怎麼購買德國渦噴發動機

Ⅰ 渦噴、渦扇和渦輪有什麼區別哪個更好

渦輪噴氣發動機簡稱渦噴發動機，通常由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。部分軍用發動機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。

渦噴發動機屬於熱機，做功原則同樣為：高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。

工作時，發動機首先從進氣道吸入空氣。這一過程並不是簡單的開個進氣道即可，由於飛行速度是變化的，而壓氣機對進氣速度有嚴格要求，因而進氣道必需可以將進氣速度控制在合適的范圍。

壓氣機顧名思義，用於提高吸入的空氣的的壓力。壓氣機主要為扇葉形式，葉片

轉動對氣流做功，使氣流的壓力、溫度升高。

隨後高壓氣流進入燃燒室。燃燒室的燃油噴嘴射出油料，與空氣混合後點火，產生高溫高壓燃氣，向後排出。

高溫高壓燃氣向後流過高溫渦輪，部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，驅動渦輪旋轉。由於高溫渦輪同壓氣機裝在同一條軸上，因此也驅動壓氣機旋轉，從而反復的壓縮吸入的空氣。

從高溫渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續膨脹，以高速從尾部噴口向後排出。這一速度比氣流進入發動機的速度大得多，從而產生了對發動機的反作用推力，驅使飛機向前飛行。

渦輪噴氣發動機的優缺點

這類發動機具有加速快、設計簡便等優點，是較早實用化的噴氣發動機類型。但如果要讓渦噴發動機提高推力，則必須增加燃氣在渦輪前的溫度和增壓比，這將會使排氣速度增加而損失更多動能，於是產生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發動機油耗大，對於商業民航機來說是個致命弱點。

應用於噴氣推進避免了火箭和沖壓噴氣發動機固有的弱點，因為採用了渦輪驅動的壓氣機，因此在低速時發動機也有足夠的壓力來產生強大的推力。渦輪噴氣發動機按照「工作循環」工作。它從大氣中吸進空氣，經壓縮和加熱這一過程之後，得到能量和動量的空氣以高達2000英尺/秒(610米/秒)或者大約1400英里/小時(2253公里/小時)的速度從推進噴管中排出。在高速噴氣流噴出發動機時，同時帶動壓氣機和渦輪繼續旋轉，維持「工作循環」。渦輪發動機的機械布局比較簡單，因為它只包含兩個主要旋轉部分，即壓氣機和渦輪，還有一個或者若干個燃燒室。然而，並非這種發動機的所有方面都具有這種簡單性，因為熱力和氣動力問題是比較復雜的。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過壓氣機和渦輪葉片而不斷變化著的氣流、以及排出燃氣並形成推進噴氣流的排氣系統的設計工作造成的。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。螺旋槳/渦輪組合的優越性在一定程度上被內外涵發動機、涵道風扇發動機和槳扇發動機的引入所取代。這些發動機比純噴氣發動機流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率與渦輪螺旋槳發動機相當，超過了純噴氣發動機的推進效率。

渦輪/沖壓噴氣發動機將渦輪噴氣發動機(它常用於馬赫數低於3的各種速度)與沖壓噴氣發動機結合起來，在高馬赫數時具有良好的性能。這種發動機的周圍是一涵道，前部具有可調進氣道，後部是帶可調噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數3以下的飛行狀態下，發動機用常規的渦輪噴氣式發動機的工作方式；當飛機加速到馬赫數3以上時，其渦輪噴氣機構被關閉，氣道空氣藉助於導向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成為沖壓噴氣發動機的燃燒室。這種發動機適合要求高速飛行並且維持高馬赫數巡航狀態的飛機，在這些狀態下，該發動機是以沖壓噴氣發動機方式工作的。

渦輪/火箭發動機與渦輪/沖壓噴氣發動機的結構相似，一個重要的差異在於它自備燃燒用的氧。這種發動機有一多級渦輪驅動的低壓壓氣機，而驅動渦輪的功率是在火箭型燃燒室中燃燒燃料和液氧產生的。因為燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪前，需要用額外的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然後這種富油混合氣(燃氣)用壓氣機流來的空氣稀釋，殘余的燃油在常規加力系統中燃燒。雖然這種發動機比渦輪/沖壓噴氣發動機小且輕，但是，其油耗更高。這種趨勢使它比較適合截擊機或者航天器的發射載機。這些飛機要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續航時間。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

