航空发动机——进气系统
航空发动机PPT课件
第3章 飞行器动力系统
空气喷气发动21 机
压气机
轴流式压气机
叶轮
整流环
2020/2/19
涡轮喷气发动机
叶轮旋转方向
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
空气喷气发动22 机
燃烧室
燃料与高压空气混合燃烧的地方
2020/2/19
涡轮喷气发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
空气喷气发动23 机
燃烧室
ef 2000
空气喷气发动16 机
Saab35
两侧进气（机身、翼根）
鹞
2020/2/19
涡轮喷气发动机
歼八II
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
空气喷气发动17 机
背部进气
X-45
F-117
2020/2/19
涡轮喷气发动机
B-2
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
空气喷气发动18 机
短舱正面进气
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
2020/2/19
1
3.1 发动机的分类及特点
冲压 喷气发 燃动气机
涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺桨发动机
活塞式
涡轮发
涡轮桨扇发动机
发动机
航发空动航机天 动机
涡轮轴发动机 垂直起落发动机
火箭
航空航天
冲压发 动机
组合
涡轮
发动机
火箭 发动机
化学 液体火箭发动机 火箭发 固体火箭发动机 动机 固-液混合火箭发动机
驱动喷管沿立轴旋转
2020/2/19
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
起 花 点 火 燃 烧 后 向 上 飞 升
航空发动机部件-进气道
➢混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压式 组成。超音速气流在进气道以外压缩后, 仍然是 超音速, 再进入进气道以内继续压缩, 通过喉部 或扩张段中的正激波转变为亚音速。
➢由于混合式超音速进气道兼有外压式和内压式 进气道的优点, 飞行马赫数大于2.0 的飞机上 很多采用混合式进气道。
亚音速进气道性能参数
➢3.空气流量
➢单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 ➢单位是:公斤／秒。
qm,a AV K
po* T0*
A0q(Ma)
➢影响流量的因素有: 大气密度, 飞行速度和 压气机的转速。
➢大气密度越高, 进入发动机的空气流量越多,而大 气密度受大气温度和飞行高度的影响
➢流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动 损失大，冲压比低；
➢飞行速度：当大气温度和流动损失一定时，飞行 速度大，冲压比高；
➢大气温度：当飞行速度和流动损失一定时，大气 温度高，冲压比低。
• 大气温度是随着飞行高度而变化的。
• 当飞行速度和流动损失一定时，在对流层内, 随着飞 行高度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
➢ 大气温度越高, 则空气的密度越低； ➢ 飞行高度越高, 空气的密度也越低；
➢飞行速度越大, 则进入发动机的空气流量也越多;
➢压气机转速越高, 进入发动机的空气流多。
• 4.流量系数
• 进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面 积的比值为流量系数。
•
i
AO Ai
• 进气道流量系数的变化规律
• 当V=0，Ma=0时，i
飞机发动机空气系统
2.2 间隙控制系统
目的：保持涡轮叶片叶尖和机匣之间的间隙 为最佳，减少漏气损失，提高发动机性能。
方法：在发动机不同的工作状态下，通过引 入风扇或压气机不同级的空气，进入涡轮机 匣进行冷却，以达到控制涡轮机匣的膨胀量， 与叶片在此发动机工作状态下的伸长量相一 致。
高压涡轮导向器和叶片冷却：
有单通道、多通道内部对流冷却、冲击冷却、外 部气膜冷却等方法。
涡轮盘和轴承冷却：
采用双层壁结构轴承座，引入压气机空气，进入 其中的空腔进行循环冷却。冷却空气还提供轴承 滑油腔的封严和增压，阻止内部滑油腔的滑油向 外泄漏。
附件冷却：
发电机、点火导线；
2.
