我国涡扇10航空发动机内幕

我国涡扇10航空发动机内幕

八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来

结构：

涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带

可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜"三合一"?的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。涡扇10的性能为：空气进量100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323 m/s和334 m/s，空氣流量M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。

涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。

由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为13200千克，重量比AL—31F要轻。相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A性能要远高于AL —31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。

先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：

目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。

设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：

1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及

7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。

2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。

3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。

先谈一些技术指标的意义

1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量/ 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。

2、总压缩比（TPR）= 压气机后出口压力/ 压气机前进口压力。高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。但对于战斗机，提高TPR 必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B ？1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。

3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.15~0.5之间，TPR = 20~30。

由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：

推重比（T/W），TIT，TPR，BPR

第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。

第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。

第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。

第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。

WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8 （compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。

WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。

发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129 的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。

涡扇10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是涡扇10的TPR约为在25。至于级数。

涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。

燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。

单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。

涡扇10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之涡扇10的高空高速性能比AL-31F 有提高。

涡扇10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为涡扇10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。

总之，涡扇10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。

网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇10的全加力推力比涡扇10A的要小，涡扇10早在九十年代中期，就在歼十与SU—27上试验，该机已于2000年定型。

涡扇10A于98年装在歼十上首飞，并进行过长达四十分锺的超音速试验，在2000年第一次装在SU—27上试验，在与AL—31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。目前，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计今年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。

2003年1月出版的《解放军报》有一篇题为“中国空军…三代战机?试飞纪实”的报道，透露了中国新型涡轮风扇发动机于去年6月试飞成功的消息，引起各方高度重视。文章称，在国产新型战机上的试飞，在我国尚属首次，不仅技术难度大，而且每个课目的风险也大。试飞那天，该试飞员的“坐骑”被人为安装了两个不匹配的发动机，一台是进口的、一台是国产的。……国产新型发动机的研制成功，不仅填补了我国发动机研制的空白，更为重要的是标志着中国的航空工业步入了世界发达国家的行列。最近又有来自航空系统的消息：“从3月25～27日召开的中航一集团燃气轮机工作会议上了解到，今年中航一集团发动机行业的工作重点是以涡扇10发动机定型试飞为主线，抓好重点型号研制……”

如此来看，随着歼-10的逐步公开化，更为神密的涡扇10发动机也将逐步浮上台面。其实去年以来，航空界就捷报颇传。2003年3月31日，我国首台小型涡轮风扇发动机通过设计定型，结束了我国没有自行研制的涡扇发动机的历史。6月初，该发动机又通过了航定委的设计审查。（摘自国际航空2003第1期）2002年5月20日，我国自行研制的“昆仑”新型涡喷发动机通过国家鉴定。它的研制成功使我国成为继美、俄、英、法之后世界上第5个能够独立研制航空发动机的国。“昆仑”发动机于2002年7月被国家军工产品定型委正式批准设计定型。（摘自国际航空2003第1期）加上去年6月在歼11上试飞的新型发动机，高中低已全面配套。

从国际发动机的情况来看，基本分成三大部分，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤。WS-11肯定是小推力级发动机，“昆仑”则属于中推力发动机，而涡扇10无疑是大推力级发动机。

要了解涡扇10的性能，就必须了解其研制的背景、技术基础等情况。为此，先分析涡扇10产生的背景。据信10号工程是1984年启动，估计与之配套的涡扇10应当也应该是启动于1984年。以中国当时的技术，要独立自主地生产一种先进的高推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易。当时中国已拥有的技术有哪些？

一是涡喷-15，源于苏联的米格-23飞机，当时中国以20多架歼-6飞机从埃及换回了一架米格-23飞机，自然也掌握了其P-29-300发动机（中国编号WP-15），该机推力12500公斤，自重1923公斤，推重比6.5。二是从英国引进的斯贝军用发动机技术，推力9325公斤，自重1857公斤，推重比5.02。三是从美国引进的CFM-56民用发动机，推力10886公斤，

自重2005公斤，推重比5.4。四是中国自行研制的WS6G发动机，推力14000公斤，自重2000公斤，推重比7。这几种发动机都在10000公斤级，重量也在1900-2000公斤左右，都可以做为涡扇10的核心机。这是还要特别介绍一个CFM-56民用发动机。

1982年3月29日，美国《航空和空间技术周刊》刊登了发自华盛顿的一篇报道，标题是《中国等待批准向它出口CFM-56II型涡轮风扇发动机的许可证》。文章说：“中华人民共和国正等待批准向它出口两台CFM-56II型涡轮风扇发动机，然后再开始核准一项计划，根据这项计划，中国可能将更换它的多达30多架的霍克·西德利飞机公司生产的三叉戟运输机的发动机。国防部官员对可能向中国出售CFM-56II型涡轮风扇发动机表示关切，因为这种商用发动机的核心技术，同罗克韦尔国际公司制造的B-1B轰炸机所采用的通用电气公司生产的F-101-GE-102发动机是相同的。正是由于可能进行这种技术转让，以及中国人可能运用逆工程技术取得把同样技术应用到其他方面的能力，所以国防部官员建议不要批准颁发出口许可证。”尽管有人反对，但在中美蜜月的80年代，美国政府最终还是批准了这项计划。

在上述四种基本型发动机中如何选择核心机，可以有多种方案：一是在仿制P-29-300制成的WP-15上进行改进设计，由于是涡喷机费用应该最低，时间也最快，但技术较为落后，估计不会采纳；二是在掌握斯贝发动机技术的基础上，结合我国的技术，将其改型设计为12500公斤的发动机，但由于我国去年才完全掌握斯贝的制造技术，肯定轮不到斯贝做涡扇10的核心机。三是我国自行研制的WS-6，由于该机80年代中期就下马了，自然不在考虑之中。最后就剩下CFM-56。该机全长2430毫米，直径1828毫米，全重2005公斤，最大推力10886公斤，总压比25，涡轮前温度1260度，推重比约5.44，是当时一种比较先进的民用发动机（与之同时代的军用发动机F100-PW-100（F-15和F-16的发动机）全长4851毫米，直径1180毫米，全重1371公斤，最大推力11340公斤，总压比25，涡轮前温度1399度，推重比8.27）。由于其核心技术与美国F-101-GE -102军用发动机相同，最可能成为涡扇10的核心机，该机可能有两个方案：一是仿制其核心机，在此基础上研制我们自已的涡扇10，但由于技术差距大，风险和投资均很大，还有一个很重要的原因，是建国以来，我国完全是走的一条仿制之路，缺乏自己全过程研制的经验，结合“昆仑”走自己全过程研制道路的情况来看，完全仿制肯定不受有关部门的支持。另一种就是在我国已有技术的基础上（已有研制推重比7的涡扇6的经验），借鉴CFM-56的部分先进技术，时间也会少于仿制CFM-56。因此，这最可能就是涡扇10的技术来源吧。

