发动机原理

1、第一冲程：活塞自下止点向上移动，三个气孔同时被关闭后，进入气缸的混合气被压缩；在进气孔露出时，可燃混合气流入曲轴箱。2、第二冲程：活塞压缩到上止点附近时，火花塞点燃可燃混合气，燃气膨胀推动活塞下移作功。这时进气孔关闭，密闭在曲轴箱内的可燃混合气被压缩；当活塞接近下止点时排气孔开启，废气冲出；随后换气孔开启，受预压的可燃混合气冲入气缸，驱除废气，进行换气过程。

四冲程是经过进气、压缩、做功、排气这四个过程，而二冲程就是只有进气和排气这两个过程，一般二冲程的发动机汽油中都要加入少量的机油。第一个行程：活塞从上止点到下止点。完成两个动作1.火花塞点火，做功——排气2.关闭进气，把空混合气二冲程的工作原理 从活塞下部压如曲轴箱，从活塞上部再进入汽缸第二个行程：活塞从下止点到上止点。完成两个动作关闭所有进排气，压缩混合气。每两个冲程完成一次做功，所以叫二冲程。

气体向后喷出，因为压气机就是压缩气体增压的，经过压气机后的压力可以达到30倍进口压力，气体通过对涡轮做工排出。从前面排出那是不可能的，原理上没问题。

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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. 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的成熟.当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右,而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平.在这样的条件下,涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能.而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切,人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力. 当时人们通过计算发现,以当时的涡喷发动的技术水平,在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后,其技术性能将有很大的提高.当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:1）,发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右,而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五,发动机的效率得到了极大的提高. 这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视.各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机,在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前.英国的罗尔斯·罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的"康维"涡扇发动机.在一九五三年的时候"康维"进行了第一次的地面试车.又经过了六年的精雕细刻,一九五九年九月"康维mk-508"才最终定型.这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能."康维"采用了双转子前风扇的总体结构,函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤,高空巡航推力为2905公斤,最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克,压气机总增压比为14,风扇总增压比为1.90,而且英国人还在"康维"上首次采用了气冷的涡轮叶片.当康维最终定型了之后,英国人迫不及待的把他装在了vc-10上! 美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍,但是其技术起点非常的高.美国人并没有走英国人从头研制的老路,美国的普·惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备,采用了以经非常成熟的j-57作为新涡扇发动的内函核心发动机.j-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机,1949年完成设计,1953年正式投产.j57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一,先后装备了f-100、f-101、f-102、b-52等机种.j-57在技术上也有所突破,他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机,由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步.不光是核心发动机,就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件,以被撤消了型号的j91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇.一九六零年七月,普惠公司的jt3d涡扇发动机诞生了.jt3d的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月,可是在性能上却是大大的提高.jt3d也是采用了双轴前风扇的设计,地面台架最大推力8165公斤,高空巡航推力2038公斤,最大推力耗油0.535千克/小时/千克,推重比4.22,函道比1.37,压气机总增压比13.55,风扇总增压比1.74（以上数据为jt3d-3b型发动机的数据）.jt3d的用处很广,波音707、dc-8用的都是jt3d.不光在民用,在军用方面jt3d也大显身手,b-52h、c-141a、e-3a用的都是jt-3d的军用型tf-33. 现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠,都以先后推出了自已的第一代涡扇作品.而几乎是在同一时刻,三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机.在罗·罗推出"康维"之后第八个月、普·惠推出jt-3d的前一个月.通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机cj805-23.cl805-23的地面台架最大推力为7169公斤,推重比为4.15,函道比为1.5,压气机增压比为13,风扇增压比为1.6,最大推力耗油0.558千克/小时/千克.与普·惠一样,通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机,被用作新涡扇的内函核心发动机的是j79.j-79与1952年开始设计,与1956年投产,共生产了16500多台,他与j-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一.与j57的双转子结构不不同,j79是单转子结构.在j-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管,j-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机. 通用动力公司的cj805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品,让cj805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置.他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机. 在五六十年代,人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难.首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速,这个问题在当时很难解决,因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题.第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢.第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动. 而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难.cj805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片,叶片的下半部分是涡轮叶片,上半部分是风扇叶片.这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部.叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系,这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速,而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响.但在回避困难的同时也引发了新的问题. 首先是叶片的受热不匀,cj805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度,而风扇部分的最低温度只有38度.其次,由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端,而是工作在发动机的热端,这样一来风扇的可靠性也随之下降,而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失.而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机. 当"康维"、jt-3d、cj805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候,人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程.人们发现,如果一台涡扇发动机如果真的像"康维"那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产.而如果像jt-3d或cj805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话,因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决,所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多.在这样的背景之下,为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用.美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下,从一九五九年起开始执行"先进涡轮燃气发生器计划",这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机,并进行地面试车,以暴露解决各部分的问题.在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小,再加装其它的部件,如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机.如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等."先进涡轮燃气发生器计划"实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程. 用今天的眼光来看,这个工程的指导方向无疑是正确的.美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀.因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上.在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上,由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地.所以其承受的应力也就最大,工作条件也最为苛刻.但燃气核心机的困难不只是压力和温度,高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击,如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形.在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题.但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起. 在这个计划之下,普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机.普惠公司的核心机被称作stf-200而通用动力公司的燃气核心机为ge-1.时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用,现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话,它们却都是来自于stf-200与ge-1这两个老祖宗. 二、单转子和多转子 在研制一台新的涡扇发动机的时候,最先解决的问题是他的总体结构问题.总体结构的问题说明白一些就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.结构简单的好处也不言自明--省钱!一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价. 首先从理论上来说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.可是因为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,这样在工作时他们就必须要保持相同的转速.问题也就相对而出,当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时（比如猛收小油门）,压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降,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,而在正常的飞行当中,发动机的振喘是决对不被允许的,因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来.