涡轮发动机飞机结构与系统
航模涡轮喷气发动机
航模涡轮喷气发动机导言：航模涡轮喷气发动机是现代航模爱好者们追求高速、高能力飞行的技术支持。
它的精密设计和出色的性能让飞行模型更加逼真和激动人心。
本文将详细介绍航模涡轮喷气发动机的原理、构造和工作过程，以及一些注意事项和常见问题解答，以帮助对此感兴趣的读者更好地了解这一领域。
一、原理与构造航模涡轮喷气发动机的基本原理是通过燃烧燃料产生高温高压气体，然后驱动涡轮旋转，最终将机械能转化为推力。
这种推进方式与真实飞机的喷气发动机原理类似，但规模更小，适用于航模飞行器。
1. 燃烧室与涡轮航模涡轮喷气发动机内部由燃烧室和涡轮组成。
燃烧室是燃烧燃料的地方，燃料与空气混合后引燃，产生高温高压气体。
燃料的类型可以是航空煤油、液化石油气等。
涡轮则被高温高压气体推动，旋转起来，将机械能转化为推力。
2. 加速器和压气机航模涡轮喷气发动机中涡轮推动的气流需要经过加速器和压气机的作用以达到最佳推力。
加速器的主要功能是加速气流的速度，增加推力。
压气机则负责压缩气流，提高气体的密度和压力，以增加推力效果。
3. 燃烧室与喷嘴燃烧室中高温高压气体经过压缩后，通过喷嘴喷出，产生的高速气流产生推力。
喷嘴的设计和调整对发动机的性能至关重要。
合理的喷嘴设计可以提供更好的推进效果和稳定性。
二、工作过程航模涡轮喷气发动机的工作过程可以概括为连续的四个阶段：起动、加速、稳定和熄火。
1. 起动起动阶段是让发动机开始转动和燃烧的过程。
通常需要使用电动起动器或气体起动器来帮助发动机启动。
一旦发动机启动，燃烧室内开始产生高温高压气体。
2. 加速在加速阶段，涡轮从静止状态逐渐达到高速旋转。
这个过程通常需要一段时间才能使涡轮达到工作状态的转速。
3. 稳定当涡轮达到工作转速后，燃烧室内的燃烧气体以一定的节奏和能量产生。
这个阶段是发动机提供稳定的推力以进行飞行的关键阶段。
4. 熄火当航模不再需要推力时，发动机将停止燃烧和转动。
这个过程可以使用燃烧室内的余热自然冷却，也可以通过外部提供的气流来加速热量的散发。
介绍jt8d发动机总体结构
介绍jt8d发动机总体结构JT8D发动机是一种涡轮风扇发动机，由普惠公司（Pratt & Whitney）于上世纪50年代末至60年代初开发并投产。
该发动机广泛用于各种窄体客机和商用飞机上，如波音727、DC-9和MD-80系列。
JT8D发动机的总体结构主要由核心机、涡扇、再生器和推力反向装置组成。
核心机由高压压气机、高压燃烧室、高压涡轮和低压涡轮组成，起到压缩、燃烧和释放燃气的作用。
涡扇包括风扇和低压涡轮，通过将大量气流吸入并加速后喷出来提供额外的推力。
再生器是位于高压涡轮和低压涡轮之间的热交换器，用于回收高温燃气中的一部分能量以提高发动机效率。
推力反向装置则用于改变飞机的行进方向，提供刹车效果。
JT8D发动机的核心机采用双转子设计，既包括高压压缩机经由碳堆和气堆驱动的内轴转子，也包括低压涡轮通过外轴驱动的外转子。
高压压缩机由一系列可变截面叶片组成，通过快速旋转将空气压缩至高压燃烧室进行燃烧。
高压燃烧室采用环形状设计，其中燃烧发生在燃烧室环内，产生高温高压的燃气。
燃气源源不断地将能量输送到高压涡轮和低压涡轮驱动核心机和涡扇。
涡扇是JT8D发动机的一个重要组成部分，它通过吸入大量空气并通过喷气产生推力。
涡扇由一系列叶片组成，这些叶片连接到风扇盘上。
