北航 航空发动机原理总结
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。
北航航空发动机原理总结
北航航空发动机原理总结航空发动机作为航空器的心脏，对航空器的性能和安全起着举足轻重的作用。
北航作为中国航空工业的重要支柱，研制了众多优秀的航空发动机，为航空事业的发展做出了巨大贡献。
本文将对北航航空发动机的原理进行总结，以帮助读者更好地了解和学习航空发动机的工作原理。
一、航空发动机的分类航空发动机主要分为活塞发动机和涡轮发动机两大类。
活塞发动机是早期航空发动机的代表，其工作原理类似于内燃机，通过往复运动的活塞进行工作；涡轮发动机则是现代航空发动机的主流，其利用喷气推力来驱动飞机。
二、航空发动机的工作原理1. 活塞发动机的工作原理活塞发动机主要由气缸、活塞、曲轴、点火装置等组成。
其工作原理可以分为四个冷态工作过程，包括进气、压缩、燃烧和排气。
首先，气缸内的活塞从上往下运动，通过进气门吸入混合气；然后，活塞往上移动时将混合气压缩；接下来是燃烧过程，当活塞压缩到极限位置时，点火装置产生火花引燃混合气，形成爆震；最后，活塞再次向下运动，将燃烧产生的废气通过排气门排出气缸。
2. 涡轮发动机的工作原理涡轮发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三部分组成。
其工作原理可以分为压气机压缩气体、燃烧室燃烧和涡轮驱动压缩空气三个过程。
首先，进气口引入空气，经过压气机进行压缩。
接下来，压缩后的空气进入燃烧室，在燃烧室中与燃料混合燃烧，产生高温高压气体。
最后，高温高压气体作用于涡轮叶片，通过涡轮的驱动产生推力，推动飞机向前飞行。
三、北航航空发动机的创新北航航空发动机在航空发动机研制领域具有丰富的经验和优势，通过不断的创新，取得了多项重要成果。
1. 碳复合材料的应用北航航空发动机在发动机部件的制造中广泛应用了碳复合材料。
碳复合材料具有重量轻、强度高、耐腐蚀等优点，可以有效提高发动机的性能和寿命。
2. 先进的火箭燃料喷射技术北航航空发动机采用了先进的火箭燃料喷射技术，通过提高燃料的燃烧效率，提高发动机的推力和热效率，使飞机飞行更加安全和高效。
航空发动机工作原理
航空发动机工作原理
航空发动机是现代飞机的核心部件之一，它的工作原理基于热力循环和喷气推进的原理。
下面将阐述航空发动机的工作原理，以及其主要组成部分的功能和作用。
航空发动机通过燃烧内燃机燃料，产生高压高温的气体，并将其排出，产生向后的推力，从而使飞机获得动力。
整个过程可以简要地分为以下几个步骤：
1. 压气机：航空发动机的压气机主要负责将空气压缩，以提高进气量和气体压力。
压气机由多级转子叶片组成，通过转子的旋转来增压。
2. 燃烧室：压缩后的空气经过喷油器喷入燃烧室，与燃料混合并点火燃烧。
燃料燃烧产生的高温高压气体通过增大压力和温度来释放更多能量。
3. 高压涡轮：高温高压气体通过高压涡轮，使其转动，驱动压气机和涡轮扇叶。
4. 喷气扇：喷气扇位于发动机前端，是航空发动机产生推力的重要组成部分。
其主要作用是将一部分空气通过扇叶加速排出喷管，产生向后的推力。
同时，喷气扇还能通过副扇气流提供辅助推力。
5. 喷管：喷管是航空发动机的尾部部分，其形状和尺寸对喷气流产生限制和控制，进一步提高推力效率。
通过以上的工作原理，航空发动机能够在短时间内产生大量的推力，使飞机获得前进的动力。
为了提高效率和性能，航空发动机还采用了涡轮增压器、可变导向喷管、燃油喷嘴等辅助装置。
总之，航空发动机的工作原理基于热力循环和喷气推进的原理，通过压缩空气、燃烧燃料、喷出高速气流，产生向后的推力，为飞机提供动力。
2023年度航空发动机原理
2023年度航空发动机原理航空发动机原理是航空工程的关键性理论基础，主要涉及热力学、流体力学等学科。
本文将介绍航空发动机的基本工作原理、内部组成结构及其影响因素等。
一、航空发动机的基本工作原理航空发动机是一种将燃料与空气混合燃烧产生高温高压气体，利用其推动涡轮或风扇产生动力的装置。
航空发动机是由压气机、燃烧室和涡轮机等结构组成，其基本工作原理包括：1.压气机航空发动机中的压气机主要由多级叶轮组成，其作用是将外部空气压缩并送入燃烧室。
压气机的结构分为轴向式和离心式，轴向式压气机一般用于低涵道比的发动机，离心式压气机一般用于高涵道比的风扇发动机。
多级叶轮流量、转速及叶片角度等参数的设计是决定压气机工作效率和机动性能的重要因素。
2.燃烧室燃烧室又称为燃烧器，其作用是将压缩后的空气与燃料混合并点燃，发生高温高压燃烧反应，产生高温高压气体，从而驱动涡轮和风扇产生动力。
燃烧室内部的燃烧过程受到燃料选择、混合质量、燃烧室大小及形状等因素的影响。
燃烧室壳体的冷却及热膨胀等问题也是考虑的重点。
3.涡轮机涡轮机是航空发动机的核心部件，主要作用是将高温高压气体转换为旋转动能送至飞机的推进器，从而产生推力。
