飞机的动力装置
飞机的动力装置
3.3.1 概述
为航空器提供动力，推动航空器前进的装置，称为航空动力装置，也称航空推进系统。它包括航空发动机以及为保证其正常工作所必需的系统和附件，如燃油系统、滑油系统、点火系统、启动系统和防火系统等。
航空推进系统是利用反作用原理为航空器提供推力的。根据牛顿第三定律，航空推进系统驱使一种工质(工作介质)沿飞行相反方向加速流动，工质就在航空器上施加一个反作用力。推动航空器前进的这个反作用力就是推力，其大小等于工质质量与工质在推进系统内加速度的乘积。
发动机是飞行器的动力源，它的性能对飞行器性能有极重要的影响。人们常形象地称之为飞行器的心脏。
与航空器的发展史一样，航空发动机也经历了百余年的发展。
1885年，美国人莱特兄弟在技师泰勒的帮助下，设计制造了一台活塞式汽油发动机，1903年将这种发动机和螺旋桨装于莱特兄弟制造的一架双翼飞机，完成了人类历史上的首次有动力的飞行，开创了飞行的新纪元。
从二十世纪初到二十世纪四十年代中期，所有带动力的飞行器都毫无例外的以活塞式发动机/螺旋桨为动力装置。飞行速度乘推力即是发动机需要提供的推进功率。如果不考虑由螺旋桨轴功率转变为推进功率过程的损失，则发动机的输出功率就等于推进功率。1943年左右，活塞式发动机已发展到很高的水平，单台发动机的功率可达2800kW,，耗油率近似为0.3kg/(kW.h),功率与发动机质量的比值等于1.0～1.4kW/kg,
1935年，德国人汉斯 ? 冯 ? 奥海因 (Hans von Ohain) 博士开始世界上第一台离心式喷气发动机 HeS-3A 的设计，于1936年完成研制。该发动机的发展型 HeS-3B 由海特尔 ? 昆特 (Hertel Günter) 博士完成，推力约400daN ，装于首架喷气式飞机亨克尔He-178 上，1939年8月27日完成首飞，使飞机的飞行速度达到700 km/h 。
1942 年，另一位德国人海尔伯特 ? 瓦格纳 (Herbert Wagner) 教授完成了世界上第一台轴流燃气涡轮发动机的研制。
在瓦格纳教授的研究基础上，奥地利工程师安塞尔姆 ? 弗朗兹 (Anselm Franz) 博士加以改造和完善，最终设计定型为容克 Jumo 004 涡喷发动机，推力882daN ，用作二战时期德国著名的Me-262双发喷气式战斗机的动力。
单轴不加力的涡轮喷气发动机(简称涡喷发动机)结构简图表示于图，图
发动机工作时，空气连续不断地被吸入压气机，并在其中压缩增压后，进入燃烧室中喷油燃烧成为高温高压燃气，再进入涡轮中膨胀作功以驱动压气机。经过涡轮的气流仍然具有较高的压力和温度，通过尾喷管以高速排出发动机，产生反作用推力。
假定来流速度0C ，排气速度9C ，流经发动机的空气流量a W ，由于9C >0C ，因此发动机对气流施以向后的作用力，其大小为()09C C W a -，即质量乘加速度。根据力的相互作用原理，气流对发动机产生大小相等方向相反的力，此力即为推力：
()09C C W F a -= (
与活塞式发动机/螺旋桨动力装置比较，涡轮喷气发动机有如下主要特点：
1)、活塞式发动机是热机但本身不能产生推力，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。涡轮喷气发动机既是热机又是推进器；
(a)带有轴流压气机的涡轮喷气发动机
b) 带有离心式压气机的涡轮喷气发动机
图 3.3.1 典型的涡轮喷气发动机结构简图
2)、在一定的飞行速度范围内，随着飞行速度的增加，涡轮喷气发动机产生的推力增加，因为进入发动机的空气质量流量随着飞行速度的增加而增加，因此涡轮喷气发动机适于高速飞行；
3）、活塞式发动机工作时，空气是间断地进入气缸，气体的压缩、燃烧和膨胀过程发生在同一气缸中，只有一个行程对外作功；而燃气轮机工作时，空气是连续不断地被吸入，气体的压缩、燃烧和膨胀过程分别在压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等不同部件中连续地进行，因而涡轮喷气发动机有更大地功率输出；
4）、活塞式发动机是往复机械，惯性力大，故转速不能太大，涡轮喷气发动机是旋转机械，转速可以较高；
5）、活塞式发动机的燃烧过程在封闭的空间中进行，燃烧过程中气体的压力和温度急剧地上升，必须采用笨重的汽缸；涡喷发动机地燃烧过程在开口的空间进行，燃烧过程基本上是等压的，燃烧室结构轻巧；
6）与活塞式发动机相比，涡喷发动机最大的缺点是经济性差。
涡喷发动机的出现，是热机发展史上的重大突破，不仅使飞机突破了声障而且能达到声速的3倍以上。
从20世纪40年代末到21世纪初，与喷气战斗机的发展历程类似，喷气发动机的发展也大致经历了四次更新换代。
第一代，大约从20世纪40年代末到50年代中,典型的代表有在朝鲜战场中国人民志愿军使用的苏制米格15飞机/BK1-F涡喷发动机对美国F86佩刀式飞机/J47涡轮喷气发动机，两者都是亚声速飞机。BK1-F的推力约为3000kgf,发动机推重比为2.0左右。属于第一代的典型的代表还有苏联米格19/РД-9Б,表一列有典型的第一代航空燃气轮发动机。
表3.3.2 第二代发动机
航空动力装置100
航空动力装置（100题） 1．一个物理大气压约为 A．14.3PSI B．29.92百帕斯卡 C．1013帕斯卡 2．温度为0摄氏度约合 A．9华氏度 B．0华氏度 C．32华氏度 3．在活塞发动机起动之前，进气压力表通常指示在29.9英寸汞柱，这是因为A．表的指针卡在此位上 B．油门关断，进气管道内有高压 C．进气管道压力和大气压力相等 4．发动机排出的废气温度与外界大气温度相比 A．更高 B．更低 C．相等 5．四行程活塞发动机输出功率的行程是 A．压缩行程
