各种飞机发动机原理

一、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。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。气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9 个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。

二、涡轮喷气发动机

在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质疑。到了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。

喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。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。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依*尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是

连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。

当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单*速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

三、涡轮风扇发动机

自从惠特尔发明了第一台涡轮喷气发动机以后，涡轮喷气发动机很快便以其强大的动力、优异的高速性能取代了活塞式发动机，成为战斗机的首选动力装置，并开始在其他飞机中开始得到应用。但是，随着喷气技术的发展，涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出，那就是在低速下耗油量大，效率较低，使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防空任务的高速战斗机还并不十分严重，但若用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不可接受的。要提高喷气发动机的效率，首先要知道什么式发动机的效率。发动机的效率实际上包括两个部分，即热效率和推进效率。为提高热效率，一般来讲需要提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，但在飞机的飞行速度不变的情况下，提高涡轮前温度将会使喷气发动机的排气速度增加，导致在空气中损失的动能增加，这样又降低了推进效率。由于热效率和推进效率对发动机循环参数矛盾的要求，致使涡轮喷气发动机的总效率难以得到较大的提升。那么，如何才能同时提高喷气发动机的热效率和推进效率，也就是怎样才能既提高涡轮前温度又至少不增加排气速度呢？答案就是采用涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级涡轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机。前者主要用于高亚音速运输机，后者主要用于歼击机，由于用途不同，这两类发动机的结构参数也大不相同。

不加力式涡轮风扇发动机不仅涡轮前温度较高，而且风扇直径较大，涵道比可达8以上，这种发动机的经济性优于涡轮喷气发动机，而可用飞行速度又比活塞式发动机高，在现代大型干线客机、军用运输机等最大速度为M0.9左右的飞机中得到广泛的应用。根据热机的原理，当发动机的功率一定时，参加推进的工质越多，所获得的推力就越大，不加力式涡轮风扇发

动机由于风扇直径大，空气流量就大，因而推力也较大。同时由于排气速度较低，这种发动机的噪音也较小。加力式涡轮风扇发动机在飞机巡航中是不开加力的，这时它相当于一台不加力式涡轮风扇发动机，但为了追求高的推重比和减小阻力，这种发动机的涵道比一般在1.0以下。在高速飞行时，发动机的加力打开，外涵道的空气和涡轮后的燃气一同进入加力燃烧室喷油后再次燃烧，使推力可大幅度增加，甚至超过了加力式涡轮喷气发动机，而且随着速度的增加，这种发动机的加力比还会上升，并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种低速时较油耗低，开加力时推重比大的特点，目前已在新一代歼击机上得到广泛应用。

四、脉动喷气发动机

脉动喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于靶机，导弹或航空模型上。德国纳粹在第二次世界大战的后期，曾用它来推动V-1导弹，轰炸过伦敦。这种发动机的结构如图所示，它的前部装有单向活门，之后是含有燃油喷嘴和火花塞的燃烧室，最后是特殊设计的长长的尾喷管。脉动喷气发动机工作时，首先把压缩空气打入单向活门，或使发动机在空中运动，这时便有气流进入燃烧室，然后油咀喷油，火花塞点火燃烧。这时长尾喷管在燃气喷出后，由于燃气流的惯性作用，虽然燃烧室内的压强同外面大气的压强相等，仍会继续向外喷，所以在燃烧室内造成空气稀薄的现象，使压强显著降低到小于大气压，于是空气再次打开单向活门流入燃烧室，喷油点火燃烧，开始第二个循环。这样周而复始，发动机便可不断地工作了。这种发动机由进气到燃烧、排气的循环过程进行得很快，一秒钟大约可达40～50次。脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。这些都是它的优点。但它只适于低速飞行（速度极限约为每小时640～800公里），飞行高度也有限，单向活门的工作寿命短，加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。

五、涡轮轴发动机

带有压气机的涡轮发动机这一类型中，涡轮轴发动机出现得较晚，但已在直升机和垂直／短距起落飞机上得到了广泛的应用。涡轮轴发动机于1951年12月开始装在直升机上，作第一次飞行。那时它属于涡轮螺桨发动机，并没有自成体系。以后随着直升机在军事和国民经济上使用越来越普遍，涡轮轴发动机才获得独立的地位。

在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。它们都是由涡轮风扇发动机的原理演变而来，只不过后者将风扇变成了螺旋桨，而前者将风扇变成了直升机的旋翼。除此之外，涡轮轴发动机也有自己的特点：它一般装有自由涡轮(即不带动压气机，专为输出功率用的涡轮)，而且主要用在直升机和垂直／短距起落飞机上。在构造上，涡轮轴发动机也有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等燃气发生器基本构造，但它一般都装有自由涡轮，如图所示，前面的是两级普通涡轮，它带动压气机，维持发动机工作，后面的二级是自由涡轮，燃气在其中作功，通过传动轴专门用来带动直升机的旋翼旋转，使它升空飞行。此外，从涡轮流出来的燃气，经过尾喷管喷出，可产生一定的推力，由于喷速不大，这种推力很小，如折合为功率，大约仅占总功率的十分之一左右。有时喷速过小，甚至不产生什么推力。为了合理地安排直升机的结构，涡轮轴发动机的喷口，可以向上，向下或向两侧，不象涡轮喷气发动机那样非向后不可。这有利于直升机设计时的总体安排。

涡轮轴发动机是用于直升机的，它与旋翼配合，构成了直升机的动力装置。按照涡轮风扇发动机的理论，从理论上讲，旋翼的直径愈大愈好。同样的核心发动机，产生同样的循环功率，所配合的旋翼直径愈大，则在旋翼上所产生的升力愈大。事实上，由于在能量转换过程中有损失，旋翼也不可能制成无限大，所以，旋翼的直径是有限制的。——般说，通过旋翼的空

