飞机结构与系统：10-2 航空活塞发动机的分类、组成及工作

航空活塞式发动机组成及工作原理

航空活塞式发动机组成及工作原理 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。(一)活塞式发动机的主要组成

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)活塞式发动机的原理 活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机,即一个气缸完成一个循环,活塞在气缸内要经过四个冲程,依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀

冲程和排气冲程。发动机开始时,首先进入“进气冲程”,气缸头上的进气门打开,排气门关闭,活塞从上死点向下滑动到下死点为止,气缸内的容积逐渐增大,气压降低——低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体,通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例,一般是1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。

航空发动机发展史

航空发动机发展史 摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，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。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到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，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。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，

航空发动机构造

航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：

活塞式航空发动机

空 发 动 机 组成: 活塞式航空发动机是一种往复式内燃机, 连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。 工作原理: 胀）冲程、排气冲程。在进气冲程，活塞从上死点运动到下死点，进气活门开放而 排气活门关闭，雾化了的汽油和空气的混 合气体 被下行的活塞吸入气缸内。在压缩 冲程，活塞从下死点运动到上死点，进气 活门和排气活门都关闭，混合气体在气缸 内被压缩，在上死点附近，由装在气缸头 部的火花塞点火。在做功（膨胀）冲程， 混合气体点燃后，具有高温高压的燃气开 始膨胀，推动活塞从上死点向下死点运动。 在此行程，燃烧气体所蕴含的内能转变为 活塞运动的机械能，并有连杆传给曲轴， 成为带动螺旋桨转动的动力。在排气冲程, 活塞从下死点运动到上死 点，排气活门开 放，燃烧后的废气被活塞排出缸外。当活塞到达上死点 后，排气活门关闭，此时就完成了四个冲程的循 环。 为满足功率要求，航空发动机一般都是由多气缸组合构成，多个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转 动以产生足够动力。缸体的数量和布置形式多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲 轴运动的协调，不能在运动中互相牵制。 通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。 主要由气缸、活塞、 活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料, 每一循环包括四个冲程, 即进气冲程、压缩冲程、做功（膨 啟功冲程 排競冲程 四申陛洁塞塩动或MfE 原理 排气口若谨這口开喷抽嘴

活塞式发动机的运

转速度很高，气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高， 因此必须配备冷却系统 平对置早活塞发动机上采用液体冷却， 在发缸机外壳布置散热套，具有 定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。 液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相 进气系统：进气系统内常装有增压器来增大进气压力，以此改善高空性能。 燃料系统：燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。燃料泵将汽油压入汽化器， 汽油在此雾化并与空气混合进入气缸。 点火系统：点火系统由磁电机产生的高压电在规定的时间产生电火花， 将气缸内的混合气体 点燃。 冷却系统：发动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能和排出的废气所带走的部分内能 外，还有很大一部分传给了气缸壁和其他有关机件。 冷却系统的作用就是将这些热量散发出 去，以保证发动机正常工作。 启动系统：将发动机发动起来， 需要借助外来动力，通常用电动机带动曲轴转动使发动机启 动。 定时系统：定时系统是由曲轴带动凸轮盘推动连杆和摇臂， 定时将进气活门和排气活门开启 和关闭的系统。 主要性能指标： 活塞式发动机的主要要求是重量轻、 功率大、尺寸小和耗油省等，因此活塞式发动机的 主要性能指标有以下几个： 发动机功率： 发动机可用于驱动螺旋桨的功率称为有效功率。 功率重量比： 发动机提供的功率和发动机重量之比。 功率重量比越大，越有利于改善飞机的飞行性能。 燃料消耗率： 燃料消耗率（耗油率）是衡量发动机经济性的一项指标。 一般定义为产生1KW 功率在每 小时所消耗的燃料的质量。 活塞发动机的发展在二战期间达到了顶峰，飞机喷气化以后用得越来越少。在 1000m 高度上，816km/h 的飞行速度已是活塞发动机的极限飞行速度。由于活塞发动机功率小，重 量大，外形阻力大，螺旋桨高速旋转时效率低， 且桨尖易产生激波，因此战后随着涡轮喷气、 涡轮螺桨和涡轮风扇发动机的发展，它逐渐退出了大中型飞机领域。 尽管活塞式发动机有如上致命弱点。 但是对低速飞机而言， 它具有喷气式发动机无可比 拟的优点，即效率高、耗油率低和价格低廉等。另外，由于燃烧较完全，对环境的污染相对 较小，噪音也比 应的管路系 复杂而笨 来采用气体 气冷式发动 曲轴为中 形，气缸外 散热片，飞 的高速气流 的热量散 却目的。 辅助系 统等，结构 重，因此后 冷却系统。 机气缸以 心，排成星 面有很多 行时产生 将气缸壁 去，达到冷 统:

航空发动机知识大全

航空发动机知识大全 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，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，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示： 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。 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直接反作用力发动机、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。

1 中小型航空发动机的范围

1 中小型航空发动机的范围、作用和地位 中小型航空发动机主要是指目前应用最广泛的燃气涡轮发动机和少量的活塞式发动机中推力和功率在中等以下者。关于中小型发动机的界定范围，根据国内外业内人士的共识，可以把中型涡喷/涡扇发动机和中型涡桨/涡轴发动机的推力和功率上限分别设在5000daN和5000kW。相应的小型发动机的推力和功率上限分别为500daN和500kW。这样界定的理由是，它们相应的核心机空气流量大致相近，前者为15~25kg/s，而后者为3.0~5.0kg/s。因而，它们在设计和试验技术上有相同之处。一个典型的例子是，处于中型发动机上端的AE3000涡扇发动机、AE2100涡桨发动机和T406涡轴发动机采用同一的核心机。目前在使用中的活塞式发动机功率一般不超过350kW。对于推力/功率分别小于50daN/50kW和5daN/5kW的微型和超微型发动机不在本文的研究范围。 中小型航空发动机的机种多，推力/功率档次差异大，结构类型各不相同，在军用和民用方面有广泛的用途，在国民经济和国防建设方面有重要的作用和地位： （1）在军用方面，现代战争是立体作战，陆、海、空、天构成一个完整的作战体系，其中采用中小型发动机的直升机、巡航导弹和无人机以及教练机、轻型强击机和轻型运输机等起到十分重要的作用。 （2）在民用方面，支线客机、通用飞机和直升机以及大型飞机的机载辅助动力装置方面有着广阔的应用前景。 （3）在地面应用方面，由中小型航空发动机改型的轻型燃气轮机可应用于坦克、舰艇、移动电站、天然气和石油管线泵站。 （4）在经济方面，在航空燃气涡轮发动机市场上，中小型发动机所占的份额很大。近年来，在世界市场上，中小型航空发动机在生产台数中占的份额接近90%，在销售额的份额中接近60%。 表1和表2分别示出中小型发动机的用途和市场份额。 表1 中小型航空发动机的目前应用范围 表2 2004~2013年世界航空燃气涡轮发动机市场预测

活塞式航空发动机.docx

谢谢欣赏 活塞式航空发动机+ 组成： 活塞式航空发动机是一种往复式内燃机，通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。 工作原理： 活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料，每一循环包括四个冲程，即进气冲程、压缩冲程、做功(膨胀）冲程、排气冲程。在进气冲程，活塞从上死点运动到下死点，进气活门开放而 排气活门关闭，雾化了的汽油和空气的 混合气体被下行的活塞吸入气缸内。在 压缩冲程，活塞从下死点运动到上死点， 进气活门和排气活门都关闭，混合气体 在气缸内被压缩，在上死点附近，由装 在气缸头部的火花塞点火。在做功（膨 胀）冲程，混合气体点燃后，具有高温 高压的燃气开始膨胀，推动活塞从上死 点向下死点运动。在此行程，燃烧气体 所蕴含的内能转变为活塞运动的机械能， 并有连杆传给曲轴，成为带动螺旋桨转 动的动力。在排气冲程，活塞从下死点 运动到上死点，排气活门开放，燃烧后的废气被活塞排出缸外。当活塞到达上死点后，排气活门关闭，此时就完成了四个冲程的循环。 为满足功率要求，航空发动机一般都是由多气缸组合构成，多个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转动以产生足够动力。缸体的数量和布置形式多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调，不能在运动中互相牵制。 谢谢欣赏

