复合材料粒子分离器

❶ 最大的军用直升机多大

目前全球最大的直升机是米-26直升机（俄文：Миль Ми-26，英文：Mil Mi-26），它长度为40.025米，高度为8.145米，旋翼直径有32米，旋翼面积有804.25个平方米。可以说米26直升机是当今世界上仍在服役的最重、最大的直升机。
米26是一款双发多用途重型运输直升机，由苏联米尔莫斯科直升机工厂（原米里实验设计局）主持设计、研制的，北约代号为“光晕”（Halo）。
具体参数如下：
机身数据
乘员： 5名：驾驶员2名，理货员、飞行工程师、飞行技师各1名
载客量： 84名乘客
长度： 40.025 米
旋翼直径： 32.00 米
高度： 8.145 米
旋翼面积： 804.25 m2
空重： 28,200 千克
载重：20,000 千克
正常起飞重量：49,600 千克
最大起飞重量： 56,000 千克
发动机： 2×2 涡轴发动机，每个 8,500 千瓦（11,399 马力）

性能
最高速度： 295 km/h （159节, 旋翼转速每分钟183转时）
巡航速度： 255 km/h（137节, 旋翼转速每分钟158转时）
实用升限： 5,500 米

航程
1,920千米（海面国际标准大气，带4个副油箱）
800千米（海面国际标准大气、最大内部燃油）
590千米（海平面，国际标准大气，最大内燃油，载荷20吨，5%的余油）
500千米（海拔2500米，国际标准大气+15℃，载荷7.7吨)。
最大悬停高度：有地效2900米，无地效1800米。
油箱容积：1.2万升
主轮距：7.17米
前主轮距：8.95米
起落架轮胎：前轮900×300毫米，后轮1120×450毫米
货舱：长12米，宽3.2米，高2.95～3.17米，容积121立方米

米26直升机是苏联继米-6和米-10以后发展的重型运输直升机，也是当今世界上现役的最重的直升机。该机的机舱内载和舱外外挂质量均可达20吨，与美国C-130运输机载荷能力相当。该机于1970年代开始研制，1977年12月14日第一架原型机首飞，1981年6月在巴黎航展展出，1985年通过苏联国家鉴定，1985年实施量产，1986年出口外销，售价1020万美元。“米-26”投产后，有多款改型机种，如：米-26A、米-26T、米-26P及米-26M等。目前，“米-26”系列机型的制造商为俄罗斯罗斯托夫直升机联合股份公司。
“米-26”直升机除作为军事用途之外，其民用功能也相当出色，如森林消防、自然灾害救援等。2008年5月，中华人民共和国在汶川大地震的救援、抢险中，就是频繁使用该机调运大型工程设备到震区实施堰塞湖的挖掘、疏浚工程，在预防次生灾害方面发挥了重要作用。“米-26”还是联合国执行维和任务的直升机机种之一。

❷ 涡喷发动机和涡轴发动机结构上有什么不同

航空涡轮发动机都是靠燃气推动涡轮叶片使空气加压燃烧的，发动机工作原理大致相同，不同的是推力的产生。
涡喷－－－涡轮喷气发动机－－－利用喷出的燃气的反作用力
涡扇－－－涡轮风扇发动机－－－利用风扇压出的空气
1、 涡轮喷气发动机（主要用于军机）：
是一种涡轮发动机。利用涡轮将高温高压气体喷射出去产生推力，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。涡喷高速性能最好，可以超音速，最费油。
2、 涡轮风扇发动机（主要用于干线飞机和军机）：
涡扇发动机由涡轮喷气发动机发展而成。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。
涡扇引擎的旁通比（也称涵道比）是不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有0.3。现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气引擎相当，且运转时还宁静得多。涡扇适合高亚音速。

