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1. 涵道比：外涵道与内涵道空气流量的比值
2. 增压比：压气机出口静压与周围大气压力之比
3. 加热比：燃烧室出口温度与外界大气温度之比
4. 热效率：加入每千克空气的热量中所产生的可用功与所加热量之比
5. 比功：单位质量空气所做的功
6. 最佳增压比：使比功达极大值的增压比
7. 最经济增压比：使热效率达极大值的增压比
8. 有效推力：从计算推力中扣除附加阻力，波阻，外表摩擦阻力后得到的发动机实际推力 9. 单位燃油消耗率：每小时产生1N推力所消耗的燃油量
10. 总效率：加入发动机的燃料完全燃烧所放出的热量转变为推进功的量 11. 攻角：流入叶栅的气流方向与叶型中弧线前缘切线之间的夹角 12. 喘振裕度：压气机的工作点与喘振边界线之间的距离值
13. 巡航状态调节规律；在一定的飞行状态下，发动机从最大工作状态减小推力的循环规律 14. 发动机压比：涡轮后压力与压气机进口压力之比
15. 对转涡轮：使高低压涡轮相反旋转而省去低压涡轮导向器
16. 燃气发生器：各类燃气轮机的热机部分，包括压气机，燃烧室，带动压气机的那一部分
涡轮
17. 旋转失速：在地面观察时，失速区附着在压气机工作轮上以较低转速，相同方向旋转运
动
18. 转速悬挂：由于燃油增加过猛使发动机转速停滞在某一转速上无法上升的现象 19. 复燃加力：在涡轮后面再喷入燃油进行燃烧 20. 功分配系数：传给外涵可用功与全部可用功之比
1. 理想燃气轮机循环的3个结论
答：①热效率只与增压比有关，随增压比增大而单调增加
②在加热比一定的条件下，存在最佳增压比。最佳增压比随加热比的增加而增大③在增压比相同的条件下，比功随加热比增大而增加
2. 实际燃气轮机循环的4个结论
答：①热效率与增压比，加热比都有关
②存在最经济增压比
③在加热比一定的条件下，存在最佳增压比。实际循环增压比小于理想循环增压比。各增压比下，实际循环比功都小于理想循环比功
④加热比越大，热效率越大，最佳增压比和最经济增压比也越高
3．双轴发动机的优点
答：①与相同增压比单轴发动机相比，压气机在更广阔的转速相似参数范围内稳定工作，可防止压气机喘振②在低转速工作时耗油率更低③加速性良好④与同样参数单轴发动机相比，可采用功率较小的起动机
3. 发动机加力方法及其应用特点
答：①喷射液体加力：需消耗大量的水，一般用于飞机在较高大气温度或高海拔机场起飞②复燃加力：应用于高速飞行，如军用歼击机的发动机上③复燃喷水加力
4. 外压式，内压式，混合式，超声速区别及优缺点？
答：①外压式：进气道口外具有尖锥或尖劈，进气道口内为扩张形通道。气流在减速过程存在激波损失，外阻较大②内压式：没有尖锥或尖劈，进气道口内为收敛——扩张形通道A1/Acr必须随来流Ma变化，存在起动问题③混合式：具有尖锥或尖劈，进气道口内为收敛——扩张形通道。性能介于外压式与内压式之间。与外压式相比，总压损失大，外阻小，存在起动问题，与内压式相比，A1/Acr调整范围小
5. 喘振，原因，危害，预防？答：①压气机喘振：气流沿压气机轴线方向发生的低频率，高振幅的震荡现象②产生原因：压气机在叶片的叶背上出现气流分离，而且这种分离严重扩展至整个叶栅通道③危害：使压气机叶片断裂，引起发动机熄火停车，严重威胁其安全工作④措施：从压气机中间界面放弃旋转倒流叶片采用双轴或三轴结构
6. 对转涡轮的优点？答：①加大高压涡轮输出功率②减轻了涡轮结构质量③平衡两个转子彼此产生的陀螺力矩
7. 主燃烧室结构形式分类，优缺点，双路式离心喷油嘴
答：①单管燃烧室：优点，结构简单，可单独拆换，维护方便；缺点，空间利用率低，自身质量大，需增加构件来传递扭矩②联管燃烧室：优点，结构紧凑，设计调试方便，外壳传递扭矩，有利于减轻发动机结构质量③环形燃烧室：优点，流动损失小，出口周向温度场均匀，可缩短燃烧室头部扩压段，空间利用率高，有利于减轻质量④喷嘴：因为发动机处于不同工作状态时燃油变化非常大，而调整范围有限。
8. 加力燃烧室基本性能要求：点火可靠，燃烧效率高，总压损失小？
震荡频率为数百赫兹以下的中频或低频震荡时，不仅造成强烈的轰鸣声，而且会损坏发动机零件，甚至造成加力燃烧室熄火和发动机停止消除方法：①减弱激振源②设置阻尼装置
9. 发动机在地面起动时必须使用起动机的原因：因为发动机转子不转动时，燃烧室的空气
未经压缩，空气不往发动机中流动，在这种情况下如果在燃烧室中喷油燃烧只能把发动机烧坏，发动机转子是不会转动起来的，起动机功率过小则不能将发动机转速带到最小稳定工作转速以上。
发动机在空中重新起动时不必使用起动机：因为迎面吹来的气流能够使发动机转子旋转
10. 中心锥体：为了使斜激波在不同飞行马赫数下仍能与唇口相交或在唇口前方某一位置加
楔板。内压式起动问题：当迎面气流以设计值流来时，在进气道前方形成正激波，在进气道收敛段无法建立超声速流场，必须使来流马赫数更高或将内压式进气道喉道面积加大，这样才能使前方正激波吞入内压式进气道内