燃ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ室冷却：
原因：燃气温度太高（1800~2000 OC）不适于进入涡轮导 向器叶片。
涡轮冷却：
原因: 材料的耐温极限； 涡轮盘温度分布不均匀；
通过冷却进行间隙控制。
意义：在超过材料限制的温度下工作；防止热应力疲劳及 不可控的膨胀率和收缩率；控制涡轮间隙，提高发动机性 能；延长涡轮导向叶片和涡轮叶片及盘、轴的寿命。
常出现喘振的阶段：启动、加速、减速和反推。
放气活门防喘工作原理：
探测到喘振时，放气活门打开放气，增大放气活 门之前各级的气流轴向速度，气流攻角减小，起 到防止喘振的作用。脱离喘振区后，放气活门关 闭。放气活门还有防止后边各级压气机进入涡轮 状态的功能．
放气活门关闭过早或过晚均不利：关闭过早，发 动机没有脱离喘振范围，仍可能喘振；关闭过晚， 放掉空气，造成浪费。
发动机空气系统发动机冷却空气系统控制发动机坊冰发动机空气系统冷却外部空气系统内部空气系统冷却区域任务内部封严压力平衡内部冷却燃烧室冷却涡轮冷却高压涡轮导向器和叶片冷却涡轮盘和轴冷却轴承腔冷却附件冷却通风整流罩发动机机匣定义
航发原理-第四章进气道
流量系数定义示意图
进气道附加阻力和外罩压差阻力定义示意图
A 1
A
一、亚声速进气道在设计状态的工作
亚声速进气道非设计状态
亚声速进气道设计状态
气流流动示意图
外压式进气道
a)进气道在高亚音速飞行时，外部可能局部存在超声速区，从而
产生激波，使进气道外阻增大；低超音速飞行时，存在弓形脱
体激波；
在不同飞行马赫数和发动机工作状态下外压式进气道的气流流动图形
正常工况未起动
起动
几何不可调超声速外压式进气道特性。
航空发动机进气系统结冰适航性条款研究
（ １ ． Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ Ａ ｅ ｒ ｏ — Ｐ ０ ｌ ｙ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｅ ｓ ｔ ａ ｂ ｌ ｉ ｓ ｈ ｍｅ ｎ ｔ ， Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ ０ ２ ８ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ；
２ ． Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ Ｎａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ Ｓ ｏ ｕ ｔ ｈ Ａｖ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｉ ｎ ｄ ｕ ｓ ｔ ｒ ｙ Ｃ Ｄ． Ｌ Ｔ Ｄ，Ｚ ｈ ｕ ｚ ｈ ｏ ｕ ４ １ ２ ０ ０ ２， Ｃｈ ｉ ｎ ａ ）
Ａ ｂｓ ｔ ｒ ａｃ ｔ ：Ｉ ｎ ｄ ｕｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｃ ａ ｎ ｎ ｏ ｒ ｍａ ｌ ｌ ｙ ｌ ｅ ａ ｄ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｈ ａ ｚ ａ ｒ ｄ ｏ ｕ ｓ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｔ ｏ ａ ｅ ｒ ｏ — ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｄ ｕ ｒ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈｅ ｏ ｐ ｅ ｒ － ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ．Ｓ ｏ ，Ａｉ ｒ ｗｏ ｒ ｔ ｈｉ ｎｅ ｓ ｓ Ｓ ｔ ａ ｎ ｄａ ｒ ｄ ＣＣＡ Ｒ ３ ３． ６８ － Ｉ ｎ ｄ ｕｃ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ Ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｐ ｒ ｏ ｖ ｉ ｄ ｅ ｓ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｑ ｕｉ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｓ ｏ ｎ ｅ ｖ ｅ ｙ ｒ ａ ｅ ｒ ｏ —ｅ ｎｇ ｉ ｎｅ’ Ｓ ｏ ｐ ｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｉ ｎ ｔ ｈ ｅ ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｅ ｎｖ ｉ ｒ ｏ ｎ ｍｅ ｎｔ ．