《航空发动机》知识点总结
航空发动机学习整理资料
航空发动机一主要机件1.进气道：在工作上是发动机的主要机件之一，它在发动机的前面，其作用是把足够数量的外界空气以较小的流动损失顺利地导入压缩器。
2压缩器：来压缩进入发动机的空气提高空气的压力，供给燃烧室以大量高压空气的机件。
压缩器提高空气压力的目的是为燃气在发动机内部膨胀创造有利条件。
为座舱增压、涡轮散热和其它发动机的起动提供压缩空气。
3燃烧室：是燃料和空气混合并燃烧的机件。
从压缩器来的压缩空气在这里被加热，获得热能，具备了膨胀做功使发动机产生推力的必要条件。
4涡轮：是在燃气的作用下旋转做功的机件。
从燃烧室来的高温、高压燃气流过涡轮时，使工作叶轮高速旋转做功，带动压缩器和一些附件工作。
5发动机转子的支承、减荷与附件转动：6加力燃烧室：发动机工作时燃气从涡轮流出后，在加力燃烧室后部膨胀加速，然后以很高的速度从喷口喷出，使发动机产生推力。
7压缩器与涡轮的共同工作：稳定工作状态下，压缩器与涡轮的共同工作；过度工作状态下，压缩器与涡轮的共同工作。
8发动机在飞机上的固定：发动机安装在飞机的22框以后的机身内，由前固定点、后固定点和加力燃烧室导轨固定在飞机上。
（前固定点，后固定点，加力燃烧室导轨）二航空发动机分类1、活塞式发动机冷却方式（液冷式、气冷式）。
气缸排列方式(星形、V形、直列式、对列式、X形)2、空气喷气式发动机无压气机（冲压式发动机、脉动式发动机）。
有压气机（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、浆扇发动机）。
3按照做功方式分五种基本类型涡轮喷气发动机（涡喷）（WP），涡轮螺浆发动机（涡浆）（WJ），涡轮风扇发动机（涡扇）（WS），涡轮轴发动机（涡轴）（WZ），螺浆风扇发动机（浆扇）(JS)4各类发动机的特点与部件。
●WP：主要部件：进气装置、压气机，燃烧室，燃气涡轮，尾喷管,(加力燃烧室)特点：(1)涡轮只带动压气机压缩空气。
(2)发动机的全部推力来自高速喷出的燃气所产生的反作用力。
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我国航空发动机发展现状
涡喷5发动机是我国根据前苏 联BK-1φ发动机的技术资料仿 制的第一种涡喷发动机，由沈 阳航空发动机厂研制。涡喷5 是一种离心式､单转子､带加力 式航空发动机，单台最大推力 为25．5千牛，加力推力为 32．5千牛，重量为980千克， 主要用于国产歼-5战斗机。
歼-5，沈飞制造，装备国产涡喷5发动机
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涡轮喷气发动机
协和式飞机，英国和 法国联合研制的超音 速客机，最大飞行速 度2.04马赫，巡航高 度18000米。1969年， 第一架协和超音速客 机诞生，1976年1月 21日投入商业飞行。 2003年10月24日， 协和式飞机执行了最 后一次飞行，全部退 役。
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涡轮喷气发动机
随着航空燃气涡轮技术的进步，人们在涡轮喷气发动机的基础上， 又发展了多种喷气发动机，如根据增压技术的不同，有冲压发动机 和脉动发动机；根据能量输出的不同，有涡轮风扇发动机、涡轮螺 旋桨发动机、涡轮轴发动机和螺桨风扇发动机等。 喷气发动机尽管在低速时油耗要大于活塞式发动机，但其优异的 高速性能使其迅速取代了后者，成为航空发动机的主流。
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涡轮轴发动机
涡轮轴发动机是用于直升机的，它与 旋翼配合，构成了直升机的动力装置。 半个世纪以来，涡轴发动机已成功地 发展了四代，功重比已从2kW/daN提 高到6.8~7.1 kW/daN。
米-26直升机
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涡轮轴发动机工作原理
在构造上，涡轮轴发动机也有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等 燃气发生器基本构造，但它一般都装有自由涡轮，如图所示，前面 的是两级普通涡轮，它带动压气机，维持发动机工作，后面的二级 是自由涡轮，燃气在其中作功，通过传动轴专门用来带动直升机的 旋翼旋转，使它升空飞行。
航空发动机原理知识点精讲
航空发动机原理知识点精讲航空发动机是现代飞机的关键动力装置，它负责提供足够的推力推动飞机向前飞行。
理解航空发动机的工作原理对于飞行员和工程师而言非常重要，因此本文将对航空发动机的一些关键知识点进行精讲。
一、航空发动机的分类航空发动机主要分为喷气式发动机和涡轮螺旋桨发动机两大类。
1. 喷气式发动机喷气式发动机是目前大多数商用飞机所采用的发动机类型。
它的工作原理是将外界空气经过压缩、燃烧和膨胀等过程，最终喷出高速气流产生反作用力推动飞机前进。
喷气式发动机具有推力大、速度快的优点，适用于中长途航班。
2. 涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机通常被用于小型飞机或者区域航班。
它的工作原理是通过一个螺旋桨传递发动机产生的推力，推动飞机前进。
涡轮螺旋桨发动机的优点是起飞距离短、速度慢，适用于短途运输和起降场地受限的情况。
二、喷气式发动机的工作原理喷气式发动机的工作原理可归纳为以下几个步骤：1. 压缩过程进气口将外界空气引入，经过多级压气机的作用，使空气被压缩到更高的压力和温度。
压缩过程有助于提高燃油的燃烧效率和推力输出。
2. 燃烧过程经过压缩后的空气进入燃烧室，在加入适量的燃油后与火花器产生火花点燃。
燃烧产生的高温高压气体通过喷嘴扩张，转化为高速的喷气流。
