发动机原理第二章燃烧室
飞机发动机燃烧室原理
飞机发动机燃烧室原理
飞机发动机燃烧室原理
飞机发动机的燃烧室是将燃料和空气混合后进行燃烧的区域。
在这里，燃料和空气的混合被点燃产生高温和高压气体，推动涡轮旋转，并通
过喷嘴向后喷出高速气流，产生反作用力推动飞机前进。
燃烧室最常用的燃料是航空煤油，同时也有使用天然气和液态天然气
的发动机。
燃料经过喷嘴喷入燃烧室，随后加入一定比例的空气，形
成可燃气体混合物。
混合物通过点火器点燃后燃烧，产生高温高压气体。
燃烧过程需要保证充分燃烧，即燃烧混合物的每一部分都要得到充分
燃烧和利用。
燃烧室设计的目标是尽可能地提高燃烧效率，最大限度
地减少氧化物和一氧化碳等不利气体的产生，减少燃料的浪费和环境
污染。
燃烧室的设计必须要考虑到一系列因素，例如燃料种类、空气比例、
燃烧室结构、点火器、燃烧控制和传热效率等。
其中，燃烧室的结构
和喷嘴的设计是关键。
燃烧室大部分采用圆形结构，因为这可以提供
更均匀的压力分布，而喷嘴需要保证喷出的气流速度足够高，并且喷
嘴的数量和布局也需要合理。
另外，燃烧控制是燃烧室设计中的另一个重要因素。
燃烧室需要在不同的环境条件下进行工作。
在高压、高温和高高度的情况下，需要调整燃料和空气的比例来保证燃烧稳定和效率。
这也需要喷嘴和控制系统的支持来确保燃烧室在不同条件下工作的可靠性和安全性。
总体来说，飞机发动机燃烧室是飞机发动机一个至关重要的部分。
燃烧室的设计需要考虑到一系列因素，以确保高效稳定的燃烧过程，为飞机提供可靠的动力支持。
发动机原理第2章(尾喷管)
尾喷管性能参数
01
02
03
尾喷管出口压力
尾喷管出口压力是衡量尾 喷管性能的重要参数，它 决定了发动机的推力大小。
尾喷管出口温度
尾喷管出口温度反映了发 动机的燃烧效率，对飞机 性能和安全性有重要影响。
尾喷管扩散角
尾喷管扩散角的大小决定 了发动机的推进效率，扩 散角过大会导致推进效率 降低。
尾喷管性能测试
优化措施
优化措施包括改进尾喷管的形状、结 构和材料，以及调整发动机的燃烧室 和供油系统等，以达到优化尾喷管性 能的目的。
04 尾喷管应用与发展
尾喷管应用场景
航空领域
尾喷管在航空领域中应用广泛，主要用于控制飞机的起飞、 降落和飞行过程中的推力。不同类型的飞机和发动机需要 不同设计和性能的尾喷管。
航天领域
在航天领域，尾喷管用于控制火箭和航天器的发射、推进 和着陆。尾喷管的设计必须非常精确，否则可能会导致失 败。
汽车领域
一些高性能的汽车发动机也会使用尾喷管来提高发动机的 效率和性能。例如，一些赛车和运动型车辆会使用可变尾 喷管来提高加速和最高速度。
尾喷管技术发展
01
材料技术
随着材料科学的发展，尾喷管制造材料也在不断进步。现代的尾喷管通
新材料应用
随着新材料技术的不断发展，未来可能会出现更轻、更强、更耐高温的新型材料，用于制 造尾喷管。这些新材料可能会带来更优的性能和更长的使用寿命。
05 尾喷管案例分析
案例一：某型发动机尾喷管改进
总结词：技术升级
详细描述：某型发动机尾喷管在性能和效率方面存在不足，通过采用先进的材料 和设计理念，对尾喷管进行了技术升级和改进，提高了发动机的整体性能。
常由耐高温、耐腐蚀的合金制成，以确保其可靠性和寿命。
(完整版)内燃机原理课后习题与答案
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。
汽车发动机原理课后习题答案
第二章发动机的性能指标1。
研究理论循环的目的是什么？理论循环与实际循环相比，主要作了哪些简化?答:目的：1.用简单的公式来阐明内燃机工作过程中各基本热力参数间的关系,明确提高以理论循环热效率为代表的经济性和以平均有效压力为代表的动力性的基本途径2.确定循环热效率的理论极限，以判断实际内燃机经济性和工作过程进行的完善程度以及改进潜力3。
有利于分析比较发动机不同循环方式的经济性和动力性简化：1.以空气为工质，并视为理想气体，在整个循环中工质的比热容等物理参数为常数，均不随压力、温度等状态参数而变化2.将燃烧过程简化为由外界无数个高温热源向工质进行的等容、等压或混合加热过程,将排气过程即工质的放热视为等容放热过程3.把压缩和膨胀过程简化成理想的绝热等熵过程，忽略工质与外界的热交换及其泄露等的影响 4.换气过程简化为在上、下止点瞬间开和关,无节流损失,缸内压力不变的流入流出过程。