❸ 四川地震从俄罗斯借的起重直升机是上面型号

米-26.
米-26是前苏联米里设计局(现改名为米里莫斯科直升机厂股份公司)研制的双发多用途重型运输直升机，北大西洋公约组织给的绰号为“光环”(Halo)。这种直升机是继米-6和米-10以后发展的重型运输直升机，也是当今世界上最重的直升机。为开发西伯利亚及北方沼泽和冻土地带，前苏联决定发展一种全天候重型运输直升机。在70年代初开始方案论证，目标是其装载能力要达到以前生产直升机的1.5至2倍以上，正式研制工作大约持续了3年，原型机于1977年12月14日首次试飞。1981年6月，米-26的预生产型在34届法国巴黎航空展览会上首次公开展出，1982年开始研制军用型，1983年米-26交付使用，1986年6月开始出口印度。总计制造了约300架。目前仍在生产。
米-26直升机具有极其明显的军事用途，这种直升机最大内载和外挂载荷为20吨，相当于美国洛克希德公司C-130“大力士”的载荷能力。米-26直升机主要用于没有道路和其它地面交通工具不能到达的边远地区，为石油钻井、油田开发和水电站建筑工地运送大型设备和人员。米-26往往需要远离基地到完全没有地勤和导航保障条件的地区独立作业，因此，要求直升机必须具备全天候飞行能力。
旋翼系统为传统的铰接式旋翼，桨毂是钛合金制成的，有挥舞铰和摆振铰，带有阻尼器，没有弹性轴承或轴向铰。这种旋翼由8片等弦长桨叶组成，是世界采用桨叶片数最多的单旋翼。每片桨叶由一根管状钢质桨叶大梁和26个玻璃钢翼型段件组成。段件内部用翼肋和加强构件加固，中间填以蜂窝填料，前缘有不可拆卸的钛合金防蚀条。桨叶具有中等程度的扭转角，桨叶厚度沿展向向桨尖方向变薄，后缘装有调整片，可在地面上按飞行状态的需要进行调整。尾桨由5片玻璃钢制桨叶组成，位于尾梁右侧，钛合金尾桨毂。为适应高寒地区使用，旋翼和尾桨桨叶均装有电加热防冰装置。旋翼转数为132转/分。 传动系统包括V-26风扇冷却的主传动系统。主减速器传动功率为14710千瓦。单发工作时传动功率8500千瓦。尾传动轴位于座舱顶。
机身传统的全金属铆接的半硬壳式吊舱尾梁结构。蛤壳式后舱门，备有折叠式装卸跳板。尾梁下表面平直。为了防火发动机舱用钛合金制成。垂直尾面向左偏置。尾桨安装在垂直尾面右侧。水平尾面位于垂直尾面与尾梁的交接处。飞行中平尾固定不变，但可在地面上调整，以适应最佳巡航状态。 着陆装置 不可收放前三点轮式起落架，每个起落架有两个轮胎，主起落架轮胎尺寸为1120毫米×450毫米。前轮可操纵，轮胎尺寸为900毫米×300毫米。尾梁末端有可收放的尾橇。尾橇收起时，可自由接近后货舱门。为了通过后货舱门和在不同场地上着陆，主起落架可以进行液压调节。离地时，起落架上的传感器可以通过飞行工程师座位后方的仪表板显示出直升机的起飞重量。 动力装置为两台7460千瓦D-136涡轮轴发动机并排装在旋翼轴前驾驶舱上方。为适应严寒地区和未经修整的场地上作业，发动机进气道采用了双套防冰装置——电加热和热空气防冰系统。进气道前装有粒子分离器，可防止外来物侵袭发动机。发动机两个进气道的上方有第三个进气道，供滑油散热器冷却用。发动机装有功率输出同步和保持旋翼转速的恒定系统。如果一台发动机输出功率衰减，另一台发动机可自动输出最大功率。米-26共装有10个油箱，每台发动机的燃油系统独立，8个油箱在座舱地板下面，两个汇集油箱在发动机上方，正常情况下用油泵供油，发生故障时，可以靠重力自行输油。最大标准燃油量为12000升。另外可带4个辅助油箱。 