飞机发动机原理——涡轮风扇发动机
通俗简单的说就是：如果不用风扇出口导叶，风扇后边的气流是螺旋向后吹的，这种气流的推力较小且会使发动机产生了有害的扭转力。安装风扇出口导叶，可以起到支撑机匣，校正气流方向的作用；且风扇出口导叶有一定倾斜角度，这样气流在流过导叶时可以增加一定推力
此类发动机如何启动？
14 hshshs8121 2006年12月10日 星期日 上午 08:47 | 回复
刚启动时,要使发动机的压气机和涡轮开始工作就得用辅助
动力装置（APU ）来带动压气机旋转。辅助动力装置（APU ）
是靠电瓶启动的。
1、风扇的气流为什么要分别内外函道？全部进入内涵道有什
么不可？ 2、是不是在不同的飞行条件下，进入内外函道的气
流是不是也不同？如果是，他们之间是什么关系？ 3、外函道
的气流对飞机推动有没有作用？ 4、我对涡扇发动机能提高效
率还是有些不明白。比如说，不考虑发动机的是涡扇还是涡喷，
飞机获得的推力一定喷口气体的反作用力，出口气流越大，其
反作用力也越大。出口气流越大，其损失的动能也越大，但反
作用也越大，是不是提高出口气体速度率与燃油消耗率是非线
性的关系？在相同出口气流速度的前提下，单位时间消耗的燃
油越少效率越高。涡扇就必须在相同推力的情况下比窝喷耗油
底，增加涡扇后为什么能提高效率呢？是不是将气体加压的原
因？但加压本身是要消耗能量的。提高涡轮前的温度是怎么实
现的？是增压原因？增加燃油燃烧的原因？请大侠指教？
24 hshshs8121 2007年06月21日 星期四 上午 10:13 | 回复
1、气流分为内外涵道是涡轮风扇发动机的特征。气流流经风
扇以后分为两股，一股由外涵直接排出，一股由内涵进入压
气机。涡扇发动机的推力75%来自外函。 气体可以都流进内
涵道，这样的发动机叫涡轮喷气发动机，也就是常说的涡喷
发动机。 2、内外涵的气流都是来自于同一个进气道，所以
不管什么飞行条件，它们的状态都是一样的，唯一的区别就
是外涵气流直接排出，内涵气流进入压气机继续压缩。 3、
风扇其实就是一个放大了的压气机，所以它对发动机会产生
一个向前的推力。
25 hshshs8121 2007年06月21日 星期四 上午 10:13 | 回复
4、讨论任何问题的时候都有一定的前提条件，要不然就没法
讨论了，
而对于效率“小武”把最重要的前提条件给忽略了，那就是发动机的类型！涡扇发动机和涡喷发动机产生推力的
主要原理是不一样的！总的来说，涡喷发动机主要是靠改变
气流流经发动机前后的速度来产生反作用力，进而产生推力
的。而对于涡扇发动机，发动机的主要推力来自于风扇，核
心机的主要作用是体供维持发动机运转所需的功，所以由内
涵排出的气流速度是很低的，它对发动机推力的贡献是很有
限的。从另外一个角度来讲，正是由于涡喷发动机出口速度
太高，没有将高温燃气的能量充分利用，所以它的效率相对
于涡扇来说要低，进而导致产生同样推力，涡喷比涡扇消耗
的燃油要多。提高涡轮前温度主要是靠提高燃油流量来的。风扇转动的动力是由内涵道气体燃烧推动涡轮转动而产生的，风扇一转动向后排风，推动飞机向前运动，同时内涵道排出的燃烧气体也推动飞机向前运动，这就是涡扇喷气发动机的原理。“加力”就是将外涵道的空气与然料混合燃烧产生更大的气流向后喷射。
飞机发动机原理——涡轮风扇发动机
2006年11月25日星期六下午 04:53
相关连接：涡轮风扇发动机图片
涡轮风扇发动机的诞生
二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。
实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。
50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D涡扇发动机。实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE 晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。
1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。
不加力式涡扇发动机实际上较为容易辨认，其外部有一直径很大的风扇外壳
涡轮风扇发动机的原理
涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加
大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。