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,即空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.但这样以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.比如在幻影-2000上用的m-53单转子涡扇发动机,其函道只有0.3.相应的发动机的推重比也比较小,只有5.8. 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,而音速是随着空气温度的升高而升高的,所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些.即然转速提高了,高压转子的直径就可以作的小一些,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很便的装在这个"蜂腰"的位置上,以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力.双转子发动机的好处不光这些,由于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机的工作效率自然也就上不去,单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的级数来保持一定的总增压比.这样压气机的重量就很难得以下降. 为了解压气机和风扇转数上的矛盾.人们很自然的想到了三转子结构,所谓三转子就是在二转子发动机上又了多了一级风扇转子.这样风扇、高压压气机和低压压气机都自成一个转子,各自都有各自的转速.三个转子之间没有相对固定的机械联接.如此一来,风扇和低压转子就不用相互的将就行事,而是可以各自在最为合试的转速上运转.设计师们就可以相对自由的来设计发动机风扇转速、风扇直径以及函道比.而低压压气机的转速也可以不受风扇的肘制,低压压气机的转速提高之后压气的的效率提高、级数减少、重量减轻,发动机的长度又可以进一步缩小. 但和双转子发动机相比,三转子结构的发动机的结构进一步变的复杂.三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子,因而所需要的轴承支点几乎比双转子结构的发动机多了一倍,而且支撑结构也更加的复杂,轴承的润滑和压气机之间的密闭也更困难.三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题,可是英国的罗·罗公司还是对他情有独钟,因为在表面的困难背后还有着巨大的好处,罗罗公司的rb-211上用的就是三转子结构.转子数量上的增加换来了风扇、压气机、涡轮的简化. 三转子rb-211与同一技术时期推力同级的双转子的jt-9d相比:jt-9d的风扇页片有46片,而rb-211只有33片;压气机、涡轮的总级数jt-9d有22级,而rb-211只有19级;压气机叶片jt-9d有1486片,rb-211只有826片;涡轮转子叶片rb211也要比jt9d少,前者是522片,而后者多达708片;但从支撑轴承上看,rb-211有八个轴承支撑点,而jt9d只有四个. 三、风扇 涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力,风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能,这一点在高函道比的涡扇发动机上由是.涡扇发动机的风扇发展也经历了几个过程.在涡扇发动机之初,由于受内函核心机功率和风扇材料的机械强度的限制,涡扇发动机的函道比不可能作的很大,比如在涡扇发动机的三鼻祖中,其函道比最大的cj805-23也不过只有1.5而以,而且cj805-23所采用的风扇还是后独一无二的后风扇. 在前风扇设计的二款发动机中jt3d的函道比大一些达到了1.37.达到如此的函道比,其空气总流量比也比其原型j-57的空气流量大了271%.空气流量的加大发动机的迎风面积也随之变大.风扇的叶片也要作的很长.jt3d的一级风扇的叶片长度为418.2毫米.而j57上的最长的压气机叶片也就大约有二百毫米左右.当风扇叶片变的细长之后,其弯曲、扭转应力加大,在工作中振动的问题也突现了出来.为了解决细长的风扇叶片所带来的麻烦,普惠公司采用了阻尼凸台的方法来减少风扇叶片所带来的振动.凸台位于距风扇叶片根处大约百分之六十五的地方.jt3d发动机的风扇部分装配完成之后,其风扇叶上的凸台就会在叶片上连成一个环形的箍.当风扇叶片运转时,凸台与凸台之间就会产生摩擦阻尼以减少叶片的振动.加装阻尼凸台之后其减振效果是明显的,但其阻尼凸台的缺点也是明显的.首先他增加了叶片的重量,其次他降底了风扇叶片的效率.而且如果设计不当的话当空气高速的流过这个凸台时会发生畸变,气流的畸变会引发叶片产生更大的振动.而且如果采用这种方法由于叶片的质量变大,在发动机运转时风扇本身会产生更大的离心力.这样的风扇叶片很难作的更长,没有更长的叶片也就不会有更高的函道比.而且细长的风扇叶片的机械强度也很低,在飞机起飞着陆过程中,发动机一但吸入了外来物,比如飞鸟之类,风扇的叶片会更容易被损坏,在高速转动中折断的风扇叶片会像子弹一样打穿外函机匣酿成大祸.解决风扇难题一个比较完美的办法是加大风扇叶片的宽度和厚度.这样叶片就可以获得更大的强度以减少振动和外来物打击的损害,而且如果振动被减少到一定程度的话阻尼凸台也可以取消.但更厚重的扇叶其运转时的离心力也将是巨大的.这样就必需要加强扇叶和根部和安装扇叶的轮盘.但航空发动机负不起这样的重量代价.风扇叶片的难题大大的限制了涡扇发动机的发展. 更高的转数、高大的机械强度、更长的叶片、更轻的重量这样的一个多难的问题最终在八十年代初得到了解决. 1984年10月,rb211-535e4挂在波音七五七的翼下投入了使用.它是一台有着跨时代意义的涡扇发动机.让它身负如此之名的就是他的风扇.罗·罗公司用了创造性的方法解决了困扰大函道比涡扇发动机风扇的多难问题.新型发动机的风扇叶片叫作"宽弦无凸肩空心夹层结构叶片".故名思意,新型风扇的叶片采用了宽弦的形状来加大机械强度和空心结构以减少重量.新型的空心叶片分成三个部分:叶盆、叶背、和叶芯.它的叶盆和叶背分别是由两块钛合金薄板制成,在两块薄板之间是同样用钛合金作成的蜂窝状结构的"芯".通过活性扩散焊接的方法将叶盆、叶背、叶芯连成一体.新叶片以极轻的重量获得了极大的强度.这样的一块钛合金三明治一下子解决了困扰航空动力工业几十年的大难题. 新型风扇不光是重量轻、强度大,而且因为他取消了传统细长叶片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些.风扇扇叶的数量也减少了将近三分之一,rb211-535e4发动机的风扇扇叶只有二十四片. 1991年7月15日新型宽弦叶片经受了一次重大的考验.印度航空公司的一架a320在起飞阶段其装备了宽弦叶片的v-2500涡扇发动机吸入了一只5.44千克重的印度秃鹫!巨鸟以差不多三百公里的时速迎头撞到了发动机的最前端部件--风扇上!可是发动机在遭到如此重创之后仍在正常工作,飞机安全的降落了.在降落之后,人们发现v-2500的22片宽弦风扇中只有6片被巨大的冲击力打变了形,没有一片叶片发生折断.发动机只在外场进行了更换叶片之后就又重新投入了使用.这次意外的撞击证明了"宽弦无凸肩空心夹层结构叶片"的巨大成功. 解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招.实际上,当风扇的直径进一步加大时,空心结构的风扇扇叶也会超重.比如在波音777上使用的ge-90涡扇发动机,其风扇的直径高达3.142米.即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心.于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维复合材料来制造巨型的风扇扇叶.碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻,而强度却是极大.可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发生脱层现像.为了进一步的增大ge-90的安全系数,通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮,在其后缘上又用"凯夫拉"进行缝合加固.如此以来ge-90的风扇可谓万无一失. 当高函道比涡扇发动机的风扇从传统的细长窄弦叶片向宽弦叶片过渡的时候,风扇的级数也经历了一场从多级风扇到单级风扇的过渡.在涡扇发动机诞生之初,由于风扇的单级增压比比较低只能采用多级串联的方式来提高风扇的总增压比.比如jt3d的风扇就为两级,其平均单级增压比为1.32,通过两级串联其风扇总增压比达到了1.74.多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点,它重量大、效率低,其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择.随着风扇单级增压比的一步步提高,现如今在中、高函道比的涡扇发动机上单级风扇以是一统天下.比如在ge-90上使用的单级风扇其增压比高达1.65,如此之高的单级增压比以经再没有必要来串接第二级风扇. 但是在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风级的结构.比如在f-15a上使用的f100-pw-100涡扇发动机就是由三级构成,其总增压比达到了2.95.低函道涡扇发动机取如此高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果.在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机为了减少重量它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的双转子结构.受战斗机的机内容积所限,采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的,但为了提高推力只能提发动机的出口压力,再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务,所以风扇只能采用比较高的增压比. 其实低函道比的涡扇发动机彩用多级风扇也是一种无耐之举,如果风扇的单级增压比能达到3左右多级风扇的结构就将不会再出现.如果想要风扇的单级增压比达到3一级只能是进一步提高风扇的的转速并在风扇的叶型上作文章,风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波,只有这样3一级的单级风扇增压比才可能会实现.相现这一点人们将会在二十年之内作到. 四、压气机 压气机故名思意,就是用来压缩空气的一种机械.在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类,一类是离心式压气机,一类是轴流式压气机.离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体.在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片,当压气机的圆盘运转时,空气就会被螺旋形的叶片"抓住",在高速旋转所带来的巨大离心力之下,空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙,从而实现空气的增压.与离心式压气机不同,轴流式压气机是由多级风扇所构成的,其每一级都会产生一定的增压比,各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比. 在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机,轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点,但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地,离心式压气机虽然效率比较差,而且重量大,但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍.比如在我国台湾的idf上用的双转子结构的tfe1042-70涡扇发动机上,其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数.多说一句,这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多,但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构.比如国产的涡轴6、 涡轴8发动机就是1级轴流式加1级离心式构成的组合压气机.而美国的"黑鹰"直升机上的t700发动机其压气机为5级轴流式加上1级离心式. 压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件.在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要.压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率.目前人们的目标是提高压气机的单级增压比.比如在j-79上用的压气机风扇有17级之多,平均单级增压比为1.16,这样17级叶片的总增压比大约为12.5左右,而用在波音777上的ge-90的压气机的平均单级增压比以提高到了1.36,这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到23左右.而f-22的动力f-119发动机的压气机更是了的,3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右,平均单级增压比为1.43.平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的. 但随着压气机的增压比越来越高,压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来. 在压气机中,空气在得到增压的同时,其温度也在上升.比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到25左右时,压气机的出口温度就会超过500度.而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中,在中低空飞行中由于冲压作用,其温度还会提高.而当压气机的总增压比达到30左右时,压气机的出口温度会达到600度左右.如此高的温度会钛合金以是难当重任,只能由耐高温的镍基合金取而代之,可是镍基合金与钛合金相比基重量太大.与是人们又开发了新型的耐高温钛合金.

