飛行原理及飛機發(fā)動機原理
動力原理：
渦輪噴氣發(fā)動機 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機 沖壓噴氣發(fā)動機 渦輪軸發(fā)動機
升力原理：
飛機是比空氣重的飛行器，因此需要消耗自身動力來獲得升力。而升力的來源是飛行中空氣對機翼的作用。
在下面這幅圖里，有一個機翼的剖面示意圖。機翼的上表面是彎曲的，下表面是平坦的，因此在機翼與空氣相對運動時，流過上表面的空氣在同一時間(T)內(nèi)走過的路程(S1)比流過下表面的空氣的路程(S2)遠，所以在上表面的空氣的相對速度比下表面的空氣快(V1=S1/T >V2=S2/T1)。根據(jù)帕奴利定理——“流體對周圍的物質(zhì)產(chǎn)生的壓力與流體的相對速度成反比。”，因此上表面的空氣施加給機翼的壓力 F1 小于下表面的 F2 。F1、F2 的合力必然向上，這就產(chǎn)生了升力。
從機翼的原理，我們也就可以理解螺旋槳的工作原理。螺旋槳就好像一個豎放的機翼，凸起面向前，平滑面向后。旋轉(zhuǎn)時壓力的合力向前，推動螺旋槳向前，從而帶動飛機向前。當(dāng)然螺旋槳并不是簡單的凸起平滑，而有著復(fù)雜的曲面結(jié)構(gòu)。老式螺旋槳是固定的外形，而后期設(shè)計則采用了可以改變的相對角度等設(shè)計，改善螺旋槳性能。
飛行需要動力，使飛機前進，更重要的是使飛機獲得升力。早期飛機通常使用活塞發(fā)動機作為動力，又以四沖程活塞發(fā)動機為主。這類發(fā)動機的原理如圖，主要為吸入空氣，與燃油混合后點燃膨脹，驅(qū)動活塞往復(fù)運動，再轉(zhuǎn)化為驅(qū)動軸的旋轉(zhuǎn)輸出：
單單一個活塞發(fā)動機發(fā)出的功率非常有限，因此人們將多個活塞發(fā)動機并聯(lián)在一起，組成星型或V型活塞發(fā)動機。下圖為典型的星型活塞發(fā)動機。
現(xiàn)代高速飛機多數(shù)使用噴氣式發(fā)動機，原理是將空氣吸入，與燃油混合，點火，爆炸膨脹后的空氣向后噴出，其反作用力則推動飛機向前。下圖的發(fā)動機剖面圖里，一個個壓氣風(fēng)扇從進氣口中吸入空氣，并且一級一級的壓縮空氣，使空氣更好的參與燃燒。風(fēng)扇后面橙紅色的空腔是燃燒室，空氣和油料的混和氣體在這里被點燃，燃燒膨脹向后噴出，推動最后兩個風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)，最后排出發(fā)動機外。而最后兩個風(fēng)扇和前面的壓氣風(fēng)扇安裝在同一條中軸上，因此會帶動壓氣風(fēng)扇繼續(xù)吸入空氣，從而完成了一個工作循環(huán)。
下面給出幾種類型的噴氣發(fā)動機的工作原理圖，轉(zhuǎn)載自
《兵器知識》網(wǎng)站。
渦輪噴氣發(fā)動機
渦輪噴氣發(fā)動機的誕生
二戰(zhàn)以前，活塞發(fā)動機與螺旋槳的組合已經(jīng)取得了極大的成就，使得人類獲得了挑戰(zhàn)天空的能力。但到了三十年代末，航空技術(shù)的發(fā)展使得這一組合達到了極限。螺旋槳在飛行速度達到800千米/小時的時候，槳尖部分實際上已接近了音速，跨音速流場使得螺旋槳的效率急劇下降，推力不增反減。螺旋槳的迎風(fēng)面積大，阻力也大，極大阻礙了飛行速度的提高。同時隨著飛行高度提高，大氣稀薄，活塞式發(fā)動機的功率也會減小。
這促生了全新的噴氣發(fā)動機推進體系。噴氣發(fā)動機吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，對發(fā)動機產(chǎn)生反作用力，推動飛機向前飛行。
早在1913年，法國工程師雷恩·洛蘭就提出了沖壓噴氣發(fā)動機的設(shè)計，并獲得專利。但當(dāng)時沒有相應(yīng)的助推手段和相應(yīng)材料，噴氣推進只是一個空想。1930年，英國人弗蘭克·惠特爾獲得了燃氣渦輪發(fā)動機專利，這是第一個具有實用性的噴氣發(fā)動機設(shè)計。11年后他設(shè)計的發(fā)動機首次飛行，從而成為了渦輪噴氣發(fā)動機的鼻祖。
渦輪噴氣發(fā)動機的原理
渦輪噴氣發(fā)動機簡稱渦噴發(fā)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(fā)動機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。