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。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，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。
加力式涡扇发动机
不加力式涡扇发动机
涡轮风扇发动机的优缺点
如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。
但涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确的分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。
飞机原理与构造简答题答案
1、以双梁式直机翼为例，说明气动载荷是如何传递的。(18分) （1）蒙皮把气动载荷分别传给长桁和翼肋：蒙皮受气动吸力时，桁条和翼肋通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力；蒙皮受气动压力时，蒙皮直接压在桁条和翼肋上，根据作用力与反作用力的原理，蒙皮把外载传递给了翼肋和长桁。 （2）长桁把自身承受的初始气动载荷传给翼肋 桁条与翼肋直接用角片（或间接通过蒙皮）相连，此时载荷方向垂直于长桁轴线，翼肋向长桁提供支持。此时，桁条可以看成支持在翼肋上的多点连续梁，长桁把气动载荷传递给了翼肋。至此，作用在蒙皮上的气动载荷直接或由长桁间接地全部传给了翼肋。 （3）翼肋把气动载荷转换成了垂直载荷和力矩，并相应的传到了梁腹板和组成封闭翼盒的各元件上 （4）翼梁将剪流往根部传递 由于梁腹板的抗弯能力比梁的缘条小的多，可略去其承弯能力，因而腹板以平板受剪的形式平衡，并将剪流往根部传递。最后在根部有机翼—机身对接接头提供垂直方向的支反力来平衡。 （5）蒙皮、腹板承受扭矩。机翼的第三个总体内力扭矩以蒙皮和腹板受剪的形式，向根部传递，总扭矩到机翼根部应通过加强肋将一圈剪流转换成适合于机翼—机身对接接头承受的一对集中力，再通过接头传给机身。 2、说明双梁式直机翼的普通翼肋的作用。(10分) （1）用以承受蒙皮传来的局部气动载荷 （2）把局部气动载荷转换成适合于主受力盒段各组成元件受力特性的载荷形式 （3）然后把它们传到这些主要元件上，向机翼根部传递，并进而通过对接接头传给机身 3、比较分析机翼各典型受力型式的结构受力特点。(20分) （1）梁式机翼：翼梁是主要受力构件，梁式机翼便于开口而不致破坏原来的主要传力路线；机翼、机身通过几个集中接头连接，所以连接简单、方便；主要依靠翼梁承受弯矩（2）单块式机翼：上、下壁板为主要受力构件。这种机翼比梁式机翼的刚度特性好。同时，由于结构分散受力，能更好的利用剖面高度，在某些情况下材料利用率较高，重量可能较轻，缺点是不便于大开口。 （3）多腹板式机翼：主要由上、下蒙皮承受弯矩，与梁式、单块式机翼相比，材料分散性更大。一般来说，多腹板式机翼的刚度大，材料利用率也更好些，然而也存在类似单块式机翼的缺点 4、以桁条式机身后段上的一个垂直集中力Pz为例，分析说明载荷是如何传给机身结构，又是如何在机身结构中传递的？(10分) 桁条式机身的一个加强隔框和水平尾翼的接头相连接，该加强隔框受到由接头传来的P z力，该框受到P z力后，要有向上移动的趋势，对此桁条起不了直接的限制作用，而由蒙皮通过沿框缘的连接铆钉给隔框以支反剪流q。q的分布与机身的受力型式，更明确地说，是和该框平面处机身壳体上受正应力面积的分布有关。对桁条式机身，假设只有桁条承受正应力，而蒙皮只受剪切时，剪流沿周缘按阶梯形分布。若蒙皮也受正应力，则在两桁条间的剪流值将不是等值，而成曲线分布。又因为蒙皮与桁条连接，蒙皮因剪流q受剪时将由桁条提供轴向支反剪流平衡，也即蒙皮上的剪流q将在桁条上产生拉、压的轴向力。 作用在框平面内的集中力：（1）由加强框承受该集中载荷（2）加强框将集中力扩散，以剪流的形式传给蒙皮。（3）剪流在蒙皮中向机身中段传递时，其剪切内力通过蒙皮连续向前传递；而弯曲内力则通过桁条的轴向拉、压力向前传递。 5、阐述飞机起落架减震机构中油气式减震器工作原理。(12分)
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
航空仪表简答题
