发动机设计大作业
液体火箭发动机设计大作业
Vc L At 0.285m3
3.1.3. 燃烧室直径、长度
通过质量流量密度求燃烧室直径 质量流量密度为
qmdc (10 ~ 20) pc
（适用于离心式喷注器）
2
式中，燃烧室压力的单位为 MPa ，质量流量密度 qmdc 的单位为： g / (cm s) 。取：
qmdc 15 pc 73.11g / (cm2 s) 731.1kg / (m2 s)
H Lc 2 h 492.2mm
y kRt Rt k 2 Rt2 h2 246.4mm
收敛段容积：
Vc 2 0.2028m3
燃烧室圆柱段长度：
3
Lc1 (Vc Vc 2 ) / Ac (0.285 0.2028) / 0.460 0.1787m 178.7mm
3.1.5. 推力室喷管扩张段型面
3.1.5.1. 锥形扩张段型面
对于锥形喷管扩张段来说， 根据摩擦损失与非轴向流动损失综合影响最小的条件， 扩张半角 的最佳值为 15°~20°。 通常采用 15°扩张半角的锥形喷管可以较好的平衡结构质量、 长度 和喷管效率之间的关系。这里即取：
e 15 。
液体火箭发动机设计大作业
组长：周鑫（10151019） 组员：燕道华（10151015） 马洋（10151010） 乔磊（10151020） 马列波（10151016） 耿晨晨（10151012）
目录
液体火箭发动机设计大作业 ........................................................................................................... 1 1. RS-27 液体火箭发动机介绍 .................................................................................................... 1 2. 原始数据................................................................................................................................... 1 3. 推力室参数计算结果............................................................................................................... 1 3.1. 推力室结构参数计算................................................................................................... 1 3.1.1. 喉部直径 ........................................................................................................... 1 3.1.2. 燃烧室容积 ....................................................................................................... 2 3.1.3. 燃烧室直径、长度 ........................................................................................... 2 3.1.4. 推力室双圆弧收敛段型面 ............................................................................... 3 3.1.5. 推力室喷管扩张段型面 ................................................................................... 4 3.2. 推力室头部设计........................................................................................................... 5 3.2.1. 单组元液体直流喷嘴 ....................................................................................... 5 3.2.2. 双组元离心式喷嘴 ........................................................................................... 8 3.3. 推力室身部设计......................................................................................................... 10 3.3.1. 喉部燃气的气动参数 ..................................................................................... 10 3.3.2. 计算喉部燃气传热系数和对流换热密度 ..................................................... 