气流量是通过涡轮轴发动机的空气流量的500-1000倍。同涡轮轴发动机和直升机常用的另一种动力装置——活塞发动机采相比，涡轮轴发动机的功率重量比要大得多，在2.5以上。而且就发动机所产生的功率来说，涡轮轴发动机也大得多，目前使用中的涡轮轴发动机所产生的功率，最高可达6000马力甚至10000马力，活塞发动则相差很远。在经济性上，涡轮轴发动机的耗油率略高于最好的活塞式发动机，但它所用的航空煤油要比前者所用的汽油便宜，这在一定程度上得到了弥补。当然，涡轮轴发动机也有其不足之处。它制造比较困难，制造成本也较高。特别是由于旋翼的转速更低，它需要比涡轮螺旋桨发动机更重更大的减速齿轮系统，有时它的重量竟占发动机总重量一半以上。

六、涡轮螺旋桨发动机

一般来说，现代不加力涡轮风扇发动机的涵道比是有着不断加大的趋势的。因为对于涡轮风扇发动机来说，若飞行速度一定，要提高飞机的推进效率，也就是要降低排气速度和飞行速度的差值，需要加大涵道比；而同时随着发动机材料和结构工艺的提高，许用的涡轮前温度也不断提高，这也要求相应地增大涵道比。对于一架低速（500～600km/h）的飞机来说，在一定的涡轮前温度下，其适当的涵道比应为50以上，这显然是发动机的结构所无法承受的。

为了提高效率，人们索性便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，便形成了涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。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。这种减速器的负荷重，结构复杂，制造成本高，它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重，作为发动机整体的一个部件，减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。

尽管工作原理近似，但涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机在产生动力方面却有着很大的不同，涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为螺旋桨的轴功率，而尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右，为了驱动大功率的螺旋桨，涡轮级数也比涡轮风扇发动机要多，一般为2～6级。同活塞式发动机＋螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机有很多优点。首先，它的功率大，功重比（功率/重量）也大，最大功率可超过10000马力，功重比为4 以上；而活塞式发动机最大不过三四千马力，功重比2左右。其次，由于减少了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮螺旋桨发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命长，维修费用也较低。而且，由于核心部分采用燃气发生器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。

七、螺桨风扇发动机

螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一种发动机形式，其

目标是将前者的高速性能和后者的经济性结合起来，目前正处于研究和实验阶段。螺桨风扇发动机的结构见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇（因为实在无法给这个又象螺旋桨又象风扇的东东起个名字，只好叫它螺桨-风扇）组成。螺桨 -风扇由涡轮驱动，无涵道外壳，装有减速器，从这些来看它有一点象螺旋桨；但是它的直径比普通螺旋桨小，叶片数目也多（一般有6～8叶），叶片又薄又宽，而且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。

根据涡轮风扇发动机的原理，在飞行速度不变的情况下，涵道比越高，推进效率就越高，因此现代新型不加力涡轮风扇发动机的涵道比越来越大，已经接近了结构所能承受的极限；而去掉了涵道的涡轮螺旋桨发动机尽管效率较高，但由于螺旋桨的速度限制无法应用于M0.8~M0.95的现代高亚音速大型宽体客机，螺桨风扇发动机的概念则应运而生。由于无涵道外壳，螺桨风扇发动机的涵道比可以很大，以正在研究中的一种发动机为例，在飞行速度为M0.8时，带动的空气量约为内涵空气流量的100 倍，相当于涵道比为100，这是涡轮风扇发动机所望尘莫及的，将其应用于飞机上，可将高空巡航耗油率较目前高涵道比轮风扇发动机降低15%左右。

同涡轮螺旋桨发动机相比，螺桨风扇发动机的可用速度又高很多，这是由它们叶片形状不同所决定的。普通螺旋桨叶片的叶型厚度大以保证强度，弯度大以保证升力系数，从剖面来看，这种叶型实际上就是典型的低速飞机的机翼剖面形状，它在低速情况下效率很高，但一旦接近音速，效率就急剧下降，因此装有涡轮螺旋桨发动机的飞机速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺桨-风扇的既宽且薄、前缘尖锐并带有后掠的叶型则类似于超音速机翼的剖面形状，这种叶型的跨音速性能就要好的多，在飞行速度为M0.8时仍有良好的推进效率，是目前新型发动机中最有希望的一种。当然，螺桨风扇发动机也有其缺点，由于转速较高，产生的振动和噪音也较大，这对舒适性有严格要求的客机来讲是一个难题。另外，暴露在空气中的螺桨-风扇的气动设计也是目前研究的难点所在。

八、冲压喷气发动机

冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。这种发动机压缩空气的方法，是*飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能（例如进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍）。冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到2000一2200℃甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速度为3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过2OO千牛。

冲压发动机的构造简单、重量轻、推重比大、成本低。但因没有压气机，不能在静止的条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发动机配合使用，成为组合式动力装置。如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时，再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机；在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动机。如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。冲压发动机或组合式冲压发动机一

般用于导弹和超音速或亚音速靶机上。按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。

一、亚音速冲压发动机亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。飞行时增压比不超过 1.89，飞行马赫数小于 O.5时一般不能正常工作。亚音速冲压发动机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。二、超音速冲压发动机超音速冲压发动机采用超音速进气道（燃烧室入口为亚音速气流）和收敛形或收敛扩散形喷管，用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音速～6倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹（一般与固体火箭发动机相配合）。三、高超音速冲压发动机这种发动机燃烧在超音速下进行，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达5～16，目前高超音速冲压发动机正处于研制之中。由于超音速冲压发动机的燃烧室入口为亚音速气流，也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。