这些叶片把来自核心机前进的高速气流分流，并将其加速后喷出来，提供主要的推力。
再生器位于高压涡轮和低压涡轮之间，它是一个热交换器，用于回收高温燃气中的一部分能量。
在再生器中，发动机的尾流与燃烧室中的空气相混合，通过换热技术将烟气中的热能转移到燃气中，提高发动机的热效率。
JT8D发动机还配备了推力反向装置，用于改变飞机的行进方向，并提供刹车效果。
推力反向装置由一系列可伸缩的叶片组成，当飞机着陆时，这些叶片会被调整到发动机尾部，使喷气产生的推力向后，增加飞机的减速效果。
总体来说，JT8D发动机采用了先进的涡轮风扇技术和高效的燃烧系统，具有较高的推力和燃油效率。
航空驾驶考试题库上册-第5章飞行操作系统
（上册）第5章飞行操纵系统1、飞机沿立轴方向运动叫偏航，由方向舵控制；飞机沿横轴方向运动叫俯仰，由升降舵控制；飞机沿纵轴方向运动叫横滚由副翼控制。
2、侧杆操纵机构：双侧杆动作输出信号是叠加信号(机长和副驾驶同时操纵侧杆时)，飞行计算机（FC）将两个信号叠加后的信号作为最终的控制信号。
3、脚蹬的功用：（1）方向舵，（2）机轮转弯，(3)机轮刹车。
4、在软式传动机构中，都使用两根钢索构成回路，以保证舵面能在两个相反的方向偏转。
5、钢索的规格：直径、股数、钢丝数（每股）。
最广泛使用的钢索是7×7和7×19两种。
钢索的直径相同，股数越多，它的柔性越好。
6、钢索的常见故障：断丝、磨损、锈蚀。
7、导索环轴线与钢索直线之间的偏斜不能大于3度。
8、密封导索装置安装在钢索穿越增压隔框等需要密封的地方。
9、飞机机体和内部钢索受环境温度影响。
10、钢索松紧螺套装配的注意事项：（1）将螺套两端的接头同时拧上螺纹；（2）调整后检查拧入深度，露在套外的螺纹不得超过三牙；（3）完成工作后，按规定打保险。
11、钢索张力补偿器的功用是保持钢索的正确张力，而不受飞机外载荷的变化和周围温度变化的影响。
12、钢索张力补偿器上的标尺刻度可以指示出钢索的张力，而不需要张力器和其他仪器。
13、当受到压力时，传动杆就可能发生弯曲现象，称为失去总稳定性（又称杆轴失稳）。
压杆时发生失稳现象就意味着杆已损坏。
14、差动副翼：使两侧副翼的上下偏转角度不同。
这样做的目的是消除由于副翼偏转造成的两机翼阻力差，消除不必要的偏航。
15、传动系数K是指航偏角Δδ与杆位移ΔX的比值，K=Δδ/ΔX。
16、为满足高速飞机（速度变化范围大）的操纵性要求，装有非线性传动机构的操纵，杆行程和舵面偏转角度之间，成曲线关系。
17、目前世界各国均以1×10-7/飞行小时的故障率作为电传操纵系统的可靠性指标。
为了保证电传系统的可靠性，需要采用多余度技术，引入多重系统。
飞机发动机分类和工作原理
1.2 航空发动机基本类型
两类发动机
➢ 航空活塞式发动机 早期飞机和直升机全部采用
➢ 航空燃气涡轮发动机 20世纪40年代开始使用，目前广泛采用
精品
航空活塞式发动机
精品
涡轮喷气发动机
精品
1.2 航空发动机类型
航空燃气涡轮发动机一般由进气道、压气机、 燃烧室、涡轮、排气装置和附件系统组成。
1.1 航空发动机作用、要求
基于此，各种类型的发动机被逐步推入市场：
20世纪60年代，高涵道比（5—8）涡扇发动机，
JT9D\RB211\CF6
20世纪70年代，小推力的大涵道比涡扇发动机，
CFM56\PW2037\RB211-535
20世纪80年代，大流量比、大推力涡扇发动机，
PW4000\V2500
