只是燃氣.至於哪種發動機好,應該說渦扇發動機是渦噴發動機的換代產品,機械效率更高,經濟性能更好.

❻ 渦扇發動機和渦軸發動機有什麼區別

渦扇氣流通道有兩個：內涵和外涵。內涵要經過風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪和噴口；外涵直接通過風扇後排出。如果是帶加力的發動機（如F-22等軍用飛機的的發動機：F-119等）那外涵氣流還要經過加里燃燒室。現在民航幾乎沒有使用渦噴的（亞音速是經濟性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不帶加力的渦扇發動機。
渦噴氣流通道只有一個。高速的時候效率較高。但是，十分廢油。現在連戰斗機都很少用純渦噴的。早期的噴氣發動機渦噴居多。如 707 用的 JT3D 就是渦噴發動機。

與渦噴發動機相比，渦扇發動機熱效率高，油耗低，因而能夠獲得較大的推重比。這些是渦噴發動機無論如何都難以達到的。其實渦噴發動機和渦扇發動機的核心機是基本相同的，所不同的是渦扇發動機是在渦噴發動機的基礎上增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一排或幾排風扇，風扇後的氣流一部分進入壓氣機（內涵道），燃燒後從噴口噴出，另一部分則不經過燃燒，而通過外涵道直接排到空氣中。所以，渦扇發動機的推力是風扇抗力和噴口推力的總和 渦軸發動機的主要機件
與一般航空噴氣發動機一樣，渦軸發動機也有進氣裝置、壓氣機、燃燒室、渦輪及排氣 裝置等五大機件。
進氣裝置
由於直升機飛行速度不大，一般最大平飛速度在350km/h以下，故進氣裝置的內流進氣道採用收斂形，以便氣流在收斂形進氣道內作加速流動，以改善氣流流場的不均勻性。進氣裝置進口唇邊呈圓滑流線，適合亞音速流線要求，以避免氣流在進口處突然方向折轉，引起氣流分離，為壓氣機穩定工作創造一個好的進氣環境。 有的渦軸發動機將粒子分離器與進氣道設計成一體，構成「多功能進氣道」，以防止砂粒進入發動機內部磨損機件或者影響發動機穩定工作，這種多功能進氣道利用慣性力場，使含有砂粒的空氣沿著一定幾何形狀的通道流動。由於砂粒質量較空氣大，在彎道處使砂粒獲得較大的慣性力，砂粒便聚集在一起並與空氣分離，排出機外。渦扇發動機和渦噴發動機區別在於-渦扇發動機具有兩個函道,既內函道和外函道.其中內函道噴出的是燃氣,外函道噴出的是空氣,是經風扇(風扇與渦輪機是同一根軸)壓縮後的高速壓縮空氣.而渦噴發動機只有一個函道,噴出的只是燃氣.至於哪種發動機好,應該說渦扇發動機是渦噴發動機的換代產品,機械效率更高,經濟性能更好.