航空发动机原理 航空发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，航空发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。 航空发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，航空发动机可分为两类 1、吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 2、火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为 1、直接反作用力发动机 直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。 2、间接反作用力发动机两类。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。 附图: 活塞式发动机 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。 为航空器提供飞行动力的往复式内燃机。发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。 从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。40
2020年航空发动机行业分析报告 2020年2月
目录 一、我国航空发动机国产化势在必行，产业链各环节企业将迎来重大 发展机遇期 (5) 1、国家级基金战略扶持：预计2017年启动的国家级两机专项计划投入规模 6在3000亿以上 ........................................................................................................ 2、国家安全战略重要保障：两机是工业领域皇冠上的明珠，是国家安全的重 7要战略保障 .............................................................................................................. 3、产业链条足够长、市场空间足够大：预计未来10年全球两机市场规模将 达到6000亿美元，产业链各环节企业发展空间巨大 (8) 二、我国航空发动机产业发展现状及标的梳理 (12) 1、航空发动机产业发展特点：技术壁垒高、经济回报高、研制周期长 (12) （1）技术壁垒高 (12) （2）经济回报高 (13) （3）研制周期长、研制投入大 (13) 2、我国国产军用航空发动机发展现状 (14) （1）仿制和改进 (14) （2）部分自主设计 (15) （3）拥有自主知识产权 (15) 3、我国航空发动机等两机产业链标的梳理 (16) 三、两机产业链：全球维度看切入两机供应体系，国内维度看自主可 控加速技术与产品落地 (17) 1、航发动力：我国航空发动机制造龙头企业，整机制造处垄断地位 (18) 2、应流股份：两机叶片千亿美金赛道，从此有了中国制造 (19)
《航空发动机结构分析》 课后思考题答案 第一章概论 1.航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？指出它们的共同点、区别和应用。 答： 2.涡喷、涡扇、军用涡扇分别是在何年代问世的？ 答：涡喷二十世纪三十年代（1937年WU；1937年HeS3B）； 涡扇 1960~1962 军用涡扇 1966~1967 3.简述涡轮风扇发动机的基本类型。 答：不带加力，带加力，分排，混排，高涵道比，低涵道比。 4.什么是涵道比？涡扇发动机如何按涵道比分类？ 答：（一）B/T，外涵与内涵空气流量比； （二）高涵道比涡扇（GE90），低涵道比涡扇（Al-37fn） 5.按前后次序写出带加力的燃气涡轮发动机的主要部件。 答：压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管。 6.从发动机结构剖面图上，可以得到哪些结构信息？ 答： a)发动机类型 b)轴数 c)压气机级数 d)燃烧室类型 e)支点位置 f)支点类型 第二章典型发动机 1.根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡喷、涡扇、军用涡扇发动机的性能指 标。 答：涡喷表2.1 涡扇表2.3 军用涡扇表2.2 2.al-31f发动机的主要结构特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 答：AL31-F结构特点：全钛进气机匣，23个导流叶片；钛合金风扇，高压压气机，转子级间电子束焊接；高压压气机三级可调静