一、航空仪表简答题 1，油量表的三种结构形式是什么？P45 答：一种是利用浮子将油面高度转换成浮子位移的浮子式油量表；一种是将油面高度转换成电容量的电容式油量表；一种是用测量管道中的叶轮转速来测量燃料流量，从而指示剩余油量的叶轮式油量表。 2、简述座舱压力与高度的关系？P137 答：飞行高度在2000米以下，座舱压力调节器不起作用，内、外气压一样;达到2000米后，座舱压力调节器开始工作，内、外气压差增大；飞行高度继续升高，座舱内气压变化率与大气压的变化率相等。 3、简述综合罗盘的两种工作状态？P302 答;一种是当飞机加速、转弯、盘旋飞行时，磁罗盘不能正常工作，必须断开磁罗盘对航向陀螺的校正，利用航向陀螺对所给定空间方位保持稳定特性来测量飞机航向的陀螺半罗盘工作状态;另一种是当飞机处在静基座状态，且不在强磁区，利用磁罗盘精确测量飞机磁航向的特点，进行磁校正后由磁罗盘测出的磁航向稳定，使综合航向指示器指示磁航向的磁校正工作状态。 4、简述远读地平仪在做斤斗动作时的指示情况？P283 答：平飞时，小飞机与俯仰刻度盘的地面一致，机轮朝下，表示平飞；上仰角小于90°+—5°时，俯仰刻度盘向下转动，表示飞机的仰角；上仰角超过90°+—5°时，飞机迅速转动180°，机轮朝上，表示倒飞；飞机到达斤斗轨迹的顶点时，飞机与俯仰刻度盘的地面一致，机轮朝上，表示倒飞。 5、简述气压式高度表的真空膜盒中的第一温度补偿片的补偿原理？P119 答：当气压一定，温度大于+15℃时，由于真空膜盒的弹性系数变小，在气压作用下产生一向下位移量，此时第一温度补偿片向上弯曲，正好双金属片位移量补偿膜盒向下的附加位移量；当温度低于+15℃时，真空膜盒弹性系数变大，产生向上的位移量，双金属片向下弯曲，补偿膜盒硬中心向上的位移量。 6、简述目前常用的三种加压供氧制度？P375 答：1、面罩内保持总压力为115mmHg，最大余压为25~30mmHg，此供氧仍有中等缺氧现象，但装备轻巧、简便，最大使用高度为15km.2、面罩内保持总压力为130mmHg，最大余压为75mmHg，此供氧缺氧有所减轻，但装置复杂，最大使用高度为18km.3、面罩内保持总压力为1445mmHg，可以在高空飞行时长时间工作，最大余量为145mmHg，最大高度为38km。 7、简述垂直陀螺减小盘旋误差和纵向加速度误差原理？P273 答;当飞机倾斜角大于10°+—2°时，切断修正电路；当飞机转弯或盘旋角速度为0.1°~0.3°/s时，经延时5~15秒角速度信号器触电断开，横向修正电路断开，在纵向修正电路中串联1纵向断修电门，与修正电机相连；当飞机纵向加速度水平分量大于1.14~1.67m/s2时，两触点自动断开，切断纵向修正电路，减小了地平仪的正向加速度误差。 8、简述铂铑—铂热电偶、镍络—镍铜热电偶和镍钴—镍铝锰热电偶分别属于那种热电偶，测量温度范围和优缺点？P23 答：铂铑—铂热电偶，属于贵金属热电偶。测量温度范围大，精度高，可以再氧化性或中性介质中长期使用，但价格昂贵；镍络—镍铜热电偶，属于廉价金属热电偶，测量温度范围较低，有寄生热电势和冷端温度误差；镍钴—镍铝锰热电偶，属于高温廉价金属热电偶，但热电特性不稳定，重复性较差。
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。
航空燃气涡轮发动机复习题 02
航空燃气涡轮发动机复习题集02 第二章涡轮喷气发动机的性能 1、在其它各参数一定的条件下，发动机的推力与通过发动机的空气流量成 正比。空气流量的大小，只意味着发动机的大小，不代表发动机的性能 水平的高低。 2、发动机的增压比和它的功率输出能力与效率有很大的关系，增压比越 高，单位空气量的输出功率越大，效率也越高。 3、在提高增压比的过程中主要解决单级增压比和多级匹配问题、压气机的 稳定性和高温材料与冷却问题。 4、早期的压气机平均单级增压比不到1.15，现在的涡扇发动机的增压比达 到30左右，平均单级增压比达到1.27。单级风扇的增压比已超过1.5。 5、涡轮前的最高燃气温度是发动机热力循环的重要参数，温度越高，加热 量越大，循环有效功也越大。温度的限制主要来自材料的承受能力。 6、进一步提高涡轮前燃气温度的关键是两方面：提高材料的耐热性能和有 效的冷却措施。 7、高温燃气从尾喷管喷出的速度决定了发动机可产生的推力，喷气速度的 大小取决于气体在尾喷管中可能的压降，称为“发动机压力比”（EPR）。 8、大多数涡轮发动机的EPR均低于2，因此，只需要采用一般亚音速喷管， 即收敛式喷管。只有超音速飞机的发动机才需要考虑采用超音速喷管。 9、发动机的推力是发动机的第一性能指标。实际上，推力并不完全代表发 动机的性能水平。推力是一种需要，根据需要确定所需要的发动机尺寸， 以适应某个飞机的具体需要。 10、代表发动机性能水平的是单位推力，指每公斤空气流量所能发出的推力 值。大多数军用发动机要求有较高的单位推力，约为600牛/公斤/秒， 带加力燃烧室的发动机则超过1000牛/公斤/秒。高涵道比的民用涡扇发 动机，则只有250~300牛/公斤/秒。 