Ｔｏ ｐ ｒ ｏ ｖ ｉ ｄｅ ａ ｕｓ ｅ ｆ ｕｌ ｇ ｕ ｉ ｄ ｅ ｌ ｉ ｎ ｅ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｄｏ ｍｅ ｓ ｔ ｉ ｃ ｉ ｎ ｄ ｕ ｓ ｔ ｒ ｙ ｃ ｏ ｍ ｍｕｎ ｉ ｔ ｙ ｔ ｏ ｉ ｍｐ ｒ ｏ ｖ ｅ ｔ ｈｅ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ａ ｎ ｔ ｉ —ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｃ ａ ｐａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ，ｔ ｈｅ ａ ｉ ｒ ｗｏ ｒ ｔ ｈｉ ｎｅ ｓ ｓ ｒ ｅ ｑ ｕｉ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｏ ｆ Ｉ ｎ ｄｕ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ Ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｈａ ｓ ｂ ｅ ｅ ｎ ｉ ｎ ｔ ｅ ｒ ｐ ｒ ｅ ｔ ｅ ｄ ，ｔ ｈ ｅ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｓ ｏ ｆ ａ ｎ ｔ ｉ －ｉ ｃ ｉ ｎ ｇ ｈ ａ ｖ ｅ ｂｅ ｅ ｎ ｓ ｕ ｍｍ ａ ｒ ｉ ｚ ｅ ｄ ，ｔ ｈ ｅ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｃ ｒ ｉ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｐ ｏ ｉ ｎ ｔ ／
【涨知识】航空发动机工作原理和专业名词简介
【涨知识】航空发动机工作原理和专业名词简介摘要今天小编为大家简单介绍一下航空发动机方面的基础知识，包括它的原理，它有哪些部件组成，以及常见的一些专业名词。
航空发动机的工作原理空气通过进气道减速增压，并以最小的流动损失进入到压气机。
压气机以高速旋转的叶片对空气做功压缩空气，提高空气的压力。
高压空气进入燃烧室，在燃烧室内与燃油充分混合后燃烧，产生高温高压的气体进入涡轮。
高温高压的气体首先在涡轮中膨胀，推动涡轮高速旋转带动风扇（涡扇发动机的主要推力由风扇产生）和压气机。
随后燃气在尾喷管中继续膨胀，提高燃气速度，使之高速喷出，产生推力。
航空发动机的五大部件航空发动机主要分为五大部件，分别是进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，下文将对各大部件逐一进行介绍：进气道航空发动机进气道主要的作用是在各种工作状态下，能够将足够量的空气，以最小的流动损失，引入压气机。
进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道，民航发动机的进气道多为亚音速进气道。
亚音速进气道是扩张型的管道。
它由壳体和整流锥组成。
进气道的前端如图所示是扩张型的管道，而前整流锥的后部管道稍微有些收敛。
气体进入进气道后，速度会下降，压力和温度都会上升，形成减速增压的过程。
经过整流锥后，气体的速度会稍有上升，压力和温度略会降低，气体能较均匀地流入压气机，保证压气的正常工作。
压气机压气机是航空发动机的重要组成部分之一。
它的主要作用是通过高速旋转的叶片对空气做功，对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力，为之后在气体在燃烧室中的燃烧创造条件，以改善发动机的经济性，增加发动机的推力。
压气机从构型上可以分为离心式和轴流式两种。
评定压气机性能的主要指标是增压比、效率、外廓尺寸和重量等。
此外，轴流式压气机较离心式压气机相比，增压比大，效率高，单位空气流量大。
故现役的民航发动机多为轴流式压气机。
航空发动机的压气机部分也可分为低压部分和高压部分。
低压部分包括风扇和低压压气机，高压部分包括高压压气机。
参考资料 - 发动机进排气系统及其设计
以涡扇发动机排气系统为例：
⚫ 内外涵两股排气：低温的外涵空气流和高温的内涵燃气流。
⚫ 排气方式： 混合排气：常用在低涵道比发动机上，长外涵，两股气流
由内部混合器充分混合后排出。有利于降低噪音。 分开排气：用于高涵道比发动机上，短外涵，两股气流排
出后于大气中混合。 见下图：
发动机排气系统分类：
发动机排气系统
乘波飞行理论：对于一个尖楔体，以高速飞机上常见 的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产 生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成 一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区 的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压 区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像 乘在激波上，乘波飞行由此得名。
由于“启动”问题的限制，即使进气道前的脱体激波 移动至喉部下游稳定位置，阻碍了其实际的运用。
◆ 外压式进气道
由外罩和中心体组成，如下图2-2所示，利用中心体 产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道正激波使超音 速气流变为亚音速气流而减速增压。
