民航概论9资料课件

发动机的分类 飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示：活塞式发动机 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。活塞式发动机主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。空气喷气发动机空气喷气发动机（图）（图）（英国英国的第一架喷气式飞机的第一架喷气式飞机G40型型飞机飞机）由于螺旋桨在高速飞行时的缺点及活塞发动机在降低重量马力比上已接近极限，因为人们为提高飞机飞行速度在动力装置上需要来一次革新才能继续前进。空气喷气发动机空气喷气发动机喷气发动机原理化学能转化为机械能发动机内的气流燃烧，膨胀，向后排出，产生反作用力，飞机向前。空气喷气发动机空气喷气发动机原理牛顿第三定律牛顿第三定律 -作用力等于反作用力 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。作用在飞机上的推力等于气体排出时所用的力发动机发动机空气喷气式发动机原理空气喷气式发动机原理空气喷气发动机空气喷气发动机推力的产生推力的产生发动机内的气流燃烧，膨胀，向后排出，产生反作用力，飞机向前 F=ma=m(v2-v1)/t=(m/t)(v2-v1)=G(v2-v1)m是喷出燃气的质量，v2是气体喷出时的速度，v1则是燃烧前的初速度，即飞机的速度，如果飞机由静止开始运动，这个初速度可以近似的看做0。G 每秒喷出的燃气的质量 F=G(v-v0)v 燃气喷出的速度v0 飞行速度 喷气发动机的推力产生和螺旋桨推力的产生的共同点是都依喷气发动机的推力产生和螺旋桨推力的产生的共同点是都依靠了反作用力。靠了反作用力。喷气发动机的推力是依靠内部气体的排出产生的反作用力，喷气发动机的推力是依靠内部气体的排出产生的反作用力，与外部介质无关，可以不从空气中取氧与外部介质无关，可以不从空气中取氧 高空、无空气处不高空、无空气处不受影响受影响 螺旋桨依靠外部介质（空气）产生的反作用力螺旋桨依靠外部介质（空气）产生的反作用力 高空受影响高空受影响能量的转化相同点：热能转化为机械能 不同点：活塞式：封闭空间点燃 喷气式：开敞空间燃烧不需坚固的器壁，连杆，曲轴重量轻 喷气发动机的出现使高速飞行成为可能发动机发动机空气喷气式发动机空气喷气式发动机此外还有自带燃油和氧化剂的火箭发动机，它自给自足不依靠外界环境，因而成了航天飞行器的唯一动力形式。基本组成：基本组成：进气道，压气机，燃烧室，涡轮，尾喷管燃气涡轮发动机燃气涡轮发动机压气机依靠高速旋转的工作叶片对空气做功，提高空气的 压力和温度，供给发动机工作时所需要的压缩空气。涡轮喷气发动机 涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。工作时，发动机首先从进气道吸入空气。空气经压气机压缩后，压力提高，随后进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转，带动压气机工作。从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。涡轮喷气发动机工作原理涡轮喷气发动机工作原理核心机 压气机 燃烧室 燃气涡轮 比较：比较：活塞式发动机做功是周期性的 涡喷发动机是连续的比较：活塞式发动机做功是周期性的 涡喷发动机是连续的 活塞式涡喷进气进气冲程进气道压缩压缩冲程压气机燃烧，膨胀工作冲程燃烧室，涡轮排气排气冲程尾喷管涡轮喷气发动机结构涡轮喷气发动机结构进气道压气机燃烧室涡轮尾喷管加力燃烧室（涡轮和尾喷管之间）发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-进气道进气道Inlet 进气道主要用来整理进入发动机的气流，消除漩涡，保证发动机始终能获得平稳的进气。有防冰装置 按飞行速度不同，可分为亚音速进气道与超音速进气道。压气机压气机压气机是通过高速旋转的叶片向气体做功，完成发动机热力循环中气体压缩过程，以提高气体压力的机械装置。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-压气机压气机compressor压气机的作用：将进入发动机的空气压力提高，密度增大，为后面的燃烧室提供高压空气，以提高发动机热力循环的效率。