子叶片九级环形燕尾榫头的工作叶片；环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴；高压涡轮叶片不带冠，榫头处有减振器，低压涡轮叶片带冠；涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气-空气换热器，可使冷却空气降温125-210*c；加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障；收敛-扩张型喷管由亚声速、超声速调节片及蜜蜂片各16式组成；排气方式为内、外涵道混合排气。 3.ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些有点？ 答：ALF502，涡轮风扇。优点： ●单元体设计，易维修 ●长寿命、低成本 ●B/T高耗油率低 ●噪声小，排气中NOx量低于规定 第三章压气机 1.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型压气机的优缺点有哪些？ 答：（一）轴流压气机增压比高、效率高单位面积空气质量流量大，迎风阻力小，但是单级压比小，结构复杂； （二）离心式压气机结构简单、工作可靠、稳定工作范围较宽、单级压比高；但是迎风面积大，难于获得更高的总增压比。 2.轴流式压气机转子结构的三种基本类型是什么？指出各种转子结构的优缺点。 答 3.在盘鼓式转子中，恰当半径是什么？在什么情况下是盘加强鼓？ 答：（一）某一中间半径处，两者自由变形相等联成一体后相互没有约束，即无力的作用，这个半径称为恰当半径；（二）当轮盘的自由变形大于鼓筒的自由变形；实际变形处于两者自由变形之间，具体的数值视两者受力大小而定，对轮盘来说，变形减少了，周向应力也减小了；至于鼓筒来说，变形增大了，周向应力增大了。 4.对压气机转子结构设计的基本要求是什么？ 答：基本要求：在保证尺寸小、重量轻、结构简单、工艺性好的前提下，转子零、组件及其连接处应保证可靠的承受载荷和传力，具有良好的定心和平衡性、足够的刚性。 5.转子级间联结方法有哪些 答：转子间：1>不可拆卸，2>可拆卸，3>部分不可拆部分可拆的混合式。 6.转子结构的传扭方法有几种？答： a)不可拆卸：例，wp7靠径向销钉和配合摩擦力传递扭矩； b)可拆卸：例，D30ky端面圆弧齿传扭； c)混合式：al31f占全了；cfm56精制短螺栓。 7.如何区分盘鼓式转子和加强的盘式转子？ 答：P40 图3.6 _c\d 8.工作叶片主要由哪两部分组成 答：叶身、榫头（有些有凸台） 9.风扇叶片叶身凸台的作用是什么？ 答：减振凸台，通过摩擦减少振动，避免发生危险的共振或颤振。 10.叶片的榫头有哪几种基本形式？压气机常用哪一种？答： a)销钉式榫头； b)枞树型榫头；
《气体动力学基础》试卷 一、 填空（30分，每空1分） 1. 气体密度是指_单位容积内气体的质量_。从微观上讲，密度的大小代表了_气体分子的疏密程度_。气体流过航空发动机的喷管时，其密度的变化规律是__减小__。 2．从微观上讲，气体压力是_大量气体分子无规则运动碰撞器壁的总效应_。在比容一定的情况下，气体温度升高，引起气体压力的变化规律是_增大 。 3．定压比热是指_在压力一定的条件下，1kg 气体温度升高或降低1℃，所需吸收或放出的热量_；定压比热与定容比热的关系式可以写成 R c c v p +=。 4．绝热过程是指 气体在和外界没有任何热交换的前提下，所进行的热力过程 ；在该过程中压力和比容的关系式可以写成k v v p p )(2 112=；该过程的外（容积）功的计算式可以写成)(1 11122v p v p k l --=。 5．“一维定常流”中“一维”是指_气流参数是一维坐标的函数_。 6.可压流的连续性方程可以写成 常数=V A ρ ，它说明_在一维定常流的条件下，流过各截面的气体流量相等_。 7. 一维定常流能量（焓）方程的一般形式是 1221222 i i V V l q -+-=±±外 。气体流过发动机的涡轮时，能量方程可以改写成 l V V i i +-=-2 212221 ，此方程表示的能量转换关系是 气体焓的下降，用来对外作功和增加气体的动能 ；气体流过发动机进气道时，能量方程可以改写成常数=+2 2 V i ，此方程表示的能量转换关系是_焓和动能之和保持不变 。 8.滞止压力（总压）是指_理想绝能条件下，将气流滞止到速度为零时的压力_。气体流过发动机的进气道时，在不考虑流动损失的情况下，总压的变化规律是 不变_的。
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。