涡扇发动机工作原理

动力原理： 涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机冲压喷气发动机涡轮轴发动机 升力原理： 飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力。而升力的来源是飞行中空气对机翼的作用。 在下面这幅图里，有一个机翼的剖面示意图。机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快 (V1=S1/T >V2=S2/T1)。根据帕奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。”，因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。 从机翼的原理，我们也就可以理解螺旋桨的工作原理。螺旋桨就好像一个竖放的机翼，凸起面向前，平滑面向后。旋转时压力的合力向前，推动螺旋桨向前，从而带动飞机向前。当然螺旋桨并不是简单的凸起平滑，而有着复杂的曲面结构。老式螺旋桨是固定的外形，而后期设计则采用了可以改变的相对角度等设计，改善螺旋桨性能。 飞行需要动力，使飞机前进，更重要的是使飞机获得升力。早期飞机通常使用活塞发动机作为动力，又以四冲程活塞发动机为主。这类发动机的原理如图，主要为吸入空气，与燃油混合后点燃膨胀，驱动活塞往复运动，再转化为驱动轴的旋转输出：

单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。下图为典型的星型活塞发动机。 现代高速飞机多数使用喷气式发动机，原理是将空气吸入，与燃油混合，点火，爆炸膨胀后的空气向后喷出，其反作用力则推动飞机向前。下图的发动机剖面图里，一个个压气风扇从进气口中吸入空气，并且一级一级的压缩空气，使空气更好的参与燃烧。风扇后面橙红色的空腔是燃烧室，空气和油料的混和气体在这里被点燃，燃烧膨胀向后喷出，推动最后两个风扇旋转，最后排出发动机外。而最后两个风扇和前面的压气风扇安装在同一条中轴上，因此会带动压气风扇继续吸入空气，从而完成了一个工作循环。

各种飞机发动机原理

一、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。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。气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9 个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。 二、涡轮喷气发动机 在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质疑。到了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。 喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。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。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依*尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是

航空发动机原理

航空发动机原理 航空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，航空发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。 航空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，航空发动机可分为两类 1、吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 2、火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为 1、直接反作用力发动机 直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。 2、间接反作用力发动机两类。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。 附图: 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。 为航空器提供飞行动力的往复式内燃机。发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。 从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。40

斯特林发动机原理图解

斯特林发动机原理图解 如图1 把橡皮绑在容器口上，我们能容易瞭解到受热时橡皮会膨胀(图2)，冷却时橡皮会缩收(图3)，这是加热时，内部气体压力作用在橡皮上(图2)，当然人的眼睛是无法看到气体压力的。 A2移气器 如果我们放入一个移气器(Displacer)到容器内(图4)，而这个移气器的直径比容器的内径小一些，当移气器自由上下移动时，即可以把容器内的气体挤下或挤上。这个时候，如果我们在容器底端加热，而在容器上端冷却，使上下两端具有足够的温差，即可看见此时橡皮会不断膨胀及收缩。其原理如下： 当移气器上移，容器内的气体被挤至容器底端，此时由於容器底端加热，因此气体受热，压力变大，此压力经由活塞与容器间的空隙传到橡皮，使得橡皮会膨胀(图5)。 相反的，若施以适当的力量把移气器下移，则容器内的气体被挤至容器上端，此时由於容器上端為冷却区，因此气体被冷却，使气体温度降低，压力变小，而使得橡皮会缩收(图5)。 如此，不断使移气器自由上下移动，即可看见此时橡皮会不断膨胀及收缩。 由此，可知移气器的功用主要在於移动气体，使气体在冷热两端之间来回流动。国立成功大学航太系郑金祥教授把 Displacer 命名為”移气器”，实在更為贴切，也比较不容易混淆，比较不会使人误以為它的作用跟输出功率的动力活塞一样。

A3 曲柄机构 要让移气器上下移动，只要将移气器与一曲轴连结(图6) 。当曲轴旋转时，移气器就会被带上及带下。将移气器与曲轴连结完毕之后，在容器底端加热上端冷却，只要用手转动曲轴，使得移气器移上及移下，此时橡皮便会重复膨胀及收缩(图7)。 A4 动力活塞 橡皮的膨胀及收缩运动，可以转换為动力输出，此时，橡皮的作用即如同一动力活塞。我们可以另加一根连桿接到上述的曲轴上，便可将橡皮的膨胀及收缩运动转换為曲轴的旋转运动。连接到移气器的曲轴部位与连接到动力活塞的曲轴部位必须呈固定的角度差，一般是90度(图8,9)。橡皮的膨胀及缩收所產生的曲轴的旋转运动提供了移气器上下移动的力量，多餘的力量则可以输出。必须注意的是，移气器本身不会动，而是被曲轴带动，动力来源是动力活塞。

喷气发动机原理简介

喷气发动机原理简介

分类 涡轮喷气式发动机 完全采用燃气喷气产生推力的喷气发动机是涡轮喷气发动机。这种发动机的推力和油耗都很高。适合于高速飞行。也是最早的喷气发动机。离心式涡轮喷气发动机 使用离心叶轮作为压气机。这种压气机很简单，适合用比较差的材料制作，所以在早期应用很多。但是这种压气机阻力很大，压缩比低，并且发动机直径也很大，所以现在已经不再使用这种压气机。 轴流式涡轮喷气发动机 使用扇叶作为压气机。这样的发动机克服了离心式发动机的缺点，因此具有很高的性能。缺点是制造工艺苛刻。现在的高空高速飞机依然在使用轴流式涡喷发动机。 涡轮风扇发动机 一台涡扇发动机的一级压气机 主条目：涡轮风扇发动机

在轴流式涡喷发动机的一级压气机上安装巨大的进气风扇的发动机。一级压气机风扇因为体积大，除了可以压缩空气外，还能当作螺旋桨使用。 涡轮风扇发动机的燃油效率在跨音速附近比涡轮喷气发动机要高。 涡轮轴发动机 主条目：涡轮轴发动机 涡轮轴发动机类似涡桨发动机，但拥有更大的扭矩，并且他的输出轴和涡轮轴是不平行的(一般是垂直)，输出轴减速器也不在发动机上。所以他更类似于飞机上用的燃气轮机。 涡轴发动机的大扭矩使他经常用于需要带动大螺旋桨的直升机。它的结构和车用燃气轮机区别不大。 涡轮喷气发动机(Turbojet)（简称涡喷发动机）[1]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1944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，但是需要较高品质的材料——这在1945年左右是不存在的。当今的涡喷发动机均为轴流式。 一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向）图片注释: 1 - 吸入, 2 - 低压压缩, 3 - 高压压缩, 4 - 燃烧, 5 - 排气, 6 - 热区域, 7 - 涡轮机, 8 - 燃烧室, 9 - 冷区域, 10 - 进气口