10 3.3.3. 计算辐射热流密度 ......................................................................................... 11 3.3.4. 计算总热流密度、热流量以及冷却剂温升 ................................................. 13 3.3.5. 确定冷却通道参数 ......................................................................................... 13 3.3.6. 计算液体壁面温度和气体壁面温度 ............................................................. 14
航空发动机结构强度设计 大作业
航空发动机结构强度设计大作业王延荣主编北京航空航天大学能源与动力工程学院2013.321 某级涡轮转子的转速为4700r/min ，共有68片转子叶片，叶片材料GH33的密度ρ为8.2×103 kg/m 3，气流参数沿叶高均布，平均半径处叶栅进、出口的气流参数，叶片各截面的重心位置(X , Y , Z )，截面面积A ，主惯性矩I ξ，I η以及ξ轴与x 轴的夹角α，弯曲应力最大的A , B , C 三点的坐标ξA , ηA , ξB , ηB , ξC , ηc 列于下表，试求叶片各截面上的离心拉伸应力、气动力弯矩、离心力弯矩、合成弯矩及A ，B ，C 三点的弯曲应力和总应力。
截 面 0 Ⅰ Ⅱ Ⅲ Ⅳ Ⅴ X , cm 0.53 0.41 0.41 0.40 0.24 0.12 Y , cm -0.41 -0.38 -0.30 -0.19 -0.11 -0.02 Z , cm 62.8 59.1 56.0 53.0 49.4 45.8 A , cm 2 1.80 2.32 3.12 4.10 5.48 7.05 I ξ, cm 4 0.242 0.304 0.484 0.939 1.802 I η, cm 4 6.694 9.332 12.52 17.57 23.74 ξA , cm -2.685 -2.847 -2.938 -2.889 -2.894 ηA , cm 0.797 0.951 1.094 1.232 1.319 ξB , cm -0.084 -0.205 -0.303 -0.219 -0.302 ηB , cm -0.481 -0.521 -0.655 -0.749 -1.015 ξC , cm 3.728 3.909 4.060 4.366 4.597 ηC , cm 0.773 0.824 0.840 1.130 1.305 α 31o 40’ 27o 49’ 25o 19’ 22o 5’30’’16o 57’ 12o 43’c 1am c 1um ρ1mp 1m c 2am c 2um ρ2mp 2m 297m/s -410m/s0.894kg/m 3 0.222MPa 313m/s 38m/s0.75 kg/m 3 0.178MPa2 某一涡轮盘转速12500r/min，盘材料密度8.0×103kg/m 3，泊松比0.3，轮缘径向应力140MPa，盘厚度h 、弹性模量E、线涨系数α及温度t 沿半径的分布列于下表，试用等厚圆环法计算其应力分布。
汽车发动机设计毕业设计
汽车发动机设计毕业设计
本毕业设计旨在设计一款适用于小型乘用车的汽车发动机，以
提高车辆的性能和燃油效率。
设计的发动机应具备以下特点：
- 小型化：发动机应该体积小巧，重量轻，以满足小型车的空
间限制和重量要求。
- 高性能：发动机应该具备高功率和高扭矩，能够为车辆提供
更快的加速和更好的爬坡能力。
- 高燃油效率：发动机的燃油效率越高，车辆的运行成本就越低。
因此，设计的发动机应该能够提供更好的燃油经济性。
为了达成以上目标，需要进行以下步骤：
1. 确定发动机的技术规格：包括排量、气缸数、进气方式、排
放标准等。
2. 进行发动机性能仿真：利用仿真软件对发动机的燃烧过程、
燃油经济性、功率输出等进行仿真，并对结果进行分析，得出结论。
3. 进行发动机零部件设计：包括缸体、缸盖、气门、曲轴、连杆等部件的设计。
设计的部件应该实现发动机规格书中规定的技术参数。
4. 进行发动机系统集成：将发动机的各个零部件组装起来，并进行实车测试，检测发动机运行状态和性能参数。
对测试结果进行分析和改进。
毕业设计的成功需要团队成员之间的合作和协调。
希望通过本次毕业设计，能够提高我们对汽车发动机技术的理解和掌握，为未来的工作奠定基础。
北航机械原理大作业-V8发动机自制版
北京航空航天大学B E I H A N G U N I V E R S I T Y机械原理课程机构设计实验报告题目：八缸发动机的设计与分析成员：班级：班机械工程及自动化学院2013年06月八缸发动机的设计与分析（北京航空航天大学机械工程及自动化学院，北京市102206）摘要：本文先是列举了几种典型的发动机，然后对其工作原理进行分析，得到了多缸发动机设计的基本经验。
在此基础上，设计出了一种八缸发动机，通过对该发动机的理论分析和ADAMS仿真，表明该八缸发动机不仅可以实现正常驱动的功能，而且结构紧凑，效率高，极具有实用性。