3. 膨胀过程高速喷气流通过涡轮，驱动压气机和辅助设备的转动，将剩余的能量转化为推力。
同时，喷气流的能量损失也引起了发动机后部的推力反作用，推动飞机向前运动。
4. 排气过程喷气流经过喷嘴排出，形成尾焰。
排气过程中，喷气流的速度也起到了降低飞机空气阻力的作用。
三、喷气式发动机的关键参数1. 推力推力是衡量发动机性能的重要参数，它指的是发动机向后喷出的气流产生的反作用力。
推力的大小与喷气流量、速度和压力等因素相关。
2. 空气压缩比空气压缩比是指进入发动机后，经过压缩阶段压力增加的比例。
较高的压缩比能提高发动机效率和推力输出。
3. 燃油效率燃油效率是指发动机在单位时间内将燃油转化为推力的能力。
航空发动机总资料
第一章概论航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。
P3空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。
不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。
涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。
在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。
P4燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。
由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。
涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。
按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。
P5航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。
对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。
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为机械能，驱动涡轮旋转。
由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。
航空发动机复习资料
一、填空题1.推力是发动机所有部件上的代数和。
2.航空发动机压气机可以分成、和等三种类型。
3. 发动机是我国首台两倍音速飞机用发动机。
4．燃气涡轮发动机的核心机由压气机、燃烧室和组成5.在轴流式压气机的工作叶轮内，气流相对速度，压力、密度增加。
6. 加力燃烧室点火方式一般有：、、三种。
7.航空发动机的燃烧室类型可以分为燃烧室、燃烧室和燃烧室。
8.在压气机平面叶栅内的流动分析中，绝对速度、相对速度和牵连速度之间的关系可以用表示。
9. 发动机的推重比是指海平面静止条件下与之比。
10.发动机内机械能一定时，获得这部分能量的空气流量越大，发动机的推力，这个原理称为涡扇发动机的。
11.涡轮的基本类型主要分为涡轮和涡轮12.发动机是中国首款自主研发的涡轮轴发动机。
13. 航空燃气涡轮发动机是将转化为的动力装置。
14. 涡轮冷却的气源主要来自、、。
15. 在轴流式压气机的整流环内，气流绝对速度，压力增加。
16. 加力燃烧室的燃烧过程是由、和三部分组成。
17. 加力燃烧室中的作用是使气流产生紊流，形成回流区，加速混合气形成，加强燃烧过程。
18. 只要是绝能流动，不管有无流动损失，和不变。
19. 超声速气流一般通过一道激波，将被减速为亚声速气流。
20.燃烧室的点火一般分为点火和点火两种形式。
21.压气机增压比的定义是压气机压力与压力的比值。
22.为了降低燃气轮机的耗油率同时又能输出较大的功率，设计增压比一般大于增压比，低于增压比。
23. 燃气涡轮发动机的核心机由、和组成。
24. 在压气机平面叶栅内的流动分析中，组成速度三角形的三个速度名称分别为、和。
25. 燃气流过涡轮导向器内，其速度，压力。
26. 在0～9站位系统中，进气道出口为站位。
27.涡轮落压比的定义是涡轮压力与压力的比值。
二、选择题1．航空燃气涡轮喷气发动机经济性的指标是（）。
A.单位推力B.燃油消耗率C.涡轮前燃气总温D.喷气速度2．航空发动机研制和发展面临的特点不包括下列哪项（）。
航空发动机原理与构造知识点
航空发动机原理与构造知识点1.热力系2.热力学状态参数3.热力学温标表示方法4.滞止参数在流动中的变化规律5.连续方程、伯努利方程6.激波7.燃气涡轮发动机分类及应用8.燃气涡轮喷气发动机即使热机也是推进器9.涡喷发动机结构、组成部件及工作原理10.涡扇发动机结构、组成部件及工作原理11.涡桨发动机结构、组成部件及工作原理12.涡轴发动机结构、组成部件及工作原理13.EPR、EGT、涡轮前燃气总温含义14.喷气发动机热力循环（理想循环、实际循环）15.最佳增压比、最经济增压比16.热效率、推进效率、总效率17.喷气发动机推力指标18.发动机中各部件推力方向19.喷气发动机经济指标20.涡扇发动机中N1、涡扇发动机涵道比的定义21.涡扇发动机的优缺点及质量附加原理22.发动机的工作原理（涡喷、涡扇、涡轴和涡桨）23.发动机各主要部件功用和原理，各部件热力过程和热力循环24.进气道的分类及功用25.总压恢复系数和冲压比的定义26.超音速进气道三种类型27.超音速进气道工作原理（参数变化）28.离心式压气机组成部件29.离心式压气机增压原理30.离心式压气机优缺点31.轴流式压气机组成部件32.轴流式压气机优缺点33.压气机叶片做成扭转的原因34.压气机基元级速度三角形及基元级增压原理35.扭速36.多级轴流式压气机特点37.喘振现象原因及防喘措施（原因）38.