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一、基本理论汽油发动机将汽油的能量转化为动能来驱动汽车，最简单的办法是通过在发动机内部燃烧汽油来获得动能。因此，汽车发动机是内燃机----燃烧在发动机内部发生。有两点需注意：1．内燃机也有其他种类，比如柴油机，燃气轮机，各有各的优点和缺点。2．同样也有外燃机。在早期的火车和轮船上用的蒸汽机就是典型的外燃机。燃料（煤、木头、油）在发动机外部燃烧产生蒸气，然后蒸气进入发动机内部来产生动力。内燃机的效率比外燃机高不少，也比相同动力的外燃机小很多。所以，现代汽车不用蒸汽机。相比之下，内燃机比外燃机的效率高，比燃气轮机的价格便宜，比电动汽车容易添加燃料。这些优点使得大部分现代汽车都使用往复式的内燃机。二、燃烧是关键汽车的发动机一般都采用4冲程。（马自达的转子发动机在此不讨论，汽车画报曾做过介绍）4冲程分别是：进气、压缩、燃烧、排气。完成这4个过程，发动机完成一个周期(2圈)。理解4冲程活塞，它由一个活塞杆和曲轴相联，过程如下：1．活塞在顶部开始，进气阀打开，活塞往下运动，吸入油气混合气2．活塞往顶部运动来压缩油气混合气，使得爆炸更有威力。3．当活塞到达顶部时，火花塞放出火花来点燃油气混合气，爆炸使得活塞再次向下运动。4．活塞到达底部，排气阀打开，活塞往上运动，尾气从汽缸由排气管排出。注意：内燃机最终产生的运动是转动的，活塞的直线往复运动最终由曲轴转化为转动，这样才能驱动汽车轮胎。三、汽缸数发动机的核心部件是汽缸，活塞在汽缸内进行往复运动，上面所描述的是单汽缸的运动过程，而实际应用中的发动机都是有多个汽缸的（4缸、6缸、8缸比较常见）。我们通常通过汽缸的排列方式对发动机分类：直列、V或水平对置（当然现在还有大众集团的W型，实际上是两个V组成）。见下图直列4缸V6水平对置4缸不同的排列方式使得发动机在顺滑性、制造费用和外型上有着各自的优点和缺点，配备在相应的汽车上。四、排量混合气的压缩和燃烧在燃烧室里进行，活塞往复运动，你可以看到燃烧室容积的变化，最大值和最小值的差值就是排量，用升（L）或毫升（CC）来度量。汽车的排量一般在1.5L~4.0L之间。每缸排量0.5L，4缸的排量为2.0L，如果V型排列的6汽缸，那就是V63.0升。一般来说，排量表示发动机动力的大小。所以增加汽缸数量或增加每个汽缸燃烧室的容积可以获得更多的动力。五、发动机的其他部分凸轮轴控制进气阀和排气阀的开闭火花塞火花塞放出火花点燃油气混合气，使得爆炸发生。火花必须在适当的时候放出。阀门进气、出气阀分别在适当的时候打开来吸入油气混合气和排出尾气。在压缩和燃烧时，这两个阀都是关闭的，来保证燃烧室的密封。活塞环在气缸壁和活塞中提出密封：1．防止在压缩和燃烧时油气混合气和尾气泄漏进润滑油箱。2．防止润滑油进入汽缸内燃烧。大多“烧机油”的汽车就是因为发动机太旧：活塞环不再密封引起的（尾气管冒青烟）活塞杆连接活塞环和曲轴，使得活塞和曲轴维持各自的运动。润滑油槽包围着曲轴，里面有相当数量的油.

1.发动机bai（Engine）是一种能够把其它形式的du能转化为机械能的机器，包括如内燃机（zhi往复活塞式发dao动机）、外燃机（斯特林发动机、蒸汽机等）、喷气发动机、电动机等。如内燃机通常是把化学能转化为机械能。发动机既适用于动力发生装置，也可指包括动力装置的整个机器（如：汽油发动机、航空发动机）。发动机最早诞生在英国，所以，发动机的概念也源于英语，它的本义是指那种“产生动力的机械装置”。2.工作过程：进气-压缩-喷油-燃烧-膨胀做功-排气。

不一样，直升机是涡轴发动机，歼击机是涡喷或涡扇。

1、现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。 2、空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。 3、进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。 4、从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。 5、从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

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1、现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。2、空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。3、进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。4、从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。5、从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

涡轮喷气发动机的原理涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。工作时，发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。随后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。涡轮喷气发动机的优缺点这类发动机具有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气发动机类型。但如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。 应用于喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点，因为采用了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或者大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。　　飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。　　螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。　涡轮/冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机(它常用于马赫数低于3的各种速度)与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。　涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。

火箭是靠火箭发动机向前推进的。火箭发动机点火以后，推进剂（液体的或固体的燃烧剂加氧化剂）在发动机的燃烧室里燃烧，产生大量高压燃气；高压燃气从发动机喷管高速喷出，所产生的对燃烧室（也就是对火箭）的反作用力，就使火箭沿燃气喷射的反方向前进 火箭推进原理依据的是牛顿第三律：作用力和反作用力大小相等，方向相反。一个扎紧的充满空气的气球一旦松开，空气就从气球内往外喷，气球则沿反方向飞出。固体推进剂，从底层向顶层或从内层向外层快速燃烧。 液体推进剂，用高压气体对燃烧剂与氧化剂贮箱增压，然后用涡轮泵将燃烧剂与氧化剂输进燃烧室。 推进剂的能量在发动机内转化为燃气的动能，形成高速气流喷出，产生推力。推力是表示火箭发动机性能的主要参数之一，它是推进剂在推力室中燃烧产和的高温燃气经过喷管高速喷射而产生的反作用力。推力是直接作用在推力室内外表面上的力的合力。比冲，是表示火箭发动机性能的另一个重要参数。它表示火箭发动机在稳定工作状态下，每单位质量的推进剂所产生的推力值，比冲的大小和喷管出口面积与推力室喉部面积之比（面积比）有关。面积比越大，比冲越高。喷管形状直接影响比冲的大小（燃气从喷口喷出时的速度）。

1、火箭发动机由飞行器自带推进剂，不利用外界空气的喷气发动机； 2、可以在稠密大气层以外空间工作，能源在火箭发动机内转化为工质的动能，形成高速射流排除而产生推力； 3、火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂，不依赖外界空气的喷气发动机，火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂贮箱或运载工具内的反应物变成高速射流，由于牛顿第三运动定律而产生推力。

双涡轮增压又称“Twinturbo”或“Biturbo”，也是涡轮增压的方式之一，主要针对采用“排气涡轮增压”的车辆动能输出“滞后”的现象。双涡轮技术是结构最复杂、成本最高的技术。此外，它更适合六缸发动机，所以只有大排量汽车才会使用这种涡轮发动机。其工作原理:双涡轮增压，顾名思义，由两种涡轮增压技术组成。采用双涡轮增压技术的发动机在涡轮增压器涡轮和压缩机中配备了两个涡轮。通过串联两个不同尺寸涡轮增压器或并联两个相同规格的涡轮增压器，在发动机“低速”工作时，可以驱动涡轮增压器以较少的“排气”高速运转，并产生足够的进气压力，以减少涡轮的“滞后”效应。工作过程:如果把双涡轮发动机拆开，我们会看到两组涡轮有两种连接方式，一种是串联，一种是并联。串联涡轮机通常由串联的大型涡轮机和小型涡轮机组成。响应较快的小涡轮在低转速下驱动，使大涡轮在高转速下参与，在低转速下扭矩充沛，提供充足的进气量，提高动力输出。平行涡轮并排布置在排气管中，气缸1、2和3为一组，气缸4、5和6为一组。每组三个气缸的排气驱动一个涡轮增压器。因为三个气缸的排气间隔相等，所以涡轮增压器旋转平稳。此外，三个气缸之间的排气干扰也可以通过将三个气缸分成一组来放置。结构:1。通过相同规格的并联:快速增压响应的设计，降低了管道的复杂性。二是通过不同规格的串联:一是推动小涡轮，使低转时扭矩充沛，而高转时，另一(大)涡轮会介入，提供充足的进气，从而提高动力输出，使动力输出效率最大化。百万购车补贴