关键字：机构分析；Adams仿真；SolidWorks建模，八缸发动机目录1．设计要求 (2)2．现状调研 (2)2.1 V型发动机 (3)2.2 L型发动机 (3)2.3 H型发动机 (4)3．发动机工作原理分析 (5)4．八缸发动机设计与分析 (6)4.1活塞缸体设计 (7)4.2进气排气系统 (7)5．八缸发动机的设计验证 (10)5.1创建模型 (11)5.2功能仿真 (11)6．结论 (15)参考文献 (15)1．设计要求此八缸发动机根据技术任务书要求，在充分论证的基础上选择内燃机的型式，确定主要结构参数，选定主要零部件与辅助系统的结构型式，进行确定一种总体方案图，如下图1.1按照4*2的方式排列发动机可以使八个缸体的动力同时输出又不会相互干扰，能满足动力的叠加，极具合理性。
设计要求如下：⑴根据初步确定的主要零部件的结构型式及轮廓尺寸进行布置，绘制纵横剖面图和一些必要的局部视图，以及运动轨迹图等，借以发现它们之间在尺寸，空间位置，拆装和运动轨迹方面所出现的干涉，并给予合理解决⑵根据初步选定的辅助系统型式及主要几件轮廓尺寸，确定它们在内燃机中的合适位置和安装方式，检验它们之间是否相互干涉，拆装和维修是否方便。
⑶在上述工作基础上，确定内燃机零部件，系统及其机件的布置和外形尺寸，制作一套完整的SolidWorks内燃机仿真零件⑷将文件导入Adams进行分析仿真，验证设计的合理性，制作仿真视频。
固体火箭发动机设计大作业
固体火箭发动机设计大作业固体火箭发动机是一种使用固体推进剂进行推力产生的火箭发动机。
它具有结构简单、操作可靠、推力大等优点，因此被广泛应用于火箭发射器、导弹和航天器等领域。
固体火箭发动机的设计是一个复杂的工程问题，需要考虑多个因素，包括推力需求、燃烧效率、结构设计等。
本次大作业将介绍固体火箭发动机的基本原理和设计要点。
首先，固体火箭发动机的基本原理是利用固体推进剂的燃烧过程产生大量高温高压的气体，通过喷射将气体排出来，产生推力。
固体推进剂通常由燃料和氧化剂组成，两者混合后形成可燃的固态混合物。
为了提高燃烧效率，常常会在固体推进剂中添加催化剂和增稠剂等辅助物质。
在固体火箭发动机的设计过程中，推力需求是一个重要的考虑因素。
推力需求取决于所需运载物的质量和所需达到的速度，因此需要根据具体的任务要求来确定推力大小。
通常情况下，固体火箭发动机的推力较大，可以通过增减推进剂的数量来调整推力大小。
燃烧效率是另一个需要考虑的因素。
燃烧效率的高低直接影响到发动机的性能。
为了提高燃烧效率，在设计时需要考虑以下几个因素：首先是固体推进剂的配方和比例，不同的配方和比例会影响燃烧产物的种类和产生速率；其次是燃烧室的设计，燃烧室的形状和尺寸会影响气体流动的速度和混合程度；最后是点火系统的设计，点火系统需要确保固体推进剂能够快速燃烧起来。
此外，固体火箭发动机的结构设计也是一个关键问题。
结构设计需要考虑发动机的重量和结构强度。
发动机的重量必须尽量减小，以提高火箭的有效载荷能力，因此需要选用轻质材料和合理的结构设计。
同时，发动机的结构需要足够强度，以承受高温高压的工作环境。
综上所述，固体火箭发动机的设计涉及到推力需求、燃烧效率和结构设计等多个方面。
通过合理的设计，可以实现高效、可靠的固体火箭发动机。
未来，固体火箭发动机还将继续发展，以满足更高的推力需求和更高的燃烧效率要求，为火箭发射器、导弹和航天器等提供更好的动力支持。
北航航空发动机原理大作业
北航航空发动机原理大作业航空发动机是飞机最核心的部件之一，它负责提供动力以便飞机能够在空中顺利飞行。
北航航空发动机原理大作业旨在深入研究航空发动机的工作原理，包括结构、工作循环、燃烧过程以及相关技术等方面。
本文将围绕这些内容进行详细的阐述。
航空发动机的结构一般包括压缩机、燃烧室、涡轮和喷管等组成部分。
首先，压缩机负责将来自外界的空气加压，使其增加密度，为燃烧提供充足的氧气。
然后，在燃烧室中燃烧燃料与氧气的混合物，产生高温高压的燃气。
接着，燃气驱动涡轮旋转，通过轴向流动推动涡轮转子。
最后，高速的喷气流通过喷管喷出，产生向后的推力，推动飞机向前飞行。
航空发动机的工作循环一般采用布雷顿循环。
该循环由四个过程组成：进气、压缩、燃烧和排气。
在进气过程中，空气被压缩机压缩，增加了密度和温度。
接着，燃料被喷射到燃烧室中，与压缩空气混合燃烧，释放出大量的热能。
然后，燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮旋转，将一部分动能转化为机械功，用于驱动压缩机和其他系统工作。
最后，燃烧产物通过喷口排出，形成喷气流，产生推力。
航空发动机的燃烧过程是发动机组成中较为重要的一个环节。
燃烧室是燃烧过程的主要场所，其中燃料与空气发生充分混合和燃烧。
燃烧的质量和稳定性直接关系到发动机的性能和效率。
为了实现燃烧的充分，燃烧室通常具有特殊的结构设计，如喷嘴、涡流室和火花塞等。
喷嘴的作用是将燃料细小雾化，并与空气充分混合，以促进燃烧。
涡流室则通过旋转气流的方式，使燃料和氧气更好地混合，并提高燃烧效率。
火花塞则在适当的时间点产生火花，引燃燃料，使燃烧开始。
航空发动机还涉及到多种相关技术。
例如，超音速进气技术可以通过进气道中的激波冷却进气空气并提高压力，提高发动机的性能。
燃烧室冷却技术可以通过将冷却剂喷射到燃烧室壁面，降低燃烧室温度，延长发动机寿命。
另外，航空发动机还涉及到调节和控制系统，如油门控制、温度控制和故障监测等，以确保发动机的正常运行和安全性。
北航 航空发动机原理大作业
，
总压 Pt 5
Pt 45 [1 (1
Tt 5 ) / TL ] ] kg 1 Tt 4c
kg
8).混合室出口参数
外涵流量 W52
B W ， C p6 1 B
C pg
W52 Cp W5 W 1 52 W5 Pt 5 W52 Pt 22 W5 W 1 52 W5
kg 1 kg
1] ， T9 Tt 9 (1
kg 1 Ma9 2 )1 2