轴流式压气机转子结构形式、优缺点39.鼓盘式转子级间连接形式40.叶片榫头类型、优缺点41.减振凸台的作用以及优缺点42.压气机级的流动损失43.多级轴流压气机流程形式，机匣结构形式44.压气机喘振现象、根本原因、机理过程45.压气机防喘措施、防喘措施原理46.燃烧室的功用和基本要求47.余气系数、油气比、容热强度的定义48.燃烧室出口温度分布要求49.燃烧室分类及优缺点50.环形燃烧室的分类及区别51.燃烧室稳定燃烧的条件和如何实现52.燃烧室分股进气作用53.燃烧室的组成基本构件及功用54.旋流器功用55.涡轮的功用和特点（与压气机比较）56.涡轮叶片的分类和结构57.一级涡轮为何可以带动更多级压气机58.提高涡轮前温度措施59.带冠叶片优缺点60.间歇控制定义、发动机在起动巡航、停车时间隙变化情况61.如何实现涡轮主动间隙控制62.涡轮叶片冷却方式63.喷管功用64.亚音速喷管工作原理（参数变化）65.亚音速喷管三种工作状态（亚临界、临界和超临界）的判别66.超音速喷管形状67.发动机噪声源及解决措施68.发动机的基本工作状态69.发动机特性（定义、表述）70.涡喷发动机稳态工作条件（4个）举例说明如何保持稳态工作71.稳态下涡轮前温度随转速变化规律72.剩余功率的定义73.发动机加速的条件74.联轴器的分类及作用75.封严装置的作用、基本类型76.双转子、三转子支承方案77.中介支点、止推支点作用78.封严件作用和主要类型79.燃油系统功用和主要组件功用80.燃油泵分类和特点81.燃油喷嘴分类和特点82.发动机控制系统分类83.滑油系统功用、主要部件及分类，滑油性能指标84.起动过程的定义85.起动过程三个阶段和特点86.起动机的分类及应用87.点火系统组成、原理及功用88.辅助动力装置的功用89.FADEC的英文全称及含义90.发动机气路清洗目的及操作特点，孔探检查的目的和意义91.发动机维修分类（预防性和恢复性）单元体设计的意义。
航空发动机的常识
航空发动机的常识航空发动机是所有动力装置中技术含量最高、制造难度最大的。
二次大战末期诞生的喷气式发动机将人类航空事业推进了超音速时代。
通俗一点讲，喷气式发动机就是一个两端开口的圆筒，通过圆筒中压气机、燃烧室、涡轮的工作，将前端吸入的空气压缩、燃烧，推动涡轮驱动压气机工作，最后高温、高速的燃气从后端喷射出去，产生向前的推力。
要让流动的空气经过几米长、直径不到2米的发动机产生几千公斤甚至上万公斤的推力，不是一件简单的事情。
喷气式发动机的工作特点是高温、高压、高转速、高负荷。
发动机燃气温度越高，发动机推力越大；通过发动机的空气流量越大，发动机推力也越大。
在喷气式发动机中，最关键的压气机、燃烧室、涡轮组成发动机的核心机。
涡轮驱动压气机以每秒上千转高速旋转，进入发动机的空气在压气机中逐级增压，多级压气机的增压比可达25以上。
在涡扇发动机中往往采用双转子压气机，由高压涡轮和低压涡轮分别以最佳的转速驱动高压压气机和风扇，以达到更高的增压比和工作效率。
增压后的空气进入发动机燃烧室，与燃油混合、燃烧。
要保持燃油火焰在以每秒100多米高速流动的高压气流中稳定燃烧，就好像要在狂风中保证手中火炬不灭一样困难；同时要保护燃烧室火焰筒壁不被高温燃气烧蚀，光靠选择耐高温材料和耐热涂层还不够，还要通过燃烧室结构设计，采取冷却手段，降低燃烧室筒壁温度，保证燃烧室正常工作。
从燃烧室出来的高温、高压燃气流驱动涡轮叶片以每分钟数千转甚至上万转的转速运转，通常涡轮前温度要超过涡轮叶片材料的熔点。
要让涡轮叶片在这种极端苛刻的工作状态下保持足够的强度正常运转，除了选择新型耐高温材料、采用定向结晶精密铸造工艺外，还要通过精细设计制造出多通道空心涡轮叶片，利用气膜冷却降低叶片表面温度，以便发动机上千片叶片在极端苛刻的工作环境下满足发动机工作的需要。
航空发动机综合了多学科和多种专业的技术成果：喷气式发动机上大量使用高强度材料和耐高温合金，零部件精度要求达到微米级，叶片型面复杂，燃烧系统和加力系统薄壁焊接零件多，大量使用定向凝固、粉末冶金、复杂空心叶片精铸、复杂陶瓷型芯制造、钛合金锻造、微孔加工、涂层与特种焊接等先进制造技术。
航空发动机原理的一些重点
航空发动机原理的一些重点1.涵道比：外涵道与内涵道空气流量的比值2.增压比：压气机出口静压与周围大气压力之比3.加热比：燃烧室出口温度与外界大气温度之比4.热效率：加入每千克空气的热量中所产生的可用功与所加热量之比5.比功：单位质量空气所做的功6.最佳增压比：使比功达极大值的增压比7.最经济增压比：使热效率达极大值的增压比8.有效推力：从计算推力中扣除附加阻力，波阻，外表摩擦阻力后得到的发动机实际推力9.单位燃油消耗率：每小时产生1N推力所消耗的燃油量10.总效率：加入发动机的燃料完全燃烧所放出的热量转变为推进功的量11.攻角：流入叶栅的气流方向与叶型中弧线前缘切线之间的夹角12.喘振裕度：压气机的工作点与喘振边界线之间的距离值13.巡航状态调节规律；在一定的飞行状态下，发动机从最大工作状态减小推力的循环规律14.发动机压比：涡轮后压力与压气机进口压力之比15.对转涡轮：使高低压涡轮相反旋转而省去低压涡轮导向器16.燃气发生器：各类燃气轮机的热机部分，包括压气机，燃烧室，带动压气机的那一部分涡轮17.旋转失速：在地面观察时，失速区附着在压气机工作轮上以较低转速，相同方向旋转运动18.转速悬挂：由于燃油增加过猛使发动机转速停滞在某一转速上无法上升的现象19.复燃加力：在涡轮后面再喷入燃油进行燃烧20.功分配系数：传给外涵可用功与全部可用功之比1. 理想燃气轮机循环的3个结论答：①热效率只与增压比有关，随增压比增大而单调增加②在加热比一定的条件下，存在最佳增压比。
最佳增压比随加热比的增加而增大③在增压比相同的条件下，比功随加热比增大而增加2. 实际燃气轮机循环的4个结论答：①热效率与增压比，加热比都有关②存在最经济增压比③在加热比一定的条件下，存在最佳增压比。