谢谢欣赏 谢谢欣赏 活 塞 式发动机的运 转速度很高，气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高， 因此必须配备冷却系统。最早活塞发动机上采用液体冷却，在发动机外壳内有散热套，具有 一定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相应的管路系统等，结构复杂而笨重，因此后来采用气体冷却系统。气冷式发动机气缸以曲轴为中心，排成星形，气缸外面有很多散热片，飞行时产生的高速气流将气缸壁的热量散去，达到冷却目的。 辅助系统： 进气系统：进气系统内常装有增压器来增大进气压力，以此改善高空性能。 燃料系统：燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。燃料泵将汽油压入汽化器，汽油在此雾化并与空气混合进入气缸。 点火系统：点火系统由磁电机产生的高压电在规定的时间产生电火花，将气缸内的混合气体点燃。 冷却系统：发动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能和排出的废气所带走的部分内能外，还有很大一部分传给了气缸壁和其他有关机件。冷却系统的作用就是将这些热量散发出去，以保证发动机正常工作。 启动系统：将发动机发动起来，需要借助外来动力，通常用电动机带动曲轴转动使发动机启动。 定时系统：定时系统是由曲轴带动凸轮盘推动连杆和摇臂，定时将进气活门和排气活门开启和关闭的系统。 主要性能指标： 活塞式发动机的主要要求是重量轻、功率大、尺寸小和耗油省等，因此活塞式发动机的主要性能指标有以下几个： 发动机功率： 发动机可用于驱动螺旋桨的功率称为有效功率。 功率重量比： 4缸水平对置 6缸V 形布置 2缸水平对置

航空发动机基础知识

航空发动机基础知识 航空发动机基础知识 涡轮喷气发动机的诞生 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

航空发动机原理

航空发动机主要有三种类型：活塞式航空发动机，燃气涡轮发动机和冲压发动机。 航空发动机的发展经历了活塞发动机，喷气时代的活塞发动机，燃气涡轮发动机，涡轮喷气发动机/涡轮风扇发动机，涡轮螺旋桨发动机/涡轮轴发动机。本文主要利用动态图来说明航空发动机的工作原理。 星型活塞发动机（常见于旧飞机，例如B-36，yun-5等）： 星型活塞发动机的原理与汽车发动机的原理相同。燃料在汽缸中爆炸并燃烧以推动活塞工作，但汽缸装置为星形。汽车上的活塞发动机通常以V或w的形式布置。活塞式航空发动机由于效率低，噪音大，燃油消耗大而已基本取消。 涡轮喷气发动机：（J-7，MiG-25等） 涡轮喷气发动机是涡轮发动机的一种。取决于气流产生推力。它通常用于为高速飞机提供动力，但其燃油消耗高于涡轮风扇发动机。著名的MiG-25和SR-71黑鸟侦察机均配备了涡轮喷气发动机，其最大速度可突破3马赫。由于油耗高，逐渐被涡轮风扇发动机取代。 涡轮螺旋桨发动机：（Y-8，C-130，a-400m等） 涡轮喷气发动机的本质类似于带有减速器和外部螺旋桨的涡轮喷气发动机。涡轮螺旋桨发动机的推力主要由螺旋桨产生，而喷气机产生的推力很小，仅为螺旋桨的十分之一。涡轮螺旋桨发动机的优点是速度低，效率高，适用于运输机，海上巡逻机等。由于螺旋桨旋转的面积较大，因此在高速飞行时会有很多阻力，因此涡轮螺旋桨发动