结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞 机多采用此类型进气道。
➢ 将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气， 产生推力。
➢ 对涡喷发动机，涡轮后排气流产生全部推力；对涡扇发动 机，风扇排气产生主要推力，涡轮排气产生部分推力；对 涡桨发动机，排气流产生的推力更少，主要是靠螺旋桨产 生拉力。
➢ 从涡轮出来的排气流，因有高速旋流，为了降低摩檫损失， 通常将排气锥和外壁之间的通道设计为扩散的，气流流速 降低、压力升高。涡轮后部支板对气流进入喷管之前整流， 避免旋涡损失。
◼ 内部流动损失
➢ 粘性摩擦损失
由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的，因 此内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失。
进气系统的工作原理
进气系统的工作原理进气系统包含了空气滤清器、进气歧管、进汽门机构。
空气经空气滤清器过滤掉杂质后，流过空气流量计，经由进气道进入进气歧管，与喷油嘴喷出的汽油混合后形成适当比例的油气，由进汽门送入汽缸内点火燃烧，产生动力。
一、容积效率引擎运转时，每一循环所能获得的空气量多少，是决定引擎动力大小的基本因素，而引擎的进气能力乃是藉由引擎的『容积效率』及『充填效率』来衡量。
『容积效率』的定义是每一个进气行程中，汽缸所吸入的空气在大气压力下所占的体积和汽缸活塞行程容积的比值。
之所以要用在所吸入空气在大气压力下所占的体积为标准，是因为空气进入汽缸时，汽缸内的压力比外在的大气压力为低，而且压力值会有所变化，所以采用一大气压的状态下的体积作为共通的标准。
并且由於在进行吸气行程时，会遭受各种的进气阻力，加上汽缸内的高温作用，因此将吸入汽缸内的空气体积换算成一大气压下的状态时，一定小於汽缸的体积，也就是说自然吸气引擎的容积效率一定小於１。
进气阻力的降低、汽缸内压力的提高、温度降低、排气回压降低、进汽门面积加大都可提高引擎的容积效率，而引擎在高转速运转时则会降低容积效率。
二、充填效率由於空气的密度是因进气系统入口的大气状态（温度、压力）而有所不同，因此容积效率并不能表现实际上进入汽缸内空气的质量，於是我们必须靠"充填效率"来说明。
"充填效率"的定义是每一个进气行程中所吸入的空气质量与标准状态下（1大气压、20℃、密度：1.187Kg/cm2占有汽缸活塞行程容积的干燥空气质量的比值。
在大气压力高、温度低、密度高时，引擎的充填效率也将随之提高。
由此也可看出，容积效率所表现的是引擎构造及运转状态所造成引擎性能的差异，充填效率表现的则是运转当时大气状态所引起引擎性能的变化。
进气岐管与容积效率另一项影响容积效率的重要因素是进气歧管的长度，由此也引发了与容积效率有关的『脉动』及『惯性』两种效应。
航空发动机PPT课件
第3章 飞行器动力系统
2020/2/19
1
3.1 发动机的分类及特点
冲压 喷气发 燃动气机
涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺桨发动机
活塞式
涡轮发
涡轮桨扇发动机
发动机
航发空动航机天 动机
涡轮轴发动机 垂直起落发动机
火箭
航空航天
冲压发 动机
组合
涡轮
发动机
火箭 发动机
化学 液体火箭发动机 火箭发 固体火箭发动机 动机 固-液混合火箭发动机
功率重量比——
发动机提供的功率和发动机重量之比（kW/kg）
燃料消耗率(耗油率)——
衡量发动机经济性的指标，产生1kW功率在每小时 所消耗的燃料的质量（kg/kW h)
2020/2/19
活塞式航空发动8 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
3.3 空气喷气发动机
气 球
平衡状态 反作用力 作用力
自动旋转喷灌器 喷嘴喷出高压水流的反作用力
燃烧剂 ——
液氢H2 航空煤油 肼及其衍生物N2H4 (CH3)2N2H2 混胺
2020/2/19
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
火箭发5动0 机
3、液体火箭发动机的优缺点
优点 —— 比冲高，推力范围大，能反复起动 推力大小较易控制，工作时间长 固体推进剂性能稳定，可长期贮存
缺点 —— 推进剂不宜长期贮存，作战使用性能差
星形发动机
直立式发动机
V形发动机
2020/2/19
活塞式航空发动6 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
活塞8发动机 双排14缸星形气冷发动机
2020/2/19
航发原理总结
航发原理总结航空发动机是飞机的核心动力装置，它能够将化学能或机械能转化为推力以提供足够的动力，使飞机能够在大气中飞行。
航空发动机的原理涉及内燃机和涡轮机两大类，这里将对这两类发动机的基本原理进行总结。
一、内燃机原理内燃机作为一种常见的航空发动机类型，其工作原理基于热力循环理论，通过燃料的燃烧产生高温高压气体，并将气体通过喷气或推力装置排出，从而产生推力。
1. 供油系统：内燃机通常采用喷油器将燃料喷入燃烧室。
燃油首先经过燃油系统的滤波、加压和调节，然后进入喷油器进行喷雾。
2. 压缩系统：内燃机中的压缩系统用于将进气的空气压缩，提高燃烧效率。