实际循环增压比小于理想循环增压比。
各增压比下，实际循环比功都小于理想循环比功④加热比越大，热效率越大，最佳增压比和最经济增压比也越高3．双轴发动机的优点答：①与相同增压比单轴发动机相比，压气机在更广阔的转速相似参数范围内稳定工作，可防止压气机喘振②在低转速工作时耗油率更低③加速性良好④与同样参数单轴发动机相比，可采用功率较小的起动机3. 发动机加力方法及其应用特点答：①喷射液体加力：需消耗大量的水，一般用于飞机在较高大气温度或高海拔机场起飞②复燃加力：应用于高速飞行，如军用歼击机的发动机上③复燃喷水加力4. 外压式，内压式，混合式，超声速区别及优缺点？答：①外压式：进气道口外具有尖锥或尖劈，进气道口内为扩张形通道。
民航发动机基础知识点总结
民航发动机基础知识点总结一、民航发动机的基本概念1.1 发动机的定义发动机是指将燃料的化学能或其他形式的能量转化为机械能的设备。
在民航领域中，发动机通常用于给飞机提供推进力，以便进行飞行。
1.2 发动机的分类根据工作原理和结构特点，发动机可以分为多种不同类型。
在民航领域中，常见的发动机类型包括活塞式内燃机、涡轮式发动机、涡喷发动机等。
1.3 发动机的主要功能发动机的主要功能是将燃料能量转化为机械能，从而提供飞机所需的推进力。
此外，在一些涡喷发动机中，还可以通过提供压气机输出的高压气流来为飞机提供辅助动力。
二、民航发动机的结构和工作原理2.1 活塞式内燃机活塞式内燃机是一种使用活塞和气缸来完成往复循环运动的发动机。
在内燃机中，通过点火或者压燃的方式将燃料的化学能转化为机械能。
2.2 涡轮式发动机涡轮式发动机是一种利用涡轮的旋转运动来产生推进力的发动机。
在涡轮式发动机中，燃料的燃烧产生的高温高压气体进入涡轮机组，驱动涡轮的旋转。
2.3 涡喷发动机涡喷发动机是一种将空气通过压气机压缩后，再与燃料混合并燃烧，最终将燃烧产生的高温高压气体喷出以产生推进力的发动机。
涡喷发动机具有高效、推力大、重量轻等特点，因此在民航领域中得到了广泛的应用。
2.4 发动机的工作原理发动机的工作原理通常包括进气、压缩、燃烧和喷射四个基本过程。
进气阶段将外界空气引入发动机中，压缩阶段将空气压缩并增加气体压力，燃烧阶段将燃料燃烧产生高温高压气体，喷射阶段将高温高压气体喷出以产生推进力。
三、民航发动机的性能指标3.1 推力推力是指发动机产生的推进力的大小，通常用千牛（kN）或磅（lb）为单位。
3.2 燃油效率燃油效率是指单位时间内发动机所消耗燃料的少，通常用每小时耗油量（g/h）来表示。
3.3 噪音噪音是发动机在工作时产生的声音，通常用分贝（dB）为单位来表示。
3.4 寿命发动机的寿命是指其能够持续工作的时间或次数，通常用使用小时（FH）或使用周期（FC）来表示。
航空发动机原理知识点精讲
航空发动机原理知识点精讲航空发动机是飞机的核心动力装置，它通过将燃料和空气混合并在燃烧室中燃烧，产生高温高压气体，从而驱动飞机前进。
本文将深入探讨航空发动机的基本原理和相关知识点。
一、航空发动机的分类根据工作原理和结构特点，航空发动机可分为喷气发动机和涡扇发动机两大类。
1. 喷气发动机喷气发动机是通过向后排放高速喷射的气流来产生推力，从而推动飞机前进。
其基本构造包括压气机、燃烧室、涡轮和喷管。
压气机负责将空气压缩成高压气体，燃烧室将燃料燃烧与高压气体混合，涡轮则由燃烧室排出的高温高压气体驱动，最后喷管将高速喷射的气流排出。
2. 涡扇发动机涡扇发动机是在喷气发动机的基础上发展而来的，它在喷气发动机的喷管外面增加了一圈风扇。
这个风扇由一个或多个大型的鼓风机构成，它能够将外界空气吸入并向外推出。
涡扇发动机通过喷气推力和风扇推力的叠加，提高了推力和效率。
二、航空发动机的工作循环航空发动机的工作循环指的是发动机在一个完整工作周期内的各个阶段。
1. 吸气阶段在吸气阶段，压气机通过旋转的叶片将天然空气吸入发动机内部，并通过压缩使其压力增加。
通过吸气口、进气道和引气道，空气被引导进入压气机。
2. 压缩阶段在压缩阶段，空气经过压气机的多级压缩，压力逐渐增加。
这样做的目的是为了提高燃烧室内气体的温度和密度，从而提高燃烧效率。
3. 燃烧阶段在燃烧阶段，燃料被喷入燃烧室，与高压空气混合并燃烧。
然后，燃烧释放的高温高压气体驱动涡轮旋转，同时通过引射式喷嘴喷出来产生喷气推力。
4. 排气阶段在排气阶段，高温高压气体驱动涡轮运动后，剩余的高温高压气体被喷出喷管，产生喷气推力。
在喷气过程中，喷气推力作用于飞机，推动其向前运动。
三、航空发动机的性能参数航空发动机的性能参数主要包括推力、燃油消耗率和高空性能指标。
1. 推力推力是航空发动机最重要的性能参数之一，它决定了飞机的加速度和速度。
推力大小与发动机工作时喷气速度和气流量有关，一般通过推力试验来测量。
航空发动机总资料
第一章概论航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。
P3空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。
不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。
涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。
在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。
P4燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。
由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。
涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。
