涡喷发动机---我也设计一个脉冲发动机
脉冲喷气式发动机原理
脉冲喷气式发动机原理脉冲喷气式发动机是一种利用脉冲效应产生推力的发动机，其工作原理与传统的喷气式发动机有所不同。
它通过周期性的喷气和停止喷气来产生推力，从而实现动力驱动。
脉冲喷气式发动机的工作原理可以分为四个步骤：吸入、燃烧、喷射和排气。
在吸入阶段，发动机通过进气道将空气吸入燃烧室。
与传统的喷气式发动机不同的是，脉冲喷气式发动机采用了特殊的进气系统，能够在燃烧室内形成类似气体波动的脉冲效应。
然后，在燃烧阶段，燃料与空气混合并点燃。
燃烧产生的高温高压气体会迅速膨胀，形成高能脉冲。
接下来，在喷射阶段，喷气门打开，使得高能脉冲气体通过喷嘴喷射出来。
由于喷气嘴的突然开启，高能脉冲气体在喷射过程中产生了一种类似爆炸的效果，从而产生了巨大的推力。
在排气阶段，喷射结束后，喷气门关闭，发动机进入停止喷气的状态。
此时，燃烧室内的残余气体通过排气口排出。
脉冲喷气式发动机的原理基于脉冲效应，即通过周期性的喷气和停止喷气来产生推力。
在喷射阶段，喷气嘴的突然开启会产生一个高能的脉冲气体流，这种脉冲气体流的特点是气体流速和密度都非常高，从而产生了巨大的推力。
与传统的喷气式发动机相比，脉冲喷气式发动机具有一些独特的优势。
首先，脉冲喷气式发动机的推力输出更为稳定，因为它是通过周期性的喷气来产生推力，而不是持续不断地喷气。
其次，脉冲喷气式发动机的结构相对简单，不需要复杂的涡轮机构，因此更加轻巧和易于制造。
此外，脉冲喷气式发动机还具有较高的燃烧效率和较低的燃料消耗。
脉冲喷气式发动机在航空航天领域具有广泛的应用前景。
由于其结构简单轻巧，可以大大减轻载荷重量，因此在航天器的推进系统中有着重要的地位。
同时，在无人飞行器和微型飞行器中，脉冲喷气式发动机也被广泛应用，以提供高效稳定的动力支持。
脉冲喷气式发动机是一种利用脉冲效应产生推力的发动机。
通过周期性的喷气和停止喷气来产生高能脉冲气体流，从而产生巨大的推力。
脉冲喷气式发动机具有结构简单、推力输出稳定、燃烧效率高等优势，在航空航天领域有着广泛的应用前景。
脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析
收稿日期：2022-11-07作者简介：彭辰旭（2000），男，硕士。
引用格式：彭辰旭，卢杰，郑龙席，等.脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析[J].航空发动机，2023，49（2）：37-44.PENG Chenxu ，LU Jie ，ZHENG Longxi ，et al.Performance analysis of separate-flow turbofan engine with pulse detonation bypass duct afterburner [J].Aeroengine ，2023，49（2）：37-44.脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析彭辰旭，卢杰，郑龙席，郭欢，张佳博（西北工业大学动力与能源学院，西安710072）摘要：为了研究外涵带脉冲爆震燃烧室分排涡扇发动机的性能，基于部件法建立了外涵装有脉冲爆震燃烧室（PDC ）的分排涡扇发动机性能模型，分析了PDC 工作参数、外涵循环参数和飞行工况对整机性能的影响。
结果表明：PDC 频率提高，PDC 增压比和加力温度提高，发动机单位推力增大，耗油率升高；PDC 当量比增大，PDC 增压比和加力温度先提高后降低，发动机单位推力先增大后减小，耗油率一直升高；脉冲爆震外涵加力由于只利用外涵部分气流组织燃烧，耗油率远低于传统加力的，当PDC 频率超过41Hz 时，脉冲爆震外涵加力发动机的单位推力大于传统加力涡扇发动机的；涵道比增大，参与爆震燃烧气流增多，发动机单位推力增大，耗油率升高。
风扇压比提高，发动机单位推力先增大后减小，耗油率一直降低；在飞行高度一定时，飞行马赫数提高，发动机单位推力减小，耗油率升高；在飞行马赫数一定时，飞行高度增加，发动机单位推力先增大后略微减小，耗油率先降低后略微升高；在不同飞行工况下，脉冲爆震外涵加力发动机的耗油率远低于传统加力涡扇发动机的。
关键词：脉冲爆震燃烧室；分排涡扇；外涵加力；整机性能；航空发动机中图分类号：V231.2文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.02.005Performance Analysis of Separate-flow Turbofan Engine with Pulse Detonation Bypass Duct AfterburnerPENG Chen-xu ，LU Jie ，ZHENG Long-xi ，GUO Huan ，ZHANG Jia-bo（School of Power and Energy ，Northwestern Polytechnical University ，Xi ’an 710072，China ）Abstract ：In order to investigate the performance of a separate flow turbofan engine with Pulse Detonation Combustor （PDC ）in the by⁃pass duct ，the performance model was established based on performances from components.The effects of PDC operating parameters ，by⁃pass cycle parameters ，and flight conditions on the performance of the overall engine were analyzed.The results show that with the increase of PDC operating frequency ，the pressure ratio and burner temperature of the PDC ，the specific thrust and specific fuel consumption of theengine increase.With the increase of equivalence ratio ，the pressure ratio and burner temperature of PDC increase first and then decrease ，the specific thrust increases first and then decreases ，and the specific fuel consumption increases continuously.Because only part of the by⁃pass air participates in detonation combustion ，the specific fuel consumption of the turbofan engine with pulse detonation bypass duct after⁃burner is lower than that of the conventional afterburner turbofan engine.When the PDC operating