发动机原理(第二章进气道)
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
发动机原理-第二章 发动机的换气过程
第二章 发动机的换气过程一。
五个角度：1.进气提前角α：从进气门打开到上止点这段曲轴转角(0～40 oCA)。
目的：活塞下行时有足够大的开启面积，新鲜工质可以顺利流入气缸。
2.进气门迟闭角β：从下止点到进气门关闭(40～70 oCA) 。
目的：利用高速气流的惯性，在下止点后继续充气，以增加进气量。
3.排气提前角γ：从排气门开启到活塞行至下止点所对应的曲轴转角称为，一般为30º~80ºCA。
目的：①在活塞上行时排气门有足够大的开启面积；②减小活塞上行时的阻力。
4.排气迟闭角δ：从上止点到排气门完全关闭这段曲轴转角（10～350CA ） 目的：利用高速气流的惯性排除废气。
.5.叠开角：进、排气门同时开启时对应的曲轴转角，一般为20º～80º曲轴转角。
在增压发动机可达80º~160º的曲轴转角。
因其进气压力高。
目的：由于进气管、气缸、排气管互相连通，可以利用气流的压差、惯性或进、排气管压力波的帮助，清除残余废气，增加进气量，降低高温零件的温度，但注意不应产生废气倒流现象。
二，换气过程：⑴自由排气阶段：排气门开启到气缸压力接近了排气管压力的这一时期 ⑵超临界状态： 排气门开启时，气缸内废气压力较高（0.2~0.5Mpa ）， 通过排气门口废气的流速等于该状态下的音速（m/s ）在超临界排气时期①废气流量与排气管内压力pr 无关，只与气缸内的气体状态及气门开启截面积有关②因排气流速甚高，在排气过程中伴有刺耳的噪声，所以排气系统必须装有消声器。
⑶亚临界状态：当时，排气流动转入亚临界状态，废气流速降低，产生的噪音较小。
特征：排出的废气量决定于气缸内及排气管内的压力差。
压力差越大排出废气越多。
当到某一时刻 ，自由排气阶段结束（一般下止点后10º~30º曲轴转角）。
此阶段虽然历程很短，但因排气流速甚高，排出废气量达60%以上。
⑷高速发动机：高速发动机其排气提前角要大一些：在自由排气阶段中，排出的废气量与发动机转速无关。
发动机原理(第二章进气道)共20页
外阻较大。
混压式超音进气道
超音亚音：介乎于 前两者之间； 外罩平直，外阻小； 结尾正激波可自动调 节，工作稳定； 起动较容易。
4、超音速进气道特性
（1）斜波系角度变化 交点不再位于唇口 低超音速飞行，激 波交点前移，超音 溢流阻力加大。 高超音速飞行，激 波交点后移，激波 损失加大。
dAA(Ma2
1)
dV V
三种类型 混压式 外压式 内压式
内压式超音进气道
➢ 超音亚音：全部在口内完成； ➢ 理想状况：总压损失小 ➢ 因起动问题，较少实用。
外压式超音进气道
超音气流经过2道斜 激波后，气流速度减 小，压力提高，再经 过一道位于进口处的 正激波降为亚音流， 在口内的扩张通道内 进一步减速增压；
二、亚音进气道
1、结构形式 皮托管式
2、流动模型
K p0*A0q(0) K p0*1A01q(01)
T0*
T0*1
流量系数
大小决定于飞行M数
A0 q(01)
和发动机工作状态
A01 q(0)
0 <<
为适应 的变化，减少分离，具有钝圆形唇口。
V0
三、 超音速进气道
激波
产生：超音速气流受到压缩产生的强压 缩波
4、超音速进气道特性
（2）结尾正激波位于 喉道(临界状态)
（3)结尾正激波被吸向 后移(超临界状态) 总压损失加大 嗡鸣
（4)结尾正激波被推出 口外(亚临界状态) 亚音溢流阻力加大 喘振
4、超音速进气道特性
5、调节
轴对称
移动中心锥体
二元
调节楔角板角度 外罩角度 放气门 辅助进气门
楔板角1＝2044 正激波
第二章进气道ppt课件
可分为内压式、外压式和混合式三种
精选
3
亚音速进气道
❖ 组成
壳体和前整流锥