涡轮机由多级涡轮组成，从高温高压气体获得能量驱动涡轮转动。
涡轮机的效率与组成结构、叶片角度以及叶轮材质、温度等有关，其中温度是限制涡轮机效率和使用寿命的一个重要因素。
二、航空发动机内部组成结构1.压气机航空发动机中的压气机包括进气道、压缩机、旋转部件（转子或叶轮、叶片）、众多驱动部件等。
其中，进气道主要是引导大气气流进入压缩机，压缩机可分为轴流式和离心式，前者用于高空高速飞行，后者用于航空发动机的大涵道比风扇。
2.燃烧室航空发动机中的燃烧室主要由壳体和燃烧室内部构件组成，如点火器、燃料喷嘴、燃烧滤网等。
其中点火器用于点燃压气机压缩的空气和燃料混合物。
3.涡轮机航空发动机中的涡轮机是由组成涡轮部件、静止部件、支持系统等组成。
北京航空航天大学航空航天概论课件第三章 飞行器动力系统
螺旋桨 减速齿轮 进气道 压气机 燃烧室 涡轮 尾喷管
空气喷气发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
C-130大力神
运7
图95战略轰炸机
航空航天概论
第3章 飞行器动 经济性好 噪音水平低 效率高 起飞推力大 涡轮风扇发动机的结构参见教材
涵道比：外股气流与内股气流流量之比
SMART-1探测器及其太阳能离子发动机 将太阳能转化为电能，再通过电能电 离惰性气体原子，喷射出高速氙离子流， 为探测器提供主要动力
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
日本国家空间发展局的MUSES-C航天 器，使用4台Y-2发动机。Y-2微波离子发动 机是针对小行星交会采样飞行任务的需要 而研制的一种微波电离式离子发动机。
火箭发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
2、双组元液体火箭发动机
（1）液体火箭发动机的组成及工作原理
燃烧剂箱及输送系统 燃烧室 喷管
氧化剂箱及输送系统 喷注器
推进剂输送系统 推力室(喷注器、燃烧室、喷管)
航空航天概论
流量调节控制活门 冷却系统……
火箭发动机
第3章 飞行器动力系统
推进剂输送系统
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
燃烧室
涡流器
空气喷气发动机
涡轮喷气发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
涡轮
将燃烧室出口的高温、高压气体的能量转变为 机械能，驱动压气机、风扇、螺旋桨和其他附件
工作叶轮
导向器
空气喷气发动机
涡轮喷气发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
加力燃烧室
功用：使燃烧更充分燃烧，产生更大的推力。
【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。
航空发动机原理答案
航空发动机原理答案
航空发动机工作原理
航空发动机是一种通过燃烧燃料来产生推力的设备，推动飞机飞行。
它的工作原理基于牛顿第三定律，即每个作用力都有一个大小相等、方向相反的反作用力。
航空发动机通常采用喷气式原理，即通过将大量空气加速并排出高速喷射来产生推力。
下面是喷气发动机的基本工作原理：
1. 可压缩性：航空发动机使用的空气要经过压缩才能达到足够高的温度和压力，以供燃烧和推力产生所需。
2. 进气：飞机在飞行过程中，空气通过进气道进入发动机内部。
通常，进气口设计成能够在高空提供足够空气，同时在低空时避免碰到地面。
3. 压缩：一旦空气进入发动机，它将通过压缩机进行压缩。
压缩机将空气推入高压阶段，使其具有高能量。
4. 燃烧：在高压阶段，发动机会喷入燃料，同时点燃产生火焰。
火焰的高温和高压力会增加气体的能量，并产生巨大的推力。
5. 喷射：高温、高压的气体通过喷嘴喷出，产生高速喷射。
喷射的空气与周围空气发生作用，产生反作用力，推动飞机运动。
6. 转汽：在喷射过程中，喷射气流的能量逐渐减少。
因此，在飞行中，燃烧室后方往往设有再次压缩气流的涡轮。
轴上旋转
的涡轮将从喷气过程中回收的能量转化为机械动力，驱动压缩机。
上述步骤不断重复，喷气发动机持续地产生推力，使飞机得以飞行。
根据发动机的不同类型和设计，这些步骤可能会有所不同，但基本原理相似。
总而言之，航空发动机的工作原理是通过将空气压缩、燃烧燃料并喷射高速气流来产生推力，推动飞机前进。
北航-发动机原理(第4章)
2 V91 V02
2 Y 0
2 V92 V02 (1 Y )( ) 2
推力
V92 V91 F1 qma 1 (V91 V0 ) F2 qma 2 (V92 V0 ) qmaI (1 Y )(V92 V0 ) F2 F1 F2 F1 V91 V0 V92 V0 1Y 1
耗油率
02 01
1
推进效率比较
结论
涡扇发动机将从热机中获取的机械能分