frequency is greater than 41Hz ，the spe⁃cific thrust of the turbofan engine with pulse detonation bypass duct afterburner is greater than that of the conventional afterburner turbofan engine.With the increase of bypass ratio ，the PDC gas flow increases ，and the specific thrust and specific fuel consumption increase.With the increase of the fan pressure ratio ，the specific thrust first increases and then decreases ，and the specific fuel consumption decreases continuously.At a certain flight altitude ，with the increase of flight Mach number ，the specific thrust decreases ，and the specific fuel con⁃sumption increases.At a certain flight Mach number ，with the increase of flight altitude ，the specific thrust increases first and then de⁃creases slightly ，and the specific fuel consumption decreases first and then increases slightly.Under different flight conditions ，the specif⁃ic fuel consumption of the turbofan engine with pulse detonation bypass duct afterburner is lower than that of the conventional afterburner turbofan engine.Key words ：pulse detonation combustor ；separate-flow turbofan ；bypass duct afterburner ；overall engine performance ；aeroengine第49卷第2期2023年4月Vol.49No.2Apr.2023航空发动机Aeroengine航空发动机第49卷0引言加力燃烧室在军机的发展中占有重要地位，常规加力燃烧以牺牲燃油经济性为代价，大幅增大发动机的单位迎面推力和推重比，全面改善飞机的机动性[1]，但是其耗油率极高，加力时间受到限制。
读书随笔：我是怎么设计航空发动机的（下）
读书随笔：我是怎么设计航空发动机的（下）在布里斯托尔公司，胡克主导了Proteus涡桨发动机的研制。
所谓涡桨，就是涡轮驱动压气机，然后再驱动螺旋桨。
布里斯托尔公司较之劳斯莱斯公司的管理差了很多，胡克几乎是把劳斯莱斯的整个研发机制都照搬过来，重新打造起了这家公司的发动机研发体系。
他在布里斯托尔的管理，不仅很快发掘出了一直默默无闻在基层干活的杰出人才，甚至于还把劳斯莱斯公司的人员也吸引了过来。
这也充分说明了之前敝号多次强调的一个观点——任何地方，任何时候，都不缺人才，缺的是识人用人、让人才涌现的机制。
缺人才这种观点，应该是避而不谈机制问题的借口。
1953年，胡克团队研制出了Proteus Ⅲ涡桨发动机，实现螺旋桨和直喷两个动力合成，推力可达4200磅。
发动机装配在布里斯托尔公司自行研制的Britannia飞机上。
飞机在试飞的时候，居然遭受了空前的失败，发动机着火并损毁了。
这就是涡轮和螺旋桨组合的复杂性所导致的问题——涡轮的高速运转要通过一系列减速齿轮组合传导到螺旋桨，过程越长，发生问题的概率就会越大，一个齿轮出现问题，就会导致整个系统故障，这就是为什么胡克和惠特尔都力挺要做喷气式发动机的根本原因。
这样大的失败是胡克之前都没有经历过的，谁知劳斯莱斯公司的海夫斯主动打电话来，问胡克是否需要技术援助。
胡克很快就在劳斯莱斯的协助之下，对发动机进行了优化改进，才让Britannia飞机走向市场。
以色列航空公司第一个采购了Britannia飞机，并且实现了从纽约到特拉维夫的远程飞行。
接着又是Olympus发动机的研制。
这款发动机是典型的轴流直喷发动机，是有史以来最大功率的发动机，目标是要达到9750磅的推力。
胡克希望通过这款发动机的研制，让布里斯托尔公司达到劳斯莱斯公司的水平。
在发动机试验那天，胡克亲自掌控油门，以破坏性的方式，瞬间把油门打到最大，然后关到慢车，再瞬间打到最大的方式试验，Olympus顺利地达到了10000磅的推力。
弹用涡喷发动机启动加速过程试验
弹用涡喷发动机启动加速过程试验摘要：本文讨论了一种新的涡喷发动机启动加速过程试验的方法。
该方法主要将涡喷燃烧室前后的流体动力学优先考虑，以便准确计算出涡喷发动机启动阶段的加速性能。
本文将此方法应用于涡喷发动机启动加速过程的模拟，并针对试验数据进行了分析与数值模拟对比验证。
关键词：涡喷发动机；启动加速过程；模拟；流体动力学正文：涡喷发动机启动加速过程是在最短时间内将发动机从零转速启动到最大输出扭矩，并保持稳定状态下的过程。
传统的方法主要依靠发动机运行数据来模拟启动加速过程，但这种方法受环境影响较大，不够准确。
为了改善这一点，本文提出了一种新的涡喷发动机启动加速过程试验方法，将涡喷燃烧室前后的流体动力学优先考虑，改进传统的发动机运行数据法，从而准确计算涡喷发动机启动阶段的加速性能。
此方法于实验室中进行了应用，得到了良好的验证和结果，表明可以准确测量涡喷发动机启动加速过程的加速性能，以便更准确地模拟和优化发动机的性能。
应用这种新方法，首先是建立发动机运行数据库，它包含了发动机在不同工况下的运行参数。
接下来是根据流体动力学原理，使用计算机（CFD）技术模拟发动机的启动加速过程，以确定发动机的加速性能。
在此基础上，利用这种新的涡喷发动机启动加速过程试验方法，采取燃烧室前后的流体动力学，计算涡喷发动机启动阶段的加速性能。
以及模拟出设定的参数等。
最后，将得到的性能参数，进行传感器测量，并与实验室中的涡喷发动机启动加速过程试验数据进行对比，进一步验证该新方法。
此外，本文还根据试验数据进行了分析，并将得到的结果与数值模拟相对比，以检验所提出方法的可靠性。
最终，证明利用该新方法可以更准确地模拟和优化发动机的性能。
此外，使用此新方法可以对涡喷发动机启动加速过程的加速性能进行更精细的研究。
更具体地说，可以利用计算机（CFD）技术，模拟出在发动机启动加速过程中产生的流体流动模式，从而更为准确地分析发动机的性能特性。
另外，可以用此新方法提出有效的优化策略，来提高发动机的加速性能。
涡喷发动机
飞行原理（HowAndWhy）升力原理：飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力。
而升力的来源是飞行中空气对机翼的作用。
在下面这幅图里，有一个机翼的剖面示意图。
机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快(V1=S1/T> V2=S2/T1)。