各类飞机引擎原理

各类飞机引擎原理飞机引擎 飞机引擎

飞机引擎的发动原理 前言 汽车在高速公路上定速行驶於平坦路面上所消耗的汽油，主要都是用来克服空气阻力。在空中飞行的飞机同样承受阻力，因此飞机必须有「推进系统」，否则阻力将使飞机愈来愈慢终至坠毁。飞机的推进系统常见的有「往复式内燃机」和「涡轮引擎」二类。 「往复式内燃机」是最传统的飞机动力源，莱特兄弟的第一架飞机就是采用四冲程的内燃机。通常是使用螺旋桨把往复式内燃机的输出马力转变成推进力。「涡轮引擎」可分为:「涡轮喷射」、「涡轮扇喷射」和「涡轮轴引擎」三大类。 往复式内燃机和汽车、机车使用者的原理相同，除了模型飞机之外，绝少使用二冲程引擎者。四冲程引擎分为进气、压缩、爆炸、排气四个冲程，其原理在今日已成常识，不多说明。「涡轮引擎」由前面吸入空气，经由压缩器增压之后，即将油与气混合并於燃烧室引燃。燃烧后的高温排气流经涡轮产生转动的力量，此力量经过传动轴去驱动压缩器。此时排气仍含有甚多热能，即经由喷嘴高速喷出，依反作用定律产生推力。上述为「涡轮喷射引擎」。 扇式喷射是把压缩器或涡轮叶片延长成为类似较短的螺旋桨叶片。压缩器叶片延长者叫作前扇式，涡轮叶片延长者叫作后扇式。

一般活塞式燃油引擎 强劲的动力和雄浑的引擎声，简直魅力没法挡！与实物相同的机构和工作原理造成强劲转动的模型发动机（俗称模型引擎），它本身可以说是模型爱好者梦寐以求的东西。事实上，翻开无线电遥控模型的历史，可知机动模型的出现要早过电动模型，强劲的动力打破了传统模型那种冷漠的面孔，为模型的发展注入新的生命力。再者，燃油之消耗可由目测判断，它与电动模型不同，操纵者能正确估计模型之正确动作时间，燃油用完後只需加油，模型又能重新奔驰或飞翔。总之，机动模型予人明快，爽朗的印象。 如上图所示：无线电遥控模型用的发动机与实物一样，既有2冲程发动机，也有4冲程发动机，甚至还有转子发动机和喷射发动机。因为零件配换等问题，建议采用2冲程或4冲程的电热式发动机(glow engine)，电热式发动机不需要复杂的电气机构,具有简单，轻量，易用等优点；而且又能提供强大的动力,所以成为机动模型的最佳动力源。实际上,它的转速超过每分钟30,00转，如其排气量作公升换算，相当於输出200匹马力以上的动力,功率之强劲令人咋舌！ 其原因是由於采取电热(glow)方式，仅仅在起动时让电热塞通电以产生最初的

航空发动机原理试题

《气体动力学基础》试卷 一、 填空（30分，每空1分） 1. 气体密度是指_单位容积内气体的质量_。从微观上讲，密度的大小代表了_气体分子的疏密程度_。气体流过航空发动机的喷管时，其密度的变化规律是__减小__。 2．从微观上讲，气体压力是_大量气体分子无规则运动碰撞器壁的总效应_。在比容一定的情况下，气体温度升高，引起气体压力的变化规律是_增大 。 3．定压比热是指_在压力一定的条件下，1kg 气体温度升高或降低1℃，所需吸收或放出的热量_；定压比热与定容比热的关系式可以写成 R c c v p +=。 4．绝热过程是指 气体在和外界没有任何热交换的前提下，所进行的热力过程 ；在该过程中压力和比容的关系式可以写成k v v p p )(2 112=；该过程的外（容积）功的计算式可以写成)(1 11122v p v p k l --=。 5．“一维定常流”中“一维”是指_气流参数是一维坐标的函数_。 6.可压流的连续性方程可以写成 常数=V A ρ ，它说明_在一维定常流的条件下，流过各截面的气体流量相等_。 7. 一维定常流能量（焓）方程的一般形式是 1221222 i i V V l q -+-=±±外 。气体流过发动机的涡轮时，能量方程可以改写成 l V V i i +-=-2 212221 ，此方程表示的能量转换关系是 气体焓的下降，用来对外作功和增加气体的动能 ；气体流过发动机进气道时，能量方程可以改写成常数=+2 2 V i ，此方程表示的能量转换关系是_焓和动能之和保持不变 。 8.滞止压力（总压）是指_理想绝能条件下，将气流滞止到速度为零时的压力_。气体流过发动机的进气道时，在不考虑流动损失的情况下，总压的变化规律是 不变_的。