出口速度 C9 Ma9 kg R T9 出口面积 A9
W9 Tt 9 , ( K 0.0397) ，喉道面积 A8 A9 q(9 ) K Ptቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ9 q(9 )
Tt 4 a C p W3 1 Tt 3 C pg W4 Tt 4 C pg W45 C p W3 (Tt 3 Tt 22 ) C pg W45 mH
总温 Tt 45 Tt 4 a
，总压 Pt 45
Pt 4 a
T [1 (1 t 45 ) / TH ] kg 1 Tt 4 a
涵道比： B 0.42 ， 压气机增压比： CH 6.0 涡轮前燃气温度： Tt 4 1658K 风扇效率：CL 0.88[1] 燃烧室恢复系数： b 0.98[3] 高压涡轮效率：TH 0.89[5] 风扇增压比： CL 4.3 总增压比： c 25.8 进气道总压恢复系数： i 0.97 压气机效率：CH 0.89[2] 燃烧效率：b 0.99[4] 低压涡轮效率：TL 0.90[6]
3600 W f W9 C9 ，耗油率 sfc Fs W
10).总体性能参数 燃油量 W f W3a f ， 单位推力 Fs
发动机大作业
大众缸内直喷发动机技术10汽运1班王晋晓10124345在对能源和环保要求日趋严格的今天，即使是多点燃油喷射这样的技术也不能满足人们的要求了，于是更为精确的燃油喷射技术诞生，那就是缸内直喷技术。
缸内直喷就是将燃油喷嘴安装于气缸内，直接将燃油喷入气缸内与进气混合。
喷射压力也进一步提高，使燃油雾化更加细致，真正实现了精准地按比例控制喷油并与进气混合，并且消除了缸外喷射的缺点。
同时，喷嘴位置、喷雾形状、进气气流控制，以及活塞顶形状等特别的设计，使油气能够在整个气缸内充分、均匀的混合，从而使燃油充分燃烧，能量转化效率更高。
但是缸内直喷科技也并非无敌，因为从经济层面来看，采用缸内直喷的供油系统除了在研发过程必须花费更大成本，在部品构成复杂且精密的情况下，零组件的价格也比起传统供油系统来得昂贵，因此这些也都是未来缸内直喷发动机尚待克服的要素。
TSI在国外大众的1.4T发动机上以及进口尚酷1.4T，TSI代表的是Twincharger Fuel Stratified Injection这几个单词首字母的缩写，通过字母表面意思可以理解为双增压+分层燃烧+喷射的意思。
TSI发动机是在FSI技术的基础之上,安装了一个涡轮增压器和一个机械增压器,鉴于涡轮增压和机械增压的特性，机械增压可以从怠速开始就能为发动机提供增压效果,弥补了涡轮增压系统的延时缺点,所以TSI是一种极高效率的发动机形式,会是动力性与燃油燃油经济性的完美统一。
『Twincharger Fuel Stratified Injection』不过，国内生产的1.4T发动机则阉割了机械增压和分层燃烧，仅保留了涡轮增压和缸内直喷。
而大众1.8/2.0TSI中的“TSI”则代表着Turbo Fuel Stratified Injection,通过字母表面意思可以理解为涡轮增压+分层燃烧+缸内直喷的意思，不过国内则省掉了分层燃烧。
TFSIFSI是大众/奥迪的汽油缸内直喷技术，FSI可将燃油直接喷入燃烧室，降低了发动机的热损失，从而增大了输出功率并降低了燃油消耗，对于燃油经济性和动力性都有帮助。
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民用客机航空发动机设计方案一、本型航空发动机的应用领域本型发动机主要用于民用客机。
民用客机是体型较大、载客量较多的集体飞行运输工具，用于来往国内及国际商业航班。
本客机巡航高度约为9,000米。
飞机发动机有着不同的工作状态，当发动机每公里消耗燃料最少情况下的飞行速度，称为巡航速度。
本客机巡航速度为亚声速，取0.8马赫。
要求飞行稳定，不会产生较大颠簸，保障乘客能够舒适且安全地到达目的地。
客机的总质量较大，因而相应发动机的体积，质量和推力都要远远大过战斗机发动机，使用寿命上也要求长很多，并且要求发动机具有良好的安全性和经济性等指标。
客机是用于商业用途的，因而要求其发动机具有很好的性价比。
涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过声速不太多时。
因此，发动机选用大涵道比涡轮风扇发动机。
飞行器简图为：发动机这样布局是因为，发动机质量较大，对飞机结构强度有较高的要求，因而对称安置在两个机翼距机身较近的位置以提高整个飞机的安全性，保证飞机两侧重量相同，避免飞机发生左右倾斜或重心不稳的问题。
二、航空发动机的性能设计指标发动机指标由客机的要求决定，发动机要求为:推力：87000N单位推力：450N•s/kg重量：2100推重比：4.2耗油率：0.10kg/(h•N)涡轮前温度：1200℃总压比：22整机效率：30%三、航空发动机的结构形式选取发动机结构简图如下：3.1 进气口的结构形式发动机进气口为环形，固定唇口。
进气口为空气喷气发动机所需空气的进口和通道，亚声速进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。
内部通道多为扩散形。
在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。
超声速进气道通过多个较弱的斜激波实现超声速气流的减速。
超声速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。