先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势 一、轻量化、整体化新型冷却结构件制造技术1 整体叶盘制造技术整体叶盘是新一代航空发动机实现结构创新与 技术跨越的关键部件，通过将传统结构的叶片和轮盘设计成整体结构，省去传统连接方式采用的榫头、榫槽和锁紧装置，结构重量减轻、零件数减少，避免了榫头的气流损失，使发动机整体结构大为简化，推重比和可靠性明显提高。在第四代战斗机的动力装置推重比10 发动机F119 和EJ200上，风扇、压气机和涡轮采用整体叶盘结构，使发动机重量减轻20%~30%，效率提高5%~10%，零件数量减少50% 以上。目前，整体叶盘的制造方法主要有：电子束焊接法；扩散连接法；线性摩擦焊接法；五坐标数控铣削加工或电解加工法；锻接法；热等静压法等。在未来推重比15~20 的高性能发动机上，如欧洲未来推重比15~20 的发动机和美国的IHPTET 计划中的推重比20的发动机，将采用效果更好的SiC 陶瓷基复合材料或抗氧化的C/C 复合材料制造整体涡轮叶盘。2 整体叶环（无盘转子）制造技术如果将整体叶盘中的轮盘部分去掉，就成为整体叶环，零件的重量将进一步降低。在推重比15~20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用密度较小的复合材料制造，叶片减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使结构质量减轻70%。目前正
在研制的整体叶环是用连续单根碳化硅长纤维增强的钛基复合材料制造的。推重比15~20 高性能发动机，如美国XTX16/1A 变循环发动机的核心机第3、4 级压气机为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC 金属基复合材料制造。英、法、德研制了TiMMC 叶环，用于改进EJ200的3级风扇、高压压气机和涡轮。3 大小叶片转子制造技术大小叶片转子技术是整体叶盘的特例，即在整体叶盘全弦长叶片通道后部中间增加一组分流小叶片，此分流小叶片具有大大提高轴流压气机叶片级增压比和减少气流引起的振动等特点，是使轴流压气机级增压比达到3 或3 以上的有发展潜力的技术。4 发动机机匣制造技术在新一代航空发动机上有很多机匣，如进气道机匣、外涵机匣、风扇机匣、压气机机匣、燃烧室机匣、涡轮机匣等，由于各机匣在发动机上的部位不同，其工作温度差别很大，各机匣的选材也不同，分别为树脂基复合材料、铁合金、高温合金。树脂基复合材料已广泛用于高性能发动机的低温部件，如F119 发动机的进气道机匣、外涵道筒体、中介机匣。至今成功应用的树脂基复合材料有PMR-15（热固性聚酰亚胺）及其发展型、Avimid（热固性聚酰亚胺）AFR700 等，最高耐热温度为290℃~371℃，2020 年前的目标是研制出在425℃温度下仍具有热稳定性的新型树脂基复合材料。树脂基复合材料构件的制造技术是集自动铺带技术（ATL）、自动纤维铺放
航空发动机知识大全 飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。 飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示： 吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。
《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 ） A.85-90％ B.10-15％ C.25% 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
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；
第二章典型发动机 1、根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡轮喷气、涡轮风扇、军用涡扇发动机的性能特征。 涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、军用涡扇发动机对比如下，以典型的三代发动机的性能指标加以对比，如下表所示： 通过分析比较，涡喷发动机随着技术的更新，新一代的发动机比上一代的发动机拥有高的增压比，推重比，涡轮燃气温度也有较大幅度的提高，特别是第三代发动机，整体性能有了大幅度的提升。 民用涡扇发动机的涵道比进一步增大，涡轮燃气温度也进一步升高，在不影响整体性能的情况下，采用了一系列措施降低了耗油率。
