歷史
渦輪噴氣發動機是壹種渦輪發動機。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壹次上天，沒有參加第二次世界大戰，軸流式誕生在德國，並且作為第壹種實用的噴氣式戰鬥機Me-262的動力參加了1945年末的戰鬥。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壹結構：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，因此進氣道能起到壹定的預壓縮作用，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。所以壹般超音速飛機的進氣道口都有壹個激波調節錐，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，還會附帶壹個附面層調節裝置。所謂附面層是指緊貼機身表面流動的壹層空氣，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。當飛機有壹定迎角(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壹點突然脫離，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，壹對定子頁片與轉子頁片稱為壹級，定子固定在發動機框架上，轉子由轉子軸與渦輪相連。現役渦噴發動機壹般為8－12級壓氣機。級數越多越往後壓力越大，當戰鬥機突然做高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壹組渦輪，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壹根軸上，所以壓氣機與渦輪的轉速是壹樣的。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、制造工藝有著極其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心頁片，整體鑄造，即所有頁片與頁盤壹次鑄造成型。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。制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。而為第四代戰機研制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壹：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，早期的低速發動機采用單純收斂型噴管，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。而采用收斂－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采用可偏轉噴管（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裏卡設計局的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註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壹個加力燃燒室(afterburner，或後燃器)，以達到在短時間裏大幅度提高發動機推力的目的。壹般而言加力燃燒能在短時間裏將最大推力提高50％，但是油耗驚人，壹般僅用於起飛或應付激烈的空中纏鬥，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範圍很廣，從低空低亞音速到高空超音速飛機都廣泛應用。前蘇聯的傳奇戰鬥機米格-25高空超音速戰機即采用留裏卡設計局的渦噴發動機作為動力，曾經創下3.3馬赫的戰鬥機速度紀錄與37250米的升限紀錄。（這個紀錄在壹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壹些，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***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,壹部分傳給低壓渦輪用以驅動風扇，余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，壹部分流入核心機稱為內涵氣流由噴管高速排出產生推力，另壹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壹噴管排入大氣的，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年代發展的第壹代渦輪風扇發動機，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噪聲低，排氣汙染小，多用作大型客機的動力裝置，這種客機在11公裏高度的巡航速度可達950公裏/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,不易被紅外制導的導彈擊中。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，地面標準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,不易被紅外制導的導彈擊中。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，地面標準大氣條件下的推重比已達8左右。
飛機速度低於大約450英裏/小時(724公裏/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英裏/小時(563公裏/小時)以上時螺旋槳效率迅速降低。這些特性使得壹些中等速度飛行的飛機不用純渦輪噴氣裝置而采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壹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，雖可借助大型燃氣渦輪發動機研制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***振、高速軸承、軸系、支承、葉片盤的疲勞強度等方面都帶來壹系列新的問題；
(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；燃料消耗率壹般較活塞式略高；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（壹般具有粒子分離器）、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壹種重要的動力裝置。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年萊康明公司研制的第壹臺生產型發動機T53到今天，已有三代投入使用，第四代正在研制之中。第壹代指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，采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，單位功率壹直是穩步提高的。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)，比第壹代產品提高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壹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) 采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) 采用回流環形燃燒室和氣動霧化噴嘴。
(8) 首次在功率小於1000kW的發動機上采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：壹是繼續提高渦軸發動機循環參數和部件效率，研制性能更好的發動機，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。渦輪有可能采用有復雜冷卻通道的徑向內流式。目前，美國艾利遜公司研制的高速傾轉旋翼機T406，其最大速度已達600km/h。下壹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，國外已經成功地研制和使用兩代渦槳發動機。第三代正在研制之中。第壹代是指70年代以前投產的，主要有達特、PT6A和TPE331這三種渦槳發動機。功率範圍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壹代高速支線飛機、在T406基礎上研制的功率為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；海平面靜態標準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座支線飛機研制的、功率為1566kW的推進式渦槳發動機，與該公司早期發動機相比，由於增大了尺寸和采用改進的壓氣機，其耗油率降低25%、功重比提高53%。TPF351-20為單元體設計，采用許多成熟技術，如F109渦輪發動機的壓氣機技術（目前正在研制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制成本、減少維護費用，都在努力采用成熟的研制和使用經驗，研制渦軸、渦槳和渦扇發動機的"通用核心機"技術，即在壹種成熟的渦軸發動機的基礎上，研制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"為基礎研制的，大大降低研制風險和研制成本。這已成為國外研制小型燃氣渦輪發動機的普遍發展趨勢。另外，國外渦軸/渦槳發動機的研制、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采用的若幹級軸流加壹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，有必要全部采用離心壓氣機系統。
（2）燃燒室
渦軸發動機發展到第三代和第四代，燃燒室多采用回流環形燃燒室。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。這就需要采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。另外這裏還介紹壹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：壹是尋求耐高溫材料；二是采用渦輪冷卻技術。在采用新材料方面，目前，單晶材料已廣泛使用，下壹步工作是研究防氧化與腐蝕的金屬和陶瓷塗層。在采用冷卻技術方面，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采用了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壹定難度。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，往往不得不采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采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，必須采用進氣凈化裝置。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壹個部件(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則采用壹個整體的、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。在試驗臺上用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，研制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，在尾噴口采用隔熱護擋板，以遮擋或屏蔽紅外輻射，采用異形尾噴管，改變紅外波長，使紅外探測器失諧；采用噴氣濾波，改變其輻射波長；采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。