2.简述发动机的实际工作循环过程.四冲程发动机的实际循环由进气、压缩、燃烧、膨胀、排气组成3.排气终了温度偏高的原因可能是什么？有流动阻力,排气压力>大气压力，克服阻力做功，阻力增大排气压力增大，废气温度升高.负荷增大Tr增大；n升高Tr增大，∈+，膨胀比增大,Tr减小.4。
发动机的实际循环与理论循环相比存在哪些损失？试述各种损失形成的原因。
答：1.传热损失,实际循环中缸套内壁面、活塞顶面、气缸盖底面以及活塞环、气门、喷油器等与缸内工质直接接触的表面始终与工质发生着热交换2.换气损失，实际循环中，排气门在膨胀行程接近下止点前提前开启造成自由排气损失、强制排气的活塞推出功损失和自然吸气行程的吸气功损失3.燃烧损失，实际循环中着火燃烧总要持续一段时间,不存在理想等容燃烧,造成时间损失，同时由于供油不及时、混合气准备不充分、燃烧后期氧不足造成后燃损失以及不完全燃烧损失4。
涡流和节流损失实际循环中活塞的高速运动使工质在气缸产生涡流造成压力损失。
火箭发动机的工作原理
火箭发动机的工作原理火箭发动机是一种主要用于航天器推进的动力装置，其工作原理可以分为燃烧室火焰喷射原理、牛顿第三定律和液体火箭发动机推进力的产生三个方面。
以下将详细介绍火箭发动机的工作原理。
一、燃烧室火焰喷射原理1. 燃料和氧化剂的混合火箭发动机内部有一个燃烧室，燃料和氧化剂在燃烧室中被混合。
燃料可以是液体燃料（如液氢、液氧）或固体燃料（如固体推进剂），而氧化剂则为提供燃料燃烧所需的氧气。
2. 燃料燃烧产生高温高压气体当燃料和氧化剂混合并点火后，燃烧过程会产生大量的高温高压气体。
燃料和氧化剂的化学反应通过释放大量的能量来产生这些气体，其温度可以高达数千度。
3. 火焰喷射推出燃气高温高压气体通过喷嘴从燃烧室中喷射出来，形成火焰喷射。
喷嘴的设计使得气体加速并产生巨大的喷射速度，从而产生推力。
二、牛顿第三定律根据牛顿第三定律，每个作用力都有一个等大但方向相反的反作用力。
火箭发动机运作时，被喷出的高速气体会形成推力，而相应地，火箭本身也会受到一个方向相反的反冲力。
1. 火箭底部产生推进力当火箭喷射出高速气体时，气体的冲击力推动火箭向前运动。
这产生的推进力让火箭能够前进。
2. 反冲力使火箭向后运动火箭喷射气体出去时会受到一个反向的冲击力，这就是反冲力。
根据牛顿第三定律，反冲力会使火箭本身向反方向移动，但由于火箭的质量通常比喷射气体大很多，所以反冲运动并不明显。
三、液体火箭发动机推进力的产生液体火箭发动机的推进力是通过供应燃料和氧化剂的燃料泵产生的。
燃料泵的工作原理包括两个关键步骤：1. 增压泵提供燃料和氧化剂液体火箭发动机通常使用两个增压泵来提供燃料和氧化剂。
这些泵通过机械传动从燃料和氧化剂的储存容器中抽取相应的液体，然后将其加压并送入燃烧室。
2. 燃料燃烧产生推进力燃料和氧化剂在燃烧室中混合并点火，然后燃烧产生高温高压气体。
这些气体通过喷嘴被喷射出来，形成火焰喷射，产生强大的推进力。
总结：火箭发动机的工作原理涵盖了燃烧室火焰喷射原理、牛顿第三定律和液体火箭发动机推进力的产生。
航空发动机原理课后答案
航空发动机原理课后答案1) 燃烧室：燃烧室是航空发动机中的一个关键组件，它是燃料和空气混合物燃烧的场所。
通过燃料喷射系统将燃料喷入燃烧室，并与从压气机提供的空气混合。
在燃烧室中，通过点火将混合物点燃，产生高温高压的燃气。
2) 高压涡轮：高压涡轮是航空发动机中的核心部件之一，它由多个涡轮片组成。
高压涡轮通过从压气机传输过来的高温高压燃气驱动，使涡轮旋转。
涡轮的旋转带动压气机和燃料喷射系统等关键组件的运转。
3) 压气机：压气机是航空发动机中的一个重要组件，它由多个压气级组成。
压气机的主要作用是将空气压缩，提高空气的密度和压力，为燃烧室提供高压空气。
压气机通常分为高压级和低压级，高压级用于压缩空气到较高的压力，低压级用于进一步增加空气的压力。
4) 推力产生：航空发动机通过产生推力推动飞机前进。
推力产生的原理是通过喷出高速高温的排出气流，产生一个与排出气流相反的反作用力，从而推动飞机前进。