机不适合高速飞行。 涡轮风扇发动机：（涡轮风扇10，AL-31F，f-135等，cmf56）涡轮风扇发动机是从涡轮喷气发动机发展而来的。与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机的主要特点是第一级压缩机的面积要大得多。目前，大多数先进的飞机都使用涡扇发动机。涡扇发动机相当于涡轮螺旋桨发动机和涡轮喷气发动机性能的折衷产品，适用于以400-1000 km / h的速度飞行。 优点：高推力，高推进效率，低噪音，低油耗，飞行距离长。 缺点：风扇直径大，迎风面大，阻力大，发动机结构复杂，设计困难。 螺旋桨风扇发动机：（ge-36） 螺旋桨式风扇发动机不仅可以被视为具有先进高速螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，而且除了外部管道外，还可以被视为超高旁通比涡轮风扇发动机。它具有涡轮螺旋桨发动机低油耗率和涡轮风扇发动机高飞行速度的优点。实验中的Ge36显示出非常低的燃料消耗，但是由于噪音，它并未在任何飞机上使用。

活塞式航空发动机

活塞式航空发动机 + 组成： 活塞式航空发动机是一种往复式内燃机，通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。 工作原理： 活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料，每一循环包括四个冲程，即进气冲程、压缩冲程、做功(膨胀）冲程、排气冲程。在进气冲程，活塞从上死点运动到下死点，进气活门开放而 排气活门关闭，雾化了的汽油 和空气的混合气体被下行的活 塞吸入气缸内。在压缩冲程， 活塞从下死点运动到上死点， 进气活门和排气活门都关闭， 混合气体在气缸内被压缩，在 上死点附近，由装在气缸头部 的火花塞点火。在做功（膨胀） 冲程，混合气体点燃后，具有 高温高压的燃气开始膨胀，推 动活塞从上死点向下死点运 动。在此行程，燃烧气体所蕴含的内能转变为活塞运动的机械能，并有连杆传给曲轴，成为带动螺旋桨转动的动力。在排气冲程，活塞从下死点运动到上死点，排气活门开放，燃烧后的废气被活塞排出缸外。当活塞到达上死点后，排气活门关闭，此时就完成了四个冲程的循环。 为满足功率要求，航空发动机一般都是由多气缸组合构成，多个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转动以产生足够动力。缸体的数量和布置形式多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调，不能在运动中互相牵制。

活塞式发动机的运转速度很高，气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高，因此必须配备冷却系统。最早活塞发动机上采用液体冷却，在发动机外壳内有散热套，具有一定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相应的管路系统等，结构复杂而笨重，因此后来采用气体冷却系统。气冷式发动机气缸以曲轴为中心，排成星形，气缸外面有很多散热片，飞行时产生的高速气流将气缸壁的热量散去，达到冷却目的。 辅助系统： 进气系统：进气系统内常装有增压器来增大进气压力，以此改善高空性能。 燃料系统：燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。燃料泵将汽油压入汽化器，汽油在此雾化并与空气混合进入气缸。 点火系统：点火系统由磁电机产生的高压电在规定的时间产生电火花，将气缸内的混合气体点燃。 冷却系统：发动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能和排出的废气所带走的部分内能外，还有很大一部分传给了气缸壁和其他有关机件。冷却系统的作用就是将这些热量散发出去，以保证发动机正常工作。 启动系统：将发动机发动起来，需要借助外来动力，通常用电动机带动曲轴转动使发动机启动。 4缸水平对置 6缸V 形布置 2缸水平对置

解析 国内外微小型航空发动机发展现状及趋势

解析国外微小型航空发动机发展现状及趋势 导读微小型航空发动机是航空发动机的一个分支，它与用于大型飞机的“航空发动机”有明显区别。微小型航空发动机（Micro Aero-Engine）是一种比较复杂和精密的热力机械，主要为无人机、巡航导弹等提供飞行所需动力，也可以为地面装置提供电力。微小型航空发动机的技术难度没有民用飞机航空发动机那么高，很多国家都可以自行设计并制造微小型航空发动机，实力比较突出的国家有法国、德国、美国、英国、捷克等。微小型航空发动机主要包括小型涡喷发动机、涡扇发动机、活塞发动机、转子发动机等，其涡轮发动机的推力在500公斤以下级别，活塞发动机功率在100KW以下。太阳谷出版的《国外微小型航空发动机发展状况及市场需求调研报告》针对国外微小型航空发动机的发展现状、趋势，国外微小型航空发动机市场发展现状、竞争格局，市场规模、未来发展趋势等作了深入研究，对于微小型航空发动机研制单位具有重要参考价值。 国外微小型航空发动机发展现状分析国外微小型航空发动 机的主要研制单位包括：赛峰集团Microturbo公司、荷兰AMT Netherlands B.V.公司、捷克PBS VelkáBíte?公司、奥地利ROTAX公司、德国Jet Cat公司、塞尔维亚EDePro公司、美国Williams International公司等。相关企业在该领域的研