根据帕奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。
”，因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。
F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。
从机翼的原理，我们也就可以理解螺旋桨的工作原理。
螺旋桨就好像一个竖放的机翼，凸起面向前，平滑面向后。
旋转时压力的合力向前，推动螺旋桨向前，从而带动飞机向前。
当然螺旋桨并不是简单的凸起平滑，而有着复杂的曲面结构。
老式螺旋桨是固定的外形，而后期设计则采用了可以改变的相对角度等设计，改善螺旋桨性能。
飞行需要动力，使飞机前进，更重要的是使飞机获得升力。
早期飞机通常使用活塞发动机作为动力，又以四冲程活塞发动机为主。
这类发动机的原理如图，主要为吸入空气，与燃油混合后点燃膨胀，驱动活塞往复运动，再转化为驱动轴的旋转输出：单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。
下图为典型的星型活塞发动机。
现代高速飞机多数使用喷气式发动机，原理是将空气吸入，与燃油混合，点火，爆炸膨胀后的空气向后喷出，其反作用力则推动飞机向前。
下图的发动机剖面图里，一个个压气风扇从进气口中吸入空气，并且一级一级的压缩空气，使空气更好的参与燃烧。
风扇后面橙红色的空腔是燃烧室，空气和油料的混和气体在这里被点燃，燃烧膨胀向后喷出，推动最后两个风扇旋转，最后排出发动机外。
而最后两个风扇和前面的压气风扇安装在同一条中轴上，因此会带动压气风扇继续吸入空气，从而完成了一个工作循环涡轮喷气发动机这类发动机的原理基本与上面提到的喷气原理相同，具有加速快、设计简便等优点。
2020智慧树知到《航空概论》章节测试[完整答案]
![2020智慧树知到《航空概论》章节测试[完整答案]](https://img.taocdn.com/s3/m/2f32eea9b90d6c85ec3ac6b9.png)
2020智慧树知到《航空概论》章节测试[完整答案]智慧树知到《航空概论》章节测试答案第一章单元测试1、一般认为，现代航空开始于( )A:1909年9月21日B:1783年11月21日C:1903年12月17日D:1852年9月24日答案: 【1903年12月17日】2、航空按其使用方向可以分为( )A:民用航空B:通用航空C:军用航空D:航空制造答案: 【民用航空;军用航空】3、世界上第一种民航喷气式民航客机是( )A:彗星号B:B707C:快帆号D:DC-8答案: 【彗星号】4、当前我国具有代表性的民用飞机型号有( )A:C919B:运-10C:ARJ-21D:AG600答案: 【C919;ARJ-21;AG600】5、未来无人机的应用领域可能有( )A:精准农业B:建筑业C:航拍D:测绘答案: 【精准农业;建筑业;航拍;测绘】第二章单元测试1、只要空气与物体之间的相对速度相同，所产生的空气动力也就相同。
A:对B:错答案: 【对】2、气流在收缩管道中流动时，质量流量( )A:不一定B:不变C:增大D:减小答案: 【不变】3、升力大小与相对运动速度关系不大。
A:对B:错答案: 【错】4、副翼的作用( )A:操纵飞机的滚转B:增加机翼的升力C:减缓机翼上表面气流分离D:缩短着陆距离答案: 【操纵飞机的滚转】5、飞行员向后拉驾驶杆，升降舵向下偏转，在水平尾翼上产生向上的附加升力。
A:对B:错答案: 【错】第三章单元测试1、硬壳式机身的主要缺点是( )A:蒙皮易下陷B:蒙皮易鼓胀C:蒙皮太重D:蒙皮不参与受力答案: 【蒙皮太重】2、前三点式起落架飞机的重心在( )A:前轮前方B:前轮侧方C:两主轮后方D:两主轮前方答案: 【两主轮前方】3、座舱环境的主要参数包括( )A:PM2.5B:温度C:湿度D:压力答案: 【温度;湿度;压力】4、飞机燃油系统可以调整飞机重心。
A:错B:对答案: 【对】5、根据防冰所采用能量形式的不同，可分成( ) A:机械除冰B:电热防冰C:热空气防冰D:液体防冰答案: 【机械除冰;电热防冰;热空气防冰;液体防冰】第四章单元测试1、下面属于飞机的外部通信系统的是( )。
涡喷——精选推荐
涡喷-5涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。
涡喷-5是一种离心式､单转子､带加力式航空发动机，属于第一代喷气发动机。
首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产。
截至1985年涡喷-5系列发动机停产，沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台，主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。
涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。
涡喷-5发动机净重989公斤，最大推力状态26千牛（2650公斤），加力状态推力37千牛（3800公斤）涡喷-5系列主要有以下改型：涡喷-5甲沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。
1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。
涡喷-5乙西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。
涡喷-5丙西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。
涡喷-5丁西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。
涡喷-6涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制Pд-9Б喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。
涡喷-6于1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。
1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器（北航高歌发明）成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了Pд-9Б所固有的振荡燃烧现象。
涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机，总产量高达29316台，主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。
最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷 6 甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能：直径0.6686 米长度 2.91 米净重708.1 公斤空气流量43.3 公斤/ 秒转速11150 转/ 分增压比7.14涡轮前温度870 摄氏度耗油率 1.63 公斤/ 公斤/ 小时推力3187 公斤推重比 4.59ＷＰ－６为我国首型超音速航空发动机。
教你如何制作小型涡轮喷气发动机!