飞机或直升机在飞行中，一旦发动机损 坏而停车，飞机会由于失去推进力而丧失速 度与高度，如果处理不当就会出现极为严重 的事故。因此发动机的正常工作与否，直接 影响到飞行的安全，故称发动机为飞机的心 脏。而且发动机的性能好坏对飞
精品
1.1 航空发动机作用、要求
精品
(a) 双转子涡轮喷气发动机 (b) 双转子带加精品力燃烧室的发动机
1.2 航空发动机基本类型
涡喷发动机主要特点：
适用于高速飞行：没有受速度限制的螺旋桨作 为推进器；带加力燃烧室的涡喷发动机突破音 障，实现超音速飞行。
耗油率较高：由于涡喷发动机的推力是由高速 排出高温燃气所获得的，所以在得到推力的同 时，有不少由燃料燃烧所获得的能量以燃气的 动能和热能的形式排出发动机，能量损失较大， 耗油率较高，不经济。
燃气发生器：由压气机、燃烧室以及驱动压气 机的燃气涡轮组成的装置是用来提供高温高压 燃气的，它们也是发动机的核心部分，故也称 之为核心机。
第九章涡轮轴发动机
第9章涡轮轴发动机Turbo-shaft engine第9.1节概述Introduction涡轮轴发动机简称涡轴发动机，是直升机的动力装置。
它的主要特点是燃气发生器出口的燃气所具有的可用功，几乎全部通过涡轮轴输出，带动直升机的旋翼和尾桨。
图9.1.1 涡轮轴发动机从20世纪50年代初期出现了涡轮轴发动机之后，在直升机动力装置领域，便逐渐代替活塞式发动机，成为主要的动力装置。
到目前，在2000kw以上的直升机动力装置中，它已占统治地位。
只有在小功率的动力装置中，还有少数直升机在使用活塞式发动机。
涡轮轴发动机作为直升机的动力装置，与活塞式发动机相比，它有着突出的优点。
首先是重量轻、体积小。
同样功率为600kw左右的发动机，它的重量还不到活塞式发动机的三分之一，大功率的发动机，它们的重量悬殊更大，采用涡轮轴发动机则更为有利。
其次是涡轮轴发动机没有往复运动的机件，所以振动小、噪声小。
但必需指出，在耗油率方面，目前与活塞式发动机相比，尚有一定的差距。
例如对小型的发动机，它们之间的耗油率约相差30%左右。
而对于大型的发动机，它们之间的水平已非常接近了。
此外在制造成本方面，小型涡轮轴发动机比较昂贵，因而在民用航空上，小功率涡轮轴发动机与活塞式发动机仍有一番竞争。
在当前涡轮轴发动机发展的过程中，人们非常重视以下两方面的问题：1、研制、开发中、小型涡轮轴发动机，主要是1000kw以下的发动机，以满足中、小型直升机动力装置的需要。
大型直升机的动力装置比较好解决，可以将燃气发生器功率相当的涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机稍加改造，就可成为涡轮轴发动机。
然而，必须注意到，小型的涡轮喷气发动机改型后就成为中型偏大的涡轮轴发动机，例如一台1500daN的涡轮喷气发动机属于小型的，用它的燃气发生器设计成涡轮轴发动机其功率约为3500kw左右，属于中等偏大的涡轮轴发动机。
用这样一台涡轮轴发动机就可以作为中型直升机的动力装置。
另一方面，为了直升机工作的安全可靠，一架直升机往往采用两台或三台动力装置。
航空驾驶考试题库下册-第2章灯光和氧气系统
（下册）第2章灯光和氧气系统1、为确保驾驶舱重要飞行仪表和指示的照明，重要仪表和指示的照明电源同时来自主电源汇流条和应急汇流条。
提供备用照明的照明灯有顶灯、备用罗盘照明灯和主仪表板照明灯等。