Ⅱ 什麼是渦噴發動機，什麼是渦扇發動機

渦扇發動機
全稱為渦輪風扇發動機（Turbofan）是飛機發動機的一種，由渦輪噴氣發動機（Turbojet）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（Bypass ratio，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。
..渦輪風扇發動機的誕生
二戰後，隨著時間推移、技術更新，渦輪噴氣發動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。尤其是二戰後快速發展的亞音速民航飛機和大型運輸機，飛行速度要求達到高亞音速即可，耗油量要小，因此發動機效率要很高。渦輪噴氣發動機的效率已經無法滿足這種需求，使得上述機種的航程縮短。因此一段時期內出現了較多的使用渦輪螺旋槳發動機的大型飛機。 實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發動機已經出現了一些粗糙的早期設計。40和50年代，早期渦扇發動機開始了試驗。但由於對風扇葉片設計製造的要求非常高。因此直到60年代，人們才得以製造出符合渦扇發動機要求的風扇葉片，從而揭開了渦扇發動機實用化的階段。 50年代，美國的NACA(即NASA 美國航空航天管理局的前身)對渦扇發動機進行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉由通用電氣公司(GE)繼續深入發展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發動機，立即打破了超音速噴氣發動機的大量紀錄。但最早的實用化的渦扇發動機則是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D渦扇發動機。實際上普·惠公司啟動渦扇研製項目要比GE晚，他們是在探聽到GE在研製CJ805的機密後，匆忙加緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。 1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的「康威」(Conway)渦扇發動機開始被波音707大型遠程噴氣客機採用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發動機。60年代洛克西德「三星」客機和波音747「珍寶」客機採用了羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發動機，標志著渦扇發動機的全面成熟。此後渦輪噴氣發動機迅速的被西方民用航空工業拋棄。 渦輪風扇噴氣發動機的原理 渦槳發動機的推力有限，同時影響飛機提高飛行速度。因此必需提高噴氣發動機的效率。發動機的效率包括熱效率和推進效率兩個部分。提高燃氣在渦輪前的溫度和壓氣機的增壓比，就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不變的條件下，提高渦輪前溫度，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。因此，片面的加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導致推進效率的下降。要全面提高發動機效率，必需解決熱效率和推進效率這一對矛盾。 渦輪風扇發動機的妙處，就在於既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度。渦扇發動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發動機的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數量的風扇。風扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發動機一樣，送進壓氣機(術語稱「內涵道」)，另一部分則直接從渦噴發動機殼外圍向外排出(「外涵道」)。因此，渦扇發動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當的渦輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經風扇傳遞到外涵道，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進效率取得了平衡，發動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠。
編輯本段渦輪風扇發動機的優缺點
如前所述，渦扇發動機效率高，油耗低，飛機的航程就遠
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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

Ⅲ 渦噴航模到哪裡買得到

那個我買過的，我家在北京，我哥哥買的是JAS鷹獅，那個傢伙花了我哥哥100000RMB聽說運費就5000多！，，我買的是F15，一個渦噴你知道多少錢嗎？，沒50000你就別買了！，，這個看體型，我們買的是那種長2米，寬式180cm，，，聽說國內也能買到，體型小一點的，便宜好幾倍，，但是那種玩起來不刺激，太小了一個那種渦噴才1w多， 北京航模公司幫組你購買！

Ⅳ 渦扇和渦噴發動機有什麼區別

1、效率不同：渦噴發動機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。

2、結構不同：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。

3、工作原理不同：渦輪風扇發動機由風扇、低壓壓氣機(髙涵比渦扇特有)、高壓壓氣機、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。

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應用狀況

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。

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。

同時噴氣發動機盡管在低速時油耗要大於活塞式發動機，但其優異的高速性能使其迅速取代了後者，成為航空發動機的主流。

Ⅳ 現在世界上能自主獨立製造渦輪發動機的國家都有哪些

世界共有:224面旗
世界上共有224個國家和地區，其中國家為193個，地區為31個。其中：
亞洲（48個國家）

東亞：中國、蒙古、朝鮮、韓國、日本 （5）

東南亞：菲律賓、越南、寮國、柬埔寨、緬甸、泰國、馬來西亞、汶萊、新加坡、印度尼西亞、
東帝汶 （11）

南亞：尼泊爾、不丹、孟加拉國、印度、巴基斯坦、斯里蘭卡、馬爾地夫（7）

中亞：哈薩克、吉爾吉斯斯坦、塔吉克、烏茲別克、土庫曼（5）

西亞：阿富汗、伊拉克、伊朗、敘利亞、約旦、黎巴嫩、以色列、巴勒斯坦、沙烏地阿拉伯、巴林、卡達、科威特、阿拉伯聯合大公國（阿聯酋）、阿曼、葉門、喬治亞、亞美尼亞、亞塞拜然、土耳其、塞普勒斯（20）

