北航 航空发动机原理大作业

2015春北京航空航天大学《发动机II》在线作业三及答案北航《发动机II》在线作业三单选题多选题判断题一、单选题（共4道试题，共16分。

）1.影响理想循环功的因素不包括（）A.涡轮前燃气温度B.大气温度C.发动机增压比D.发动机热效率-----选择：D2.航空发动机的作用是（）A.航空器飞行的动力B.航空器飞行的能源C.航空器飞行的控制-----选择：A3.以下说法不正确的是（）A.涡扇发动机可以按涵道比划分为三类B.先进歼击机因为需较高的速度特性故选大涵道比涡扇发动机C.航程长飞机宜选高涵道比的涡扇飞机-----选择：B4.气体的基本状态参数不包括（）A.温度B.压力D.质量-----选择：D北航《发动机II》在线作业三单选题多选题判断题二、多选题（共10道试题，共40分。

）1.燃气涡轮发动机的主要部件有（）A.进气装置B.压气机C.燃烧室D.涡轮和尾喷管-----选择：ABCD2.关于发动机产生推力的定义正确的是（）A.流过发动机内部与外部的气体共同产生B.是与发动机壳体、内外壁面及部件之间的作用力的合力C.是在发动机轴线方向的分力-----选择：ABC3.涡轮的功用是（）A.使高温高压燃气膨胀做功B.将燃气中的部分热能转换为机械能C.输出涡轮功带动压气机和其他附件工作-----选择：ABC4.以下属于总的能量守恒与转换定律这一基本定律的特殊形式的是A.能量方程B.伯努利方程C.热力学第一定律-----选择：ABC5.影响发动机推力的因素有（）A.空气流量B.气体流过发动机时速度的增量C.发动机效率-----选择：AB6.燃气发生器包括（）A.压气机B.燃烧室C.驱动涡轮-----选择：ABC7.尾喷管的主要作用是（）A.使涡轮后的燃气继续膨胀B.将燃气中剩余的热焓充分转化为动能C.使燃气以比飞行速度大得多的速度从喷口喷出-----选择：ABC8.涡轮风扇发动机较涡轮喷气发动机的优势有（）A.空气流量大B.排气速度低C.推进效率高D.耗油率和噪声低-----选择：ABCD9.压气机的功用包括（）A.提高进入发动机内的空气压力供给发动机工作所需压缩空气B.为座舱增压C.涡轮散热D.其它发动机启动供气-----选择：ABCD10.航空推进系统按其组成和工作原理分为（）A.直接反作用推进系统B.间接反作用推进系统C.其它-----选择：AB北航《发动机II》在线作业三单选题多选题判断题三、判断题（共11道试题，共44分。