渦噴發(fā)動機屬于熱機，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(fā)動機首先從進氣道吸入空氣。這一過程并不是簡單的開個進氣道即可，由于飛行速度是變化的，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，用于提高吸入的空氣的的壓力。壓氣機主要為扇葉形式，葉片轉(zhuǎn)動對氣流做功，使氣流的壓力、溫度升高。
隨后高壓氣流進入燃燒室。燃燒室的燃油噴嘴射出油料，與空氣混合后點火，產(chǎn)生高溫高壓燃氣，向后排出。
高溫高壓燃氣向后流過高溫渦輪，部分內(nèi)能在渦輪中膨脹轉(zhuǎn)化為機械能，驅(qū)動渦輪旋轉(zhuǎn)。由于高溫渦輪同壓氣機裝在同一條軸上，因此也驅(qū)動壓氣機旋轉(zhuǎn)，從而反復(fù)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(xù)膨脹，以高速從尾部噴口向后排出。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，從而產(chǎn)生了對發(fā)動機的反作用推力，驅(qū)使飛機向前飛行。
渦噴發(fā)動機剖視示意圖
渦輪噴氣發(fā)動機的優(yōu)缺點
這類發(fā)動機具有加速快、設(shè)計簡便等優(yōu)點，是較早實用化的噴氣發(fā)動機類型。但如果要讓渦噴發(fā)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，于是產(chǎn)生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發(fā)動機油耗大，對于商業(yè)民航機來說是個致命弱點。
渦輪風(fēng)扇發(fā)動機
渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機的誕生
二戰(zhàn)后，隨著時間推移、技術(shù)更新，渦輪噴氣發(fā)動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。尤其是二戰(zhàn)后快速發(fā)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(fā)動機效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機的效率已經(jīng)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(nèi)出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)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(fā)動機已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設(shè)計。40和50年代，早期渦扇發(fā)動機開始了試驗。但由于對風(fēng)扇葉片設(shè)計制造的要求非常高。因此直到60年代，人們才得以制造出符合渦扇發(fā)動機要求的風(fēng)扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)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(fā)動機進行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉(zhuǎn)由
通用電氣公司(GE)繼續(xù)深入發(fā)展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發(fā)動機，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機的大量紀(jì)錄。但最早的實用化的渦扇發(fā)動機則是
普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D渦扇發(fā)動機。實際上普·惠公司啟動渦扇研制項目要比GE晚，他們是在探聽到GE在研制CJ805的機密后，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(fā)動機開始被波音707大型遠程噴氣客機采用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發(fā)動機。60年代
洛克西德“三星”客機和波音747“珍寶”客機采用了
羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發(fā)動機，標(biāo)志著渦扇發(fā)動機的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。
波音707的軍用型號之一，KC-135加油機。不加力式渦扇發(fā)動機實際上較為容易辨認，其外部有一直徑很大的風(fēng)扇外殼。
渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機的原理
渦槳發(fā)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(fā)動機的效率。發(fā)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(dǎo)致推進效率的下降。要全面提高發(fā)動機效率，必需解決熱效率和推進效率這一對矛盾。
渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的妙處，就在于既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度。渦扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風(fēng)扇。風(fēng)扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機一樣，送進壓氣機(術(shù)語稱“內(nèi)涵道”)，另一部分則直接從渦噴發(fā)動機殼外圍向外排出(“外涵道”)。因此，渦扇發(fā)動機的燃氣能量被分派到了風(fēng)扇和燃燒室分別產(chǎn)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(dāng)?shù)臏u輪結(jié)構(gòu)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃氣能量經(jīng)風(fēng)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(fā)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。
渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機的優(yōu)缺點
如前所述，渦扇發(fā)動機效率高，油耗低，飛機的航程就遠。
但渦扇發(fā)動機技術(shù)復(fù)雜，尤其是如何將風(fēng)扇吸入的氣流正確的分配給外涵道和內(nèi)涵道，是極大的技術(shù)難題。因此只有少數(shù)國家能研制出渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，中國至今未有批量實用化的國產(chǎn)渦扇發(fā)動機。渦扇發(fā)動機價格相對高昂，不適于要求價格低廉的航空器使用。
沖壓噴氣發(fā)動機
沖壓噴氣發(fā)動機的誕生
早在1913年，法國工程師雷恩·洛蘭就提出了沖壓噴氣發(fā)動機的設(shè)計，并獲得專利。但當(dāng)時沒有相應(yīng)的助推手段和相應(yīng)材料，只停留在紙面上。1928年，德國人保羅·施米特開始設(shè)計沖壓式噴氣發(fā)動機。最初研制出的沖壓發(fā)動機壽命短、振動大，根本無法在載人飛機上使用。
于是1934年時，施米特和G·馬德林提出了以沖壓發(fā)動機為動力的“飛行炸彈”，于1939年完成了原型。后來這一設(shè)計就產(chǎn)生了納粹德國的V-1巡航導(dǎo)彈。此外納粹德國還曾試圖將沖壓噴氣發(fā)動機用在戰(zhàn)斗機上。1941年，特勞恩飛機實驗所主任、物理學(xué)家歐根·森格爾博士在呂內(nèi)堡野外進行了該類型發(fā)動機的試驗，但最終未能產(chǎn)生具有實用意義的發(fā)動機型號。
二戰(zhàn)后沖壓發(fā)動機得到了極大的發(fā)展，為多種的無人機、導(dǎo)彈等采用。
沖壓噴氣發(fā)動機的原理
沖壓噴氣發(fā)動機的核心在于“沖壓”兩字。
沖壓發(fā)動機由進氣道（也稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成，比渦輪噴氣發(fā)動機簡單得多。沖壓是利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速、提高靜壓的過程。這一過程不需要高速旋轉(zhuǎn)的復(fù)雜的壓氣機，是沖壓噴氣發(fā)動機最大的優(yōu)勢所在。進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍，效率很高。高速氣流經(jīng)擴張減速，氣壓和溫度升高后，進入燃燒室與燃油混合燃燒。燃燒后溫度為2000一2200℃，甚至更高，經(jīng)膨脹加速，由噴口高速排出，產(chǎn)生推力。因此，沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關(guān)。以3倍音速進氣時，在地面產(chǎn)生的靜推力可高達2OO千牛。