B．膨胀行程 C．排气行程 6．飞机的马赫数指的是 A．飞机的表速与当地的音速之比 B．当地的音速与飞机的速度之比 C．飞机的真空速与当地的音速之比 7．活塞发动机混合气的油/气比是指 A．进入气缸的燃油体积与空气体积之比 B．进入气缸的燃油重量与空气重量之比 C．进入汽化器的燃油重量与空气重量之比 8．活塞发动机的汽缸头温度过高将 A．增加燃油消耗率并增加功率 B．造成胶制受热部件损坏和气缸散热片翘曲 C．导致失去功率，滑油过度消耗 9．如果活塞发动机滑油温度和气缸头温度超过正常范围，是因为A．混合比过富油 B．使用了比规定牌号高的燃油 C．使用功率过大和混合气过贫油 10．如果飞机有燃油箱放油口和燃油滤油口，飞行前放油检查
A．只从油箱放油口放油检查 B．只从油滤放油口放油检查 C．应从油箱放油口和滤油口放油检查 11．如果活塞发动机使用的燃油牌号低于规定的牌号，将最有可能产生A．爆震 B．气缸头温度过低 C．在增加功率时，发动机内的部件应力过大 12．关于活塞发动机电嘴积碳，下列说法哪种正确 A．是因为混合气过富油造成的 B．是因为发动机气缸头温度太高造成的 C．是因为发动机内燃烧温度太高造成的 13．当给飞机加油时，为预防静电带来的危害，应注意 A．检查电瓶和点火电门是否关断 B．油车是否用接地线接地 C．将飞机、加油车和加油枪用连线接地 14．当飞机飞行高度增加，如果混合比杆没有向贫油位调整，将会使A．进入气缸的混合气变富油 B．进入气缸的混合气变贫油 C．进入气缸的混合气油气比不变
辅助动力装置APU
辅助动力装置（APU）简介 摘要 辅助动力装置（APU）为位于飞机尾部防火舱内的一个燃气涡轮发动机，APU向发动机起动系统和空调系统提供引气，APU的交流发电机提供辅助交流电源。 关键词：燃气涡轮发动机、辅助动力装置（型号：85-129[H]） 引言 燃气涡轮机包括以下主要部件：压气机、燃烧室、涡轮、齿轮箱。原理如下：起初是由一个直流起动机来提供发动机初始转动所需的机械能，随着APU压气机部分开始旋转，压气机就把外界的空气抽入发动机。 发动机的压气机段先靠空气通过压气机叶轮使空气加速，这样从外界抽入的气体能量就增加了，然后空气通过扩散器的发散形管道，速度减小，压力增大。 在APU的燃烧段，压缩空气被导入燃烧室，燃油喷入其中点火燃烧，化学能转化为热能。燃气膨胀，进一步提高了燃气的压力。 高温高压气体通过涡轮的收敛形喷口，速度增加，直接冲击在涡轮转子的叶尖上，这样热能在涡轮段转化成机械能。在有足够的机械能提供给压气机转子时就引起了转子的旋转，开始了周而复始的运转。同时齿轮箱也运转了起来，提供必要的动力来驱动部附件，用于发动机的操纵和控制。85-129[H]型APU是一种恒速的发动机，可以加速到设计转速（100%RPM），转速是由调节器来保持的。 涡轮发动机简图
1压气机功能描述 随着叶轮开始转动，叶片间的空气向叶尖加速运动，空气从叶尖进入扩散器，扩散器叶片间的空间形成了一个分叉的管路，使空气减速增压。空气由叶轮向扩散器流动使得在轮轴或叶轮中心处产生低压，周围的空气会流向这个低压区，这样压气过程得以延续。外界空气被抽入第一级叶轮，从第一级扩散器排出，然后又通过一个级间管道导入第二级叶轮的中心。从第二级扩散器出来后，压气机排气进入涡轮部分。 压气机部分 2燃烧室功能描述 压气机的空气经过火焰筒上不同直径的孔进入燃烧室，这些孔的大小和间隔控制了进入燃烧区域的空气量。燃油经喷嘴喷入火焰筒的中心，与压缩空气混合并点火。火焰沿着火焰筒轴向向下燃烧，这些孔允许部分压缩空气进入燃烧室以降低燃气温度。经过冷却的燃气减小了对涡轮喷管和叶轮的烧蚀。 3涡轮功能描述 进入涡轮喷嘴的燃气被引导冲向涡轮叶片的叶尖，由于燃气高速流动，对叶尖的冲击产生扭矩来转动涡轮，随后燃气流向中心区，在那里改变方向并推动叶片。因此，在燃烧室中涡轮可以在燃气排出之前从中最大限度地吸取能量。在燃烧室段产生的热能进入涡轮，在那里转化为机械能，带动压气机和附件齿轮箱。 整个过程称为工作循环，它描述了能量从一种形式转化为另一种形式，又转化回原来的形式。
飞行器动力工程-专业培养方案(新)
西北工业大学本科生培养方案专业名称飞行器动力工程 专业代码0203 0701 学院名称航天学院动力与能源学院 培养方案制定人签字年月日 院长签字年月日 校长签字年月日 西北工业大学 1 1
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飞行器动力工程专业本科培养方案 一、专业介绍 西北工业大学飞行器动力工程专业以航空航天飞行器动力为对象，以航空宇航推进理论与工程、 动力工程与工程热物理学科为依托，以动力、能源、机械及控制等学科为延拓，历经60多年的发展，已成为我校最具航空航天特色的专业之一。本专业拥有2个国家级重点实验室、2个省部级重点实验 室和工程中心，是陕西省本科“名牌专业”、国防科工委“重点建设专业”和教育部“特色专业”。 本专业涵盖航空发动机和火箭发动机设计、燃烧与流动、叶轮机械、发动机结构与强度等多个研 究方向，参与并支持了我国多个航空飞行器动力装置、航天飞行器动力系统等方面的科研工作，已形 成了一支教学水平高、科研能力强的师资队伍。本专业以国民经济发展和国防建设需求为牵引，充分 发挥国防特色的突出优势，教学与科研紧密结合，培养的学生基础扎实、实践能力强、综合素质高、 创新意识强，得到用人单位的一致好评。 毕业生就业方向主要分布在航天、航空研究院（所）、大专院校、大型企业及部队，从事发动机设计、制造、试验、测试等方面的研究、开发和管理等工作；也可选择报考本专业及相关学科专业的硕 士研究生，近年来平均读研率在60％以上。 二、培养目标 培养适应社会主义现代化建设需要的德智体全面发展，掌握航空航天动力系统设计基本理论和工程应用等专门知识，具备航空航天热动力机械方面设计、分析和解决实际问题的能力，能从事航空航天动力系统总体设计、性能仿真、燃烧组织、流动模拟、传热分析及相关软件开发等，并能从事通用机械设计及制造的高级研究人员和工程技术人员。 三、培养要求 通过通识通修、学科专业和综合实践等培养环节，使学生具有高尚的人文素养、掌握宽广的基础科学理论、具备解决实际问题的基本方法和创新能力；并可结合自身的兴趣、爱好和就业取向，选修有助于拓展视野和提高能力的个性培养课程，从而达到综合素质的全面提升。 毕业生应获得以下几方面的知识和能力： 1、具有扎实的自然科学基础知识，良好的人文、艺术和社会科学基础及较强的语言表达和阅读写作能力。 3 1