对涡扇10的评价，综合WS-6G和CFM-56的技术和该试飞员的“坐骑”被人为安装了两个不匹配的发动机的情况来分析，涡扇10的推力应大于AL- 31F的12500公斤，估计在13000公斤左右，推重比应在7.5以上，技术上相当于国际上70年代中期的水平。估计比F-16、F-15早期型的F100-PW-100要好。从“昆仑”研制成功到短时间内又研制成功“昆仑II”的情况来看，涡扇10定型后，估计两年内又会研制出性能更好的涡扇10 -II，推重比会大于8，推力可能会达到14000公斤左右，其生产型的涡扇10-II可望达到国际上80年代中期的技术水平。

歼十定型后的发动机乃是涡扇10A，不是什么AL—31F，所谓进口AL—31FN之说，是为沈飞歼11生产之用。歼十装备涡扇10A后，无论空战推重比、载弹量还是飞机的机动性、灵活性方面，其综合飞行性能要大大高于装备AL—31F的歼十。今后，国产歼11也要装备涡扇10A，涡扇10A将成为我国歼十、歼11的标准发动机。涡扇10A经过严酷苛刻的国军标试验，其性能、寿命、可靠性要远远高于俄制标准的AL—31F，606所再彷制AL— 31F

已没什么意义。606所对涡扇10A的评价，涡扇10A的研制成功将使中国航空动力事业达到发达国家的八十年代中期水平，在中国航空发动机发展史上具有里程碑式的重要意义。

转台湾的消息：

大陆J10所采用的国产发动机，一直是网上争议比较多的。大陆的先进发动机计划，起源自70年代末80年代初的：高性能推进系统预研计划，简称高推。这个计划泛指推重比大于8的航空推进系统。后来的中等推力核心机研究计划。

(简称中推)是其中的一部分。现在大陆的各种先进发动机型号，以及相关研究都是起自于高推计划。J10真正配套的发动机是WS10A，WS10将是一个较大的发动机家族，除了J10用的标准型发动机10A之外，还包括大涵道比的运输机/商用机用的WS10B；J11所有的10C 发动机，差别与AL31F/AL31FN的类似；10A的增强型10D，10D的改进类似F110-GE-129到F110-GE-132的区别。之后还有诺干工业用船用燃气轮机的改进计划，自然下一代的大陆4代重型验证机的动力系统也由10D的某个改型担当。严格来说，WS10的技术来源并非大陆自身研制的，大陆真正完全靠自身力量完成发动机全部研制过程的，将是中推核心机和其后续计划。

WS10的技术也并非来自俄罗斯，而是80年代中美蜜月期，美国为了毁掉中国航空工业而作的两大杀招中的一步。美国在90年代公开扬言，他们对中国航空工业做出了两大“贡献”。1 通过和平典范工程，扶持J8II的改进，断绝了中国授权生产某机或与某国联合开发某更先进战机的可能。2 通过麦道的MD-82与大陆的合作，毁掉了大陆的Y-10计划而大陆的WS10的技术来源，正来源于与MD-82的合作。当年美国送给大陆两台以上CFM-56的核心机和验证机，后大陆称此机在大陆试验中发生大火被烧毁。很多人可能不了解CFM-56与现代战斗机用先进发动机之间的关系，CFM-56核心机其实是美国F101的民用版，F101发动机是GE原本用于B-1A上的发动机，此机号称是由推比8系列所有核心机中最出色最有潜力的一款开发出来的。之后GE还在此基础上开发了F110发动机。

由于CFM-56的核心机和验证机都是由F101为基础直接改的，所以上面留有大量的军机发动机的特征，其价值非CFM-56的生产型发动机可比。大陆通过借鉴其的设计，开始在其基础上研制全新的先进发动机，这才是WS10的技术来源。当然在后来与俄罗斯的合作上WS10也帮大陆航发界争了脸面，才有后来的P2000的合作，也才交换到一些俄罗斯的优秀新技术。

96年J10原型机已经总装完毕，当时使用的WS10发动机的原型机，在地面滑跑试验中发动机起火，迫使预定试飞计划暂停1年多时间，改换采用AL31F。海外所说的J10坠毁一事来源于此。WS10出这样的事情是正常的，因为当时发动机还没有完成研制，除了H6专用的试飞平台外，WS10没有装机试飞过，由于当时中国没有任何一款自行生产的飞机能使用这种发动机，迫使大陆采取新机上新发这种极不科学的冒险做法。由于这次事故的影响，大陆之后确认引进AL31作为J10的初期阶段用发动机，要求俄将AL31FN的外部接口做的与10A一致，同样大陆日后的10C的外部接口也会和AL31F一致。WS10的技术性能参照F110-GE-129就可以了。

前面讲到CFM56的技术关键对于WS10的影响是很有可能，因为当年美国要和SNECMA合作输出F101的核心技术时还引起国务院以及CIA的关切，后来的协议是法国不可以去碰触任何和核心相关的资料，同时每一具发动机要付权利金20000美金。头八年CFM56没有一个客户，一度要被砍掉，高压段还得要重新设计。美国航空业还说该发动机的合作案是将美国的喷射发动机的技术拱手送出。因此从这一具发动机上面是可以学到不少新技术。

但是最后一句就差远了。F110是从F101来的没错，可是这两者还是有差不少。再者，CFM56后来还改过，改变的设计和F101改为F110的走向并不相同。F110-GE-129还是从早期F110-GE-100的IPE之后的型号。要说WS10的性能可以参考F110-GE-100个人认为比较接近，129的话就不太可能了。WS10技术来源从CFM56/F101来不假。但是大陆相关科研人员并没有照抄。对于CFM56/F101大陆仅是将其作为WS10的核心机、验证机来看待。在当时大陆在大推力发动机上已有一些经验来看：WS6/WS6G大陆相关人员已经解决了很多先进发动机制造工艺上的问题，而WS6的问题在于设计老旧，结构差，技术层次相对已经落后。

CFM56/F101给了大陆一个参考最先进发动机设计的机会。在发展自己的发动机的漫长过程时，以他们大陆科研人员研制的心态来看，他们在做出WS6/WS6G这种70年代早中期水平的发动机之后，没有必要再用20年仿制一种性能差不多的发动机。他们必定要在一个好的基础上加以改进，以求做出更好的产品。不说大陆，就在台湾，很多地方科研人员也有这样的进取心。没有必要小看大陆科研人员的进取心和做事能力。以大陆628所的信息收集能力来看，大陆当时必定对当时还没正式公开的F110-GE-129有比较多的了解，他们的研制也必定是追求这种80年代末90年代初的技术水平，而不会满足于F101。此外，就我目前所收集到的各种资料都显示。WS10的技术层面确实相当高，主要技术指针都和F110-GE-129相当和略超。