座舱 驾驶舱内可容纳4人空勤组，驾驶员位于左座，副驾驶员和驾驶员并排坐在一起，在两位驾驶员中间有一折叠座，后面左侧是飞行工程师座，右侧是领航员座。驾驶舱后设有4个座位的旅客舱。货舱可装运两辆步兵装甲车和20000千克国际标准的集装箱。沿货舱两壁设有大约20个折叠座椅。军用型可容纳80名全副武装士兵。用于战场救护可容纳60名躺在担架上的伤员及4至5名医护人员。风挡有加温设备。驾驶舱有四个大型气泡状舷窗。前方的一对舷窗可以向外和向后打开。货舱前面右侧，主起落架后的货舱两侧各有一个可以向下打开的舱门，兼作登机梯。货舱可通过下面向下打开的舱门(另可当作装卸跳板)和两个向上打开的蛤壳舱门(关闭时可形成货舱的后壁)装卸货物。各个舱门均可借助液压系统打开和关闭，紧急情况下也可借助于手摇泵。货舱顶上导轨装有两个电动绞车，每副绞车可沿货舱吊运2500千克货物。有能装载500千克货物的绞车，地板上有滚轮传送机和货物系紧点。
机上装有两套压力为207×105帕的液压系统。电气系统包括：28伏的直流电，备有辅助动力装置。主尾桨叶前缘有电加热防冰装置。有驾驶舱增压装置。装有标准昼夜全天候飞行所需的一切设备，包括7A813气象雷达、地图显示器、水平位置指示器和自动悬停系统，并可选装GPS。综合飞行导航系统及自动飞行控制系统。闭路电视摄像仪可用来监视货物装卸和飞行中的货物状态。军用型还装有红外抑制器，红外干扰发射机，红外诱饵投放器等。 目前，米-26有如下几种主要型别： 米-26 军用运输型 该型与米-26基本型相似。 米-26A 带有PNK-90综合飞控和导航系统，可自动飞近并降落在指定点。 米-26T 基本的民用运输型，其中又包括消防型，内部燃油箱可用来装15000升灭火剂，或吊挂17260升水；地质勘探型，可携带10000千克的测量设备，在55米～100米高度以180～200千米/小时速度飞行时可飞行3小时以上；双人驾驶舱的米-26模型于1997年在莫斯科航展上展出。 米-26TS 类似于米-26T，1996年以来用于取西方国家的适航证和开拓国外市场，在西方国家编号为米-26TC。
米-26MS 米-26T的医疗救护型，用于重伤员抢救可安排4名伤员和2名医生；用于手术抢救可安排1名伤员和3名医生；用于手术前抢救可安排2名伤员和2名医生；用于一般救护可安排5副担架，3个伤员座位和2个医护人员座位。
米-26P 民用运输型。可运载63名旅客，4人一排，驾驶舱后有厕所、厨房、衣帽间。
米-26TM 吊车型，在机身下主轮后装有指挥员吊舱。
米-26TZ 加油机，可装14040升燃油和1040升润滑油。
米-26M 正在研制的改进型，主桨叶全部为玻璃钢，并且采用新的气动力结构。采用新的D-127涡轮轴发动机，单台功率为10700千瓦。改进了飞行导航系统，并带有电子飞行仪表系统。实用升限、悬停高度有所增加，吊挂载荷达到22000千克。据报道，已制造了2架原型机，编号为米-27。
俄罗斯陆军装备了35架，另外米-26还出口到20多个国家，其中包括印度(10架)，乌克兰(20架)，秘鲁(3架)，哈萨克斯坦等国。
1982年2月，米-26创造了5项直升机有效载荷/高度世界纪录。单价1000～1200万美元(米-26TS，1996年币值)。