《飞机动力装置》知识
一、单选题 1.对于燃油泵，按供油增压原理可分为: A.齿轮泵和柱塞泵 B.齿轮泵和容积式泵 C.叶轮式泵和容积式泵 D.叶轮式泵和柱塞泵 D 2.柱塞泵属于： A.叶轮式，定量泵 B.叶轮式，变量泵 C.容积式泵 ,变量泵 D.容积式泵 ,定量泵 C 3.柱塞泵供油量的多少由（）决定。 A.转速和斜盘角度 B.转速和分油盘大小 C.齿数和斜盘角度 D.转速和齿数 A 4.发动机全功能（全权限）数字电子控制器的英文缩写是( )。 A.APU B.EEC C.FADEC D.FMU C 5.发动机启动过程是指： A.从接通启动电门到达到慢车转速 B.从接通启动电门到自维持转速 C.从接通启动电门到启动机脱开 D.从接通启动电门到点火断开 A 6.发动机点燃的标志是发动机的: A.滑油压力低灯灭 B.转速升高 C.进气温度升高 D.排气温度上升 D 7.发动机能够保持稳定工作的最小转速是: A 自持转速 B 慢车转速 C.巡航转速 D.最大连续转速 B
8.目前在干线客机上最广泛采用的启动机是: a 电动启动机 b 冲击启动机 c 空气涡轮启动机 d 燃气涡轮启动机 C 9.下列不是飞机用气气源的是: a APU b 发动机压气机 c 地面气源 d 客舱空调 D B 10.放气活门打开放掉（）的空气来防喘。 A、风扇后 B、压气机前面级 C、压气机中间 D、压气机后面级 C 11、在双转子发动机中，可调静子叶片是调节（）。 A、高压压气机进口导向叶片和前几级静子叶片 B、低压压气机进口导向叶片和前几级静子叶片 C、高压涡轮进口导向叶片和前几级静子叶片 D、低压涡轮进口导向叶片和前几级静子叶片 A 12 飞机空调、增压、除冰、加温用的空气来自何处: a 压气机引气 b 地面供气 c冲压空气 d 燃烧气体 A 13 燃烧室中用于冷却的气体约占其进气量的: A.1/5 B.1/4 C.1/3 D.3/4 D 14 涡喷发动机的冰部位有（）。 A.进气整流罩，前整流锥和压气机的进气导向器 B.进气整流罩和压气机静子 C.前整流锥和压气机转子 D.压气机和尾喷管 A
车辆液压辅助动力系统设计
摘要 目前，减少车辆的油料消耗和废气排放量是车辆节能和环境保护的一个迫切问题。为了减少城市内交通车辆的耗油量和所排放的废气，将车辆制动等过程中转变为热能的动能加以回收利用是一个值得研究的问题。 本设计属于再生制动能量的研究范围，研究以汽车减速及制动能量回收再利用为目的的液压节能驱动系统。本系统由液压技术、传动技术、控制技术相结合实现车辆的低油耗、低排放，并有效地提高车辆的动力性能，是现有汽车节能、环保的重要途径。 本系统采用定量泵/马达，气囊式蓄能器为能量转换及贮存部件，实现制动时的动能回收和启动加速的液压能回馈。 系统中，车辆的加速与减速通过改变泵/马达的使用功能来实现，加速时，泵/马达作为马达使用，制动时，作为泵用。因此，配有该系统的车辆，即可以回收动能，还能够再利用这些能量进行加速、启动。而能量回收的关键技术是如何将制动时的能量加以保存，也就是能量回收系统的设计。在本设计中，系统采用的是液压蓄能器。 本文针对城市公交车辆研究的能量回收系统可望达到较高的节能效果，具有较高的经济效益和社会效益。 关键词：公交车；节能；泵/马达；动能；蓄能器
ABSTRACT Today it becomes very urgent problems to reduce fuel consumption and exhaust gases from road vehicles for environmental protection. In order to reduce fuel consumption and exhaust gases from road vehicle, the kinetic energy that might otherwise be lost as heat during vehicle braking might be received and used. This design belongs to the research of the third aspect, the compound drive system is used to regenerate the loss energy. The low oil consumption and low bleeder of vehicle are achieved by using of transmission, hydraulic power control. And the compound drive system works harmoniously with engine to raise the motive capability effectively. It is the important way of automobile saving energy and environmental protection. Hydraulic pump/motor and hydraulic accumulation are used to transform a store energy, therefore it can regenerate the loss energy during vehicle braking and use this energy when automobile is in acceleration state. In this system, both driving and braking torque of the vehicle are controlled by a pump/motor. The pump/motor is used as a motor during the vehicle