在驾驶舱顶板或中央仪表板上，有一个测试和控制所有信号指示灯明暗状态的电门叫主明暗测试电门。
当该电门处于“测试”位时，所有信号指示灯都应该点亮。
2、客舱灯光包括普通照明、局部照明和旅客告示牌。
当日光灯的控制电门处于“夜间”位时，28VAC送到夜灯，提供黯淡柔和的白炽灯光照明，利于旅客在夜间休息。
3、旅客告示牌包括“禁止吸烟（NO SMOKING）”、“系好安全带(FASTEN SEAT BELT)”、“返回座位(RETURN TO SEAT)”和旅客呼叫乘务员指示灯，以及“厕所有人(TOILET OCCUPIED)”、“厕所无人(TOILET VACANT)”。
4、“禁止吸烟”、“系好安全带”、“返回座位”的工作原理：（1）当起落架舱门打开时，控制电路使三种告示牌均点亮；（2）当座舱高度达到10000英尺时，座舱高度电门通过控制电路使三种告示牌均点亮；（3）当座舱高度达到14000英尺时。
另外，当襟翼指示控制系统探测到襟翼“不在收上”位时，也给“系好安全带”告示牌控制电路发送信号。
“厕所有人”、“厕所无人”指示灯由厕所门锁栓作动的微动电门控制。
5、起落架轮舱照明也可在驾驶舱的前顶板上进行控制。
6、对机外灯光的共同要求是：（1）足够的发光强度和高的发光效率；（2）可靠的作用范围；（3）适当的色度。
航行灯与防撞灯和频闪灯相互结合，用于显示飞机的轮廓、辨识飞机位置和运动方向。
航行灯一般两翼尖和飞机尾部各有一个航行灯，分别为左红、右绿、尾白（三色坐标系）。
防撞灯和频闪灯的主要区别是颜色和安装位置上。
前者为红色，安装在机身的上部和下部；后者为白色，安装在机翼的翼尖前缘和机尾等处。
现代飞机的闪光灯多采用气体脉冲放电式。
7、目前一般着路灯都采用新型光源，其发光强度为数十万烛光（坎德拉），要求短时使用。
涡轮喷气发动机的主要组成部分及其各部分的作用
涡轮喷气发动机的主要组成部分及其各部分的作用
涡轮喷气发动机是一种内燃机，由多个组件组成，其中最重要的部分是涡轮、燃烧室、喷射口和压缩机组成。
以下是涡轮喷气发动机的主要组成部分及其各部分的作用：
涡轮：涡轮是涡轮喷气发动机中最重要的部分，主要用来将燃烧产生的热量转化为机械能量，从而驱动飞机前进。
燃烧室：燃烧室负责将航空燃料和空气混合，形成可燃气体，再把气体燃烧，释放出大量的热量，为涡轮提供动力源。
喷射口：喷射口的作用是调整涡轮发动机的转速，并且可以降低排气的噪声。
压缩机：压缩机主要用于将起动器的气体压缩，然后把压缩的气体送到燃烧室。
以上就是涡轮喷气发动机的主要组成部分及其各部分的作用。
涡轮喷气发动机在当今航空航天领域是重要的发动机，它能够提供飞机平稳、安全的飞行，为人类探索宇宙提供了极大的帮助。
- 1 -。
涡轮喷气发动机的工作原理
涡轮喷气发动机的工作原理涡轮喷气发动机（Turbofan）工作原理：1、涡轮喷气发动机由一个压缩机和两个涡轮组成，压缩机用于将引气进行压缩，涡轮则分别负责把压缩后的空气和燃料混合后燃烧，并将热量转化成动胡。
2、进气口涡轮的叶片将空气从压缩机中导入，称为“冷空气”。
在叶片的内侧，有一个称为“燃烧室”的空间，其中混合了空气与燃料，然后点燃后进行燃烧，形成“燃烧气体”。
3、有一种技术称为“绕流技术”，它可以把冷空气中的一部分通过外部灵活风叶把引擎外壁流向推力叶片，而另一部分空气被送入燃烧室中。
使得一部分空气先进入推力体，再经过燃烧室燃烧，将两部分空气的能量结合起来，产生更大的动力。