2013级《航空发动机原理》期末考试复习

《航空发动机原理》复习 一、单项选择题（共20题每题2分共40分） 1.以下哪个是衡量发动机经济性的性能参数（ A ）。 A EPR B FF C SFC D EGT 2.涡轮风扇发动机的涵道比是（ D ）。 A流过发动机的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 B流过发动机的空气流量与流过外涵的空气流量之比 C流过内涵道的空气流量与流过外涵道的空气流量之比 D流过外涵道的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 3.高涵道比涡扇发动机是指涵道比大于等于（ C ）. A 2 B 3 C 4 D 5 4.涵道比为4的燃气涡轮风扇发动机外涵产生的推力约占总（C ）。 A20％ B40％ C80％ D90％ 5.涡桨发动机的喷管产生的推力约占总推力的（ B ） A.85-90％ B.10-15％ C.25% D. 0 6.涡桨发动机使用减速器的主要优点是：( C ) A能够增加螺旋桨转速而不增加发动机转速 B螺旋桨的直径和桨叶面积可以增加 C可以提高发动机转速而增大发动机的功率输出又能使螺旋桨保持在较低转速而效率较高 D在增大螺旋桨转速情况下，能增大发动机转速 7.双转子发动机高压转子转速Ｎ2与低压转子转速Ｎl之间有（ C ） A Ｎ2＜Ｎl B Ｎ2＝Ｎl C Ｎ2＞Ｎl D设计者确定哪个大 8.亚音速进气道是一个（ A ）的管道。 A扩张形B收敛形 C先收敛后扩张形 D圆柱形 9.亚音速进气道的气流通道面积是（ D ）的。 A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D先扩张后收敛形10.气流流过亚音速进气道时，（ D ）。 A速度增加，温度和压力减小 B速度增加，压力增加，温度不变 C速度增加，压力减小，温度增加 D速度减小，压力和温度增加11.在离心式压气机里两个起扩压作用的部件是（ D ）。 Ａ涡轮与压气机Ｂ压气机与歧管Ｃ叶片与膨胀器Ｄ叶轮与扩压器12.轴流式压气机的一级由（ C ）组成。 A转子和静子 B扩压器和导气管 C工作叶轮和整流环 D工作叶轮和导向器 13. 空气流过压气机工作叶轮时, 气流的（ C ）。 A相对速度增加, 压力下降B绝对速度增加, 压力下降

航空涡扇发动机的工作原理

航空涡扇发动机的工作原理 ?发表于：2014-01-21 21:57:40 ?作者:江山红红发短信加好友更多作品 级别：上将积分：118791 航空喷气发动机主要有两种，一种是涡喷发动机，一种是锅扇发动机。在这里主要介绍大家关心的涡扇发动机的工作原理。 涡扇发动机是喷气发动机的一个分支，从血缘关系上来说，涡扇发动机应是涡喷发动机的变种。从结构上看，涡扇发动机是在涡喷发动机之前加装了风扇。这几叶风扇却把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。正是这几叶风扇，让涡扇发动机青出于蓝而胜于蓝。 研制涡扇发动机，首先是要确定它的总体结构。简单的讲，主要是发动机的转子数目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双转子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单尽管研制难度低，省钱！但要付出性能差的代价。 从理论上讲：单转子结构的涡扇发动机的压气机，可以作成任意多的级数，以期达到一定的增压比。可是由于单转子的结构限制，使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上，在工作时，它们就必须要保持相同的转速，问题也跟着出来了。当单转子的发动机在工作时，如果其转速突然下降时，压气机的高压部分，就会因为得不到足够的转速，而效率严重下降；在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时，就会引起发动机的振喘。在正常的飞行中，发动机发生振喘是决对不允许的。因为发动机发生振喘，会严重危及飞机的安全。为了解决低压部分在工作中的过载，只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。但这样一来发动机的效率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机的高转数所限，单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。 为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相对低一些。因为压缩作用，在压气机内的空气温度升高，其作用力随着空气温度的升高而增大。高压转子的转速可以设计的相对高一些，转速提高了，其高压转子的直径就可以做得小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以装在这个“蜂腰”的位置上，以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻，起动惯性小，所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动，这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易，启动的能量也要求较小，启动设备的重量也就相对降低。 然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇要和低压压气机联动，风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方。风扇为将就压气机而必需提高转数，这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大，巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大，在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长，风扇的直径小下来了，函道比自然也上不去，而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大，而且也相对省油。而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数，降低了压气机的转数压气

航空发动机原理复习题

发动机原理部分 进气道 1.进气道的功用： 在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地引入压气机; 2.涡轮发动机进气道功能 冲压恢复—尽可能多的恢复自由气流的总压并输入该压力到压气机。提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压压缩空气, 提高空气的压力 3.进气道类型： 亚音进气道：扩张型、收敛型；超音速：内压式、外压式、混合式 4.冲压比：进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值∏i=P1*/P0*。 影响进气道冲压比的因素：流动损失、飞行速度、大气温度。 5.空气流量：单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 影响因素:大气密度, 飞行速度、压气机的转速 压气机 6.压气机功用：对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力。供给发动机工作时所需 要的压缩空气，也可以为坐舱增压、涡轮散热和其他发动机的起动提供压缩空气。7.压气机分类及其原理、特点和应用 （1）离心式压气机：空气在工作叶轮内沿远离叶轮旋转中心的方向流动. （2）轴流式压气机：空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动. （3）混合式压气机： 8.阻尼台和宽叶片功用 阻尼台：对于长叶片，为了避免发生危险的共振或颤振，在叶身中部带一个减振凸台。 宽弦叶片：大大改善叶片减振特性。与带减振凸台的窄弦风扇叶片比，具有流道面积大，喘振裕度宽，及效率高和减振性好的优点。 9.压气机喘振： 是气流沿压气机轴向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象。 10.喘振的表现: 发动机声音由尖锐转为低沉，出现强烈机械振动. 压气机出口压力和流量大幅度波动，出现发动机熄火. 发动机进口处有明显的气流吞吐现象，并伴有放炮声. 11.造成喘振的原因 气流攻角过大，使气流在大多数叶片的叶背处发生分离。 燃烧室 12.燃烧室的功用及有几种基本类型 功用：用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许的温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。 分类：单管（多个单管）、环管和环形三种基本类型 13.简述燃烧室的主要要求点火可靠、燃烧稳定、燃烧完全、燃烧室出口温度场符合要 求、压力损失小、尺寸小、重量轻、排气污染少 14.环形燃烧室的结构特点、优缺点 结构特点：火焰筒和壳体都是同心环形结构，无需联焰管 优点：与压气机配合获得最佳的气动设计，压力损失最小；空间利用率最高，迎风面积最小；可得到均匀的出口周向温度场；无需联焰管，点火时容易传焰。 缺点：调试时需要大型气源； 采用单个燃油喷嘴，燃油—空气匹配不够好； 火焰筒刚性差；