空间前大后小，前铝合金，后耐热的合金钢喘振：气流流经压气机叶片时迎角过大而发生了分离，而前面进气不畅，后面气流堵塞，气体在压气机内往返振动。喘振是非常危险的故障，会导致发动机气流中断停车及发动机机件的损坏。因此一旦发生必须马上采取措施，使发动机退出喘振状态，技术上可采取的防喘措施有：压气机中间级放气；可调静子叶片；三转子结构。压气机中间级放气可放出多余的空气；可调静子叶片能减少气流与压气机叶片的迎角；低压转子与高压转子之间增加中压转子的三转子结构加宽了压气机稳定工作的范围。在发动机工作过程中要避免易发生喘振的条件和工作范围，不能快速改变发动机工作状态，使用发动机反推时应避免吸入排气。压气机压气机带有轴流压气机的涡轮喷气发动机带有离心式压气机的涡轮喷气发动机压气机可分为离心式压气机与轴流式压气机。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-压气机压气机 离心式压气机，离心叶轮高速旋转，由导流器进入叶轮中心的空气在离心力作用下，被甩向外围出口，而获得较大的压力与速度。缺点：增压比小，叶轮直径大，流动损失大，效率低，迎风面积大。离心式压气机用于小型发动机的情况较多，除了因为其结构紧凑和工作稳定的优势之外，还有三方面的优点：一是结构简单，成本低；二是结构坚固，抗外物击伤的能力高；三是抗高频疲劳性能好，使用寿命长。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-压气机压气机 轴流式压气机，主要由不旋转的静子以及高速旋转的转子组成。气流流经转子后压力，速度，温度都增高，然后再经静子的再次整流，进入下一级转子。沿发动机轴向逐级压缩 9级增加7.14倍，温度500K以上 优点：增压比高，迎风面积小。轴流压气机轴流压气机轴流压气机的转子和静子压气机工作叶片压气机工作叶片 轴流式压气机的工作原理是：工作时，工作叶片高速旋转，对气流做功，不仅使空气受到压缩，压强提高，而且使空气加速，以较大的速度向后排出，气流离开工作叶片后进入整流叶片中，整流叶片不仅按一定角度排列，而且叶片间的通道做成扩散形状。空气流在扩散型的整流叶片通道中，流速降低，根据伯努利定律，流速降低处压强必然升高，因此空气在整流叶片中得到进一步增压，增压后的空气以一定角度流出整流叶片进入下一级工作叶片。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-燃烧室燃烧室 燃烧室，燃油雾化器把燃油雾化后喷入，并由点火器点燃。空气经压气机压缩后与燃油混合后燃烧。将燃料的化学能释放转变为内能，气体温度和压力急剧增高，高速冲向后面的涡轮。燃烧室主要包括：喷嘴、涡流器、火焰筒，燃烧室外套等扩压器使压气机出口的气流流速降低，压强升高，偏于组织燃烧。环形燃烧室：内外四层壳体组成 内壁和外壁 中间是火焰筒火焰温度2000以上，火焰筒温度900-1000 其他燃烧室：单管燃烧室，多个独立管状燃烧室组成（6-16个）联管燃烧室，多个管状火焰筒，由联焰管连通火焰筒是空气与燃油燃烧的地方，火焰筒头部装有喷入燃油的喷嘴和火焰稳定装置，使气流流速进一步降低并形成回流区，以保持火焰的稳定。由压气机出来的高压空气在火焰筒头部分为两股：一股进入火焰筒头部及其小孔，与燃油混合进行燃烧；另一股由燃烧室外套与火焰筒间形成的环形道中向后流动，以冷却火焰筒，最后由火焰筒后部的孔进入火焰筒内，与燃烧区的第一股燃烧后的高温气流掺混，将燃烧室出口的燃气温度降低到涡轮能承受的温度，并使燃烧室出口温度均匀，最后再流向涡轮，冲击涡轮旋转。燃烧室的基本性能要求是：点火可靠，燃烧稳定，燃烧完全，压力损失小，容热强度高，出口温度分布均匀，燃烧产物对大气的污染小。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-涡轮涡轮 涡轮，从燃烧室流来的高温高压气体冲击涡轮，使其高速旋转，将气流的一部分能量转化成机械能，通过涡轮轴输出到其它装置。涡轮高速旋转，它的作用如同一个风车，在气流作用下做功 带动压气机转动 1级到多级 构造：前小后大，前面级承受的温度高，速度大，后面级承受的温度低，速度低。材料：耐高温合金材料 涡轮前温度2000，前温度越高则发动机的热效率越高，但这个温度受到材料强度和耐热性能的限制。