『 1911年，美国发明家切殷索姆61沃武托姆（音译）研制了一架“伞形飞机”。波卢扬认为，这个“伞形飞机”就是后来飞碟的始祖。因为“伞形飞机”的飞行原理不是靠飞机的飞行速度来获得升力，而是靠机翼的振动。波卢扬称，这种飞行原理一点儿不比现代飞机的飞行原理差。上世纪40年代末，美国海军造出了第一批飞碟，这些飞碟有点儿像电动扬声器，一个或几个巨大的振动片在脉冲电磁力的作用下使空气发生兆赫频率的振动，飞行器因此可以脱离地面。』 　　注意关键词“振动”。可想而知，既然振动片可以给物体提供升力，为什么不能提供推力呢？绍贝格尔发动机工作原理，便是建立在这一理论之上。安置在圆筒内的振动片，通上频率极高的交流电，在磁场作用下，便会剧烈振动，产生推力，托举飞碟。 　　这种力量可以让物体升空，却不能很好地使用。其中一个重要问题，就是冷却。想想看，兆赫级的振动，产生极高的温度，振动片不烂才怪呢。绍贝格尔想到的解决办法，就是重新设计振动片的气动外形，使其在振动时吸入大量空气，并向振动片喷水，冷却发动机。哪知水被兆赫级交流电电解，与空气混合，被振动片高温点燃（学过化学的都知道，氢气与空气混合点燃时，会有爆鸣声出现），产生巨大的推力和爆鸣声，就是“爆炸”。爆炸式绍贝格尔发动机，就是“以振动片振动产生推力，辅以发动机电磁铁的反磁力，加上冷却水电解燃烧的推力，托举碟形飞行物的发动机”。 　　这“爆炸式”原理看起来很牛X，但这毕竟是40年代的技术，自然已非常落后。而且，我们都知道，金属在电解水时，自身也会受腐蚀，因此“爆炸式”发动机大修间隔不会大于JUMO 004（AR234,ME262,GO229的心脏,大修间隔很短）。依赖于居里兄弟（雅克和皮埃尔，皮埃尔是大名鼎鼎的居里夫人的丈夫，不幸早逝）“压电效应”的理论，我们大可以用压电陶瓷片制作振动片（事实上NASA就是这么做的）。这样做可以减轻发动机重量，提高推重比，十分方便。

热气机(StirlingEngine)是一种由外部供热使气体在不同温度下作周期性压缩和膨胀的闭式循环往复式发动机，由苏格兰牧师RobertStirling在十九世纪初发明，所以又称斯特林发动机。相对于内燃机燃料在气缸内燃烧的特点热气机又被称作外燃机。现在热气机特指按闭式回热循环工作的热机，不包括斯特林热泵或斯特林制冷机。 热气机工作原理 热气机是一种外燃的、闭式循环往复活塞式热力发动机。 热气机可用氢、氮、氦或空气等作为工质，按斯特林循环工作。在热气机封闭的气缸内充有一定容积的工质。气缸一端为热腔，另一端为冷腔。工质在低温冷腔中压缩，然后流到高温热腔中迅速加热，膨胀作功燃料在气缸外的燃烧室内连续燃烧，通过加热器传给工质，工质不直接参与燃烧，也不更换。 已设计制造的热气机有多种结构，可利用各种能源，已在航天、陆上、水上和水下等各个领域进行应用。试验热气机的功率传递机构分为曲柄连杆传动、菱形传动、斜盘或摆盘传动、液压传动和自由活塞传动等。 按缸内循环的组成形式分，热气机主要有配气活塞式和双作用式两类。在一个气缸内有两个活塞作规律的相对运动，冷腔与热腔之间用冷却器、回热器和加热器连接，配气活塞推动工质在冷热腔之间往返流动。 热力循环可以分为定温压缩过程、定容回热过程、定温膨胀过程、定容储热过程四个过程。

斯特灵发动机是通过气体受热膨胀、遇冷压缩而产生动力的。它包含了一定量的气体，这些气体在“冷”端（通常是室温）和“热”端（通常由煤油或酒精燃烧进行加热）之间运动。位移活塞推动着气体在两个“端”之间运动。伴随着气体的膨胀和压缩，动力活塞也改变了发动机内部的体积。发动机内的气体是循环加热的（通过酒精灯）并且膨胀推动动力活塞（图中蓝色）向右运动。当动力活塞运动到最右边时，黄色连杆迫使松配合的红色活塞（在机器左半边内）将气体挤压到机器较冷的一边。在较冷一边的气体将热量散失到外界并且收缩，并把蓝色活塞拉向左边。气体在此转移，被挤压回发动机的较热区域，如此循环往复。斯特灵发动机的气体循环也能反向，由温度差动而改变旋转的方向（并且可以提供致冷）。使用你喜欢研究的发动机去寻找与斯特林发动机的其它联系！

吸火式斯特林发动机本质上是依靠热气体遇冷收缩来做功 利用飞轮惯性吸收热气 周而复始

真空斯特林是原理最简单的一种，门打开吸进火苗（热空气），关上门空气冷却收缩。那个网上收索的长篇回答是普通斯特林。

斯特林发动机是外加热的热机。它一共有两个气缸，一个是用来加热的，另一个是用来散热的。首先，用外部热源加热那个热气缸，热气缸内部气体膨胀，推动其内部的活塞向外运动，同时带动冷气缸活塞向内运动。热气缸活塞向外运动到一定位置时，热气缸内部的热空气通过一条通道道，迅速地传递到冷气缸，然后推动冷气缸活塞向外运动并带动热气缸的活塞向内运动，同时将热量从冷气缸散发出去。可能讲得不清楚，但是光是用语言讲确实让我很纠结啊。。。百度百科上有，看的懂的话当然最好，看不懂的话网上有图解的。。PS：斯特林发动机是效率最高的热机

热胀冷缩；根据热胀冷缩的原理，发动机在较冷的环境下机械件事处于收缩状态，其内部的间隙会比正常工作时大。

1.自诊断系统的功用是什么？控制部分主要由电控单元ECU、传感器和执行器等组成，而这些零件又是由各种电子元件和电子电路组成。一般电子元件对过电压、温度十分敏感，一旦这些电子元件或电路损坏，则会使电控部分某一零部件不工作或工作异常，那么在电控发动机上则表现出某些特定的故障现象。电控系统的传感器和执行器均有一定的电阻值。工作时有输出电压范围和输出脉冲波形,自诊断系统就是通过这些传感器执行器信号是否正常来判定该处是否出现故障，如出现故障，则自动报警，提醒用户。2.什么叫开环控制系统？什么叫闭环控制系统？开环控制是指控制装置与被控对象之间只有按顺序工作，没有反向联系的控制过程,按这种方式组成的系统称为开环控制系统,其特点是系统的输出量不会对系统的控制作用发生影响，没有自动修正或补偿的能力。闭环控制系统刚好相反，就是被控对象与控制装置之间是有反馈的。输出的结过会返回控制装置来进行调整。 3．什么情况下ECU除了进行同步喷射控制外，还需进行异步喷射控制? 每个气缸的进气歧管处都有一个喷嘴，同时喷射是指只对所有汽缸的整个工作循环，使每个喷嘴同时喷射，这样控制简单，但混合气雾化不一至．异步喷射针对每个汽缸的工作循环来控制，使每个汽缸都能得到合理的混合气，控制相对麻烦点．在大负荷运转时，因为需加浓混合气，在同步喷射外还需异步喷射加油加浓。4.在进行巡航控制时，系统的主要功能包括哪些？巡航控制CCS，根据其特点巡航控制系统一般又称为巡航行驶装置、速度控制（Speed Control）系统、自动驾驶（AutoDrive）系统等，其能实现的功能如其名字，主要就是就是可使汽车工作在发动机有利转速范围内，减轻驾驶员的驾驶操纵劳动强度，提高行驶舒适性的汽车自动行驶装置。其实现方式：按司机所要求的速度闭合开关之后，不用踩油门踏板就可以自动地保持车速，使车辆以固定的速度行驶。采用了这种装置，当在高速公路上长时间行车后，司机就不用再去控制油门踏板，减轻了疲劳，同时减少了不必要的车速变化，可以节省燃料。 5.电控节气门系统的控制功能有哪些？根据发动机的负载，控制进气量，即其节气门开度大小，都是ECU通过传感器信号来判断工况后通过节气门执行器来实现，另外节气门还设有怠速控制阀，对怠速，主要争对启动时的进气控制。6.简述应急备用系统工作原理？应急备用系统通过在一些即是在ECU控制逻辑大循环中加入的逻辑小循环，它是独立的，在特殊操作情况下发挥作用，比如当什么什么突然失灵时，它开始运行，起到保护安全作用。7.步进电动机型怠速控制阀的控制内容？当发动机怠速负荷增大时，ECU控制怠速控制阀使进气量增大，从而使怠速转速提高，防止发动机转速不稳或熄火；当发动机怠速负荷减小时，ECU控制怠速控制阀使进气量减少，从而使怠速转速降低，以免怠速转速过高。8.催化转换器一般使用或维修中要注意哪些方面？ 9.请你解析英文缩写EGR废气再循环系统、EVAP燃油蒸气排放系统、TWC三效催化剂、VVT—i智能可变气门正时系统解析？？原理？结构？那要说的多了10.燃油供给系统供油压力检测过程中，怎样进行供油系统卸压？怎样连接油压表？检测后怎样进行系统油压预置？ 供油系统卸压是通过高压油轨油压阀来控制油压。