按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。
P5航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。
对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。
航空发动机原理总复习
1•影响化学反应速度的因素主要有浓度、温度、压力和活化能。
2.航空煤油的燃烧时间由蒸发时间、气相扩散混合时间、化学反应时间组成。
3.航空发动机常见的雾化喷嘴有采用压力雾化的直射式喷嘴和离心式喷嘴：采用介质气动力雾化的气动雾化式喷嘴:采用加热蒸发雾化的蒸发管式喷嘴以及采用轴旋转的离心力雾化的甩油盘式喷嘴。
4.燃烧室的压力损失可以分为流阻损失和热阻损失。
5.燃烧室主燃区的作用是稳左燃烧。
补燃区的作用是补充燃烧，消除热离解，提髙燃烧效率。
掺混区的作用是掺混降温。
6.对于航空煤油，正好完全燃烧的混合气的当量比等于1.0,余气系数等于1.0,油气比等于0.068 °7.稳泄燃烧时，为了提髙航空煤油的燃烧速度，最关键的措施是燃油的雾化。
8.在高温低压条件下必须要考虑燃饶产物的热离解。
9.航空燃气轮机燃饶室中煤油在空气中的燃烧是气液两相扩散燃烧。
10.防止火焰简烧蚀的措施是设置孔缝的气膜冷却。
11•保证燃饶室稳従燃烧采取的最重要的流动控制措施是产生回流区。
12.扩散燃烧的特点是燃烧过程取决于流体动力因素即混合时间T m,此时化学反应时间T人＜Tm，燃料燃烧的全部时间J由混合时间丫皿决定。
13.动力燃饶的特点是燃烧过程取决于化学动力因素即化学反应时间T “此时混合时间T m« J，燃料燃烧的全部时间J由化学反应时间T「决定。
14.影响化学反应速度的因素有反应物浓度、压力、温度和活化能。
15.发动机在慢车状态下排气污染物主要为CO和HC,在起飞状态下为NOx和烟粒。
19.燃烧室的基本工作要求有燃烧完全、燃烧稳左、点火可靠、压力损失小、出口温度场符合要求、尺寸小重量轻、排气污染少、寿命长。
20.燃烧室中气流流动过程包括：燃饶区中气流流动过程的组织：混合区中二股掺冷空气与高温燃气掺混过程的组织；火焰筒壁冷却过程的组织。
21.燃烧室中采取的措施有：采用扩压器，使气流减速增压：采用火焰筒使气流“分流”：采用火焰稳定器，使燃烧区中形成特殊形态的气流结构（回流区）。
航空发动机原理知识点精讲
航发原理1、燃气涡轮发动机工作原理1.1、航空发动机概述活塞、涡喷、涡扇、涡轴、涡桨、桨扇，短距离垂直起降动力装置。
1.2、燃气涡轮发动机的工作原理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，再进入涡轮中膨胀做功。
燃烧的膨胀功必然大于空气在压气机中被压缩所需要的压缩功，使得有部分富余功可以被利用。
燃气涡轮发动机的膨胀功可以分为两部分：一部分膨胀功通过传动轴传给压气机，用以压缩吸入燃气涡轮发动机的空气；另一部分膨胀功则对外输出，作为飞机、舰船、车辆或发电机等的动力装置。
1.3、喷气发动机热力循环（P123）涡喷发动机的理想循环：（p-v 、压力-比体积）等熵压缩：进气道、压气机（0、2、3，特征截面）等压加热：燃烧室（3、4）等熵膨胀：涡轮、喷管（4、5、9）等压放热：大气环境（9、0）（P125）理想循环功L id =q 1−q 2=C p (T t4−T t3)−C p (T 9−T 0)=C p T 0（e −1）（∆e −1）T t4T 0=∆ 加热比 （P t3P 0）k−1k =e P t3P 0=π 总增压比 加热比增加，理想循环功增加。
总增压比为1，理想循环功为0；总增压比为最大，理想循环功为0；存在使理想循环功最大的最佳增压比πopt 。
从物理意义分析，影响理想循环功L id 的是加热量q 1和热效率两个因素。
当π从1.0开始增加时，热效率急剧增加，使L id 增加，一直达到其最大值；此后π继续增加则q 1的减小起了主导作用，使L id 下降。
e opt =√∆πopt =∆k2（k−1）L id =C p T 0（√∆−1）2ηti =1−1πk−1k 只与总增压比有关对应于有效功最大值的最佳增压比πopt 远小于对应于最大热效率的增压比πopt ′。
1.4、喷气发动机的推力（P13）F eff =F −X d −X p −X fX d :进气道附加阻力X p :短舱压差阻力X f:摩擦阻力F=W9c9+(p9−p0)A9−W a c0 1.5、涡喷发动机的总效率、热效率及推进效率η0=ηtηpηp=21+c9c0=推进功循环有效功遗留在空中的动能损失，称为离速损失，排气速度和飞行速度差别越大，动能损失越多。
航空发动机基本知识点
航空发动机基本知识点一、基础知识1. 力学分为静力学、运动学、动力学。
2. 力是不能离开物体而独立存在的。
3. 力的作用效果有力的大小、方向、作用点三个要素确定。
4. 常见的力：弹性力、摩擦力、重力。
5. 静摩擦系数由相互接触的物体材料和表面情况决定；最大静摩擦力的大小和正压力的大小成正比；静摩擦力与外力大小相等、方向相反。
6. 滑动摩擦力和正压力成正比；滑动摩擦力的方向永远与相对滑动的方向相反；对于给定的一对接触面来说，滑动摩擦系数稍小于静摩擦系数。
7. 牛顿第三定律：如果一物体以一力作用于另一物体上，那么另一物体一定同时以大小相等、方向相反、在同一直线上的力作用于该物体。
8. 表示力的转动效果的物理量叫做力矩。
9. 规定使物体作逆时针转动的力矩为正，作顺时针转动的力矩为负力矩。
10.作用于同一物体上的一对大小相等、方向相反但不在同一直线上的力叫做力偶。
11.力偶只能是物体发生转动，而不能是物体发生移动。
12.力偶对任意转轴的合力矩是一恒量，它等于力偶的任一力与力偶臂的乘积——力偶矩。
13.力偶矩和一个单力所产生的力矩不同，力偶矩与矩心的位置无关，单力对不同的矩心的力矩是不同的；力偶矩的正负号规定与力矩相同；力偶矩单位：牛顿*米或千克*米。
