t700涡轴发动机 涡轴发动机的机体结构
大家好，如果您还对t700涡轴发动机不太了解，没有关系，今天就由本站为大家分享t700涡轴发动机的知识，包括涡轴发动机的机体结构的问题都会给大家分析到，还望可以解决大家的问题，下面我们就开始吧！
涡扇发动机原理是什么
扇发动机是喷气发动机的一个分支,从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟.从结构上看,涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已.然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来.涡扇发动机这个"小弟弟"仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝.
现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能,较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能.而且在战时,如果本方机场遭到了对方破坏,战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离.比如装备了f-100-pw-100的f-15a当已方机机的跑道遭到部分破坏时,f-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞.在降落时可以用60度的迎角作低速平飞,在不用减速伞和反推力的情况下,只要500米的跑道就可以安全降落.
更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的.但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话,其飞机的空战推重比就很难达到1,如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价.比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4.085的ал-7ф-1-100涡喷发动机.为了使飞机的推重比达到1,苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%.相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右.
而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面.随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大,起飞重量也就越来越大,对发动机的推力要求也越来越高.在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前,人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题.比如b-52g轰炸机的翼下就挂了八台j-57-p-43w涡喷发动机.该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）.如果b-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机.在现在如果不考虑动力系统的可靠性,像b-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可.
而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的.因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量.
一、历史
在五十年代未、六十年代初,作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟.当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右,而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平.在这样的条件下,涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能.而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切,人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力.
当时人们通过计算发现,以当时的涡喷发动的技术水平,在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后,其技术性能将有很大的提高.当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:1）,发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右,而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五,发动机的效率得到了极大的提高.
这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视.各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机,在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前.英国的罗尔斯·罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的"康维"涡扇发动机.在一九五三年的时候"康维"进行了第一次的地面试车.又经过了六年的精雕细刻,一九五九年九月"康维mk-508"才最终定型.这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能."康维"采用了双转子前风扇的总体结构,函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤,高空巡航推力为2905公斤,最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克,压气机总增压比为14,风扇总增压比为1.90,而且英国人还在"康维"上首次采用了气冷的涡轮叶片.当康维最终定型了之后,英国人迫不及待的把他装在了vc-10上!
美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍,但是其技术起点非常的高.美国人并没有走英国人从头研制的老路,美国的普·惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备,采用了以经非常成熟的j-57作为新涡扇发动的内函核心发动机.j-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机,1949年完成设计,1953年正式投产.j57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一,先后装备了f-100、f-101、f-102、b-52等机种.j-57在技术上也有所突破,他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机,由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步.不光是核心发动机,就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件,以被撤消了型号的j91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇.一九六零年七月,普惠公司的jt3d涡扇发动机诞生了.jt3d的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月,可是在性能上却是大大的提高.jt3d也是采用了双轴前风扇的设计,地面台架最大推力8165公斤,高空巡航推力2038公斤,最大推力耗油0.535千克/小时/千克,推重比4.22,函道比1.37,压气机总增压比13.55,风扇总增压比1.74（以上数据为jt3d-3b型发动机的数据）.jt3d的用处很广,波音707、dc-8用的都是jt3d.不光在民用,在军用方面jt3d也大显身手,b-52h、c-141a、e-3a用的都是jt-3d的军用型tf-33.
现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠,都以先后推出了自已的第一代涡扇作品.而几乎是在同一时刻,三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机.在罗·罗推出"康维"之后第八个月、普·惠推出jt-3d的前一个月.通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机cj805-23.cl805-23的地面台架最大推力为7169公斤,推重比为4.15,函道比为1.5,压气机增压比为13,风扇增压比为1.6,最大推力耗油0.558千克/小时/千克.与普·惠一样,通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机,被用作新涡扇的内函核心发动机的是j79.j-79与1952年开始设计,与1956年投产,共生产了16500多台,他与j-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一.与j57的双转子结构不不同,j79是单转子结构.在j-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管,j-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机.
通用动力公司的cj805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品,让cj805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置.他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机.
在五六十年代,人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难.首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速,这个问题在当时很难解决,因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题.第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢.第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动.
而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难.cj805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片,叶片的下半部分是涡轮叶片,上半部分是风扇叶片.这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部.叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系,这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速,而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响.但在回避困难的同时也引发了新的问题.
首先是叶片的受热不匀,cj805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度,而风扇部分的最低温度只有38度.其次,由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端,而是工作在发动机的热端,这样一来风扇的可靠性也随之下降,而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失.而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机.
当"康维"、jt-3d、cj805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候,人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程.人们发现,如果一台涡扇发动机如果真的像"康维"那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产.而如果像jt-3d或cj805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话,因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决,所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多.在这样的背景之下,为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用.美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下,从一九五九年起开始执行"先进涡轮燃气发生器计划",这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机,并进行地面试车,以暴露解决各部分的问题.在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小,再加装其它的部件,如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机.如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等."先进涡轮燃气发生器计划"实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程.