❼ 渦輪軸發動機和渦漿發動機有什麼區別

渦輪噴氣發動機
歷史
渦輪噴氣發動機是一種渦輪發動機。特點是完全依賴燃氣流產生推力。通常用作高速飛機的動力。油耗比渦輪風扇發動機高。渦噴發動機分為離心式與軸流式兩種，離心式由英國人弗蘭克·惠特爾爵士於1930年取得發明專利，但是直到1941年裝有這種發動機的飛機才第一次上天，沒有參加第二次世界大戰，軸流式誕生在德國，並且作為第一種實用的噴氣式戰斗機Me-262的動力參加了1945年末的戰斗。相比起離心式渦噴發動機，軸流式具有橫截面小，壓縮比高的優點，當今的渦噴發動機均為軸流式
2 回復：渦輪噴氣發動機
結構
進氣道
軸流式渦噴發動機的主要結構如圖，空氣首先進入進氣道，因為飛機飛行的狀態是變化的，進氣道需要保證空氣最後能順利的進入下一結構：壓氣機(compressor，或壓縮機)。進氣道的主要作用就是將空氣在進入壓氣機之前調整到發動機能正常運轉的狀態。在超音速飛行時，機頭與進氣道口都會產生激波(shockwave，又稱震波)，空氣經過激波壓力會升高，因此進氣道能起到一定的預壓縮作用，但是激波位置不適當將造成局部壓力的不均勻，甚至有可能損壞壓氣機。所以一般超音速飛機的進氣道口都有一個激波調節錐，根據空速的情況調節激波的位置。
兩側進氣或機腹進氣的飛機由於進氣道緊貼機身，會受到機身附面層(boundary layer，或邊界層)的影響，還會附帶一個附面層調節裝置。所謂附面層是指緊貼機身表面流動的一層空氣，其流速遠低於周圍空氣，但其靜壓比周圍高，形成壓力梯度。因為其能量低，不適於進入發動機而需要排除。當飛機有一定迎角(angle of attack，AOA，或稱攻角)時由於壓力梯度的變化，在壓力梯度加大的部分（如背風面）將發生附面層分離的現象，即本來緊貼機身的附面層在某一點突然脫離，形成湍流。湍流是相對層流來說的，簡單說就是運動不規則的流體，嚴格的說所有的流動都是湍流。湍流的發生機理、過程的模型化現在都不太清楚。但是不是說湍流不好，在發動機中很多地方例如在燃燒過程就要充分利用湍流。
壓氣機
壓氣機由定子(stator)頁片與轉子(rotor)頁片交錯組成，一對定子頁片與轉子頁片稱為一級，定子固定在發動機框架上，轉子由轉子軸與渦輪相連。現役渦噴發動機一般為8－12級壓氣機。級數越多越往後壓力越大，當戰斗機突然做高g機動時，流入壓氣機前級的空氣壓力驟降，而後級壓力很高，此時會出現後級高壓空氣反向膨脹，發動機工作極不穩定的狀況，工程上稱為「喘振」，這是發動機最致命的事故，很有可能造成停車甚至結構毀壞。防止「喘振」發生有幾種辦法。經驗表明喘振多發生在壓氣機的5，6級間，在次區間設置放氣環，以使壓力出現異常時及時泄壓可避免喘振的發生。或者將轉子軸做成兩層同心空筒，分別連接前級低壓壓氣機與渦輪，後級高壓壓氣機與另一組渦輪，兩套轉子組互相獨立，在壓力異常時自動調節轉速，也可避免喘振。
燃燒室與渦輪
空氣經過壓氣機壓縮後進入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；緊接著流過渦輪，推動渦輪高速轉動。因為渦輪與壓氣機轉子連在一根軸上，所以壓氣機與渦輪的轉速是一樣的。最後高溫高速燃氣經過噴管噴出，以反作用力提供動力。燃燒室最初形式是幾個圍繞轉子軸環狀並列的圓筒小燃燒室，每個筒都不是密封的，而是在適當的地方開有孔，所以整個燃燒室是連通的，後來發展到環形燃燒室，結構緊湊，但是整個流體環境不如筒狀燃燒室，還有結合二者優點的組合型燃燒室。