❖ 站位分析
0－0截面
进气道前气流未受扰动处 的截面
01－01截面
进气道的进口
1－1截面
进气道的出口
精选
亚音速进气道
4
❖ 通道形状
进气道前（0-0与01-01间）是一段扩张 形的管道
前整流锥后的管道稍有收敛
精选
气流参数沿流程的变化
5
❖性能参数
空气流量
计算公式 影响因素
qm,a VAK
p0* T0*
A0q(M)a
大气密度ρ, 飞行速度V 和压气机的转速n
大气密度ρ越高, 进入发动机的空气流量越多
▪ 大气密度受大气温度和飞行高度H的影响
✓ 大气温度越高空气密度越低。
✓ 飞行高度越高空气密度也越低
精选
2
❖ 进气道的功用
在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地 引入压气机,并在压气机进口形成均匀的流场以避免压气机 叶片的振动和压气机失速;
当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压 压缩空气, 提高空气的压力。
❖ 涡轮喷气发动机的进气道分类
亚音速进气道
主要用于民用航空发动机 大多采用扩张形的亚音速进气道
第二章 进气道
❖ 定义
狭义：飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一段 管道（对于涡喷发动机）
短舱进口到风扇进口（对于涡扇发动机）
广义：指进气系统，除了上述管道之外，还包括防 喘装置、附面层吸除装置、自动控制装置、防止外 来物进入的防护装置等
本课程中所指的一般为进气系统
发动机系统工作原理
发动机系统工作原理发动机是现代交通工具中的重要组成部分，它是为车辆提供推动力的关键设备。
了解发动机系统的工作原理对于维护和了解汽车性能非常重要。
本文将介绍发动机系统的基本工作原理，包括点燃混合气体、气缸压缩和爆炸推动等过程。
1. 燃油供给系统发动机的燃油供给系统主要由燃油箱、燃油泵、燃油滤清器和喷油器等组成。
燃油从燃油箱通过燃油泵被抽送到发动机中，并经过滤清器过滤杂质。
喷油器将燃油以合适的喷雾形式喷入气缸，与空气混合形成可燃混合气体。
2. 空气供给系统发动机的空气供给系统主要由进气道、空气滤清器和节气门等组成。
空气通过空气滤清器进入进气道，节气门控制空气流量。
进入气缸的空气需要与喷入的燃油混合，在发动机工作中发挥作用。
3. 点燃系统点燃系统是发动机中点燃混合气体的关键部分。
它主要由点火线圈、火花塞和点火控制模块等组成。
点火线圈提供高压电流，通过火花塞产生高压火花，点燃气缸中的混合气体。
点火控制模块控制点火的时机和参数，确保点火过程的准确性。
4. 气缸压缩和爆炸推动气缸是发动机中完成燃烧过程的关键部分。
气缸内的活塞上下运动，通过连杆和曲轴将线性运动转化为旋转运动，并扭转输出动力。
在活塞上升的过程中，气缸内的混合气体被压缩，从而提高其温度和压力。
当活塞达到顶点时，点火系统引发火花，混合气体发生爆炸燃烧，并推动活塞向下运动。
这种连续的爆炸和推动过程使发动机产生动力。
5. 冷却系统发动机工作时会产生大量热量，为了保证发动机的正常运行，需要通过冷却系统来控制温度。
冷却系统由水泵、散热器和冷却液等组成。
冷却液通过水泵循环流动，带走热量并通过散热器散发到空气中，从而保持发动机温度在合适范围内。
总结：发动机系统的工作原理包括燃油供给、空气供给、点燃、气缸压缩和爆炸推动等多个方面。
各个部件有效地协作，保证发动机的正常运转。
了解发动机系统的工作原理有助于我们更好地理解汽车的性能，并在维护和保养中做出正确的决策。
第二章 发动机的换气过程
原理。
件（如排气门）热负荷低。
重叠角过大，气门易碰活塞， 使得活塞上气门凹坑过深，破坏
了进气涡流和燃烧，同时加重增
压器的负担。
排气迟闭
排气提前
四冲程发动机配气相位
