航空发动机复习题 - 图文

2014考试全题

（1）描述cp,cv,R,?四个热力学参数的定义以及相互之间的关系

（1）定容比热容

一公斤的气体在容积不变的无损耗准静态过程中，温度升高（或降低）1 所需加入（或放出）的热量称为该种气体的定容比热容。用符号cv表示。

cv??qv ?T（2）定压比热容

一公斤的气体在压力不变的无损耗准静态过程中，温度升高（或降低）1 所需加入（或放出）的热量称为该种气体的定压比热容。用符号cp表示。

cp??qp ?T（3）热容比（绝热指数，定熵指数）

定压比热容与定容比热容的比值称为热容比，又叫做绝热指数或定熵指数，用符号?表示。即??cpcv

cp??R，cp?cv?R ??1R为气体常数，气体常数只决定于气体的种类，不随气体的状态而变化。

（2）描述华氏温度与摄氏温度之间的关系，以及热力学第一、第二定律

热力学温度与摄氏温度之间的关系： T(K)?toC?273.15

华氏温度与摄氏温度之间的关系：

5tc?(tF?32)?

99tF??tc?32

5热力学第一定律：在热能和机械能的相互转换过程中，能量的总和保持不变。 热力学第二定律：自然界中凡是有关热现象的自发过程都是不可逆的；如果不耗散外功，热不能从温度较低的物体自发地传到温度较高的物体；要制造第二类永动机是不可能的。

（3）描述发动机转子内气流的绝对速度、相对速度、牵连速度之间的关系

（4）卡诺循环是一个理想的定温加热膨胀过程。由定温加热膨胀过程、等熵膨胀过程、定温放热压缩过程、等熵压缩过程组成。

（5）对比涡喷发动机和涡扇发动机的性能

（6）流体的流动分为层流和紊流两种流动状态。

雷诺数较小时，流体作层流流动；雷诺数较大时，流体作紊流流动。 （7）伯努利方程是用机械能表达的能量方程，它把气体的压力、速度和密度联系在一起，反映了气体在流动中机械能转换的关系。

等熵不可压流的伯努利方程，可以得到

1p??V2=常数 2?V2式中：p――静压；――动压

2这就是等熵不可压流的伯努利方程，它说明在不可压流中任一点流体的静压与动压之和保持不变。

（8）声波在传播中的微弱变化非常接近等熵过程，所以完全气体中音速的计算公式是：

c??RT （9）流场中任一点处的流速V与该点处气体的音速a的比值，叫做该点处气流的马赫数，用符号Ma表示，即

Va（10）某一状态的气流通过定熵绝能的过程将速度滞止为零时的状态称为该状态的滞止状态。 滞止状态时的气流参数称为滞止参数。

V2T*??12*（11）T?T?,?1?M

2cpT2Ma?

（12）对于气流速度和当地音速之比（该值称为马赫数，用符号Ma表示）小于0.3的定熵

绝能流动可以当作不可压缩流来处理。

(13)气流速度等于当地音速，即（Ma＝1）时的状态叫做临界状态。

同滞止参数一样，临界参数也是一种假想状态下的参数。气流中每一点都有它自己假想的临界状态，而与实际流动过程是否时定熵绝能无关。

因此，我们将某一状态的气流通过定熵绝能的膨胀或压缩过程使气流达到临界状态时的参数称为临界参数。

（14）速度系数 1．速度系数

气流速度于临界音速的比值为速度系数，用符号?表示，即

V??

ccr2．速度系数与马赫数之间的关系

速度系数?与马赫数Ma之间有确定的对应关系，这种关系可以从它们的定义式中得到：

??1?2?1?2Ma2??1

Ma22（15）进气道的功用是：

1）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；

2）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； 3）在所有飞行条件和发动机工作状态下，进气道的增压过程避免过大的空间和时间上的气流不均匀性，以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险；进气道的外阻力应尽可能小。

4）军用飞机的进气道还有“隐身”性要求，包括噪声抑制和具有降低雷达目标性的要求等；满足对发动机本身的排气以及对外来物进入发动机的最大防护要求等。

（16）涡轮喷气发动机的进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道两大类。 而超音速进气道又可分为内压式、外压式和混合式三种。