註：錫金現已並入印度成為其一個邦，所以這里不出現，詳細請看：

歐洲（43個國家/1個地區）

北歐：芬蘭、瑞典、挪威、冰島、丹麥 法羅群島（丹）（6）

東歐：愛沙尼亞、拉脫維亞、立陶宛、白俄羅斯、俄羅斯、烏克蘭、摩爾多瓦（7）

中歐：波蘭、捷克、斯洛伐克、匈牙利、德國、奧地利、瑞士、列支敦斯登（8）

西歐：英國、愛爾蘭、荷蘭、比利時、盧森堡、法國、摩納哥（7）

南歐：羅馬尼亞、保加利亞、塞爾維亞、馬其頓、阿爾巴尼亞、希臘、斯洛維尼亞、克羅埃西亞、波斯尼亞和墨塞哥維那

義大利、梵蒂岡、聖馬利諾、馬爾他、西班牙、葡萄牙、安道爾（16）

非洲（53個國家/6個地區）

北非：埃及、利比亞、蘇丹、突尼西亞、阿爾及利亞、摩洛哥、亞速爾群島（葡）、馬德拉群島（葡）（8）

東非：衣索比亞、厄利垂亞、索馬里、吉布地、肯亞、坦尚尼亞、烏干達、盧安達、蒲隆地、塞席爾（10）

中非：查德、中非、喀麥隆、赤道幾內亞、加彭、剛果共和國（即：剛果（布））、剛果民主共和國（即：剛果（金））、聖多美及普林西比（8）

西非：茅利塔尼亞、西撒哈拉（註：未獨立，詳細請看：）、塞內加爾、甘比亞、馬里、布吉納法索、幾內亞、幾內亞比索、維德角、獅子山、賴比瑞亞、象牙海岸、迦納、多哥、貝南、尼日、加那利群島（西）（18）

南非：尚比亞、安哥拉、辛巴威、馬拉維、莫三比克、波札那、納米比亞、南非、史瓦濟蘭、賴索托、馬達加斯加、葛摩、模里西斯、留尼旺（法）、聖赫勒拿（英）（15）

大洋洲（14個國家/10個地區）

澳大利亞、紐西蘭、巴布亞紐幾內亞、索羅門群島、萬那杜、密克羅尼西亞、馬紹爾群島、帛琉、諾魯、吉里巴斯、吐瓦魯、薩摩亞、斐濟群島、湯加、庫克群島（新）、關島（美）、新喀里多尼亞（法）、法屬波利尼西亞、皮特凱恩島（英）、瓦利斯與富圖納（法）、紐埃（新）、托克勞（新）、美屬薩摩亞、北馬里亞納（美）

北美洲（23個國家/13個地區）

北美：加拿大、美國、墨西哥、格陵蘭（丹）（4）

中美洲：瓜地馬拉、貝里斯、薩爾瓦多、宏都拉斯、尼加拉瓜、哥斯大黎加、巴拿馬（7）

加勒比海地區：巴哈馬、古巴、牙買加、海地、多明尼加、安地卡及巴布達、聖克里斯多福及尼維斯、多米尼克、聖露西亞、聖文森及格瑞那丁、格瑞那達、巴貝多、特立尼達和多巴哥、波多黎各（美）、英屬維爾京群島、美屬維爾京群島、安圭拉（英）、蒙特塞拉特（英）、瓜德羅普（法）、馬提尼克（法）、荷屬安的列斯、阿魯巴（荷）、特克斯和凱科斯群島（英）、開曼群島（英）、百慕大（英）（25）