发历史较长，产品较多，技术实力雄厚，特别是Microturbo 公司、ROTAX公司、AMT Netherlands B.V.公司、Williams International公司等拥有许多明星级的产品，在该领域享有国际声誉，产品竞争力非常强。 美国在微小型航空发动机领域拥有很强的技术实力，普·惠公司、Williams International公司、洛克菲勒·马丁公司、诺斯罗普·格鲁门公司等在该领域都拥有很强的研发实力。 俄罗斯在微小型航空发动机领域也取得了许多成果，俄罗斯的TBД-10涡轮螺桨发动机，是20世纪70年代的产品，俄罗斯把它作为基准发动机，通过改进改型，发展了6种不同功率、不同用途的发动机，这些系列产品是TB，L1-10E，TB Д-20. PZL-IOW，BCY-10和用于运输机上的燃气涡轮发动机、以及用于轻型飞机的涡轮喷气发动机。俄罗斯在巡航导弹领域拥有非常强的研发实力和技术开发能力，所研制的巡航导弹在世界具有极强的影响力，其动力装置的研发实力也在国际上数一数二。 法国的赛峰集团Microturbo公司是微小型航空发动机领域的领军企业之一，Microturbo公司是世界上规模最大的微小型航空发动机企业之一，其拥有众多型号的微小型航空发动机可供各种单位选择。2014年，中法两国航空制造业巨头宣布将成立一个全新的合资企业，以打造成面向全球市场的民用涡桨发动机部件世界级供应商。

活塞式航空发动机

活塞式航空发动机 + 组成: 活塞式航空发动机就是一种往复式内燃机,通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门与排气活门等组成。 工作原理: 活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料,每一循环包括四个冲程,即进气冲程、压缩冲程、做功(膨胀)冲程、排气冲程。在进气冲程,活塞从上死点运动到下死点,进气活门开放而 排气活门关闭,雾化了的汽油 与空气的混合气体被下行的活 塞吸入气缸内。在压缩冲程, 活塞从下死点运动到上死点, 进气活门与排气活门都关闭, 混合气体在气缸内被压缩,在 上死点附近,由装在气缸头部 的火花塞点火。在做功(膨胀) 冲程,混合气体点燃后,具有高 温高压的燃气开始膨胀,推动 活塞从上死点向下死点运动。 在此行程,燃烧气体所蕴含的 内能转变为活塞运动的机械能,并有连杆传给曲轴,成为带动螺旋桨转动的动力。在排气冲程,活塞从下死点运动到上死点,排气活门开放,燃烧后的废气被活塞排出缸外。当活塞到达上死点后,排气活门关闭,此时就完成了四个冲程的循环。 为满足功率要求,航空发动机一般都就是由多气缸组合构成,多个缸体同时工作带动曲轴与螺旋桨转动以产生足够动力。缸体的数量与布置形式多种多样,但不管就是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调,不能在运动中互相牵制。

活塞式发动机的运 转速度很高,气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高,因此必须配备冷却系统。最早活塞发动机上采用液体冷却,在发动机外壳内有散热套,具有一定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器与相应的管路系统等,结构复杂而笨重,因此后来采用气体冷却系统。气冷式发动机气缸以曲轴为中心,排成星形,气缸外面有很多散热片,飞行时产生的高速气流将气缸壁的热量散去,达到冷却目的。 辅助系统: 进气系统:进气系统内常装有增压器来增大进气压力,以此改善高空性能。 燃料系统:燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。燃料泵将汽油压入汽化器,汽油在此雾化并与空气混合进入气缸。 点火系统:点火系统由磁电机产生的高压电在规定的时间产生电火花,将气缸内的混合气体点燃。 冷却系统:发动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能与排出的废气所带走的部分内能外,还有很大一部分传给了气缸壁与其她有关机件。冷却系统的作用就就是将这些热量散发出去,以保证发动机正常工作。 启动系统:将发动机发动起来,需要借助外来动力,通常用电动机带动曲轴转动使发动机启动。 定时系统:定时系统就是由曲轴带动凸轮盘推动连杆与摇臂,定时将进气活门与排气活门开启与关闭的系统。 主要性能指标: 活塞式发动机的主要要求就是重量轻、功率大、尺寸小与耗油省等,因此活塞式发动机的主要性能指标有以下几个: 发动机功率: 发动机可用于驱动螺旋桨的功率称为有效功率。 功率重量比: 发动机提供的功率与发动机重量之比。功率重量比越大,越有利于改善飞机的飞行性能。 燃料消耗率: 4缸水平对置 6缸V 形布置 2缸水平对置