高压空气进入燃烧室后，燃油会被喷射到高压空气中，形成可燃气体。
3. 点火系统：点火系统通过电火花点燃燃油和空气混合物，将其燃烧，产生高温高压气体。
燃烧后的气体经过膨胀，释放能量将活塞推动。
4. 废气系统：废气系统将产生的燃烧废气排出发动机，同时通过涡轮增压器将废气中的能量转化为动力，提高发动机的效率。
二、涡轮机原理涡轮机是另一种常用于航空发动机的类型，它根据涡轮的能量转化原理来产生推力。
1. 压气机：涡轮机的压气机通过一系列旋转的叶片将进气的空气压缩，提高了燃烧室内空气的压力和温度。
2. 燃烧室：在涡轮机的燃烧室中，燃料被引入并点燃，产生高温高压气体。
3. 涡轮：燃烧室中产生的高温高压气体驱动涡轮旋转。
涡轮一般具有一系列定子和转子叶片，热能的转化使转子旋转，从而驱动压气机和涡轮增压器等设备。
4. 喷气推力：涡轮机通过喷管将产生的高速高压气流排出，而产生的反作用力则推动了飞机向前飞行。
总结：航空发动机的原理可以归纳为内燃机和涡轮机两大类。
内燃机通过燃烧燃料产生高温高压气体，通过喷气或推力装置排出，从而产生推力。
涡轮机则通过压气机将空气压缩，燃烧产生高温高压气体驱动涡轮旋转，最终产生喷气推力。
航空发动机的工作原理复杂而精密，需要各种系统和部件的协调配合。
对于航空发动机的进一步研究和创新，不仅有助于提高飞机的性能和可靠性，也对航空工业的发展具有重要意义。
发动机进气增压控制系统
通过进气增压，发动机能够吸入 更多的空气，从而增加燃料燃烧 效率，提高发动机的功率和扭矩
输出。
增压后，气缸内的空气密度增加， 使得燃油和空气混合物燃烧更加 充分，提高了发动机的功率和扭
矩。
增压压力的调节可以针对不同工 况进行优化，使得发动机在各种 转速和负载下都能获得最佳的动
力输出。
燃油经济性的改善
进气增压能够提高发动机的容 积效率，使得燃油能够更加充 分地燃烧，减少了燃油的浪费。
由于增压后发动机的功率和 扭矩提高，车辆可以更加高 效地加速和爬坡，减少了不
必要的燃油消耗。
增压控制系统能够根据车辆行 驶状态和驾驶员需求进行智能 调节，实现燃油经济性的最大
化。
排放性能的改善
1
进气增压能够提高发动机的燃烧效率，减少不完 全燃烧和未燃烧的燃料排放，从而降低污染物排 放。
发动机扭矩控制
电子控制单元（ECU）
根据车辆行驶状态、驾驶员意图和传感器信号，计算出所需的扭 矩。
燃油喷射系统
根据ECU指令，精确控制燃油喷射量，以实现所需的扭矩输出。
废气再循环系统
通过回收部分废气来调节发动机的扭矩输出，降低氮氧化物排放。
04 进气增压控制系统对发动 机性能的影响
功率和扭矩的提高
功能
通过提高进气压力，增加发动机 的充气效率，从而提高发动机的 功率和扭矩输出，改善发动机的 动力性能和燃油经济性。
增压系统的种类
01
02
03
机械增压系统
通过机械方式将空气压缩 并送入发动机，通常由皮 带或链条驱动。
涡轮增压系统
通过涡轮将发动机排出的 废气能量转化为压缩空气 的能量，再送入发动机。
发动机进气增压控制系统
进气系统基本知识介绍
密封件
确保滤清器与发动机进气 管路之间的密封性，防止 未经过滤的空气进入发动 机。
维护与更换
定期检查
按照车辆使用说明书的要求，定期检 查空气滤清器的状况，确保其正常工 作。
清洁滤清器
更换滤清器
当滤清器损坏严重或已达到使用寿命时， 应及时更换新的滤清器。更换时需注意滤 清器的型号和规格与原车要求相符。
05
进气系统传感器
空气流量传感器
01
作用
测量进入发动机的空气流量，为ECU提供控制喷油量的主要依据。
02
类型
热线式、热膜式、卡门涡旋式等。
03
工作原理
热线式利用惠斯顿电桥原理，通过测量热线电阻变化来计算空气流量；
热膜式与热线式类似，但采用热膜作为测量元件；卡门涡旋式则利用流
体振荡原理来测量空气流量。
燃油压力调节器及燃油泵
燃油压力调节器
燃油压力调节器的作用是保持燃油系统的压力稳定，防止因压力过高或过低而影响发动机性能。它主要由膜片、 弹簧和调压阀等组成，通过膜片感受燃油压力变化并调节调压阀的开度，从而保持燃油系统压力恒定。
燃油泵
燃油泵的作用是将燃油从油箱中抽出并加压后送往喷油器。根据驱动方式不同，可分为机械式和电动式两种类型。 机械式燃油泵由发动机凸轮轴驱动，而电动式燃油泵则由电机驱动。现代汽车多采用电动式燃油泵，具有结构紧 凑、工作可靠、噪音小等优点。
在检查过程中，如发现滤清器表面有较多灰 尘或杂质，可使用压缩空气从内向外吹拂清 洁，注意不可使用水或其他液体清洗。
03
进气管路与节气门体
进气管路设计
进气管路布局
合理的进气管路布局可以 降低进气阻力，提高发动 机的充气效率。
管径与长度
航空发动机的工作原理
航空发动机的工作原理
航空发动机是飞机的动力装置，它的工作原理可以大致分为以下几个部分：
1. 压缩空气：航空发动机通过高速旋转的压气机将外部空气吸入并压缩，增加空气的密度和压力。
2. 燃烧燃料：在压缩空气中注入适量的燃料，形成可燃混合物。
这个过程由燃烧室中的喷嘴和点火系统来完成。
3. 燃烧并膨胀：点燃可燃混合物后，燃料燃烧产生高温高压的燃气，使燃气在燃烧室内膨胀。
这一过程释放出大量的热能，推动航空发动机的转子运转。
4. 排放废气：燃料燃烧后产生的废气通过喷嘴排出。
这些废气中含有大量的热能，可以通过喷口喷出，产生推力。
5. 引擎运转稳定：航空发动机通过一系列复杂的系统来调节燃料供应、进气量等参数，保证发动机能够稳定运转，并根据需要提供足够的推力。