用今天的眼光来看,这个工程的指导方向无疑是正确的.美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀.因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上.在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上,由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地.所以其承受的应力也就最大,工作条件也最为苛刻.但燃气核心机的困难不只是压力和温度,高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击,如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形.在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题.但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起.
在这个计划之下,普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机.普惠公司的核心机被称作stf-200而通用动力公司的燃气核心机为ge-1.时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用,现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话,它们却都是来自于stf-200与ge-1这两个老祖宗.
二、单转子和多转子
在研制一台新的涡扇发动机的时候,最先解决的问题是他的总体结构问题.总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数目多少.目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种,一是单转子、二是双子、三是三转子.其中单转子的结构最为简单,整个发动机只有一根轴,风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上.结构简单的好处也不言自明--省钱!一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价.
首先从理论上来说单转子结构的涡扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比.可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上,这样在工作时他们就必须要保持相同的转速.问题也就相对而出,当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时（比如猛收小油门）,压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降,在高压部分的效率下降的同时,压气机低压部分的载荷就会急剧上升,当低压压气机部分超载运行时就会引起发动机的振喘,而在正常的飞行当中,发动机的振喘是决对不被允许的,因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来.为了解决低压部分在工作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气,即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷.但这样以来发动机的效率就会大打折扣,而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显.更要命的问题发生在风扇上,由于风扇必须和压气机同步,受压气机的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比.比如在幻影-2000上用的m-53单转子涡扇发动机,其函道只有0.3.相应的发动机的推重比也比较小,只有5.8.
为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘,人们想到了用双转子来解决问题,即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下.这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子,高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子.低压转子的转速可以相对低一些.因为压缩作用在压气机内的空气温度升高,而音速是随着空气温度的升高而升高的,所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些.即然转速提高了,高压转子的直径就可以作的小一些,这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个"蜂腰",而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个"蜂腰"的位置上,以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力.双转子发动机的好处不光这些,由于一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻,起动惯性小,所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动,这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易,启动的能量也要求较小,启动设备的重量也就相对降低.
然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的.在双转子结构的涡扇发动机上,由于风扇要和低压压气机联动,风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方.风扇为将就压气机而必需提高转数,这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大,巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大,在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长,风扇的直径小下来了,函道比自然也上不去,而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大,而且也相对省油.而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数,降低了压气机的转数压气机的工作效率自然也就上不去,单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的级数来保持一定的总增压比.这样压气机的重量就很难得以下降.
为了解压气机和风扇转数上的矛盾.人们很自然的想到了三转子结构,所谓三转子就是在二转子发动机上又了多了一级风扇转子.这样风扇、高压压气机和低压压气机都自成一个转子,各自都有各自的转速.三个转子之间没有相对固定的机械联接.如此一来,风扇和低压转子就不用相互的将就行事,而是可以各自在最为合试的转速上运转.设计师们就可以相对自由的来设计发动机风扇转速、风扇直径以及函道比.而低压压气机的转速也可以不受风扇的肘制,低压压气机的转速提高之后压气的的效率提高、级数减少、重量减轻,发动机的长度又可以进一步缩小.
但和双转子发动机相比,三转子结构的发动机的结构进一步变的复杂.三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子,因而所需要的轴承支点几乎比双转子结构的发动机多了一倍,而且支撑结构也更加的复杂,轴承的润滑和压气机之间的密闭也更困难.三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题,可是英国的罗·罗公司还是对他情有独钟,因为在表面的困难背后还有着巨大的好处,罗罗公司的rb-211上用的就是三转子结构.转子数量上的增加换来了风扇、压气机、涡轮的简化.
三转子rb-211与同一技术时期推力同级的双转子的jt-9d相比:jt-9d的风扇页片有46片,而rb-211只有33片;压气机、涡轮的总级数jt-9d有22级,而rb-211只有19级;压气机叶片jt-9d有1486片,rb-211只有826片;涡轮转子叶片rb211也要比jt9d少,前者是522片,而后者多达708片;但从支撑轴承上看,rb-211有八个轴承支撑点,而jt9d只有四个.
三、风扇
涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力,风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能,这一点在高函道比的涡扇发动机上由是.涡扇发动机的风扇发展也经历了几个过程.在涡扇发动机之初,由于受内函核心机功率和风扇材料的机械强度的限制,涡扇发动机的函道比不可能作的很大,比如在涡扇发动机的三鼻祖中,其函道比最大的cj805-23也不过只有1.5而以,而且cj805-23所采用的风扇还是后独一无二的后风扇.