涡扇发动机简介

有关涡扇发动机的介绍 引子: 涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝，从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已。然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。涡扇发动机这个“小弟弟”仗着自已身上的几页风扇也青出与蓝。 现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能，较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能。而且在战时，如果本方机场遭到了对方破坏，战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离。比如装备了F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时，F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞。在降落时可以用60度的迎角作低速平飞，在不用减速伞和反推力的情况下，只要500米的跑道就可以安全降落。

更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的。但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话，其飞机的空战推重比就很难达到1，如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价。比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为 4.085的АЛ-7Ф-1-100涡喷发动机。为了使飞机的推重比达到1，苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%。相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右。 而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面。随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大，起飞重量也就越来越大，对发动机的推力要求也越来越高。在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前，人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题。比如B-52G轰炸机的翼下就挂了八台J-57-P-43W涡喷发动机。该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）。如果B-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机。在现在如果不考虑动力系统的可*性，像B-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可。 而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的。因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量。 一，历史 在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机以经相当

航空发动机强度复习题(参考答案)

航空发动机构造及强度复习题（参考答案） 一、 基本概念 1. 转子叶片的弯矩补偿 适当地设计叶片各截面重心的连线，即改变离心力弯矩，使其与气体力弯矩方向相反，互相抵消，使合成弯矩适当减小，甚至为零，称为弯矩补偿。 2. 罩量 通常将叶片各截面的重心相对于z 轴作适当的偏移，以达到弯矩补偿的目的，这个偏移量称为罩量。 3. 轮盘的局部安全系数与总安全系数 局部安全系数是在轮盘工作温度与工作时数下材料的持久强度极限t T σ，与计算轮盘应力中最大周向应力或径向应力之比值。0.2~5.1/max ≥=σσt T K 总安全系数是由轮盘在工作条件下达到破裂或变形达到不允许的程度时的转速c n ，与工作的最大转速m ax n 之比值。max /n n K c d = 4. 轮盘的破裂转速 随着转速的提高，轮盘负荷不断增加，在高应力区首先产生塑性变形并逐渐扩大， 使应力趋于均匀，直至整个轮盘都产生塑性变形，并导致轮盘破裂，此时对应的转速称为破裂转速。 5. 转子叶片的静频与动频 静止着的叶片的自振频率称为静频； 旋转着的叶片的自振频率称为动频；由于离心力的作用，叶片弯曲刚度增加，自振频率较静频高。 6. 尾流激振 气流通过发动机内流道时，在内部障碍物后（如燃烧室后）造成气流周向不均匀，从而对后面转子叶片形成激振。 7. 转子的自位作用 转子在超临界状态下工作时，其挠度与偏心距是反向的，即轮盘质心位于轴挠曲线的内侧，不平衡离心力相应减小，使轴挠度急剧减小，并逐渐趋于偏心距e ，称为“自位”作用。

8. 静不平衡与静不平衡度 由不平衡力引起的不平衡称为静不平衡；静不平衡度是指静不平衡的程度，用质量与偏心矩的乘积me 表示，常用单位为cm g ?。 9. 动不平衡与动不平衡度 由不平衡力矩引起的不平衡称为动不平衡；动不平衡度是指动不平衡的程度，用me 表示，常用单位是cm g ?。 10. 动平衡 动平衡就是把转子放在动平衡机床上进行旋转，通过在指定位置上添加配重，以消除不平衡力矩。 11. 挠性转子与刚性转子 轴的刚性相对于支承的刚度很小的转子系统称为挠性转子；转子的刚性相对于支承的刚性很大的转子称为刚性转子。 12. 转子的临界转速 转子在转速增加到某些特定转速时，转子的挠度会明显增大，当转速超过该转速时，挠度又明显减小，这种特定的转速称为转子的临界转速，是转子的固有特性。 13. 涡动 转轴既要绕其本身轴线旋转，同时，该轴又带动着轮盘绕两轴承中心的连线旋转，这种复合运动的总称为涡动。 14. 自转与公转（进动） 轮盘绕轴旋转称为自转；挠曲的轴线绕轴承连线旋转称为公转或进动。 15. 转子的同步正涡动与同步反涡动 自转角速度与进动角速度大小与转向均相同的涡动称为同步正涡动；自转角速度与进动角速度大小相等，但转向相反的涡动称为同步反涡动； 16. 转子的协调正进动与协调反进动 自转角速度与进动角速度大小与转向均相同的涡动称为同步正涡动，对应的进动称为协调正进动；自转角速度与进动角速度大小相等，但转向相反的涡动称为同步反涡动，对应的进动称为协调反进动。 17. 持久条件疲劳极限 规定一个足够的循环次数L N ，以确定L N 下的“持久疲劳极限”，称为“持久条件疲劳极限”。

涡扇发动机工作原理

动力原理： 涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机冲压喷气发动机涡轮轴发动机 升力原理： 飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力。而升力的来源是飞行中空气对机翼的作用。 在下面这幅图里，有一个机翼的剖面示意图。机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快 (V1=S1/T >V2=S2/T1)。根据帕奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。”，因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。 从机翼的原理，我们也就可以理解螺旋桨的工作原理。螺旋桨就好像一个竖放的机翼，凸起面向前，平滑面向后。旋转时压力的合力向前，推动螺旋桨向前，从而带动飞机向前。当然螺旋桨并不是简单的凸起平滑，而有着复杂的曲面结构。老式螺旋桨是固定的外形，而后期设计则采用了可以改变的相对角度等设计，改善螺旋桨性能。 飞行需要动力，使飞机前进，更重要的是使飞机获得升力。早期飞机通常使用活塞发动机作为动力，又以四冲程活塞发动机为主。这类发动机的原理如图，主要为吸入空气，与燃油混合后点燃膨胀，驱动活塞往复运动，再转化为驱动轴的旋转输出：

单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。下图为典型的星型活塞发动机。 现代高速飞机多数使用喷气式发动机，原理是将空气吸入，与燃油混合，点火，爆炸膨胀后的空气向后喷出，其反作用力则推动飞机向前。下图的发动机剖面图里，一个个压气风扇从进气口中吸入空气，并且一级一级的压缩空气，使空气更好的参与燃烧。风扇后面橙红色的空腔是燃烧室，空气和油料的混和气体在这里被点燃，燃烧膨胀向后喷出，推动最后两个风扇旋转，最后排出发动机外。而最后两个风扇和前面的压气风扇安装在同一条中轴上，因此会带动压气风扇继续吸入空气，从而完成了一个工作循环。