总的来说，航空发动机的工作原理主要是通过压缩空气、燃烧燃料、膨胀释能以及排放废气这一连续循环过程来不断产生推力，驱动飞机进行运动。
它的设计和运行技术高度复杂，需要精准的控制和维护，以确保飞机的安全和稳定性。
航空发动机原理
航空发动机原理简介航空发动机是飞机的核心部件之一，它的工作原理决定了飞机的飞行性能。
航空发动机的主要任务是将燃料的化学能转化为动力，推动飞机前进。
本文将介绍航空发动机的工作原理和主要组成部分。
工作原理航空发动机的工作原理基于热力学循环原理，它通过燃烧产生的高温高压气体推动涡轮转动，进而驱动飞机飞行。
一般来说，航空发动机根据工作原理可以分为喷气式发动机和涡轮螺旋桨发动机。
喷气式发动机原理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。
它的工作原理基于Joule-Brayton循环原理。
主要的组成部件包括压气机、燃烧室和涡轮。
1.压气机：压气机负责压缩进入发动机的空气，提高其压力和温度。
压缩空气被分为高压和低压两个级别，分别通过不同的压气机级实现压缩。
2.燃烧室：燃烧室是将燃料与压缩空气混合燃烧的地方。
燃料在燃烧室中燃烧产生高温高压气体，驱动涡轮旋转。
3.涡轮：涡轮由高温高压气体驱动，并通过轴将动力传递给压气机和其他系统。
涡轮旋转产生的动力推动了发动机的工作。
涡轮螺旋桨发动机原理涡轮螺旋桨发动机主要应用在小型飞机和直升机上。
它的工作原理基于Brayton循环原理。
主要的组成部件包括涡轮、燃烧室和螺旋桨。
1.涡轮：涡轮由燃烧室中的燃料燃烧产生的高温高压气体驱动。
涡轮旋转产生的动力推动飞机前进。
2.燃烧室：燃烧室是将燃料与压缩空气混合燃烧的地方。
燃料在燃烧室中燃烧产生高温高压气体，驱动涡轮旋转，进而推动飞机前进。
3.螺旋桨：涡轮螺旋桨发动机通过螺旋桨来提供推力。
螺旋桨通过轴与发动机的涡轮相连，涡轮驱动螺旋桨旋转，产生推力。
主要组成部分不论是喷气式发动机还是涡轮螺旋桨发动机，它们都包括以下几个主要的组成部分：1.压气机：负责压缩进入发动机的空气，提高其压力和温度。
2.燃烧室：将燃料与压缩空气混合燃烧，产生高温高压气体。
3.涡轮：由高温高压气体驱动，并通过轴将动力传递给压气机和其他系统。
4.出口喷管：将高温高压气体排出，产生推力。
飞机发动机空气系统
6
1.3 空气系统冷却功用
降低部件温度， 降低部件温度，使之可以在超过其材料限制的温 度下工作； 度下工作； 控制温度分布均匀，避免温度梯度， 控制温度分布均匀，避免温度梯度，防止出现因 温度不匀产生的热应力； 温度不匀产生的热应力； 控制热膨胀，改善发动机效率。 控制热膨胀，改善发动机效率。
发动机需要冷却的主要区域：燃烧室、涡轮、 发动机需要冷却的主要区域：燃烧室、涡轮、 轴承。 轴承。
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高压涡轮导向器和叶片冷却： 高压涡轮导向器和叶片冷却： 有单通道、多通道内部对流冷却、冲击冷却、 有单通道、多通道内部对流冷却、冲击冷却、外 部气膜冷却等方法。 部气膜冷却等方法。 涡轮盘和轴承冷却： 涡轮盘和轴承冷却： 采用双层壁结构轴承座，引入压气机空气， 采用双层壁结构轴承座，引入压气机空气，进入 其中的空腔进行循环冷却。 其中的空腔进行循环冷却。冷却空气还提供轴承 滑油腔的封严和增压， 滑油腔的封严和增压，阻止内部滑油腔的滑油向 外泄漏。 外泄漏。 附件冷却： 附件冷却： 发电机、点火导线； 发电机、点火导线；
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HPTACC工作原理 工作原理
高压涡轮间隙控制活门混合空气控制高压涡轮护罩 高压涡轮间隙控制活门混合空气控制高压涡轮护罩 支架的热力膨胀。通常HPTACC 系统保持在 系统保持在HPT 支架的热力膨胀。通常 叶尖与机匣支架之间的间隙至最小。 叶尖与机匣支架之间的间隙至最小。但当发动机内 部温度不稳定时或在大功率时， 部温度不稳定时或在大功率时，HPTACC系统增加 系统增加 涡轮间隙。 涡轮间隙。HPTACC系统增大间隙以确保高压涡轮 系统增大间隙以确保高压涡轮 叶尖与护罩不接触。 叶尖与护罩不接触。
压力平衡
内部冷却
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1.1 外部空气系统
航空发动机——进气系统
超音速进气道
当超声速飞机的设计飞行马赫数较大时，如果仍然使用 亚声速进气道会存在很强的脱体弓形激波，总压恢复系 数很低，发动机的推力损失严重。为避免大飞行马赫数 下的发动机推力严重损失，通常采用超声速进气道。
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气动原理： 用多波系代替一道正激波，将超音速流转变
为亚音速气流，减少损失，提高总压恢复系数。
免气流不均匀； 3、进气道外阻力尽可能小。
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总压恢复系数
进气道出口气流的总压和未受扰动气流的 总压之比。
i
Pt 2 pt 0
总压恢复系数是进气道内流损失程度的量度，总压恢复系数越大，气流在 压气机的增压比越高。