喷气式发动机原理是什么喷气式发动机虽然很少应用于汽车上，但它在飞机上得到了广泛的使用，甚至某些航模也采用小型脉冲喷气发动机作为自己的动力装置。那么喷气式发动机原理是什么呢？喷气式发动机的原理是：作用在一物体上的每一个力都有一方向相反大小相等的反作用力。喷气式发动机是一种通过加速和排出的高速流体做功的热机或电机，使燃料燃烧时产生的气体高速喷射而产生动力。大部分喷气发动机都是依靠牛顿第三定律工作的内燃机，广义上的喷气发动机包括火箭发动机和空气喷气发动机。早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克·惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，弗兰克·惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。

目前还没听说过有三冲程的发动机。

汽车的发动机工作原理：汽车发动机是依靠油气混合物爆燃产生的力量推动活塞，然后驱动曲轴旋转进行工作的。一共可以分为四个行程。吸气，压缩，做功，排气。在吸气行程，活塞下移，进气门打开，排气门关闭，油气混合物（柴油机就是空气）在负压作用下进入气缸。在压缩行程，进气门，排气门均关闭，活塞上移，油气混合物被压缩升温。做功行程，进气门，排气门均关闭，火花塞点火（柴油机是喷油嘴喷油），混合气被点燃（柴油机是雾状柴油被高温空气引燃），产生爆燃，推动活塞下行，继而通过连杆把推力传递给曲轴。排气行程，进气门关闭，排气门打开，活塞上行，排除缸内废气。然后就是一直重复这个过程。其中，凸轮轴转一圈，曲轴转两圈，做一次功。

http://www.xiu123.com/show.php?news_id=2768里面有啊很详细的我给你复制不来啊

这个叫热回升式斯特森发动机好个黑的只是一团金属丝但也可以是其它东西酒精灯只是加那那里在活塞这端可以说是冷的气体在被活塞压缩时到热端加活膨胀推动活塞后一部分会到冷端变冷加上飞轮的作用又压宿到热端加热这种斯特林发动机要把握好气缸的体积和活塞运动的矩离算好是关键

汽车的发动机一般都采用4冲程。（马自达的转子发动机在此不讨论，汽车画报曾做过介绍）4冲程分别是：进气、压缩、燃烧、排气。完成这4个过程，发动机完成一个周期(2圈)。理解4冲程活塞，它由一个活塞杆和曲轴相联，过程如下：1．活塞在顶部开始，进气阀打开，活塞往下运动，吸入油气混合气2．活塞往顶部运动来压缩油气混合气，使得爆炸更有威力。3．当活塞到达顶部时，火花塞放出火花来点燃油气混合气，爆炸使得活塞再次向下运动。4．活塞到达底部，排气阀打开，活塞往上运动，尾气从汽缸由排气管排出。注意：内燃机最终产生的运动是转动的，活塞的直线往复运动最终由曲轴转化为转动，这样才能驱动汽车轮胎。三、汽缸数发动机的核心部件是汽缸，活塞在汽缸内进行往复运动，上面所描述的是单汽缸的运动过程，而实际应用中的发动机都是有多个汽缸的（4缸、6缸、8缸比较常见）。我们通常通过汽缸的排列方式对发动机分类：直列、V或水平对置（当然现在还有大众集团的W型，实际上是两个V组成）。不同的排列方式使得发动机在顺滑性、制造费用和外型上有着各自的优点和缺点，配备在相应的汽车上。四、排量混合气的压缩和燃烧在燃烧室里进行，活塞往复运动，你可以看到燃烧室容积的变化，最大值和最小值的差值就是排量，用升（L）或毫升（CC）来度量。汽车的排量一般在1.5L~4.0L之间。每缸排量0.5L，4缸的排量为2.0L，如果V型排列的6汽缸，那就是V63.0升。一般来说，排量表示发动机动力的大小。

(1)四冲程汽油机将空气和汽油按一定比例混合，形成汽车发动机的良好混合气。在进气冲程，混合气被吸入气缸，混合气被压缩、点燃、燃烧，产生热能。高温高压气体作用于活塞顶部，推动活塞做直线往复运动，机械能通过连杆、曲轴、飞轮机构向外输出。四冲程汽油发动机在进气冲程、压缩冲程、做功冲程和排气冲程中完成一个工作循环。(2)进气冲程活塞由曲轴驱动，从上止点运动到下止点。此时，进气门开启，排气门关闭，曲轴旋转180°。活塞在运动过程中，气缸的容积逐渐增大，气缸内的气体压力从pr逐渐降低到pa，气缸内形成一定程度的真空。空气和汽油的混合气通过进气门被吸入气缸，并在气缸内进一步混合，形成可燃混合气。由于进气系统的阻力，在进气结束时，气缸内的气体压力小于大气压力p0，即Pa=(0.80~0.90)P0。进入气缸的可燃混合气由于进气管、气缸壁、活塞顶、气门、燃烧室壁等高温部件的加热，以及与残余废气的混合，温度上升到340~400K。(3)压缩冲程在压缩冲程中，进气门和排气门同时关闭。活塞从下止点移动到上止点，曲轴旋转180°。当活塞向上运动时，工作容积逐渐减小，缸内混合物被压缩后压力和温度不断上升。当压缩结束时，压力pc可达800～2000kpa，温度可达600～750k(4)做功冲程当活塞接近上止点时，火花塞点燃可燃混合气，混合气燃烧释放出大量热能，使气缸内气体的压力和温度迅速升高。最高燃烧压力pZ为3000~6000kPa，温度TZ为2200~2800k·k，高压气体推动活塞从上止点运动到下止点，通过曲柄连杆机构向外输出机械能。随着活塞向下移动，气缸的容积增加，气体压力和温度逐渐降低。到达B点时，压力下降到300~500kPa，温度下降到1200~1500KK，在作功冲程中，进气门和排气门关闭，曲轴旋转180°。(5)排气冲程在排气冲程中，排气门打开，进气门仍然关闭，活塞从下止点运动到上止点，曲轴旋转180°。当排气门打开时，燃烧后的废气一方面在气缸内外的压力差下排到气缸外，另一方面通过活塞的挤压作用排到气缸外。由于排气系统的阻力，排气端R的压力略高于大气压，即PR=(1.05~1.20)P0。排气温度TR=900~1100K.当活塞运动到上止点时，燃烧室中仍有一定体积的废气无法排出。这部分废气称为残余废气。

。。。。不知道是不是西工大的啊，没有那个电子版答案。图书馆里应该有《航发》的指导书，那里的解析和课后习题有很多相似的地方倒是，要是自己做就好了。要是想完成作业还是去师兄什么的看看问问吧