acceleration and as a pump when the vehicle being on braking. As a result, the vehicles with this system can not recover the kinetic energy from moving object but also use the energy at braking, namely the design of energy recovery system. In this design, the energy recovery system uses a hydraulic accumulator. This system is expected to reduce fuel consumption, especially compared with vehicle without this system. It will bring extremely high economic and social benefits . Key words:City bus; Energy Saving; Hydraulic pump/motor; Hydraulic power; Accumulator
航空器系统动力装置
1. 世界公认的第一次成功地进行带动力飞行的飞机制造和试飞者是 a A:莱特兄弟于1903年. B:兰利于1903年 C:莱特兄弟于1902年 D:蒙哥尔菲于1783年 2.某客机机身内设有240个座位,按客座数分类,该飞机属于 c A:小型客机. B:中型客机 C:大型客机 D:巨型客机 3.飞行安全即无飞行事故,在执行飞行任务时发生飞机失事的基本原因可以分为三大类: B A:单因素、双因素、多因素. B:人、飞机、环境 C:机场内、进场区、巡路上 D:机组、航管、签派 4. 飞机载荷是指: D A:升力 B:重力和气动力 C:道面支持力 D:飞机运营时所受到的所有外力 5.在研究旅客机典型飞行状态下的受载时,常将飞机飞行载荷分为B A:升力、重力、推力、阻力. B:平飞载荷、曲线飞行载荷、突风载荷 C:飞行载荷、地面载荷与座舱增压载荷 D:静载荷、动载荷 6.飞机等速平飞时的受载特点是: D A:没有向心力而只受升力、重力、推力和阻力作用. B:升力等于重力;推力等于阻力;飞机所有外力处于平衡状态 C:既有集中力,也有分布力 D:以上都对 7.飞机大速度平飞时,双凸翼型机翼表面气动力的特点是: A A:上下翼面均受吸力. B:上下翼面均受压力 C:上翼面受吸力,下翼面受压力 D:上翼面受压力,下翼面受吸力 8.飞机作曲线飞行时:A A:受升力、重力、推力、阻力作用 B:受升力、重力、推力、阻力及向心力作用 C:升力全部用来提供向心力 D:外力用以平衡惯性力 9.飞机水平转弯时所受外力有 A A:升力、重力、推力、阻力
B:升力、重力、推力、阻力、向心力 C:升力、重力、推力、阻力、惯性力 D:升力和重力、推力和阻力始终保持平衡 10.飞机转弯时的坡度的主要限制因素有: C A:飞机重量大小 B:飞机尺寸大小 C:飞机结构强度、发动机推力、机翼临界迎角 D:机翼剖面形状 11.某运输机在飞行中遇到了很强的垂直上突风,为了保证飞机结构受载安全,飞行员一般采用的控制方法是: A:适当降低飞行高度 B:适当增加飞行高度 C:适当降低飞行速度 D:适当增大飞行速度 正确答案: C 12.飞机平飞遇垂直向上突风作用时,载荷的变化量主要由 A:相对速度大小和方向的改变决定 B:相对速度大小的改变决定 C:相对速度方向的改变决定 D:突风方向决定 正确答案: C 13.在某飞行状态下,飞机升力方向的过载是指 A:装载的人员、货物超过规定 B:升力过大 C:该状态下飞机升力与重量之比值 D:该状态下飞机所受外力的合力在升力方向的分量与飞机重量的比值 正确答案: C 14.飞机水平转弯时的过载 A:与转弯半径有关 B:与转弯速度有关 C:随转弯坡度增大而减小 D:随转弯坡度增大而增大 正确答案: D 15.机翼外载荷的特点是 A:以分布载荷为主 B:主要承受接头传给的集中载荷 C:主要承受结构质量力 D:主要承受弯矩和扭矩 正确答案: A 16.在机翼内装上燃油,前缘吊装发动机,对机翼结构 A:会增大翼根部弯矩、剪力和扭矩 B:可减小翼根部弯矩、剪力和扭矩 C:有利于飞机保持水平姿态 D:有利于保持气动外形
2019飞行器动力工程专业怎么样
2019飞行器动力工程专业怎么样 1、飞行器动力工程专业简介 本专业设有航空宇航推进理论与工程、系统仿真与控制、机械设计及理论硕士点和博士点以及动力机械及工程、流体机械及工程硕士点等，并设有航空宇航科学与技术、力学博士后流动站。 2、飞行器动力工程专业主要课程 机械工程、力学、动力工程与工程热物理、高等数学。主要课程：机械原理及机械设计、电工与电子技术、工程力学、工程热力学、传热学、动力装置原理及结构、动力装置制造工艺学等。 3、飞行器动力工程专业培养目标 培养目标 本专业培养具备飞行器动力装置或飞行器动力装置控制系统等方面的知识，能在航空、航天、交通、能源、环境等部门从事飞行器动力装置及其它热动力机械的设计、研究、生产、实验、运行维护和技术管理等方面工作的高级工程技术人才。 培养要求 本专业学生主要学习有关飞行器动力装置的基础理论和基本知识，受到机械工程设计、实验测试和计算机应用等方面的基本训练，具有飞行器动力装置及控制系统的设计、实验和运行维护等方面的基本能力。 4、飞行器动力工程专业就业方向与就业前景
由于我国飞行器动力行业已得到国家多项专项计划支持，未来该专业将具有很好的发展前景。毕业生可在航空、航天发动机设计所、研究所高校、部队和企业的设计、生产部门等从事设计、试验、研究等方面的工作。 5、飞行器动力工程专业比较不错的大学推荐，排名不分先后 1.北京航空航天大学A++ 2.西北工业大学A++ 3.南京航空航天大学A+ 4.北京理工大学A+ 5.中国民航大学A+ 6.沈阳航空航天大学A+ 7.厦门大学A+ 8.南昌航空大学A 9.哈尔滨工业大学A 10.哈尔滨工程大学A 11.中国民用航空飞行学院A