在前风扇设计的二款发动机中jt3d的函道比大一些达到了1.37.达到如此的函道比,其空气总流量比也比其原型j-57的空气流量大了271%.空气流量的加大发动机的迎风面积也随之变大.风扇的叶片也要作的很长.jt3d的一级风扇的叶片长度为418.2毫米.而j57上的最长的压气机叶片也就大约有二百毫米左右.当风扇叶片变的细长之后,其弯曲、扭转应力加大,在工作中振动的问题也突现了出来.为了解决细长的风扇叶片所带来的麻烦,普惠公司采用了阻尼凸台的方法来减少风扇叶片所带来的振动.凸台位于距风扇叶片根处大约百分之六十五的地方.jt3d发动机的风扇部分装配完成之后,其风扇叶上的凸台就会在叶片上连成一个环形的箍.当风扇叶片运转时,凸台与凸台之间就会产生摩擦阻尼以减少叶片的振动.加装阻尼凸台之后其减振效果是明显的,但其阻尼凸台的缺点也是明显的.首先他增加了叶片的重量,其次他降底了风扇叶片的效率.而且如果设计不当的话当空气高速的流过这个凸台时会发生畸变,气流的畸变会引发叶片产生更大的振动.而且如果采用这种方法由于叶片的质量变大,在发动机运转时风扇本身会产生更大的离心力.这样的风扇叶片很难作的更长,没有更长的叶片也就不会有更高的函道比.而且细长的风扇叶片的机械强度也很低,在飞机起飞着陆过程中,发动机一但吸入了外来物,比如飞鸟之类,风扇的叶片会更容易被损坏,在高速转动中折断的风扇叶片会像子弹一样打穿外函机匣酿成大祸.解决风扇难题一个比较完美的办法是加大风扇叶片的宽度和厚度.这样叶片就可以获得更大的强度以减少振动和外来物打击的损害,而且如果振动被减少到一定程度的话阻尼凸台也可以取消.但更厚重的扇叶其运转时的离心力也将是巨大的.这样就必需要加强扇叶和根部和安装扇叶的轮盘.但航空发动机负不起这样的重量代价.风扇叶片的难题大大的限制了涡扇发动机的发展.
更高的转数、高大的机械强度、更长的叶片、更轻的重量这样的一个多难的问题最终在八十年代初得到了解决.
1984年10月,rb211-535e4挂在波音七五七的翼下投入了使用.它是一台有着跨时代意义的涡扇发动机.让它身负如此之名的就是他的风扇.罗·罗公司用了创造性的方法解决了困扰大函道比涡扇发动机风扇的多难问题.新型发动机的风扇叶片叫作"宽弦无凸肩空心夹层结构叶片".故名思意,新型风扇的叶片采用了宽弦的形状来加大机械强度和空心结构以减少重量.新型的空心叶片分成三个部分:叶盆、叶背、和叶芯.它的叶盆和叶背分别是由两块钛合金薄板制成,在两块薄板之间是同样用钛合金作成的蜂窝状结构的"芯".通过活性扩散焊接的方法将叶盆、叶背、叶芯连成一体.新叶片以极轻的重量获得了极大的强度.这样的一块钛合金三明治一下子解决了困扰航空动力工业几十年的大难题.
新型风扇不光是重量轻、强度大,而且因为他取消了传统细长叶片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些.风扇扇叶的数量也减少了将近三分之一,rb211-535e4发动机的风扇扇叶只有二十四片.
1991年7月15日新型宽弦叶片经受了一次重大的考验.印度航空公司的一架a320在起飞阶段其装备了宽弦叶片的v-2500涡扇发动机吸入了一只5.44千克重的印度秃鹫!巨鸟以差不多三百公里的时速迎头撞到了发动机的最前端部件--风扇上!可是发动机在遭到如此重创之后仍在正常工作,飞机安全的降落了.在降落之后,人们发现v-2500的22片宽弦风扇中只有6片被巨大的冲击力打变了形,没有一片叶片发生折断.发动机只在外场进行了更换叶片之后就又重新投入了使用.这次意外的撞击证明了"宽弦无凸肩空心夹层结构叶片"的巨大成功.
解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招.实际上,当风扇的直径进一步加大时,空心结构的风扇扇叶也会超重.比如在波音777上使用的ge-90涡扇发动机,其风扇的直径高达3.142米.即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心.于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维复合材料来制造巨型的风扇扇叶.碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻,而强度却是极大.可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发生脱层现像.为了进一步的增大ge-90的安全系数,通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮,在其后缘上又用"凯夫拉"进行缝合加固.如此以来ge-90的风扇可谓万无一失.
当高函道比涡扇发动机的风扇从传统的细长窄弦叶片向宽弦叶片过渡的时候,风扇的级数也经历了一场从多级风扇到单级风扇的过渡.在涡扇发动机诞生之初,由于风扇的单级增压比比较低只能采用多级串联的方式来提高风扇的总增压比.比如jt3d的风扇就为两级,其平均单级增压比为1.32,通过两级串联其风扇总增压比达到了1.74.多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点,它重量大、效率低,其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择.随着风扇单级增压比的一步步提高,现如今在中、高函道比的涡扇发动机上单级风扇以是一统天下.比如在ge-90上使用的单级风扇其增压比高达1.65,如此之高的单级增压比以经再没有必要来串接第二级风扇.