航空发动机发展史

摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，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。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到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，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 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为。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。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从daN提高到daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，构成了所有战斗机、轰炸机、运输机和侦察机的动力装置；活塞式发动机加上旋

【CN209838508U】一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管【专利】

(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)实用新型专利 (10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201920299645.8 (22)申请日 2019.03.11 (73)专利权人 天津轩云科技有限公司 地址 300384 天津市南开区华苑产业区榕 苑路2号海益国际3栋1016室 (72)发明人 张浩凡　 (51)Int.Cl. F01N 13/08(2010.01) F01N 1/02(2006.01) (54)实用新型名称一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管(57)摘要一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，包括进气管、消声器筒和消声片，所述进气管包括进气口和排气口，进气口位于进气管左端，排气口位于进气管右端，进气管右侧部分伸入消声器筒内，进气管与消声器筒左端结合处设有透盖，消声器筒右端设有闷盖，所述消声片为碗状，消声片上下两端分别通过氩弧焊紧密垂直与消声器筒内壁和进气管外壁焊接，进气管与消声片的变径处均匀开有六个过气孔，靠近进气管的进气口处的消声器筒下方设有排气管。本实用新型结构简单，体积小，重量轻，机械耐久性能好，抗热冲击性能好，发动机功率和燃料燃烧效率得到提高，排气噪音得到有效降低，适应于航 空活塞发动机应用场景。权利要求书1页 说明书3页 附图1页CN 209838508 U 2019.12.24 C N 209838508 U

1.一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在于，包括进气管（1）、消声器筒（7）和消声片（5），所述进气管（1）包括进气口（2）和排气口（3），进气口（2）位于进气管（1）左端，排气口（3）位于进气管（1）右端，进气管（1）右侧部分伸入消声器筒（7）内，进气管（1）与消声器筒（7）左端结合处设有透盖（4），消声器筒（7）右端设有闷盖（8），所述消声片（5）为锥形喇叭状，消声片（5）上下两端分别通过氩弧焊紧密垂直与消声器筒（7）内壁和进气管（1）外壁焊接，进气管（1）与消声片（5）的变径处均匀开有六个过气孔（6），靠近进气管（1）的进气口（2）处的消声器筒（7）下方设有排气管（9）。 2.根据权利要求1所述的一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在于，所述的进气管（1）、透盖（4）、消声片（5）、消声器筒（7）、闷盖（8）和排气管（9）材质均为12Cr18Ni9不锈钢。 3.根据权利要求1所述的一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在于，所述的消声片（5）个数为两个，两个消声片（5）之间的距离等于离排气管（9）较近的消声片（5）到排气管（9）之间的距离；消声片（5）大端外径与消声器筒（7）内径一致，消声片（5）小端内径与进气管（1）外径一致，消声片（5）大端朝向进气口（2），消声片（5）小端朝向闷盖（8）。 4.根据权利要求1所述的一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在 于，所述的进气管（1）左侧外壁压有波形凸起，进气管（1）的长度是直径的6 ~8倍。 5.根据权利要求1所述的一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在 于，所述的进气管（1）长度与排气消音谐振管总长度之比为0.49 ~0.52。 6.根据权利要求1所述的一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在 于，所述的进气管（1）直径与消声器筒（7）直径比为0.4 ~0.42。 7.根据权利要求1所述的一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在 于，所述的进气管（1）伸入消声器筒（7）长度与消声器筒（7）长度之比为0.39 ~0.4。 8.根据权利要求1所述的一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在于，所述的排气管（9）直径不低于进气管（1）直径的70%。 9.根据权利要求1所述的一种小型二冲程航空活塞发动机排气消音谐振管，其特征在于，所述的进气管（1）直径略小于气缸排气端口直径。 权　利　要　求　书1/1页 2 CN 209838508 U