航空发动机原理

航空发动机主要有三种类型：活塞式航空发动机，燃气涡轮发动机和冲压发动机。 航空发动机的发展经历了活塞发动机，喷气时代的活塞发动机，燃气涡轮发动机，涡轮喷气发动机/涡轮风扇发动机，涡轮螺旋桨发动机/涡轮轴发动机。本文主要利用动态图来说明航空发动机的工作原理。 星型活塞发动机（常见于旧飞机，例如B-36，yun-5等）： 星型活塞发动机的原理与汽车发动机的原理相同。燃料在汽缸中爆炸并燃烧以推动活塞工作，但汽缸装置为星形。汽车上的活塞发动机通常以V或w的形式布置。活塞式航空发动机由于效率低，噪音大，燃油消耗大而已基本取消。 涡轮喷气发动机：（J-7，MiG-25等） 涡轮喷气发动机是涡轮发动机的一种。取决于气流产生推力。它通常用于为高速飞机提供动力，但其燃油消耗高于涡轮风扇发动机。著名的MiG-25和SR-71黑鸟侦察机均配备了涡轮喷气发动机，其最大速度可突破3马赫。由于油耗高，逐渐被涡轮风扇发动机取代。 涡轮螺旋桨发动机：（Y-8，C-130，a-400m等） 涡轮喷气发动机的本质类似于带有减速器和外部螺旋桨的涡轮喷气发动机。涡轮螺旋桨发动机的推力主要由螺旋桨产生，而喷气机产生的推力很小，仅为螺旋桨的十分之一。涡轮螺旋桨发动机的优点是速度低，效率高，适用于运输机，海上巡逻机等。由于螺旋桨旋转的面积较大，因此在高速飞行时会有很多阻力，因此涡轮螺旋桨发动

机不适合高速飞行。 涡轮风扇发动机：（涡轮风扇10，AL-31F，f-135等，cmf56）涡轮风扇发动机是从涡轮喷气发动机发展而来的。与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机的主要特点是第一级压缩机的面积要大得多。目前，大多数先进的飞机都使用涡扇发动机。涡扇发动机相当于涡轮螺旋桨发动机和涡轮喷气发动机性能的折衷产品，适用于以400-1000 km / h的速度飞行。 优点：高推力，高推进效率，低噪音，低油耗，飞行距离长。 缺点：风扇直径大，迎风面大，阻力大，发动机结构复杂，设计困难。 螺旋桨风扇发动机：（ge-36） 螺旋桨式风扇发动机不仅可以被视为具有先进高速螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，而且除了外部管道外，还可以被视为超高旁通比涡轮风扇发动机。它具有涡轮螺旋桨发动机低油耗率和涡轮风扇发动机高飞行速度的优点。实验中的Ge36显示出非常低的燃料消耗，但是由于噪音，它并未在任何飞机上使用。

航空涡扇发动机的工作原理

航空涡扇发动机的工作原理 ?发表于：2014-01-21 21:57:40 ?作者:江山红红发短信加好友更多作品 级别：上将积分：118791 航空喷气发动机主要有两种，一种是涡喷发动机，一种是锅扇发动机。在这里主要介绍大家关心的涡扇发动机的工作原理。 涡扇发动机是喷气发动机的一个分支，从血缘关系上来说，涡扇发动机应是涡喷发动机的变种。从结构上看，涡扇发动机是在涡喷发动机之前加装了风扇。这几叶风扇却把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。正是这几叶风扇，让涡扇发动机青出于蓝而胜于蓝。 研制涡扇发动机，首先是要确定它的总体结构。简单的讲，主要是发动机的转子数目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双转子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单尽管研制难度低，省钱！但要付出性能差的代价。 从理论上讲：单转子结构的涡扇发动机的压气机，可以作成任意多的级数，以期达到一定的增压比。可是由于单转子的结构限制，使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上，在工作时，它们就必须要保持相同的转速，问题也跟着出来了。当单转子的发动机在工作时，如果其转速突然下降时，压气机的高压部分，就会因为得不到足够的转速，而效率严重下降；在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时，就会引起发动机的振喘。在正常的飞行中，发动机发生振喘是决对不允许的。因为发动机发生振喘，会严重危及飞机的安全。为了解决低压部分在工作中的过载，只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。但这样一来发动机的效率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机的高转数所限，单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。 为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相对低一些。因为压缩作用，在压气机内的空气温度升高，其作用力随着空气温度的升高而增大。高压转子的转速可以设计的相对高一些，转速提高了，其高压转子的直径就可以做得小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以装在这个“蜂腰”的位置上，以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻，起动惯性小，所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动，这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易，启动的能量也要求较小，启动设备的重量也就相对降低。 然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇要和低压压气机联动，风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方。风扇为将就压气机而必需提高转数，这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大，巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大，在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长，风扇的直径小下来了，函道比自然也上不去，而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大，而且也相对省油。而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数，降低了压气机的转数压气

喷气发动机原理简介

喷气发动机原理简介

分类 涡轮喷气式发动机 完全采用燃气喷气产生推力的喷气发动机是涡轮喷气发动机。这种发动机的推力和油耗都很高。适合于高速飞行。也是最早的喷气发动机。离心式涡轮喷气发动机 使用离心叶轮作为压气机。这种压气机很简单，适合用比较差的材料制作，所以在早期应用很多。但是这种压气机阻力很大，压缩比低，并且发动机直径也很大，所以现在已经不再使用这种压气机。 轴流式涡轮喷气发动机 使用扇叶作为压气机。这样的发动机克服了离心式发动机的缺点，因此具有很高的性能。缺点是制造工艺苛刻。现在的高空高速飞机依然在使用轴流式涡喷发动机。 涡轮风扇发动机 一台涡扇发动机的一级压气机 主条目：涡轮风扇发动机

在轴流式涡喷发动机的一级压气机上安装巨大的进气风扇的发动机。一级压气机风扇因为体积大，除了可以压缩空气外，还能当作螺旋桨使用。 涡轮风扇发动机的燃油效率在跨音速附近比涡轮喷气发动机要高。 涡轮轴发动机 主条目：涡轮轴发动机 涡轮轴发动机类似涡桨发动机，但拥有更大的扭矩，并且他的输出轴和涡轮轴是不平行的(一般是垂直)，输出轴减速器也不在发动机上。所以他更类似于飞机上用的燃气轮机。 涡轴发动机的大扭矩使他经常用于需要带动大螺旋桨的直升机。它的结构和车用燃气轮机区别不大。 涡轮喷气发动机(Turbojet)（简称涡喷发动机）[1]是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。 涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的

飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1944年末的战斗。 相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，但是需要较高品质的材料——这在1945年左右是不存在的。当今的涡喷发动机均为轴流式。 一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向）图片注释: 1 - 吸入, 2 - 低压压缩, 3 - 高压压缩, 4 - 燃烧, 5 - 排气, 6 - 热区域, 7 - 涡轮机, 8 - 燃烧室, 9 - 冷区域, 10 - 进气口