推力产生的主要方式有喷气推进和螺旋桨推进。
喷气推进是将排气气流直接喷出高速，而螺旋桨推进是通过螺旋桨叶片的旋转产生气流。
5) 冷却系统：航空发动机中的冷却系统主要用于降低发动机的温度，保持发动机在可靠运行温度范围内。
冷却系统通常采用冷却空气和冷却液来吸收和带走发动机产生的热量。
冷却空气可以通过多个渠道如冷却孔、涡扇中的空气等进入发动机并冷却各个部件。
6) 涡轮增压器：涡轮增压器是航空发动机中的一个关键组件，它位于压气机后方，主要用于增加进入燃烧室的空气压力。
涡轮增压器由涡轮和压缩机组成，涡轮增压器的核心是高压涡轮。
高压涡轮通过高温高压的燃气驱动，使压缩机中的涡轮旋转，进而增压进入燃烧室的空气。
7) 反推力：反推力是航空发动机的一个特殊功能，用于在起飞和着陆等特定时刻减慢飞机的速度。
通过调整发动机喷口的方向，使排气气流的方向反向，产生反向推力，从而减少飞机的速度。
反推力通常通过可逆涡轮发动机或喷气式飞机的扰流板等装置实现。
发动机的结构原理之2-2 活塞组结构与工作原理及组成材料
6、活塞在工作时的保护措施
（1）在活塞裙部表面涂保护层，可改善铝合金活塞的磨合性； 在活塞裙部表面涂保护层，可改善铝合金活塞的磨合性； 主要有铅、 石墨、磷保护层等。 主要有铅、锡、石墨、磷保护层等。 在安装活塞销时，使活塞销偏置某一方向装， （2）在安装活塞销时，使活塞销偏置某一方向装，以减少换向 时的敲击声，且使裙部减小磨损； 时的敲击声，且使裙部减小磨损； 有的发动机上，活塞销孔中心线是偏离活塞中心线平面的， 有的发动机上，活塞销孔中心线是偏离活塞中心线平面的， 向作功行程中受主侧压力的一方偏移了1 2mm。 向作功行程中受主侧压力的一方偏移了1～2mm。
（3）活塞裙部开槽 横向绝热槽 纵向膨胀槽 减少裙部受热 有的兼作油环回油孔 留有膨胀余地 活塞强度降低 绝热槽
膨胀槽
（4）为了减小铝合金 活塞裙部的热膨胀量， 活塞裙部的热膨胀量， 有些发动机活塞在活塞 裙部或销座内嵌入钢片。 裙部或销座内嵌入钢片。 恒范钢片式活塞的 结构特点就是这样的， 结构特点就是这样的， 由于恒范钢为含镍 33%～36%的低碳铁镍合 33%～36%的低碳铁镍合 金，其膨胀系数仅为铝 合金的1/10，而销座通 合金的1/10， 1/10 过恒范钢片与裙部相连， 过恒范钢片与裙部相连， 牵制了裙部的热膨胀变 形量。 形量。
混合气的形成和燃烧， 混合气的形成和燃烧， 多用在柴油机上。 槽与活塞销孔之间的部分。 位置：第一道活塞槽与活塞销孔之间的部分。
头部
工作条件最 恶劣， 恶劣，应离 顶部远些。 顶部远些。
作用： 安装活塞环、与活塞环一起密封气缸、 作用： 1、安装活塞环、与活塞环一起密封气缸、
泵油作用
现象： 当活塞带着环下行（进气行 程）时，环靠在环槽的上方，环 从缸壁上刮下的润滑油充入环槽 下方；当活塞又带着环上行（压 缩行程）时，环又靠在环槽的下 方，同时将油挤压到环槽上，如 此反复，就将润滑油泵到活塞顶。
内燃机原理第二章内燃机的工作循环
②工质比热变化 t
a. 理想循环工质的比热是不随温度变化的，
实际工质（空气和燃气的混合物）的比热随温度上升而上 升。
b. 理想的双原子气体（ O2 ，N2，空气等）比热比实际的多原 子燃气（CO2，H2O，SO2等）比热小。
c—z 为定压加入热量Q1Q1; z—b 为绝热膨胀；
b—a 为等容释放热量Q2。 定压加热过程的容积变化用初膨胀比
容循环。
Vz Vc
表示,其它同等
图2（a）为混合循环 a → c 为绝热压缩； c → z 为定容加入热量Q'1; y → z 为定压加热量Q''1; z → b 为绝热膨胀； b → a 为等容释放热量Q2。 由热力学知,混合循环
（5）当ε
： 相同时
>
t ,v
t ,vp
t,p
（6）当pz相同，Q1相同, ε 不相同时， t, p t,vp t,v
这是因pz不变时，等压循环的ε 最大，而等容循环的ε
最小之故。
2.2 涡轮增压内燃机的理想循环 在非增压的内燃机中，工质只膨胀到b点，然后由b点等容
放热至a点，损失了排气中的一部分热能，如果工质由Pz一直 膨胀到Pa ,即在b点后继续膨胀至 g 点，如图2－2所示，那么这 种循环，比无涡轮增压循环要来的完善，它在相同的加热条件 下，多获得一部分功（b—g），使 t 提高了。我们称这种循 环为继续膨胀循环。