4、推力叶片将排出的热空气推向后方。
推力壁的第二部分流向尾部的排气口，形成一个流场，从而能够将飞机向前推进。
5、排气口周围有叶片，这些叶片把热空气折射一定角度，形成一个轴流发动机，其特点是动力比特超大。
6、另外，还有一部分叶片被称为“转子”，它可以使空气推力环流，从而形成真空室，起到节流的作用，把动能变为动力来推动飞机的前进。
涡轮喷气发动机的结构：1、压缩机：它由金属叶片组成，它能够将大量的空气压缩，并把空气导进燃烧室。
2、燃烧室：燃烧室内部将空气与燃料混合，并进行燃烧。
3、推力叶片：它负责将热空气推力向後方，把动能变为动力来推进飞机。
4、转子：它负责把空气涡流节流，以形成真空室，并从而提供推力。
5、尾部排气口：它将热空气推向后方，形成一个流场，来实现飞机的前进。
涡轮喷气发动机的优点：1、燃料经济性高：涡轮喷气发动机经额外的空气绕流技术，可以使发动机的动力更大，提高飞机的燃料经济性。
2、更安静、更省油：与其他类型的发动机相比，涡轮喷气发动机排放的噪音更小，且耗油更低。
3、操作简单：发动机的抗失效性更强，可以更方便的进行操作，使用成本更低。
4、更高效：发动机的效率更高，能耗更低，可以大大降低重量，提高飞行效率。
5、更安全：涡轮喷气发动机有更强的可靠性，能够有效避免事故发生。
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涡轮发动机飞机结构与系统
第一章：飞机结构
1.分布载荷实例：空气动力对机翼的载荷，作用在机体表面的气动载荷
2.动载荷实例；飞机着陆时起落架受到的地面撞击力.
3.过载;沿纵轴过载n x
沿立轴过载n y：对飞机结构影响较大的过载是n y
沿横轴过载n z
飞行过载n y：作用在飞机上的升力L和飞机重量W之比
n y=L/W
部件过载：根据作用在飞机重心处升力L和飞行重量W之比得出过载n Y值
n x=p x/p o；n y=p y/p o;n z=p z/p o
n X，n y，n z——-—--起落架的水平垂直侧向载荷系数
P x，p y，p z---—-—起落架承受的水平，垂直和侧向载荷
P o——-—-——起落架的停机载荷
4.飞机结构的承载能力表现在对飞机的使用限制和飞机结构余量两个方面
5.（1）飞行包线是以飞机在飞行中的使用限制条件。
可将飞行中可能出现的空速和过载系数的各情况用速度-----过载飞行包线表示出来。
(2)飞行包线是以飞行速度，高度和过载等作为界限的封闭几何图形，用以表示飞机的飞行范围和飞行限制条件。
6.飞机结构承载余量----—-—安全系数和剩余强度数值
7.设计载荷与使用载荷之比叫安全系数f
F=p设计/p使用(安全系数采用1.5）
8.剩余强度系数应该略微大于1
1。
1.2飞机结构适航性要求和结构分类
1.飞机结构的适航性要求：(1）结构的强度，（2)结构的刚度（3）结构的稳定性
（4）结构的稳定性
2.载荷作用下的5种基本变形:a.拉伸变形b。
压缩变形c。
剪切变形d.扭转变形e。
弯曲变形
3.飞机结构基本元件1。
杆件2。
梁元件3。
板件
4.飞机结构件：1。
杆系结构2。
平面薄壁结构3.空间薄壁结构
飞机结构疲劳设计
1.安全寿命设计：是建立在无裂纹的基础上，当结构在疲劳载荷作用下出现客观的可检裂纹时,就到了结构的安全寿命终点了
2。
安全寿命设计有如下几点不足之处：1。