我是学内燃机的，前三个不懂，最后一个懂点：A-B做正功，量为AB向x轴投影与AB所围成四边形的面积；B-C不做工，量为0；C-A做负功，量为AC向x轴投影与AC所围成四边形的面积；所以A-B-C-A的净功为正，气体对外做功，量为上面三个过程的代数和，即三角形ABC的面积。同理可以知道A-C-B-A的净功为负，外界对气体做功，量同样为上面三个过程的代数和，即三角形ABC的面积。

航空活塞发动机与普通的活塞式发动机没有本质的不同，都是利用燃油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。航空用活塞式发动机带动螺旋桨，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。另外在冷却系统上与普通活塞发动机有所区别，一般采用水冷加散热片气冷的方式。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。发动机工作时气缸温度很高，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闭。工作原理： 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工作循环，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。 发动机开始工作时，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。 进气冲程完毕后，开始了第二冲程，即“压缩冲程”。这时曲轴靠惯性作用继续旋转，把活塞由下死点向上推动。这时进气门也同排气门一样严密关闭。气缸内容积逐渐减少，混合气体受到活塞的强烈压缩。当活塞运动到上死点时，混合气体被压缩在上死点和气缸头之间的小空间内。这个小空间叫作“燃烧室”。这时混合气体的压强加到十个大气压。温度也增加到摄氏400度左右。压缩是为了更好地利用汽油燃烧时产生的热量，使限制在燃烧室这个小小空间里的混合气体的压强大大提高，以便增加它燃烧后的做功能力。 当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小（后者也是燃烧室的容积）。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是5到8，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。 压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快结束，活塞接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花，将混合气体点燃，燃烧时间很短，大约0.015秒；但是速度很快，大约达到每秒30米。气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达60到75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏2000到2500度。燃烧时，局部温度可能达到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴转起来了。 这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。其余三个冲程都是为这个冲程作准备的。 第四个冲程是“排气冲程”。工作冲程结束后，由于惯性，曲轴继续旋转，使活塞由下死点向上运动。这时进气门仍旧关闭，而排气门大开，燃烧后的废气便通过排气门向外排出。 当活塞到达上死点时，绝大部分的废气已被排出。然后排气门关闭，进气门打开，活塞又由上死点下行，开始了新的一次循环。 从进气冲程吸入新鲜混合气体起，到排气冲程排出废气止，汽油的热能通过燃烧转化为推动活塞运动的机械能，带动螺旋桨旋转而作功，这一总的过程叫做一个“循环”。这是一 种周而复始的运动。由于其中包含着热能到机械能的转化，所以又叫做“热循环”。 活塞航空发动机要完成四冲程工作，除了上述气缸、活塞、联杆、曲轴等构件外，还需要一些其他必要的装置和构件。辅助系统： 发动机除主要部件外，还须有若干辅助系统与之配合才能工作。主要有进气系统（为了改善高空性能，在进气系统内常装有增压器，其功用是增大进气压力）、燃油系统、点火系统（主要包括高电压磁电机、输电线、火花塞）、起动系统（一般为电动起动机）、散热系统和润滑系统等。

可以参考航空航天概论这本书

没见过猪跑总吃过猪肉吧！就没好好想过你一个“飞机发动机”包进来多少种类的发动机吗？普通的螺旋桨发动机、涡桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、冲压发动机，这都可以认为是飞机发动机。这还只是主流的，其他的就不说了。以上这些，百度百科里都有介绍，就看你肯不肯学。饭喂到了嘴边，你再不嚼，我也没办法。不怕你问，就怕你懒！先给你一个：http://hi.baidu.com/dogandog/blog/item/fdbccc2ab8246629d42af1a3.html

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．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，最后排出发动机气，从而完成了一个外．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工作循环．

喷气式飞机发动机原理具体如下：现在的喷气发动机从结构分三大部分。前面是压缩机，有轴流和离心之分，一般都是轴流的。把空气压缩，目的是使密度增大，在有限的容积内增加氧气的质量。然后压缩空气进入燃烧室，燃油在氧气帮助下燃烧，同时把压缩空气的温度升高，此时的燃烧是在等压状态下。然后高温高压的燃气进入到后面的涡轮部分。既然是喷气式飞机，那么涡轮的级数很少，只有一两级而已，能够带动一个发电机，给飞机设备供电即可。然后还具有较高压力和温度的燃气经过尾喷管加速，以很高的速度喷射出去。根据动量定理，飞机获得巨大的向前推力。如果涡轮级数多了，燃气的压力温度降低太多，就不会有太大的尾喷速度了。喷气式飞机（JetAircraft）是一种使用喷气发动机作为推进力来源的飞机。螺旋桨飞机是靠螺旋桨旋转时产生的力来使飞机向前飞行的。但是当螺旋桨的转速和飞机的飞行速度达到一定程度时，就无法再靠加快螺旋桨转速使飞机更快了。而喷气式飞机所使用的喷气发动机靠燃料燃烧时产生的气体向后高速喷射的反冲作用使飞机向前飞行，它可使飞机获得更大的推力，飞得更快。特别地在1万─2万米空气比较稀薄的高空，喷气发动机更有着螺旋桨活塞发动机所无法比拟的优越性。低空低速性能相比螺旋桨的要差，还有最致命的就是发动机了，喷气机的一切性能最根本还是发动机，高空高速情况下对发动机依赖很大。一旦发动机故障了就失去动力，而飞机本身比螺旋桨飞机重多了，滑翔性能差，考验飞行员的时候到了，弄不好就得死。喷气式战机，单指战机，空中缠斗变成是更困难的一种任务，因为开火的最佳时机变得只在一瞬之间。虽然现在又有了制导导弹，但是制导导弹会被干扰啊，机炮打击也很重要。

进气道 燃烧室 压气机 涡轮 尾喷一句简单的就是 民航用发动机 分内涵道 外涵道内函道涡轮叶片 转子 燃烧室 压气机 涡轮 高速运转来带动外涵道的 风扇 80%的推力是由外喊道 产生的形象点就好比 螺旋桨 发动机 在螺旋桨外面装个罩子 螺旋桨就是 外涵道风扇