目前，我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道都采用扩张形的亚音速进气道。

（17）进气道的流动损失用总压恢复系数来描写，进气道的总压恢复系数是进气道出口处的

*p1**总压p1 与来流未受到扰动气流处的总压p0之比，用符号?i表示，即?i?*

p0总压恢复系数?i是小于1的一个数字，?i大，说明流动损失小；

（18）流量系数

进入进气道的实际空气质量流量与以自由流参数流过捕获面积的质量流量之比，称为进气道

A的流量系数，表示式为??0

A01式中：

A0――通过进气道进口的流量所对应的自由流流管面积；

A01－进气道的捕获面积，进气道前缘点01处的横截面面积，如图。

（19）在设计条件下的流动模型和气流参数沿流程的变化情况。进气道内所进行的能量转换是动能转变为压力位能和热能。

（20）流动损失

空气流过进气道时，存在着唇口损失和内部流动损失。

唇口损失是由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的，有时气流还会分离。通常采用圆头较厚的唇口，使之适应不同的流谱，使气流不易离体。

内部流动损失包括粘性摩擦损失和气流分离损失。粘性摩擦损失是由于进气道内壁与气流之间的摩擦力所引起的。内壁面应做得尽可能的光滑，以减小摩擦损失。分离损失是由于气流附面层离体而产生的，当通道内扩张度过大时就容易产生，因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角。

气流流过进气道外壁面时，也是有粘性摩擦损失和分离损失。

为了减小流动损失，特别要注意不要损坏进气道的形面，保持壁面的光滑。

（21）超音速进气道分为：内压式、外压式和混合式三种类型。

内压式：内压式超音速进气道是一个先收敛后扩张形的管道。气流从超音速到亚音速完全在进气道之内完成。

外压式：外压式超音速进气道的原理是利用一道或多道斜激波加上最后一道正激波使超音速气流变为亚音速。外压式超音速进气道一般限于飞行马赫数为2.0以下时使用。 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。

（22）压气机是航空燃气涡轮发动机中的一个重要部分。它的主要功用是对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力，为燃气膨胀做功创造条件，以改善发动机的经济性，增大发动机的推力。

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。

（23）根据压气机的结构形式和气流的流动特点，压气机可分为离心式压气机和轴流式压气机两种。所谓的离心式压气机，空气在工作叶轮内沿远离叶轮旋转中心的方向流动；而轴流式压气机，空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动。 此外还有轴流式和离心式组合在一起的，叫做混合式压气机。

（24）离心式压气机由进气系统、叶轮、扩压器、集气管等部分组成。其中，叶轮和扩压器是离心式压气机的两个主要部件

（25）增压原理

离心式压气机除了利用扩散增压原理外，还利用离心增压原理来提高空气的压力。所谓离心增压是说气体流过叶轮时，由于气体随叶轮一起做圆周运动，气体微团受惯性离心力作用，圆周速度越大，气体微团所受的离心力也越大，因此，叶轮外径处的压力远比内径处压力高。 离心式压气机内气流的减速过程，主要是在扩压器和导气管的扩散通道中完成的。在这些通道中，空气的绝对速度减小，压力提高。

离心式压气机的优缺点

离心式压气机的主要优点是：单级增压比高；一级的增压比可达4：1－7：1，甚至更高；同时离心式压气机稳定的工作范围宽；结构简单可靠；重量轻，所需要的起动功率小。但它的流动损失大，尤其是级间损失更大，不适于用多级，最多两级，正因为这样，离心式压气机的效率较低，一般离心式压气机的效率最高只有83%－85%；单位面积的流通能力低，故迎风面积大，阻力大。