电喷发动机工作原理

电喷发动机工作原理 现在的电喷车在行驶过程中，当司机突然松开油门踏板（使节气门完全关闭）时，发动机不需要输出转矩，而是由汽车的动能拖动。这一工况被称为拖动工况或滑行工况。 在拖动工况为了减少废弃排放和降低燃油消耗以及改善行驶特性，电控系统中央控制器识别出发动机处于拖动工况后，首先立即推迟当时的点火角，然后全部切断向发动机喷油，这样可使工况的过度过程较为平稳。 当发动机转速超过规定转速界限（转速界限２）并且节气门关闭时，喷嘴将不再喷油，发动机的供油被切断；而发动机转速一旦低于下个转速界限（转速界限３），则喷嘴又重新开始喷油。如果在拖动工况出现发动机转速急剧下降，如在紧急刹车时，则喷嘴将在较高转速（转速界限１）恢复喷油，以防止低于发动机怠速转速或发动机完全熄火。 一、简介 电子燃油喷射控制系统（简称EFI或EGI系统），以一个电子控制装置（又称电脑或ECU）为控制中心，利用安装在发动机不同部位上的各种传感器，测得发动机的各种工作参数，按照在电脑中设定的控制程序，通过控制喷油器，精确地控制喷油量，使发动机在各种工况下都能获得最佳浓度的混合气。 此外，电子控制燃油喷射系统通过电脑中的控制程序，还能实现起动加浓、暖机加浓、加速加浓、全负荷加浓、减速调稀、强制断油、自动怠速控制等功能，满足发动机特殊工况对混合气的要求，使发动机获得良好的燃料经济性和排放性，也提高了汽车的使用性能。 电子控制燃油喷射系统的喷油压力是由电动燃油泵提供的，电动燃油泵装在油箱内，

浸在燃油中。油箱内的燃油被电动燃油泵吸出并加压，压力燃油经燃油滤清器滤去杂质后，被送至发动机上方的分配油管。分配油管与安装在各缸进气歧管上的喷油器相通。喷油器是一种电磁阀，由电脑控制。通电时电磁阀开启，压力燃油以雾状喷入进气歧管内，与空气混合，在进气行程中被吸进气缸。分配油管的末端装有燃油压力调节器，用来调整分配油管中燃油的压力，使燃油压力保持某一定值，多余的燃油从燃油压力调节器上的回油口返回燃油箱。 进气量由驾驶员通过加速踏板操纵节气门来控制。节气门开度不同，进气量也不同，进气歧管内的真空度也不同。在同一转速下，进气歧管真空度与进气量成一定的比例关系。进气管压力传感器可将进气歧管内真空度的变化转变成电信号的变化，并传送给电脑，电脑根据进气歧管真空度的大小计算出发动机进气量，再根据曲轴位置传感器测得信号计算出发动机转速。根据进气量和转速计算出相应的基本喷油量。电脑根据进气压力和发动机转速控制各缸喷油器，通过控制每次喷油的持续时间来控制喷油量。喷油持续时间愈长，喷油量就愈大。一般每次喷油的持续时间为2～10ms。各缸喷油器每次喷油的开始时刻则由电脑根据安装于离合器壳体上的发动机转速（曲轴位置）传感器测得某一位置信号来控制。这种类型的燃油喷射系统的每个喷油器在发动机每个工作循环中喷油两次，喷油是间断进行的，属于间歇喷射方式 二、电子燃油喷射控制的原理 （一）各种工况控制简介

航空发动机原理[1]

1. 涵道比：外涵道与内涵道空气流量的比值 2. 增压比：压气机出口静压与周围大气压力之比 3. 加热比：燃烧室出口温度与外界大气温度之比 4. 热效率：加入每千克空气的热量中所产生的可用功与所加热量之比 5. 比功：单位质量空气所做的功 6. 最佳增压比：使比功达极大值的增压比 7. 最经济增压比：使热效率达极大值的增压比 8. 有效推力：从计算推力中扣除附加阻力，波阻，外表摩擦阻力后得到的发动机实际推力 9. 单位燃油消耗率：每小时产生1N推力所消耗的燃油量 10. 总效率：加入发动机的燃料完全燃烧所放出的热量转变为推进功的量 11. 攻角：流入叶栅的气流方向与叶型中弧线前缘切线之间的夹角 12. 喘振裕度：压气机的工作点与喘振边界线之间的距离值 13. 巡航状态调节规律；在一定的飞行状态下，发动机从最大工作状态减小推力的循环规律 14. 发动机压比：涡轮后压力与压气机进口压力之比 15. 对转涡轮：使高低压涡轮相反旋转而省去低压涡轮导向器 16. 燃气发生器：各类燃气轮机的热机部分，包括压气机，燃烧室，带动压气机的那一部分 涡轮 17. 旋转失速：在地面观察时，失速区附着在压气机工作轮上以较低转速，相同方向旋转运 动 18. 转速悬挂：由于燃油增加过猛使发动机转速停滞在某一转速上无法上升的现象 19. 复燃加力：在涡轮后面再喷入燃油进行燃烧 20. 功分配系数：传给外涵可用功与全部可用功之比 1. 理想燃气轮机循环的3个结论 答：①热效率只与增压比有关，随增压比增大而单调增加 ②在加热比一定的条件下，存在最佳增压比。最佳增压比随加热比的增加而增大③在增压比相同的条件下，比功随加热比增大而增加 2. 实际燃气轮机循环的4个结论 答：①热效率与增压比，加热比都有关 ②存在最经济增压比 ③在加热比一定的条件下，存在最佳增压比。实际循环增压比小于理想循环增压比。各增压比下，实际循环比功都小于理想循环比功 ④加热比越大，热效率越大，最佳增压比和最经济增压比也越高 3．双轴发动机的优点