此外，还有可调式进气口，在超声速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。
在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。
当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。
当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。
过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。
为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），提高效能，广泛应用可调式进气口。
本型飞行器飞行速度为亚声速，不需要用超声速进气口和可调式进气口，亚声速进气口足以满座要求。
3.2 风扇的结构形式单级轴流式。
风扇排气涵道的收敛度大，以减少气流流过静叶的气动力损失。
涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力，风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能，这一点尤其在高函道比的涡扇发动机上。
多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点，它重量大、效率低，其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择。
随着风扇单级增压比的一步步提高，现如今在中、高函道比的涡扇发动机上大都采用单级风扇。
在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机是为了减少重量。
它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的结构。
受战斗机的机内容积所限，采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的，但为了提高推力只能提发动机的出口压力，再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务，所以风扇只能采用比较高的增压比，采用多级风扇。
本文中采用的是高涵道比发动机，于是采用单级风扇。
3.3 低压压气机和高压压气机结构形式低压压气机：多级轴流式。
高压压气机：多级轴流式。
喷气发动机上所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。
离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。
在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片，当压气机的圆盘运转时，空气就会被螺旋形的叶片“抓住”，在高速旋转所带来的巨大离心力之下，空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙，从而实现空气的增压。
与离心式压气机不同，轴流式压气机是由多级风扇所构成的，其每一级都会产生一定的增压比，各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比。
在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机，轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点。
但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地，离心式压气机虽然效率比较差，而且重量大，但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍。
比如在中国台湾的IDF上用的双转子结构的TFE1042-70涡扇发动机上，其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数。
多说一句，这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多，但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构。
美国的“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流式加上1级离心式。
压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件，压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率。
本型飞行器为民用客机，要求发动机有较高的性价比且重量要尽可能轻，对增压比的要求并不是很高，采用轴流式压气机足以满足要求。
3.4 燃烧室结构形式短环形，直流式，不用加力燃烧室。
燃气涡轮发动机的燃烧室按气流在燃烧室中流动的方向分为三种：①直流式：气流在燃烧室中沿轴向流动。
多数发动机采用这种燃烧室。
②折流式：气流由压气机流出后，折成两路流入火焰筒。
一般与甩油盘配合使用。
③回流式：压气机出口的空气由燃烧室的后端流入火焰筒头部。
燃烧的燃气则向前形成回流。
后两种形式气流流动损失大，但能缩短发动机的长度，一般用于采用离心式压气机的发动机中。