涡轮发动机的工作原理、特点

一.涡轮发动机的工作原理、特点 答：1.燃气涡轮喷气发动机 工作原理：航空燃气涡轮喷气发动机是一种热机，将燃油燃烧释放出的热能转变为流经发动机气流的动能。由于气流的速度增加而直接产生反作用推力，因此，这种发动机既是热机也是推进器 特点：与航空活塞发动机相比，燃气涡轮喷气发动机结构简单，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加而增加，然而其较高的耗油率逐渐被涡扇发动机所替代。 2.涡轮风扇发动机 组成：进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管工作原理：涡扇发动机内路的工作情形与涡喷发动机相同。即流入内含的空气通过高速旋转的风扇，低压压气机和高压压气机对空气做功，压缩空气，提高空气压力。高压空气在燃烧室内和燃气混合，燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压的燃气。高温高压燃气首先在高压涡轮内膨胀，推动高压涡轮旋转，去带动高压压气机，然后再低压涡轮内膨胀，推动低压涡轮旋转，去带动低压压气机和风扇，最后燃气通过喷管排入大气产生反作用推力。 特点：与涡喷发动机相比，涡扇发动机具有推力大，推进效率高，噪音低，在一定的飞行速度范围内燃油消耗率低等优点。但涡扇发动机结构复杂，速度特性差。目前民航干线飞机大多装配涡扇发动机。 二．轴流式压气机的基元增压原理 答：轴流式压气机主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力的。（根据气动知识得知亚音速气流流过扩张形通道时）速度降低，压力升高。参数分析。 基元级组成：由工作叶栅和整流器叶栅组成，两处叶栅通道均是扩形的 三．压气机转子的结构形式分析图3-40 答：（图3-40为CFM56发动机风扇后增压级转子，鼓筒靠精密螺栓固定于风扇轮盘后端，其外圆上作出三道凸缘，用拉刀一次拉出三级燕尾形榫槽，因此三级叶片数目相同，虽然对性能有一定影响，但加工却大大地简化） 轴流式压气机转子的基本结构型式有三种：鼓式盘式鼓盘式 特点 鼓式：结构简单、零件数目少、加工方便、有较高的抗弯刚度，但由于受到强度的限制，目前在实际中应用的不广泛。 盘式：强度好，但抗弯刚性差，并容易发生振动。目前这种简单的盘式转子只用于单盘或小流量的压气机上。 鼓盘式：这种转子兼有鼓式转子抗弯性好和盘式转子强度高的优点在发动机广泛应用。 四．燃烧室的分类工作过程优缺点 分类：管型燃烧室，环型燃烧室，管环型燃烧室。 工作过程：发动机工作时，被压气机压缩的空气，进入燃烧室，它一边向后流动，一边与喷嘴喷出的燃油混合，组成混合气。发动机起动时，混合气由点火装置产生的火花点燃：起动后，点火装置不再产生火花，新鲜混合气全靠已燃混合气的火焰引火而燃烧。 混合气在燃烧室内燃烧时，喷嘴喷出的燃油与燃烧室中流动的空气不断混合组成新的混合气，以供连续不断的燃烧之用，这样就形成了燃边油与空气混合边燃烧的连续不断的

航空发动机强度复习总结

1转子叶片强度计算的目的是为了保证所设计的转子叶片能可靠工作,又使其尽可能轻。 2转子叶片受到的载荷:叶片自身质量产生的离心力;气流的横向气体力(弯曲应力和扭转应力);热负荷;振动负荷。 3简化假设和坐标系:将其看做根部完全固装的悬臂梁;叶片仅承受自身质量离心力和横向气体力,只计算拉伸应力和弯曲应力;扭转中心(刚心),气体压力中心与中心三者重合,离心力与气体力均作用于重心。 4计算点的选择:发动机设计点（H=0，V=0，n=n max ）;低空低温高速飞行状态（最大气体力状态H=0,V=V max ,n=n max ,t=233K ）;高空低速飞行状态（最小气体力状态H=H max ,V =V min ,n =n max ,t =t H ） 5推导气动力：(ρ2m c 2am t 2m ×1)c 2am ? ρ1m c 1am t 1m ×1 c 1am =2πQ Z m ρ2m c 2am 2? ρ1m c 1am 2 ; p 1m ?p 2m t m ×1=2πZ m Q p 1m ?p 2m ;p xm =2πZ m Q ρ1m c 1am 2?ρ2m c 2am 2)+ (p 1m ?p 2m ;p ym =2πZ m Q (ρ1m c 1am c 1um ?ρ2m c 2am c 2um ) 6离心力弯矩：若转子叶片各截面重心的连线不与Z 轴重合,则叶片旋转时产生的离心力将引起离心力弯矩.离心力平行于Z 轴所以对Z 轴没有矩,离心力必须垂直于转轴在X 轴方向的分力必然为0. 7罩量：通常将叶片各截面的重心相对于Z 轴作适当的偏移,以达到弯矩补偿的目的,这个偏移量称为罩量。 8罩量调整:合理地选择叶片各截面重心的罩量,使之既保证叶片在发动机经常工作的状态具有较低的应力,又照顾到在其它各种工作状态下的应力都不太大。在一般情况下，仅以根部截面作为调整对象。 9压气机与涡轮叶片所受气动力方向相反，重心连线偏斜方向总是与叶片所受的气体力的方向一致。 10以离心力弯矩补偿气体力弯矩时,还必须注意到这两个弯矩随工作状态的变化.往往取最大气体力弯矩和最小气体力弯矩的平均值作为离心力弯矩补偿的目标。 11弯曲应力：通过截面重心，有一对惯性主轴η、ξ,对η轴的惯性矩最小,对ξ轴的惯性矩最大。在距离η轴最远的A 、B 、C 三点在仅有作用时,弯曲应力最大。 12压气机叶片n s =?s ?总，max 一般n s =2.0~3.5 ;涡轮叶片n T =?T s ?总，max (一般n T =1.5~2.5) 13影响叶片强度:扭转应力(两个扭转力矩方向常常相反,所以可忽略);热应力(热端部件影响,热冲击反复产生致热疲劳);扭向(扭向愈大,对叶片截面上离心拉伸应力分布不均匀的影 响愈大);蠕变(采用叶片材料的蠕变极限?a /T t 作为许用应力,安全系数 n T =?a T t ?总，max (一般n T =1.5~2.5);;叶片弯曲变形(由于变形产生的附加弯矩,将使离心力弯 矩对气体力弯矩的补偿效果更好);叶冠(增大应力项);其它因素(不同的叶根形状将使叶片上的离心拉伸应力产生明显的分布不均现象) 20轮盘的破损形式：1,在轮盘外缘榫头部分断裂;2,轮盘外缘的径向裂纹，尤其在固定叶片的销孔处;3,由于材料内部缺陷(例如松孔或夹杂)导致盘中心断裂;4,由于轮盘在高温下工作，容易引起蠕变(甚至局部颈缩),使盘外径增大,最后导致轮盘破裂。 21轮盘强度计算主要考虑负荷：1安装在轮盘外缘上的叶片质量离心力以及轮盘本身的离心力;2沿盘半径方向受热不均引起的热负荷。其他负荷:1由叶片传来的气动力,以及轮盘前后端面上的气体压力;2机动飞行时产生的陀螺力矩；3叶片及盘振动时产生的动负荷；4盘与轴或盘与盘连接处的装配应力,或在某种工作状态下,由于变形不协调而产生的附加应力。 22轮盘强度计算的假设：1轴对称假设;2平面应力假设;3弹性假设。 23轮盘强度计算基本公式方程：平衡方程、几何方程、物理方程。计算方法：力法、位移法。 24轮盘的应力有三部分组成:1,由应力、位移、温度的边界条件决定的，它们通过常数K1和K2来表示;2,轮盘以角速度ω旋转引起的离心应力;3,由于温度影响引起的热应力。 25等厚圆环法的基本思路:1，将剖面形状复杂的轮盘沿半径方向划分成有限个段，每段构成一个等厚圆环，相互套接在一起，虽然整个轮盘的温度分布沿径向是不均匀的，但对于每