一般柴油机为20～50 °CA，增压柴油机为80 °～50 °CA 。
3）重叠角对汽油机的影响： 大多数汽油机吸入的新鲜工质是可燃混合气，过大重叠
塞下行时气门具有较大的流通截
面积（一般提前角为10°～
40°CA）。 2）进气门迟闭： 充分利用气
进气门开
流惯性继续充气（一般迟闭角为
40°～ 70°CA）。
迟闭角
进气门提前与迟闭
3）迟闭角的选择： （1）转速升高，气流惯性大， 迟闭角也应增大；
进气提前
排气迟闭
（2）迟闭角不宜过大，否则
低速时部分新鲜工质会被压出气 缸，不仅影响发动机动力性，柴 油机还会因此起动困难。
门升程，实现快速开与闭。
4）改善气道动力性：光滑壁面、圆弧过度、并使气门 升起后远离壁面。 5）高速柴油机采用较小的S/D。
2、进气终了气体温度 Ta ： Ta 越大，气体密度越小，
充量系数也越小（增压发动机进气中冷）。
3、残余废气系数γ： 残余废气越多，充量系数也就越小； 同时，废气越多，还会使燃烧恶化，降低发动机的经济性和 排放性。 排气系统阻力越大、排气终了压力也越大，残余废气 量也就越多。但是，适当量的残余废气可以改善发动机的 排放性能。 4、压缩比 c： 压缩比大，余隙相对容积减少，废气残余 量就减少，充量增大。 5、合适的配气相位
二、废气残余系数γ：
定义： 进气过程结束时气缸内残余废气质量与进入气缸 的新鲜空气质量之比。
发动机 工作原理
发动机工作原理
发动机的工作原理是将其他形式的能转化为机械能，通过往复活塞或旋转活塞将空气与燃料混合物压缩，产生高温高压，使燃料在点火时燃烧，产生爆炸力，推动活塞或转子移动，从而输出机械功。
具体来说，发动机的工作过程包括进气、压缩、做功和排气四个冲程。
在进气冲程中，空气或燃料混合物被吸入气缸，活塞从上止点移动到下止点，气缸内压力降低，产生真空度，气缸内压力降到进气压力以下，通过化油器或汽油喷射装置雾化的汽油与空气混合形成可燃混合气，由进气道和进气门吸入气缸内。
在压缩冲程中，活塞从下止点向上止点移动，气缸内压力逐渐升高，将可燃混合气压缩，使其温度和压力升高。
在做功冲程中，可燃混合气被点燃，产生高温高压气体推动活塞向下移动，通过连杆、曲轴、飞轮等机构对外输出机械能。
在排气冲程中，活塞向上移动，将燃烧后的废气从气缸内排出。
根据不同的分类标准，发动机可以分为多种类型。
按燃
料不同可以分为汽油机和柴油机；按工作循环不同可以分为四冲程发动机和二冲程发动机；按冷却方式不同可以分为水冷式发动机和风冷式发动机；按气缸数目不同可以分为单缸发动机和多缸发动机；按进气方式不同可以分为自然吸气发动机和强制进气发动机等。
总之，发动机是一种能够把其他形式的能转化为机械能的机器，是现代工业社会中不可或缺的动力设备之一。
战斗机发动机工作原理
战斗机发动机工作原理
战斗机发动机的工作原理是通过燃烧燃料产生推力来推动飞机向前飞行。
以下是战斗机发动机的工作原理的详细介绍：
1. 吸气：战斗机发动机通过进气道吸入外部空气。
进气道设计精细，能够确保足够的气流进入发动机。
2. 压缩：进入发动机的空气被压缩，使其密度增加。
这一过程通常由多级离心式压气机完成，每级压缩空气的同时增加其压力。
3. 预燃烧：在压缩空气进入燃烧室之前，通过喷油系统向燃烧室中喷入燃料。
燃料与预热的空气混合，形成易燃混合气体。
4. 燃烧：混合气体在燃烧室中点燃，产生高温和高压气体。
以点火系统引燃，使混合气体瞬间爆燃，并扩散。
5. 推力产生：燃烧产生的高温高压气体通过喷管排出，形成喷射出的高速气流。
根据牛顿第三定律，喷射出的气流产生反作用力，即向相反方向推动战斗机。
以上就是战斗机发动机的工作原理。
通过不断循环的燃烧过程产生的推力，使战斗机能够进行高速飞行、机动性和战斗能力。
汽车发动机的工作原理图解
活塞
排气门关闭
作功终了：温度 1500~1700 K， 压 力300~500 kPa