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-涡轮涡轮 涡轮，类似压气机，也是由不动的静子（也叫涡轮导向器）与转动的转子组成。涡轮转速极高，材料要承受极大的离心力。且处于高温高压的工作环境下，故必须采用高强度耐高温耐腐蚀的材料制造，另外还要采取必要的冷却措施。涡轮涡轮涡轮叶片散热发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-加力燃烧室加力燃烧室 加力燃烧室，流经涡轮后的气流中还含有部分氧气，故可以在加力燃烧室中再次向气流中喷射燃油燃烧，以进一步提高喷管出口燃气的速度，使推力得以进一步加大。通常用于帮助飞机突破音障。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-尾喷管尾喷管 尾喷管，发动机的排气系统。主要将涡轮排出的仍具有一定能量的燃气膨胀加速，以较大的速度排出发动机，以产生推力。尾喷管圆筒状：喷口处面积缩小使排出气流流速增加，提高发动机的推力。整流锥：使环形气流变为柱形 反推：打开时，气流产生反向的推力，使飞机减速。有的喷管还带有消音装置，以减少排气的噪声。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-尾喷管尾喷管 反推力装置，改变尾气排放方向，以缩短飞机着陆滑跑距离。发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-尾喷管尾喷管 转向喷管发动机发动机涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机-尾喷管尾喷管 矢量喷管尾喷管尾喷管典型的扩散-收敛型喷管SU-27 尾喷管尾喷管内部：后燃器的火焰环国产涡喷国产涡喷-7发动机及剖视图发动机及剖视图小型J402：没扇也没桨。一级低压，一级离心式高压。Olympus，很经典的协和机用的涡喷式发动机F-404发动机发动机F-110发动机发动机EJ200用于欧洲战斗机EF-2000的EJ200涡轮风扇发动机 由图中可以看出，加力燃烧室的长度比风扇、高压压气机、燃烧室、高/低压涡轮几个部件加起来还要长一些辅助系统辅助系统起动系统燃油系统润滑系统防冰系统防火系统涡喷特点 重量轻，推力大，高速性能好，由于涡轮喷气发动机的推力是由高速排出高温燃气所获得的，所以在得到推力的同时有不少由燃料燃烧所产生的能量以燃气的动能和热能的形式排出发动机，能量损失较大，因此油耗大，经济性差，目前在民航飞机上使用的已经不多了。喷气发动机与活塞式发动机对比喷气发动机与活塞式发动机对比1)活塞式发动机只是热机，本身不能产生推力，只能从轴上输出功率带动螺旋桨，由螺旋桨产生推力，所以螺旋桨称为推进器。涡轮涡轮喷气发动机既是热机又是推进器；作为热机工作时燃料燃烧释放喷气发动机既是热机又是推进器；作为热机工作时燃料燃烧释放的热能转换为发动机气流的动能；作为推进器，其进出口速度的的热能转换为发动机气流的动能；作为推进器，其进出口速度的变化产生动量差，直接产生反作用推力。变化产生动量差，直接产生反作用推力。2)在一定的飞行速度范围内，随着飞行速度的增加，涡轮喷气发动机产生的推力增加，因为进入发动机的空气质量流量随着飞行速度的增加而增加，因此涡轮喷气发动机适于高速飞行；3)活塞式发动机工作时，只有一个行程对外作功；而燃气轮机工作时，空气是连续不断地被吸入，作功是连续进行的，因而涡轮喷气发动机有更大地功率输出；4)活塞式发动机是往复机械，惯性力大，故转速不能太大；涡轮喷气发动机是旋转机械，转速可以较高；5)活塞式发动机的燃烧过程在封闭的空间中进行，燃烧过程中气体的压力和温度急剧地上升，必须采用笨重的汽缸；涡喷发动机地燃烧过程在开口的空间进行，燃烧过程基本上是等压的，燃烧室结构轻巧；6)与活塞式发动机相比，涡喷发动机最大的缺点是经济性差。对于涡喷式发动机来说，为了提高推力只能通过提高排气速度来实现，而客机飞行速度不高，发动机排气速度高不但导致低速时推进效率损失很大，而且噪音也大。涡喷发动机仅在超音速客机上使用。涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机为了使喷气式飞机能在高亚音速中实现低油耗飞行，20世纪60年代出现了涡轮风扇发动机，它已经成为目前大型民航运输飞机唯一的动力装置。