配给了更多的工作介质，参与产生推力 工质增多，因此推力增大； 相同热效率条件下降低了排气速度，减 小了余速损失，提高了推进效率，提高 了总效率，降低了耗油率。 涵道比越大，推力越大，耗油率越低。
– 提高压气机效率
• 改进叶型 • 严格控制叶尖间隙
部件特点
三、燃烧室 – 短环型火焰筒 – 喷油喷嘴 – 低排放污染
• 分区供油 • 间歇喷油
部件特点
四、涡论 – 采用耐高温材料（定向结晶、单晶 精密铸造）； – 冷却技术（冷却气、高温涂层）； – 为提高效率，采用主动径向间隙控 制技术，可使巡航耗油率降低1%。
低压转速（如G.E.) 发动机压比（如PW)
混排涡扇发动机
调节中介：燃油、A8 调节参数：
组合控制规律
-31：最大状态调节规律
在各种飞行条件下产生尽可能大的推力 进气总温 < 255K
等相似转速调节
255K<进气总温 < 288K
等低压转速调节
288K<进气总温 < 373K
内涵喷管出
口动能
EK=V92/2
质量附加原理
作为热机，当在发动机中获得的机械能
航空发动机工作原理
航空发动机工作原理
航空发动机是飞机的心脏，是飞机能够飞行的关键设备之一。
它的工作原理是通过燃烧燃料来产生推力，从而推动飞机飞行。
下面我们来详细介绍一下航空发动机的工作原理。
首先，航空发动机的工作原理可以分为内燃机和涡轮发动机两种类型。
内燃机主要包括活塞发动机和涡轮螺旋桨发动机，它们通过燃烧燃料来驱动活塞或螺旋桨旋转，产生推力。
而涡轮发动机则是通过压气机、燃烧室和涡轮来产生推力，是现代喷气式飞机最常用的发动机类型。
其次，航空发动机的工作原理是基于热力学循环的。
内燃机通过四个循环来完成工作，分别是进气、压缩、燃烧和排气循环。
而涡轮发动机则是通过压气机将空气压缩，然后与燃料混合燃烧，最终产生高速气流推动涡轮旋转，从而产生推力。
最后，航空发动机的工作原理还涉及到许多复杂的技术，如燃烧室的设计、涡轮的材料选择、降低燃料消耗和排放的技术等。
这些技术的不断创新和发展，使得航空发动机在推力、效率和环保方面都取得了巨大的进步。
总的来说，航空发动机的工作原理是基于热力学循环的，通过燃烧燃料产生推力，驱动飞机飞行。
随着科技的不断进步，航空发动机的性能和效率将会得到进一步提升，为飞机的发展提供更强大的动力支持。
北航 航空发动机原理总结
双轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制 回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）
– n1=const, A8=const – n2=const, A8=const – Tt4=const, A8=const
设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因
– 提高增压比设计值
存在最佳增压比、最经济增压比 提高增压比（不利于提高单位推力和推重比、有利于降低
耗油率）
– 提高涡轮前温度设计值
对于超音速用途：有利于提高单位推力、高推重比，但耗
油率也相应增加 对于亚声速用途：有利于高涵道比设计（增加推力、降低 耗油率）
发动机稳定状态各部件共同工作
Hale Waihona Puke 发动机各部件共同工作的结果共同工作方程，将共同工作方程 表示在压气机特性图上可获得共同工作线 共同工作线的讨论
– 共同工作线的物理意义
发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速 变化将引起共同工作点在工作线上移动
– 工作线位置受A8调节的影响
nnd
转速 调节器
单变量控制
被控参数： n
wf
n=nd
发动机
调节中介： wf
nnd
转速 调节器
A8
n=nd
发 动
双变量控制
被控参数：n、 Tt4 调节中介： wf、A8
Tt4
Tt4 Tt4 d 调节器
机
wf
Tt4 = Tt4 d
低速
单变量控制只能保证 高速 被控参数按设定的规 n2 律变化，其他参数将 n1 由共同工作条件确定 并随飞行条件变化
北航发动机原理总结--经典版
与飞行马赫数和发动机工作状态相关 3\超音速进气道 腹部,两侧\头部\翼根 激波性质:略 超音速进气道设计原则:多波系结构首先利用总压损失 较小的多道斜激波将高速超音速流滞止为低速超音速 流,再利用一道较弱的正激波将低速超音速流滞止为亚 音速流 目的:减小由于激波造成的总压损失
dA dV 2 (M a 1) A V
移，超音速溢流阻力 增大，高超音速飞行 时，激波系交点后 移，激波损失加大， 2、 正激波： 临界状态 正激波位于吼道超 临 界 状 态 正 激 波位于吼 道之后产 生嗡鸣， 总压损失加大亚临界状态正激波位于吼道之前亚音 速溢流阻力增强 调节方法：轴对称进气道：移动中心椎体 二元进气道：调节楔角板角度、外罩角度、放气门、 辅助进气门 第二节、燃烧室