（26）轴流式压气机的组成

轴流式压气机是由高速旋转的转子和与机匣固定在一起不动的静子组成的。 转动件包括：转子叶片、轮盘和轴，被支承在前后轴承上， 静子包括静子叶片和机匣。

（27）

机匣

轴向分段

压气机

径向对开

静子 外环

整流器

叶片

内环

盘-轴，盘-盘 整体式

不可拆卸式 焊接

鼓式 轮盘 盘式

转子

鼓盘混合式 销钉式 销钉紧配合 长螺栓

可拆卸式： 短螺栓

榫头 叶片

燕尾型 枞树型

叶身：扭转的

（28）轴流式压气机的优点是：可以用增加级数的方法提高压气机的总增压比，

以提高压气机的效率，通常，轴流式压气机的效率可以达到87%以上；与离心式压气机相比，轴流式压气机单位面积的流通能力高，所以迎风面积小，阻力

小。其主要缺点是：单级增压比低，目前一级轴流式压气机的增压比只有1.15－1.35之间；而且结构复杂。

（29）转子的基本类型

有三种：鼓式、盘式、鼓盘式。一般由工作叶片、轮盘、鼓筒和一些连接件组成。

鼓式转子的优点是抗弯刚性好、结构简单．但是承受离心载荷能力差； 盘式转子的优点是承受离心载荷能力强．但是抗弯刚性差。

鼓盘式转子兼有鼓式转子抗弯性好和盘式转子的强度高的优点，因此在发动机中得到广泛应用

（30）在鼓盘式转子中，盘、鼓和轴的连接形式可分为两种：不可拆卸式和可拆

卸式。

不可拆卸式：如整体结构形式的转子或采用焊接或用径向销钉将各级连接在一起。可拆卸式用长螺栓或短螺栓将各级连接在一起。

（31）压气机工作叶片主要由叶身和榫头两部分组成。

减振凸台改变叶片的固有频率，降低叶片根部的弯曲扭转应力。

由于减振凸台的存在，不可避免地带来一些缺点，如增加叶片的重量，使叶片的离心负荷加大；叶身与减振凸台的连接处局部加厚，使通道面积减少约2%，即减少了空气质量流量，影响发动机的推力；减振凸台还造成气流压力损失，使压气机效率下降，发动机耗油率增加。此外，减振凸台增加了叶身的重量，使叶片的离心负荷增大，叶片的工艺性也变得复杂了。

（32）轴流式压气机转子叶片的榫头分为三种形式：销钉式，燕尾形，枞树形。

（33）压气机的损失 （1）叶型损失

气体在绕过叶片时，在叶片的表面有附面层的摩擦损失，在叶片通道中可能有气流的分离损失，在叶片的尾缘有尾迹中的涡流损失，此外，在叶片的前缘或叶背某些部位可能会出现超音速区，这时就有激波损失。 （2）环面损失

在叶片的上下环面有附面层损失，还有径向间隙的漏气损失、潜流损失等。

（34）在轴流式压气机中，无论是工作叶轮，还是整流器两个相邻叶片间的通道都是扩张形的。 （35）

基元级的速度三角形。

（36）沿半径减小。叶尖、平均半径、叶根处的速度三角形都不一样，与其配合

的三个基元级上的叶型也各不相同。这就是为什么叶片是扭转的原因。

（37）基元级增压原理:

主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力

在叶轮内,绝对速度增大,相对速度减小,同时,总压、静压和总温、静温都提高; 在整流器内,绝对速度减小,静压和静温提高,但总压下降,总温保持不变.

（38）多级轴流式压气机流程形式

等外径的结构形式，用外径不变，增大内径的方法保证通道收缩。

这种流道的优点是各级的圆周速度较大，可以提高每级的加工量，可以减少级数，同时，机匣比较容积加工。它适合于大流量，中等增压比的压气机

等内径的结构形式，用内径不变，缩小外径的方法保证流道收缩。

与等外径相比，在迎风面积一样时，如果增压比一样，则最后一级叶片的高度比等外径的要大，因此可以减小端面的损失，提高级的效率，但在相同的增压比下，等内径压气机的级数要比等外径压气机的级数要多一些。它适用于小流量，高增压比的压气机。

等中径的结构形式，用缩小外径，扩大内径的方法保证流道收缩。 适用于大流量、高增压比的压气机。

（39）相似理论的满足的三个条件：

1)几何相似。 a.同一台压气机；

b.同一类型的不同压气机；

c.按比例缩小或放大的压气机模型； 2)运动相似。

对应点上速度方向相同，速度三角形相似。 3)动力相似。

各个对应点上的各种力的关系成一定的比例。

（40）攻角:工作叶轮进口处相对速度的方向与叶片弦线之间的夹角，也称为迎角

（41）流量系数

压气机的流量系数是工作叶轮进口处的绝对速度在发动机轴线的分量，和工作叶轮旋转的切向速度之比。

流量系数小于设计值，造成正攻角，会使气流在叶背处发生分离；流量系数大于设计值，造成负攻角，会使气流在叶盆处发生分离，而造成涡轮状。

（42）

压气机喘振是气流沿着压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象。 这种低频率高振幅的气流振荡是一种很大的激振力来源，它会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温，并在很短的时间内导致机件的严重损坏，所以任何状态下都不允许压气机进入喘振工作区。