但是在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风级的结构.比如在f-15a上使用的f100-pw-100涡扇发动机就是由三级构成,其总增压比达到了2.95.低函道涡扇发动机取如此高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果.在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机为了减少重量它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的双转子结构.受战斗机的机内容积所限,采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的,但为了提高推力只能提发动机的出口压力,再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务,所以风扇只能采用比较高的增压比.
其实低函道比的涡扇发动机彩用多级风扇也是一种无耐之举,如果风扇的单级增压比能达到3左右多级风扇的结构就将不会再出现.如果想要风扇的单级增压比达到3一级只能是进一步提高风扇的的转速并在风扇的叶型上作文章,风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波,只有这样3一级的单级风扇增压比才可能会实现.相现这一点人们将会在二十年之内作到.
四、压气机
压气机故名思意,就是用来压缩空气的一种机械.在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类,一类是离心式压气机,一类是轴流式压气机.离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体.在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片,当压气机的圆盘运转时,空气就会被螺旋形的叶片"抓住",在高速旋转所带来的巨大离心力之下,空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙,从而实现空气的增压.与离心式压气机不同,轴流式压气机是由多级风扇所构成的,其每一级都会产生一定的增压比,各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比.
在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机,轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点,但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地,离心式压气机虽然效率比较差,而且重量大,但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍.比如在我国台湾的idf上用的双转子结构的tfe1042-70涡扇发动机上,其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数.多说一句,这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多,但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构.比如国产的涡轴6、
涡轴8发动机就是1级轴流式加1级离心式构成的组合压气机.而美国的"黑鹰"直升机上的t700发动机其压气机为5级轴流式加上1级离心式.
压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件.在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要.压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率.目前人们的目标是提高压气机的单级增压比.比如在j-79上用的压气机风扇有17级之多,平均单级增压比为1.16,这样17级叶片的总增压比大约为12.5左右,而用在波音777上的ge-90的压气机的平均单级增压比以提高到了1.36,这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到23左右.而f-22的动力f-119发动机的压气机更是了的,3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右,平均单级增压比为1.43.平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的.
但随着压气机的增压比越来越高,压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来.
在压气机中,空气在得到增压的同时,其温度也在上升.比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到25左右时,压气机的出口温度就会超过500度.而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中,在中低空飞行中由于冲压作用,其温度还会提高.而当压气机的总增压比达到30左右时,压气机的出口温度会达到600度左右.如此高的温度会钛合金以是难当重任,只能由耐高温的镍基合金取而代之,可是镍基合金与钛合金相比基重量太大.与是人们又开发了新型的耐高温钛合金.
美俄的直升机发动机有什么不同
现代直升机所用的发动机主要是活塞发动机和涡轴发动机，活塞发动机现在只有轻小型直升机还在用了，大部分直升机用的都是涡轴发动机了。