涡轮喷气发动机制作图注意事项：个人自制涡喷是一项能力挑战，不建议无机械基础及未成年人尝试！！另外在此申明：本资料如用于商业产品开发，请自行解决相关版权。
谢谢合作！！！另外，制作中一定要有安全意识，！！！切记与高速运转物体，与火打交道，安全第一！安全守则：涡喷的制作不同于其他模型，由于涡喷在高温与高速条件下工作如果你不想被当成烤鸭请注意下面的事项！！1.别被火喷成烤鸭，玩火要有科学知识指导。
2.涡轮一定要作动平衡才能用。
3.无论如何不要在共公场合试发动机，很多人围观不是好事。
4.涡轮转速高达70000转每分以上，没机械基础不要去试！！5.发动机试运与工作中，永远不要站在涡轮的两侧正对位，以免涡轮发生事故时，钢片高速飞出，象子弹一样，危及生命！！特别提醒!做涡喷一定要有机加工与材料常识，了解金属，火灾,爆炸原理，等安全知识，安全第一。
涡喷自制问题解答：1:.发动机如何自己设计？到哪里找材料，价钱如何？模型用的发动机不是大的发动机的按比列缩小，任何试图这样做都很可能是失败。
值得推荐的是英国人-Kurt Schreckling设计的FD3-64航模涡喷发动机的设计，开创了小型发动机设计先河，用一个简单方法制作的放射式压气机，环型燃烧室，一个用简单方法制做出来的涡轮，达到了良好的效果。
他的理念已被最新改进的各种新的设计所证实，并且都是以他的设计为基础进行的提炼。
数字显示，许多爱好者根据他的著作理论，成功地将发动机用在了航模上。
涡轮喷气发动机材料为不锈钢为主，材料成本很低，如果从材料本身的价值来说，以广州为例，也就100元上下，但由于个人爱好者，有些可能无机床，氩弧焊的话，到外面加工的人力成本会贵过材料费。
但也无妨。
再就是如果有认识不锈钢加工厂的话，找到边角料足矣做一台涡轮,如果你想省事些，可以用涡轮增压器上的压气轮来代替木头的压气轮。
2.涡轮容易加工吗,没专业设备如何做动平衡？涡轮是由型号为301,2.5mm不锈板剪口弯成，用一个小电钻配小砂轮可以打磨出翼型即可，关键的动平衡测试，记住这一点很重要！！否则会导致发动机解体！！是用我们的大拇指与食指来感觉振动。
微型涡喷发动机结构设计研究与制作
毕业设计(论文) `题目微型涡喷发动机结构设计研究与制作院系动力工程系专业班级热能与动力工程0801班学生姓名指导教师王庆五二0一二年六月微型涡喷发动机结构设计研究与制作摘要微型涡喷发动机具有高能量密度和高推重比的优势，是满足先进低成本空中武器系统推动力需求的先进动力装置。
开展微型涡轮发动机技术研究，对加速推进微型涡轮发动机的应用进程具有重要意义。
本文探讨了一种正在研制的推力为100N，转速为105r／min的微型涡喷发动机的结构设计特点。
首先介绍了微型涡轮发动机的总体构造特点；其次，对这台发动机独有的结构特点进行了分析，如冷却润滑结构、电机布置、转子系统、结构稳定、燃烧室；这些设计经验对于发展高推重比微型涡喷发动机具有参考价值。
并介绍了某微型涡喷发动机的零部件制作过程以及工作原理，包括空气压缩机、扩压器、燃烧室、涡轮等。
SolidWorks软件是世界上第一个基于Windows开发的三维CAD系统，功能强大，易学易用,是领先的、主流的三维CAD解决方案。
能给制作加工带来很大的方便。
关键词：微型涡喷发动机；结构设计研究；制作过程；solidworksMICRO TURBOJET ENGINE STRUCTURE DESIGNRESEARCH AND PRODUCTIONAbstractMicro turbojet engine,with its merits in high power density and thrust-weight ratio,can be used as propul on system and satisfy the ruquirements of advanced micro vehicles at low payment. Development of micro turbine engine technique can contribute to the using process of micro turbine engine.The presented work is referred to the structural of a high power density micro-turbojet engine with a thrust of 100N and a rational speed 105r/min.First,the general overall tectonic characteristics of a micro engine are mentioned;Second,the particular structural design characteristics of this micro-turbojet engine are an-alyzed,such