渦輪始終工作在極端條件下，對其材料、製造工藝有著極其苛刻的要求。目前多採用粉末冶金的空心頁片，整體鑄造，即所有頁片與頁盤一次鑄造成型。相比起早期每個頁片與頁盤都分體鑄造，再用榫接起來，省去了大量接頭的質量。製造材料多為耐高溫合金材料，中空頁片可以通以冷空氣以降溫。而為第四代戰機研製的新型發動機將配備高溫性能更加出眾的陶瓷粉末冶金的頁片。這些手段都是為了提高渦噴發動機最重要的參數之一：渦輪前溫度。高渦前溫度意味著高效率，高功率。
噴管及加力燃燒室
噴管(nozzle，或稱噴嘴)的形狀結構決定了最終排除的氣流的狀態，早期的低速發動機採用單純收斂型噴管，以達到增速的目的。根據牛頓第三定律，燃氣噴出速度越大，飛機將獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因為最終氣流速度會達到音速，這時出現激波阻止氣體速度的增加。而採用收斂－擴張噴管（也稱為拉瓦爾噴管）能獲得超音速的噴氣流。飛機的機動性來主要源於翼面提供的空氣動力，而當機動性要求很高時可直接利用噴氣流的推力。在噴管口加裝燃氣舵面或直接採用可偏轉噴管（也稱為推力矢量噴管，或向量推力噴嘴）是歷史上兩種方案，其中後者已經進入實際應用階段。著名的俄羅斯Su-30、Su-37戰機的高超機動性就得益於留里卡設計局的AL-31推力矢量發動機。燃氣舵面的代表是美國的X－31技術驗證機。
在經過渦輪後的高溫燃氣中仍然含有部分未來得及消耗的氧氣，在這樣的燃氣中繼續注入煤油仍然能夠燃燒，產生額外的推力。所以某些高性能戰機的發動機在渦輪後增加了一個加力燃燒室(afterburner，或後燃器)，以達到在短時間里大幅度提高發動機推力的目的。一般而言加力燃燒能在短時間里將最大推力提高50％，但是油耗驚人，一般僅用於起飛或應付激烈的空中纏斗，不可能用於長時間的超音速巡航。
3 回復：渦輪噴氣發動機
使用情況
渦噴發動機適合航行的范圍很廣，從低空低亞音速到高空超音速飛機都廣泛應用。前蘇聯的傳奇戰斗機米格-25高空超音速戰機即採用留里卡設計局的渦噴發動機作為動力，曾經創下3.3馬赫的戰斗機速度紀錄與37250米的升限紀錄。（這個紀錄在一段時間內不太可能被打破的）
與渦輪風扇發動機相比，渦噴發動機燃油經濟性要差一些，但是高速性能要優於渦扇，特別是高空高速性能。
基本參數
推力重量比：Thrust to weight ratio，代表發動機推力與發動機本身重量之比值，愈大者性能愈好。
壓氣機級數：代表壓縮機的壓縮葉片有幾級，通常級數愈大者壓縮比愈大。
渦輪級數：代表渦輪機的渦輪葉片有幾級。
壓縮比：進氣被壓縮機壓縮後的壓力，與壓縮前的壓力之比值，通常愈大者性能愈好。
海平面最大凈推力：發動機在海平面高度及條件，與外界空氣的速度差(空速)為零時，全速運轉所產生的推力，被使用的單位包括kN(千牛頓)、kg(公斤)、lb(磅)等。
單位推力小時耗油率：又稱比推力(specific thrust)，耗油率與推力之比，公制單位為kg/N-h，愈小者愈省油。
渦輪前溫度：燃燒後之高溫高壓氣流進入渦輪機之前的溫度，通常愈大者性能愈好。