14.质量均匀分布而且形状规则的物体重心与其几何对称中心重合。
15.物体平衡的条件；作用力的合力等于零，同时合力矩也等于零。
16.牛顿第一定律：任何物体，如果没有受到其他物体的作用或受到的合力为零，这个物体就保持自己的静止状态或匀速直线运动状态不变。
这种状态性质叫惯性，即惯性定律。
17.表示物体所含物质多少的物理量叫质量，质量是物体惯性大小的度量。
18.牛顿第二定律：物体受到外力作用时，物体得到的加速度的大小和合外力的大小成正比，和物体的质量成反比，加速度方向和合外力方向相同。
19.基本量的单位市基本单位，导出量的单位是导出单位。
国际单位制中，长度L、质量M、时间T作为力学的基本量，其基本单位为‘米’‘千克’‘秒’。
航空发动机原理与构造知识点
航空发动机原理与构造知识点1.热力系2.热力学状态参数3.热力学温标表示方法4.滞止参数在流动中的变化规律5.连续方程、伯努利方程6.激波7.燃气涡轮发动机分类及应用8.燃气涡轮喷气发动机即使热机也是推进器9.涡喷发动机结构、组成部件及工作原理10.涡扇发动机结构、组成部件及工作原理11.涡桨发动机结构、组成部件及工作原理12.涡轴发动机结构、组成部件及工作原理13.EPR EGT涡轮前燃气总温含义14.喷气发动机热力循环（理想循环、实际循环）15.最佳增压比、最经济增压比16.热效率、推进效率、总效率17.喷气发动机推力指标18.发动机中各部件推力方向19.喷气发动机经济指标20.涡扇发动机中N1 、涡扇发动机涵道比的定义21 .涡扇发动机的优缺点及质量附加原理22.发动机的工作原理（涡喷、涡扇、涡轴和涡桨）23.发动机各主要部件功用和原理，各部件热力过程和热力循环24.进气道的分类及功用25.总压恢复系数和冲压比的定义26.超音速进气道三种类型27.超音速进气道工作原理（参数变化）28.离心式压气机组成部件29.离心式压气机增压原理30.离心式压气机优缺点31.轴流式压气机组成部件32.轴流式压气机优缺点33.压气机叶片做成扭转的原因34.压气机基元级速度三角形及基元级增压原理35.扭速36.多级轴流式压气机特点37.喘振现象原因及防喘措施（原因）38.轴流式压气机转子结构形式、优缺点39.鼓盘式转子级间连接形式40.叶片榫头类型、优缺点41.减振凸台的作用以及优缺点42.压气机级的流动损失43.多级轴流压气机流程形式，机匣结构形式44.压气机喘振现象、根本原因、机理过程45.压气机防喘措施、防喘措施原理46.燃烧室的功用和基本要求47.余气系数、油气比、容热强度的定义48.燃烧室出口温度分布要求49.燃烧室分类及优缺点50.环形燃烧室的分类及区别51.燃烧室稳定燃烧的条件和如何实现52.燃烧室分股进气作用53.燃烧室的组成基本构件及功用54.旋流器功用55.涡轮的功用和特点（与压气机比较）56.涡轮叶片的分类和结构57.一级涡轮为何可以带动更多级压气机58.提高涡轮前温度措施59.带冠叶片优缺点60.间歇控制定义、发动机在起动巡航、停车时间隙变化情况61.如何实现涡轮主动间隙控制62.涡轮叶片冷却方式63.喷管功用64.亚音速喷管工作原理（参数变化）65.亚音速喷管三种工作状态（亚临界、临界和超临界）的判别66.超音速喷管形状67.发动机噪声源及解决措施68.发动机的基本工作状态69.发动机特性（定义、表述）70.涡喷发动机稳态工作条件（4 个）举例说明如何保持稳态工作71.稳态下涡轮前温度随转速变化规律72.剩余功率的定义73.发动机加速的条件74.联轴器的分类及作用75.封严装置的作用、基本类型76.双转子、三转子支承方案77.中介支点、止推支点作用78.封严件作用和主要类型79.燃油系统功用和主要组件功用80.燃油泵分类和特点81.燃油喷嘴分类和特点82.发动机控制系统分类83.滑油系统功用、主要部件及分类，滑油性能指标84.起动过程的定义85.起动过程三个阶段和特点86.起动机的分类及应用87.点火系统组成、原理及功用88.辅助动力装置的功用89.F ADEC勺英文全称及含义90.发动机气路清洗目的及操作特点，孔探检查的目的和意义91.发动机维修分类（预防性和恢复性）单元体设计勺意义。
航空发动机基础
航空发动机复习提纲一、名词解释1.推重比：发动机的推力与发动机重量的比值。
2.燃油消耗率：产生单位推力在一小时内所消耗的燃油质量。
3.增压比：压气机出口空气的压强与压气机（风扇）进口空气的压强之比。
4.涵道比：涡扇发动机外涵道的空气流量与内涵道的空气流量之比。
5.油气比：在燃烧过程中实际供给的燃料质量流量和空气质量流量之比。
6.涡轮落压比：涡轮进口处的总压与涡轮出口处的总压之比。
7.减速器：使发动机输出轴转速降低到飞机推进器或附件所需转速和转向的齿轮装置。
8.轴功率：涡轴发动机的动力输出轴功率。
9.核心机：由压气机、燃烧室、涡轮以及支承压气机-涡轮转子的前、后轴承等组成的组合件。
10.震荡燃烧：在发动机工作时，加力燃烧室中出现大幅度压力脉动的周期性不稳定现象称为震荡燃烧。
11.燃气发生器：燃气涡轮发动机中产生具有一定温度和一定压强的燃气的装置，包括压气机、燃烧室和带动压气机的那部分涡轮。
12.反推力装置：能够使发动机排气向前、使推力反向的装置。
二、其他知识点1、航空发动机的发展史：英国空气动力学之父：乔治.凯利，1903年12月17日美国莱特兄弟第一架带动力可操纵的飞机，中国冯如，飞行家1909年首次飞行。
2、热气球和风筝升空的原理：热气球中充填的是被加热的空气，空气受热，体积膨胀，密度变小，相当于在气球中充填了轻于空气的气体，从而产生静浮力而升空;风筝利用绳子的拉力使其与空气产生相对运动，从而获得向上的升力。
3、涵道比的相关概念：通过外涵风扇的空气流量qma2与通过内涵燃气发生器的空气流量qma1之比称为涡轮风扇发动机的涵道比，用B表示。