对于俄美两国的涡轴发动机，楼上提到了米171和黑鹰的发动机，也就是米171用的TB3-117发动机和黑鹰用的T700-GE-701发动机，正好这两个机型我国都有，并且这两个系列的发动机正是俄美应用最广泛的直升机发动机，他们的功率也比较接近，都是1000到1500KW级别的（楼上说的TB3有2000KW，应该是2000马力，并且是应急功率，正常功率应该是1500马力）。稍加注意就可以发现，俄美两国直升机除了特别小和特别大的，无论是运输机还是侦察机或武装机基本上用的都是这两个系列的发动机。
从总体结构和工作原理上来说他们都是一样的，但由于设计理念和工业水平的不同还是使两个系列发动机在风格上有很大差别的
俄罗斯的发动机给人一种傻大笨粗的感觉，而且确实大也笨，就说上面提到的发动机，TB3比T700功率还要小，可是无论从尺寸上还是从重量上TB3都要比T700多不少，T700在设计理念上也比TB3要先进一点，包括电子调节，单元体结构，更高的涡轮前温度。
但俄罗斯的发动机也不是一无是处，傻大笨粗意味着加工要求不高，也就意味着生产简单，最终就是便宜，适应环境能力也要强，T700有比较先进的防沙除尘装置，在伊拉克，阿富汗的沙漠里照样经常因为沙尘出问题，换了TB3去虽然只有很简单的防尘装置，但在阿富汗基本没有因为沙尘出过问题，它维护也相对简单，也就是使用成本也低。另外俄罗斯的东西还有一点非常好的就是可靠性非常棒，进20年了使用TB3发动机的直升机基本没有因为空中停车和发动机故障而发生飞行事故的。
发动机的种类有哪些
活塞式航空发动机早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机的功率可达 2500千瓦。后来为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。但小功率的活塞式航空发动机仍广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机。燃气涡轮发动机应用最广。包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。冲压发动机冲压发动机特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。它构造简单、推力
大，特别适用于高速高空飞行。由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围，仅用在导弹和空中发射的靶弹上。综述上述发动机均由大气中吸取空气作为燃料燃烧的氧化剂，故又称吸空气发动机。其他还有火箭发动机、脉冲发动机和航空电动机。火箭发动机的推进剂（氧化剂和燃烧剂）全部由自身携带，燃料消耗太大，不适于长时间工作，一般作为运载火箭的发动机，在飞机上仅用于短时间加速（如起动加速器）。脉冲发动机主要用于低速靶机和航空模型飞机。由太阳电池驱动的航空电动机仅用于轻型飞机，尚处在试验阶段。编辑本段发展史1、活塞式发动机时期早期液冷发动机居主导地位很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。以后，在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架是法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的"斯佩德"战斗机。这种发动机的功率已达130~220kW,功重比为0.7kW/daN左右。飞机速度超过200km/h，升限6650m。当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。期间，1908年由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。两次世界大战之间的重要技术发明在两次世界大战之间，在活塞式发动机领域出现几项重要的发明：发动机整流罩既减小了飞机阻力，又解决了气冷发动机的冷却困难问题，甚至可以的设计两排或四排汽缸的发动机，为增加功率创造了条件；废气涡轮增压器提高了高空条件下的进气压力，改善了发动机的高空性能；变距螺旋桨可增加螺旋桨的效率和发动机的功率输出；内充金属钠的冷却排气门解决了排气门的过热问题；向汽缸内喷水和甲醇的混合液可在短时内增加功率三分之一；高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸内燃烧前压力由2~3逐步增加到5~6，甚至8~9，既提高了升功率，又降低了耗油率。从20世纪20年代中期开始，气冷发动机发展迅速，但液冷发动机仍有一席之地在此期间，在整流罩解决了阻力和冷却问题后，气冷星型发动机由于有刚性大，重量轻，可靠性、维修性和生存性好，功率增长潜力大等优点而得到迅速发展,并开始在大型轰炸机、运输机和对地攻击机上取代液冷发动机。在20世纪20年代中期，美国莱特公司和普·惠公司先后发展出单排的"旋风"和"飓风"以及"黄蜂"和"大黄蜂"发动机，最大功率超过400kW，功重比超过1kW/daN。到第二次世界大战爆发时，由于双排气冷星型发动机的研制成功，发动机功率已提高到600~820kW。此时，螺旋桨战斗机的飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m。在第二次世纪大战期间，气冷星型发动机继续向大功率方向发展。其中比较著名的有普·惠公司的双排"双黄蜂"（(R-2800)和四排"巨黄蜂"(R-4360)。前者在1939年7月1日定型，开始时功率为1230kW,共发展出5个系列几十个改型，最后功率达到2088kW，用于大量的军民用飞机和直升机。单单为P-47战斗机就生产了24000台R-2800发动机，其中P-47 J的最大速度达805km/h。虽然有争议，但据说这是第二次世界大战中飞得最快的战斗机。这种发动机在航空史上占有特殊的地位。在航空博物馆或航空展览会上，R-2800总是放置在中央位置。甚至有的航空史书上说，如果没有R-2800发动机，在第二次世界大战中盟国的取胜要困难得多。后者有四排28个汽缸，排量为71.5L，功率为2200~3000kW,是世界上功率最大的活塞式发动机，用于一些大型轰炸机和运输机。1941年，围绕六台R-4360发动机设计的B-36轰炸机是少数推进是飞机之一，但未投入使用。