不懂，空压缩动力？

直升机用的什么发动机？原理？过去是活塞发动机，现在除了一些轻型民用直升机和一些老式直升机几乎都是涡轴发动机。有些直升机的发动机转轴是与旋翼平行的，有些是垂直的。涡轴发动机就是在涡轮发动机上的涡轮转子上加上一根轴，涡轮转子转动驱动转轴转动。这样的发动机只能布置为平行以保证涡轮机的进气。主动轴通过传动装置驱动与其垂直的旋翼轴，并驱动尾桨轴。直升机原理直升机原理是发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，发动同时输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至尾桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。直升机的最大时速可达300km/h以上，俯冲极限速度近400km/h，实用升限可达6000米，一般航程可达600～800km左右。携带机内、外副油箱转场航程可达2000km以上。根据不同的需要直升机有不同的起飞重量，当前世界上投入使用的重型直升机最大的是俄罗斯的米-26。当前实际应用的是机械驱动式的单旋翼直升机及双旋翼直升机，其中又以单旋翼直升机数量最多。直升机的应用有哪些在军用方面已广泛应用于对地攻击、机降登陆、武器运送、后勤支援、战场救护、侦察巡逻、指挥控制、通信联络、反潜扫雷、电子对抗等。在民用方面应用于短途运输、医疗救护、救灾救生、紧急营救、吊装设备、地质勘探、护林灭火、空中摄影等。海上油井与基地间的人员及物资运输是民用的一个重要方面。直升机涡轴发动机工作原理？涡轴发动机的主要机件与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件。进气装置由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度在350km/h以下，故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定工作创造一个好的进气环境。有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定工作，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的通道流动。由于砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外。压气机压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空气加以压缩，提高气流的压强，为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点，可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳定。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变，从纯轴流式、单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机。当前，直升机的涡轴发动机大多采用的是若干级轴流加一级离心所构成的组合压气机。例如，国产涡轴6、涡轴8发动机为l级轴流加1级离心构成的组合压气机；“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流加上l级离心。压气机部件主要由进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等组成。压气机转子是一个高速旋转的组合件，轴流式转子叶片呈叶栅排列安装在工作叶轮周围，离心式转子叶片则呈辐射形状铸在叶轮外部，见下图。压气机静于由压气机壳体和静止叶片组成。转于旋转时，通过转子叶片迫使空气向后流动，不仅加速了空气，而且使空气受到压缩，转于叶片后面的空气压强大于前面的压强。气流离开转于叶片后，进入起扩压作用的静于叶片。在静于叶片的通道、空气流速降低，压强升高，得到进一步压缩。一个转子加一个静于称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度，常用压缩后与压缩前的压强之比，即增压比来表示。增压比是评估压气机性能的重要指标。现代直升机装用的涡轴发动机，要求压气机的总增压比越来越高，有的已使增压比达到20，以使发动机获取尽可能高的热效率和轴功率。喘振是压气机的一种有害、不稳定工作状态。当压气机发生喘振时，空气流量、空气压力和速度发生骤变，甚至可能出现突然倒流现象。喘振的形成通常由于进气方向不适，引起压气机叶片中的气流分离并失速。喘振的后果，轻者降低发动机功率和经济性，重者引起发动机机械损伤或者使燃烧室熄火、停车。为防止发动机发生喘振，保证压气机稳定可靠地工作，可在压气机前面采用角度可变的导流片，也可在压气机中部通道处设置放气装置。除了在发动机结构设计时要考虑采取防喘措施外，还要求飞行使用中注意避免因为操纵不当致使压气机发生喘振。燃烧室燃烧室是发动机内燃油与空气混合、燃烧的地方。燃烧室一般由外壳、火焰筒组成，气流进口处还设有燃油喷嘴，起动时用的喷油点火器也装在这里。燃烧室的工作条件十分恶劣，由于气体流速很高，混合气燃烧如大风中点火，因此保持燃烧稳定至关重要。为了保证稳定燃烧，在燃烧室结构设计上采取气流分流和火焰稳定等措施。经过压气机压缩后的高压空气进入燃烧室，被火焰筒分成内、外两股，大部分空气在火焰筒外部，沿外部通道向后流动，起着散热、降温作用；小部分空气进入火焰筒内与燃油喷嘴喷出的燃油混合形成油气混合气，经点火燃烧成为燃气，向后膨胀加速，然后与外部渗入火焰筒内的冷空气掺合，燃气温度平均可达1500℃，流速可达230m／s，高温、高速的燃气从燃烧室后部喷出冲击涡轮装置。工作时，先靠起动点火器点燃火焰筒内的混合气，正常工作时靠火焰筒内的燃气保持稳定燃烧。由于燃烧室的零件工作在高温、高压下，工作中常出现翘曲、变形、裂纹、过热烧穿等故障，为此燃烧室采用热强度高、热塑性好的耐高温合金。按照燃气在燃烧室的流动路线，燃烧室可分为直流和回流式两种。直流燃烧室形状细且长，燃气流动阻力小，回流燃烧室燃气路线回转，燃气流动阻力大，但可使发动机结构紧凑，缩短转于轴的长度，使发动机获得较大的整体刚度。图2．2—34为国产祸轴8发动机的燃烧室，是介于以上两者之间的一种折流燃烧室，使燃气折流适应甩油盘甩出燃油的方向，以提高燃油雾化质量及燃烧室工作效率。涡轮涡轮的作用是将高温、高压燃气热能转变为旋转运动的机械能。它是涡抽发动机的主要机件之一，要求尺寸小、效率高。涡轮通常由静止的导向叶片和转动的工作叶轮组成。和压气机恰好相反，祸轮的导向叶片在前，工作叶片在后。从燃烧室来的燃气，先经过导向叶片、由于叶片间收敛形通道的作用，提高速度、降低压强，燃气膨胀并以适当的角度冲击工作叶轮，使叶轮高速旋转。现代涡轴发动机进入涡轮前的温度可高达1500℃，涡轮转速超过50000r／min。由于涡轮工作时要承受巨大的离心力和热负荷，所以涡轮一般选用耐高温的高强度合金钢，此外，还要为祸轮的散热和轴承的润滑进行周密设计。与一般涡轮喷气发动机不同，直升机用涡轴发动机的涡轮既要带动压气机转动，又要带动旋翼、尾桨工作。现在大多数涡轴发动机将涡轮分为彼此无机械连接的前、后两段，见上图。前段带动压气机工作，构成发动机的燃气发生器转子；后段作为动力轴，即自由涡轮，输出铀功率带动旋翼、尾桨等部件工作。前、后两段虽不发生机械连接关系，却有着气体动力上的联系，可以使得燃气发生器涡轮与自由涡轮在气体热能分配上随飞行条件改变作适当调整，这样就能使涡轴发动机性能与直升机旋翼性能在较宽裕的范围内得到优化组。排气装置根据涡轴发动机工作特点，一般排气装置呈圆筒扩散形，以便燃气在自由涡轮内充分膨胀作功，使燃气热能尽可能多地转化为轴功率。现代涡轴发动机的排气装置能做到使95％以上的燃气可用膨胀功通过自由祸轮转变为轴功率，而余下不到5％的可用膨胀功仍以动能形式向后嚎出转变为推力。发动机排气装置历排出的热流是直升机主要热辐射源之一，其热辐射的强度与排气热流、的温度和温度场的分布有关。现代军用直升机为了在战场上防备敌方红外制导武器的攻击，减小自身热辐射强度，采用红外抑制技术。该技术除设法降低发动机外露热部件的表面温度外，主要是将外界冷空气引入排气装置内，掺进高温徘气热流中，降低温度并冲淡徘气热流中所含二氧化氯的浓度，以降低红外信号源能量。先进的红外抑制技术往往要将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置通盘考虑，形成了一个完整、有效的红外抑制系统直升机起飞的原理是什么？直升机起飞的原理是：直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，单旋翼直升机的主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至尾桨。通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。双旋翼直升机通常采用旋翼相对反转的方式来抵消旋翼产生的不平衡升力，从而使直升机起飞。直升机的操作系统：直升机主要的操作系统是总距杆，总距杆用来控制旋翼桨叶总距变化。总距操纵杆一般布置在驾驶员座位的左侧，绕支座轴线上、下转动。驾驶员左手上提杆时，使自动倾斜器整体上升而增大旋翼桨叶总距使旋翼拉力增大，反之拉力减小，由此来控制直升机的升降运动。通常在总距操纵杆的手柄上设置旋转式油门操纵机构，用来调节发动机油门的大小，以便使发动机输出功率与旋翼桨叶总距变化后的旋翼需用功率相适应。因此，该操纵杆又被称为总距油门杆。直升飞机飞行原理直升飞机飞行原理：直升机的头上有个大螺旋桨，尾部也有一个小螺旋桨，小螺旋桨为了抵消大螺旋桨产生的反作用力。直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，旋翼还能驱动直升机倾斜来改变方向。螺旋桨转速影响直升机的升力，直升机因此实现了垂直起飞及降落。拓展资料：直升机因为有许多其他飞行器难以办到或不可能办到的优势，受到广泛应用，直升机由于可以垂直起飞降落不用大面积机场主要用于观光旅游、火灾救援、海上急救、缉私缉毒、消防、商务运输、医疗救助、通信以及喷洒农药杀虫剂消灭害虫、探测资源，等国民经济的各个部门。世界直升机的队伍逐渐壮大。武装直升机：装有武器并执行作战任务的直升机。亦称攻击直升机或强击直升机。主要用于攻击地面、水面和水下目标，为运输直升机护航，也可与敌直升机进行空战。具有机动灵活，反应迅速，适于低空、超低空抵近攻击，能在运动和悬停状态开火等特点。多配属陆军航空兵，是航空兵实施直接火力支援的新型机种。武装直升机可分为专用型和多用型两种。专用型武装直升机是专门为进行攻击任务而设计的，其机身窄长，机舱内只有前后或并列乘坐的2名乘员，作战能力较强；多用途武装直升机除用来遂行攻击任务外，还可用于运输、机降、救护等。反坦克作战是武装直升机的主要用途之一，因此武装直升机又被称为“坦克杀手”；它与坦克对抗时，在视野速度、机动性及武器射程等诸方面明显处于优势地位。舰载武装直升机还可扩大舰艇或舰队的作战范围，增强作战能力。武装直升机一般携带机枪、航炮、炸弹、火箭和导弹等多种武器，最大平飞时速300千米以上，续航时间2－3小时。武装直升机广泛用于现代局部战争，在战争中发挥了重要作用，受到世界各国的十分关注。参考资料：直升飞机-百度百科直升机的原理原理：发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至小螺旋桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。同时，直升飞机升空后发动机是保持在一个相对稳定的转速下，控制直升飞机的上升和下降是通过调整螺旋桨的总螺距来得到不同的总升力的，因此直升机实现了垂直起飞及降落。