11、另一种单位推力是指单位迎风面积推力，它反映发动机的相对迎风面积 的大小。 12、发动机的耗油率（Specific Fuel Consumption, SFC）是发动机的第一性能 指标，它反映了发动机的经济性。降低发动机的耗油率始终是发动机设 计、研制中的一项重要目标。 13、耗油率与涵道比的关系最密切，涵道比越高，耗油率越低。这也就是为 什么许多民用发动机尽力在提高涵道比的根本原因。 14、对于一台发动机，它所发出的推力和消耗的油量随着不同的工作条件如 何变化，则是发动机性能的重要问题。这些性能包括转速特性（节流特 性）、速度特性和高度特性。 15、涡轮喷气发动机的转速特性（节流特性）指燃气涡轮发动机的推力与耗 油率随发动机的转速的变化特性，最大转速时的推力达最大值，随着转
航空涡轮飞机简答题
简答题： 1.航空燃气涡轮发动机主要包括哪些要素？P5 涡轮喷气发动机WP 涡轮风扇发动机WS 涡轮螺旋桨发动机WJ 桨扇发动机涡轮轴发动机WZ 涡轮桨扇发动机JS （垂直/短距起降动力装置） 2. 航空燃气涡轮发动机主要性能参数有哪些？P8 推力（功率1daN=10N) 推重比（功重比）daN/kg 耗油率kg/(Hp巡航·h) 增压比涵道比 涡轮前燃气温度 3、CFM56—3发动机主要用于那几型飞机上？P20 简述CFM56—3发动机低压转子和高压转子的组成方式。 B737—300、B737—400 、B737—500； 低压转子的组成方式：一级风扇及三级低压压气机和四级低压涡轮组成。 高压转子的组成方式：九级高压压气机和一级高压涡轮组成。 4、请简述发动机推力的定义。P55 我们把流过发动机内部和外部的气体与发动机壳体，内、外壁面及部件之间的作用力的合力，在发动机轴线方向方向的分力成为推力F 5、涡轮风扇发动机有哪几部分组成? P68 进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。 6、涡轮风扇发动机的主要参数包括哪些？P71 1）涵道比Y: Y=Qmout/Qmin Qmout内涵道质量流量 Qmin外涵道质量流量 2）EPR发动机压比: EPR=低压涡轮后总压/压气机（或风扇）进口总压 7、进气道是指什么？进气道的功用是什么？P73 进气道是指飞机进口（或发动机短舱进口）至发动机的压气机进口这段管道。进气道使气流速度下降，压力提高，功用是： 1）将一定数量的空气以较少的流动损失，顺利地引入发动机。 2）当飞行马赫数Ma大于压气机进口处气流的Ma时，通过冲压作用压缩空气，提高空气压力。 8、压气机包括哪几类型？航空燃气涡轮发动机主要采用哪种压气机？其优点有哪些？P89 离心式压气机（用的少，结构简单，工作可靠，稳定工作范围较宽、单级增压比高），主要用于教练机、导弹、靶机上的小型动力装置和飞机辅助动力装置中。轴流式压气机（效率高，增压比高，用的较多，单位面积空气流量大、迎风阻力小，在相同外轮廓尺寸条件下可获得更大的推力），在大、中推力发动机上普遍采用。 混合式压气机（单级增压比高，避免轴流式压气机当叶片高度很小时损失增大的缺点）。 航空燃气涡轮发动机主要采用轴流式压气机。
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
详解航空涡轮发动机-卷精选
详解航空涡轮发动机 引言 古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助飞机来实现这一理想。鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏——航空涡轮发动机。 航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的“核心机”。每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。 2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机——“昆仑”涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。“昆仑”及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。 要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分——核心机开始。核心机包括压气机、燃烧室和涡轮三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。 “昆仑”涡喷发动机