军用涡轮风扇发动机每一代的性能提高十分迅速，增压比，推重比，涡轮前燃气温度都有大幅度提高，而涵道比降低，耗油率也有较明显的下降。对于军用发动机来说，推重比的大幅提高提高了战机的机动性能，耗油率降低也相应的增大了载弹量，这些性能的提高均有利于空中作战. 2、АЛ—31Ф发动机的主要特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 主要特点： АЛ—31Ф发动机是苏—27的动力装置，其主要部件有低压压气机、中介机匣、高压压气机、环形燃烧室、双转子涡轮、射流式加力燃烧室、全状态可调拉瓦尔喷管和附件传动机匣等。其中压气机有13级，低压压气机4级，高压压气机9级；涡轮为双转子流反应式，高、低压涡轮各1级。高压转子为刚性连接，支承在两个支点上；打压转子由部分组成，各个部分之间用销钉连接，支撑在4个支点上。 先进技术： 进气匣为全钛结构，有23个可变弯度的进口导流叶片； 风扇和高压压气机才、广泛采用钛合金结构，转子的级间采用了电子束焊； 高压压气机有三级可调静子叶片，所有9级工作叶片均为环形燕尾形榫头； 环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴； 高压压气机不带冠，榫头处带有减震器，低压涡轮叶片带冠； 涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气—空气换热器，可使冷却空气降温125~210℃，加强了冷却效果； 加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障； 收敛—扩张喷管有亚音速、超音速调节片及密封片各16片组成； 排气方式为内、外涵道混合排气； 燃油控制系统为监控型电子控制，模拟式电子控制装置—综合调节器提供超限保护，提高了控制精度；发动机全流程几何通道控制系统和防喘系统使发动机稳定工作范围扩大，工作可靠性提高； 附件传动装置中游恒速传动装置。 3、ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些优点？ ALF502发动机是为商用短程及支线客机发展的小推力级别高涵道比双子涡轮风扇发动机。 优点： 该发动机采用单元体设计，整台发动机由4个单元体组成，每个单元体在出厂前都经过平衡，可以直
一、活塞式发动机 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。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。 二、涡轮喷气发动机 在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质疑。到了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。 喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前进。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依*尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。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，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。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
2016-2022年中国航空发动机产业现状调查及十三五运营管理深度分析 报告 中国报告网
2016-2022年中国航空发动机产业现状调查及十三五运营管理深度分析报告 ?【报告来源】中国报告网—https://www.doczj.com/doc/3a11727008.html, ?【关键字】市场调研前景分析数据统计行业分析 ?【出版日期】2016 ?【交付方式】Email电子版/特快专递 ?【价格】纸介版：7200元电子版：7200元纸介+电子：7500元 中国报告网发布的《2016-2022年中国航空发动机产业现状调查及十三五运营管理深度分析报告》内容严谨、数据翔实，更辅以大量直观的图表帮助本行业企业准确把握行业发展动向、市场前景、正确制定企业竞争战略和投资策略。本报告依据国家统计局、海关总署和国家信息中心等渠道发布的权威数据，以及我中心对本行业的实地调研，结合了行业所处的环境，从理论到实践、从宏观到微观等多个角度进行市场调研分析。它是业内企业、相关投资公司及有关部门准确把握行业发展趋势，洞悉行业竞争格局，规避经营和投资风险，制定正确竞争和投资战略决策的重要决策依据之一。本报告是为了了解行业以及对本行业进行投资不可或缺的重要工具。 本研究报告数据主要采用国家统计数据，海关总署，问卷调查数据，商务部采集数据等数据库。其中宏观经济数据主要来自国家统计局，部分行业统计数据主要来自国家统计局及市场调研数据，企业数据主要来自于国统计局规模企业统计数据库及证券交易所等，价格数据主要来自于各类市场监测数据库。 第一章：中国航空发动机行业发展综述13 1.1 航空发动机的相关概述13 1.1.1 航空发动机的定义13 1.1.2 航空发动机的分类13 1.1.3 航空发动机属“四高”行业14 （1）高技术14 （2）高投入15 （3）高风险15 （4）高壁垒16 1.1.4 航空发动机价值拆分情况17 （1）发动机占飞机价值的30% 17 （2）发动机生命周期费用拆分18 （3）航空发动机部件价值拆分19 （4）航空发动机制造成本拆分20 1.2 我国航空发动机行业的发展综述21 1.2.1 航空发动机是航空工业的短板21 1.2.2 航空发动机行业发展历程分析22 1.2.3 航空发动机行业生命周期分析23