2006年6月，俄罗斯联邦工业署副署长，参加"Eurosatori-2006"展览的俄罗斯代表团代表A.雷巴斯在展会上宣布，法国有意与俄罗斯联合生产重型运输直升机，及对重型运输直升机进行联合改进。目前，俄方已经与法国国防部和"Eurokopter"公司就联合改进和联合生产米-26直升机问题进行了一系列磋商。近期计划签署米-26直升机在法国进行展示飞行的合同。雷巴斯指出，俄罗斯方面认为，联合研制是与欧洲在陆军武器领域开展军事技术合作的最重要方向。作为军事技术合作的另一方向，是与欧洲联合研制用于支援陆军的无人驾驶飞行器。俄罗斯的"土星"科学生产联合体等公司将参与这一计划的联合工作，并且已经签署了为飞机和无人机研制新一代发动机的议定书。
米-26坠毁事故
2002年8月19日下午4时50分，俄罗斯车臣共和国首府格罗兹尼郊外的坎卡拉军事基地内，两名在直升机场边武装值勤的卫兵听到了一阵由远及近的直升机轰鸣声，有“巨无霸”之称的米—26直升机庞大的机身隐约可见。这是从印古什共和国军事基地起飞执行运兵任务的重型直升机。此时天气晴朗，能见度高，无风，不存在任何降落障碍。米—26开始降低高度，调整飞行姿态，做好了降落准备。就在这时，只见那架直升机突然剧烈晃动起来，最后失去了控制向基地外的地面坠去！
更不幸的是，失去控制的直升机正好跌入了坎卡拉军事基地外围的雷区！由于坎卡拉军事基地是车臣俄军的指挥中枢，驻车臣俄联邦武装部队司令部、驻车臣俄内务部队司令部、俄联邦特警部队车臣司令部均设在此，所以这里的防卫格外森严，除了全副武装的卫兵、嗅觉灵敏的军犬和先进的电子侦测装置外，基地四周密密麻麻的灌木林和蒿草丛已经被工兵们变成一个巨大的雷区。这个雷区宽2000米，方圆8公里，埋设了各种反单兵地雷、饵雷、绊雷近万枚，不夸张地说，连一只耗子都休想闯过这片雷区，所以就算车臣武装分子贼胆再大，也始终未能闯入坎卡拉军事基地半步，雷区构成了车臣俄军官兵的安全天堂。
然而，天堂转眼间成了地狱，基地的救援人员眼睁睁地看着数百米外的满地的残骸和呼救连天的战友束手无策，因为不知道都哪些地方埋地雷了，再加上失事现场浓烟滚滚，所以官兵们根本不敢贸然强闯雷场。基地的工兵和弹药专家被火速传到现场，以最快的速度清理出一条通道，救援人员这才得以将幸免于难的战友从熊熊燃烧的直升机残骸中拉出，并立即送往基地医院抢救，基地医院的部分军医也被紧急抽调到现场，对一些重伤员进行现场急救。
由于现场一片混乱，所以究竟有多少官兵遭此不幸说法不一。俄罗斯副总检察长谢尔盖•弗雷汀斯基在接受俄国际文传电讯社记者采访时透露了他所掌握的情况，“从事故现场接到的报告称，有数十名官兵死亡或者受伤，但由于失事的现场在数小时之后仍浓烟滚滚，因此我们还搞不清楚到底有多少官兵伤亡。”车臣俄军副司令鲍里斯•波多普戈拉上校在接受俄国家电视台记者采访时透露，坠落的直升机上有132名官兵，但他没有透露伤亡的情况，只是表示：“目前基地医院所有的人员都已经赶到事发现场……救援工作是在极其困难的情况下进行的。”
据俄罗斯ORT国家电视台报道说，这是俄军历史上最惨重的军事空难。
米-26是米里莫斯科直升机厂(原米里实验设计局)研制的多用途重型直升机，绰号“光环”，是当今世界上最重的直升机。该机主要用于军事运输，其运载能力相当于美国C-130运输机的运输能力。从20世纪70年代开始研制，1977年12月第一架原型机首飞，1981年在巴黎航展上首次展出。
米-26的旋翼为八片矩形桨叶，尾桨为五片桨叶，起落架为不可收放的前三点式。它的动力装置是两台乌克兰扎波罗日“进步”机器制造设计局的D-136涡轮发动机，单台功率为7460千瓦。米-26的空重为28200公斤，最大起飞重量56000公斤。它的最大平飞速度295千米/小时，正常巡航速度255千米/小时，实用升限4600米，悬停高度1000—1800米，航程800公里。目前俄军共有300架米-26直升机，据称它可以运送20吨货物或80名全副武装的士兵。