飞机发动机辅助动力装置启动原理
飞机发动机辅助动力装置启动原理 航空燃气涡轮发动机的结构和循环过程，决定了它不能象汽车发动机那样自主的点火起动。因为，在静止的发动机中直接喷油点火，因为压气机没有旋转，前面空气没有压力，就不能使燃气向后流动，也就无法使涡轮转动起来，这样会烧毁燃烧室和涡轮导向叶片。 所以，燃气涡轮发动机的起动特点就是：先要气流流动，再点火燃烧，也即是发动机必须要先旋转，再起动。这就是矛盾，发动机还没起动，还没点火，却要它先转动。 根据这个起动特点，就必须在点火燃烧前先由其他能源来带动发动机旋转。 在以前的小功率发动机上，带动发动机到达一定转速所需的功率小，就采用了起动电机来带动发动机旋转，如用于国产运-7，运-8飞机的涡桨5、涡桨6发动机。 但是随着大推力发动机的出现，用电动机已无法提供如此大的能量来带动发动机，达到点火燃烧时的转速了，因此需要更大的能源来带动发动机，这时，采用APU，产生压缩空气，用气源代替电源来起动发动机成为了现在所有高涵道比发动机的起动方式。 二、压缩空气的来源 毫无疑问，压气机是压缩空气最好的来源。采用涡轮带动压气机就可以连续不断的提供飞机所需要的压缩气源。而由于这个燃气涡轮装置提供的气源只要能满足发动机起动的需要就可以了，所以功率，体积相比发动机要小得多，这就使这套燃气涡轮装置可以采用电动机来起动，然后再由这套燃气涡轮装置产生压缩空气来起动发动机，这样就解决了发动机起动时需要大的能量的问题。这套燃气涡轮装置被称作APU（Auxiliary Power Unit 辅助动力装置）。 三、起动过程 发动机的起动过程是一个能量逐级放大的过程。先由蓄电池提供电源给APU起动电机，带动APU转子旋转；APU达到起动转速后喷油燃烧，把燃料提供的化学能转变为涡轮的机械能，并通过压气机把机械能转换为空气的压力能。由于燃料的加入，APU产生的压缩空气的能量已远远大于蓄电池的能量了最后，发动机上的空气涡轮起动机把APU空气的压力转化为带动发动机核心机转子旋转的机械能，在达到发动机起动转速时喷油点火，最终靠燃料的化学能使发动机进入稳定工作状态。 所以，在整个起动过程中，带动发动机核心机旋转的大能量，从很低的蓄电池能量，通过燃料的加入，一步步升了起来，就象三峡大坝的梯级船闸。 这就是APU的好处：飞机本身只需要携带一个能量很低的，充足了电的蓄电池，通过APU，就能够自主的完成发动机的起动，而不再依赖于地面设备来起动发动机。 四、APU的特点 APU和发动机一样，都是燃气涡轮装置，但它们的目的不同，这是个很大的区别， 发动机用于产生推力而APU不需要产生推力，它主要用来提供气源，还有电源。气源除用于发动机起动，还为飞机的空调系统供应连续不断的空气。 这个特点使APU不同于发动机。它要求APU在设计时，使涡轮产生的机械能主要通过压气机转换为空气的压力能，还有一部分机械能通过齿轮传递给发电机以产生电能，而不是向后喷出产生推力。 所以，能量分配的不同，是APU和发动机的主要区别 五、APU的工作 和发动机不同的是，APU的工作状态很简单，在起动过程完成之后，就进入了稳定工作状态，即转速维持不变。而发动机的却需要依据飞行情况不断的改变转速和推力。 APU的工作状态决定了APU的工作特点：
飞行器动力工程专业认识
飞行器动力工程专业认识 一、培养目标 本专业方向培养航空、航天、民航、航海及机械、动力、能源等领域设计、制造、科研各部门从事航空动力、地面燃气轮机、热能工程、流体机械及工程机械方面的设计、制造、试验以及科学研究、技术开发、使用维护和技术管理等工作的高级专业技术人才。本专业学制四年，招收理科考生，毕业生授予工学学士学位。设有“航空宇航推进理论与工程”、“系统仿真与控制”、“机械设计及理论”硕士点和博士点以及“动力机械及工程”硕士点，并设有“航空宇航科学与技术”博士后流动站。 二、专业内容 本专业以飞行器动力（发动机）总体设计、部件设计、控制系统设计及热能工程中的动力机械为主要内容。 主干学科：工程热物理、流体力学、固体力学、机械学、电工与电子技术、自动控制。要求学生具有扎实的数理基础和流体力学、固体力学、机械学、工程热力学、传热学、计算机控制及电工与电子学等方面基础知识，以获得以下几方面的专业知识、综合能力和工程创新能力： ?发动机总体性能分析、总体与部件设计 ?发动机结构设计及强度和振动分析、计算、试验及测试 ?控制系统分析、设计及试验 ?热能系统部件与系统设计及试验 ?一般机械设备与装置的设计、工程分析及开发 相近专业：热力涡轮机、火箭发动机、热能工程、内燃机、机械设计与制造、热能动力机械与装置、工程热物理、流体控制与操纵系统、自动控制、 工业自动化。 三、主要专业课程 本专业学生主要学习高等数学、大学物理、工程图学、机械设计基础、理论力学、材料力学、工程热力学、工程流体力学、弹性力学、计算机语言与程序设计基础、电工与电子技术、自动控制原理、传热学、叶片机原
理与设计、发动机原理、发动机构造、发动机强度等基础与专业课程，五组分组专业课程：（1）粘性流体力学、计算流体力学、实验流体力学；（2）机械振动基础、强度振动测试技术、有限元基础；（3）发动机控制元件、发动机控制系统、计算机控制技术；（4）发动机燃烧技术、热工测量、传热应用与分析；（5）高超声速气动力学、冲压发动机、火箭发动机，以及 专业选修课程。 四、毕业生适应工作范围 本专业涉及面广，根据课程选修情况，可以有五个不同侧重方向：（1）性能与气动力学；（2）结构与强度；（3）控制与仿真；（4）燃烧与传热；（5）航天推进系统。这五个方向相互交叉，不完全独立，而是有所侧重，以便学生所从事的工作范围更为广泛。毕业生可以去研究所、设计所、高 校、部队、工厂、企业等单位工作。 侧重于性能与气动力学和航天推进系统的学生适合于航空、航天发动机设计所、研究所高校、部队和企业的设计、生产部门，可从事发动机的总体性能分析、总体与部件设计、故障分析等方面的工作，也可从事热能工程、轻型燃气轮机、热力涡轮机、鼓风机等机械的设计和试验研究，还可在民航、航天、航海、武器装备等相关单位从事动力装置性能与气动力学分析、设计、试验、研究等方面工作。 