发动机——是将某一种形式的能量转换为机械能的机器。其功用是将液体或气体的化学能通过燃烧后转化为热能，再把热能通过膨胀转化为机械能并对外输出动力。汽车的动力来自发动机。发动机是汽车的心脏，为汽车的行走提供动力，汽车的动力性、经济性、环保性。简单讲发动机就是一个能量转换机构，即将汽油(柴油)的热能，通过在密封汽缸内燃烧气体膨胀时，推动活塞作功，转变为机械能，这是发动机最基本原理。发动机所有结构都是为能量转换服务的，虽然发动机伴随着汽车走过了100多年的历史，无论是在设计上、制造上、工艺上还是在性能上、控制上都有很大的提高，其基本原理仍然未变，这是一个富于创造的时代，那些发动机设计者们，不断地将最新科技与发动机融为一体，把发动机变成一个复杂的机电一体化产品，使发动机性能达到近乎完善的程度，各世界著名汽车厂商也将发动机的性能作为竞争亮点，一、汽车发动机的作用汽车发动机是为汽车提供动力的装置，是汽车的心脏，是一个能量转换装置，作用是将汽油(柴油)的热能通过在密封汽缸内燃烧后膨胀气体，推动活塞作功，转变为机械能。根据动力来源不同，汽车发动机可分为柴油发动机、汽油发动机、电动汽车电动机以及混合动力等。二、汽车发动机的分类1、按进气系统的工作方式可分为自然吸气、涡轮增压、机械增压和双增压四个类型。2、按活塞运动方式可分为往复活塞式内燃机和旋转活塞式发动机两种。3、按气缸排列型式分直列发动机，V型发动机、W型发动机和水平对置发动机等。4、按气缸数目不同可以分为单缸发动机和多缸发动机。现代汽车多采用三缸，四缸、六缸、八缸发动机。5、按冷却方式不同可以分为水冷发动机和风冷发动机。水冷发动机冷却均匀，工作可靠，冷却效果好，被广泛应用于现代车用发动机。6、按冲程数可分为四冲程内燃机和二冲程内燃机。汽车发动机广泛使用四冲程内燃机。7、按燃油供应方式分类：化油器发动机和电喷发动机以及缸内直喷发动机。 望采纳

发动机一般为四冲程，其工作原理包括进气冲程、压缩冲程、做功冲程和排气冲程。大多数汽车发动机是四冲程的。1、进气冲程当进气门打开，排气门关闭时，活塞从上止点运动到下止点，活塞上方的气缸容积增大，产生真空度，气缸内压力下降到进气压力以下。在真空吸气的作用下，化油器或汽油喷射装置雾化的汽油与空气体混合形成可燃混合气，由进气口和进气门吸入。进气过程持续进行，直到活塞经过下止点，进气门关闭。然后向上的活塞开始压缩气体。2、压缩冲程所有的进气门和排气门都关闭，气缸内的可燃混合气被压缩，混合气的温度和压力升高。在活塞上止点前，可燃混合气压力升至0.6~1.2MPa左右，温度可达330℃～430℃。3、工作行程当压缩冲程接近上止点时，安装在气缸盖上方的火花塞发出电火花，点燃压缩的可燃混合物。可燃混合气燃烧后放出大量热量，缸内气体压力和温度迅速上升，最高燃烧压力3~6MPa，最高燃烧温度2200℃～2500℃。高压气体推动活塞快速运动到下止点，通过曲柄连杆机构对外做功。在工作冲程开始时，进气门和排气门关闭。4、排气冲程在工作冲程结束时，排气阀打开。由于此时气缸中的压力高于大气压力，高温废气迅速从气缸中排出。这个阶段属于自由排气阶段，高温废气以局部音速通过排气阀排出。随着排气过程的进行，进入强制排气阶段，活塞运动超过下止点到达上止点，强制排出气缸内的废气。当活塞到达上止点附近时，排气过程结束。发动机的技术特点1、发动机气门驱动机构采用液压支承滚珠摇臂式结构，与现在一般汽油机上普遍采用的液压挺杆式气门驱动机构相比，这种新颖的气门驱动机构具有摩擦扭矩相对较小的优点，因此所需的驱动力亦小，从而可有效减小发动机功耗，降低油耗。2、为有效地减轻整车重量，1.4升汽油机采用铝合金缸体，取得了十分明显的轻量化效果。3、采用专用材料和经特殊工艺加工的塑料进气管代替传统金属进气管，不仅收到轻量化效果，而且可以有效地减小进气管壁阻力，提高进气效率，增大发动机功率。4、采用先进工艺加工的涨断式连杆，利用专用涨断设备将加工完毕的连杆大头孔涨断，而不是原先采用的锯开，磨削工艺。这样可利用涨断连杆锯齿状“哈夫”面，确保绝对准确的紧固定位，从而减小摩擦力和延长连杆使用寿命。

1、发动机的主要目的是将汽油转换为运动，以便汽车能够开动。2、活塞运动到气缸顶部，排气门打开；活塞向下运动，压缩气缸中的空气和汽油混合物。3、活塞向上返回以压缩燃油/空气混合物。4、达其冲程的底部后，排气门开启，废气被排出气缸并进入排气尾管。就完成了发动机工作的一个行程。5、燃烧室是发生压缩和燃烧过程的地方，随活塞的上下运动容积发生改变。

汽车发动机通过燃烧气缸内的燃料，产生动能，驱动发动机气缸内的活塞往复的运动，由此带动连在活塞上的连杆和与连杆相连的曲柄，围绕曲轴中心作往复的圆周运动，而输出动力的。

你要问的是，汽油发动机还是柴油发动机，或者是高科技涡轮发动机。汽油电喷发动机主要是靠电脑控制电喷头喷油，喷油时间和喷油量的决定是由曲轴位置传感器和节气门传感器决定的。电喷发动机主要是靠一系列传感器供给电脑信号，然后电脑在把命令传达给电喷头，点火线圈。还有大部分罗嗦的传感器来保持发动机的运转平衡。大部分发动机有吸气，压缩，做工，排气。4个冲程。柴油发动机那个不说了太简单了。涡轮发动机我还没见过是火箭上用的。你要是见过告诉我，qq,654070485

点燃燃料释放能量

　　1、现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。 　　2、空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。 　　3、进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。 　　4、从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。 　　5、从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

汽车的发动机工作原理：汽车发动机是依靠油气混合物爆燃产生的力量推动活塞，然后驱动曲轴旋转进行工作的。一共可以分为四个行程。吸气，压缩，做功，排气。在吸气行程，活塞下移，进气门打开，排气门关闭，油气混合物（柴油机就是空气）在负压作用下进入气缸。在压缩行程，进气门，排气门均关闭，活塞上移，油气混合物被压缩升温。做功行程，进气门，排气门均关闭，火花塞点火（柴油机是喷油嘴喷油），混合气被点燃（柴油机是雾状柴油被高温空气引燃），产生爆燃，推动活塞下行，继而通过连杆把推力传递给曲轴。排气行程，进气门关闭，排气门打开，活塞上行，排除缸内废气。然后就是一直重复这个过程。其中，凸轮轴转一圈，曲轴转两圈，做一次功。

一种是知道要测什么物质，买了标准物质看一下峰的曲线，根据时间在待测样品中找； 如果不知道是什么物质，就需要买专业的数据库，根据出峰时间判断物质成分，数据库可以咨询一下质谱仪生产厂家或大型科研院所或者酒厂之类的