北航《发动机I》在线作业三一、单选题（共19 道试题，共76 分。

）1. 装备航空活塞发动机的飞机在飞行中,磁电机开关必须放在A. 左磁电机位B. 右磁电机位C. 双磁电机位D. 关断位正确答案：2. 操纵航空活塞发动机的混合比杆,通常调节的是A. 进入气缸的空气量B. 进入气缸的燃油量C. 进入气缸的空气量和燃油量D. 螺旋桨的桨叶角正确答案：3. 如果磁电机开关和磁电机之间的接地线断开,最易发现这一情况的是A. 发动机工作不正常B. 磁电机开关在关闭位时,发动机不能停车C. 磁电机开关在打开位时,发动机不易起动D. 发动机工作正常正确答案：4. 活塞发动机的爆震最易发生在A. 发动机小转速和大进气压力状态工作时B. 发动机高功率状态下工作时C. 发动机大转速和小进气压力状态工作时D. 发动机小转速和小进气压力状态工作时正确答案：5. 活塞发动机试车检查磁电机过程中,若单磁电机工作时发动机抖动,而双磁电机工作时发动机不抖动,最有可能的原因是A. 单磁电机工作时,一个或几个气缸的电咀工作不好或不工作B. 单磁电机工作,只有单排电咀工作,燃烧效果不好C. 两个磁电机的同步性不好D. 两个磁电机的同步性好正确答案：6. 航空活塞发动机停车时,通常采用:A. 切断燃油调节器供油B. 切断油箱供油C. 关断磁电机D. 关断总电源正确答案：7. 发动机排出的废气温度与外界大气温度相比：A. 相等B. 更低C. 要高D. 视发动机工作情况而定正确答案：8. 外界大气温度升高后,将使活塞发动机A. 功率减小,耗油率增加B. 功率减小,耗油率减小C. 功率增加,耗油率减小D. 功率增加,耗油率增加正确答案：9. 航空活塞发动机要降低发动机气缸头温度,飞行中可以采用A. 减小发动机功率B. 增大空速C. 适当调整混合气成份D. 以上方法均可正确答案：10. 航空活塞发动机散热系统的作用是A. 使汽化器温度保持在一定范围内B. 使排气温度保持在一定范围内C. 使气缸头温度保持在一定范围内D. 使滑油温度保持在一定范围内正确答案：11. 活塞发动机在飞行前检查滑油量时,发现滑油消耗异常变大,最有可能的原因是A. 气缸壁和活塞涨圈磨损严重B. 发动机温度过高C. 滑油太赃,没有定期清洗或更换油滤D. 发动机温度过低正确答案：12. 航空活塞发动机采用的航空汽油中常加入四乙铅这种有毒物质的目的是:A. 增加燃油的颜色B. 起催化剂的作用,促使燃油完全燃烧C. 防止发生早燃现象D. 防止发生爆震现象正确答案：13. 巡航中,当航空活塞发动机状态一定时,要使发动机处于最经济状态,应使A. 发动机滑油温度最高B. 发动机排气温度最高C. 发动机气缸头温度最高D. 发动机进气压力最高正确答案：14. 巡航时,航空活塞发动机的最佳功率混合比是满足下列哪种条件的油/气比?A. 使气缸头温度最低B. 使排气温度最高C. 对给定的油门位置,可获得相应的最大功率D. 使气缸头温度最高正确答案：15. 装备恒速螺旋桨的航空活塞发动机在起飞状态下,螺旋桨的桨叶角和转速应调到什么状态?A. 大桨叶角和低转速B. 大桨叶角和高转速C. 小桨叶角和高转速D. 小桨叶角和低转速正确答案：16. 要使航空活塞发动机的功率最大，气缸内混合气的余气系数约为？A. 1.0B. 1.05C. 0.97D. 0.85正确答案：17. 关于航空活塞发动机起动时注油的说法,正确的是:A. 夏天注油多,冬天注油少；B. 冬天注油多,夏天注油少；C. 夏天和冬天注油一样多D. 夏天和冬天都不需要注油正确答案：18. 下列航空发动机的性能中，影响飞机复飞性能的主要是：A. 发动机的可靠性B. 发动机的高空性C. 发动机的加速性D. 发动机的维护性正确答案：19. 在巡航过程中,可参考什么仪表来准确调节混合比以获得更好的燃油经济性?A. 燃油流量表B. 排气温度表C. 气缸头温度表D. 燃油压力表正确答案：北航《发动机I》在线作业三二、多选题（共3 道试题，共12 分。

作业题目：分排涡扇发动机学号：********名：**时间：2017年3月24日-4月10日一：设计要求完成一台发动机的设计点热力计算(1）完成发动机循环参数的选取(2）完成发动机各部件设计参数（包括冷却空气量及其分配关系）的选取(3）说明以上参数选取的具体理由和依据(4）完成发动机各部件进出口截面参数（流量、总温、总压）的计算(5）完成发动机总性能（推力、耗油率）的计算，并满足给定的要求（误差±2%）已知条件分排涡扇发动机，高度11km，马赫数0.8，标准大气条件下，发动机推力2500daN，耗油率0.6kg/（daN.h）二：设计计算1.物性参数2.发动机各参数选择查阅资料3.发动机各截面参数计算（1）0-0截面的温度和压力根据飞行高度查国际标准大气表得大气静温和静压：T0=216.7KP0=0.227×105Paa0=√kRT0=√1.4×287×216.7=295m/s 0-0截面气流速度为：c0=a0×Ma0=295×0.8=236m/s由静温，静压和给定飞行马赫数计算0-0截面总温总压为：P t0= P0(1+k−12Ma2)kk−1=22700(1+0.2×0.8)3.5=0.346×105PaT t0= T0(1+k−12Ma02)=216.7(1+0.2×0.82)=244.43K （2）进气道出口总压和总温总压σi=0.97P t2= P t0×σi总温T t2= T t0（3）风扇出口参数风扇出口总压为P t,22=P t2×πCL风扇出口总温为T t,22= T t2[1+πCLK−1K−1ηCL]风扇每千克空气所消耗的功为L CL= C P(T t,22-T t2)（4）高压压气机出口总压和总温。