沖壓噴氣發(fā)動機目前分為亞音速、超音速、高超音速三類。亞音速沖壓發(fā)動機以航空煤油為燃料，采用擴散形進氣道和收斂形噴管，飛行時增壓比不超過1.89。馬赫數(shù)小于O.5時一般無法工作。超音速沖壓發(fā)動機采用超音速進氣道，燃燒室入口為亞音速氣流，采用收斂形或收斂擴散形噴管。用航空煤油或烴類作為燃料。推進速度為亞音速～6倍音速，用于超音速靶機和地對空導(dǎo)彈。高超音速沖壓發(fā)動機使用碳氫燃料或液氫燃料，是一種新穎的發(fā)動機，飛行馬赫數(shù)高達5～16。目前尚處于研制階段。前兩類發(fā)動機統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機，最后一種稱為超音速沖壓發(fā)動機。沖壓噴氣發(fā)動機原理圖
沖壓噴氣發(fā)動機與其他推進方式結(jié)合后，衍生了多種有特色的發(fā)動機，如火箭/沖壓組合發(fā)動機、整體式火箭沖壓發(fā)動機等。下圖為火箭/沖壓組合發(fā)動機原理圖：
沖壓噴氣發(fā)動機的優(yōu)缺點
沖壓發(fā)動機的優(yōu)勢在于構(gòu)造簡單、重量輕、體積小、推重比大、成本低。簡單的說就是一個帶燃油噴嘴和和點火裝置的筒子。因此常用于無人機、靶機、導(dǎo)彈等低成本或一次性的飛行器。同時由于推重比遠大于其他類型的噴氣發(fā)動機，非常適合驅(qū)動高超音速飛行器，如空天飛機、先進反艦導(dǎo)彈等。
但沖壓發(fā)動機沒有壓氣機，就不能在地面靜止情況下啟動，所以不適合作為普通飛機的動力裝置。通常的解決方法是增加一個助推器，使飛行器獲得一定的飛行速度，然后再啟動沖壓發(fā)動機。最常見的助推器為火箭發(fā)動機。此外也可由其他飛行器掛載僅裝有沖壓發(fā)動機的飛行器，飛行到一定速度后，再將僅用沖壓發(fā)動機的飛行器投放。
中國C-101超音速反艦導(dǎo)彈，采用兩臺沖壓發(fā)動機。圖中顯示了C-101發(fā)射時火箭助推器工作的情景。
渦輪軸發(fā)動機
渦輪軸發(fā)動機的誕生
渦輪軸發(fā)動機首次正式試飛是在1951年12月。作為直升機的新型動力，兼有噴氣發(fā)動機和螺旋槳發(fā)動機特點的渦輪軸令直升機的發(fā)展更進一步。當(dāng)時渦輪軸發(fā)動機還劃入渦輪螺槳發(fā)動機一類。隨著直升機的普及和其先進性能的體現(xiàn)，渦輪軸發(fā)動機逐漸被視為單獨的一種噴氣發(fā)動機。
在1950年時，
透博梅卡(Turbomeca)公司研制成“阿都斯特-1”(Artouste-1)渦輪軸發(fā)動機。該發(fā)動機只有一級離心式葉輪壓氣機，有兩級渦輪的輸出軸，功率達到了206千瓦(280軸馬力)，成為世界上第一臺實用的直升機渦輪軸發(fā)動機。首先裝用這種發(fā)動機的是美國貝爾直升機公司生產(chǎn)的Bell47(編號為XH-13F)，1954年該機首飛。到了50年代中期，渦輪軸發(fā)動機開始為直升機設(shè)計者所大量采用。
渦輪軸發(fā)動機的原理
渦輪軸發(fā)動機與渦輪螺旋槳發(fā)動機相似，曾經(jīng)被劃入同一分類。它們都由渦輪噴氣發(fā)動機演變而來，渦槳發(fā)動機驅(qū)動螺旋槳，渦輪軸發(fā)動機則驅(qū)動直升機的旋翼軸獲得升力和氣動控制力。當(dāng)然渦輪軸發(fā)動機也有自己的特色：通常帶有自由渦輪，而其他形式的渦輪噴氣發(fā)動機一般沒有自由渦輪。
渦輪軸發(fā)動機具有渦輪噴氣發(fā)動機的大部分特點，也有著進氣道、壓氣機、燃燒室和尾噴管等基本組件。其特有的自由渦輪位于燃燒室后方，高能燃氣對自由渦輪作功，通過傳動軸、減速器等帶動直升機的旋翼旋轉(zhuǎn)，從而升空飛行。自由渦輪并不像其他渦輪那樣要帶動壓氣機，它專門用于輸出功率，類似于汽輪機。做功后排出的燃氣，經(jīng)尾噴管噴出，能量已經(jīng)不大，產(chǎn)生的推力很小，包含的推力大約僅占總推力的十分之一左右。因此，為了適應(yīng)直升機機體結(jié)構(gòu)的需要，渦輪軸發(fā)動機噴口可靈活安排，可以向上，向下或向兩側(cè)，而不一定要向后。盡管渦輪軸發(fā)動機內(nèi)，帶動壓氣機的燃氣發(fā)生器渦輪與自由渦輪并不機械互聯(lián)，但氣動上有著密切聯(lián)系。對這兩種渦輪，在氣體熱能分配上，需要隨飛行條件的改變而適當(dāng)調(diào)整，從而取得發(fā)動機性能與直升機旋翼性能的最優(yōu)組合。