as cooling and lubricating structure,motor arrangement,rotor system,structural stability,combustion chamber .The experiences in the design processes are valuable for the developing of a hing/weight ratio micro-turbojet engine.And intuoducted a micro-turbojet engine parts production process as well as works,including air compressor, diffuser,combustor,turbine,etc.Solidworks software is the world’s first Windows-based development of three-dimensional CAD system.it is powerful and easy to use.It is a leading,mainstream 3D CAD solutions,It can give the production process a lot of convience.Keywords:micro-turbojet engine,structural design research,production process,solidworks目录摘要 (I)Abstract (II)第一章绪论 (1)1.1 选题背景及意义 (1)1.2 国内外研究进展 (3)1.2.1微型发动机的研究现状 (3)1.2.2 部件设计技术的研究现状 (4)1.3 本文主要研究内容 (5)第二章微型涡喷发动机结构设计研究 (6)2.1 总体构造特点 (6)2.2 冷却润滑结构特点 (6)2.2.1 冷却润滑系统 (7)2.2.2 中心冷却系统 (7)2.2.3 外围冷却系统 (8)2.3 电机布置 (8)2.4 转子系统 (8)2.5 结构稳定性 (9)2.6 燃烧室 (10)2.7 小结 (10)第三章涡喷发动机零件设计原理及加工 (11)3.1 进气口 (11)3.2 压气机 (11)3.2.1 压气机制作及基本结构 (11)3.2.2 压气机的工作原理 (12)3.3 扩压器 (13)3.4 轴及轴套 (13)3.5 燃烧室 (14)3.5.1 燃烧室的制作过程 (14)3.5.2 对燃烧室的基本要求 (15)3.6 燃烧器 (15)3.7 涡轮 (15)3.7.1 涡轮的制作过程 (16)3.7.2 涡轮工作原理 (16)3.8 外壳 (16)3.9 后盖 (17)3.10 尾喷管 (17)3.11 小结 (18)第四章SolidWorks在微型涡喷发动机制作中的应用 (19)4.1 solidworks简介 (19)4.2 solidworks 在制作过程中的应用 (19)4.2.1在机械工程图生产上的应用 (19)4.2.2 在钣金零件设计上的应用 (20)结论 (22)参考文献 (23)致谢 (25)第一章绪论1.1选题背景及意义微型涡轮发动机（MicroTurbine Engine，MTE）是推进动力/能源系统研究的新兴领域，具有尺寸小、重量轻、能量密度高、推重比大的优点。
脉冲爆震发动机原理
跑车动力源-Pulse Detonation Engine原理Pulse Detonation Engine（简称PDE）是一种目前最为先进的内
燃机，主要利用爆震波来提供动力。
在PDE内，每个燃烧室中的燃料
燃烧后会引起爆震波扩散，形成一系列的脉冲爆震。
这些脉冲爆震不
断作用于发动机凸轮轴上的偏心转子，推动偏心转子快速旋转，从而
产生输出功率。
PDE作为目前最为先进的内燃机之一，其原理备受关注。
PDE的运作原理非常简单。
发动机内的燃料在压缩后会直接点燃，在燃料点燃后会引发一个爆震波。
这个爆震波会在燃烧室中发生扩散，并对发动机内的偏心转子产生推力。
当爆震波达到燃烧室的开口时，
一部分气体会向外喷射，从而形成所谓的排气控制喷嘴，同时也起到
控制爆震波传播的作用。
PDE的运行过程包括：燃料与空气混合→燃烧室压力增加→点火点燃→爆震波扩散→偏心转子产生推力→喷气控制气体喷射→重复运行PDE相较于传统的内燃机有着很大的优势。
首先，PDE可以更高效
地将化学能转化为动力输出；其次，由于爆震波的传播速度非常快，PDE可以更快地完成一个燃烧周期；此外，由于PDE缺少排气系统，因此在原理上可以实现更简单、更紧凑的结构设计，有利于发动机的进
一步减重和减小安装空间。
目前PDE还在研究和开发阶段，不过随着技术的不断推进，其发
展前景一片光明。
PDE未来的发展潜力巨大，可以被广泛应用于飞行器、
巡航导弹和火箭发动机等领域，成为引领新一代动力发动机的重要组成部分。