各种喷气式发动机简介

涡轮喷气发动机的诞生 二战以前，活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力。但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组合达到了极限。螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减。螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高。同时随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。 这促生了全新的喷气发动机推进体系。喷气发动机吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机向前飞行。 早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气推进只是一个空想。1930年，英国人弗兰克·惠特尔获得了燃气涡轮发动机专利，这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。11年后他设计的发动机首次飞行，从而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。 涡轮喷气发动机的原理 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。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧

室。 涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。 工作时，发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。 压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。 随后高压气流进入燃烧室。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。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。 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。

涡喷发动机的工作原理

1.涡喷发动机的工作原理？ 涡喷发动机以空气为介质，进气道将所需的的外界空气以最小的流动损失送到压气机；压气机通过高速旋转的叶片对空气压缩做功，提高空气的压力；空气在燃烧室内和燃油混合燃烧，将燃料化学能转变成热能，生成高温高压燃气；燃气在涡轮内膨胀，将热能转为机械能，驱动涡轮旋转，带动压气机；燃气在喷管内继续膨胀，加速燃气，燃气以较高速度排出，产生推力。 2.涡轮发动机的特征，什么是燃气涡轮发动机的特性？发动机特性分哪几种？ 特征：发动机作为一个热机，它将燃料的热能转变为机械能，同时作为一个推进器，它利用所产生的机械能使发动机获得推力。 发动机的特性：燃气涡轮发动机的推力和燃油消耗率随发动机转速、飞行高度和飞行速度的变化规律叫发动机特性。发动机特性分为：保持飞机高度和飞机速度不变的情况下，发动机推力和燃油消耗率随发动机转速的变化规律叫发动机转速特性。在给定的调节规律下，保持发动机的转速和飞机速度不变时，发动机的推力和燃油消耗率随飞机的高度的变化规律叫高度特性。在给定的调节规律下，保持发动机的转速和飞行高度不变时，发动机的推力和燃油消耗量随飞机速度（或马赫数）的变化规律叫速度特性。 3.净推力和总推力 根据牛顿第2，第3定律，气流进入发动机和离开发动机的动量发生变化，产生推力。 净推力：取决于离开发动机的燃气动量与进来的空气动量加进来的燃油动量。净推力还包括喷管出口的静压超过周围空气的静压产生的推力。Fn=Qma(Vj-Va)+Aj(Pj-Pam) 总推力：是指当飞机静止时发动机排气产生的推力，包括排气动量产生的推力和喷口静压和环境空气静压之差产生的附加推力。Fg=Qma(Vj)+Aj(Pj-Pam)。 正常飞行时，压气机、扩压器、燃烧室、排气锥产生向前推力，涡轮、尾喷口产生向后的推力。 4.影响热效率的因素？ 热效率表明，在循环中加入的热量有多少变为机械功。影响因素有：加热比（涡轮前燃气总温），压气机增压比，压气机效率和涡轮效率。加热比、压气机效率和涡轮效率增大，热效率也增大。压气机增压比提高，热效率增大，当增压比等于最经济增压比时，热效率最大，继续提高增压比，热效率反而下降。热效率也称做内效率。 5.进气道的作用？什么是进气道总压恢复系数？ 一是尽可能多的恢复自由气流的总压并输送该压力到压气机，这就是冲压恢复或压力恢复；二是提供均匀的气流到压气机使压气机有效地工作。进气道出口截面的总压与进气道前方来流的总压比值，叫做进气道总压恢复系数，该系数是小于1的数值，表示进气道的流动损失。 6.进气道冲压比的定义，影响冲压比的因素？ 进气道的冲压比是：进气道出口处的总压与远方气流静压的比值。冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩程度越大，影响冲压比因素：流动损失，飞行速度和大气温度。（大气密度、高度、发动机转速）：当大气温度和飞行速度一定时，流动损失大，则冲压比下降；当大气温度和流动损失一定时，飞行速度越大，则冲压比增加；当飞行速度和流动损失一定时，大气温度上升，则冲压比下降。 7.压气机分哪两种？目前燃气涡轮发动机中常采用哪一种，为什么？ 离心式和轴流式。目前燃气涡轮发动机中常采用轴流式压气机。这是因为轴流式压气机具有下述优点：总的增压比高，压气机效率高，单位面积的流通能力高，迎风面积小，阻力小。缺点：单级增压比低，结构复杂 离心式优点：单级增压比高，压气机稳定工作范围宽，结构简单可靠，重量轻，长度短，起动功率小，缺点：流动损失大，效率低，单位面积的流通能力低，迎风面积大，阻力大 8.进口导向叶片的功能是什么？决定进入压气机叶片气流攻角的因素是什么？ 为了保证压气机工作稳定，有的在第1级工作叶轮前还有一排不动的叶片称为进口导向叶片。其功能是引导气流的流动方向产生预旋，使气流以合适的方向流入第1级工作叶轮。决定因素是：工作叶轮进口处的绝对速度（包括大小和方向），压气机的转速。 9.简要说明空气在多级压气机中的流动。 基元级的叶栅通道均是扩张形的。在叶轮内，绝对速度增大，相对速度减小。同时，总压、静压和总温、静温都升高；在整流器内，绝对速度减小；静压和静温升高，总压略有下降，总温保持不变。由此可见，空气流过基元级时，不仅在叶轮内受到压缩，而且在整流器内也受到压缩。