1 2 1 (V9 V0 2 ) (V9 V0 ) *V0 (V9 V0 ) 2 余速损失 2 2
四、总效率
p1* i p0* ,σi 总压恢复系数
2、亚声速进气道 皮托管式，安装在尾部或短舱
0
F sV 0 q0
th p
K
* p0 A0 q(0 )
T0*
Fs 2W V0 2 V0 2CpT0 (e 1)( 1) V02 V0 e q0 CpT0 ( e)
T3 T , e
0
1
提
3600CpT0 sfc b H u
2CpT0 (e 1)( 1) V02 V0 e
e
产生推力
(V9 - V0)
p
FsV0 F / qmf V0 (V9 V0 ) *V0 2V0 2 2 2 2 V9 V0 V9 V0 W V9 V0 2 2 2 V9 / V0 1
制作简单航空发动机原理
制作简单航空发动机原理导言:航空发动机是飞机的核心动力装置。
它将燃油转化成气体动能，推动飞机的运行。
本文将详细介绍航空发动机的工作原理及其组成部分。
一、航空发动机的工作原理1.空气吸入：航空发动机通过进气口吸入空气。
进气口前通常装有空气滤清器，以防止杂质进入发动机内部。
2.燃烧过程：发动机内部有一个燃烧室，燃油和空气在这里进行混合并燃烧。
通过燃烧过程产生的高温高压气体推动涡轮旋转。
3.涡轮产生动力：航空发动机内部有一个涡轮，其由高温高压气体推动旋转。
涡轮叶片上具有相对位置可调的导向叶片，可控制气体流向以增加涡轮转速。
4.推力输出：通过涡轮的旋转，将动力传输至机身后方的喷气口。
高速喷出的气流产生反作用力，从而推动飞机向前飞行。
二、航空发动机的组成部分1.进气系统：进气系统主要由进气口、空气滤清器、进气管道等组成。
它的主要作用是将空气引入发动机内部。
2.压气机：压气机是发动机的核心部件之一、它通过旋转的涡轮叶片将气体压缩，增加气体的密度和压力。
3.燃烧室：燃烧室是将燃料和空气混合并点燃的地方。
它通常位于压气机和涡轮之间，用于转换燃料的化学能为气体动能。
4.涡轮：涡轮是发动机的另一个核心部件。
它由一组固定和可转动的叶片组成，通过气体的冲击和压力推动涡轮旋转。
5.推力装置：推力装置包括喷管和尾喷口等组件。
它通过高压气体在喷管内膨胀产生高速气流，进而产生推力。
三、航空发动机的分类1.喷气发动机：喷气发动机通过喷射高速气流产生推力，常见的有涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机。
2.螺旋桨发动机：螺旋桨发动机通过螺旋桨带动空气产生推力，常见的有活塞式发动机和涡轮螺旋桨发动机。
结论：简单航空发动机的工作原理是通过压缩空气，与燃烧室内的燃料混合后点燃并推动涡轮旋转，进而通过喷出高速气流产生推力。
航空发动机的组成部分包括进气系统、压气机、燃烧室、涡轮和推力装置等。
不同类型的航空发动机根据其工作原理和推力方式进行分类。
这些发动机的设计和改进对于提高飞机的性能和效率具有重要意义。
北航 航空发动机原理 期末考试知识点总结
– 复燃加力发动机 A8 必须可调，以保证主机的工作状态不受 复燃加力燃烧室工作的影响 由涵道比定义和流量连续条件： – 涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化（Tt2 增加，B
增加；转速降低，B 增加）
发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响 – 亚音进气道（三种流普） – 超音进气道（三种工作状态） – 功率平衡（压气机与涡轮功率平衡） 压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系： – 当压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度或 涡轮膨胀比以维持功平衡关系，否则转速将发生变化
（还有使循环热效率最高的最佳增压比π′opt）
发动机设计点性能
设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因： – 提高增压比设计值 存在最佳增压比（有效功最大） 、最经济增压比（耗油率最低） 提高增压比 （不利于提高单位推力和推重比、 有利于降低耗油率） – 提高涡轮前温度设计值 对于超音速用途：有利于提高单位推力、高推重比，但耗油率也 相应增加 对于亚声速用途： 有利于高涵道比设计 （增加推力、 降低耗油率） – 提高加力温度设计值 高单位推力，但同时付出高耗油率的代价 – 提高涵道比设计值 低单位推力、低耗油率 – 风扇增压比设计值 遵循最佳分配原则 （存在使耗油率最低的最佳风扇压比和最佳涵道