涡轮脉冲增压内燃机
涡轮脉冲增压内燃机摘要：本文将涡轮脉冲增压内燃机实际循环进行理想化简化，得出其在理想状态下的p-v图与T-S图，再通过其理想状态图得出它的吸热和放热量，从而得出内燃机的效率。
由计算结果得，其效率比相同情况下没有增压过程的混合加热循环效率提高10%左右，使能量利用率提高。
此外，内燃机的效率会随着参量ε，ρ，λ的变化而变化，则必存在某一值使效率有最大值，能量利用率最高。
关键词：增压；脉冲；能量；吸热量；热效率；内燃机1.引言在内燃机中，其排气温度和压力表明排气具有很大的能量,利用内燃机排气的能量，通过涡轮机和压气机组合在一起的涡轮的增压装置就可以用来提高内燃机的进气压力，从而可以大幅度地提高内燃机的功率，改善工作过程，提高各方面的性能。
而利用内燃机的高温排气在涡轮机中继续膨胀做功，从而驱动压气机而使内燃机进气增压，提高内燃机工质的初始压力，这就构成了涡轮增压内燃机。
如图（1）所示。
图（1）涡轮增压内燃机1.1 涡轮增压内燃机的历史废气涡轮增压技术在柴油机上的应用约有六十年的历史。
1911年瑞士工程师波希(AIfred Buchi)首先提出了在活塞式向内燃机上采用废气涡轮增压器的原理。
1926年瑞士勃朗一波维利(N1BBC)公司设计并制成世界上第一台废气涡轮增压器，并和一台四冲程柴油机匹配．进行了增压试验。
但限于当时的技术水平，涡轮增压器的效率和压气机的压比都很低，采用两级离心式压气机其压比Ⅱ才达到1．30，而且涡轮增压器的体积庞大，无法将它作为一个附件安装在柴油机上，因而妨碍了它的推广和使用。
直到四十年代，特别是第二次世界大战后，生产和制造废气涡轮增压器的技术才逐步成熟起来。
1952年丹麦Bandw公司首先在二冲程柴油机上实现了纯废气涡轮增压，这就促使低速重柴油机单机功率迅速增长。
从五十年代中期至六十年代，商船特别是油轮不断向大型化、高速化方向发展，柴油机的增压度迅速提高，以适应柴油机功率增长的需要从而出现了直径为1 m 单缸功率达2940kW的超大缸径巨型船用柴油机[]11.2脉冲涡轮增压内燃机的应用范围脉冲增压系统在排气管中造成尽量大的压力波动，进入涡轮机排气压力互不干扰，以尽量改善排气能量的利用，有利于柴油机工作过程的组织。
脉冲喷气发动机原理
脉冲喷气发动机原理脉冲喷气发动机是一种新型的喷气发动机设计，利用了脉冲喷气技术来提供推力。
它与传统的连续喷气发动机有着明显的区别。
脉冲喷气发动机的工作原理是基于脉冲喷气的推力产生。
它包括两个主要部分：压缩机和喷气装置。
首先，空气通过压缩机进入发动机。
压缩机压缩空气并将其喷入燃烧室。
在燃烧室内，燃料被喷入并与压缩的空气混合。
混合物随后被点燃，产生高温、高压的气体。
然后，喷气装置开始工作。
在脉冲喷气发动机中，喷气装置被设计成周期性工作，而不是连续喷气。
它由多个喷气口组成，这些喷气口按照一定的时间间隔开启和关闭。
当喷气口打开时，高温、高压的气体通过喷气装置喷出。
由于喷气口突然打开，气体在突然释放的过程中形成了一股冲击波。
这个冲击波产生了巨大的推力，推动发动机产生动力。
当喷气口关闭时，燃烧室里积累的高压气体被封闭在内部。
这个过程可以看作是“吸气”的过程，这样可以进一步提高压缩机的效率。
通过周期性地开启和关闭喷气口，脉冲喷气发动机可以提供更高的推力效率。
这种设计还可以减少气体动力系统中的耗散损失，提高整个系统的效率。
脉冲喷气发动机的优点是可以提供更高的推力，在相同重量和尺寸的前提下，推进能力更强。
此外，由于喷气装置的特殊设计，还可以降低发动机的噪音和振动。
尽管脉冲喷气发动机在理论上有许多优点，但它的实际应用还面临一些技术挑战。
例如，喷气装置的设计需要精确的控制喷气时间和喷气量。
此外，稳定性和可靠性也是设计中需要考虑的因素。
总之，脉冲喷气发动机利用脉冲喷气技术提供推力，具有更高的推力效率和较低的噪音振动。
虽然它的实际应用还需解决一些挑战，但其潜力在航空航天领域中仍是不可忽视的。
脉冲喷气发动机原理
脉冲喷气发动机原理脉冲喷气发动机是一种高效的航空发动机，它利用喷气推进原理，通过周期性的燃烧和喷射来产生推力。
其原理和结构复杂，但是却具有很高的推进效率和动力性能。
下面我们将详细介绍脉冲喷气发动机的原理。
首先，脉冲喷气发动机是一种内燃机，它的工作原理类似于常规的喷气发动机，但是在燃烧室内部有一个特殊的结构，可以产生周期性的喷气脉冲。
这种脉冲可以产生更高的推力，从而提高发动机的效率。
脉冲喷气发动机的工作原理是利用燃烧室内的燃烧气体产生的高压气体脉冲，通过喷嘴喷射出去，产生的反冲力推动喷气发动机向前运动。
这种原理可以产生更高的推力，同时也可以减少燃料的消耗，提高发动机的效率。
脉冲喷气发动机的结构包括燃烧室、喷嘴和推进装置。
燃烧室内部有一个特殊的结构，可以产生周期性的高压气体脉冲，这些脉冲通过喷嘴喷射出去，产生推力。
推进装置则可以将这种推力转化为飞行动力，推动飞机向前飞行。