近似认为高压压气机出口总压等于风扇出口总压，故总压为P t3=P t22×πCH总温为T t3= T t22[1+πCHK−1K −1ηCH]压气机每千克空气消耗功L CH = C P (T t3-T t22)（5）主燃烧室出口参数。

北京航空航天大学B E I H A N G U N I V E R S I T Y机械原理课程机构设计实验报告题目：八缸发动机的设计与分析成员：班级：班机械工程及自动化学院2013年06月八缸发动机的设计与分析（北京航空航天大学机械工程及自动化学院，北京市102206）摘要：本文先是列举了几种典型的发动机，然后对其工作原理进行分析，得到了多缸发动机设计的基本经验。

在此基础上，设计出了一种八缸发动机，通过对该发动机的理论分析和ADAMS仿真，表明该八缸发动机不仅可以实现正常驱动的功能，而且结构紧凑，效率高，极具有实用性。

关键字：机构分析；Adams仿真；SolidWorks建模，八缸发动机目录1．设计要求 (2)2．现状调研 (2)2.1 V型发动机 (3)2.2 L型发动机 (3)2.3 H型发动机 (4)3．发动机工作原理分析 (5)4．八缸发动机设计与分析 (6)4.1活塞缸体设计 (7)4.2进气排气系统 (7)5．八缸发动机的设计验证 (10)5.1创建模型 (11)5.2功能仿真 (11)6．结论 (15)参考文献 (15)1．设计要求此八缸发动机根据技术任务书要求，在充分论证的基础上选择内燃机的型式，确定主要结构参数，选定主要零部件与辅助系统的结构型式，进行确定一种总体方案图，如下图1.1按照4*2的方式排列发动机可以使八个缸体的动力同时输出又不会相互干扰，能满足动力的叠加，极具合理性。

设计要求如下：⑴根据初步确定的主要零部件的结构型式及轮廓尺寸进行布置，绘制纵横剖面图和一些必要的局部视图，以及运动轨迹图等，借以发现它们之间在尺寸，空间位置，拆装和运动轨迹方面所出现的干涉，并给予合理解决⑵根据初步选定的辅助系统型式及主要几件轮廓尺寸，确定它们在内燃机中的合适位置和安装方式，检验它们之间是否相互干涉，拆装和维修是否方便。

⑶在上述工作基础上，确定内燃机零部件，系统及其机件的布置和外形尺寸，制作一套完整的SolidWorks内燃机仿真零件⑷将文件导入Adams进行分析仿真，验证设计的合理性，制作仿真视频。

北航航空发动机原理大作业航空发动机是飞机最核心的部件之一，它负责提供动力以便飞机能够在空中顺利飞行。

北航航空发动机原理大作业旨在深入研究航空发动机的工作原理，包括结构、工作循环、燃烧过程以及相关技术等方面。

本文将围绕这些内容进行详细的阐述。

航空发动机的结构一般包括压缩机、燃烧室、涡轮和喷管等组成部分。

首先，压缩机负责将来自外界的空气加压，使其增加密度，为燃烧提供充足的氧气。

然后，在燃烧室中燃烧燃料与氧气的混合物，产生高温高压的燃气。

接着，燃气驱动涡轮旋转，通过轴向流动推动涡轮转子。

最后，高速的喷气流通过喷管喷出，产生向后的推力，推动飞机向前飞行。

航空发动机的工作循环一般采用布雷顿循环。

该循环由四个过程组成：进气、压缩、燃烧和排气。

在进气过程中，空气被压缩机压缩，增加了密度和温度。

接着，燃料被喷射到燃烧室中，与压缩空气混合燃烧，释放出大量的热能。

然后，燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮旋转，将一部分动能转化为机械功，用于驱动压缩机和其他系统工作。