发动机发动机涡轮风扇式发动机涡轮风扇式发动机 在涡轮喷气式发动机基础上在涡轮喷气式发动机基础上，压气机前面又加了几级风扇而构成的，风扇由大的叶片组成，直径比压气机大，并由涡轮带动。在高压涡轮之后增加了低压涡轮，并由低压涡轮驱动压气机前方的风扇。风扇转动，形成的高速气流分为两部分。一部分进入内风扇转动，形成的高速气流分为两部分。一部分进入内涵道到达压气机，另一部分进入外涵道，并向后直接从外涵道喷涵道到达压气机，另一部分进入外涵道，并向后直接从外涵道喷管排出管排出。发动机的总推力为内外涵道推力之和。涵道比等于5的高涵道比涡轮风扇发动机涡轮风扇喷气发动机的工作原理是：流经内涵道的空气经风扇、低压压气机和高压压气机对空气做功，空气被压缩，与燃烧室内燃油燃烧，燃油将化学能变成热能，形成的高温高压燃气膨胀高速向后喷出，推动高压涡轮旋转，带动高压压气机，然后推动低压涡轮旋转，带动低压压气机和风扇，最后通过喷口排出，产生推力。高速旋转的低压风扇对流经外涵道的空气做功，空气速度增加，产生反作用力。不加力涡轮风扇发动机不加力涡轮风扇发动机加力式涡轮风扇发动机加力式涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机的涵道比涡轮风扇发动机的涵道比外涵道：气流不经燃烧室，产生推力，类似螺旋桨 内涵道：气流通过核心发动机，推动涡轮，从尾喷管排出，与涡喷相同发动机发动机涡轮风扇式发动机涡轮风扇式发动机 外涵道与内涵道气流流量之比称为涵道比涵道比。一般在5-8之间。它对发动机油耗，推重比都有很大影响。不同用途的飞机应选用不同涵道比的涡扇发动机。通常涵道比越大，经济性越好，同时噪音也越小。通常民用飞机采用大涵道比（4-10）发动机，而军用飞机采用小涵道比（1）的发动机。小涵道比大涵道比涵道比的大小取决于涡前燃气温度和飞机巡航速度。只有涡前燃气温度提高才能够驱动更大涵道比的风扇。同等条件下涵道比越大，排气温度越低。同时，排气温度低的发动机产生的噪音也会减少。当发动机的排气速度与飞机飞行速度接近时，飞机推进效率比较高。涡扇发动机涡扇发动机结构特点：叶片缩短，有限涵道，避免叶尖激波 涵道比 大 流过外涵的流量大，表明发动机由内涵道喷气排出产生推力占得比例小，经济性高。太大 风扇叶片太长，阻力上升，制造困难 涡轮风扇发动机的另外两个主要技术参数是涡轮前温度和增压比。涡轮前温度：1250 增压比27 涡扇发动机特点：空气流量大 推力大 最大的推力目前已经达到372千牛，空气流量达1.7吨/秒 高亚音速时油耗低，噪音低 民航飞机上应用广泛涡轮风扇喷气发动机的低压风扇叶片要求有高的增压比，效率和喘振裕度，早期的风扇叶片带有减震阻尼凸台，后来发展了加宽和加厚叶片，内部采用蜂窝结构，保证了刚度而取消了阻尼凸台。涡轮机匣与工作叶片之间的距离叫做涡轮径向间隙，它对涡轮的工作效率影响很大。有的涡轮风扇发动机采用主动间隙控制技术，在涡轮机匣外面安装数圈冷气管，按照调节规律从压气机引入冷却空气，利用热胀冷缩的原理改变涡轮径向间隙的大小，从而减小涡轮间隙损失。稳态工作时冷气管对涡轮叶尖机匣进行冷却，减少径向间隙；过渡状态时，切断冷却气流，机匣受热膨胀，径向间隙增大，防止涡轮叶片叶尖与机匣发生摩擦。使用主动间隙控制技术可以降低巡航油耗1%-2%。涡轮风扇喷气发动机的排气喷管有两种形式：混合式和非混合式。混合式是指内外涵道的气体在混合器内掺合后从同一个喷管排出，非混合式是指内外涵道分别从各自的喷管排气。高涵道比涡轮风扇发动机采用非混合式。带加力的低涵道比涡轮风扇喷气发动机都采用混合式排气。小型涡扇FJ44涵道比3推力在3500磅左右最前端那个是风扇，后面跟着是低压机，高压机，然后是高压涡轮，最后两级是低压涡轮。CFM700：风扇在后头，与最后一级的涡轮安在同一条轴上。Trent 1000：大涵道涡扇，涵道比8左右。看看它的风扇比涡轮心大多少。惠普早期JT8D小涵道涡扇惠普F100：三级风扇同时兼顾低压机，小涵道设计，涵道压缩比7左右，涵道空气进入后面的后燃室（开加力燃烧）十级高压机，三级涡轮，涡轮后面那一圈一圈的是后燃油料喷口，虽然推力大，但是很不经济。GE的F100，小涵道涡扇F136涡扇：前面的涡扇是垂直的。