俄罗斯国防部发言人尼古拉•杰里亚宾在接受媒体采访时表示，事发当时米-26驾驶员报告说一只引擎起火，请求紧急迫降，在迫降过程中，直升机跌入雷区，因此才酿成了伤亡如此惨重的灾难；车臣俄军副司令波多普戈拉上校还解释说，这起事件发生的原因可能系超载所致，因为米-26重型直升机设计载客最多是80名全副武装的士兵，但实际上这次运载的官兵多达132人，所以远远超过了核定的运载量。不过，令人费解的是，波多普戈拉上校没有解释为什么明知米-26的设计载量是80人，可从邻近的印古什共和国摩兹多克军事基地起飞时硬是挤上了132人。
俄车臣非法武装自然不会放过这么一个表白的好时机，他们立即在专门的网站上贴出一张米-26直升机烈火熊熊的照片，同时附了一份书面声明，“拜托‘针’式地空导弹的神力，我们一举击落了一架米-26重型直升机。这是反抗‘占领军’的重大胜利！”这个网站还绘声绘色地说，执行此次袭击行动的是一个猎杀伏击小组。该小组一直在格罗兹尼地区侦察跟踪俄军直升机的行动，等摸清车臣俄军司令部直升机的行动规律后，他们潜入坎卡拉汉军事基地雷区外围密林中，等满载俄情报部队官兵的重型直升机刚准备降落，他们就发射了便携式地空导弹，结果一举中的，给俄军一次不小的打击。
驻格鲁吉亚的车臣非法武装代表阿尔达莫夫在接受路透社记者电话采访时颇为得意地说：“大约有118名俄军官兵被我们消灭。”这一消息与国际文传电讯社从俄军内部获得的消息不谋而合。国际文传电讯社此前曾获得消息说：“直升机似乎是被一枚‘针’式地空导弹击落的。”还有两名俄军士兵报告说，就在直升机坠落前，他们看到有地面炮火向直升机射击。
闻讯后的普京立即要求有关方面随时向其通报这一事件的最新发展情况，并在接受俄国家RTR电视台采访时表示：“我要求能随时掌握有关这起事件的最新情况。我们将彻底调查这起灾难，并尽快向车臣派出一个专门的调查委员会。”
外形尺寸
旋翼直径32.00m
尾桨直径7.61m
机长(旋翼和尾桨转动)40.03m
机身长(尾桨除外)35.91m
机高(到旋翼桨毂顶部)8.15m
机高(尾桨旋转) 11.60m
水平尾翼翼展6.02m
主轮距 7.17m
前主轮距8.95m
内部尺寸
货舱
长度(装卸跳板放下)15.00m
(不包括跳板) 12.00m
宽度 3.20m
高度 2.95～3.17m
容积 121.0m3
面积
旋翼桨盘804.25m2
尾桨桨盘45.48m2
重量及载荷
空重28600kg
最大有效载荷(内部或外部)20000kg
正常起飞重量49600kg
最大起飞重量56000kg
最大桨盘载荷0.68kN/m2
最大功率载荷3.81kg/kw
性能数据(A：米-26；B：米-26M)
最大平飞速度 A 295km/h
正常巡航速度 A 255km/h
实用升限
A 4600m
B 5900m
悬停高度(有地效)
A(国际标准大气，载荷5100kg) 1000m
B(国际标准大气+15℃，载荷12300kg) 1000m
悬停高度(无地效、标准大气)
A 1520m
B 2800m
航程
A(2500m高度，国际标准大气+15℃，载荷7700kg)500km
B(2500m高度，国际标准大气+15℃，载荷13700kg) 500km
A(海平面，国际标准大气，最大内燃油，最大起飞重量下，5%的余油) 590km
A(海平面，国际标准大气，带4个副油箱) 1920km

