涡轴发动机是谁发明的（涡轴发动机有哪些）

百科问答网今天要给大家分享的是有关涡轴发动机是谁发明的的知识，希望对于各位朋友学习涡轴发动机有哪些的过程中有帮助。

文章目录：

• 1、涡轴8(WZ8)发动机的介绍
• 2、航空发动机的发展史
• 3、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？
• 4、al136t涡轴发动机是什么
• 5、谁能介绍一下北航高歌教授当年的传奇故事
• 6、涡轴8(WZ8)发动机的研发历程

涡轴8(WZ8)发动机的介绍

涡轴8（WZ8）发动机，是中国在法国阿赫耶涡轴发动机的基础上研制的一型直升机用涡轮轴式发动机，由中国南方航空动力机械公司生产的军民两用的发动机，主要用于直-9系列直升机。

航空发动机的发展史

活塞式发动机时期

早期液冷发动机居主导地位。

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，美国莱特兄弟把一台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。

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, 推重比为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 *** 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。

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轰炸机是少数推进式飞机之一，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 *** 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)。

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。

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。

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）。

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。

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。

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。

总之，航空涡轮发动机已经发展得相当成熟，为各种航空器的发展作出了重要贡献，其中包M3一级的战斗/侦察机，具有超声速巡航、隐身、短距起落和超机动能力的战斗机、亚声速垂直起落战斗机、满足180min 双发干线客机延长航程（ETOPS）要求的宽体客机、有效载重大20t的巨型直升机和速度超过600km/h的倾转旋翼机。

同时，还为各种航空改型轻型地面燃气轮机打下基础。

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？

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。

al136t涡轴发动机是什么

【太平洋汽车网】al136t涡轴发动机是乌克兰马达西奇公司在专为米-26重型直升机研发的D-136型发动机的基础上发展而成，是目前世界上功率最大的涡轴发动机，它的最大功率为8970KW，耗油率为0.210kg/kgf?h。

AL-136T涡轴重型直升机发动机9月18日，在北京航展上，由中国北京天骄航空产业投资有公司展示了一款AL-136T涡轴重型直升机发动机，暗示该发动机完全可以成为中俄研发的重型直升机的配套发动机，该发动机正是被北京天骄航空收购的乌克兰马达西奇公司的核心产品。

据介绍，AI-136T发动机正是从D-136发动机基础上改进而来的，该发动机最大的功率为8970KW，采用模块化设计，具有可靠性高，经济性好的特点。相比D-136，其改进的主要方向是高温和高海拔环境下的工作性能。该发动机是目前世界上功率最大的涡轴发动机，可以满足重型直升机的动力需求。

中国展示的重型直升机模型D-136发动机是目前世界上最大的重型直升机米-26的动力，共配装2台。米-26起飞重时高达56吨，可以拉20吨的物资，与美军C-130运输机相当。D-136发动机就是与美国CH-53E装备的T64-GE-416发动机相比也有巨大的优势，可能说是目前世界上最为先进的重型直升机发动机。

美军CH-53K中国目前最大直升机是直-18，其起飞重量只有13.8吨，只能算是一型中型运输直升机。国际上公认的重型直升机的起飞重量要大于20吨。直-18直升机虽然对中国来说是一大进步，但在海军使用方面非常尴尬。对护卫舰和驱逐舰来说无法承担如此大的机身进行起降，对大型登陆舰装备的直升机来说载重能力又过小。美军拥有CH-53K，最大起飞重量是直-18的近3倍，米-26的起飞重量是直-18的4倍，光运载能力就高达20吨，比直-18都大。

米-26随着中国两栖作战力量的发展和高原作战提升机动能力的需求，重型直升机成为中国军队的一大短板。按中国与俄罗斯的合作计划，正在研制的40吨级的重型直升机将在2032年完成取证交付，预计数量高达200架以上。

（图/文/摄：太平洋汽车网问答叫兽）

谁能介绍一下北航高歌教授当年的传奇故事

高歌教授立志高远，不畏艰苦，奋斗进取，报效祖国航空航天事业的经历，深深感动着北航新同学，象一把光芒四射的火矩，为大一的新生指明了人生之路。

高歌教授自小便热爱航模，曾在航模测试中取得优异成绩，但他前进的道路并不平坦，因文革等种种原因，其受到的待遇并不公平，他的成长环境也相当艰苦。大学毕业后，他被分配到青海边远的一处石棉矿，那里气温和气压极低，高歌教授回忆说，夏天最热的时候也要穿着毛衣毛裤，平常根本不能吃到熟饭。而且他们住在地下自己挖的洞里，可以想象当时生活是何等艰苦，高歌教授还曾经因地下通风不良而煤气中毒。但就是在这种恶劣的环境下，高歌教授磨练了自己的坚强的意志，在有的人消沉丧志的时候，他坚持自学，汲取科学的知识。高歌教授说，当时其父亲寄信告诉高歌教授说，人在青年的时候接受一定的磨难，对人的一生来说，是件宝贵的财富。高歌教授也引用《孟子 告子下》中的名言“故天将降大任于是人也，必先若其心志，劳其筋骨，饿其体肤，空乏其身，行拂乱其所为，所以动心忍性，曾益其所不能”来诠释年轻时的经历。攻读硕士学位期间，高歌教授在著名航空动力专家宁晃教授的指导下，完成沙丘驻涡火焰稳定器设计和研究工作，该项成果 1984年获国家发明一等奖，被钱学森同志称之为“一项为中国人民争气的重大发明” ，现已用于我国多种军用航空发动机。