南美洲（12個國家/1個地區）

北部：哥倫比亞、委內瑞拉、蓋亞那、法屬蓋亞那、蘇利南（5）

中西部：厄瓜多、秘魯、玻利維亞（3）

東部：巴西（1）

南部：智利、阿根廷、烏拉圭、巴拉圭（4）

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全世界共有220多個政區單位——國家和地區
阿富汗
AL Albania 阿爾巴尼亞
AD Andorra 安道爾
AO Angola 安哥拉
AI Angola 安圭拉
AQ Antarctica 南極洲
AG Ntigua and Barbuda 安地卡及巴布達
AR Argentina 阿根廷
AM Armenia 亞美尼亞
AW Aruba 阿魯巴
AU Australia 澳大利亞
AT Austria 奧地利
AZ Azerjan 亞塞拜然
AE United Arab Emirates 阿聯酋
BS Bahamas 巴哈馬
BH Bahrain 巴林
BD Bangladesh 孟加拉
BB Barbados 巴貝多
BY White Russia 白俄羅斯
BZ Belize 貝里斯
BE Belgium 比利時
BJ Benin 貝南
BM Bermuda 百慕大
BT Bhutan 不丹
BO Bolivia 玻利維亞
BA Bosnia Hercegovina 波黑
BW Botswana 波札那
BV Bouvet Island 布維島
BR Brazil 巴西
BN Brunei Darussalam 汶萊
BG Bulgaria 保加利亞
BF Burkina Faso 布其納法索
BI Burundi 蒲隆地
BY Byelorussian SSR 白俄羅斯
CM Cameroon 喀麥隆
CA Canada 加拿大
CV Cape Verde,Republic of 維德角
CF The Central African Republic 中非共和國
CL Chile 智利
CN China 中國
CX Christmas Island 聖誕島
CC COCOS Islands 可可島
CO Colombia 哥倫比亞
CH tzerland 瑞士
CG Congo 剛果
CK Cook Island 庫克群島
CR Costa rica 哥斯大黎加
CI Lvory Coast 象牙海岸
CU Cuba 古巴
CY Cyprus 塞普勒斯
CZ Czech Republic 捷克共和國
DK Denmark 丹麥
DJ Djibouti 吉布地
DM Gominica 多明哥
DE Grmany 德國
DO Dominica 多米尼加
DZ Algeria 阿爾及利亞
EC Ecuador 厄瓜多
EC Ecuador 厄瓜多
EG Egypt 埃及
EH West Sahara 西撒哈拉
ES Spain 西班牙
EE Estonia 愛沙尼亞
ET Ethiopia 衣索比亞
FJ Fiji 斐濟
FK Falkland Islands 福克蘭群島
FI Finland 芬蘭
FR France 法國
FM Micronesia 密克羅尼西亞
GA Gabon 加彭
GQ Equatorial Guinea 赤道幾內亞
GF French Guiana 法屬蓋亞那
GM Gambia 甘比亞
GE Georgia 喬治亞
GH Ghana 迦納
GI Gibraltar 直布羅陀
GR Greece 希臘
GL Greenland 格陵蘭
GB United Kingdom 英國
GD Grenada 格瑞那達
GP Guadeloupe 瓜德羅普
GU Guam 關島
GT Guatemala 瓜地馬拉
GN Guinea 幾內亞
GW Guinea-Bissau 幾內亞比索
GY Guyana 蓋亞那
HR Croatia 克羅埃西亞
HT Haiti 海地
HN Honras 宏都拉斯
HK Hong Kong 中國香港
HU Hungary 匈牙利
IS Iceland 冰島
IN India 印度
ID Indonesia 印度尼西亞
IR Iran 伊朗
IQ Iraq 伊拉克
IO British Indian Ocean Territory 英聯邦的印度洋領域
IE Ireland 愛爾蘭
IL Israel 以色列
IT Italy 義大利
JM Jamaica 牙買加
JP Japan 日本
JO Jordan 約旦
KZ Kazakstan 哈薩克
KE Kenya 肯亞
KI Kiribati 吉里巴斯
KP North Korea 朝鮮
KR Korea 韓國
KH Cambodia 柬埔寨
KM Comoros 葛摩
KW kuwait 科威特
KG Kyrgyzstan 吉爾吉斯斯坦
KY Cayman Islands 開曼群島
LA Laos 寮國
LK Sri Lanka 斯里蘭卡
LV Latvia 拉托維亞
LB Lebanon 黎巴嫩
LS Lesotho 賴索托
LR Liberia 賴比瑞亞
LY Libya 利比亞
LI Liechtenstein 列支敦斯登
LT Lithuania 立陶宛
LU Luxembourg 盧森堡
LC St. Lucia 聖露西亞
MO Macao 中國澳門
MG Malagasy 馬達加斯加
MW Malawi 馬拉維
MY Malaysia 馬來西亞
MV Maldives 馬爾地夫
ML Mali 馬里
MT Malta 馬爾他
MH Marshall Islands 馬紹爾群島
MQ Mauritania
MR Mauritania 茅利塔尼亞
MU Mauritius 模里西斯
MX Mexico 墨西哥
MD Moldova,Republic of 摩爾多瓦
MC Monaco 摩納哥
MN Mongolia 蒙古
MS Montserrat
MA Morocco 摩洛哥
MZ Mozambique 莫三比克
MM Burma 緬甸
MP Northern Nariana Islands

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Ⅵ 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