喘振的现象是：发动机的声音由尖哨变低沉，发动机的振动加大，压气机出口的总压和流量大幅度的波动，转速不稳定，推力突然下降并且有大幅度的波动，发动机的排气温度升高，造成超温；严重时会有放炮现象，气流中断而发生熄火停车。因此一旦发生上述状态，要立即采取措施，使压气机推出喘振工作状态。

喘振的根本原因：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到整个叶栅通道。

喘振的物理过程是：空气流量下降，气流攻角增大，当流量减小到一定程度时，流入动叶的气流攻角大于设计值，于是在动叶叶背处发生气流分离，流量下降越多，分离区扩展越大，当分离区扩展到整个压气机的叶栅通道时，压气机叶栅失去了扩压能力，这是，动叶没有能力将气流压向后方，克服后面较强的反压，于是，流量急剧下降，不仅如此，后面高压气体还有可能通过分离的叶栅通道倒流到压气机的前方，由于叶栅通道堵塞，气流瞬时中断，倒流的结果，使压气机后面的反压降得很低，整个压气机流路暂时变得很通畅，而且由于压气机仍保持原来的转速，于是瞬时大量气体重新被吸入压气机，压气机恢复流动和工作，流入动叶的气流的由负攻角很快增加到设计值，压气机后面也建立了高压气流，这时喘振过程中的气流重新吸入。

然而，由于喘振的发生条件并没有改变，因此，随着压气机后面的反压不断升高，压气机流量又开始减小，直到分离区扩展到整个叶栅通道，叶栅再次失去扩压能力，如此反复，形成喘振的过程。

喘振的形成

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. 流动

分离 倒流(或中断)

（43）防喘措施有三种：

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。 机匣处理

（44）为了避免喘振的发生，在使用、维护中应注意以下问题：

一、使用中应注意的问题

（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。

（45）最常用的防冰方法是对容易结冰的零件表面进行加温。常用的热源有：一是压气机的热空气，二是采用电加温，或是两者的联合，有时还可以用热滑油加温；三是采用不易结冰的材料：譬如玻璃纤维加树脂。

（46）燃烧室是发动机的重要部件之一。在燃气涡轮发动机的热力循环中，燃烧室完成加热过程。发动机的可靠性、经济性和寿命在很大程度上取决于燃烧室的可靠性和有效程度。燃烧室的技术水平对发动机性能、结构方案和结构重量有重要影响。

（47）燃烧室的零组件主要是薄壁件，工作时常出现翘曲、变形、裂纹、积炭、过热、烧穿等故障。

（48）燃烧室工作的好坏，将直接影响发动机的工作与性能，根据燃烧室的功用，对其基本性能要求主要是： 一、点火可靠 二、燃烧要稳定 三、燃烧完全 四、总压损失小

五、燃烧室的尺寸要小

六、出口温度分布要满足要求

七、燃烧产物对大气的污染要小 八、寿命长

（49）油气比是进入燃烧室的燃油的流量与空气的比例

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，叫余气系数

（50）稳定燃烧的条件是：燃烧时气流速度等于火焰的传播速度，

燃烧稳定性是用在一定的进气条件下，能稳定燃烧的贫油、富油极限之间的余气系数范围来表示，此范围越宽，表示燃烧稳定性越好。

（51）所谓燃烧效率是一公斤燃油燃烧后工质实际吸收的热量与一公斤燃油燃烧理论上释放的热量之比

（52）燃烧室尺寸小意味着在单位燃烧室空间中，在单位时间内，可以烧掉更多的燃油，因此，常用热容强度 来衡量燃烧室容积利用的程度。在单位压力和单位燃烧室容积中，一个小时内，进入燃烧室的燃油燃烧实际所释放出的热量。

（53）对燃烧室出口温度分布有三个方面的要求:

首先，火焰除点火过程地短暂时间外，不得伸出燃烧室。

其次，在燃烧室出口环形通道上温度分布要尽可能均匀，即同一个环上各处的温度相差不能太大。

第三，在径向上，靠近涡轮叶片叶尖和叶根的温度应低一些，而在距离叶尖大约三分之一处温度最高。

（54）涡轮喷气发动机的燃烧室有三种基本的结构形式，它们是管式燃烧室、

环式燃烧室和管环式燃烧室 单管燃烧室 联管燃烧室 环形燃烧室

单管燃烧室 联管燃烧室 环形燃烧室 便于试验（以扇形段便于单独试验 不便于单独试验 调试） 试验时需要地气量较试验时需要的气量小 试验时需要的气量大 小 便于检查更换 火焰筒结构简单 环形面积利用率低 较便于检查更换 不便于检查更换 火焰筒结构较复杂 火焰筒结构简单 环形面积利用率较高 环形面积利用率高 迎风面积较大、重量迎风面积小、重量较迎风面积大、重量大 较大 轻 点火性能较差 总压损失大 点火性能较差 总压损失较大 点火性能好 总压损失较小 出口温度分布不均匀 出口温度分布均匀 出口温度分布均匀

（55）燃油的雾化程度：燃油的雾化程度用雾化油滴直径的大小来描述，油滴直径越小，说明燃油雾化的质量越高

?离心式喷嘴 ?喷嘴?T型蒸发管 ?气动喷嘴?

（56）旋流器安装在火焰筒的前部，当空气流过旋流器时，由轴向运动变成旋转运动，气流被惯性离心力甩向四周，使燃烧室中心部分空气稀薄，形成一个低压区，于是火焰筒四周的空气及后部一部分高温燃气便向火焰筒中心的低压区倒流，形成回流，在燃烧室中，有回流的地方叫做回流区。

（57） 为了达到燃烧室稳定燃烧，需要采取的措施： 降低空气的流速 1.扩压器 2.旋流器 3.分股进气

提高火焰传播速度 1.促使燃气汽化

2.组成余气系数合适的混合气 3.增大紊流强度

①促使燃油迅速汽化

燃油汽化的快慢，主要取决于燃油雾化的质量和燃油周围的温度。燃油的雾化是是通过喷油嘴实现的，目前燃气涡轮喷气发动机通常使用离心式喷油嘴和蒸发管式喷油嘴。

②组成余气系数合适的混合气

在燃烧室前端靠近回流区的地方，气流速度较小，并有高温燃气促使燃油迅速汽化和提高混合气的温度，最适宜形成火源，因此，应该在这里组成一个余气系数合适的混合气。

③增大紊流强度

增大紊流强度的方法，通过在火焰筒前部中心安装旋流器来达到。

（58）燃烧室常见故障是局部过热和熄火。

（59）加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧（在双涵道发动机中，还可从外涵道引入新鲜空气），以进一步提高燃气温度，增大喷气速度，达到增加推力的目的。当使用加力时，为了保持涡轮前各部件的最大工作状态不变，就必须同时加大尾喷口的排气面积，以适应燃气比体积的增加。

（60）涡轮是燃气涡轮发动机的重要部件之一，安装在燃烧室的后面，是在高温

燃气作用下旋转做功的部件。

涡轮和压气机同是和气流进行能量交换的叶片机，这决定了它们之间有很多相似之处。但是，涡轮和压气机与气流间的能量交换在程序上恰恰相反，气流流过压气机时从动叶获得机械能，因而提高了气流的压力和焓；而在涡轮中，气流则将焓转变为动能，然后一部分动能通过动叶转变为功。也就是说，当压气机转动时，必须从外界输入机械能，而在涡轮运转时，可以从涡轮轴上取得功。 在燃气涡轮发动机中，当压气机和涡轮平衡运转时，涡轮轴上的功除了一部分用来克服轴承上的摩擦和带动附件外，全部为压气机所吸收。

（61）减小涡轮叶尖的径向间隙，实质上是指停车时不允许出现机匣与叶片相碰

的条件下，要求在其他各种状态，尤其在巡航工作状态下，叶尖间隙尽量地减小，通常采取的措施为：

（1）尽量减小机匣在各种状态下的变形量。最有效的办法是采用冷却式机匣。 （2）在机匣内表面采用易磨的封严材料与结构是减小叶尖间隙的有效方法。 （3）采用主动间隙控制技术，使叶尖间隙值尽量处于最佳状态下工作。