燃氣出口溫度：廢氣離開渦輪機排出時的溫度。
平均故障時間：每具發動機發生兩次故障的間隔時間之總平均，愈長者愈不易故障，通常維護成本也愈低。
渦輪風扇發動機 turbofan engine
由噴管排出燃氣和風扇排出空氣共同產生反作用推力的燃氣渦輪發動機。渦輪風扇發動機由風扇、壓氣機、燃燒室、驅動壓氣機的高壓渦輪、驅動風扇的低壓渦輪和排氣系統組成。其中壓氣機、燃燒室和高壓渦輪三部分統稱為核心機,由核心機排出的燃氣中的可用能量,一部分傳給低壓渦輪用以驅動風扇，餘下的部分在噴管中用於加速排出的燃氣。風扇轉子實際上是 1級或幾級葉片較長的壓氣機，空氣流過風扇後，一部分流入核心機稱為內涵氣流由噴管高速排出產生推力，另一部分圍繞核心機的外圍流過，稱為外涵氣流，也產生推力。這種有內外二個涵道的渦輪風扇發動機又稱為內外涵發動機。流經外涵和內涵的空氣流量之比稱為涵道比或流量比。涵道比對渦輪風扇發動機性能影響較大,涵道比大,耗油率低，但發動機的迎風面積大；涵道比較小時，迎風面積小，但耗油率大。內外涵兩股氣流分開排入大氣的稱為分排式渦輪風扇發動機。內外涵兩股氣流在內涵渦輪後的混合器中相互滲混後通過同一噴管排入大氣的，稱為混排式渦輪風扇發動機。渦輪風扇發動機也可安裝加力燃燒室，成為加力渦輪風扇發動機。在分排式渦輪風扇發動機上的加力燃燒室可以分別安裝在內涵渦輪後或外涵通道內，在混排式渦輪風扇發動機上則可裝在混合器後面。
核心機相同時，渦輪風扇發動機的工質(工作介質)流量介於渦輪噴氣發動機和渦輪螺旋槳發動機之間。渦輪噴氣發動機比渦輪風扇發動機的工質流量大、噴射速度低、推進效率高、耗油率低、推力大。50年代發展的第一代渦輪風扇發動機，其涵道比、壓氣機增壓比和燃氣溫度都較低，耗油率比渦輪噴氣發動機僅低25％左右，大約為 0.06～ 0.07公斤/牛·時（0.6～0.7公斤/公斤力·時）。60年代末、70年代初發展了高涵道比(5～8)、高增壓比(25～30)和高燃氣溫度 (1600～1750K)的第二代渦輪風扇發動機,耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·時（0.3～0.4公斤/公斤力·時）,推力則高達200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比渦輪風扇發動機的雜訊低，排氣污染小，多用作大型客機的動力裝置，這種客機在11公里高度的巡航速度可達950公里/時。但這種高涵道比的渦輪風扇發動機的排氣噴射速度低，迎風面積大，不宜用於超音速飛機上。
有些殲擊機使用了小涵道比、帶加力燃燒室的渦輪風扇發動機，在亞音速飛行時不使用加力燃燒室，耗油率和排氣溫度都比渦輪噴氣發動機低，因而紅外輻射強度較弱,不易被紅外製導的導彈擊中。使用加力作2倍以上音速的飛行時，產生的推力可超過加力渦輪噴氣發動機，地面標准大氣條件下的推重比已達8左右。有些殲擊機使用了小涵道比、帶加力燃燒室的渦輪風扇發動機，在亞音速飛行時不使用加力燃燒室，耗油率和排氣溫度都比渦輪噴氣發動機低，因而紅外輻射強度較弱,不易被紅外製導的導彈擊中。使用加力作2倍以上音速的飛行時，產生的推力可超過加力渦輪噴氣發動機，地面標准大氣條件下的推重比已達8左右。