涵道比<1 低涵道比，迎风面积小，可做超音速飞行，适用于空中做较长时间飞行的战斗机;涵道比>4 大涵道比，排气速度低，推进效率高，经济性好，适用于大型远程旅客机和运输机上。
4、活塞式发动机的固有缺陷：随着飞行速度的进一步增大，发动机功率要求进一步增大，导致活塞发动机的重量也增大，另外螺旋桨的效率在大于700千米/小时的高速飞行中会急剧下降。
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1. 理想气体的定义是：分子本身只有质量而不占有体积，分子间不存在吸引力的气体。
2. 理想气体的状态方程式：pv = RT ，R 为气体常数3. 热力学第一定律的解析式 dp = du + pdv ，u 为空气内能，pv 为位能4. 热力发动机是一种连续不断地把热能转换为机械能的动力装置。
5.⎧⎧⎨⎪⎩⎪⎪⎧⎧⎪⎪⎪⎪⎧⎫⎪⎪⎪⎧⎨⎪⎪⎪−⎨⎬⎨⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎪⎪⎩⎭⎪⎩⎨⎪⎧⎪⎧⎪⎨⎨⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎧⎪⎪⎨⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎨⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎩⎩⎩⎩固体燃料火箭发动机火箭发动机液体燃料火箭发动机二行程 直列式活塞式吸气式四行程对列式增压式星型发动机冲压式航空发动机冲压式（无压气机） 脉动冲压式涡喷 空气喷气式涡扇 涡轮式（有压气机）涡轴 涡桨 6. 发动机的推力与每秒钟流过发动机的空气质量流量之比，叫做发动机的单位推力。
F s = F / q m7. 产生一牛（或十牛）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。
sfc= 3600q mf / F8. 单转子涡喷发动机的站位规定及相应气流参数有：0站位:发动机的远前方,那里的气流参数为*0*00,,,,T p V T p o ;1站位:进气道的出口,压气机的进口,气流参数为*1*1111,,,,T p V T p ;2站位:压气机的出口,燃烧室的进口,气流参数为 *2*2222,,,,T p V T p ;3站位:燃烧室的出口,涡轮的进口,气流参数为*3*3333,,,,T p V T p ;4站位:涡轮的出口,喷管的进口,气流参数为*4*4444,,,,T p V T p ;5站位:喷管的出口,气流参数为*5*5555,,,,T p V T p ;---------------------------------------------------------------------9. 进气道对发动机性能的影响主要体现在：一，气流经过进气道的总压恢复系数影响流经发动机的空气流量，还影响循环的热效率；二，进气道本身的工作稳定性和出口气流流场是否均匀，前者会直接影响发动机的正常工作，后者会引起压气机效率下降甚至喘振；三，进气道对有效推力的影响，还包括1.超音速飞行时会有附加阻力2.进气道唇口的存在使外流急剧加速，可能引起气流分离或形成超音速区，使得外阻明显增加。
10. 燃气发生器包括：压气机，燃烧室，涡轮，又称发动机核心机。
---------------------------------------------------------------------11. 当发动机在空气湿度比较高和温度比较低的条件下工作时，在压气机进口部分，（如整流罩和支板处）会出现结冰现象，危害包括：（1）冰层会引起发动机进气面积缩小，减小发动机的进气量，使发动机性能恶化，严重时还可能引起压气机喘振。
（2）此外发动机振动可能引起冰层破裂，冰块被吸入发动机内，打伤叶片，使发动机损坏。
最常用的方法就是对易结冰的零件表面进行加温。
加温方式一般是从压气机后面级引气。
12. 压气机转子的三种类型：盘式、鼓式（中空式）、鼓盘式13. 压气机叶片常有带冠形式，可解决振动问题，且可减少叶尖漏气损失，但叶片离心负荷更加大了。
14. 机匣有分半式和整体式两种结构。
15. 压气机叶片进口气流的相对速度的方向，在设计条件下也不一定与叶片的几何进口角一致，它们的差值，称为迎角。
16. 在轴流式压气机中，工作叶轮的两个相邻叶片间的通道是扩张形的。
17. 压气机提高空气压力的方法是利用高速旋转的叶片对空气做功，将功转变为压力位能和内能18. 轴流式发动机的压气机基原级增压原理和基元级内气流参数的变化示意图：基元级由工作叶栅和整流器叶栅通道组成，两处叶栅通道均是扩张形的。
当空气流过工作叶轮叶栅通道时，由于高速旋转的叶片对空气做功，使气流的绝对速度增大，同时由于两个相邻叶片间的通道是扩张形的，则使气流的相对速度降低，相对运动动能转变为压力位能和内能，使气流的压力和温度上升。
对气流做功，还使气流的总压和总温都提高。
当空气流过整流器叶栅通道后，由于整流器中两个相邻叶片间的通道也是扩张形的，使气流的绝对速度降低，绝对运动速度转变为压力位能和内能，使气流压力进一步提高，温度也继续上升，由于在整流叶栅通道内是绝能流动，故气温总温保持不变，由于流动损失，气流总压略有下降。
19. 发动机中压力最高的位置是在压气机出口20. 喘振发生的根本原因是：由于攻角过大，使气流在叶背处发生分离而且这种气流分离严重扩展至整个叶栅通道。
21. 在什么时候发动机容易喘振？发动机喘振常常出现的阶段有：启动、加速、减速和反推。
22. 防喘措施：压气机中间级放气，可调导向叶片和整流叶片，双转子或三转子。
23. 双转子或三转子防喘的原理是通过改变转速，即改变压气机动叶的切线速度的方法来改变工作叶轮进口处的相对速度的方向，以减小攻角，达到防喘的目的。