羈螃节螈袈螀螄GE通用电气航空发动机（英文）（中文）（英文）通用电气公司（简称GE公司）是一家多元化的科技、媒体和金融服务全球性公司，GE的产品和服务范围广阔，以多种经营和先进技术称雄世界。通用电气公司的历史可追溯到托马斯·爱迪生，他于1878年创立了爱迪生电灯公司。1892年，爱迪生通用电气公司和汤姆森－休斯顿电气公司合并，成立了通用电气公司，随后不断发展壮大，目前业务范围涵盖多重领域，旗下有消费者金融集团、商务融资集团、能源集团、医疗集团、基础设施集团、NBC环球、交通运输集团等11个业务集团：下面主要介绍GE在民用航空发动机方面的情况。涉及民用航空发动机的是GE交通运输集团，该集团由飞机发动机和轨道交通两部分业务组成，应用领域覆盖航空、铁路、海洋交通和公路。 GE公司虽然历史悠久，但GE是在1941年才开始进入航空发动机制造领域，依靠CF6系列发动机及合资CFMI生产的CFM56系列发动机两款非常成功的发动机奠定了其在航空发动机制造领域的领先地位。GE公司主要的涡轮风扇发动机产品有：CF6系列发动机： 1971推向市场的CF6发动机，属于高涵道比大推力涡轮风扇发动机，CF6系列发动机从最初的40000磅推力的CF6-6不断发展，稳步推进到72000磅推力的CF6-80E，CF6系列发动机相当成功，奠定了GE在航空发动机领域的地位，早期大型宽体客机几乎都选用CF6系列发动机，市场占有率是最大的，1971年投入使用，推力范围是40000磅～72000磅，供空客A300、A310、A330，波音B767、B747、MD11，道格拉斯DC10等大型民航飞机选装CF34系列发动机：前身是空军A-10攻击机等装备的TF34发动机，经过改进以适用于民航，延续其稳定、低噪音的特点，应用于支线运输机、中型公务飞机等。1983年投入使用，推力范围是9200磅～20000磅，是CRJ100/200/700、Challenger 601/604、EMBRAER 170/175/190/195、Dornier 728、ARJ21等小型民航飞机唯一可装的发动机。GE90系列发动机：结合了GE在过去成功的CF6发动机项目及GE在其它军事项目验证过的先进技术，GE投入20亿美元的巨资为新一代宽体飞机开始研制高可靠性、低油耗的动力---GE90。GE90发动机在1995正式推出应用于波音777飞机。GE90的风扇叶片是航空业内最大的叶片，由于采用了世界上压力比最大的压气机，使GE90的大型风扇叶片可低速运转，从而其噪声是同类型发动机最低的。GE90最新的衍生型发动机GE90-115B于2002底创造了127900磅的推力记录。，被称为“世界上最强劲的民用喷气发动机”。 GE90在1995年投入使用，推力范围是74000磅～115000磅，供波音B777飞机选装GEnx系列：是为新一代远程客机研制的发动机，联合了日本、意大利、比利时等五家航空发动机公司共同开发。结构以GE90发动机为基础，前风扇机匣和风扇叶片都采用复合材料，大大减轻重量，并采用了新一代的燃烧室，减少了废气的排放。预计2007年投入使用，推力范围是53000磅～72000磅，供波音B787、B747 Advanced、空客A350飞机选装 芁蚆芆羇薂羄袅罗尔斯·罗伊斯公司 袆肈膇肀肄蚇肇罗尔斯·罗伊斯公司（中文）罗尔斯·罗伊斯公司目前是世界第二大民用航空发动机公司和世界第二国防航空发动机公司，是全球船用推进系统和能源领域的主要供应商。1884年，亨利·罗伊斯先生创立了一个从事电气和机械方面业务的公司。1904年，他制造出了他的第一辆汽车，当年5月，罗伊斯先生与在伦敦从事高级汽车销售的查尔斯·罗尔斯先生相识。并达成协议，成立一个罗伊斯有限公司，该公司将生产一系列专供查尔斯·罗尔斯的公司销售的汽车，这些汽车的品牌被冠名为“罗尔斯·罗伊斯”。由于这些新的“罗尔斯·罗伊斯”汽车获得了巨大成功，1906年3月，罗尔斯·罗伊斯公司正式宣告成立。下面主要介绍罗尔斯·罗伊斯公司在民用航空发动机方面的情况。早在二战后期，罗尔斯·罗伊斯公司就放弃了活 塞式航空发动机的发展，开始了燃气涡轮发动机的发展，领先于其他发动机制造商，20世纪60年代末，随着宽体客机的出现，罗尔斯·罗伊斯公司为其研制涡扇发动机，几经曲折，研制生产的RB211系列、Trent系列涡扇发动机以其三转子的独特设计在航空发动机市场大受欢迎。 20世纪90年代是罗尔斯·罗伊斯公司发生巨变的十年。1990年，罗尔斯·罗伊斯公司与德国宝马（BMW）公司联合成立了一个合资公司，进行BR700系列发动机的发展。从1999年底开始，由于BMW集团重组，退出了飞机发动机行业，罗尔斯·罗伊斯公司全面控制了与宝马的合资公司，成为罗尔斯·罗伊斯德国公司。1995年，罗尔斯·罗伊斯公司收购了位于印第安纳州的艾利逊发动机公司（Allison Engine Company），艾利逊发