航空活塞动力装置

航空活塞动力装置（考试知识点） 绪论 发动机是一种将某种能量转换成机械功的动力装置。 热力发动机是将燃料的热能转换成机械功的动力装置。 航空发动机分为两大类型：航空活塞发动机和航空喷气发动机。 航空活塞发动机具有低速经济性好，工作稳定性好的优点；但也存在着重量功率比大，高空性能速度性能差的缺点。 喷气发动机具有重量轻，推力大，高空性能、速度性能好的优点；但也存在着经济性较差的缺点。 航空活塞发动机应满足下列基本性能要求： 1. 发动机重量功率比小 2. 发动机燃油消耗率低 3. 发动机尺寸要小 4. 发动机可靠性要好 5. 发动机的使用寿命要长 6. 发动机要便于维护 第一章 航空动力装置的基础知识 第一节 气体、气流的基础知识 分子本身只有质量而不占有体积，分子间不存在吸引的气体叫理想气体。 气体的比容的定义是：单位质量的气体所占有的容积，以符号 ν表示。m V =ν 华氏温度与摄氏温度的换算关系为)32(95,3259F -=+=F t t 热力学温度与摄氏温度的换算关系为：T=t+273 按一定的过程将气流阻滞到速度为零时的气流的参数叫做滞止参数。 对于亚音速气流（M<1），当流过收敛型管道时，随着截面积A 的减小，流速C 升高，同时伴随压力、温度降低；当流过扩散型管道时，截面积A 增大，流速C 减小，同时伴随压力、温度升高。 对于亚音速气流（M>1），当流过收敛型管道时，随着截面积A 的减小，流速C 也减小，同时伴随压力、温度升高；当流过扩散型管道时，截面积A 增大，流速C 升高，同时伴随压力、温度降低。 第二节 燃烧的基础知识 航空发动机目前都采用航空汽油和航空煤油作为燃料，用空气作为氧化剂。 余气系数就是混合气中实际空气量与理论空气量的比值，用α表示，即理 实L L =α 油气比是混合气中燃料的质量与空气质量的比值，用C 表示，即：空气燃油m m = C

活塞式发动机

活塞式航空发动机（aircraft piston engine） 1、概念：往复式发动机也叫活塞发动机，是一种利用一个或者多个活塞将压力转换成旋转动能的发动机。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。本身不能产生推力，只能从轴上输出功率带动螺旋桨，由螺旋桨产生推力，所以螺旋桨称为推进器。活塞式发动机(热机)加螺旋桨（推进器）称为活塞式动力装置。 最常用的往复式发动机是利用汽油或者柴油燃料产生压力的。通常都不止一个活塞，每个活塞都在气缸内，燃料－空气混合物被注入其内，然后被点燃。热气膨胀，推动活塞向后运动。活塞的这种直线运动通过连杆和曲轴转换成圆周运动。这种发动机经常被通称为内燃机，尽管内燃机并不必须包括活塞。 现在的利用并不是很多，水蒸气是另一种叫做蒸气式发动机的往复式发动机的能源。这种情况下是利用非常高的蒸气压力来驱动活塞。蒸气能的大部分利用中，活塞发动机已经被更为高效的涡轮机所取代，由于要求有更高的力矩活塞已经更多的运用到轿车领域中。 2、工作原理：活塞式航空发动机是一种4冲程、电嘴点火的汽油发动机。曲轴转动2圈,每个活塞在汽缸内往复运动4次,每次称1个冲程。4个冲程依次为吸气、压缩、膨胀和排气,合起来形成1个定容加热循环（见工程热力学）。发动机热效率与压缩比和燃烧后工质(工作介质)温度有关。过大的压缩比会使工质的压力和温度过高,燃油可能在未被电嘴点火前就自动燃烧并形成爆震波（见燃烧学），引起汽缸局部过热和增大零件负荷，降低发动机的可靠性。提高汽油的辛烷值（见航空燃油）是提高压缩比、防止爆震的有效措施。航空汽