最后，燃烧产物通过喷口排出，形成喷气流，产生推力。

航空发动机的燃烧过程是发动机组成中较为重要的一个环节。

燃烧室是燃烧过程的主要场所，其中燃料与空气发生充分混合和燃烧。

燃烧的质量和稳定性直接关系到发动机的性能和效率。

为了实现燃烧的充分，燃烧室通常具有特殊的结构设计，如喷嘴、涡流室和火花塞等。

喷嘴的作用是将燃料细小雾化，并与空气充分混合，以促进燃烧。

涡流室则通过旋转气流的方式，使燃料和氧气更好地混合，并提高燃烧效率。

火花塞则在适当的时间点产生火花，引燃燃料，使燃烧开始。

航空发动机还涉及到多种相关技术。

例如，超音速进气技术可以通过进气道中的激波冷却进气空气并提高压力，提高发动机的性能。

燃烧室冷却技术可以通过将冷却剂喷射到燃烧室壁面，降低燃烧室温度，延长发动机寿命。

另外，航空发动机还涉及到调节和控制系统，如油门控制、温度控制和故障监测等，以确保发动机的正常运行和安全性。

飞行力学大作业1理论推导方程在平面地球假设下，推导飞机质心在体轴系下的动力学方。

质心惯性加速度的基本方程是式（5.1.7），其中动点就是在转动参考系F E 中的O y 。

这样质心相r' 对于地球的速度，已用来表示。

这里假设地轴固定于惯性空间，且。

因此，的原点的E V 0ω= E F 加速度就是与地球转动有关的向心加速度。

数值比较表明，这一加速度和g 相比通常可以略去。

0a 而对于式（5.1.7）中的向心加速度项的情况也是一样的，，也通常省略。

在式（5.1.7）中剩下r ωω' 的两项中，而哥氏加速度为。

后者取决于飞行器速度的大小和方向，并且在轨道速E r V'= 2E E V ω 度时至多为10%g 。

当然在更高速度时可能更大。

所以保留此项。

最后质心的加速度可以简化为如下形式：2E E E CE EE E a V V ω=+ 有坐标转换知：(1)()()222()E E E E E E CB BE CE BE E E E BE E BE E E E B E E E E E E E B B B B B B B B Ba L a L V V L V L V V V V V V ωωωωωωω==+=+=+-+=++ 体轴系中的力方程为：f=m 而 f=+mg+TCB a B A 设飞机的迎角为，侧滑角为，则体轴系的气动力表示为：αβ cos cos cos sin sin ()()sin cos 0sin cos sin sin cos x y BW W y Z z A D D A L A L L C C A L a a a L αβαβααβββββ----⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥==--=-⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥---⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦重力在牵连垂直坐标系下为：(3)00V g g ⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦设发动机的安装角为，发动机的推力在机体坐标系的表示如下：τ (4)cos 0sin Z x y T T T T T ττ⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-⎣⎦⎣⎦由坐标转换可知 ：(5)sin sin cos cos cos B BV V mg mL g mg θφθφθ-⎡⎤⎢⎥==⎢⎥⎢⎥⎣⎦所以由上述公式可知：+= m = m [] (6)sin sin cos cos cos mg θφθφθ-⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦X Y Z ⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦CB a ()E E E B B B V V ωω++ 其中：(7)cos cos cos sin sin cos cos 0sin cos 00sin 0sin cos sin sin cos 0sin cos E B BW u V V V v L V w a a a a αβαβααβββββββ--⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥====⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦(8)B p q r ω⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦E B EE B BE B p q r ω⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦（9）带入原方程，可得其质心的动力学方程：cos sin [()()]cos sin [()()]sin cos cos [()()]EE x B B E Ey B B E Ez B B A T mg m u q q w r r v A mg m v r r u p p w A T mg m w p p v q q u τθθφτθφ+-=++-++=++-+-+=++-+ （10）（2）飞机的转动动力学方程：由G h = （11）且I I I h R R dm=⎰()I IB B B B R L R R ω=+ （12）由坐标变换知道：B BI I BI I IB B BI I IB B B h L h L R L R dm L R L R dmω==+⎰⎰ （13）由书上的（4.7，4）的规则知道：B BI I IB R L R L = （14）B B B B B B h R R dm R R dmω=+⎰⎰ （15）因为飞机一般认为是刚体飞机，故其变形分量一般认为为0，所以：(16)B B B B B B B B Bxxy zx B xyyyz zx yzz h R