理论上，定压涡轮的效率小于脉冲涡轮的效率。 在实际发动机中，因脉冲涡轮的效率较之定压涡轮的要低， 因此，当π k<2.5时，常采用脉冲涡轮增压，
发动机的工作原理
发动机的工作原理引言概述：发动机是现代交通工具中不可或缺的重要组成部分，它负责产生动力以驱动车辆运行。
了解发动机的工作原理对于驾驶员和机械工程师来说至关重要。
本文将详细介绍发动机的工作原理，包括燃烧过程、气缸循环、燃油供给、点火系统和排气系统。
一、燃烧过程1.1 空气和燃料混合发动机的燃烧过程始于空气和燃料的混合。
空气通过进气道进入发动机，同时燃料由喷油器喷入燃烧室。
混合物的比例对燃烧效率和动力输出有重要影响。
1.2 压缩混合物被活塞压缩，压缩过程中空气和燃料分子之间的碰撞增加，使混合物的温度和压力升高。
压缩过程中，发动机的缸体和活塞起到密封作用，确保混合物不会泄漏。
1.3 燃烧点火系统引燃混合物，产生火花，使混合物燃烧。
燃烧产生的高温高压气体推动活塞向下运动，转化为机械能。
燃烧过程中产生的废气会通过排气系统排出。
二、气缸循环2.1 吸气冲程活塞从上往下运动，通过进气门将空气吸入气缸。
进气门在活塞下行时打开，活塞上行时关闭，确保空气只能进入气缸而不会泄漏。
2.2 压缩冲程活塞从下往上运动，将进入气缸的空气和燃料混合物压缩。
压缩过程使混合物的密度增加，为燃烧提供更好的条件。
2.3 工作冲程燃烧过程推动活塞向下运动，产生机械能。
活塞下行时，排气门打开，废气通过排气系统排出。
活塞上行时，进气门关闭，确保混合物不会泄漏。
三、燃油供给3.1 燃油系统燃油系统负责将燃料从油箱输送到发动机燃烧室。
它包括燃油泵、喷油器和燃油滤清器等组件。
燃油泵将燃料从油箱抽取，并将其送入喷油器。
喷油器根据发动机的工作状态和负荷需求，以适当的压力和时间将燃料喷入燃烧室。
3.2 燃油喷射喷油器将燃料以细小的液滴喷入燃烧室。
喷油器的喷射方式和时间根据发动机的工作要求进行调整，以确保燃料的充分燃烧和燃油经济性。
3.3 燃油过滤燃油滤清器用于过滤燃料中的杂质和污染物，以防止其进入发动机，保护发动机的正常工作。
定期更换燃油滤清器有助于保持发动机的性能和寿命。
航空发动机燃烧室的工作原理研究
航空发动机燃烧室的工作原理研究航空发动机作为飞机的核心部件之一，其性能直接关系到飞机的安全和可靠性。
而燃烧室作为航空发动机的关键组成部分，负责将燃料与空气混合并进行燃烧，从而提供高温高压的工作气流。
本文将研究航空发动机燃烧室的工作原理。
一、燃烧室类型航空发动机的燃烧室主要分为两种类型：常压燃烧室和高压燃烧室。
常压燃烧室适用于小型航空发动机，其燃烧室内的气压与大气压相等；而高压燃烧室适用于大型航空发动机，其燃烧室内的气压比大气压要高。
二、燃烧室工作原理1. 空气与燃料混合在航空发动机的燃烧室中，空气与燃料需要进行充分的混合才能够进行燃烧。
在常压燃烧室中，通过喷油嘴将燃料喷入燃烧室，同时空气通过喷油嘴周围的进气口进入燃烧室，空气与燃料在燃烧室内混合。
而在高压燃烧室中，由于气压较高，空气和燃料更容易混合。
2. 点火燃烧完成燃料与空气的混合后，需要通过点火将混合气体点燃。
在常压燃烧室中，点火方式多为火花点火，通过电火花点火塞产生的火花点燃混合气体。
而在高压燃烧室中，由于气压较高，可通过自燃点火的方式完成点火燃烧。
3. 燃烧过程燃烧过程是燃烧室的核心部分，也是航空发动机能够提供推力的关键。
在燃烧过程中，混合气体受到点火的刺激，发生爆炸燃烧，产生高温高压的工作气流。
这种高温高压气流通过喷嘴喷出，产生的后冲力推动涡轮旋转，进而驱动飞机等配套设备。
4. 燃烧产物排放燃烧过程中，除了产生高温高压气流外，还会产生一些燃烧产物。
其中，含氮物质的氧化物是航空发动机燃烧排放的主要组成部分，对环境污染具有一定的影响。
因此，为了减少航空发动机对环境的影响，针对燃烧室的设计和优化至关重要。
三、燃烧室的研究和优化为了提高航空发动机的性能，在燃烧室的设计和优化方面，研究人员做出了大量工作。