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。

Ⅶ 航空渦輪噴氣發動機哪裡可以買到

航模的渦噴，淘寶上有，基本都在3萬以上。國外比較有名的有德國的jetcat等。
你說的這些，如果是航模，淘寶上都有，也可以買來自己DIY小的無人機。
如果你要自己做個可以載人的飛機，記住中國的管制標準是：92kg以下，乘載1人的飛行器不用報備，也就是可以自己隨便飛。
想要自己造，可以參考美國飛行者大會上的設計，國外很早就有個人飛機的圖紙開發，自己找去。

Ⅷ 飛機航模應該採取哪種發動機，渦扇、渦輪還是渦噴發動機

航模。渦輪增壓的發動機用得比較多的是離心渦輪增壓渦噴發動機，也就是渦噴了。。。這個也是比較貴的，一般德國進口的都上萬，而且壽命都在20個小時左右。。渦輪發動機是往復式發動機的一種特殊，這里你可能弄錯了。。。渦扇發動機是沒有航模用的，因為渦扇都是共軸多槳的渦噴發動機帶動的，必須使用軸流的渦噴發動機才可以。而航模用得渦噴沒有軸流式的。。。。。這些是你說的渦輪系列發動機。。
而航模上，，一般用得最多的是電動機，和活塞發動機。
1電動機用得是航模用無刷馬達，現在的微型發動機，同質量下，無刷馬達比內燃機的功率要大太多，唯一的缺陷是續航能力不足。。。。。電動一種是直接帶動槳的，還有一種涵道(也就是電動的噴氣發動機)
活塞發動機，分有甲醇發動機和汽油發動機，都用航模用的微型發動機。他們都只能直接帶槳，不能當噴氣發動機使用。。。。。以上就是現在航模用得幾種比較常見的發動機了。望採納

Ⅸ 德國Ta-183戰斗機的方案

隨後的一年間，庫爾特·譚克率領馬爾特霍普設計小組在5號方案的基礎上完成了三種方案的設計。第一種方案是前衛的火箭發動機方案，以增強攔截轟炸機的能力。該方案採用HeS-011R組合式發動機，該發動機由一台HeS-011渦噴發動機和一台最大推力1000公斤的輔助火箭發動機組成，火箭發動機由機翼下方吊掛的副油箱提供燃料，可供火箭發動機工作200秒。這種方案很快就被拋棄了，從時間順序上講它應該是Ta-183 I號設計方案，但筆者掌握的資料顯示，福克公司似乎並沒有將這個編號賦予它。但此後譚克帶著設計小組搞出來的2個方案卻又按照時間順序定為Ta-183 II和Ta-183 III，顯然在這兩個正式方案之前還應有一個早期設計。這個早期設計應該就是夭折了的火箭發動機方案。
Ta-183 II是庫爾特·譚克設計小組提交給德國空軍部的正式方案，採用金屬-木材混合結構，機身粗短，機翼後掠角達到40度，前三點式起落架，安裝1台HeS-011渦噴發動機。該方案在氣動外形上與梅塞施米特的Me P.1101方案十分近似，可謂不謀而合。為了與II號方案進行對比，選擇出最優設計，設計小組還與Ta-183 II同步平行設計了Ta-183 III，它的布局與II方案近似，但是座艙更靠後，機翼後掠角也減小到35度，水平尾翼採用常規布局，安裝在垂尾根部。
Ta-183 II為單座單發飛機，機頭進氣，中單翼+T型尾翼布局。它的氣動外形以今天的眼光來看稱不上漂亮，的的確確就是一隻醜陋的大「烏鴉」。短小粗壯的機身是Ta-183 II的主要外形特徵，位於座艙下方的進氣口延伸到後部與HeS-011發動機相連，全機看上去像一個粗短的箭頭，座艙幾乎直接騎在發動機艙上！採用這種設計完全是為了遷就當時的渦噴發動機的結構和性能。20世紀40年代中期，德國設計的噴氣機均採用渦噴發動機，其安裝方式不外乎兩種——翼下吊掛(或直接安裝在機翼上)和機頭進氣。後者在氣動外形上顯然佔有優勢，但同時也帶來一個問題，如果在機頭進氣的布局下再採用常規的機身結構，勢必造成進氣道過長，導致發動機推力損失。HeS-011渦噴發動機本來就只有可憐的1300公斤推力，如果功率再有損失，就失去了噴氣動力的意義了。解決辦法之一就是採用短機身設計，縮短進氣道長度。事實上，不僅是德國人採用這種方法，戰後各國第一代單發噴氣式戰機，幾乎都是粗短機身。直到發動機技術不斷進步，最後渦扇發動機取代渦噴發動機成為各國戰斗機主流動力系統，才徹底解決了機身長度與發動機輸出功率之間的矛盾。