（62）现代许多涡轮叶片顶部带有叶冠。这样做的好处是：

可以减小叶片尖部由叶盆向叶背的漏气,降低二次损失,提高涡轮的效率;

相邻叶片的叶冠抵紧后可以减小叶片的扭曲变形和弯曲变形,增强叶片的刚度,提高叶片的振动频率;

当叶片产生振动时,相邻叶冠间产生摩擦,可以吸收振动能量,起到减振的作用; 带冠涡轮叶片可以采用对气动有利的薄叶型.且有利于叶片与机匣之间的间隙的控制,减少轴向漏气,更有效地提高涡轮效率。

（63）涡轮叶片叶尖“切角”。即在叶尖排气边缘削掉一部分材料，。由于该处比

较薄弱，在高温下，交变的热应力与振动应力均较大，容易出现裂纹与断裂等

故障，更重要的是由于可以磨削小部分材料，来改变叶片自振频率（称为“修频” ) ，以弥补制造误差引起某些叶片满足不了规定的频率要求。

（64）冷却空气来源:1.燃烧室的二股气流2.从压气机后面级直接引气3.压气机中间级引气.

（65）假设在冷却时装配间隙为△1，起动时，机匣受热温度升高比轮盘快，膨

胀也快，所以机匣间隙增大为△2，随着转速的增高，工作叶片和盘都得到加热，并因离心力的影响，式径向间隙减小为△3，当发动机停车时，机匣冷却比较快，因此径向间隙减小为△4最小

0

由此可知，涡轮冷状态的装配间隙△1，应根据发动机停车时机匣与工作叶片不得相碰（即△4>0）为条件来决定。

（66）冷却式机匣可以采用两种方式：外部冷却式和内部冷却式。又叫被动冷却式和主动冷却式。 外部冷却式机匣

涡轮外环的外面装有薄钢板制成的外套，或称环形空气收集器，利用飞行中外界大气的速度通过进口流入空气收集器内，并经过内壁上沿轴向均匀分布的许多孔去冷却涡轮外环，然后再冷却尾喷管并排入大气。

这种冷却方法构造简单，加工方便，重量较轻，但冷却效果较差。

内部冷却式机匣

涡轮机匣内表面上装有块状的底座，用以保护外环，这底座可与导向器做成一体，成为叶片的外冠，外冠用螺钉固定在机匣上，外叶冠与机匣之间有间隙，形成双层壁，将燃烧室的二股气流引入此间隙中进行冷却和隔热，使机匣内表面不与高温燃气接触，这种机匣在发动机工作过程中膨胀较少，涡轮径向间隙比较稳定，并且热应力较小，不致出现收缩应变，翘曲及裂纹等故障。

（67）1.涡轮叶片比压气机叶片弯曲的程度要大，燃气膨胀的程度大，输出的轮

缘功就大

2.在同一台发动机中，涡轮的级数要比轴流式压气机的级数少得多 3.涡轮叶片比压气机叶片要厚

涡轮叶片比压气机叶片要厚。其原因有两个：一个是涡轮叶片受热严重，金属材料的强度随着温度的升高而降低，为了保证叶片的强度，所以涡轮叶片较厚。另一个原因是涡轮叶片需要冷却，所以涡轮叶片是空心的，以便通冷却空气。

（68）涡轮常见故障是裂纹。其原因是热应力。整台发动机受热最严重的部件是第一级涡轮导向器，超温会出现裂纹。

（69）喷管安装在涡轮的后面也是燃气涡轮发动机的一个重要部件。

喷管的主要功用是使从涡轮流出来的燃气膨胀，加速，使燃气的一部分焓转变为动能，提高燃气的速度，使燃气以很大的速度排出，这样可以产生很大的推力；其次是通过反推力装置改变喷气方向，即变向后的喷气为向斜前方的喷气，产生反推力，以迅速降低飞机落地后的滑跑速度，缩短飞机的滑跑距离；第三是采用消音喷管降低发动机的排气噪音，最后是通过调节喷管的临界面积来改变发动机的工作状态。