4·排气行程
作用：
进气门关闭
排出膨胀做功后的废气
过程：
排气门开启，进气门仍然
关闭，活塞从下止点向上 止点运动，曲轴转动 180°。排气门开启时， 燃烧后的废气一方面在汽 缸内外压差作用下向缸外 排出，另一方面通过活塞 的排挤作用向缸外排气
3·作功行程
作用：
进气门关闭
燃烧高温高压气体膨胀做功
过程：
当活塞接近上止点时，由
火花塞点燃可燃混合气， 混合气燃烧释放出大量的 热能，使汽缸内气体的压 力和温度迅速提高高温高 压的燃气推动活塞从上止 点向下止点运动，并通过 曲柄连杆机构对外输出机 械能。
瞬时最高：温度 2200~2800 K， 压 力3~5MPa
排气门
吸气行程
压缩行程 作功行程
排气行程
瞬时：温度 1800~2200K压力
喷油泵
5~10 MPa
二·二冲程汽油机的工作原理
火花塞 换气孔
压缩混合 气
排气孔
点火燃烧
曲轴箱
进气孔
进气
排气
压缩
进气
燃烧
排气
过程： 活塞向上运动，将三排孔都关闭，活塞上部开始压缩，当活塞
继续上时，活塞下方打开了进气孔，可燃混合气进入曲轴箱，活塞接 近上止点时，火花塞点燃混合气，气体燃烧膨胀，推动活塞向下运动 ，进气孔关闭，曲轴箱内的混合气受到压缩，当活塞接近下止点时， 排气孔打开，排出废气，活塞再向下运动，换气孔打开，受到压缩的 混合气便从曲轴箱经进气孔流入气缸内，并扫除废气。
排气门打开
活塞
残余废气
汽车发动机的进排气原理(配气相位和充气效率定义及分析)
长安大学汽车学院曹建明
第二章 发动机的换气过程
重量比 容积比 燃料 1 1 液态 空气 15 1000 气态 燃料受机械控制，容易加入。而汽缸容积就那么大，要想多加空气就要困 难得多。因此，对发动机换气过程的研究就显得尤为重要了。 燃烧是做功之本。 燃烧需要空气与燃料。
§2-1 四冲程发动机的换气过程
（三） 排气提前角 o
― 28 ―
《发动机原理》
长安大学汽车学院曹建明
o v ，
V1 V4
其中－后期膨胀比。
考虑经济性，在排气损失最小的前提下，尽量减小排气提前角。
（四） 气门叠开角 i , o
i , o 缸内气体易倒流进气管； i , o p r ， Ta v
（三） 进气道
― 27 ―
《发动机原理》
长安大学汽车学院曹建明
转弯半径 R， 表面光洁度， 各管口与垫片孔口对中 流动阻力 v 设计时还要考虑组织进气涡流。
（四） 空气滤清器
通道面积，除尘效果 流动阻力 v 经常清洗，更换纸芯。 喉口截面积 流动阻力 v ，但雾化效果 。 解决这对矛盾，采用双喉口。小喉口：雾化；大喉口：进气。
v
进气状态：非增压：空气滤清器后进气管内的气体状态, 通常取为当地的大气 状态。 增 压：增压器出口状态。 严格地说，充气效率应为
v
实际进入汽缸的新鲜充量 以标准大气状态充满汽缸工作容积的新鲜充量
更合理。这样，在后面将要讲到的大气修正中，不同的压力和温度下进气量的 比值就等于其充气效率之比。否则，按照前头的定义式，大气温度越高，充气 效率反而会越高，讲起来似乎无法接受。而且也不具备可比性。
发动机原理(航空)课件：第二章第二节 进气道
Ain 0.8080m 2
Acr 0.4780m 2 Aout 0.6m 2
Ma 2
Ma 1
Ma 0.55
1.6351
1
0.5847
2020年9月2q7(日) 0.5916
q() 1
q() 0.7967
19
四、超音速进气道
1、气动设计原理 例：
进口Ma
3.000 2.000 1.600 1.200
前方气流 速度Ma=2
X
Ma≥1
2020年9月27日
15
四、超音速进气道
1、气动设计原理 例：超音速歼击机，作战飞行Ma=2，风扇 进口Ma需求：0.55，进口直径面积A=0.6m2
前方气流 速度Ma=2
2020年9月27日
Ma=0.55
16