总压恢复系数降低1%，使推力下降1.5~2%，耗油率提高0.3~0.5%。
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9
进气道在飞机上的安装
当发动机所需流量小于进气道提供的 流量时，压气机前反压增加，正激波 前移，直至被推出口外。
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喘振
亚临界工况时，产生流量和压力的低频大振幅脉动； 不仅使发动机性能下降，而且有可能造成发动机熄火或损坏机件 。
嗡鸣
在超临界工况时，产生的高频振动。
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进气道调节
离开了设计点之后，不仅会降 低发动机性能，情况严重时，甚 至使发动机不能正常工作。其主 要的问题是发动机所需要的流量 和进气道所提供的流量不匹配。
性和机动性的要求，这类飞机的进气道可设计成几何不可调的亚声速进气道。
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亚声速飞机的进气道一般选 取飞机的巡航状态为设计状态 ，典型的亚声速进气道是一段 扩张型通道
进气道参数沿流程变化
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01—1： 主要是扩压，然后有一小段收敛，扩压一般在进气道的前面 部分，可使气流速度下降，减小沿进气道内的流动损失。在压气机前 有一段收敛段是使气流较均匀地进入压气机。
航空活塞发动机-进气过程
第三章 航空活塞发动机的工作过程
■ 气体（或混合气）的受热程度: 发动机工作时，机件受热温度升高。气体受 热越厉害，则其密度越小，故充填量减小;反之，
■ 气体受热程度小，则充填量可以增大。因此， 发动机冷却散热不良，发动机 温度升高，会引起充填量减小。
• 进气门的 开角α • 定义: 进气门的 开角是进气门刚刚打
开时，曲柄与气缸中心线之间的夹角 。 • 进气门要 开，应在排气行程的后期打 开。 • 进气门 开角约为15°－45°。 • 好处: 进气门 开可以尽量多地吹 除废气，尽量多地进入新鲜的混合气 ，提高发动机的容积效率，从而提高 发动机的输出功率，又有利于气缸， 特别是气缸头的冷却。
• 进气门要晚关就应在压缩行程的初期关闭。进气门 晚关角的范围: 40°～80°。
• 好处: 进气门晚关可以尽量多地进入新鲜的混合气; 提高发动机的容积效率，从而提高发动机的输出功 率; 也有利于气缸，特别是气缸头的冷却。
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 进气门的晚关角β
• 关的过晚, 会使一部分已经进入气缸的新鲜混合气 被活塞压回进气管内, 使进入气缸的新鲜混合气充 填量减少。
航空活塞发动机的 工作过程
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 理想循环 –活塞式发动机的理想循环叫奥托循环,又叫定容加热 循环。 – 由下述四个可逆的热力过程组成 • 绝热压缩过程； • 定容加热过程； • 绝热膨胀过程； • 定容放热过程。
第三章 航空活塞发动机的工作过程
第一节 进气过程
一、进气过程的进行情况
第三章 航空活塞发动机的工作过程
• 实际充填量:
进气系统
可变长度的进气歧管有两个不同 长度的进气道，根据发动机转速要 求，通过控制机构的运作来进行长 短气道的切换。低转速时长气道打 开，短气道关闭，而高转速时气流 主要从短气道进入缸盖。
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END
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2006-07-07 发动机进气系统简介
2006-07-07 发动机进气系统简介
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2.可变涡流控制系统
通过改变气道截面大小来控制进气量的大小，使发动机燃烧室产生不同的 涡流，以获取更好的发动机性能和排放要求的一种技术。
下面是我们公司CBR发动机的进气歧管
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进气系统未来发展方向大致是向模块化，集成化发展，整个系统采 用模块化设计，总成供货。这样不仅保证了整个系统零件的装配质量， 而且也对发动机整体性能有一定的好处，进气噪音上的控制也较容易实 现，但是整个系统将比较复杂，零件数量大量增加。
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机首进气：进气
道在机头位置。
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腹部进气：
三代战斗机多采用此种进气道如美国 的F-16，欧洲的EF-2000，中国的歼 10等
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两侧进气。现代战斗机最常见 的进气道布局。如美国的F15， 俄罗斯的MIG-23，中国的J8Ⅱ 等。