航空发动机总资料
第一章概论 航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3 空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4 燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。 由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。P5 航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于1为小涵道比，大于4为大涵道比，大于1小于4为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9 喷气时代（主流），服役战斗机发动机推重比从2提高到7~9，定型投入使用的达9~11，我国到8。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN 巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机 1.0kg（daN·h)-1下降到0.55kg(daN·h)-1，噪声下降20dB,NO X下降45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从2Kg/daN提高到4.6kW/daN~7.1kw/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0.2/1000EFH~0.4/1000EFH（发动机飞行小时），民用发动机为0.002/1000EFH~0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达
涡轮发动机飞机结构与系统1
上册（A卷）选择题（1×100＝100分） 1、飞机在水平面内作匀速圆周时( ) A、升力大于重力 B、升力等于重力 C、升力小于重力 D、都有可能 2、飞机有下俯角加速度，在机头部件的附加过载( )， A、为负值 B、小于1 C、大于1 D、为正值 3、结构强度是指在外力的作用下( ) A、抵抗变形的能力 B、抵抗破坏的能力 C、保持原有的平衡形式的能力 D、都包含4、飞机在正常平飞情况下，机翼结构的上壁板沿展向承受( ) A、拉力 B、压力 C、剪力 D、弯矩 5、机翼的剪力主要是由（）承受的 A、翼肋 B、桁条 C、梁腹板 D、蒙皮 6、机翼蒙皮厚度分布情况( ) A、翼尖和前缘区域较厚 B、翼尖和后缘区域较厚 C、翼根和后缘区域较厚 D、翼根和前缘区域较厚 7、单块式机翼与梁式机翼相比，其优点有( )
A、易于开口 B、易于承受集中载荷 C、易于保持外形 D、易于与机身连接 8、单块式机翼翼梁主要功用有（） A、承受弯矩和剪力 B、承受扭矩和剪力 C、承受局部气动力和弯矩 D、承受局部气动力和扭矩 9、单块式机翼结构的特点是( ): A、蒙皮较厚, 桁条较少且较弱, 翼梁缘条较弱; B、蒙皮较薄, 桁条较多且较强, 翼梁缘条较强; C、蒙皮较厚, 桁条较多且较强, 翼梁缘条较弱; D、蒙皮较薄, 桁条较少且较弱, 翼梁缘条较强。 10、液压传动中的输出速度取决于( ) A、压力 B、流量 C、负载 D、工作介质的种类 11、现代民航客机液压系统的压力大多为( ) A、2400大气压 B、2400PSI C、8000PSI D、3000PSI 12、按液压系统的分系统划分，液压系统分为( )： A、液压源系统、执行系统、控制调节系统 B、动力系统、控制调节系统和辅助系统 C、液压源系统、工作系统 D、执行系统、控制调节系统 13、液压油的物理稳定性是指( ) A、液压油燃点较高
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；
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
航空发动机原理复习思考题