四、超音速进气道
1、气动设计原理 例：超音速歼击机，作战飞行Ma=2，风扇 进口Ma需求：0.55，进口直径面积A=0.6m2
3
一、功能/设计要求
2、设计要求
– 损失小（内流、外阻） – 工作稳定性好 – 高流通能力 – 出口流场尽量均匀
• 温度畸变 • 压力畸变
2020年9月27日
4
一、功能/设计要求
3、位置（亚音速飞机）
2020年9月27日
5
一、功能/设计要求
3、位置（超音速飞机）
2020年9月27日
6
一、功能/设计要求
0.99 in 1.51
0.99 in 0.99
12
三、亚音速进气道
4、应用
– 亚音速飞机 – Ma数小于1.5的低超音速飞机
2020年9月27日
13
三、亚音速进气道
2冲程发动机工作原理
2冲程发动机工作原理
2冲程发动机工作原理是指在两个活塞冲程内完成一个完整的
工作循环。
它由进气、压缩、爆燃和排气四个过程组成。
具体工作原理如下：
1. 进气过程：活塞下行时，汽缸内形成负压，进气门打开，混合气体通过进气道进入汽缸。
2. 压缩过程：活塞向上行驶，进气门关闭，压缩混合气体。
活塞的上行运动将混合气体压缩，增加燃烧的效率和能量。
3. 爆燃过程：当活塞到达顶点时，火花塞向混合气体发送火花，点燃混合气体。
燃烧产生的高温和高压气体推动活塞向下行驶。
4. 排气过程：当活塞到达底点时，排气门打开，废气通过排气道排出汽缸。
活塞再次向上行驶，完成一个完整的工作循环。
与四冲程发动机相比，两冲程发动机在同样的体积和重量下，具有更高的功率密度和更简单的结构。
然而，由于无独立进气和排气过程，会产生较高的废气排放和较差的燃油经济性。
因此，两冲程发动机在大部分应用领域中已被四冲程发动机所取代。
发动机原理(第二章进气道)shangzai
三、 超音速进气道
斜激波原理
利 利用斜激波，减小气流沿激波法方向的速 度分量，从而降低了激波强度。
三、 超音速进气道
超音速进气道
Ma来流 =2.0
Ma需求=0.55
三、 超音速进气道
超音速进气道的工作原理：
合理的组织激波把超音速气流降低到亚音速； 再通过扩张型管道，使得流速进一步降低
出口总压 p1* * 进口总压 p0
冲压比（掌握）
* * p0 出口总压 p1 k 1 in (1 Ma2 ) k 1 远前方来流静压 p0 p0 2 k
流量系数（了解）
VA0 A0 实际空气流量 通过捕获面积的空气流 量 VA01 A01
一、进气道概述
5、性能参数 (11km)
远前方 进气道出口 性能参数
总压 34521 静压 22632
Ma 0.8
34176 28007
0.54
0.99
in 1.51
0.898
总压 176939 158892 静压 22632 Ma 2.0 144918 0.54
in 7.02
进口面 进口速度 喉道Ma 积m2 m/s 1.944 877.8 1.000 0.8080 589.3 1.000 0.6249 472.2 1.000 0.5352 354.4 1.000
喉道面 积m2 0.4407 0.4780 0.4999 0.5195
喉道速 度m/s 440.7 360.4 331.3 306.0
三、 超音速进气道
2.0 1.0 0.8 1.5 0.6 1.0
q(
0.4 0.2 0.0 0.0
0.5
飞机发动机原理与结构—进气道
导学6 进气道防冰
基本的防冰方法
涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机一般采用热空气防冰； 涡轮螺旋桨发动机采用电加温或热空气与电加温混合的方式来防冰，防冰
可通过热滑油沿进气道周围循环来补充热量，热空气系统在可能会结冰的 地方为发动机提供表面加温； 某型发动机采用组合防冰的方式。