喷气发动机的种类及其原理

[编辑]涡轮喷气式发动机 完全采用燃气喷气产生推力的喷气发动机是涡轮喷气发动机。这种发动机的推力和油耗都很高。适合于高速飞行。也是最早的喷气发动机。 [编辑]离心式涡轮喷气发动机 使用离心叶轮作为压气机。这种压气机很简单，适合用比较差的材料制作，所以在早期应用很多。但是这种压气机阻力很大，压缩比低，并且发动机直径也很大，所以现在已经不再使用这种压气机。 [编辑]轴流式涡轮喷气发动机 使用扇叶作为压气机。这样的发动机克服了离心式发动机的缺点，因此具有很高的性能。缺点是制造工艺苛刻。现在的高空高速飞机依然在使用轴流式涡喷发动机。 [编辑]涡轮风扇发动机 一台涡扇发动机的一级压气机 主条目：涡轮风扇发动机 在轴流式涡喷发动机的一级压气机上安装巨大的进气风 扇的发动机。一级压气机风扇因为体积大，除了可以压 缩空气外，还能当作螺旋桨使用。 涡轮风扇发动机的燃油效率在跨音速附近比涡轮喷气发 动机要高。 [编辑]涡轮轴发动机

涡轮喷气发动机(Turbojet)（简称涡喷发动机）[1]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1944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，但是需要较高品质的材料——这在1945年左右是不存在的。当今的涡喷发动机均为轴流式。 一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向） 图片注释: 1 - 吸入, 2 - 低压压缩, 3 - 高压压缩, 4 - 燃烧, 5 - 排气, 6 - 热区域, 7 - 涡轮机, 8 - 燃烧室, 9 - 冷区域, 10 - 进气口

航空发动机原理与构造知识点

航空发动机原理与构造知识点 1.热力系 2.热力学状态参数 3.热力学温标表示方法 4.滞止参数在流动中的变化规律 5.连续方程、伯努利方程 6.激波 7.燃气涡轮发动机分类及应用 8.燃气涡轮喷气发动机即使热机也是推进器 9.涡喷发动机结构、组成部件及工作原理 10.涡扇发动机结构、组成部件及工作原理 11.涡桨发动机结构、组成部件及工作原理 12.涡轴发动机结构、组成部件及工作原理 13.EPR、EGT、涡轮前燃气总温含义 14.喷气发动机热力循环（理想循环、实际循环） 15.最佳增压比、最经济增压比 16.热效率、推进效率、总效率 17.喷气发动机推力指标 18.发动机中各部件推力方向 19.喷气发动机经济指标 20.涡扇发动机中N1、涡扇发动机涵道比的定义 21.涡扇发动机的优缺点及质量附加原理 22.发动机的工作原理（涡喷、涡扇、涡轴和涡桨） 23.发动机各主要部件功用和原理，各部件热力过程和热力循环 24.进气道的分类及功用 25.总压恢复系数和冲压比的定义 26.超音速进气道三种类型 27.超音速进气道工作原理（参数变化） 28.离心式压气机组成部件 29.离心式压气机增压原理 30.离心式压气机优缺点 31.轴流式压气机组成部件 32.轴流式压气机优缺点 33.压气机叶片做成扭转的原因 34.压气机基元级速度三角形及基元级增压原理 35.扭速 36.多级轴流式压气机特点 37.喘振现象原因及防喘措施（原因） 38.轴流式压气机转子结构形式、优缺点 39.鼓盘式转子级间连接形式 40.叶片榫头类型、优缺点

41.减振凸台的作用以及优缺点 42.压气机级的流动损失 43.多级轴流压气机流程形式，机匣结构形式 44.压气机喘振现象、根本原因、机理过程 45.压气机防喘措施、防喘措施原理 46.燃烧室的功用和基本要求 47.余气系数、油气比、容热强度的定义 48.燃烧室出口温度分布要求 49.燃烧室分类及优缺点 50.环形燃烧室的分类及区别 51.燃烧室稳定燃烧的条件和如何实现 52.燃烧室分股进气作用 53.燃烧室的组成基本构件及功用 54.旋流器功用 55.涡轮的功用和特点（与压气机比较） 56.涡轮叶片的分类和结构 57.一级涡轮为何可以带动更多级压气机 58.提高涡轮前温度措施 59.带冠叶片优缺点 60.间歇控制定义、发动机在起动巡航、停车时间隙变化情况 61.如何实现涡轮主动间隙控制 62.涡轮叶片冷却方式 63.喷管功用 64.亚音速喷管工作原理（参数变化） 65.亚音速喷管三种工作状态（亚临界、临界和超临界）的判别 66.超音速喷管形状 67.发动机噪声源及解决措施 68.发动机的基本工作状态 69.发动机特性（定义、表述） 70.涡喷发动机稳态工作条件（4个）举例说明如何保持稳态工作 71.稳态下涡轮前温度随转速变化规律 72.剩余功率的定义 73.发动机加速的条件 74.联轴器的分类及作用 75.封严装置的作用、基本类型 76.双转子、三转子支承方案 77.中介支点、止推支点作用 78.封严件作用和主要类型 79.燃油系统功用和主要组件功用 80.燃油泵分类和特点 81.燃油喷嘴分类和特点 82.发动机控制系统分类 83.滑油系统功用、主要部件及分类，滑油性能指标 84.起动过程的定义

飞行器发动机的分类及工作原理.

飞行器发动机的分类及工作原理 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个: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。按发动机是否需要空气参加工作,飞行器发动机可分为两类:吸气式发动机和火箭喷气式发动机。吸空气发动机简称吸气式发动机,它必须吸进空气作为燃料的氧化剂 (助燃剂,所以不能到稠密大气层之 外的空间工作,只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。根据吸气式发动机工作原理的不同,吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气发动机和脉动喷气发动机等。火箭喷气发动机是——种不依赖空气工作的发动机。航天器由于需要飞到大气层外,所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同,火箭喷气发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。按产生推进动力的原理不同,飞行器发动机又可分为直接反作用力发动机和间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流,产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机,这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机,脉动喷气式发动机,火箭喷气式发动机等。间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功,使空气加速向后(向下流动时,空气对螺旋桨(旋翼产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力,也有间接反作用力,但常将其划归直接反作用力发动机一类,所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。活塞式发动机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发动机与螺旋桨是不能分割的。主要组成主要由气缸、活塞、连杆、曲气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气(汽油和空气进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点