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背部进气。现役的有B-2 ，A-10等。
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第三讲 航空发动机进气系统
1
主要内容
1、进气道功用和参数 2、进气道在飞机上的安装形式 3、进气道的结构形式
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进气道
进气由飞机的进口（或发动机短舱进口）至发动机进口所经过的一 段管道称为发动机的进气道。
进气道用于从外界吸入空气，将空气供给发动机并在较高的飞行 马赫数下利用气流速度减速增压。
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移动中心体
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二元进气道调节
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当发动机所需流量小于进气道提供的 流量时，压气机前反压增加，正激波 前移，直至被推出口外。
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喘振
亚临界工况时，产生流量和压力的低频大振幅脉动； 不仅使发动机性能下降，而且有可能造成发动机熄火或损坏机件 。
嗡鸣
在超点之后，不仅会降 低发动机性能，情况严重时，甚 至使发动机不能正常工作。其主 要的问题是发动机所需要的流量 和进气道所提供的流量不匹配。
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超音速进气道
当超声速飞机的设计飞行马赫数较大时，如果仍然使用 亚声速进气道会存在很强的脱体弓形激波，总压恢复系 数很低，发动机的推力损失严重。为避免大飞行马赫数 下的发动机推力严重损失，通常采用超声速进气道。
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气动原理： 用多波系代替一道正激波，将超音速流转变
为亚音速气流，减少损失，提高总压恢复系数。
进气系统
由进气道、进气道控制装置、放气门和辅助进气门、附面层 吸除装置和防止外来物进入的防护装置等组成
5
进气道的工作对发动机的影响
1、影响发动机的空气流量； 2、流场畸变影响发动机工作特性; 3、影响发动机有效推力.
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基本要求
1、小的总压损失，达到减速增压任务； 2、所有飞行条件和发动机工作状态下，避
免气流不均匀； 3、进气道外阻力尽可能小。
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总压恢复系数
进气道出口气流的总压和未受扰动气流的 总压之比。
i
Pt 2 pt 0
总压恢复系数是进气道内流损失程度的量度，总压恢复系数越大，气流在 压气机的增压比越高。
总压恢复系数降低1%，使推力下降1.5~2%，耗油率提高0.3~0.5%。
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9
进气道在飞机上的安装
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发动机短舱进气： 一般运输机与轰炸机都采用这种进 气方式。
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亚音速进气道
亚声速进气道主要用于亚声速飞机或飞行马赫数 的低超声速飞机。例如，亚声速军用运输机和民航机的巡航飞行马
赫一M数般跨装a声0有速亚飞1声，机.6速一进~般气1具.道7有。高亚声速巡航速度和不大的超声速，M为a0保证0其.8多~状态0.9
性和机动性的要求，这类飞机的进气道可设计成几何不可调的亚声速进气道。
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亚声速飞机的进气道一般选 取飞机的巡航状态为设计状态 ，典型的亚声速进气道是一段 扩张型通道
进气道参数沿流程变化
20
01—1： 主要是扩压，然后有一小段收敛，扩压一般在进气道的前面 部分，可使气流速度下降，减小沿进气道内的流动损失。在压气机前 有一段收敛段是使气流较均匀地进入压气机。
超音速进气道的类型
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混合式超音速进气道的特点：
1、外形较平直，可以减少进气道的 外阻； 2、最后一道正激波，位置和强度可 调，工作相对稳定； 3、起动容易。
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超音速进气道的特性：
超音速进气道工作特性比较 敏感，它取决于飞行马赫数 和发动机工作状态。
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飞行马赫数的变化对波系的影响
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扩压段正激波推出口外