压比增大；在11,000 米高度以上，飞行高度改变时，大气温度保持不变。冲压比 也保持不变。 • 空气在进气道中的流动损失增大，气体总压减小，冲压作用减弱，冲压比减小。
导学5 冲压比
目录
CONTENTS
1
进气道概述
2
亚音速进气道
3
超音速进气道
4
进气道防冰
由于发动机的压气机进口处的气流都是亚音速，超音速飞机上的进气道必须使进来的气流 减速成亚音速气流；
❖ 整流锥后气流速度稍有上升,压力和温度稍有下降, 这样可以使气流比较均 匀地流入压气机保证压气机的正常工作,总压下降,总温保持不变。
❖ 进气道内所进行的能量转换是动能转变为压力能和热能。
2. 气体的流动模型
一定的进气道，它的进口流动模
型取决于发动机的工作状态和飞 行的M数。
流量系数φ=进气道远前方截面
3
超音速进气道
4
进气道防冰
1. 组成
亚音速进气道由壳体和整流锥组 成，整流锥有的分为前整流锥和 后整流锥。它的进口部分为圆形 唇口，进气道内部通道为扩张通 道，使气流在进气道内减速增压。
亚音速进气道
导学3 亚音速进气道
CFM56-3 进气锥
2. 气体的流动模型
发动机原理第二章 内燃机的循环及性能评价指标
=1
河
b) 混合循环： Q1 、一定
南
理
，，t
工
大
学
二、理论循环的评价
第二章 内燃机循环及性能评价指标
2.平均循环压力pt 单位气缸工作容积所做的循环功 评定循环的做功能力
pt
Wt Vs
tQ1
Vs
混合
ptm
k k 1
pa
k 1
1
k
1t
河 南
等容
ptv
k k 1
pa
k 1
1t
理
柴油机 pr (1.05 ~ 1.2) p0
Tr 700 ~ 900K
排温取决于燃烧温度
河
燃烧过程迟后或后燃（补燃）增加排温升高，
南
理 排温是检查发动机燃烧状况的重要参数
工
大
学
第二章 内燃机循环及性能评价指标
二、实际循环的评价指标 指示指标：以工质对活塞做功为基础，评价实际循
环的做功能力和经济性。
第二章 内燃机循环及性能评价指标
一、卡诺循环与内燃机的动力循环
卡诺循环:绝热压缩、绝热膨胀做功、等温加热、等 温放热
卡诺效率:
tc
W Q1
1
Q2 Q1
1 T2 T1
提高动力循环热效率 的主要途径温差
河 南
卡诺定理：任何实际循环热效率<卡诺效率
理
工 大
意义：指明热力动力机械装置提高热效率的途径
学
第二章 内燃机循环及性能评价指标
一、卡诺循环与内燃机的动力循环
汽油机 — 通过液体燃料（汽油）实现奥托循环 轻便快速内燃机但热效率受限制
柴油机 — 从卡诺循环，以提高热效率增加压缩比提高温 差 热效率至今最高
汽车发动机原理课后习题答案
第一章发动机的性能1.简述发动机的实际工作循环过程。
1）进气过程：为了使发动机连续运转，必须不断吸入新鲜工质，即是进气过程。
此时进气门开启，排气门关闭，活塞由上止点向下止点移动。
2）压缩过程：此时进排气门关闭，活塞由下止点向上止点移动，缸内工质受到压缩、温度。
压力不断上升，工质受压缩的程度用压缩比表示。
3）燃烧过程：期间进排气门关闭，活塞在上止点前后。
作用是将燃料的化学能转化为热能，使工质的压力和温度升高，燃烧放热多，靠近上止点，热效率越高。
4)膨胀过程：此时，进排气门均关闭，高温高压的工质推动活塞，由上止点向下至点移动而膨胀做功，气体的压力、温度也随之迅速下降。
（5）排气过程：当膨胀过程接近终了时，排气门打开，废气开始靠自身压力自由排气，膨胀过程结束时，活塞由下止点返回上止点，将气缸内废气移除。
3.提高发动机实际工作循环热效率的基本途径是什么？可采取哪些基本措施？提高实际循环热效率的基本途径是：减小工质传热损失、燃烧损失、换气损失、不完全燃烧损失、工质流动损失、工质泄漏损失。
提高工质的绝热指数κ。
可采取的基本措施是：⑴减小燃烧室面积，缩短后燃期能减小传热损失。
⑵. 采用最佳的点火提前角和供油提前角能减小提前燃烧损失或后燃损失。