航空发动机原理复习题

发动机原理部分 进气道 1.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; 2.涡轮发动机进气道功能 冲压恢复—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 3.进气道类型： 亚音进气道：扩张型、收敛型；超音速：内压式、外压式、混合式 4.冲压比：进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值∏i=P1*/P0*。 影响进气道冲压比的因素：流动损失、飞行速度、大气温度。 5.空气流量：单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 影响因素:大气密度, 飞行速度、压气机的转速 压气机 6.压气机功用：对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力。供给发动机工作时所需 要的压缩空气，也可以为坐舱增压、涡轮散热和其他发动机的起动提供压缩空气。7.压气机分类及其原理、特点和应用 （1）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. （2）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. （3）混合式压气机： 8.阻尼台和宽叶片功用 阻尼台：对于长叶片，为了避免发生危险的共振或颤振，在叶身中部带一个减振凸台。 宽弦叶片：大大改善叶片减振特性。与带减振凸台的窄弦风扇叶片比，具有流道面积大，喘振裕度宽，及效率高和减振性好的优点。 9.压气机喘振： 是气流沿压气机轴向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象。 10.喘振的表现: 发动机声音由尖锐转为低沉，出现强烈机械振动. 压气机出口压力和流量大幅度波动，出现发动机熄火. 发动机进口处有明显的气流吞吐现象，并伴有放炮声. 11.造成喘振的原因 气流攻角过大，使气流在大多数叶片的叶背处发生分离。 燃烧室 12.燃烧室的功用及有几种基本类型 功用：用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许的温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。 分类：单管（多个单管）、环管和环形三种基本类型 13.简述燃烧室的主要要求点火可靠、燃烧稳定、燃烧完全、燃烧室出口温度场符合要 求、压力损失小、尺寸小、重量轻、排气污染少 14.环形燃烧室的结构特点、优缺点 结构特点：火焰筒和壳体都是同心环形结构，无需联焰管 优点：与压气机配合获得最佳的气动设计，压力损失最小；空间利用率最高，迎风面积最小；可得到均匀的出口周向温度场；无需联焰管，点火时容易传焰。 缺点：调试时需要大型气源； 采用单个燃油喷嘴，燃油—空气匹配不够好； 火焰筒刚性差；

级《航空发动机原理》期末考试复习

《航空发动机原理》复习 一、单项选择题（共20题每题2分共40分） 1.以下哪个是衡量发动机经济性的性能参数（ A ）。 A EPR B FF C SFC D EGT 2.涡轮风扇发动机的涵道比是（ D ）。 A流过发动机的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 B流过发动机的空气流量与流过外涵的空气流量之比 C流过内涵道的空气流量与流过外涵道的空气流量之比 D流过外涵道的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 3.高涵道比涡扇发动机是指涵道比大于等于（ C ）. A 2 B 3 C 4 D 5 4.涵道比为4的燃气涡轮风扇发动机外涵产生的推力约占总（C ）。 A20％ B40％ C80％ D90％ 5.涡桨发动机的喷管产生的推力约占总推力的（ B ） ％％ % D. 0 6.涡桨发动机使用减速器的主要优点是：( C ) A能够增加螺旋桨转速而不增加发动机转速 B螺旋桨的直径和桨叶面积可以增加 C可以提高发动机转速而增大发动机的功率输出又能使螺旋桨保持在较低转速而效率较高 D在增大螺旋桨转速情况下，能增大发动机转速 7.双转子发动机高压转子转速Ｎ2与低压转子转速Ｎl之间有（ C ） A Ｎ2＜Ｎl B Ｎ2＝Ｎl C Ｎ2＞Ｎl D设计者确定哪个大 8.亚音速进气道是一个（ A ）的管道。 A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D圆柱形 9.亚音速进气道的气流通道面积是（ D ）的。 A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D先扩张后收敛形 10.气流流过亚音速进气道时，（D ）。 A速度增加，温度和压力减小 B速度增加，压力增加，温度不变 C速度增加，压力减小，温度增加 D速度减小，压力和温度增加 11.在离心式压气机里两个起扩压作用的部件是（ D ）。 Ａ涡轮与压气机Ｂ压气机与歧管Ｃ叶片与膨胀器Ｄ叶轮与扩压器 12.轴流式压气机的一级由（C ）组成。 A转子和静子 B扩压器和导气管 C工作叶轮和整流环 D工作叶轮和导向器 13. 空气流过压气机工作叶轮时, 气流的（C ）。 A相对速度增加, 压力下降 B绝对速度增加, 压力下降 C相对速度下降, 压力增加 D绝对速度下降, 压力增加 14.空气流过压气机整流环时, 气流的（ C ）。 A速度增加, 压力下降 B速度增加, 压力增加 C速度下降, 压力增加 D速度下降, 压力下降 15.压气机出口处的总压与压气机进口处的总压之比称为（A ）。 A发动机的增压比 B发动机的压力比 C发动机的压缩比 D发动机的容积比

涡轮发动机飞机结构与系统

飞机系统 液压系统 1.变量泵为什么要装释压阀？P92 变量泵具有自动卸荷功能，因此设计系统时不用再考虑其卸荷问题。但为了系统的安全，回路上同样需加装安全阀，以防泵内压力补偿活门损坏或斜盘作动筒卡滞时造成系统压力过高。 2.液压系统渗漏检查方法？P129 （一）内漏检查法：流量表法和电流表法。 （1）流量表法操作： 关闭所有关断活门，保持规定压力（用电动泵），读出流量表读书Q0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，读出相应流量Q1，Q2，Q3 …… Qn; 计算各分支系统内漏量: 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （2）电流表法操作： 在电动马达驱动泵的供压线路上加装电流表； 启动、保持系统达到额定压力； 记录初始电流I0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，分别记录相应电量值I1，I2，I3……In; 对照EMDP电流---流量曲线,分别查出对应的Q0，Q1，Q2，Q3 …… Qn； 分别计算每个分支系统的内漏量； 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （二）外漏检查： 接近发生外漏的部件； 清洁部件上外漏的油污； 为系统加压； 测量外漏泄漏速率，根据该机型的放行标准确定是否放行。 3.液压泵功率公式的推导？P92 4.液压油显示"过热"的原因及排除方法？P122