24. 从飞行技术角度出发，如何防止和消除发动机喘振：应注意以下问题：（1）操纵油门时，动作要柔和，不能过急过猛；（2）注意协调杆、舵的操纵量，避免侧滑，防止进气道中发生气流分量，避免喘振；（3）一旦发生喘振，应缓慢地收油门，直至油门位置与转速相适应或喘振消除为止；（4）密切注意喘振时发动机的排气温度，必要时收油门，防止超温；（5）发生喘振时，应将点火电门放在连续点火位置，以减少空中熄火的可能性；（6）增大飞行速度，减小飞机的迎角，有助于消除喘振；（7）如在高空发生喘振，必要时，可降低飞行高度；（8）如喘振现象不能制止，应立即停车或尽快就近着陆。
---------------------------------------------------------------------25. 燃烧室的基本性能要求：一，点火可靠，燃烧稳定；二，燃烧完全；三，压力损失小；四，燃烧室出口温度场应按所要求的规律分布；五，尺寸小，发热量大26. 进入燃烧室的空气流量与进入燃烧室的燃油流量完全燃烧所需要的最少的理论空气量之比，称为余气系数27. 燃烧室的三种基本结构：单管燃烧室、联管燃烧室和环形燃烧室，以上三种类型的燃烧室，管形燃烧室的环形面积利用率最低。
28. 燃烧室稳定燃烧的条件是：燃烧时气流速度等于火焰的传播速度。
29. 火焰除点火的短暂时间外，不得伸出燃烧室。
---------------------------------------------------------------------30. 双转子发动机中，高压涡轮驱动高压压气机，低压涡轮驱动低压压气机。
涡轮发动机的同一转子上，涡轮的级数小于压气机的级数。
31. 涡轮转子叶片是由工作叶片、转盘、轴和装在轴上的的其他转动零件组成的一个整体。
32. 轴流式涡轮可分为：冲击式，反力式，冲击反力式。
33. 涡轮叶片的冷却一般只有第一级、第二级涡轮叶片需要冷却。
涡轮叶片的冷却空气一般是从压气机出口通过管道引来，冷却后的空气随燃气一起流过涡轮，因此，需要进行冷却的叶片是空心的。
34. 涡轮叶片的榫头是枞树型榫头。
枞树型榫头的优点：重量轻；材料利用合理，接近等强度，因而这种榫头的重量轻；强度大，能承受大的载荷；在高温下工作对应力集中不敏感：这种榫头有间隙地插入榫槽内，允许受热后自由膨胀，因而，减小了叶片和轮缘联结处的应力，同时可以利用榫头的装配间隙，通入冷空气，对榫头和轮缘进行冷却。
装拆及更换叶片方便。
枞树型榫头的缺点是：加工精度高。
容易出现裂纹。
35. 涡轮间隙控制：涡轮机匣与工作叶片间的距离叫涡轮径向间隙，涡轮径向间隙对涡轮效率有很大的影响。
36. 涡轮径向间隙对涡轮效率有很大的影响，如果涡轮的径向间隙增加，涡轮的效率将减小37. 涡轮冷却的四种方式：冲击冷却、对流冷却、气膜冷却和发汗冷却。
38. 轴流式发动机压气机级数比涡轮机数多。
39. 涡轮常见故障：涡轮常见故障是裂纹，其原因是热应力。
40. 涡轮前燃气总温、发动机排气温度用符号表示，分别为*3T *4T---------------------------------------------------------------------41. 喷管的两个主要功用：首先将从涡轮（或加力燃烧室）流出的燃气膨胀加速，将燃气中的一部分热焓变为动能，以很大的速度从喷管排出，产生反作用推力；其次是通过调节喷管临界截面积改变发动机的工作状态。
除此之外，有的喷管还有提供反推力功能。
42. 喷管分为两大类：亚音速喷管和超音速喷管。
亚音速喷管是收敛形的管道，而超音速喷管是先收敛后扩张形的管道。
---------------------------------------------------------------------43. 单转子燃气涡轮喷气发动机部件组成（及其是如何工作的？）：单转子涡轮喷气发动机是由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、喷管五大部件组成。
燃气涡轮喷气发动机以空气作为工质。
进气道将所需的外界空气以最小的流量损失顺利地引入发动机，压气机通过迅速旋转的叶片对空气做功压缩空气，提高空气的压力，高压空气在燃烧室内和燃油混合，燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压的燃气，高温高压的燃气在涡轮内膨胀，将燃气的部分热焓转变为机械能，推动涡轮旋转，去带动压气机。
这种用于产生高温高压燃气的装置成为燃气发生器。
燃气发生器后的燃气可用能全部用来在喷管内继续膨胀，加速燃气，提高燃气的速度，使燃气以较高的速度喷出，产生推力。
44. 发动机支承方案：1-2-0方案，即压气机前一个支点，压气机与涡轮之间两个支点，涡轮之后没有支点45. 外涵流量与内涵流量的比值，被称为涵道比，Y = q m2 / q m146. 现有的风扇叶片一般都带有阻尼凸台，其作用是为了减振。
采用加宽和加厚叶片的办法，以达到同样的减振效果。
47. 涡轮风扇发动机由进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。
48. 涡扇发动机的优点：1）推力大、2）推进效率高、3）噪音低、4）一定飞行马赫数范围内燃油消耗低。
涡扇发动机的缺点是：风扇直径大，迎风面积大，阻力大，发动机的结构复杂，只适合于高亚音速内飞行。
49. 对于纯涡喷发动机和涡扇发动机，在相同的压气机增压比，单位时间内所加入的热量（燃油）相同，且产生的循环功率相等的前提下，比较两者的性能。
得到：(1)在相同飞行速度下 2291012m v v q −＝2292022m v v q −所以 92v <91v 它们的推力之比为 21F F ＝29201910()()m m q v v q v v −−＝910920v v v v −− 所以，在循环功率相等的条件下，工质流量越大，排气速度越小，推力越大。