飛機速度低於大約450英里/小時(724公里/小時)時，純噴氣發動機的效率低於螺旋槳型發動機的效率，因為它的推進效率在很大程度上取決於它的飛行速度；因而，純渦輪噴氣發動機最適合較高的飛行速度。然而，由於螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英里/小時(563公里/小時)以上時螺旋槳效率迅速降低。這些特性使得一些中等速度飛行的飛機不用純渦輪噴氣裝置而採用螺旋槳和燃氣渦輪發動機的組合 -- 渦輪螺旋槳式發動機。
渦軸發動機定義與概念：
航空渦輪軸發動機是一種以空氣為作功工質的燃氣渦輪發動機。它主要是靠輸出功率帶動負載工作的燃氣渦輪發動機，能將動力渦輪有效功率的絕大部分（95%以上）通過輸出軸帶動負載。渦槳發動機是用燃氣渦輪帶動螺旋槳的燃氣渦輪發動機。渦軸/渦槳發動機與大型渦噴/渦扇發動機的氣動熱力循環原理基本相同，雖可藉助大型燃氣渦輪發動機研製所取得的技術成果和經驗，但由於渦軸/渦槳發動機屬於小型燃氣渦輪發動機類，因而在氣動和結構上均有其獨特之處：
(1) 小流量、小通道引起的"尺寸效應"對壓氣機、渦輪性能及冷卻等產生不利影響；
(2) 轉速高--高轉速給臨界共振、高速軸承、軸系、支承、葉片盤的疲勞強度等方面都帶來一系列新的問題；
(3) 流動復雜--小渦輪葉片短葉型使得流動轉折加大，三維特性及粘性影響突出；
(4) 冷效差--小渦輪葉片短而薄，相對外表面積大，而內部冷卻孔型很難布置，且冷氣流程短，因而冷卻效果隨尺寸減小而降低；
(5) 需要進氣防護裝置(粒子分離器)。
渦軸發動機的優點是：
功重比大（500-600kW級的發動機，幾乎比活塞發動機高2倍）；發動機維修簡單（特別在低溫下不需加溫起動）；振動小（無往復運動件、發動機轉子平衡精度高）；較小的最大截面改善了直升機的氣動力性能。所以，從50年代開始渦軸發動機逐步取代活塞式發動機，成為直升機的主要動力裝置。當然它也有缺點：動力渦輪轉速高，傳動旋翼減速比大，造成減速器大而復雜；燃料消耗率一般較活塞式略高；周圍介質（空氣中的粉塵、濕度、溫度）對其工作的影響較大；還有小尺寸的渦軸發動機生產難度大等。隨著40多年不斷的研究發展、更新換代，現代渦軸發動機具有以下特點：
(1) 性能先進：起飛耗油率0.267-0.358kg/(kW/h)；功重比4-8kW/daN；
(2) 經濟性好：巡航工作狀態的耗油率可達0.299-0.367kg/(kW/h)，維護費用低、壽命長（單元體壽命3000-5000h）；
(3) 可靠性高：發動機提前更換率低、平均故障間隔時間長、性能衰減率低；
(4) 有技術發展潛力：具有良好的功率覆蓋面和改型的可能性；
(5) 環境適用性強：武裝直升機動力的防砂能力（一般具有粒子分離器）、紅外抑制能力、抗作戰損傷和防墜毀能力都比較強。
自1953年羅&羅公司達特發動機投入使用以來，渦槳發動機成為當時民用與軍用運輸機的一種重要的動力裝置。最大的是前蘇聯的HK12MB，起飛功率達11000kW。渦槳發動機與活塞式發動機相比，可靠性高，重量輕，而燃油經濟性又比早期的純噴氣發動機低得多。由於60年代渦扇發動機的出現，渦槳發動機逐步退出大型運輸機領域，但在中小型飛機領域仍有廣泛應用。
國外概況：
渦軸發動機從1953年萊康明公司研製的第一台生產型發動機T53到今天，已有三代投入使用，第四代正在研製之中。第一代指50年代投產的，第二代指60年代投產的，第三代指70年代末、80年代初投產的，第四代指90年代末或21世紀初投入使用的渦軸發動機。
國外渦軸發動機經過40多年的發展，技術水平有了很大提高：
(1) 耗油率降低。第四代渦軸發動機，如美國的T800和西歐的MTR390，其耗油率與第三代渦軸發動機中相同功率級別的"寶石"發動機相比，耗油率降低8%左右，達到0.273kg/(kW/h)。
(2) 單位功率增加。由於第三代和第四代渦軸發動機的功率級別不甚相同，因此，採用單位功率作為衡量渦軸發動機的性能指標是最佳方案。40多年來，單位功率一直是穩步提高的。例如，美國50年代的產品，T58發動機的單位功率為166kW/(kg/s)；第二代產品，T64渦軸發動機的單位功率為197kW/(kg/s)；第三代的T700發動機的單位功率為267 kW/(kg/s)；而第四代的T800發動機的單位功率達到300 kW/(kg/s)，比第一代產品提高81%，比第二代提高52.3%，比第三代提高12.4%。