5.液压油滤滤芯分几类？各有什么作用？P115 常见的滤芯有三种：表面型滤芯、深度型滤芯、和磁性滤芯。 表面型滤芯：一般是金属丝编织的滤网，过滤能力低，一般作为粗滤安装在油箱加油管路上 磁性油滤依靠自身的磁性吸附油液中的铁磁性杂质颗粒，应用在发动机滑油系统管路中。 深度滤芯：液流通过的过滤介质有相当的厚度，在整个厚度内到处能吸收污染物。其过滤介质有—缠绕的金属丝网、烧结金属、纤维纺织物、压制纸等。 6.液压油温度与粘度的关系，对总效率的影响？P92 温度过高，会导致油液黏度下降。油液粘度过低时，会增加泵的内漏并降低油液的润滑性，继而导致容积效率和机械效率下降。 温度过低，会导致油也黏度上升。油液粘度过高时，油泵吸油阻力增大，油泵吸油困难，不能完全充满油腔，降低填充效率。黏度过高同样会造成油泵转动阻力增大，并增加流体的流动阻力，降低机械效率。 7.液压保险的作用？P106 液压系统某些传动部分的导管或附件损坏时，系统油液可能漏光，使得整个系统不能工作。为了防止这种现象，可在供油管上设置安全装置，这就是液压保险。在管路漏油时，当油液的流量或消耗量超过规定值时，自动堵死管路，防止系统内油液大量流失。 8.对恒压变量泵，当发动机驱动泵的开关在“开”和“关”位时，泵是怎样工作的?工作原理，开关原理？（124页） 在电门在“开”位时，发动机驱动泵EDP在泵内补偿活门控制下进行供压或进行自动卸荷；当泵发生故障时，将电门扳到“关”位，电磁活门线圈通电，使泵的出口压力在很低的情况下就能推动补偿活门作动，使油泵卸荷，即为“人工关断”。 9.油滤的压差活门控制的是什么参数？怎么控制的？ 压力参数。活门前压力和活门后压力参数差值。 当一定压力时候通过传感器，以电信号方式传递到驾驶舱。注意：可能有人认为可能是地面给人看的那个燃油油滤，其实不然，这个是指驾驶舱的那个。 10.液压系统包括几个部分，各操纵那些部件？ 有两种阐述方法：一种是按组成系统的液压元件的功能类型划分；另一种是按组成整个系统的分系统功能划分。 按液压元件的功能划分： a)动力元件：指液压泵，其作用是将电动机或者发动机产生的机械能转换成液体的 压力能 b)执行元件：其功能是将液体的压力能转换成为机械能，执行元件包括液压作动筒 和液压马达

航空发动机原理与构造知识点

航空发动机原理与构造知识点 1.热力系 2.热力学状态参数 3.热力学温标表示方法 4.滞止参数在流动中的变化规律 5.连续方程、伯努利方程 6.激波 7.燃气涡轮发动机分类及应用 8.燃气涡轮喷气发动机即使热机也是推进器 9.涡喷发动机结构、组成部件及工作原理 10.涡扇发动机结构、组成部件及工作原理 11.涡桨发动机结构、组成部件及工作原理 12.涡轴发动机结构、组成部件及工作原理 13.EPR、EGT、涡轮前燃气总温含义 14.喷气发动机热力循环（理想循环、实际循环） 15.最佳增压比、最经济增压比 16.热效率、推进效率、总效率 17.喷气发动机推力指标 18.发动机中各部件推力方向 19.喷气发动机经济指标 20.涡扇发动机中N1、涡扇发动机涵道比的定义 21.涡扇发动机的优缺点及质量附加原理 22.发动机的工作原理（涡喷、涡扇、涡轴和涡桨） 23.发动机各主要部件功用和原理，各部件热力过程和热力循环 24.进气道的分类及功用 25.总压恢复系数和冲压比的定义 26.超音速进气道三种类型 27.超音速进气道工作原理（参数变化） 28.离心式压气机组成部件 29.离心式压气机增压原理 30.离心式压气机优缺点 31.轴流式压气机组成部件 32.轴流式压气机优缺点 33.压气机叶片做成扭转的原因 34.压气机基元级速度三角形及基元级增压原理 35.扭速 36.多级轴流式压气机特点 37.喘振现象原因及防喘措施（原因） 38.轴流式压气机转子结构形式、优缺点 39.鼓盘式转子级间连接形式 40.叶片榫头类型、优缺点

41.减振凸台的作用以及优缺点 42.压气机级的流动损失 43.多级轴流压气机流程形式，机匣结构形式 44.压气机喘振现象、根本原因、机理过程 45.压气机防喘措施、防喘措施原理 46.燃烧室的功用和基本要求 47.余气系数、油气比、容热强度的定义 48.燃烧室出口温度分布要求 49.燃烧室分类及优缺点 50.环形燃烧室的分类及区别 51.燃烧室稳定燃烧的条件和如何实现 52.燃烧室分股进气作用 53.燃烧室的组成基本构件及功用 54.旋流器功用 55.涡轮的功用和特点（与压气机比较） 56.涡轮叶片的分类和结构 57.一级涡轮为何可以带动更多级压气机 58.提高涡轮前温度措施 59.带冠叶片优缺点 60.间歇控制定义、发动机在起动巡航、停车时间隙变化情况 61.如何实现涡轮主动间隙控制 62.涡轮叶片冷却方式 63.喷管功用 64.亚音速喷管工作原理（参数变化） 65.亚音速喷管三种工作状态（亚临界、临界和超临界）的判别 66.超音速喷管形状 67.发动机噪声源及解决措施 68.发动机的基本工作状态 69.发动机特性（定义、表述） 70.涡喷发动机稳态工作条件（4个）举例说明如何保持稳态工作 71.稳态下涡轮前温度随转速变化规律 72.剩余功率的定义 73.发动机加速的条件 74.联轴器的分类及作用 75.封严装置的作用、基本类型 76.双转子、三转子支承方案 77.中介支点、止推支点作用 78.封严件作用和主要类型 79.燃油系统功用和主要组件功用 80.燃油泵分类和特点 81.燃油喷嘴分类和特点 82.发动机控制系统分类 83.滑油系统功用、主要部件及分类，滑油性能指标 84.起动过程的定义