一方面，通过改进喷油嘴的结构和喷油方式，实现更好的燃料与空气的混合；另一方面，利用先进的燃烧室材料，如陶瓷材料等，提高燃烧室的工作效率和耐久性。
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
汽车发动机原理第二章 发动机的换气过程
３.换气损失和泵气损失
换气损失等于进气损失与排气损失之和，如图2-3、
图2-4中面积(W+Y+X)，而在实际示功图计算中，已 经用丰满系数ϕi修圆理论示功图的棱角，所以ϕi中已包 括部分换气损失(面积W+U)，故泵气损失为换气损失 的一部分，即图2-3、图2-4中面积(Y+X-U)。
第一节结束
一、充量系数
沿ar线进行，进气沿ar线进行，进、排气压力相等，泵气
功为零，增压发动机的理想换气过程如图2-4ａ)所示，由 于进气压力Ps大于排气压力Pr ，所以排气沿a′r′线进行，进 气沿r″a″线进行，面积a″a′r′r″a″表示泵气功，为正功。
１.换气损失
如图2-3ｂ)和图2-4ｂ)所示，排气门提前开启时，排气 压力线从点ｂ′开始偏离膨胀线，面积过小与理想循环相比， 损失的功相当于Ｗ所表示的面积，称为自由排气损失，在 活塞将燃气推出汽缸时，由于沿途有流动阻力，所以汽缸 内的气体压力高于排气管内压力(非增压发动机排气管内压 力假定为大气压力)，损失的功相当于Ｘ所表示的面积(Ｘ
最佳排气提前角也应当越机中，由于进气系统的阻力，进气
过程汽缸内的压力低于大气压力，而活塞背面曲轴箱 内的压力稍大于大气压力，因此，进气过程活塞要消 耗功，如图2-3中面积Ｙ所示，在增压发动机中，进 气压力高于大气压力，故活塞顶面压力高于活塞背面 压力，活塞在进气过程得到正功。
所表示的面积包含了Ｕ所表示的面积)，称为强制排气损失，
自由排气损失与强制排气损失之和即为排气损失。
排气提前角的选择会影响自由排气损失和强制排气
损失的分配，如图2-5所示，排气提前角越大(曲线ｂ)，
排气门开启越早，自由排气损失就越大，但此时缸内压 力在下止点前已降得足够低，所以强制排气损失减少， 反之，排气提前角减小(曲线ｃ)，强制排气损失会增加， 而自由排气损失则会减少。因此，从减少排气损失角度 看，最佳排气提前角应使两者之和为最小(曲线ａ)。
发动机原理第2章(尾喷管)
数据处理
对测试数据进行整理、分析和处理，提取尾 喷管性能的关键参数和指标。
结果评估
根据测试结果，评估尾喷管的性能水平，提 出改进措施和建议。
04 尾喷管的应用与发展
CHAPTER
尾喷管的应用场景
航空领域
尾喷管在航空领域中主要 用于控制飞机的飞行方向 和速度，以及提供必要的 推力。
尾喷管类型
收敛型尾喷管
01
这种尾喷管出口截面逐渐减小，气流速度逐渐增加，适用于低
速和亚音速飞行。
பைடு நூலகம்
收敛-扩张型尾喷管
02
这种尾喷管出口截面先减小后增大，气流速度先增加后减小，
适用于高速和超音速飞行。
扩张型尾喷管
03
这种尾喷管出口截面逐渐增大，气流速度逐渐减小，适用于超
音速飞行。
尾喷管功能
产生推力
尾喷管将燃气排出，产生反作用力，即推力。
热管理
合理控制尾喷管内的温度分布，防止局部过 热，提高工作稳定性。
结构设计
优化尾喷管的形状、尺寸和内部结构，提高 推力和效率。
控制策略
采用先进的控制算法和传感器，实现尾喷管 的智能控制，提高性能和可靠性。
尾喷管的性能测试
实验设备
建立专业的尾喷管性能测试平台，包括燃烧 室、测量仪器和控制设备等。
测试流程
推力
尾喷管产生推力的大小，是衡 量其性能的重要指标。
效率
尾喷管将燃料燃烧产生的热量 转化为推力的效率。
稳定性
尾喷管在各种工况下的工作稳 定性，包括温度、压力和流速 等。
噪音和振动
尾喷管工作时产生的噪音和振 动水平，影响发动机的性能和
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
燃烧室原理
燃烧室原理
燃烧室是发动机的关键部件之一，主要用于将燃料和氧气混合并进行燃烧，产生高温高压气体，驱动发动机的输出。
燃烧室的工作原理可以简述为以下几个步骤。
首先，燃料和氧气会在燃烧室内被充分混合。
燃料一般为液态或气态，通过喷射装置进入燃烧室中。
氧气则是通过进气系统从大气中吸入，与燃料混合形成可燃气体。