试题一 一、概念简答题（每题8分，共40 分） 1、目前航空燃气轮机主要有哪几种类型？简述其结构和应用特点。 2、什么是化学反应速度？它与那些因素有关？在燃气轮机燃烧室设计中，应怎样考虑利用这些因素来强化燃烧？ 3、主燃烧室按结构形式可分为哪几类？试从工作原理上比较它们的优缺点。 4、双轴涡轮喷气发动机低压转子与高压转子的共同工作点为什么不是独立变化的？ 5、调整放大或缩小尾喷管临界截面积对单轴涡轮喷气发动机共同工作线有什么影响？为什么？ 二、计算题（每题15分，共60 分） 6、某 压气机增压比为8.5，效率为0.8, 求（1）当进气温度是200C 时的压气机出口总温。（2）压气机对每千克气体的加功量。（3）如测得压气机流量为65kg/s, 计算压气机所需的压缩功率。（绝热指数k=1.4;气体常数 R=287J/kg.K ） 7、装在协和号飞机的发动机，其原压气机进口级装有预旋导流叶片。在其动叶进口处C T 0*115=，叶尖处的s m u s m C s m C u a /360,/125,/20011===，求： （1）叶尖1aw M ？ （2）在改型中去掉预旋导流叶片，且叶尖s m C a /2101=，问这时的叶尖1aw M =？ 8 、具有收敛尾喷管的涡轮喷气发动机在地面台架上试车时，已知空气流量为69kg/s ，喷管出口处总温1200K ，总压5104.1?Pa ，尾喷管出口面积22.0m ，试估算发动机推力。 9、假定在巡航条件8.00=a M ，a kP P 110=，K T 2160=下，分别排气涡轮风扇发动机的风扇增压比和效率为85.0,6.1==f f ηπ；经风扇后内涵气流进入高压压气机，84.0,25==cH cH ηπ，（1）计算风扇出口总温和高压压气机出口总温。
《涡轮发动机飞机结构与系统》(电气与电子系统)习题
《涡轮发动机飞机结构与系统》（飞机电气与电子系统）习题集 一、填空题 1.铅蓄电池的容量与_________________有关。 2.当主电源为交流电源时，二次电源的变换器件是_________________。 3.无刷交流发电机实现无电刷的关键部件是采用了_________________。 4.三相交流发电机的相序取决于_________________和发电机输出馈线的________________。 5.PWM型晶体管调压器的调压方法是改变_________________的时间。 6.电源系统中的差动保护区间是发电机电枢绕组及输出馈线的_________________。 7.在变压整流器中输入滤波器的作用是_________________。 8.静止变流器的作用是把低压直流电变为_________________。 9.飞机灯光照明系统包括机内照明、机外照明和_________________。 10.民用飞机上发动机和APU舱防火都采用_________________和_________________。 11.飞机客舱内采用的灭火方式是_________________。 12.飞机防冰系统中放射性同位素结冰信号器的组成_________________、放大器和_________________。 13.风档玻璃的防冰主要采用_________________。 14.对无线电系统来说，_________________实际起着运载低频信号的运输工具作用，所以称为载波。 15.甚高频系统的有效传播距离一般限于视线范围，且与_________________有关。 16.选择呼叫系统用于供地面塔台通过高频或_________________通信系统呼叫指定的飞机。 17.为了利用卫星通信系统实现全球通信，必须配置_________颗等间隔配置的静止卫星的信号。 18.与惯性导航系统相比，无线电导航系统的最大优点是____________不会随飞行时间的增加而增大。 19.ILS系统由________________、下滑信标和_______________三个分系统组成，以保障飞机的安全着陆。 20.机载指点信标接收机所接收的是_________________信号。 21.无线电高度表所发射的是_________________或脉冲信号。 22.近地警告系统发出警告的工作方式是由飞机的构型与_________________等因素决定的。 23.大气数据计算机根据动压计算得到的没有任何补偿的空速称为_________________。 24.陀螺的支点是指自转轴、内框轴和外框轴的轴线的_________________。 25. 在惯性基准系统的完成对准前，必须将_________________输入系统。 26.飞行数据记录器可记录最后_________________小时的飞行数据。. 27.蓄电池在飞机上的功能是用作__________________。 28.飞机上常用的交流电网形式是__________________。 29.三级式与两级式无刷交流发电机的区别是有无__________________。 30.两台频率不相等的恒速恒频交流电源并联以后会造成__________________不均衡。 31.