发动机原理

1.涡轮喷气发动机与活塞式发动机的比较 相同之处（（11））均以空气和燃气作为工作介质。（（22））它们都是先把空气吸进发动机，经过压缩增加空气的压力，经过燃烧增加气体的温度，然后使燃气膨胀作功。燃气在膨胀过程中所作的功要比空气在压缩过程中所消耗的功大得多。这是因为燃气是在高温下膨胀的，于是就有一部分富余的膨胀功可以被利用。 不同之处（1）进入活塞式发动机的空气不是连续的；而进入燃气轮机的空气是连续的。（2）活塞式发动机中喷油燃烧是在一个密闭的固定空间里，称为等容燃烧，而燃气轮机则在前后畅通的流动过程中喷油燃烧，若不计流动损失，则燃烧前后压力不变，故称为等压燃烧。 （3）涡喷发动机的推力在相当大的飞行速度范围内是随飞行速度增加而增加的。活塞式发动机的功率决定于气缸的尺寸和数目，可以认为与飞行速度无关。 2涡轮发动机主要性能指标 (1) 推力F单位推力每公斤空气流量所能产生的推力。Fs＝F/Wa (2) 单位燃油消耗率（sfc）燃油流量：单位时间内消耗的燃料质量（Wf）；耗油率：1小时每产生1牛顿推力所消耗的燃油量。（sfc＝3600Wf/F)－(kg/N.s、kg/daN (3)推质比F/M每公斤质量所能产生的推力。 (4)单位迎面推力（Fa＝F/A）单位横截面积所能产生的推力，与阻力相关。

(5)使用性能：a. 起动可靠性b. 加速性（5～18s)c. 工作安全可靠性d. 寿命 e. 维护性、噪声、污染排放、成本等 3.涡轴发动机主要性能指标 (1)功率（N＝Wa××L＝流量××动力涡轮轴功）－（kw) (2)单位功率（Ns＝N/Wa）－（kw.s/kg) (3)耗油率sfc（sfc＝3600Wf/N) －(kg/kw.s、kg/kw.h.h)1小时每产生1kw功率所消耗的燃油量。(4) 功重比N/G －(kw/kg)

航空发动机原理与构造

航空发动机原理、构造与系统 （Aviation Engine Principle，Structure and Systems） 教学大纲 本课程与其它课程的联系： 主要先修课程：航空概论、大学物理 主要后续课程：航空发动机维修 一、课程的性质 本课程是航空机电设备维修专业的一门主要专业课。 二、课程的地位、作用和任务 本课程旨在帮助学生掌握航空燃气涡轮发动机的基本工作原理和特性，掌握航空燃气涡轮发动机的基本结构，了解各主要工作系统的组成、工作原理。为学生将来从事航空维修打下必要的理论基础。 三、课程教学的基本要求 1.理解工程热力学、气体动力学的基本概念及在航空发动机上的应用。 2.掌握涡喷发动机各主要部件的工作原理、基本结构和工作特性 3.理解常用发动机（涡扇发动机）的工作特点、主要系统工作原理。 4.掌握航空发动机的维修和使用的基本知识。 四、课程教学内容 1.航空燃气涡轮发动机热工气动基础 1.1工程热力学部分 1.2气体动力学部分 重点：热力学第一定律，焓形式的能量方程式，机械能形式的能量方程式。 难点：机械能形式的能量方程式 思考题：10个 2.燃气涡轮发动机基本工作原理 2.1工作循环 2.2产生推力的原理 2.3主要性能参数 重点：燃气涡轮发动机的理想循环； 难点：主要性能参数。 思考题：5个，计算题：2个 3.涡喷发动机主要部件

3.1进气道 3.2压气机 3.3燃烧室 3.4涡轮 3.5尾喷管 重点：压气机增压原理，涡轮工作原理；收敛喷管的工作状态。 难点：压气机流量特性 思考题：20个，计算题：4个， 4.燃气涡轮发动机共同工作 4.1稳态共同工作 4.2过渡态共同工作 4.3单转子涡喷发动机特性 4.4双转子涡喷发动机特性 4.5涡轮螺旋桨发动机 4.6涡轮风扇发动机 4.7涡轮轴发动机 重点：稳态工作，转速特性，涡桨发动机特性，双转子涡扇发动机组成和工作原理，涡轴发动机部件的特点， 难点：高度特性,速度特性，涡扇发动机特性 思考题：15个 5.发动机总体结构 5.1转子支承机构 5.2联轴器 5.3支承结构 重点：各种类型发动机的转子结构，轴承，典型封严装置 难点：多转子发动机转子支承结构 思考题：5个 6.发动机工作系统 6.1燃油控制系统 6.2滑油系统 6.3起动系统； 6.4点火系统 6.5指示系统 6.6操纵系统 6.7排气系统 重点：各工作系统的组成、功用和典型系统 思考题：15个 7.辅助动力装置 7.1概述 7.2APU工作系统 7.3典型辅助动力装置 重点：结构和典型机型 思考题：2个 8.发动机使用维修

涡扇发动机原理及图片

涡扇发动机原理 涡扇发动机是喷气发动机的一个分支，从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的变种。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已。然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。涡扇发动机仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝。 现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能，较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能。而且在战时，如果本方机场遭到了对方破坏，战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离。比如装备了 F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时，F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞。在降落时可以用60度的迎角作低速平飞，在不用减速伞和反推力的情况下，只要500米的跑道就可以安全降落。 更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的。但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话，其飞机的空战推重比就很难达到1，如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价。比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4.085的АЛ-7Ф-1-100涡喷发动机。为了使飞机的推重比达到1，苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%。相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右。 而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面。随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大，起飞重量也就越来越大，对发动机的推力要求也越来越高。在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前，人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题。比如B-52G轰炸机的翼下就挂了八台J-57-P-43W涡喷发动机。该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）。如果B-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机。在现在如果不考虑动力系统的可靠性，像B-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可。 而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的。因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量。

航空活塞式发动机组成及工作原理

航空活塞式发动机组成及工作原理 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合,在密闭的容器(气缸)内燃烧,膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨,由螺旋桨产生推(拉)力。所以,作为飞机的动力装置时,发动机与螺旋桨是不能分割的。(一)活塞式发动机的主要组成

主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气(汽油和空气)进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞(俗称电嘴),以及进、排气门。发动机时气缸温度很高,所以气缸外壁上有许多散热片,用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体(机匣)上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、

14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下,气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动,并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时,通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外,曲轴还要带动一些附件(如各种油泵、发电机等)。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关 zbc6e 通用航空 https://www.wendangku.net/doc/1d10293510.html,

闭。 (二)活塞式发动机的原理 活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机,即一个气缸完成一个循环,活塞在气缸内要经过四个冲程,依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀

冲程和排气冲程。发动机开始时,首先进入“进气冲程”,气缸头上的进气门打开,排气门关闭,活塞从上死点向下滑动到下死点为止,气缸内的容积逐渐增大,气压降低——低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体,通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例,一般是1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。 zbc6e 通用航空 https://www.wendangku.net/doc/1d10293510.html,