单轴涡喷不同控制规律被控参数调节中介控制回路及其他主要参数随飞行条件变化的特点nconsta8constma增加lc增加需tt4增加超温危险tt4consta8constma增加lc增加但lt不变n将降低推力变小nconsttt4constma增加lc增加需lt增加则e增加需a8变大双轴涡喷不同控制规律被控参数调节中介控制回路及其他主要参数随飞行条件变化的特点tt2上升时压气机前重后轻n1有下降趋势n2有上升趋势n1consta8consttt2上升为保持n1不变tt4需提高使n2上升更多n2consta8consttt2上升为保持n2不变tt4需降低使n1下降更多tt4consta8consttt2上升n1下降n2提高发动机稳态特性发动机典型工作状态
航空发动机用的是什么原理
航空发动机用的是什么原理航空发动机是一种将燃料燃烧产生的能量转化为推力的装置。
它是飞机的动力来源，使得飞机能够在空中飞行。
航空发动机的工作原理可以分为内燃机和外燃机两种类型。
内燃机是航空发动机的主要类型，它利用燃料的燃烧产生高温高压气体，通过喷射出来的气流产生推力。
内燃机又可分为喷气式发动机和涡轮螺旋桨发动机两种。
喷气式发动机是最常见的航空发动机类型之一。
它的工作原理基于牛顿第三定律，即每个作用力都有一个相等大小但方向相反的反作用力。
喷气式发动机通过将燃料燃烧产生的高温高压气体喷射出来，产生一个向后的推力，从而推动飞机向前飞行。
喷气式发动机的核心部分是燃烧室和喷嘴。
燃烧室中的燃料与空气混合并燃烧，产生高温高压气体。
然后，这些气体通过喷嘴喷射出来，产生一个向后的喷气流，从而产生推力。
喷气式发动机的推力大小取决于喷气流的速度和质量流量。
涡轮螺旋桨发动机是另一种常见的内燃机类型。
它的工作原理基于涡轮增压和螺旋桨推力的结合。
涡轮螺旋桨发动机包括一个涡轮和一个螺旋桨。
燃料燃烧产生的高温高压气体通过涡轮驱动涡轮叶片旋转，从而产生压缩空气。
然后，这些压缩空气通过喷嘴喷射到螺旋桨上，使螺旋桨旋转并产生推力。
涡轮螺旋桨发动机的推力大小取决于喷射出来的气流速度和螺旋桨的旋转速度。
外燃机是航空发动机的另一种类型，它利用燃料的燃烧产生的高温高压气体直接推动飞机。
外燃机的工作原理类似于内燃机，但燃烧室和喷嘴之间没有涡轮。
外燃机的推力大小取决于燃烧室中燃料的燃烧速度和燃烧产生的气体压力。
总的来说，航空发动机的工作原理是通过燃料的燃烧产生高温高压气体，然后利用喷射出来的气流或直接推动飞机，从而产生推力。
这种推力使得飞机能够克服空气阻力，实现飞行。
不同类型的航空发动机在工作原理上有所不同，但都是基于能量转化为推力的原理。
航空发动机原理与构造知识点总结
航空发动机原理1 概论航空动力装置的功能是为航空器提供动力，推进航空器前进，所以航空动力装置也称为航空推进系统。
它主要包括航空发动机，以及为保证其正常工作所必需的系统和附件，如燃油系统、滑油系统、起动系统和防火系统等，通常简称为航空发动机。
1.1航空燃气涡轮发动机的基本类型目前航空燃气涡轮发动机有五种基本类型：涡轮喷气发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和供垂直/短距离飞机用的发动机。
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机（WP）。
从结构上讲，它由压气机、燃烧室、燃气涡轮和尾喷管四个主要部件组成（见图1-1），其特点是：涡轮只带动压气机压缩空气，发动机的全部推力来自高速喷出的燃起流所产生的反作用力。
涡轮喷气发动机经济性差高温、高速燃气由尾喷管排出，能量损失大，因此经济性差。
图1-1 涡轮喷气发动机涡轮螺桨发动机简称涡桨发动机（WJ）。
在这类发动机中，涡轮除带动压气机供给发动机所需的空气外，还带动螺桨，产生飞机前进的拉力。
由尾喷管喷出的燃起流所产生的推力只占飞机前进力的很少一部分（10％）。
从结构上讲，这类发动机还多一个部件——减速器。
涡轮风扇发动机简称涡扇发动机（WS），又称内外涵发动机。
它是介于涡喷和涡桨之间的一种发动机。
它由两个同心圆筒的内涵道和外涵道组成，在内涵道中装有涡喷发动机的部件——压气机、燃烧室和涡轮，在外涵道中装有由内涵转子带动的风扇（见图1-2）。
发动机的推力是内、外涵道气流反作用力的总和。
- 2 -外、内涵道空气流量之比称为流量比，又称涵道比。
涡扇发动机的优点是,推力大了,排出的能量小了,耗油率低。
图 1-2 涡轮风扇发动机若在涡桨发动机中，发动机输出轴不带动螺桨，而用来输出功率，例如带动直升机的旋翼、舰艇的推进器、或地面的发电机和油泵等，则这种燃气涡轮发动机称为涡轮轴发动机，简称涡轴发动机（WZ）。
1.2 航空燃气涡轮发动机性能指标涡轮发动机和涡扇发动机都是将燃气发生器的可用功用于增加流过发动机气流的动能并产生反作用推力。
航空发动机工作原理
航空发动机工作原理航空发动机是现代飞机的核心动力装置，其工作原理直接关系到飞机的性能和安全。
本文将介绍航空发动机的工作原理，包括喷气发动机和涡扇发动机两种常见类型。
一、喷气发动机喷气发动机是一种将空气和燃料混合后通过喷嘴高速喷出，产生反作用力推动飞机前进的发动机。