莱特公司的R-2600和R-3350发动机也是很有名的双排气冷星型发动机。前者在1939推出，功率为1120kW，用于第一架载买票旅客飞越大西洋的波音公司"快帆"314型四发水上飞机以及一些较小的鱼雷机、轰炸机和攻击机。后者在1941年投入使用，开始时功率为2088kW，主要用于著名的B-29"空中堡垒"战略轰炸机。R-3350在战后发展出一种重要改型--涡轮组合发动机。发动机的排气驱动三个沿周向均布的废气涡轮，每个涡轮在最大状态下可发出150kW的功率。这样，R-3350的功率提高到2535kW，耗油率低达0.23kg/(kW·h)。1946年9月，装两台R-3350涡轮组合发动机的P2V1"海王星"飞机创造了18090km的空中不加油的飞行距离世界纪录。液冷发动机与气冷发动机之间的竞争在第二次世界大战中仍在继续。液冷发动机虽然有许多缺点，但它的迎风面积小，对高速战斗机特别有利。而且，战斗机的飞行高度高，受地面火力的威胁小，液冷发动机易损的弱点不突出。所以，它在许多战斗机上得到应用。例如，美国在这次大战中生产量最大的5种战斗机中有4种采用液冷发动机。其中，值得一提的是英国罗-罗公司的梅林发动机。它在1935年11月在"飓风"战斗机上首次飞行时，功率达到708kW；1936年在"喷火"战斗机上飞行时，功率提高到783kW。这两种飞机都是第二次世界大战期间有名的战斗机，速度分别达到624km/h和750km/h。梅林发动机的功率在战争末期达到1238kW，甚至创造过1491kW的纪录。美国派克公司按专利生产了梅林发动机，用于改装P-51"野马"战斗机，使一种平常的飞机变成战时最优秀的战斗机。"野马"战斗机采用一种不常见的五叶螺旋桨，安装梅林发动机后，最大速度达到760km/h，飞行高度为15000m。除具有当时最快的速度外，"野马"战斗机的另一个突出的优点是有惊人的远航能力，它可以把盟军的轰炸机一直护送到柏林。到战争结束时，"野马"战斗机在空战中共击落敌机4950架，居欧洲战场的首位。而在远东和太平洋战场上，则是由于装备了气冷发动机的F6F"地狱猫"战斗机的参战，才结束了日本"零"式战斗机的霸主地位。航空史学界把"野马"飞机看作螺旋桨战斗机的顶峰之作。在第二次世界大战开始之后和战后的最主要的技术进展有直接注油、涡轮组合发动机和低压点火。在两次世界大战的推动下，发动机的性能提高很快，单机功率从不到10 kW增加到2500 kW左右，功率重量比从0.11 kW/daN提高到1.5 kW/daN左右，升功率从每升排量几千瓦增加到四五十千瓦，耗油率从约0.50 kg/(kW·h)降低到0.23~0.27 kg/(kW·h)。翻修寿命从几十小时延长到2000~3000h。到第二次世界大战结束时，活塞式发动机已经发展得相当成熟，以它为动力的螺旋桨飞机的飞行速度从16km/h提高到近800 km/h，飞行高度达到15000 m。可以说，活塞式发动机已经达到其发展的顶峰。喷气时代的活塞式发动机在第二次世界大战结束后，由于涡轮喷气发动机的发明而开创了喷气时代，活塞式发动机逐步退出主要航空领域，但功率小于370 kW的水平对缸活塞式发动机发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机，旋转活塞发动机在无人机上崭露头角，而且美国NASA还正在发展用航空煤油的新型二冲程柴油机供下一代小型通用飞机使用。美国NASA已经实施了一项通用航空推进计划，为未来安全舒适、操作简便和价格低廉的通用轻型飞机提供动力技术。这种轻型飞机大致是4~6座的，飞行速度在365 km/h左右。一个方案是用涡轮风扇发动机，用它的飞机稍大，有6个座位，速度偏高。另一个方案是用狄塞尔循环活塞式发动机，用它的飞机有4个座位，速度偏低。对发动机的要求为：功率为150 kW；耗油率0.22 kg/(kW·h)；满足未来的排放要求；制造和维修成本降低一半。到2000年，该计划已经进行了500h以上的发动机地面试验，功率达到130 kW，耗油率0.23 kg/(kW·h)。2、燃气涡轮发动机时期第二个时期从第二次世界大战结束至今。60年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。在技术发展的推动下（见表1），涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机和涡轮轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用，使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。涡喷/涡扇发动机英国的惠特尔和德国的奥海因分别在1937年7月14日和1937年9月研制成功离心式涡轮喷气发动机WU和HeS3B。前者推力为530daN，但1941年5月15日首次试飞的格罗斯特公司E28/39飞机装的是其改进型W1B，推力为540daN，推重比2.20。后者推力为490daN，推重比1.38，于1939年8月27日率先装在亨克尔公司的He-178飞机上试飞成功。这是世界上第一架试飞成功的喷气式飞机，开创了喷气推进新时代和航空事业的新纪元。世界上第一台实用的涡轮喷气发动机是德国的尤莫-004，1940年10月开始台架试车，1941年12月推力达到980daN，1942年7月18日装在梅塞施米特Me-262飞机上试飞成功。自1944年9月至1945年5月，Me-262共击落盟军飞机613架，自己损失200架（包括非战斗损失）。英国的第一种实用涡轮喷气发动机是1943年4月罗·罗公司推出的威兰德，推力为755daN，推重比2.0。该发动机当年投入生产后即装备"流星"战斗机，于1944年5月交给英国空军使用。该机曾在英吉利海峡上空成功地拦截了德国的V-1导弹。战后，美、苏、法通过买专利，或借助从德国取得的资料和人员，陆续发展了本国第一代涡轮喷气发动机。其中，美国通用电气公司的J47轴流式涡喷发动机和苏联克里莫夫设计局的RD-45离心式涡喷发动机的推力都在2650daN左右，推重比为2~3，它们分别在1949年和1948年装在F-86和米格-15战斗机上服役。