尾喷管的设计还应考虑尽量减小红外线辐射、噪声和雷达信号反射强度等。 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。

（70）气流在喷管入口处的总压与出口处的静压之比称为喷管落压比、膨胀比或

压力比。收敛-扩散喷管出口面积与临界截面面积（最小截面处的面积）之比称喷管膨胀面积比，通称面积比。当气流膨胀到喷管出口处的静压恰等于外界大气压力时,称为完全膨胀喷管,其性能最佳，当气流在喷管出口处的静压大于外界大气压时，称为不完全膨胀喷管，气流的压力能没有充分转化为动能。当气流在喷管出口处的静压低于外界大气压时称为过膨胀喷管，这时将出现负的压力推力。

（71）带加力燃烧室的发动机必须采用可调节的尾喷管，保证在加力状态相应地

加大喷口。有的发动机通过改变喷口面积来改变发动机的工作状态。

（72）喷气发动机的噪声源主要有三个：压气机、涡轮和排气流。

但是发动机的噪声最主要的是高速排出的气流与周围空气的紊流混合所产生的排气噪声。

（73）现在常采取的排气消声装置是一些特殊形状的尾喷管，在喷口面积一定的

条件下，增大了喷口的周长。它使排出的气流与周围空气的接触面积增加，减

弱紊流位移的剪力，加速排出的气流与周围空气的均匀混合，同时利用高速排出的气流引射周围的空气，使周围空气的流速增大，减少两者的速度差。这种方法可以有效减小低频噪声，但可能会增大高频噪声。不过高频噪声会很快被大气吸收，有些频率已超出人的听觉范围，传给听者的噪声仍然大大减弱。

（74）EGT是发动机什么部位的温度？

发动机的排气温度用符号EGT表示,一般它是低压涡轮后燃气的总温。

（75）涡轮喷气发动机的性质指标

单位推力

发动机的推力与流过发动机空气的质量流量的比值，称为单位推力。 发动机的推力与发动机重量的比值，称为推重比。

发动机的推力与发动机最大迎风面积的比值，称为迎面推力。 产生单位推力在一小时内所消耗的燃油质量称为燃油消耗率

涡轮喷气发动机的发展，主要是围绕提高涡轮前燃气温度，提高压气机增压比这个过程参数而发展的。

（76）涡轮风扇有内外两个涵道,空气经过风扇后被分为两股,一股进入内涵道,其质量流量qm,I为核心发动机的流量,另一股进入外涵道,即称为外涵流量qm,II,又称为附加的推力流量。外涵流量与内涵流量的比值,称为涵道比,用符号B表示。即B?qm,IIqm,I

（77）

??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????????星型??增压式???????发动机????冲压式?航空发动机?冲压式??????脉动冲压式??????涡喷 ?喷气式???????涡轮式?涡扇 ??????涡轴 ???????涡桨 ???

（78）单转子涡轮喷气发动机的五大组成部件是什么？

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。

各组成部分的功能如下:

进气道:将足够的空气量,以最小的流动损失顺利引入压气机；除此之外,当飞行速度大于压气机进口处的气流速度时,可以通过冲压压缩空气,提高空气的压力。 压气机:通过高速旋转的叶片对空气做功,压缩空气,提高空气的压力。

燃烧室:高压空气和燃油混合,燃烧,将化学能转变位热能,形成高压高温的燃气。 涡轮:高温高压的燃气在涡轮内膨胀,向外输出功，去带动压气机和其他附件。 喷管:使燃气继续膨胀,加速,提高燃气速度。