渦輪軸發(fā)動機剖視示意圖
渦輪軸發(fā)動機剖視示意圖
參照渦輪風(fēng)扇發(fā)動機理論，渦輪軸發(fā)動機帶動的旋翼的直徑應(yīng)該越大越好。因為同一個的核心發(fā)動機，所配合的旋翼直徑越大，在旋翼上所產(chǎn)生的升力就越大。但能量轉(zhuǎn)換過程總是有損耗的，旋翼限于材料品質(zhì)也不可能太大，所以旋翼的直徑是有限制的。以目前的水平計算，旋翼驅(qū)動的空氣流量一般是渦輪軸發(fā)動機內(nèi)空氣流量的500到1000倍。
直升機飛得沒有固定翼飛機快，最大平飛速度通常在350千米/小時以下，因此渦輪軸發(fā)動機的進氣口設(shè)計也較為靈活。通常把內(nèi)流進氣道設(shè)計為收斂形，驅(qū)使氣流在收斂時加速流動，令流場更加均勻。進口唇邊呈流線形，適合亞音速流線要求，避免氣流分離，保證壓氣機的穩(wěn)定工作。此外，由于直升機飛得離地面較近，一般必需去除進氣中雜質(zhì)，通常都有粒子分離器。粒子分離器可以與進氣道設(shè)計成一體。分離器設(shè)計為一定螺旋形狀，利用慣性力場，使進氣中的砂粒因為質(zhì)量較大，在彎道處獲得較大的慣性力，被甩出主氣流之外，通過分流排出進氣道之外。
MK103型渦輪軸發(fā)動機剖視圖，注意其功率輸出軸的布置方式，說明了渦軸發(fā)動機布局是相當(dāng)靈活的。
盡管渦輪軸發(fā)動機排氣能量不高，但對于敵方紅外探測裝置來說仍然是相當(dāng)客觀的目標(biāo)。發(fā)動機排氣是直升機主要熱輻射源之一。作戰(zhàn)直升機必須減小自身熱輻射強度，要采用紅外抑制技術(shù)。一方面，要設(shè)法降低發(fā)動機外露熱部件的表面溫度，更重要的是，要將外界冷空氣引入并混合到高溫徘氣熱流中，從而降低溫度，沖淡二氧化氯的濃度，降低紅外特征。先進的紅外抑制技術(shù)通常將排氣裝置、冷卻空氣道以及發(fā)動機的安裝位置作為完整、有效的系統(tǒng)進行設(shè)計制造。
我們知道，壓氣機包括分為軸流式和離心式兩種。軸流式壓氣機，面積小、流量大；離心式結(jié)構(gòu)簡單、工作較穩(wěn)定。渦輪軸發(fā)動機從純軸流式開始，發(fā)展了單級離心、雙級離心到軸流與離心混裝一起的組合式壓氣機，歷經(jīng)多次變革。目前渦輪軸發(fā)動機一般采用若干級軸流加一級離心構(gòu)成組合壓氣機，兼有兩者的優(yōu)點。國產(chǎn)渦軸-6、 渦軸-8發(fā)動機為1級軸流加1級離心構(gòu)成的組合壓氣機；“黑鷹”直升機上的T700發(fā)動機采用5級軸流加1級離心壓氣機。壓氣機部件主要包括進氣導(dǎo)流器、壓氣機轉(zhuǎn)子、壓氣機靜子及防喘裝置等。壓氣機轉(zhuǎn)子是一個高速旋轉(zhuǎn)的組合件，軸流式轉(zhuǎn)子葉片呈葉柵排列安裝在工作葉輪周圍，離心式轉(zhuǎn)子 葉片則呈輻射形狀鑄在葉輪外部。壓氣機靜子由壓氣機殼體和靜止葉片組成。轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)時，通過轉(zhuǎn)子葉片迫使空氣向后流動，不僅加速了空氣，而且使空氣受到壓縮，轉(zhuǎn)子葉片后面的空氣壓強大于前面的壓強。氣流離開轉(zhuǎn)子葉片后，進入起擴壓作用的靜子葉片。在靜子葉片的通道，空氣流速降低、壓強升高，得到進一步壓縮。一個轉(zhuǎn)子加一個靜子稱為一級。衡量空氣經(jīng)過壓氣機被壓縮的程度，常用壓縮后與壓縮前的壓強之比，即增壓比來表示。
渦輪軸發(fā)動機的優(yōu)缺點
直升機最初使用活塞式發(fā)動機，現(xiàn)在仍有大量采用。渦輪軸發(fā)動機與之相比，由于具有渦輪噴氣發(fā)動機的特性，其功率大，重量輕，功率重量比一般在2.5以上。目前渦輪軸發(fā)動機可產(chǎn)生高達6000甚至10000馬力的功率，活塞發(fā)動機幾乎不能做到。渦輪軸發(fā)動機的耗油率雖然略高于活塞式發(fā)動機，但其使用的航空煤油要比活塞發(fā)動機用的汽油便宜。渦輪軸發(fā)動機的缺點主要在于，制造相對困難，初始成本也較高。此外，直升機旋翼的轉(zhuǎn)速較低，渦輪軸發(fā)動機需要很重很大的減速齒輪系統(tǒng)進行傳動，有時其重量竟占動力系統(tǒng)總重量一半以上。而活塞發(fā)動機本身轉(zhuǎn)速較低，傳動系統(tǒng)相對簡單。對于一些普及型或超小型的直升機來說，使用活塞發(fā)動機仍然是較好的選擇。