燃烧室通常设计为容积较小、高压且密封性良好的空间，以确保混合气体的充分统一性。
其次，混合气体在燃烧室内点燃。
点燃方式可以通过火花塞或者压缩加热自燃等方式实现。
一旦混合气体点燃，燃料的化学能被释放出来，产生大量的热能。
此时燃烧室内的温度和压力会快速升高。
然后，燃烧室内的高温高压气体开始膨胀。
热能的释放使得气体温度升高，气体的压力也随之增大。
这种高温高压气体会通过燃烧室的出口进入涡轮或者活塞，驱动发动机的运转。
不同类型的发动机会采用不同的方式来转化燃烧室内气体的能量，例如涡轮增压器-涡轮机组或者活塞推动机构等。
最后，燃烧室内的燃料燃烧剩余物会通过废气排放系统排出。
一般情况下，发动机会通过废气管将废气排放到大气中，同时可根据需要进行氮氧化物和颗粒物的净化处理，以达到环境要求。
总结来说，燃烧室的原理可以概括为混合气体充分燃烧，释放出大量热能，驱动发动机运转，并排放废气。
燃烧室的设计和工作效率直接关系到发动机的性能和效率，因此，对燃烧室进行优化设计是提高发动机性能的重要手段之一。
航空发动机燃烧室工作原理
航空发动机燃烧室工作原理宝子们！今天咱们来唠唠航空发动机燃烧室那点事儿。
这航空发动机的燃烧室啊，就像是航空发动机的“小心脏”里最火热的部分，可神奇啦。
你想啊，飞机要飞起来，得有巨大的能量推动它。
这能量从哪儿来呢？很大一部分就来自燃烧室。
燃烧室的任务呢，就是把燃料和空气搅和在一起，然后点把火，让它们轰轰烈烈地燃烧起来，释放出超级多的能量。
那燃料是怎么进到燃烧室的呢？就像我们给小炉灶添柴火一样，航空发动机有专门的供油系统把燃料小心翼翼地送进来。
这燃料可不是随随便便就进来晃悠的哦，它得按照精确的量来。
太多了呢，可能就会燃烧不完全，产生黑烟，还浪费燃料；太少了呢，那产生的能量就不够飞机撒欢儿飞啦。
再说说空气，空气可是个超级重要的小伙伴。
它就像一群热情的小助手，呼呼地涌进燃烧室。
这空气的进入量也有大学问。
要是空气不够，燃料就不能充分燃烧，就像你想烤个香喷喷的红薯，结果火不够旺，红薯烤得半熟不熟的，多闹心呀。
而且啊，空气进入燃烧室的时候，还不是乱哄哄地挤进去的，它得有一定的速度和方向，这样才能和燃料配合得完美无缺。
当燃料和空气在燃烧室里相遇的时候，就像是一场超级盛大的派对开始啦。
不过这个派对有点特别，它得点上火才能嗨起来。
这点火的过程也不简单呢。
有专门的点火装置，就像咱们打火机一样，只不过这个“打火机”可高级多了，它要在合适的时机，精准地把火点燃。
一旦点着了，哇塞，那场面可壮观了。
燃料和空气就开始疯狂地反应，释放出大量的热能。
这燃烧产生的热能可不得了，它会让燃烧室内的温度急剧升高，压力也蹭蹭地往上冒。
就像一个小火炉瞬间变成了一个超级大火炉。
这些高温高压的气体可不会闲着，它们就像一群被激发了斗志的小战士，迫不及待地要冲出去，去推动发动机的其他部件，比如说涡轮。
你看啊，燃烧室里的这些气体冲向涡轮的时候，就像是一群大力士在推一个巨大的风车。
涡轮被推动之后呢，就开始带动发动机的其他部分运转起来，最后让飞机的螺旋桨或者喷气口有力量去工作。
(飞机)燃烧室
➢环管燃烧室
➢应用：用于轴流式压气机的发动机上 ➢优点：迎风面积小；出口燃气温度、压力比较均匀；火焰 筒可单独更换，检修容易。 ➢缺点：重量仍然较大，结构比较复杂，高空起动性能差。
➢环管燃烧室
➢环形燃烧室
➢这种燃烧室有一个火焰筒， 其形状完全是环形的，装在 内外机匣之间。 ➢由四个同心圆筒组成 ➢最内、最外的两个圆筒为 燃烧室的内、外壳体 ➢中间两个圆筒为火焰筒 ➢在火焰筒的头部装有一圈 旋流器和喷油嘴
➢燃烧室的设计要求
✓排气污染少 航发动机的污染表现为： 1）由于燃烧组织的不完善，特别是在富油时，排放大量 的CO直接造成对人类健康的危害。 2）局部富油时因缺氧，形成大量的微细碳粒，形成可见 黑烟雾，造成污染。 3）由于燃烧时温度较高，特别是在地面起飞状况时，容 易形成Nox类物质，对人类及其他生物危害也很大。 4）燃烧室工作时，特别是加力燃烧室在不稳定工作时产 生低频高分贝的强噪声污染。
➢燃烧室的设计要求
✓压力损失小 压力损失主要包括气流流动过程中由于摩擦、掺混、突
扩等造成的流阻损失，以及燃烧加热引起的热阻损失。这 些损失会使总压下降，影响发动机的推力和经济性。