F119涡扇 涡轮风扇发动机 涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。发动机发动机涡轮风扇式发动机涡轮风扇式发动机 涡轮风扇发动机的风扇可以吸入大量空气，使进入发动机的空气总量增加，虽然燃气出口速度相比涡喷发动机有所下降，但燃气流量与出口速度的总乘积（总推力）却得到提高。在相同燃油消耗率的前提下，可获得比涡喷发动机更大更大的推力的推力，因此经济性经济性较涡喷发动机更佳佳。涡扇发动机特别适合高亚音速飞行，因此尤其适合当今的大型民航飞机使用。但由于其迎风面积迎风面积大大，高速时阻力大，不适合高马赫数飞行，故高速高速飞行性能飞行性能较涡喷发动机差差。发动机发动机涡轮螺旋桨式发动机涡轮螺旋桨式发动机 在涡轮喷气式发动机基础上，将涡轮上的动力一部分传到前级的压气机，另一部分通过动力轴传到前端减速器，经过减速器减速，驱动螺旋桨旋转。可以看成是一种去掉了外涵道机匣的高涵道比涡扇发动机。提供给飞机的动力来源于螺旋桨产生的拉力与涡轮出口燃气提供的少量推力。其中螺旋桨产生的拉力约占总推力的90%。涡桨UDF，两节螺旋桨安在燃气涡轮机后面，由个别涡轮驱动，螺旋桨的转动方向不一样。TPE331涡桨：前面是变速箱，两级离心式压缩机，三级轴向式齿轮。TP400涡桨：五级低压，六级高压，全都是轴向式。涡桨发动机涡桨发动机涡轮输出轴功率，带动螺旋桨 构造和涡喷基本相同 增加两个要求涡轮级数相应增加 减速机构 大型涡轮螺旋桨发动机采用轴流式压气机，中小型发动机多采用双级离心或轴流和离心组合的压气机；燃气涡轮转速高，与压气机相连；自由涡轮转速低，与螺旋桨减速器相连动力分配：燃气能量绝大部分在动力涡轮中膨胀做功，剩下的很少部分能量在尾喷管中膨胀，产生一部分推力。应用：800km/h以下 油耗接近活塞式，燃烧煤油，马力大，用于中速支线飞机。可以利用螺旋桨产生反推力，使着陆滑跑距离大大缩短。发动机发动机涡轮螺旋桨式发动机涡轮螺旋桨式发动机 涡轮螺旋桨发动机既有涡喷发动机体积小，功率大的优点，又有活塞式发动机经济性好的优点。比活塞式发动机重量更轻，振动更小，适应飞行高度更高；比涡喷与涡扇发动机耗油率更低，起飞推力更大。但由于螺旋桨特性（螺旋桨叶尖先出现激波）的限制，一般飞行速度不能超过800公里/小时。（缺点：螺旋桨直径大，安装位置高。）涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机 涡轮螺旋桨发动机由螺旋桨和燃气发生器组成，螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直径较大，转速要远比涡轮低，只有大约1000转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内，需要在它们之间安装一个减速器，将涡轮转速降至十分之一左右后，才可驱动螺旋桨。发动机发动机涡轮轴式发动机涡轮轴式发动机 涡轮轴式发动机是专用于直升机的动力装置。它是只输出轴功率而不需要喷气推力的涡轮发动机。其结构与涡轮螺旋桨式发动机非常相似，不同的是燃气的可用能量基本全部被转化成涡轮的轴功率输出到减速器，经减速器减速后带动直升机旋翼与尾桨转动。构成：两套涡轮 一套带动压气机；另一套专门输出功率 霍尼韦尔公司研制的HTS900涡轴发动机 有两节涡轮转动前面的压缩机，后面的六级驱动着螺旋桨。驱动轴接在变速箱上。双轴对转 涡轮轴发动机 其特有的自由涡轮位于燃烧室后方，高能燃气对自由涡轮作功，通过传动轴、减速器等带动直升机的旋翼旋转，从而升空飞行。为了适应直升机机体结构的需要，涡轮轴发动机喷口可灵活安排，可以向上，向下或向两侧，而不一定要向后。喷气通过自由涡轮后动力很小 RTM322RTM322型涡轮轴发动机型涡轮轴发动机用于NH90直升机涡轮轴发动机涡轮轴发动机自由涡轮输出功率喷口可灵活安排 发动机发动机涡轮轴式发动机涡轮轴式发动机 涡轮轴式发动机输出功率比活塞式发动机更高，工作飞行高度也更高，体积更小，结构重量轻，振动小，构造简单，更容易在直升机上安放，耗油率下降。但制造困难，技术复杂，减速器重量大，初成本较高。发动机发动机涡轮轴式发动机涡轮轴式发动机 由于直升机旋翼在地面附近转动时会扬起地面的灰尘碎石等，如果进入发动机会严重损坏发动机内部机构。故在进气道前要安装滤网或粒子分离装置来阻隔这些外来物进入发动机。