侧重于结构与强度的学生适合于航空、航天发动机设计所、研究所高校、部队和企业的设计、生产部门，可从事发动机结构设计及优化、强度、疲劳寿命、可靠性和振动分析及试验研究及机械故障分析等方面的工作，也可从事热能工程、轻型燃气轮机、热力涡轮机、鼓风机及一般机械的结构设计和试验研究，还可在民航、航天、航海、武器装备等相关单位从事动力装置结构设计、强度分析、试验研究、维护等方面工作。 侧重于控制与仿真方向的学生适合于航空、航天发动机设计所、研究所、高校、部队和企业的设计、生产部门，从事发动机控制系统及其元件、部件和发动机数字电子控制器的设计、性能分析和试验工作，控制系统装配、维护及故障分析，也可去民航、航天、航海、武器装备等相关单位从事热动力装置、生产过程自动化系统的设计和试验研究工作，或从事机电 液一体化产品的设计和开发工作。 侧重于燃烧与传热的学生适合于航空、航天发动机设计所、研究所高校、部队和企业的设计、生产部门，从事燃烧、传热、流动、机械维护、热能系统工程等方面的研究和设计工作，也适合电力机械、石油、化工、
【CN109885031A】航空发动机辅助动力装置控制器的掉电故障指示保持电路【专利】
(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910195086.0 (22)申请日 2019.03.14 (71)申请人 四川海特亚美航空技术有限公司 地址 610041 四川省成都市高新区科园南 路1号 (72)发明人 蒋勇 高剑 杨斌 陈浩 (74)专利代理机构 成都君合集专利代理事务所 (普通合伙) 51228 代理人 张鸣洁 (51)Int.Cl. G05B 23/02(2006.01) (54)发明名称 航空发动机辅助动力装置控制器的掉电故 障指示保持电路 (57)摘要 本发明公开了航空发动机辅助动力装置控 制器的掉电故障指示保持电路，与航空发动机辅 助动力装置控制器连接，所述航空发动机辅助动 力装置控制器包括设置有微处理器的控制器、数 据采集传感器、指示灯和电磁阀组件；包括与微 处理器连接的双向分时复用缓冲驱动收发器、分 别与双向分时复用缓冲驱动收发器连接的缓冲 器和驱动触发器、与驱动触发器连接的掉电故障 指示器；所述缓冲器与数据采集传感器连接；所 述驱动触发器还分别与指示灯和电磁阀组件连 接。本发明的有益效果是：本发明相比现有技术 便于飞行员了解掉电前的工作状态，随时采取相 应对策， 保障飞行安全。权利要求书1页 说明书5页 附图1页CN 109885031 A 2019.06.14 C N 109885031 A
权 利 要 求 书1/1页CN 109885031 A 1.航空发动机辅助动力装置控制器的掉电故障指示保持电路，与航空发动机辅助动力装置控制系统连接，所述航空发动机辅助动力装置控制器控制系统包括设置有微处理器（IC1）的控制器、数据采集传感器、指示灯和电磁阀组件；其特征在于：包括与微处理器（IC1）连接的双向分时复用缓冲驱动收发器（IC2）、分别与双向分时复用缓冲驱动收发器（IC2）连接的缓冲器（IC3）和驱动触发器、与驱动触发器连接的掉电故障指示器（IC6）；所述缓冲器（IC3）与数据采集传感器连接；所述驱动触发器还分别与指示灯、电磁阀组件的输出端连接。 2.根据权利要求1所述的航空发动机辅助动力装置控制器的掉电故障指示保持电路，其特征在于：所述驱动触发器包括结构相同的第一驱动触发器（IC4）和第二驱动触发器（IC5），所述第一驱动触发器（IC4）与掉电故障指示器（IC6）；所述第二驱动触发器（IC5）分别与指示灯、电磁阀组件的输出端连接。 3.根据权利要求2所述的航空发动机辅助动力装置控制器的掉电故障指示保持电路，其特征在于：所述微处理器（IC1）的引脚P0.7-引脚P0.0与双向分时复用缓冲驱动收发器（IC2）的引脚A7-引脚A0连接。 4.根据权利要求3所述的航空发动机辅助动力装置控制器的掉电故障指示保持电路，其特征在于：所述双向分时复用缓冲驱动收发器（IC2）的引脚B0-引脚B7分别与缓冲器（IC3）的引脚1Y1-引脚2Y4、第一驱动触发器（IC4）的引脚D1-引脚D8、第二驱动触发器（IC5）的引脚D1-D8分别连接。 5.根据权利要求4所述的航空发动机辅助动力装置控制器的掉电故障指示保持电路，其特征在于：所述掉电故障指示器（IC6）包括结构相同且分别与第一驱动触发器（IC4）连接的故障指示器4、故障指示器3、故障指示器2、故障指示器1连接。 6.根据权利要求5所述的航空发动机辅助动力装置控制器的掉电故障指示保持电路，其特征在于：所述第一驱动触发器（IC4）的引脚Q1与故障指示器4的引脚1连接；所述第一驱动触发器（IC4）的引脚Q2与故障指示器3的引脚1连接，所述第一驱动触发器（IC4）的引脚Q3与故障指示器2的引脚1连接，所述第一驱动触发器（IC4）的引脚Q1与故障指示器1的引脚1连接；所述第一驱动触发器（IC4）的引脚Q5分别与故障指示器4的引脚3、故障指示器3的引脚3、故障指示器2的引脚3、故障指示器1的引脚3连接。 2
APU是辅助动力装置的缩写