国内应用：
2008年5月26日上午11：05，一架红色米-26直升机吊装了一台重约13.2吨的重型挖掘机前往唐家山堰塞湖坝体。
2008年5月25日15时50分许，由俄罗斯支援中国四川抢险救灾的一架米-26重型运输直升机飞抵四川德阳市广汉机场，将执行吊运大型机械设备的任务。
2008年5月29日，四川汶川大地震之后形成的最危险的堰塞湖——唐家山堰塞湖抢险取得阶段性胜利。在岷江主汛期到来之前，为确保天府之国的平安将立下汗马功劳。同时，也凸显国内对大型直升机的缺乏。

❹ 世界上最大的直升机

前苏联在上世纪60年代制造的迄今为止最大的直升飞机
Mil
V-12。
Mil
V-12是一架不寻常的测版试直升机，两翼权分别带有一个螺旋桨，每个直径达到35m，当它们旋转起来，螺旋桨可触碰的死亡地带长达67m，这个宽度超过了波音747。它的最大起飞重量达到105吨。是个不折不扣的怪物。它的各项超级参数都被写进了国际航空协会的记录和吉尼斯世界纪录的书中。
而且世界上只生产过2架
V-12，因为它的身躯过于庞大，机动性很差，且操作不便，所以没有量产。目前，这两架的其中一架陈列在俄罗斯的
Monino
航空博物馆，另一架据说停在莫斯科的
Mil
工厂内。

❺ 我国在涡轴发动机的发展上做出了哪些贡献

涡扇气流通道有两个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。
涡喷气流通道只有一个。高速的时候效率较高。但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。
与涡喷发动机相比，涡扇发动机热效率高，油耗低，因而能够获得较大的推重比。这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是基本相同的，所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮，这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流一部分进入压气机（内涵道），燃烧后从喷口喷出，另一部分则不经过燃烧，而通过外涵道直接排到空气中。所以，涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和 涡轴发动机的主要机件
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。涡扇发动机和涡喷发动机区别在于-涡扇发动机具有两个函道,既内函道和外函道.其中内函道喷出的是燃气,外函道喷出的是空气,是经风扇(风扇与涡轮机是同一根轴)压缩后的高速压缩空气.而涡喷发动机只有一个函道,喷出的只是燃气.至于哪种发动机好,应该说涡扇发动机是涡喷发动机的换代产品,机械效率更高,经济性能更好.

❻ 涡扇发动机和涡轴发动机有什么区别

涡扇气流通道有两个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。
涡喷气流通道只有一个。高速的时候效率较高。但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。

与涡喷发动机相比，涡扇发动机热效率高，油耗低，因而能够获得较大的推重比。这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是基本相同的，所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮，这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流一部分进入压气机（内涵道），燃烧后从喷口喷出，另一部分则不经过燃烧，而通过外涵道直接排到空气中。所以，涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和 涡轴发动机的主要机件
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。涡扇发动机和涡喷发动机区别在于-涡扇发动机具有两个函道,既内函道和外函道.其中内函道喷出的是燃气,外函道喷出的是空气,是经风扇(风扇与涡轮机是同一根轴)压缩后的高速压缩空气.而涡喷发动机只有一个函道,喷出的只是燃气.至于哪种发动机好,应该说涡扇发动机是涡喷发动机的换代产品,机械效率更高,经济性能更好.