航发动力：我国军用航发龙头，整机制造几乎处行业垄断地位 航发动力在发动机整机制造行业几乎处于垄断地位，具备涡喷、涡扇、涡轴、涡桨等全种类军用航空发动机生产能力，是我国三代主战机型国产发动机唯一供应商。在国际上， 公司是能够自主研制航空发动机产品的少数企业之一。主要产品和服务有军民用航空发动机整机及部件、民用航空发动机零部件出口、军民用燃气轮机、军民用航空发动机维修保障服务。拥有我国航空主机业务动力系统的全部型谱，完成包括“昆仑”（WP-14）、 “秦岭”（WS-9）、“太行”（WS-10）等多个重点发动机型号的研制与批产工作。公司实控人是中国航空发动机集团。 图表 30：航发动力股权结构 公司业务包括航空发动机及衍生产品（覆盖研制、生产、试验、销售、维修保障五大环节）、外贸转包生产（国际新型民用航空发动机零部件试制等）及非航空产品三大板块。 2019 年航空发动机及衍生产品营收（220.25 亿元，+11.73%，占比 87.36%），是主要业务板块。其中西航集团、黎明公司、南方公司和黎阳动力四大航空发动机核心资产是上市公司净利润主要来源，2019 年四大航空发动机厂净利润总和为 13.11 亿元，上市公 司归母净利润为 10.77 亿元。 图表 31：2019 年航发动力营收结构-分业务 图表 32：航发动力 2016-2019 各业务毛利率 航空发动机制造及 衍生产品 外贸转包生产 非航空产品及其他 其他业务 25% 20% 15% 10% 5% 0% 2016 2017 2018 2019
图表 33：航发动力主要业务及子公司（亿元） 持股 2018 年 2019 年 2020H1 公司 主营介绍 集团 司 岭）、涡扇 10（太行）等 公司 （昆仑）、涡扇 10（太行）等 公司 桨 5/6/9/10 动力 涡扇 13 公司 国 GE 、PWA 、英国 RR 等航发巨头 叶片 向世界顶尖航空发动机生产商供货多年 西航集团、黎明公司、南方公司和黎阳动力四大航发核心资产几乎涵盖国内所有型号航空发动机，具备涡喷、涡扇、涡轴、涡桨、活塞全种类军用航空发动机生产能力。国内航空发动机整机制造商还包括成发公司、兰翔机械厂等等，但主要发动机型号（如涡扇 -10 等）均由航发动力制造。 2016 2017 2018 2019 2020H1 2018 2019 2020H1 航发动力2020 年三季报业绩超市场预期。2019 年公司实现营收（252.11 亿元，+9.13%），归母净利润（10.77 亿元，+1.27%）。2020 年（1-9）月营收（154.68 亿元，+20.90%），归母净利润（6.34 亿元，+53.30%）；存货 233.4 亿元，较年初增 25.88%，主要是产品 图表 34：航发动力四大主机厂营收情况（百万元） 图表 35：航发动力四大主机厂营收增速 14000 12000 10000 8000 6000 4000 2000 西航集团 黎明公司 南方公司 黎阳动力 西航集团 黎明公司 南方公司 黎阳动力 60% 50% 40% 30% 20% 10% 0% -10% 2017 2018 2019 2020H1 图表 36：航发动力四大主机厂利润总额情况（百万元） 图表 37：航发动力四大主机厂净利润情况（百万元） 2016 2017 2018 2019 2020H1 800 600 400 200 0 -200 600 400 200 -200 占比 营收 净利润 营收 净利润 营收 净利润 西航 母公 大中军用航空发动机：代表产品涡喷 8、涡扇 9（秦 64.10 4.10 67.40 5.32 26.99 0.97 黎明 大中推力航空发动机：代表产品涡喷 5/6/7、涡喷 14 100% 112.79 3.98 125.64 4.08 45.28 1.46 南方 中小型航空发动机：代表产品涡轴 8/9/10/11/16、涡 100% 49.44 3.53 58.53 3.77 24.47 1.61 黎阳 中等推力涡喷及涡扇发动机：代表产品涡喷 7/13、 100% 21.84 -0.46 21.12 -0.05 9.99 0.16 莱特 叶盘、机匣、盘、环、结构件等零部件，客户包括美 100% 7.89 - 9.18 - 3.40 - 安泰 两机叶片：具备全球最先进精密锻造及机加工工艺， 100% 0.65 - 0.70 - 0.12 -