不能确保飞机结构的使用安全2。
不能充分发挥飞机结构的使用价值3。
导致飞机结构重量的增加4.不能制定对飞机进行科学而经济的维修方案
3。
破损安全：是指部件中的一个构件发生破坏之后其他残存结构件仍能继续承担CARR—25部关于破损安全评定中所规定的各种状态下的载荷，以防止飞机的破坏。
或造成飞机刚度的降低过多而影响飞机的正常使用
损伤容限的定义:结构在规定的维修使用周期内,抵抗由于缺陷,裂纹或其他损伤造成的破坏的能力。
有关损伤容限的专业名词:1。
损伤容限2。
裂纹扩展寿命3.剩余强度4。
损伤容限载荷
铆接形式的连接方式：常见的铆接方式有对接，搭接和角接
胶接连接方式:胶接与其他连接方式联合使用形式:胶——-—铆连接方式，胶---—螺连接方式，胶---—焊连接方式
胶接连接技术发优缺点：
优点1.提高连接件的承载能力2.减轻结构重量并提高结构的疲劳强度3。
表面平整光滑，气密性好。
缺点:主要是胶接结构件的抗剥离程度低，工作温度低，制作工艺复杂，胶接结构件的质量要受到加工过程中各种因素(比如：加热温度，加压的压力等）的影响,不容易得到保证。
飞机机体站位编号有几种？1.机身站位2。
机翼站位3。
水线4。
纵剖线
飞机校装检查技术资料主要来源于：1.飞机的型号合格证数据单2。
飞机的维护手册
飞机校装检查的项目包括：1。
机翼上反角,安装角校装检查 2.水平尾翼上反角，安装角检查3。
发动机校准4。
垂直尾翼度检查5。
飞机外形对称性检查
飞机结构
1。
机翼上的功用：主要作用是产生升力，并使飞机获得横向稳定性和操作性，还可用于安装起落架,发动机和贮存燃油管等。
2.机翼结构组成：机翼结构是由翼梁,纵墙，桁条（纵向构件)翼肋和蒙皮（横向构件）等典型构件组成。
翼梁：主要功用：承受机翼的弯矩和剪力
翼梁主要有桁架式，腹板式和整体式三种
桁条:主要功用：支持蒙皮，防止它在承受局部空气动力时产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把空气动力传给翼肋，提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性,使它能更好地承受机翼的扭转和弯矩，与蒙皮一起承受有弯矩引起的轴向力。
蒙皮:作用：蒙皮具有形成机翼外形，承受局部空气动力和参与总体受力。
整体蒙皮是一种有效的重量轻，强度高的结构
整体壁板有如下有点:在结构上便于按等强度分布材料，结构的总体和局部刚度好，由于减少了链接铆钉的数量且蒙皮不易失稳，因此可减少装配工作量,同时也减少了应力集中和钉孔对壁板截面积的削弱还减轻了连接件本身的重量便于密封，减少了密封材料的用量为整体油箱设计提供了很有利的条件。
缺点：在装配时，可能会产生残余压力，易引起应力腐蚀，并对裂纹扩展比较敏感。
梁氏机翼结构特点是有一根或者数根很强的翼梁,蒙皮很薄，长桁的数量少而且较弱。
梁氏机翼与单块式机翼的优缺点以及承力特点：
1.梁式机翼的承力特点是机翼总体弯矩主要由翼梁来承担。
蒙皮参加承受扭矩。
桁条的作用是与蒙皮一起承受局部气动载荷并提高蒙皮抗剪稳定性，使之能更好地承受扭矩。
2.优点:机翼上便于开口，机翼与机身链接简单
3.缺点:机翼上不便于开口,机翼和机身连接比较复杂
封内密封是指在构件的贴合画面见用密封材料填满所有缝隙，实现密封
缝外密封是指在有油压侧沿零构件的四周和结构间隙等覆盖密封胶，实现结构密封。