❼ 涡轮轴发动机和涡浆发动机有什么区别

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。

❽ 涡喷发动机.涡扇发动机.涡桨发动机和涡轴发动机的特点和区别

涡扇气流通道有两个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。
涡喷气流通道只有一个。高速的时候效率较高。但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。

与涡喷发动机相比，涡扇发动机热效率高，油耗低，因而能够获得较大的推重比。这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是基本相同的，所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮，这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流一部分进入压气机（内涵道），燃烧后从喷口喷出，另一部分则不经过燃烧，而通过外涵道直接排到空气中。所以，涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和涡轴发动机的主要机件
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。涡扇发动机和涡喷发动机区别在于-涡扇发动机具有两个函道,既内函道和外函道.其中内函道喷出的是燃气,外函道喷出的是空气,是经风扇(风扇与涡轮机是同一根轴)压缩后的高速压缩空气.而涡喷发动机只有一个函道,喷出的只是燃气.至于哪种发动机好,应该说涡扇发动机是涡喷发动机的换代产品,机械效率更高,经济性能更好.

❾ 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

首先，来问题提及的这四种发动机自都是外燃机，这是它们的共同之处。它们之间的不同之处，分别说明如下：涡喷发动机，它的作功工质是从燃烧室内产生的高温高压燃气，经过推动涡轮作部分功之后向外排放所产生的推力实现发动机的作功。涡扇发动机跟涡喷发动机非常相似，所不同之处在于从燃烧室产生的高温高压燃气推动涡轮所做的部分功被取出推动风扇进行对空气的压气，这部分的被压缩的空气与从涡轮排出的高温高压燃气一并向外排放产生的推力实现发动机的作功。涡桨发动机跟上述两种发动机就有比较大的差异了，从燃烧室产生的高温高压燃气推动涡轮作绝大部分功，这个功被引至螺旋桨，推动螺旋桨旋转，产生拉力（或者是推力）来作功。涡轴发动机跟涡桨发动机有些相似，但是，它跟前三种发动机都有所不同，前三种发动机都能提供完整的动力系统，可以实现动力的全部作功能力，而涡轴发动机好像是不完整的动力单元，它的动力输出到轴上，必须通过其他的机构才能实现动力的功能，它就跟我们常见的汽车发动机或者是电动机一样，驱动其他的机构，所以，涡轴发动机可以用在汽车上，坦克上，舰船上，直升机上，发电站上，压缩气站上，天然气输送站上，等等。

❿ 米26直升机

米-26是前苏联米里设计局(现改名为米里莫斯科直升机厂股份公司)研制的双发多用途重型运输直升机，北大西洋公约组织给的绰号为“光环”(Halo)。这种直升机是继米-6和米-10以后发展的重型运输直升机，也是当今世界上最重的直升机。

米-26性能参数

旋翼直径32.00m

尾桨直径7.61m

机长(旋翼和尾桨转动)40.03m

机身长(尾桨除外)35.91m

机高(到旋翼桨毂顶部)8.15m

机高(尾桨旋转)11.60m

水平尾翼翼展6.02m

主轮距7.17m

前主轮距8.95m

内部尺寸

货舱

长度(装卸跳板放下)15.00m

(不包括跳板)12.00m

宽度3.20m

高度2.95～3.17m

容积121.0m3

面积

旋翼桨盘804.25m2

尾桨桨盘45.48m2

重量及载荷

空重28600kg

最大有效载荷(内部或外部)20000kg

正常起飞重量49600kg

最大起飞重量56000kg

最大桨盘载荷0.68kN/m2

最大功率载荷3.81kg/kw

性能数据(A：米-26；B：米-26M)

最大平飞速度A295km/h

正常巡航速度A255km/h

实用升限

A4600m

B5900m

悬停高度(有地效)

A(国际标准大气，载荷5100kg)1000m

B(国际标准大气+15℃，载荷12300kg)1000m

悬停高度(无地效、标准大气)

A1520m

B2800m

航程

A(2500m高度，国际标准大气+15℃，载荷7700kg)500km

B(2500m高度，国际标准大气+15℃，载荷13700kg)500km

A(海平面，国际标准大气，最大内燃油，最大起飞重量下，5%的余油)590km

A(海平面，国际标准大气，带4个副油箱)1920km