其工作原理可以分为四个步骤：进气、压缩、燃烧和喷射。
首先是进气阶段，喷气发动机通过进气口将大量空气引入发动机内部。
进气口通常位于飞机机身前部，利用飞机的高速飞行将空气压缩并送入发动机。
进入发动机后，空气经过滤网和增压器等设备进行处理，以确保进入发动机的空气质量和压力。
接下来是压缩阶段，进入发动机的空气经过压气机的作用被压缩。
压气机是由一系列叶片组成的转子，通过高速旋转将空气压缩，提高空气密度和压力。
压缩后的空气进一步增加了能量和温度。
然后是燃烧阶段，压缩后的空气进入燃烧室，与喷入的燃料混合并点燃。
燃料通常是航空煤油或喷气燃料，通过喷嘴喷入燃烧室，与空气充分混合后被点燃。
燃烧产生的高温高压气体膨胀后，推动涡轮转子高速旋转。
最后是喷射阶段，燃烧后的气体通过喷气口高速喷出，产生反作用力推动飞机前进。
喷气口位于发动机尾部，喷气的高速流动产生的反作用力推动了飞机向前。
同时，喷气口的形状和方向可以通过调整来改变推力的大小和方向，以满足飞机的操纵需求。
二、涡扇发动机涡扇发动机是一种基于喷气发动机的改进型号，通过在喷气发动机中增加一个风扇来提供更大的推力。
其工作原理可以简单描述为将一部分空气绕过燃烧室直接排出，形成较大的推力。
涡扇发动机的工作原理与喷气发动机类似，但在压缩阶段增加了一个风扇。
风扇位于发动机前部，由一个或多个叶片组成，通过高速旋转将大量空气吸入并推出。
这些空气绕过燃烧室，直接排出发动机，形成高速喷射的气流，产生更大的推力。
涡扇发动机相比喷气发动机具有更高的推力和燃油效率，适用于大型商用飞机和军用飞机。
同时，涡扇发动机的噪音和排放也相对较低，符合环保要求。
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。
北航航空发动机原理总结
北航航空发动机原理总结航空发动机是一种将燃料燃烧产生的高温高压气体转化为推力的设备，是飞机飞行的关键组件之一。
北航航空发动机作为中国国内领先的航空发动机制造商，其发动机原理总结具有重要的意义。
本文将对北航航空发动机的原理进行总结和分析。
一、航空发动机基本原理航空发动机的基本原理是利用内燃机的燃烧产生的高温高压气体，通过喷射式原则将其排出，产生反向的推力。
航空发动机主要由气体压缩机、燃烧室和涡轮机组成。
气体压缩机通过叶片将外界空气进行压缩，增加其密度和压力。
随后，燃料被喷入燃烧室中，与压缩空气混合燃烧，产生高温高压气体。
最后，高温高压气体通过涡轮机的叶片驱动压缩机，实现循环自动供能的过程。
航空发动机的原理可概括为：压缩气体、气体燃烧、喷出气体，三个主要步骤。
二、北航航空发动机的特点北航航空发动机在国内外航空发动机制造领域具有重要的地位。
其主要特点体现在以下几个方面：1. 高效性：北航航空发动机通过不断优化设计，提高热效率、机械效率，实现发动机轻量化和节能减排。
2. 可靠性：北航航空发动机在设计中注重结构强度和耐久性，提高了发动机的可靠性和寿命。
3. 先进技术：北航航空发动机采用了先进的喷油技术、热管理技术等，提高了发动机的性能和可控性。
4. 环保性：北航航空发动机采用了先进的排放控制技术，减少了对环境的污染，符合国际航空发动机排放标准。
三、北航航空发动机的发展趋势未来航空发动机的发展趋势，将是朝着高效、低排放、低噪音、轻量化和可重复使用等方向发展。
在此趋势下，北航航空发动机有以下几个发展方向：1. 全球市场：北航航空发动机将加强与国际航空公司的合作，进一步拓展全球市场份额。
2. 新材料应用：北航航空发动机将加强对新材料的研发和应用，提高发动机的强度、耐久性和轻量化程度。
3. 绿色技术研究：北航航空发动机将加大对环保技术的研究力度，减少对环境的污染和资源消耗。
4. 智能化发展：北航航空发动机将注重智能化技术的研发和应用，提高发动机的控制性和自动化程度。
航空发动机原理答案
航空发动机原理答案
航空发动机是飞机的心脏，是飞机能否正常运行的关键。
它的工作原理涉及到
燃烧、推进和动力传输等多个方面。
下面我们将针对航空发动机的工作原理进行详细的解析。
首先，我们来看航空发动机的燃烧原理。
航空发动机通常采用内燃式燃烧，即
将燃料和空气混合后在燃烧室内点燃，产生高温高压的燃气，然后将燃气排出，从而产生推力。
这一过程需要精确的燃烧控制和燃料供给，以确保发动机能够稳定运行。
其次，我们来看航空发动机的推进原理。
航空发动机通过喷射高速燃气产生的
动力来推动飞机前进。
这种推进原理是基于牛顿第三定律，即每个动作都有一个相等的反作用。
航空发动机产生的推力推动了飞机向前运动，同时也产生了反作用力，使飞机产生了向后的推力，从而实现了飞机的运动。
最后，我们来看航空发动机的动力传输原理。
航空发动机产生的动力需要经过
传输系统传递到飞机的其他部件上，如飞机的螺旋桨或者涡轮。
这一过程需要高效的动力传输系统来保证动力的传递效率和可靠性。