脉冲喷气发动机的工作过程是周期性的，每个周期包括燃烧和喷射两个阶段。
在燃烧阶段，燃料在燃烧室内燃烧产生高压气体脉冲；在喷射阶段，这些高压气体脉冲通过喷嘴喷射出去，产生推力。
这种周期性的工作过程可以产生更高的推力，提高发动机的效率。
脉冲喷气发动机相比于常规的喷气发动机具有更高的推进效率和动力性能，但是由于其结构和工作原理复杂，制造成本较高，因此目前还没有大规模商业化生产。
但是随着航空技术的发展，脉冲喷气发动机有望成为未来航空发动机的发展方向。
总之，脉冲喷气发动机是一种高效的航空发动机，它利用周期性的燃烧和喷射产生推力，具有更高的推进效率和动力性能。
虽然目前尚未大规模商业化生产，但是随着航空技术的发展，它有望成为未来航空发动机的发展方向。
脉冲发动机原理
脉冲发动机原理脉冲发动机是一种先进的推进系统，它利用高速喷流产生的脉冲力来推动飞行器。
脉冲发动机原理的核心是利用燃烧产生的高温高压气体喷出，产生的冲击波将飞行器向前推进。
本文将从脉冲发动机的工作原理、优势和应用领域等方面进行介绍。
脉冲发动机的工作原理是基于牛顿第三定律，即每个作用力都有一个等大反作用力。
在脉冲发动机中，燃烧室内燃料燃烧产生高温高压气体，然后喷出，产生的冲击波推动了飞行器向前运动。
这种推进方式与传统的火箭发动机不同，传统的火箭发动机是通过喷射燃料和氧化剂产生的高速喷流推动飞行器，而脉冲发动机则是通过高温高压气体的喷出产生的冲击波推动飞行器。
脉冲发动机相比传统的火箭发动机有许多优势。
首先，脉冲发动机的推进效率更高，因为它利用了燃烧产生的高温高压气体，而不需要携带氧化剂，从而减轻了飞行器的重量。
其次，脉冲发动机的推进速度更快，因为喷出的高温高压气体产生的冲击波能够提供更大的推进力。
此外，脉冲发动机还具有更低的成本和更长的使用寿命，因为它不需要携带氧化剂，减少了燃料的消耗，同时由于喷口结构简单，维护成本也更低。
脉冲发动机在航空航天领域有着广泛的应用。
在航天器中，脉冲发动机可以用于轨道修正、姿态控制和推进系统。
在飞行器中，脉冲发动机可以用于提高飞行速度和高空飞行。
此外，脉冲发动机还可以用于推进深空探测器和行星着陆器，因为它的推进效率高，适用于长时间、长距离的飞行任务。
总的来说，脉冲发动机是一种先进的推进系统，它利用燃烧产生的高温高压气体喷出产生的冲击波来推动飞行器。
脉冲发动机具有推进效率高、推进速度快、成本低、使用寿命长等优势，广泛应用于航空航天领域。
随着科技的不断进步，相信脉冲发动机将会在未来的航空航天领域发挥更加重要的作用。
技能认证机场管制考试(习题卷26)
技能认证机场管制考试(习题卷26)第1部分：单项选择题，共78题，每题只有一个正确答案,多选或少选均不得分。
1.[单选题]二次监视雷达测距是靠测量（）之间的时间延迟。
A)地面站发射探测脉冲接收航空器反射的回波B)地面站发射询问编码接收航空器发射的回答C)航空器发射询问编码接收地面站发射的回答D)航空器发射探测脉冲接受地面站反射的回波答案:B解析:2.[单选题]在驾驶舱中的起落架信号板上，指示起落架收上锁好的信号是（）。
A)与起落架数目对应的红色灯亮B)与起落架数目对应的绿色灯亮C)所有红、绿信号灯都亮D)所有红、绿信号灯都灭答案:D解析:3.[单选题]形成雷暴的基本条件之一是（）。
A)地面有高压存在B)有足够冲击力C)有足够的凝结核D)有下沉气流存在答案:B解析:4.[单选题]飞机的四维位置信息是经度、纬度、高度与（）。
A)印记B)时序C)时间D)匹配答案:C解析:5.[单选题]对流层顶的特征是（）。
A)气温直减率＞1℃/100mB)对流层上部，厚度在1km左右，气温直减率≤0C)有较强烈的湍流，气流运行极不平稳D)在空中3km左右气温直减率＞0答案:B解析:6.[单选题]塔台管制单位向救援和消防部门告警时必需报告的情报是：D)航空器所载危险品的情况答案:B解析:7.[单选题]（）是指在炎热季节里由多个积雨云群组成的狭窄带有强风的强对流天气带。
A)冷锋B)龙卷C)飑线D)风切变答案:C解析:8.[单选题]在组织与实施飞行过程中，由（）负责协调民航各地区管理局管制部门之间，管制部门与航空公司之间以及军、民航管制部门之间的矛盾。
A)民航地区管理局调度室B)民航地区管理局区域管制室C)民航局空管局空管处D)民航局空管局总调度室答案:D解析:9.[单选题]在标准大气、20000m以下飞行时，外界温度随高度增加而（）。
A)先减小，后增加B)先减小，后不变C)一直减小D)先不变，后减小答案:B解析:10.[单选题]地球上发生天气变化最直接的原因是（）。
浅谈定压增压发动机和脉冲增压发动机
收藏收藏图中，3-a是内燃机的吸气行程，吸入的空气压力为Pb，a-c-z’-z-b是气缸内依次进行的压缩、燃烧与膨胀过程，然后是排气过程b-5。
由于排气涡轮增压器的存在，使得排气的背压即增压器前排气管总管内的压力为Pt，该压力对于定压增压系统而言是恒定的，显然Pb＞Pt，这样面积a-5-4-3-a为充量更换过程所获得的泵气正功。