根据造成损失的来源大致可分为四部分： 1)扩压器中由于扩压作用的流体损失。 2)火焰筒进气损失。从压气机经过增压的气流，以不同方 式不同功用分几股进入火焰筒。这些气流进气时大致都经 过摩擦、冲击、转弯及突扩等引起损失，特别是旋流器及 众多小孔引起的损失较为突出。
➢燃烧室的设计要求
✓寿命长 航燃烧室内火焰温度很高，火焰筒壁面经常受着高温燃气的 侵蚀。由于气流和火焰的紊流脉动，使火焰筒承受这交变的 高温燃气引起的热应力。
火焰筒经常产生裂纹、烧蚀、掉块、变形等故障。现代航 空发动机的燃烧室内，火焰筒都是用高性能的耐热钢板制成 的。为了防止过热、烧蚀和延长寿命，火焰筒壁面都采用了 有效的冷却措施，以保证在较长的寿命期内安全可靠地工作。
固体火箭发动机原理复习笔记
固体火箭发动机原理第一章绪论1.1绪论火箭发动机：自身携带燃料和氧化剂的喷气发动机（推进剂燃烧不需要依靠空气中的氧气）吸气发动机：自身只携带燃料，燃烧所需要的氧化剂需要吸收空气中的氧气，吸气发动机只能在大气层中工作。
固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）:使用固体推进剂，燃料和氧化剂预先均匀混合液体火箭发动机（liquid propellant rocket engine）:使用液体推进剂（由液态燃料和液态氧化剂组成），常见的有单组元推进剂——肼，以及双组元推进剂——液氢和液氧1.2 固体火箭发动机的基本结构和特点固体火箭发动机的基本结构：固体推进剂装药、燃烧室、喷管、点火装置。
固体火箭发动机的类型：固体、液体、固液混合火箭发动机固体推进剂（是固体火箭发动机的能源和工质）种类：双基、复合、复合改双基推进剂装药方式：自由装填（通常需要挡药板使药柱固定）、贴壁浇注包覆层：用阻燃材料对装药的某些部位进行包覆，以控制燃烧面积变化规律燃烧室（是固体火箭发动机的主体，装药燃烧的工作室）特点：有一定的容积，且对高温高压气体具有承载能力材料：合金钢、铝合金、或玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构形状：长圆筒型热防护法：在壳体内表面粘贴绝热层或采用喷涂法喷管（是火箭发动机的能量转换部件）拉瓦尔喷管：由收敛段、喉部、扩张段组成中小型火箭多采用锥形拉瓦尔喷管（收敛段和扩张段均为锥形）大型火箭一般使用特型拉瓦尔喷管（扩张段为双圆弧、抛物线等）喷管基本功能：1.通过控制喷管喉部面积大小以控制排出的燃气质量流率，以控制燃烧室内燃气压强2.利用先收敛后扩张的喷管结构使燃气由亚声速加速到超声速喉部材料：（喷喉处工作环境恶劣，常发生烧蚀或沉积现象），需采用耐高温耐冲刷的材料，石墨、钨渗铜等点火装置（提供足够的热量和建立一定的点火压强，使装药的全部燃烧表面瞬时点燃，尽早进入稳态燃烧）组成：电发火管+点火剂（烟火剂或黑火药）或点火发动机（尺寸较大的装药）固体火箭发动机的特点：优点：1.结构简单（固体火箭发动机最主要的优点）。
火箭发动机的燃烧室设计与优化
火箭发动机的燃烧室设计与优化
火箭发动机的燃烧室设计与优化
摘要：
火箭发动机的燃烧室是发动机中最重要的部分之一，其设计与优化直接关系到火箭的推力和燃烧效率。
本文将从火箭燃烧室的基本原理和设计思路入手，详细探讨了燃烧室的结构、燃烧室壁面冷却技术、燃烧室燃烧过程的数值模拟分析方法，并通过实例说明了燃烧室设计与优化的关键技术和方法。
最后，本文总结了目前燃烧室设计与优化的研究状况，并对未来的发展趋势进行了展望。
关键词：火箭发动机；燃烧室；设计；优化；数值模拟
第一章火箭燃烧室的基本原理和设计思路
1.1 火箭燃烧室的基本原理
1.2 燃烧室设计的基本思路
1.3 燃烧室设计中的关键技术
第二章燃烧室的结构设计
2.1 燃烧室结构的分类和选择
2.2 燃烧室壁面冷却技术
第三章燃烧室燃烧过程的数值模拟分析方法
3.1 燃烧室内流场模拟方法
3.2 燃烧室壁面热传导分析方法
3.3 燃烧室燃烧过程的数值模拟实例
第四章燃烧室设计与优化的关键技术和方法
4.1 燃烧室流场特性分析与优化
4.2 燃烧室壁面冷却优化方法
4.3 燃烧室燃烧效率优化方法
第五章燃烧室设计与优化的研究现状