这两种飞机在朝鲜战争期间展开了你死我活的空战。 20世纪50年代初，加力燃烧室的采用使发动机在短时间内能够大幅度提高推力，为飞机突破声障提供足够的推力。典型的发动机有美国的J57和苏联的RD-9B，它们的加力推力分别为7000daN和3250daN，推重比各为3.5和4.5。它们分别装在超声速的单发F-100和双发米格-19战斗机上。在50年代末和60年代初，各国研制了适合M2以上飞机的一批涡喷发动机，如J79、J75、埃汶、奥林帕斯、阿塔9C、R-11和R-13，推重比已达5~6。在60年代中期还发展出用于M3一级飞机的J58和R-31涡喷发动机。到70年代初，用于"协和"超声速客机的奥林帕斯593涡喷发动机定型，最大推力达到17000daN。从此再没有重要的涡喷发动机问世。涡扇发动机的发展源于第二次世界大战。世界上第一台运转的涡轮风扇发动机是德国戴姆勒-奔驰研制的DB670(或109-007)，于1943年4月在实验台上达到840千克推力，但因技术困难及战争原因没能获得进一步发展。世界上第一种批量生产的涡扇发动机是1959年定型的英国康维，推力为5730daN，用于VC-10、DC-8和波音707客机。涵道比有0.3和0.6两种，耗油率比同时期的涡喷发动机低10%~20%。1960年，美国在JT3C涡喷发动机的基础上改型研制成功JT3D涡扇发动机，推力超过7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客机以及军用运输机。以后，涡扇发动机向低涵道比的军用加力发动机和高涵道比的民用发动机的两个方向发展。在低涵道比军用加力涡扇发动机方面，20世纪60年代，英、美在民用涡扇发动机的基础上研制出斯贝-MK202和TF30，分别用于英国购买的"鬼怪"F-4M/K战斗机和美国的F111（后又用于F-14战斗机）。它们的推重比与同时期的涡喷发动机差不多，但中间耗油率低，使飞机航程大大增加。在70~80年代，各国研制出推重比8一级的涡扇发动机，如美国的F!00、F404、F110，西欧三国的RB199，前苏联的RD-33和AL-31F。它们装备目前在一线的第三代战斗机，如F-15、F-16、F-18、"狂风"、米格-29和苏-27。目前，推重比10一级的涡扇发动机已研制成功，即将投入服役。它们包括美国的F-22/F119、西欧的EFA2000/EJ200和法国的"阵风"/M88。其中，F-22/F119具有第四代战斗机代表性特征--超声速巡航、短距起落、超机动性和隐身能力。超声速垂直起飞短距着陆的JSF动力装置F136正在研制之中，预计将于2010~2012年投入服役。自20世纪70年代第一代推力在20000daN以上的高涵道比（4~6）涡扇发动机投入使用以来，开创了大型宽体客机的新时代。后来，又发展出推力小于20000daN的不同推力级的高涵道比涡扇发动机，广泛用于各种干线和支线客机。10000~15000daN推力级的CFM56系列已生产13000多台，并创造了机上寿命超过30000h的记录。民用涡扇发动机依然投入使用以来，已使巡航耗油率降低一半，噪声下降20dB, CO、UHC、NOX分别减少70%、90%、45%。90年代中期装备波音777投入使用的第二代高涵道比（6~9）涡扇发动机的推力超过35000daN。其中，通用电气公司GE90-115B在2003年2月创造了56900daN的发动机推力世界纪录。目前，普·惠公司正在研制新一代涡扇发动机PW8000，这种齿轮传动涡扇发动机，推力为11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率下降9%。涡桨/涡轴发动机第一台涡轮螺旋桨发动机为匈牙利于1937年设计、1940年试运转的 Jendrassik Cs-1。该机原计划用于本国Varga RMI-1 X/H型双引擎侦察/轰炸机但该机项目被取消。1942年，英国开始研制本国第一台涡桨发动机罗尔斯-罗伊斯 RB.50 Trent。该机于1944年6月首次运转，经过633小时试车后于1945年9月20日安装在一台格罗斯特“流星”战斗机上，并做了298小时飞行实验。以后，英国、美国和前苏联陆续研制出多种涡桨发动机，如达特、T56、AI-20和AI-24。这些涡桨发动机的耗油率低，起飞推力大，装备了一些重要的运输机和轰炸机。美国在1956年服役的涡桨发动机T56/501，装于C-130运输机、P3-C侦察机和E-2C预警机。它的功率范围为2580～4414 kW，有多个军民用系列，已生产了17000多台，出口到50多个国家和地区，是世界上生产数量最多的涡桨发动机之一，至今还在生产。前苏联的HK-12M的最达功率达11000kW,用于图-95"熊"式轰炸机、安-22军用运输机和图-114民用运输机。终因螺旋桨在吸收功率、尺寸和飞行速度方面的限制，在大型飞机上涡轮螺旋桨发动机逐步被涡轮风扇发动机所取代，但在中小型运输机和通用飞机上仍有一席之地。其中加拿大普·惠公司的PT6A发动机是典型代表，40年来，这个功率范围为350~1100kW的发动机系列已发展出30多个改型，用于144个国家的近百种飞机，共生产了30000多台。美国在90年代在T56和T406的基础上研制出新一代高速支线飞机用的AE2100是当前最先进的涡桨发动机，功率范围为2983～5966 kW，其起飞耗油率特低，为0.249 kg/（kW·h）。最近西欧四国决定为欧洲中型军用运输机A400M研制TP400涡桨发动机。该发动机以法国的M88的核心机为基础，功率为7460kW,计划于2008年定型。在20世纪80年代后期，掀起了一阵性能上介于涡桨发动机和涡扇发动机之间的桨扇发动机热。一些著名的发动机公司都在不同程度上进行了预计和试验，其中通用电气公司的无涵道风扇（UDF）GE36曾进行了飞行试验。由于种种原因，只有俄罗斯和乌克兰的安-70/D-27进入工程研制并计划批生产装备部队。但因飞机技术老化、发动机噪声不符合欧洲标准和试验中发生的问题较多，最近俄乌双方作出放弃装备该机的决定。