2016年我国航空发动机行业现状及2017市场发展趋势预测分析 中商情报网讯：近年来，我国已经形成较完整的航空发动机产业链和相应的 生产布局。2011年我国整个航空发动机市场规模约为200亿元人民币，其中军 用约占70%；民用约占30%，预计到2020年，我国航空发动机产业市场规模将 突破千亿元大关。 中国航空发动机市场规模及预测，2011年-2020年如下图所示： 一、航空发动机整体情况 航空发动机作为飞机动力源，是决定飞机性能的重要因素。航空发动机集中 了机械制造行业几乎所有的高精尖技术，因此航空发动机技术水平的高低是一个 国家工业实力的重要标志。目前世界上能制造飞机的国家很多，但是能独立研制 航空发动机的只有美国、俄罗斯、英国、法国、中国等少数几个国家，而全球民 用航空发动机市场基本被欧美企业垄断。 航空发动机产业空间广阔，未来20年全球民用航空发动机市场规模将达到 14,360亿美元，军用航空发动机市场规模将达到4,300亿美元。 二、航空发动机电子技术 随着发动机测试技术和控制技术的快速发展，发动机系统已从传统的机械系 统向机电系统发展，而且发动机电子技术所占比例不断提高。在航空发动机领域， 以发动机参数采集器和发动机电子控制系统为代表的发动机电子系统的采用极 大推动了发动机电子技术的发展。 （一）发动机参数采集器基本情况 发动机参数采集器属于发动机状态监视装置。这类设备主要进行发动机重要 参数的采集、处理和存储，发动机气路参数趋势分析，发动使用寿命监视，发动 机振动监视，发动机健康管理等。发动机参数采集器可以跟踪采集航空发动机运 行中的工作状态和故障信息，并进行处理，分析出航空发动机部件的性能退化情 况或者根据处理后的数据对故障进行诊断、分析故障原因、性质、部位及发展趋 势，根据具体情况采取必要的维护措施。这类电子状态监视与故障诊断系统对航 空发动机早期故障诊断征兆的及时发现与及时处理具有重要作用，可以避免相关 事故的发生，保障飞行安全，同时还可以“视情维修”，大大节省维修成本与维修 时间，对使用方和维修商都会带来明显的经济效益。 目前国内外飞机都逐渐采用发动机参数采集器取代传统的发动机仪表，新飞 机制造和老飞机改造产生了较大容量的市场。晨曦航空是国内率先研制发动机参 数采集器的企业之一，是国内直升机发动机参数采集器最大供应商。 （二）航空发动机电子控制领域基本情况
航空发动机项目投资分析报告 规划设计/投资分析/实施方案
报告说明— 该航空发动机项目计划总投资4076.34万元，其中：固定资产投资3292.14万元，占项目总投资的80.76%；流动资金784.20万元，占项目总投资的19.24%。 达产年营业收入6606.00万元，总成本费用4966.52万元，税金及附加76.47万元，利润总额1639.48万元，利税总额1942.09万元，税后净利润1229.61万元，达产年纳税总额712.48万元；达产年投资利润率40.22%，投资利税率47.64%，投资回报率30.16%，全部投资回收期4.82年，提供就业职位110个。 航空发动机是一种将燃料的化学能转化为燃气的热能，进而转化为飞行器的动能，从而为飞行器提供动力的热力机械。作为一种高度复杂和精密的装置，航空发动机的研发需要大量投入，典型发动机研制经费均超过9亿美元。
第一章项目概况 一、项目概况 （一）项目名称及背景 航空发动机项目 （二）项目选址 某经济新区 场址选择应提供足够的场地用以满足项目产品生产工艺流程及辅助生产设施的建设需要；场址应具备良好的生产基础条件而且生产要素供应充裕，确保能源供应有可靠的保障。 （三）项目用地规模 项目总用地面积12332.83平方米（折合约18.49亩）。 （四）项目用地控制指标 该工程规划建筑系数66.77%，建筑容积率1.67，建设区域绿化覆盖率7.17%，固定资产投资强度178.05万元/亩。 （五）土建工程指标
项目净用地面积12332.83平方米，建筑物基底占地面积8234.63平方米，总建筑面积20595.83平方米，其中：规划建设主体工程14895.37平 方米，项目规划绿化面积1477.19平方米。 （六）设备选型方案 项目计划购置设备共计90台（套），设备购置费1474.24万元。 （七）节能分析 1、项目年用电量438481.37千瓦时，折合53.89吨标准煤。 2、项目年总用水量5252.65立方米，折合0.45吨标准煤。 3、“航空发动机项目投资建设项目”，年用电量438481.37千瓦时， 年总用水量5252.65立方米，项目年综合总耗能量（当量值）54.34吨标准煤/年。达产年综合节能量22.20吨标准煤/年，项目总节能率25.88%，能 源利用效果良好。 （八）环境保护 项目符合某经济新区发展规划，符合某经济新区产业结构调整规划和 国家的产业发展政策；对产生的各类污染物都采取了切实可行的治理措施，严格控制在国家规定的排放标准内，项目建设不会对区域生态环境产生明 显的影响。 （九）项目总投资及资金构成 项目预计总投资4076.34万元，其中：固定资产投资3292.14万元， 占项目总投资的80.76%；流动资金784.20万元，占项目总投资的19.24%。