（79）单转子涡轮喷气发动机的理想热力循环由哪四个过程组成？

理想循环由四个过程组成： 1、等熵压缩过程

0－2是等熵的压缩过程，其中0－1是在进气道中进行的压缩过程，1－2是在压气机中进行的压缩过程； 2、定压加热

2－3是燃烧室中进行的定压加热过程； 3、等熵膨胀

3－9是等熵的膨胀过程，其中3－4是在涡轮中进行的膨胀过程，4－9是在喷管中进行的膨胀过程； 4、定压放热

9－0是在大气中进行的定压加热过程

（80）活塞发动机和涡轮喷气发动机的主要区别有哪些？

燃气轮机不同于活塞式内燃机的特点，气体工质经过其中各个部件时是连续不断地流动的

涡轮喷气发动机不同于活塞式发动机，它既是热机，又是推进器。 它把热能转换为机械能，以进出口动能之差表示它的循环功；

与航空活塞发动机相比，航空燃气涡轮发动机结构简单，重量轻，推力大，推进效率高，而且在很大的飞行速度范围内，发动机的推力随飞行速度的增大而增加

（81）飞机发动机空气系统

发动机内部空气系统：指对发动机推力的产生无直接影响的那部分空气流。 ? 功能：

用于发动机方面：发动机内部和附件装置的冷却、轴承腔封严、平衡轴承的轴向载荷、压气机防喘振控制、控制涡轮叶片的叶尖间隙、发动机防冰、发动机启动等。

用于飞机方面：座舱环境控制、机翼防冰、探头加温等。

（82）空气系统控制

（83）飞机发动机滑油系统

干糟再循环式滑油系统按系统循环方式通常分为单回路系统和双回路系统，区别在于在循环系统中增压泵前有无辅助增压泵，在单回路系统中增压泵前没有辅助增压泵。

将滑油散热器安装在回油路上的滑油系统，这时油箱中的滑油温度较低，称为冷油箱。

将热交换器安装在供油路上的滑油系统，这时油箱中的滑油温度较高，称为热油箱。

双回路循环滑油系统主要优点:

一是由于绝大部分循环回油绕过了滑油箱,、而直接流到增压泵进口,这将加速了滑油的预热,减少了发动机暖车时间,缩短了飞机起飞准备时间,从而减少了发动机的非生产使用时间和油料的消耗

二是由于在供油路中装有辅助供油泵,从而保证了在增压泵进口具有一定的剩余压力,避免了在增压泵进口形成气塞的可能性,因而使滑油系统工作具有更高的高空性。

（84）飞机发动机指示系统

EICAS=Engine Indication And Crew Alerting System，发动机指示和机组警告系统。ECAM ：ELECTRONIC CENTRALIZED AIRCRAFT MONITORING

? 指示分类

性能指示（主要指示）用于监视发动机性能和限制。“EPR/EGT/N1/N2” 系统指示（次要指示）用于监视发动机各个系统的工作，便于迅速检测故障。“滑油量/滑油压力/温度” 发动机趋势监控在地面进行，分析探测发动机由ACMS（飞机状态监视系统）记录发动机参数。

（85）燃油流量控制 控制分为：

推力控制：根据发动机的工作状态和飞机的飞行状态，计量供给燃烧室的燃油，获得所需的推力。 过渡控制：使发动机过渡过程能迅速、稳定和可靠地进行。 包括有: 起动、加速、减速控制及压气机的防喘控制。

安全限制：防止发动机工作中出现超温、超压、超转、超扭和超功率。安全限制系统只有当出现超限时才起作用。

（86）发动机控制器分为: 液压机械式 监控型电子式 全功能数字电子式

（87）全权数字式电子控制器(Full Authority Digital Electronic Controller, FADEC) 是负责起动、运转、关车的控制，监控与指示，数据提取。还记录存贮APU每次启动的参数和故障信息。

（88）FADEC的优点

? 提高发动机性能。FADEC的计算能力强、精度高，能够在整个飞行范围发挥发动机的最佳性能；能够改善发动机的启动和过渡特性；能够改善发动机安全保护。FADEC的数值计算和逻辑判断能力可在更合理的范围选择控制规律；容易实现发动机控制方案的变动，通过修改软件就可以寻找最佳控制性能。

? （2） 降低燃油消耗量。由于FADEC可实现发动机的最佳控制，因此，发动机控制器更换时，可减少乃至不需要调整运转，加之慢车转速的闭环控制、引气最佳化，结合自动油门等措施，能够减少燃油消耗。

? （3） 提高可靠性。由于采用余度技术、故障诊断、恢复功能，而且减少了超温、超转、过应力等情况，使发动机的可靠性提高。

? （4） 降低成本。由于包括自测试、诊断、记忆等功能，可实施计算机辅助故障诊断，给维护带来方便。加上更换控制装置不需要调整运转，使发动机维修成本降低。

? （5） 易于实现发动机状态监控，易于实现与飞机控制的一体化。

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