⑶采用多气门、最佳配气相位和最优的进排气系统能减小换气损失。
⑷加强燃烧室气流运动，改善混合气均匀性，优化混合气浓度能减少不完全燃烧损失。
⑸优化燃烧室结构减少缸内流动损失。
⑹采用合理的配缸间隙，提高各密封面的密封性减少工质泄漏损失。
4.什么是发动机的指示指标？主要有哪些？答：以工质对活塞所作之功为计算基准的指标称为指示性能指标。
它主要有：指示功和平均指示压力.指示功率.指示热效率和指示燃油消耗率。
5.什么是发动机的有效指标？主要有哪些？答:以曲轴输出功为计算基准的指标称为有效性能指标。
主要有：1）发动机动力性指标，包括有效功和有效功率.有效转矩.平均有效压力.转速n和活塞平均速度；2）发动机经济性指标，包括有效热效率.有效燃油消耗率；3）发动机强化指标，包括升功率PL.比质量me。
吸气式活塞发动机工作原理
吸气式活塞发动机工作原理
首先，进气过程是活塞从上往下运动，气门打开，让外部空气通过进
气道进入汽缸。
进气道一般设有空气过滤器，用以滤除空气中的杂质。
进
气道末端有气门，气门可以通过操纵机构的控制来开启和关闭。
当气门打
开时，活塞下行运动会产生一个负压，使空气被吸入汽缸。
接着，压缩过程是活塞从下往上运动，气门关闭，将进入汽缸的空气
压缩。
活塞上升时，汽缸内的体积不断减小，使气体分子之间的碰撞更加
频繁，导致温度和压力升高。
在压缩过程中，发动机会消耗掉一定的机械能，产生一定的噪音和振动。
然后，燃烧过程是在压缩之后通过点火将混合气燃烧。
在燃烧室中，
一个由火花塞引起的火花点燃混合气体，燃烧产生的高温和压力能量使活
塞向下运动，同时产生爆炸声和应力波。
燃烧反应会产生水蒸气、二氧化碳、一氧化碳等废气，同时释放出大量的热能。
最后，排气过程是活塞从上往下运动，打开排气门，将燃烧后的废气
排出汽缸。
排气门通过控制机构的控制来开启和关闭。
当排气门打开时，
活塞下行运动产生压力，将废气排出汽缸，进入到排气系统中，最终排放
到大气中。
同时，排气门关闭后，进入下一个循环。
总的来说，吸气式活塞发动机通过循环的进气、压缩、燃烧和排气过程，将燃料和空气混合后燃烧，产生的热能驱动活塞运动来实现能量转换。
这种发动机常被用于汽车、摩托车、飞机等交通工具中。
它具有结构简单、成本较低的优点，但同时也存在废气排放问题、能量浪费问题等缺点，需
要不断的改进和优化。
发动机部件-进气道
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值 2.进气道的冲压比： ∏i=P1*/P0*
I
2 * P 1 V 1 i 1 P 2 RTO 0
1
冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩 程度越大。
冲压比随飞行速度的变化规律
影响进气道冲压比的因素有：流动损失；飞 行速度和大气温度。
qm ,a AV K
* po
T
* 0
A0 q ( 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
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。
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。
进气道
进气道
进气道的功用是:
在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动 损失, 顺利地引入压气机。
涡轮发动机进气道
涡轮发动机进气道的功用：
冲压恢复（压力恢复）—尽可能多的恢复自由气 流的总压并输入该压力到压气机。 提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.当 压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时 , 通过冲压压缩空气, 提高空气的压力。