环管燃烧室是由数个火焰筒围成一圈所组成，在火焰筒与火焰筒之间有传焰管相连以保证各火焰筒的出口燃气压力大至相等。
可是即使是如此各火焰筒之内的燃气压力也还是不能完全相等，但各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。
但在各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠，所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。
火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害，温度高的部分会加速被烧蚀。
与环管式燃烧室相比，环形燃烧室就没有这样的缺点。
故名思意，与管环燃烧室不同，环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。
由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，环形燃烧室的燃烧室是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。
均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。
因而，环形燃烧室更适合本型飞行器。
加力燃烧室为在燃气涡轮发动机中，向涡轮或风扇后的气流中喷油并燃烧，使气流温度大幅度增加，并从喷管高速排出以获得额外推力的装置。
加力燃烧室的虽然能显著提升发动机的推力，而不会给发动机增加很多重量或复杂性。
但是加力燃烧室的效率不高，耗油量非常巨大，大部份飞机所携燃料只会足够后燃器使用数分钟。
因此后燃器一般只会在需要最高推力时使用很短的时间，例如在航空母舰上起飞，突破音障作超声速飞行、或是战斗机在缠斗中等情况下使用。
由于燃料效率太低，所以很少有民用飞机采用后燃器。
采用后燃器的民用飞机只有协和号及Tu-144超音速客机。
本型飞行器目标为民用，正常飞行速度为亚声速，不宜采用加力燃烧室。
3.5 高压涡轮和低压涡轮结构形式高压涡轮：多级轴流式。
低压涡轮：多级轴流式。
涡轮分为轴向式和径向式两种。
在航空燃气轮机上，一般使用轴向式涡轮，在小功率的燃气轮机上，有时使用径向式涡轮。
本型飞行器为客机，要求发动机效率要高，故选用轴向式压气机。
3.6 尾喷管结构形式固定收敛喷管。
尾喷管是喷气式飞机的涡喷发动机的组成部分之一，主要作用是将喷气式飞机燃油燃烧后的产物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃烧的小分子烃类物质喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射时空气产生的反作用力来推动飞机，不过在涡轮螺旋桨发动机中，尾喷管提供的推力只是飞机动力的一部分，飞机主要的动力是由涡轮螺旋桨发动机的驱动螺旋桨来提供的。
根据尾喷管出口气流喷射速流的不同，可以将喷管分为亚声速喷管和超声速喷管。
矢量尾喷管是矢量涡喷发动机的一部分，如今各国都在争相研制矢量涡喷发动机，因为矢量涡喷发动机可随时改变飞机动力的方向，这使得装备矢量涡喷发动机的飞机可以比没有装备矢量涡喷发动机的飞机更加灵活。
本型飞行器不要求随时改变飞机动力的方向，飞行速度为亚声速，故采用固定收敛喷管。
3.7 控制系统全权数字式电子控制系统，该系统具有多种功能，可控制“热控”转子、涡轮冷却空气、发动机慢车及瞬态工作时燃油流量、高压压气机进口导流叶片等，并可与飞机其他系统组成综合控制和监控系统。
可对推力进行精确调节。
四、航空发动机的性能估算4.1 推力计算考虑燃气在喷管内完全膨胀时，09p p =，油气比f 大约为0.015~0.020，公式)()1(09909p p A c q c f q F ma ma -+-+=简化为：)(09c c q F ma -=已知s kg q ma /180=，s m c /2400=，s m c /7109=，得N F 84600=4.2 总压比计算c i f ππππ⋅⋅=本文中，1.2=f π，4.1=i π， 5.7=e π，得05.22=π4.3 发动机热效率计算4.3.1 航空燃气轮机热效率计算加入1kg 气体的燃料所具有的化学能量以0q 表示，即u H f q ⋅=0，其中u H 为燃料热值。
通过发动机的每千克空气的可用功用ω表示，其值等于通过发动机1kg 气体的动能的增量，即22029c c -=ω。
发动机的热效率：0202902q c c q t -==ωη已知s m c /2400=，s m c /7109=，020.0=f ，kg kJ H u /17600=，得%4.63=t η4.3.2 理想燃气循环热效率计算k k i i t q q q /)1(121,111--=-==πωη已知2.25=π，4.1=k ，得%20.60,=i t η4.4 耗油率计算s mfF fF q sfc 36003600==其中，油气比020.0=f ，单位推力kg s N q F F ma s /470⋅==，得)/(153.0N h kg sfc ⋅=与设计指标比较可得，发动机的性能参数基本满足要求。
五、设计总结及展望提出设计的发动机要应用于民用客机后，我比较了涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机并最终决定使用涡轮风扇发动机。
涡轮喷气发动机这类发动机具有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气发动机类型。