(3) 壽命期費用降低。壽命期費用是全面衡量一種新發動機的經濟指標。新的第三代比起其先輩來壽命期費用大大減少，如T700比T58的壽命期費用降低32%。其費用的降低主要來自單元體結構設計和耗油率的減少。
(4) 第四代渦軸發動機普遍具有10-20%的功率儲備。在發動機輪廓尺寸不變的情況下，可通過增加流量和渦輪進口溫度，或者適當加大尺寸，即在壓氣機前加零級壓氣機，以提高功率。
(5) 採用整體式粒子分離器，提高軍用動力的防砂能力。
(6) 壓氣機均為雙級離心式，轉子穩定性好，零件數量少，便於維修，耐腐蝕，抗外物損傷能力強。
(7) 採用迴流環形燃燒室和氣動霧化噴嘴。
(8) 首次在功率小於1000kW的發動機上採用氣冷渦輪靜子和轉子葉片，使渦輪進口溫度提高到1420K。
進入21世紀後，渦軸發動機將沿兩個方向發展：一是繼續提高渦軸發動機循環參數和部件效率，研製性能更好的發動機，二是發展高速旋翼推進技術。下世紀初，渦軸發動機壓比將達16-26，渦輪前溫度將達1500-1920K。這種發動機有可能仍用3級軸流加1級離心式壓氣機，總壓比達18。燃燒室火焰筒為多層冷卻結構。渦輪有可能採用有復雜冷卻通道的徑向內流式。目前，美國艾利遜公司研製的高速傾轉旋翼機T406，其最大速度已達600km/h。下一步要實現的最大速度達800km/h以上，主要有傾轉旋翼、折疊式旋翼和旋翼-機翼幾種方案。
到目前為止，在民用支線動力方面，國外已經成功地研製和使用兩代渦槳發動機。第三代正在研製之中。第一代是指70年代以前投產的，主要有達特、PT6A和TPE331這三種渦槳發動機。功率范圍500-1500kW，耗油率0.35-0.40kg/(kW/h)，翻修壽命8000-14000h，主要用於12-60座的支線飛機。第二代是指70年代末投產的，主要有PW100、CT7和TPE331-14/15，壓比11-17，渦輪前溫度1273-1533K，單位功率達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是艾利遜公司為競爭下一代高速支線飛機、在T406基礎上研製的功率為4474kW的渦槳發動機。該發動機的主要特點是具有足夠的發展潛力，如在改進高壓渦輪的情況下，功率可提高到5880kW；海平面靜態標准狀態下的功率不會因熱天與高空而降低；爬升功率高，可縮短飛機爬升時間。TPF351-20是美國加雷特公司為20-39座支線飛機研製的、功率為1566kW的推進式渦槳發動機，與該公司早期發動機相比，由於增大了尺寸和採用改進的壓氣機，其耗油率降低25%、功重比提高53%。TPF351-20為單元體設計，採用許多成熟技術，如F109渦輪發動機的壓氣機技術（目前正在研製新的壓氣機可使功率提高25%，達1870kW）、TPE331-14的燃燒室與燃氣發生器渦輪技術。
目前，國外許多小型渦輪發動機生產廠家為了降低研製成本、減少維護費用，都在努力採用成熟的研製和使用經驗，研製渦軸、渦槳和渦扇發動機的"通用核心機"技術，即在一種成熟的渦軸發動機的基礎上，研製相應的渦槳和渦扇發動機。如美國艾利遜公司的AE2100渦槳發動機就是以該公司生產的T406渦軸發動機的"通用核心機"為基礎研製的，大大降低研製風險和研製成本。這已成為國外研製小型燃氣渦輪發動機的普遍發展趨勢。另外，國外渦軸/渦槳發動機的研製、生產都有單獨的計劃、由專門的生產廠商或專門的小型燃氣渦輪發動機分部完成，並且有獨立於大型燃氣渦輪發動機的試驗設備和生產設備。
渦軸/渦槳發動機關鍵技術
（1）組合壓氣機
渦軸/渦槳發動機要求壓氣機具有高的總增壓比，以獲得高的熱效率和單位功率。隨著增壓比的不斷提高，壓氣機的結構形式也由最初的純軸流式轉變成目前大量採用的若干級軸流加一級離心的組合式壓氣機。其主要是因為對於高增壓比的小渦軸/渦槳發動機來說，軸流壓氣機級數的增加使得壓氣機後幾級的"尺寸效應"愈加明顯，氣流損失增大，氣動性能顯著下降；而且多級軸流壓氣機的轉子跨度大，也會帶來轉子動力學上的困難。由於離心壓氣機的轉子結構剛性更好、抗外物能力更強，尺寸效應對離心壓氣機的影響不大，因此用它來取代後面的軸流壓氣機是有利的。在極小尺寸情況下，有必要全部採用離心壓氣機系統。
（2）燃燒室