亚音速进气道性能参数
1.总压恢复系数
进气道出口处的总压与来流总压之比。 总压恢复系数是小于1的一个数字。小于1的原因由于流动 损失，使总压下降的结果。
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4、超音速进气道特性
5、调节
轴对称
移动中心锥体
二元
调节楔角板角度 外罩角度 放气门 辅助进气门
外ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ式超音进气道
超音气流经过2道斜 激波后，气流速度减 小，压力提高，再经 过一道位于进口处的 正激波降为亚音流， 在口内的扩张通道内 进一步减速增压； 超音亚音：全部在 口外完成； 外阻较大。
混压式超音进气道
超音亚音：介乎于
前两者之间； 外罩平直，外阻小； 结尾正激波可自动调 节，工作稳定； 起动较容易。
V0
三、 超音速进气道
激波
产生：超音速气流受到压缩产生的强压
缩波 内凹壁面 楔形物和锥形物 流向高压区 分类：正激波、斜激波、弓形波
激波的性质
共性 强压缩波：经激波后静参数突变，总压下降 波前M数越高，激波越强，参数变化越剧烈 个性 经正激波，波后M<1；经斜激波，波后一般仍为M>1。 对相同超音速来流，经正激波的总压损失大于斜激波 来流M1＝1.5 正激波：s=0.92 M2=0.7 斜激波： (楔形物＝108’,=57), s=0.986，M2=1.107 对于斜激波，越大， 越大，激波越强，损失越大 经正激波，气流方向不变；经斜激波气流向波面转折 相交与反射
三、超音速进气道
1、气动设计原理 利用激波的性质，设计为多波系结构， 即先利用损失小的斜激波，逐步将高超 音流滞止为低超音流，再利用一道弱的 正激波将超音流滞止为亚音流。 减小因激波引起的总压损失 波系结构
来流M数＝2.0
激波波系 正激波 一道斜激波 正激波 二道斜激波 正激波 楔板角1＝2044 正激波 楔板角1＝1036 波后M数 0.577 1.16 0.868 1.617 0.72 0.87 0.996 0.98 0.72 0.866 0.926
4、超音速进气道特性
（1）斜波系角度变化 交点不再位于唇口 低超音速飞行，激 波交点前移，超音 溢流阻力加大。 高超音速飞行，激 波交点后移，激波 损失加大。
4、超音速进气道特性
（2）结尾正激波位于 喉道(临界状态) （3)结尾正激波被吸向 后移(超临界状态) 总压损失加大 嗡鸣 （4)结尾正激波被推出 口外(亚临界状态) 亚音溢流阻力加大 喘振
二、亚音进气道
1、结构形式 皮托管式 2、流动模型
K
* p0 A0 q (0 )
T
* 0
K
* p01 A01q (01 )
T
* 01
A0 q (01 ) A01 q (0 )
流量系数 大小决定于飞行M数 和发动机工作状态
0 <<
为适应 的变化，减少分离，具有钝圆形唇口。
楔板角2＝1239
结尾正激波
1.12
0.8965
0.947
0.9982
F15 超音速进气道
2、基本类型
轴对称 二元（矩形）
3、工作原理
Ma>1Ma<1
收敛—扩张 三种类型
dA dV 2 ( M a 1) A V
外压式 内压式
混压式
内压式超音进气道
超音亚音：全部在口内完成； 理想状况：总压损失小 因起动问题，较少实用。
第四节 进气道
一、功能、设计要求
1、功能 引入空气 高亚音或超音速飞行时 减速 2、设计要求 损失小（内流、外阻） 工作稳定性好 高流通能力 出口流场尽量均匀 温度畸变 压力畸变 3、位置 亚音飞机：短舱、尾部等 超音飞机：头部、机身两侧 、翼根、腹部等。
4、分类 亚音 超音