活塞式发动机时期

活塞式发动机时期 摘要本文回顾了航空发动机百年的发展历史。头40年为活塞式发动机统治时期，简述从液冷式为主 向气冷式为主的演变，介绍重要技术发明，说明活塞式发动机的性能进展和对飞机发展的贡献。在后60年 中，燃气涡轮发动机居主导地位，列出其各年代的技术进步，分涡喷/涡扇和涡桨/涡轴两部分回顾发展历 史，概括发动机性能的提高及其对航空器发展的作用。最后，指出了当前世界上航空发动机技术呈加速发 展的态势。 关键词活塞式发动机;涡轮发动机:推进技术:航空史 1引言 1903年12月17日，美国莱特兄弟实现了人类历史上首次有动力、载人、持续、稳定和可操作的重于空气飞行器的飞行。这使得几千年来由少数人从事的飞行探索事业在后来的百年中发展成为对世界政治、经济、军事、经济和技术以至人们的生活方式都有重要影响的航空业。因此，航空发动机从狭义上是航空器飞行的动力，从广义上它也是航空事业发展的推动力。 航空发动机的百年历史大致可分为两个时期。第一个时期从莱特兄弟的首次飞行开始到第二次世界大战结束为止。在这个时期内，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次设计大战结束至今。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。 2活塞式发动机时期 2. 1早期液冷发动机居主导地位，但气冷的旋转汽缸发动机曾风行一时 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到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，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.工1 kW/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。 以后，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架时法国飞机，如装备伊斯潘诺一西扎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,

活塞式发动机的使用

活塞式发动机的使用 飞机和直升机使用的发动机最常见的类型是往复活塞式发动机和涡轮发动机。活塞式发动机使用航空汽油为燃料，广泛用于各种通用航空飞行器；而涡轮发动机分为涡轮喷气、涡轮风扇、涡轮轴发动机，使用航空煤油为燃料，主要用于各种运输机、公务机、作战飞机和高性能直升机。本文主要介绍在MSFS里面轻型飞机上的活塞式发动机的使用方法和注意事项。 活塞式发动机结构与汽车用的发动机很相似，一般都是四冲程的，但有三点重要的不同： 1、大多数飞机发动机都是气冷式的。这是出于减重（省去了散热器和冷却液的重量）和安全（避免漏光冷却液造成发动机迅速失效）的考虑。 2、飞机发动机具有双套点火系统。发动机曲轴带动磁电机（Magneto），提供电能为火花塞点燃混合气。磁电机有两个，每个气缸头都有两个火花塞。当其中一组火花塞或磁电机失效，另一组仍能单独工作。 3、由于飞机发动机须在很宽的高度范围内工作，动力控制中包括有油/气混合比控制，让飞行员在不同飞行高度下调节合适的燃油、空气混合比。 当然，还有一个很重要的不同之处：汽车在公路上发动机出故障了可以停在路边慢慢修理，而飞机在空中发动机故障了……。这已经是我们要认真学习发动机的正常使用方法的充分理由了。 MSFS里面最简单的现代教练机，就是Cessna172SP，它使用的是莱康明公司的IO-360-L2A发动机，功率180马力，驱动一副两叶的定矩螺旋桨。发动机附属系统主要包括进气、点火、电器、滑油、散热等系统。进气系统：这种发动机使用直接燃油喷注系统。燃油经过泵（发动机驱动泵，电动燃油泵）加压，直接喷入气缸或喷在气缸进气阀前，高压的油雾与空气在气缸里混合、燃烧。电器系统：发动机还驱动一台发电机（ALT），以供机上的电子设备和灯号使用、给电瓶充电。注意前面提及的磁电机（Magneto）是独立于发电机以外的，它单独、自动给火花塞提供电能。 在驾驶舱里面，发动机相关仪表都在仪表板的左侧，发动机控制机构在仪表板下方。如下表：