渦軸發動機發展到第三代和第四代，燃燒室多採用迴流環形燃燒室。隨著渦軸發動機性能的不斷提高，要求燃燒室的進口溫度和通過燃燒室的溫升相應提高。由於熱燃氣溫度正在接近渦輪材料的溫度極限點，保持均勻燃燒顯得尤為重要。這就需要採用具有大調節比系數的新型燃油噴嘴，以得到均勻的周向和徑向溫度分布系數。而更高的燃燒溫度和更大的高壓熱輻射將使燃燒室火焰筒承受更大的熱載荷，同時，由於更多的氣流用於燃燒，導致用於冷卻的氣流減少，而且進口氣流溫度的升高降低了冷卻氣流的吸熱能力，這都使得傳統的火焰筒冷卻技術不再有效，改進火焰筒的冷卻和研究更耐熱的材料已經勢在必行。近年來，國外已經把研究新型噴嘴和改進火焰筒的冷卻作為提高小型燃氣渦輪發動機燃燒室性能的研究重點。另外這里還介紹一種新型燃燒室發展方向，即利用頭部波轉子取代傳統意義上的燃燒室。
（3）渦輪
提高渦軸發動機渦輪進口溫度的方法主要有以下兩種：一是尋求耐高溫材料；二是採用渦輪冷卻技術。在採用新材料方面，目前，單晶材料已廣泛使用，下一步工作是研究防氧化與腐蝕的金屬和陶瓷塗層。在採用冷卻技術方面，目前代表渦軸發動機最高水平的第四代渦軸發動機T800-LHT-800和MTR390，其燃氣發生器渦輪分別採用了2級氣冷單晶葉片和單級跨音速氣冷葉片。由此可以看出，在大功率渦軸發動機如(T700和RTM322)上應用的氣冷渦輪葉片已開始應用於中等功率的渦軸發動機渦輪設計上，使渦輪進口溫度提高到1480K以上。但由於渦軸發動機發出的功率相對較小，所需空氣流量小，而其進口氣流軸向速度與大型發動機相差不大，所以流道截面積相應較小，導致動靜葉片長度短。這就給渦輪使用氣冷葉片帶來了一定難度。目前，國外正在進行徑向氣冷渦輪的預研。與軸流渦輪相比，徑向渦輪的冷卻氣流量和泄露量較小，效率高，且尺寸適合小型燃氣渦輪發動機。
（4）高速轉子動力學
對於轉子軸系同心、功率輸出軸前出的渦軸發動機，其功率渦輪軸必然穿過燃氣發生器轉子內腔伸到發動機前面，所以功率渦輪軸支承間跨度長，軸徑小。早期的渦輪軸發動機(如T53發動機)增壓比較小，轉速較低，其功率渦輪軸仍在亞臨界狀態工作，而現代高轉速增壓比的中、小渦輪軸發動機，其轉子軸系的工作轉速很可能接近臨界轉速或在臨界轉速之上，有的甚至過三階臨界轉速。在發動機轉速很高的情況下要求轉子振幅小，就使得轉子動力學問題十分棘手，往往不得不採用超臨界轉子支承系統，使轉子支承系統在以支承振動為主的剛體振型各階臨界轉速以上以及轉子軸線實質性彎曲變形的臨界轉速以下平穩地工作。轉子支承方案的合理選擇、轉子軸向尺寸的嚴格控制、彈性支承與阻尼器的正確採用以及材料的合理選用等都直接影響轉子支承系統的動力學特性。
（5）粒子分離器
由於直升機經常在起落條件惡劣的場地使用，在超低空飛行和懸停時旋翼容易吸起大量塵土、碎石。這些雜物吸入發動機輕則腐蝕壓氣機，造成性能衰減或壓氣機喘振裕度降低以至提前返修，重則打壞葉片，損壞發動機釀成飛行事故。因此，為保證渦軸發動機安全可靠工作，必須採用進氣凈化裝置。進氣凈化裝置可分為兩種類型：阻攔式過濾器和慣性式粒子分離器。由於阻攔式過濾器的分離效率低且設備能量損失大，因而已被更適合渦軸發動機進氣除塵的慣性式粒子分離器所代替。目前的慣性類型的粒子分離器已經由早期的作為發動機整體的一個部件(如"黑鷹"直升機上的T700發動機)發展到直升機的外部，如AH-64阿帕奇的外部空氣粒子分離器(EAPS)。試驗證明：EAPS在能量損失低於3%的情況下，除砂效率超過90%，更能體現當前對粒子分離器的設計要求：在滿足特定的最低飛機性能的基礎上盡量提高分離技術水平。而第四代渦軸發動機T800則採用一個整體的、但可分開的進氣粒子分離器，它的分離效率在工業上是最高的。在試驗台上用C級細砂試驗證明分離效率高達97%。
（6）紅外抑制器
二十世紀光電子學迅猛發展，研製的紅外成像技術能在很遠的距離內識別目標，即通過跟蹤飛機發出的紅外信號來摧毀飛機，這就使得紅外抑制技術變得重要起來。發動機是直升機的最大紅外輻射源，是紅外導彈的最主要跟蹤目標。因此，需要在發動機上安裝紅外抑制器來降低發動機熱部件溫度和排氣熱流溫度。例如，在尾噴口採用隔熱護擋板，以遮擋或屏蔽紅外輻射，採用異形尾噴管，改變紅外波長，使紅外探測器失諧；採用噴氣濾波，改變其輻射波長；採用非圓截面的二元噴管，從而濾除90%的紅外輻射。目前，紅外抑制器主要是利用引射原理引射周圍冷空氣摻入高溫尾焰並沖淡二氧化碳濃度以達到大幅度減少排氣尾焰紅外輻射的目的。美國AH-64武裝直升機上裝的是紅外散熱片、三個矩形引射器的抑制裝置，安裝這種抑制裝置後，同用冷卻風扇冷卻發動機熱源相比，飛機重量減少182kg，垂直爬高速度增加76m/min，紅外信號只有無抑制裝置紅外信號的6%，而排氣熱流紅外信號為未抑制的10%。應用與影響：
渦軸/渦槳發動機有包括輕型攻擊/反坦克直升機、專用武裝直升機、戰術運輸機、反潛攻擊機、邊防巡邏機、輕型攻擊機、初級教練機等。