5.1 国内外燃烧室设计与优化的研究现状
5.2 存在的问题和挑战
第六章燃烧室设计与优化的发展趋势6.1 燃烧室材料的研发与应用
6.2 燃烧室冷却技术的进一步发展
6.3 燃烧室燃烧过程的精细模拟与控制。
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三、工作过程及主要零组件
2、喷油雾化
为使燃油在非常短的时间 内与气流充分掺混，达到 完全燃烧，靠燃油喷嘴喷 入雾状燃油，扩大燃料与 周围气体的接触面，加快 蒸发、汽化，形成混气， 以利于完全燃烧。
航空发动机燃油喷嘴必须 具备使燃油雾化的功能。
15
三、工作过程及主要零组件
3.点火
一般利用外电源，使 高压火花塞打火。 一般有两个点火器。
火焰筒设计是燃烧室 的关键部件
只有30%的气流参与 燃烧
20
燃烧过程
21
四、燃烧室特性
1、燃烧效率特性
影响燃烧效率的因素： 余气系数、进气压力 进气温度、进气速度
相似准则
T2
p1.75e 300 2
q ma
22
2、燃烧室熄火特性
余气系数 贫油熄火边界 富油熄火边界
进气流速
3、总压损失特性
p*
3
16
三、工作过程及主要零组件
4、燃烧回流区的形成 与作用
形成：
气流经火焰筒头部的扰
流器，形成一股旋转气 流，在火焰筒的中心造 成低压区，下游一部分 气流逆流补充，形成回 流。
作用
稳定的点火源
对燃油破膜、雾化
、掺混
17
5、对燃烧过程进行组织
在火焰筒内进行燃烧组织 分区：主燃区、补燃区、掺混冷却区 分不同部位、不同量进气
第三节 燃烧室
1
一、功能及基本性能要求
1、功能
燃料与空气掺混燃烧，将燃料化学能转换为热能加给气
体。
2、基本性能要求 点火可靠、燃烧稳定 燃烧完全
b
Q1
Q0
qmgh3*g qmah2*a qmf Hu
影响因素
油气比：f qmf qma
余气系数： qma 1
qmf l0
fl0 2
余气系数
qma qma
b
p*
2
23
小节
功能及基本性能要求
燃烧室结构形式 主要零组件 工作过程 特性
24
尺寸小、重量轻、发热量大 排气污染少
p*
b
3
p*
2
4
出口温度场要求 ➢径向：一定分布 ➢周向：尽可能均匀 ➢轴向：火焰不能伸出燃烧室
5
工作环境
进口气流速度大 体积小 出口温度受涡轮耐热强度限制 工作条件变化范围宽
6
二、燃烧室结构形式
单管燃烧室 联管燃烧室 环形燃烧室
7
单管燃烧室
由多个单独燃烧室组成
18
三、工作过程及主要零组件
约15%的气流从火焰筒头部 旋转进入，形成回流区， 与油碰撞、掺混、燃烧；
约20%的气流从梢后的大孔 进入，回流，补充燃烧； 在火焰筒头部中心处形 成主燃区，按恰当油气 比形成混气，保证燃烧 稳定、充分，燃气温度 高达2600K。
19
三、工作过程及主要零组件
掺混冷却
约35%由火焰筒上的 微细小孔或缝隙进入 ，在火焰筒壁形成气 膜，保护火焰筒。 约20%从后部进入， 掺混降温、到达出口 温度场分布要求。
之间用联焰管相联,传 焰和均压作用
每个有自己的火焰筒和 外套
优点: 实验调试用气少
便于拆换
缺点:
迎风面大
出口温度场不均匀
重量大
8
联管燃烧室
有多个单独火焰筒，共用 内、外环形机匣 联焰管传播火焰 优点：
减轻重量和减小迎风面 单独火焰筒便于调试 拆换方便 缺点： 出口温度场周向不均匀
9
环形燃烧室
由4个同心的圆筒组 成，火焰筒为环形 优点：
qmf l0 qmf
l0
l0 — 1公斤航空煤油完全燃烧所需理论空气量
l0 14.7kg/s 最恰当油气比：f0 = 1/ l0 0.068
= 1: 最恰当油气比 1: 富油状态 1: 贫油状态
3
2、基本性能要求压力损失小 Nhomakorabea摩擦、扩压、掺混、加热热阻 用总压恢复系数描述
出口温度场要求 分轴向、径向、周向
与压气机、涡轮的环 形通道气动配合好， 减少流动损失 出口温度场均匀 重量轻、迎风面小
缺点：
喷油与进气不易配合 调试需大型气源 装拆维护较困难
10
环形火焰筒
11
12
么么么么方面
Sds绝对是假的
三、工作过程及主要零组件
1、气流扩压减速 压气机出口气流速度 150m/s 30~45m/s 扩压器 扩压损失