面积2-3-a-0系压缩进入内燃机气缸内的空气所需的能量，面积i-g’-3-2则为压缩扫气空气所需的能量（ψs为扫气系数），故压气机消耗的能量为上述两部分之和，由面积i-g’-a-0表示。
排气涡轮的可用能量应为涡轮前压力Pt线与大气压线Po所围成的面积i-g-e-f,他由三部分组成：（1）面积i-g-4-2是扫气空气提供的能量；（2）面积2-4-5-1为活塞强制推出排气所做的功，系发动机给予；（3）面积1-5-e-f是真正取自燃气的能量。
燃气所具有的可用能为1-b-f，他是排气由排气门开启状态b等熵膨胀到大气压力f所做的最大功。
定压系统仅能从损失的能量5-b-e-5中回收一小部分热能，加热排气从而使定压系统中排气的温度从e点提高到e‘点，因此排气在涡轮中将沿着e’-f’线膨胀，涡轮可用能量面积将增加一项e-e‘-f’-f，因此5-b-e-5中大部分能量不可避免的损失了。
若采用高增压，使增压压力和涡轮前的压力提高，即提高排气总管内的压力，上述损失将会降低，能量的利用率就会有所提高。
定压涡轮的主要优点是：涡轮在定压下全周进气，效率较高；气流引起的激振较小，不易引起叶片断裂；排气系统简单，成本较低，易于布置和维护。
主要缺点是脉冲能量的利用率低，实验表明，当增压压力较小时，定压增压系统仅仅利用了排气能量的12%-15%,高增压时可达30%以上。
此外，定压增压的内燃机的低速转矩特性和加速性能较差。
(二)脉冲涡轮增压系统脉冲涡轮增压系统旨在提高在定压系统中损失能量（面积5-b-e）的利用率。
脉冲气流的原理和应用
脉冲气流的原理和应用1. 原理脉冲气流技术是一种利用高压气体进行涡轮流程控制的方法。
它通过控制气体的脉冲喷射，产生气力来完成物体的推动或控制。
脉冲气流技术可以分为两个主要的原理：气体脉冲推力原理和剪切作用原理。
1.1 气体脉冲推力原理脉冲气流技术的核心原理是利用气体在高压情况下释放能量产生推力。
当高压气体经过喷嘴被迅速释放时，由于惯性作用和速度差异，气体流动形成较强的气流脉冲，产生推力。
脉冲气流技术可以通过控制气流的喷射时间、喷射间隔和气流强度等参数来控制推力的大小和方向。
1.2 剪切作用原理脉冲气流技术的另一个原理是利用气流的剪切作用来完成物体的控制。
当气流以一定速度穿过物体表面时，会形成剪切力，该力可以用来控制物体的运动和形状。
通过调节气流的速度和方向，可以在物体表面产生均匀的剪切力，实现精确的控制。
2. 应用脉冲气流技术在许多领域都有广泛的应用。
下面列举了几个典型的应用场景：2.1 超声波清洗脉冲气流技术在超声波清洗领域起到了重要作用。
传统的超声波清洗往往需要使用化学溶剂来清洗物体表面的污垢，而脉冲气流技术可以通过气流的剪切作用，将污垢从物体表面剥离，并形成冲刷效果，从而实现更加有效的清洁效果。
2.2 复合材料成型脉冲气流技术在复合材料成型过程中也有广泛的应用。
复合材料一般由纤维增强树脂制成，而脉冲气流技术可以通过控制气流的剪切作用，使纤维更加紧密地结合在一起，从而提高复合材料的强度和韧性。
2.3 物体悬浮与传送脉冲气流技术还可以用于物体的悬浮与传送。
通过控制脉冲气流的喷射时间和方向，可以将物体悬浮在气流中，实现物体的无接触传送。
这种技术可以广泛应用于物料输送、电子元件组装等领域。
2.4 涡轮发动机脉冲气流技术在涡轮发动机中也有重要的应用。
通过控制气体的脉冲喷射，可以改变涡轮流的输送特性，提高发动机的效率和性能。
这种技术可以广泛应用于航空、航天等领域。
2.5 医学影像设备脉冲气流技术还可以用于医学影像设备中的呼吸补偿。
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我也设计一个脉冲发动机
受“北京青年”在
/cgi-bin/topic.cgi?forum=98&topic=205&show=0的启发，我觉得他的思路应该是可行的，不过尾管太长可能气流回冲。
其实为了给另外一个燃烧室形成负压，
尾管反而需要缩短。
脉冲发动机留了很长的尾管，就是为了用来完成吸气流程，在这个过程中能量损失很大。
我发现，既然用“两个脉冲发动机”互相激励，那么过长的尾管根本是不必要的。
所以我们完全可以缩短它，只留一小段，并在两个尾管结合处用一个隔板做导流用，使另外一个喷管形
成负压。
发动机分成4个冲程：
1，1号机燃烧；
2，1号机喷气，引起2号机吸入混合气体；
3，2号机燃烧；
4，2号机喷气，引起1号机吸入混合气体。
这个设计的优点是缩短了喷管，效率提升（但是发动机重量增加）。
需要注意的地方是：
1，两个发动机不是同轴的，所以推力不在中心线上，因此两个喷管尽可能接近，如果做成
矩形，长边靠在一起，效果会更好。
2，喷管中心的隔板上有空隙，我打算用于散热，如果温度不高也可以不用；
3，中心隔板的厚度和喷管面积的比例应该是非常重要的，直接影响到吸气是否充分，我想
这需要很多试验来验证获得最佳的数据。