在发电机的故障保护装置中设置延时的目的是__________________。 32.飞机在夜间或复杂气象条件下飞行或准备时，使用__________________和__________________。 33.飞机上火警探测系统中烟雾探测器用于__________________和厕所。 34.对于电器设备、电线或电流引起的C类火最好使用灭火剂是__________________。 35.飞机防冰系统中灵敏度是指当结冰信号器发出结冰信号时所需__________________。 36.气热防冰的结构形式主要包括双层壁式热空气__________________和__________________。 37.无线电通信发射机所发射的是__________________信号。 38.惯性导航系统的突出优点是__________________，不依赖外界系统而进行导航。 39.测距机在__________________时的询问重复频率较高。 40.现代机载气象雷达的MAP工作方式用于观察__________________。 41.GPS工作模式有__________________、__________________、跟踪模式和辅助模式。 42.马赫数的大小决定于__________________，与气温无关。
详解航空涡轮发动机
详解航空涡轮发动机（一） 【字体大小：大中小】引言 古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助 飞机来实现这一理想。鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏航空涡轮发动机。 航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的”核心机"。每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。 2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机一一”昆仑"涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。”昆仑"及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。 要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分--核心机开始。核心机包括压气机、燃烧室和涡轮 三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。 详解航空涡轮发动机（二） 【字体大小：大中小】压气机 压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。所以如果外界空气不经过压缩， 那么发动机的热力循环效率就太低了。 在航空涡轮发动机上使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类 是轴流式压气机。离心式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。由于其迎风面积大，现在已经不在主流航空涡喷/涡扇发动机中使用了，仅在涡轴发动机中有一些应用。轴流式压气机因其中主流的方向与压气 机轴平行而得名，它是靠推动气流进入相邻叶片间的扩压信道来实现气流增压的。轴流式压气机具有体积小、流量大、效率高的特点，虽然轴流式压气机单级增压比不大（约 1.3?1.5），但是可以将很多级压气 机叶片串联起来，一级一级增压，其乘积就是总的增压比。轴流式压气机的这些优点，使其成为现代航空涡轮发动机的首选。 压气机的主要设计难点在于要综合保证效率、增压比和喘振裕度者三大主要性能参数满足发动机的要求。 压气机效率是衡量压气机性能好坏的重要指标，它反映了气流增压过程中产生能量损失的大小，如果效率太低，能量损失过大，压气机就是岀力不讨好。 增压比是指压气机岀口气压与进口气压之比，这个参数决定了压气机给后面的燃烧室提供的”服务质量"的好坏以及整个发动机的热力循环效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在GE公司的J-79涡喷发动机上用的压气机风扇有17级之多，平均单级增压比为1.16，这样17级叶片的总增压比大约在12.5左右；而F-22的F-119涡扇发动机的压气机中，3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右，平均单级