总的来说，航空发动机的工作原理涉及到燃烧、推进和动力传输等多个方面，
需要精密的设计和精确的控制。
只有充分理解航空发动机的工作原理，才能更好地保证飞机的安全和正常运行。
希望本文能够对读者有所帮助，谢谢！。
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Fab Tt 7 F 1 F Tt 6
典型高度特性
高度增加，空气流量显著减小
推力
决定了飞机的升限
H 11km 随高度增加，气温降低，发动机共同 工作点沿工作线上移，增压比增加， 单位推力增加，
Tt4
Tt2
控制规律的 制定将决定 最终所获得 的发动机性 能，因此控 制规律的设 计至关重要
n2
低速
Tt4 Tt2
高速
n1
发动机稳态特性
发动机典型工作状态
节流特性（油门特性、转速特性）
– 定义 – 典型曲线及参数变化原因 – 防喘措施的防喘机理及其对特性的影响
速度特性
– – – – 典型喷气式发动机速度特性曲线及参数变化原因 不同设计参数特性 不同控制规律 不同类型发动机速度特性（涡喷、涡扇、复燃加 力发动机、涡桨、涡轴）的特点及其适应范围
减速过程的限制：
•低压压气机喘振限制 •燃烧室贫油熄火限制
起动过程
地面起动
– 0转速到慢车状态 – 必须借助于外动力源
分三个阶段
I 起动机带转，NT＝0 II 起动机和涡轮共同带转 III 涡轮单独带转，Nst＝0 n1 – 点火转速 n’ – 最小平衡转速 n2 – 起动机脱开转速
(
30
)2 Jn
飞行M数（影响斜激波的强度和波角）
进气道出口反压变化（发动机在共同工作线上移动）
影响结尾正激波位置三种不同工作状态：临界、超 临界、亚临界
– 防止喘振
三种流谱(0<<)
超 音 进 气 道
亚音进气道
三种不同工作状态： 临界、超临界、亚临界
尾喷管工作原理
功能、设计要求及分类 收敛型
理想热力循环分析
– 不加力涡喷发动机
热力循环的组成（P-V图、T-S图） 理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响
– 与循环增温比成正比、存在有最佳增压比 – 最佳增压比正比于循环增温比
理想循环热效率正比于循环增压比
1.0 0.9
t
0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0.0 0 20 40 60 80 100
在任何飞行速度下，加力推力与不加 力推力比（简称加力比）大于1
F Fab F Tt 7 1 Tt 5
加力使推力达到峰值所对应的飞行马 赫数更高 加力温度越高，上述特点越显著 加力使耗油率增加，经济性变差，但 随飞行速度提高，加力和不加力耗油 率的差距减小 加力涡扇与加力涡喷发动机相比较：
设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因
– 提高增压比设计值
存在最佳增压比、最经济增压比 提高增压比（不利于提高单位推力和推重比、有利于降低
耗油率）
– 提高涡轮前温度设计值
对于超音速用途：有利于提高单位推力、高推重比，但耗
油率也相应增加 对于亚声速用途：有利于高涵道比设计（增加推力、降低 耗油率）
发动机稳定状态各部件共同工作
发动机各部件共同工作的结果共同工作方程，将共同工作方程 表示在压气机特性图上可获得共同工作线 共同工作线的讨论
– 共同工作线的物理意义
发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速 变化将引起共同工作点在工作线上移动
– 工作线位置受A8调节的影响
基本工作原理及热力循环
实际热力循环分析
– 热力循环组成（P-V图、T-S图） – 循环功＝f(增温比、增压比、部件效率…)
与循环增温比成正比 存在有最佳增压比 与部件效率成正比
– 循环热效率＝f(增温比、增压比、部件效率…)
与循环增温比成正比 存在有最经济增压比
与部件效率成正比
发动机设计点性能
由涵道比定义和流量连续条件
– 涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化
发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响
– 亚音进气道（三种流普） – 超音进气道（三种工作状态）
– 功率平衡
压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系
– 当压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度 或涡轮膨胀比以维持功平衡关系，否则转速将发生变化
– n=const, A8=const – Tt4=const, A8=const – n=const, Tt4=const
双轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制 回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）
– n1=const, A8=const – n2=const, A8=const – Tt4=const, A8=const
材料耐热限制 风扇/压气机喘振限制
燃烧室熄火限制
– 加、减速过程线在压缩部件特性图上的表示
t (
30
) JZ
2
nmax
nidle
n dn NTm NC
双轴发动机低压和高压转子加、减速线
低压转子
高压转子
1－稳态共同工作线 2－加速线 3－减速线
加速过程的限制：
•材料耐热限制 •高压压气机喘振限制 •燃烧室富油熄火限制
双转子发动机自动防喘机理 双转子发动机各部件共同工作
– 高压转子（或核心机）共同工作方程表达式相同 – 低压转子共同工作方程表达式取决于发动机类型 – 涡扇发动机工作点沿共同工作线变化时，涵道比将发生变化
共同工作方程及共同工作线
q(2.5 ) eCH 1
CH
CH
const
eCL 1
– 提高加力温度设计值
高单位推力，但同时付出高耗油率的代价
– 提高涵道比设计值
低单位推力、低耗油率
– 风扇增压比设计值
遵循最佳分配原则
发动机设计点性能
不同用途飞机，发动机设计循环参
数参数的发展趋势
大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗 油率
大多采用三高设计
军用超音速战斗机为追求尽可能高的单 位推力和推重比
耗油率
H 11km 随高度增加，气温不变，发动机共同 工作点不再移动，单位推力不变
耗油率
H ＝ 11km耗油率最低
飞机巡航高度通常为11公里上下
大气条件对特性的影响
气温影响
气压影响
发动机过渡过程
加、减速过程
– – – –
定义、转子动力学方程 加速性及其提高加速性的重要意义 提高加速性措施（提高T4和涡轮膨胀比） 加、减速过程受到的限制
发动机稳态特性
高度特性
– 典型特性曲线及参数变化原因
大气压力和温度对性能参数的影响
– 气压低，推力小（高原起飞） – 温度高，推力低，耗油率高（热天起飞）
发动机工作状态相似准则及台架性能
换算
典型节流特性（油门特性）
涡喷、小涵道比涡扇典型速度特性
涡轮喷气发动机、小涵道比涡扇适应于 超音速飞机使用推力大、总效率高
低速条件下，大涵道比设计的 涡扇发动机推力大，耗油率低 设计涵道比越大，高速条件下 发动机的相对推力（F/F起飞） 越小
随飞行速度增加涡扇发动机涵道 比迅速加大，气流的排气速度 C9涡扇远低于 C9涡喷，单位推力迅 速减小，导致推力小、耗油率高。 高速条件下涡扇发动机的速度特 性不如涡喷发动机
dn N st NT NC / m dt
单轴涡喷（调小A8则共同工作线移向喘振边界） 双轴涡喷（ A8变化不影响高压转子共同工作线，调小 A8对低压共同工 作线的影响与单轴发动机相反） – 当工作点向左下移动时，压气机喘振欲度减小，因此必须采取防喘措施
– 几何参数不可调节时，采用不同控制规律不会对发动机共同工作线 位置产生影响，但共同工作点将随不同控制规律而不同，因而导致 发动机性能将不同
– 三种工作状态
临界、超临界、亚临界
取决于喷管压比与临界压比的关系 临界、亚临界：完全膨胀
超临界：不完全膨胀
– 出口气流所能达到的最大速度
C9max=当地音速＝f(排气总温）
收敛-扩张型
– 几何固定的收－扩喷管有三种工作状态
完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀
取决于喷管压比和面积比
大涵道比的涡扇发动机随着 Ma0增加，推力一直下降 Bd越大，推力下降越快 大涵道比设计的不加力涡扇发动机在亚音速飞行范围内优 良性能，使它成为现代民航机和运输机的主要动力装置 大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机
不同类型发动机速度特性比较
(km/h)
(km/h)
复燃加力发动机速度特性
总 结
进气道和尾喷管工作原理 各种类型发动机基本工作原理
发动机设计点性能
各部件共同工作及控制规律 发动机非设计点性能（特性）
进气道工作原理及特性
功能、设计要求及分类
亚音进气道
– 三种流谱(0<<) – 结构形式
超音进气道
– 气动设计原理(多波系结构) – 三种结构形式(内压、外压、混压) – 外压式超音速进气道的特性
基本工作原理及热力循环
– 复燃加力发动机
复燃加力使推力增加的原理
– 可在不改变主机状态条件下，提高排气温度排气速度 单位推力推力
理想热力循环组成（P-V图、T-S图）
理想循环总加热量取决于（加力温度－进气温度） 复燃加力使理想循环功增加
复燃加力使理想循环热效率下降 在总加热量一定，主燃烧室加热量增加有利于改善加力
循环功和热效率）
基本工作原理及热力循环
涡扇发动机热力循环和质量附加原理