❽ 渦噴發動機.渦扇發動機.渦槳發動機和渦軸發動機的特點和區別

渦扇氣流通道有兩個：內涵和外涵。內涵要經過風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪和噴口；外涵直接通過風扇後排出。如果是帶加力的發動機（如F-22等軍用飛機的的發動機：F-119等）那外涵氣流還要經過加里燃燒室。現在民航幾乎沒有使用渦噴的（亞音速是經濟性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不帶加力的渦扇發動機。
渦噴氣流通道只有一個。高速的時候效率較高。但是，十分廢油。現在連戰斗機都很少用純渦噴的。早期的噴氣發動機渦噴居多。如 707 用的 JT3D 就是渦噴發動機。

與渦噴發動機相比，渦扇發動機熱效率高，油耗低，因而能夠獲得較大的推重比。這些是渦噴發動機無論如何都難以達到的。其實渦噴發動機和渦扇發動機的核心機是基本相同的，所不同的是渦扇發動機是在渦噴發動機的基礎上增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一排或幾排風扇，風扇後的氣流一部分進入壓氣機（內涵道），燃燒後從噴口噴出，另一部分則不經過燃燒，而通過外涵道直接排到空氣中。所以，渦扇發動機的推力是風扇抗力和噴口推力的總和渦軸發動機的主要機件
與一般航空噴氣發動機一樣，渦軸發動機也有進氣裝置、壓氣機、燃燒室、渦輪及排氣 裝置等五大機件。
進氣裝置
由於直升機飛行速度不大，一般最大平飛速度在350km/h以下，故進氣裝置的內流進氣道採用收斂形，以便氣流在收斂形進氣道內作加速流動，以改善氣流流場的不均勻性。進氣裝置進口唇邊呈圓滑流線，適合亞音速流線要求，以避免氣流在進口處突然方向折轉，引起氣流分離，為壓氣機穩定工作創造一個好的進氣環境。 有的渦軸發動機將粒子分離器與進氣道設計成一體，構成「多功能進氣道」，以防止砂粒進入發動機內部磨損機件或者影響發動機穩定工作，這種多功能進氣道利用慣性力場，使含有砂粒的空氣沿著一定幾何形狀的通道流動。由於砂粒質量較空氣大，在彎道處使砂粒獲得較大的慣性力，砂粒便聚集在一起並與空氣分離，排出機外。渦扇發動機和渦噴發動機區別在於-渦扇發動機具有兩個函道,既內函道和外函道.其中內函道噴出的是燃氣,外函道噴出的是空氣,是經風扇(風扇與渦輪機是同一根軸)壓縮後的高速壓縮空氣.而渦噴發動機只有一個函道,噴出的只是燃氣.至於哪種發動機好,應該說渦扇發動機是渦噴發動機的換代產品,機械效率更高,經濟性能更好.

❾ 渦噴發動機，渦漿發動機，渦軸發動機，渦扇發動機的相同點和區別

首先，來問題提及的這四種發動機自都是外燃機，這是它們的共同之處。它們之間的不同之處，分別說明如下：渦噴發動機，它的作功工質是從燃燒室內產生的高溫高壓燃氣，經過推動渦輪作部分功之後向外排放所產生的推力實現發動機的作功。渦扇發動機跟渦噴發動機非常相似，所不同之處在於從燃燒室產生的高溫高壓燃氣推動渦輪所做的部分功被取出推動風扇進行對空氣的壓氣，這部分的被壓縮的空氣與從渦輪排出的高溫高壓燃氣一並向外排放產生的推力實現發動機的作功。渦槳發動機跟上述兩種發動機就有比較大的差異了，從燃燒室產生的高溫高壓燃氣推動渦輪作絕大部分功，這個功被引至螺旋槳，推動螺旋槳旋轉，產生拉力（或者是推力）來作功。渦軸發動機跟渦槳發動機有些相似，但是，它跟前三種發動機都有所不同，前三種發動機都能提供完整的動力系統，可以實現動力的全部作功能力，而渦軸發動機好像是不完整的動力單元，它的動力輸出到軸上，必須通過其他的機構才能實現動力的功能，它就跟我們常見的汽車發動機或者是電動機一樣，驅動其他的機構，所以，渦軸發動機可以用在汽車上，坦克上，艦船上，直升機上，發電站上，壓縮氣站上，天然氣輸送站上，等等。

❿ 米26直升機

米-26是前蘇聯米里設計局(現改名為米里莫斯科直升機廠股份公司)研製的雙發多用途重型運輸直升機，北大西洋公約組織給的綽號為「光環」(Halo)。這種直升機是繼米-6和米-10以後發展的重型運輸直升機，也是當今世界上最重的直升機。

米-26性能參數

旋翼直徑32.00m

尾槳直徑7.61m

機長(旋翼和尾槳轉動)40.03m

機身長(尾槳除外)35.91m

機高(到旋翼槳轂頂部)8.15m

機高(尾槳旋轉)11.60m

水平尾翼翼展6.02m

主輪距7.17m

前主輪距8.95m

內部尺寸

貨艙

長度(裝卸跳板放下)15.00m

(不包括跳板)12.00m

寬度3.20m

高度2.95～3.17m

容積121.0m3

面積

旋翼槳盤804.25m2

尾槳槳盤45.48m2

重量及載荷

空重28600kg

最大有效載荷(內部或外部)20000kg

正常起飛重量49600kg

最大起飛重量56000kg

最大槳盤載荷0.68kN/m2

最大功率載荷3.81kg/kw

性能數據(A：米-26；B：米-26M)

最大平飛速度A295km/h

正常巡航速度A255km/h

實用升限

A4600m

B5900m

懸停高度(有地效)

A(國際標准大氣，載荷5100kg)1000m

B(國際標准大氣+15℃，載荷12300kg)1000m

懸停高度(無地效、標准大氣)

A1520m

B2800m

航程

A(2500m高度，國際標准大氣+15℃，載荷7700kg)500km

B(2500m高度，國際標准大氣+15℃，載荷13700kg)500km

A(海平面，國際標准大氣，最大內燃油，最大起飛重量下，5%的余油)590km

A(海平面，國際標准大氣，帶4個副油箱)1920km