APU是辅助动力装置的缩写 在大、中型飞机上和大型直升机上，为了减少对地面（机场）供电设备的依赖，都装有独立的小型动力装置，称为辅助动力装置或APU。 APU的作用是向飞机独立地提供电力和压缩空气，也有少量的APU可以向飞机提供附加推力。飞机在地面上起飞前，由APU供电来启动主发动机，从而不需依靠地面电、气源车来发动飞机。在地面时APU提供电力和压缩空气，保证客舱和驾驶舱内的照明和空调，在飞机起飞时使发动机功率全部用于地面加速和爬升，改善了起飞性能。降落后，仍由AP U供应电力照明和空调，使主发动机提早关闭，从而节省了燃油，降低机场噪声。 通常在飞机爬升到一定高度（5000米以下）辅助动力装置关闭．但在飞行中当主发动机空中停车时，APU可在一定高度（一般为10000米）以下的高空中及时启动，为发动机重新启动提供动力。 辅助动力装置的核心部分是一个小型的涡轮发动机，大部分是专门设计的，也有一部分由涡桨发动机改装而成，一般装在机身最后段的尾锥之内，在机身上方垂尾附近开有进气口，排气直接由尾锥后端的排气口排出。发动机前端除正常压气级外装有一个工作压气级，它向机身前部的空调组件输送高的压缩空气，以保证机舱的空调系统工根同时还带动一个发电机，可以向飞机电网送出115V的三相电流。APU有自己单独启动电动机，由单独的电池供电，有独立的附加齿轮箱、润滑系统、冷却系统和防火装置。它的燃油来自飞机上总的燃油系统。 APU是动力装置中一个完整的独立系统，但是在控制上它和整架飞机是一体的。它的控制板装在驾驶员上方仪表板上，它的启动程序、操纵、监控及空气输出都由电子控制组件协调，并显示到驾驶舱相关位置，如EICAS的屏幕上。 现代化的大、中型客机上，APU是保证发动机空中停车后再启动的主要装备，它直接影响飞行安全。APU又是保证飞机停在地面时，客舱舒适的必要条件，这会影响旅客对乘机机型的选择。因此APU成为飞机上一个重要的不可或缺的系统。
飞行器空气动力计算
第一章 飞行器基本知识 1.1飞行器几何参数 飞行器通常由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成。对于气动正问题及气动分析而言，已知飞行器几何外形，求其气动参数。要解决这一问题首先要计算出飞行器各部件及组合体的几何参数。 当机翼和机身组合成一体时，机翼中间一部分面积为机身所遮蔽。它外露在气流中的部分两边合起来，所构成的机翼为外露翼，由下标“wl ”表示 在组合体中把外露翼根部的前后缘向机身内延长并交于机身纵对称面，这样的机翼成为毛机翼。 第二章 机翼的气动特性分析 2.1机翼几何参数 2.1.1 翼型的几何参数 翼型的前缘点与后缘点的连线称为弦线。他们之间的距离称为弦长，用符号b 表示，是翼型的特征长度。可以想象翼型是由厚度分布)(x y c 和中弧线分布 )(x y f 叠加而成的，对于中等厚度和弯度的翼型，上下翼面方程可以写成 )()()(,x y x y x y c f L U （2—1） 式中的正号用于翼型上表面，负号用于下表面。b x x / ，b y y / 分别为纵、横向无量纲坐标。相对厚度和相对弯度b c c / ，b f f / 。最大厚度位置和最大弯度位置分别用c x 和f x 或用无量纲量b x c /和b x f /表示。翼型前缘的内切圆半径叫做前缘半径，用L r 表示，后缘角τ是翼型上表面和下表面在后缘处的夹角。
2.1.2 机翼的几何参数 1.机翼平面形状：根梢比、展弦比和后掠角 机翼面积S 是指机翼在xOz 平面上的投影面积，即 22 ()l l S b z dz - = ò （2—2） 式中，b （z ）为当地弦长。几何平均弦长pj b 和平均气动弦长A b 分别定义为 /pj b S l = （2—3） 2 20 2()l A b b z dz S =ò （2—4） 显然，pj b 是面积和展长都与原机翼相等的当量矩形翼的弦长；而A b 是半翼面心所在的展向位置的弦长，通常取A b 作为纵向力矩的参考长度。除了上述几何参数外，还有根梢比、梢根比和展弦比。根梢比h 和梢根比e 定义为 01/b b h =，e =1/h （2—5） 展弦比l 是机翼展向伸长程度的量度，定义为 2//pj l b l S l == （2—6） 梯形后掠翼前缘与z 轴的夹角叫做前缘后掠角，用0c 表示，常用的还有1/4弦线、1/2弦线和后缘线的后掠角，分别用1/4c ，1/2c 和1c 表示。如图2—2所示。 2.2 翼型的低速气动特性 2.2.1 翼型的升力和力矩特性 黏性对失速前翼型升力特性的影响是可以忽略的。此外，只要翼型相对厚度c 和相对弯
辅助动力装置在涡桨发动机飞机上应用分析
辅助动力装置在涡桨发动机飞机上应用分析 发表时间：2018-10-12T10:09:48.953Z 来源：《知识-力量》6中作者：史飞 [导读] 辅助动力装置（APU）广泛应用于各类大中型飞机上，作为发动机起动、辅助供电、飞机空调供气等备用能源使用；WDZ-1涡轮发电装置作为一款国产 （中航通飞研究院有限公司 519000） 摘要：辅助动力装置（APU）广泛应用于各类大中型飞机上，作为发动机起动、辅助供电、飞机空调供气等备用能源使用；WDZ-1涡轮发电装置作为一款国产辅助动力装置在国内多款飞机型号中成功使用，取得了预期成果，本文就WDZ-1涡轮发电装置在涡桨发动机飞机上使用作简要分析。 关键词：辅助动力装置；WDZ-1；起动；供电；涡桨发动机 （一）概述 辅助动力装置产生动力的系统是飞机的第二动力系统的一部分。一般是由燃气涡轮发动机、减速器和起动发电机及保证辅助动力装置起动和正常工作的各个系统组成。辅助动力装置具有连续工作的能力，除了可为发动机起动提供动力外，还可在地面检查时提供电源和液压源，为座舱和设备舱提供气源。辅助动力装置用于起动主发动机时所需要的主要动力，可通过机械能转换为电能传输，或者用压缩空气通过冲压涡轮起动机起动发动机。 在一架飞机上安装辅助动力装置的主要优点是自给自足，用不着依赖外部动力源。该装置输出功率变化范围可从35KW到数百千瓦之间，并且既能提供转动轴的动力，也能提供压缩空气，或者两者同时提供。 （二）WDZ-1涡轮发电装置工作过程 外界空气经过保护网、进气道，然后进入压气机，压气机叶轮将空气压缩并送入扩散器，在扩散器内，空气速度减小而压力增高。压缩空气进入燃烧室，由工作喷嘴向燃烧室供油，并由点火器使油气混合物点燃燃烧。燃气由燃烧室经过涡轮导向器进入涡轮，在涡轮的通道内，燃气的一部分能量转变成机械能。废气由排气管排入大气。涡轮获得的机械能，大部分消耗于带转压气机，一部分消耗于带转减速器及附件，其余部分经减速器的输出轴带转起动发电机，从而转变为电能输出。 （三）WDZ-1起动发电系统配套成品主要组成 WDZ-1起动发电系统主要包括QDX-13起动箱、QTH-1起动调节盒、GXQ-1功率限制器、TCQ-1自动停车器、DZH-118电源转换盒、JDH-54辅助继电器盒、QF-24直流起动发电机、FKH-6发电机控制盒等。 1、QF-24直流起动发电机 QF-24工作于起动状态、向起动发电机供电状态和向机上网路供电状态。工作于起动状态时，与QDX-13起动箱配套，起动WDZ-1的发动机；工作于向起动发电机供电状态时，与QTH-1起动调节盒、DZH-118电源转换盒等，向QF12-1起动发电机供电，起动涡桨6发动机；工作于向机上网路供电状态时，与FKH-6发电机控制盒等，向机上汇流条供电。 2、QDX-13起动箱 自动控制WDZ-1的起动状态和冷转状态。当起动结束后自动将QF-24从起动机状态转换为发电机状态。 3、QTH-1起动调节盒 当航空发动机用机上WDZ－1进行 60伏起动时，QTH－1起动调节盒控制QF－24的输出电压，以满足航空发动机的起动要求；当WDZ-1作为备用电源向机上供电时，QTH-1通过内部线路控制起动电压调节器不工作，由FKH-6发电机控制盒来调节起动发电机的输出电压；当用地面电源起动发动机时，QTH-1自动将地面电源和机上起动汇流条接通。 4、GXQ-1功率限制器 测量及控制WDZ-1的电功率。当QF-24输出电功率超过一定值时，GXQ-1功率限制器发出过载指示、控制信号。从起动涡桨6发动机25秒开始计，在6±2秒范围内，为第一级功率限制，第一级功率限制为80±3千瓦；第一级功率限制剩余的时间为第二级功率限制，第二级功率限制为62±2千瓦。 5、TCQ-1自动停车器 当WDZ-1涡轮发动机起动发动机过程中出现故障时自动停止起动，并发出停车信号。 6、DZH-118电源转换盒 电源转换盒将WDZ-1电路保护装置、部分控制装置等部件进行合理的整合。其具有对QF-24配电线路的过载和短路起到保护功能；具有压差接通和反流隔断的功能，并能控制发电机与汇流条的通断；实现QF-24在“起动-发电”功能转换时电枢绕组外接线路的切换；能够实现地面电源接通时或APU起动涡桨6发动机时断开QF-24发电控制线路的功能；能够配合GXQ-1功率限制器实现起动涡桨6发动机时对QF-24输出功率的限制功能。 7、JDH-54辅助继电器盒 辅助继电器盒将WDZ-1中的停车继电器、自动停车继电器等部件进行合理的整合，构成了辅助继电器盒。其功能主要如下：用WDZ-1起动涡桨6发动机过程中，当辅助动力装置的转速低于29000转/分时，辅助继电器盒配合自动停车器TCQ-1断开QF-24的负载，实现涡桨6发动机停车。能够配合自动停车器短时重复工作。 8、FKH-6发电机控制盒 当QF-24工作于向机上网路供电状态时，FKH-6发电机控制盒用于控制发电机的励磁线路，调节发电机的输出电压及过压保护等。 （四）WDZ-1涡轮发电装置机上系统功能 1、涡轮发电装置的起动 WDZ-1用地面电源或4块蓄电池起动。用地面电源起动WDZ-1时，必须装上第二块蓄电池给QDX-13起动箱供电，否则起动不了。当涡轮发动机转速达到32000转/分时，涡轮发动机起动好指示灯亮，WDZ-1起动结束，QF-24转为发电状态。
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
飞行器空气动力计算
第一章 飞行器基本知识 1.1飞行器几何参数 飞行器通常由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成。对于气动正问题及气动分析而言，已知飞行器几何外形，求其气动参数。要解决这一问题首先要计算出飞行器各部件及组合体的几何参数。 当机翼和机身组合成一体时，机翼中间一部分面积为机身所遮蔽。它外露在气流中的部分两边合起来，所构成的机翼为外露翼，由下标“wl ”表示 在组合体中把外露翼根部的前后缘向机身内延长并交于机身纵对称面，这样的机翼成为毛机翼。 第二章 机翼的气动特性分析 2.1机翼几何参数 2.1.1 翼型的几何参数 翼型的前缘点与后缘点的连线称为弦线。他们之间的距离称为弦长，用符号b 表示，是翼型的特征长度。可以想象翼型是由厚度分布)(x y c 和中弧线分布 )(x y f 叠加而成的，对于中等厚度和弯度的翼型，上下翼面方程可以写成 )()()(,x y x y x y c f L U += （2—1） 式中的正号用于翼型上表面，负号用于下表面。b x x /=，b y y /=分别为纵、横向无量纲坐标。相对厚度和相对弯度b c c /=，b f f /=。最大厚度位置和最大弯度位置分别用c x 和f x 或用无量纲量b x c /和b x f /表示。翼型前缘的内切圆半径叫做前缘半径，用L r 表示，后缘角τ是翼型上表面和下表面在后缘处的夹角。 2.1.2 机翼的几何参数
1.机翼平面形状：根梢比、展弦比和后掠角 机翼面积S 是指机翼在xOz 平面上的投影面积，即 22 ()l l S b z dz - = ò （2—2） 式中，b （z ）为当地弦长。几何平均弦长pj b 和平均气动弦长A b 分别定义为 /pj b S l = （2—3） 2 20 2()l A b b z dz S =ò （2—4） 显然，pj b 是面积和展长都与原机翼相等的当量矩形翼的弦长；而A b 是半翼面心所在的展向位置的弦长，通常取A b 作为纵向力矩的参考长度。除了上述几何参数外，还有根梢比、梢根比和展弦比。根梢比h 和梢根比e 定义为 01/b b h =，e =1/h （2—5） 展弦比l 是机翼展向伸长程度的量度，定义为 2//pj l b l S l == （2—6） 梯形后掠翼前缘与z 轴的夹角叫做前缘后掠角，用0c 表示，常用的还有1/4弦线、1/2弦线和后缘线的后掠角，分别用1/4c ，1/2c 和1c 表示。如图2—2所示。 2.2 翼型的低速气动特性 2.2.1 翼型的升力和力矩特性 黏性对失速前翼型升力特性的影响是可以忽略的。此外，只要翼型相对厚度c 和相对弯度f 都很小，并且翼型的迎角也不大，那么翼型表面上压强的合力大小和方向就只受到厚