从1950年法国透博梅卡公司研制出206 kW的阿都斯特Ⅰ型涡轴发动机并装备美国的S52-5直升机上首飞成功以后，涡轮轴发动机在直升机领域逐步取代活塞式发动机而成为最主要的动力形式。半个世纪以来，涡轴发动机已成功低发展出四代，功重比已从2kW/daN提高到6.8~7.1 kW/daN。第三代涡轴发动机是20世纪70年代设计，80年代投产的产品。主要代表机型有马基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，装备AS322"超美洲豹"、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。第四代涡轴发动机是20世纪80年代末90年代初开始研制的新一代发动机,代表机型有英、法联合研制的RTM322、美国的T800-LHT-800、德法英联合研制的MTR390和俄罗斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66"科曼奇"、PAH-2/HAP/HAC"虎"和卡-52。世界上最大的涡轮轴发动机是乌克兰的D-136，起飞功率为7500 kW,装两台发动机的米-26直升机可运载20 t的货物。以T406涡轮轴发动机为动力的倾转旋翼机V-22突破常规旋翼机400 km/h的飞行速度上限，一下子提高到638 km/h。目前，美国正准备利陆军计划利用高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划第一阶段和第二阶段的成果发展用于UH-60A"黑鹰"/AH-64A"阿帕奇"改进型的动力--共用发动机项目(CEP)。CEP的目标是耗油率减少25~30%，功重比提高60%，采购成本和维护成本最小减少20%，使直升机的航程增加60%或载荷增加70%，同时减少后勤服务和维护的负担。CEP项目的生产型发动机的功率限制在2240kW。为满足未来运输旋翼机（FTR）的动力需求，2004财年将开始一个利用IHPTET第二阶段和第三阶段技术的发动机验证计划。这种发动机的功率为7460kW，其工程和制造研制（EMD）将于2008到2010财年进行。预计FTR与现在的重型运输直升机相比,可使航程增加三倍，或载荷增加一倍。航空燃气涡轮发动机问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明：服役的战斗机发动机推重比从2提高到7~9，已经定型并即将投入使用的达9~10。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.0 kg/(daN·h)下降到0.55 kg/(daN·h),噪声已下降20dB，CO、UHC和NOx分别下降70%、90%和45%。服役的直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN提高到4.6~6.1 kW/daN，已经定型并即将投入使用的达6.8~7.1 kW/daN。发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4/1 000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02/1 000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~6000TAC循环试验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2 000h；民用发动机热端部件寿命，为7000~10000 h，整机的机上寿命达到15000~20 000 h，也相当使用10年左右。
涡轴发动机的机体结构
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。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。例如，国产涡轴6、涡轴8发动机为l级轴流加1级离心构成的组合压气机；“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流加上l级离心。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，见下图。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。国产涡轴8发动机的燃烧室，是介于以上两者之间的一种折流燃烧室，使燃气折流适应甩油盘甩出燃油的方向，以提高燃油雾化质量及燃烧室工作效率。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。它是涡轴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，涡轮的导向叶片在前，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，见上图。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。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
涡轮轴发动机和涡浆发动机有什么区别
区别：
涡轮轴发动机和涡浆发动机主要区别在于发动机的推力组成不同。
涡轮轴发动机是涡轮流出来的燃气，经过尾喷管喷出，可产生一定的推力，由于喷速不大，这种推力很小，如折合为功率，大约仅占总功率的十分之一左右。有时喷速过小，甚至不产生什么推力。为了合理地安排直升机的结构，涡轮轴发动机的喷口，可以向上，向下或向两侧，不象涡轮喷气发动机那样非向后不可。这有利于直升机设计时的总体安排。
涡浆发动机在涡桨发动机的推力构成中，发动机排气产生的推力微乎其微，甚至不到总推力的10％，燃烧室来的燃气能量几乎全部用来驱动前部的压气机和大直径螺旋桨。于是，总体排气的温度、压力都很低，甚至同周围环境中的大气的温度压力区别不大。
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