高歌教授提起了自己在由美国回国的班机上发生的一段小插曲。当时高歌教授在美国取得了课题上的突破性进展，美国也因为政治原因，给予所有在美中国人一律无条件办理绿卡，在一些人兴高采烈办理绿卡的时候，他立刻买了回国的机票要将成果带回祖国。当时有一名华人看到了他的机票，非常惊奇，立刻高声叫喊：“他买的是去中国的单程票！”当时周围十几个华人全部非常惊讶地站起来，感到不可思议。高歌教授对我们说，他为那些人感到可耻。高歌教授说：“科学没有国界，但科学家有自己的祖国。当我取得成就时，我第一个想的是最先把它献给我的祖国。我要把我剩下的全部精力和年华，全部贡献给我的祖国。”高歌教授讲到此，全场掌声雷动，久久不息。

如果要说高歌教授最让我们敬佩的是什么，那就是他锲而不舍的精神和那颗真诚而坚定爱国的心。从高歌教授身上，我们可以找到做人、做事、做学问的全部答案。他的人生象一部厚重的书，包含了生活的酸甜苦辣，既有为伊为得人憔悴的艰辛，也有蓦然回首那人却在灯火阑珊处的喜悦；他的人生象一首诗，交织着对祖国的热爱与忠诚，对事业的执着与追求；他的人生象一首歌，以昂扬进取的旋律，升华了人生的意义；他的人生象一面旗帜，为年青学子指明了前进的方向，鼓舞着向上的斗志。

涡轴8(WZ8)发动机的研发历程

为生产2～4t级直升机的动力装置，中国于1980年向法国711 公司购买了ArrieL1C、1C1涡轮轴发动机生产许可权，引进了该型发动机全套设计图纸、工艺、冶金、检测和装配、试车等技术资料。1981年中国航空技术进出口公司与法国透博梅卡公司（TM）签订了阿赫耶系列发动机生产专利转让合同，由南方航空动力机械公司按阿赫耶系列发动机全套设计、工艺、冶金和检测资料生产WZ8系列涡轴发动机。此后，中、法双方于1992年、1996年两次延长技术合同，先后引进了阿赫耶1D、1D1、1M、1M(1型发动机的技术专利，成功研制了涡轴8A、涡轴8D、涡轴8E、涡轴8F系列发动机 。

阿赫耶涡轴发动机系70年代研制的产品，它采用了许多新设计、新材料和新工艺。为了逐步掌握这些新技术，南方航空动力机械公司对WZ8系列发动机的研制分为两个阶段：第一阶段采用法国材料生产。先将TM公司生产的各单元体、排气段、连接件和法国产附件装配成整机，在经过法方检验合格的试车台上试车后交付出厂。然后，南方航空动力机械公司用法国材料生产M01（附件传动单元体）、M04（自由涡轮单元体）和M05（减速器单元体）3个单元体以及排气段、连接件和部分附件，与TM公司生产的M02（轴流压气机单元体）和M03（燃气发生器单元体）以及法国产附件组装成整机，经试车后交付。最后，用法国材料生产所有5个单元体、排气段、连接件和部分附件，与法国产其余附件组装成整机，并经150小时持久试车后交付。第二阶段为国产化阶段。除了极少数零件之外，所有原材料、毛坯和成、附件均立足于国内来生产。在国产化过程中，新研制的24种金属材料、64种非金属材料及60种锻、铸毛坯均通过了国家级或其他级别的评审鉴定，绝大多数国产化成、附件已通过鉴定或设计定型，整机国产化率已达91%。

国产化WZ8A发动机按法方提出的考核大纲进行了2000个典型飞行循环的试车（1000小时）及7000次低周疲劳试车；两台国产化发动机首飞100小时后于1992年11月通过了由解放军总参谋部陆航局和航空航天工业部主持的鉴定，投入小批量生产。

在国产化WZ8A发动机研制成功的基础上，南方航空动力机械公司根据TM公司提供的全套资料，按国产化的原则又研制了WZ8E及WZ8D两种型别的涡轴发动机，分别于1994年7月及9月通过了法方规定的150小时持久试车考核，同时又在试验器上进行了有关的鉴定试验。1994年9月，该两型发动机通过了由中国航空工业总公司主持、分别有海军及总参陆航局参加的阶段性鉴定，于1994年年底装机首飞。多用于直9系列直升机，中国军用直升机大都配置了此型发动机。

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