R dm R R dm I I I I I I I I I ωωκωκ==-=⎡⎤--⎢⎥=--⎢⎥⎢⎥--⎣⎦⎰⎰(17)22==0))()()()()x xy zx B xyyyz zx yzz xy yz r r x zx y z y yr ry zx z x xzr r z zx x y x y I I I I I I I I I I I L I p I r pq I I qr r h q h M I qI r p I I rp r h p h N I rI p qr I I pq q h p h κ⎡⎤--⎢⎥=--⎢⎥⎢⎥--⎣⎦=-+---+=----+-=-----+∑∑∑∑∑∑ (（考虑发动机转子的转动惯量，可得(18)r r r B B B h κω=(19)r r B B B BB B B B h R R dm h h ωκω=+=+∑∑⎰ 可知在体轴系下的各转矩为：r r B BI I B B B B B B B B B BB B B G L G h h h h ωκωκωωκωω==+=++++∑∑(20)000x xy zx x xy zx x xy zx xy yyz xy y yz xy yyz zxyz z zx yz z zx yz z L I I I p I I I p r q I I I p M I I I q I I I q r p I I I q N I I I r I I I r q p I I I r ⎡⎤⎡⎤⎡⎤-------⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=--+--+---⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-------⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦ 000r r xx r r y y r r z z h r q h h r p h h q p h ⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎡⎤⎡⎤-⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥++-⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-⎣⎦⎣⎦⎣⎦∑∑∑∑∑∑ (3)(21)()E V VB B B V L V W =+ ；(22)B u V v w ⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦y x B z W W W W ⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦()cos cos ()(sin sin cos cos sin )()(cos sin cos sin sin )E x y z xu W v W w W θψφθψφψφθψφψ=+++-+++ ()cos sin ()(sin sin sin cos cos )()(cos sin sin sin cos )E x y z yu W v W w W θψφθψφψφθψφψ=++++++-(23)()sin ()cos cos cos E x y zu W v W w θθφθ=++++ (4)由公式32V i j k ωωφθψ-=++ 再根据欧拉角的矩阵变化知(24)100i ⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦30cos sin j φφ⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥-⎣⎦2sin cos sin cos cos k θθφθφ-⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦当和均予忽略时，则[P ，Q ，R]=[p ,q ,r],即F B 相对于F I 的角速度，方程可写成如下形式：V ωE ω(25)10sin 0cos cos sin 0sin cos cos P Q R θφφθφθφθφψ⎡⎤-⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-⎣⎦⎣⎦⎣⎦通过求逆，知：(26)1sin tan cos tan 0cos sin 0sin sec cos sec P Q R φφθφθθφφψφθφθ⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥=-⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦ （5）当无风和具有对称面的刚体飞机，其六自由度运动方程为：质心动力学方程：(27)cos sin [()()]cos sin [()()]sin cos cos [()()]EE x B B E E y B B E Ez B B A T mg m u q q w r r v A mg m v r r u p p w A T mg m w p p v q q u τθθφτθφ+-=++-++=++-+-+=++-+ 若忽略地球的自转则可得：(28)cos sin []cos sin []sin cos cos []x y z A T mg m uqw rv A mg m vru pw A T mg m wpv qu τθθφτθφ+-=+-+=+--+=+- 绕质心转动的动力学方：由于具有对称面，且可以忽略有：B κ==0xy yz I I 根据（2）推出其简化的动力学方程为：(29)22))()()()()x zx y z y zx z x z zx x y L I p I r pq I I qrM I qI r p I I rp N I rI p qr I I pq =-+--=----=---- (（质心运动学方程：根据（3）可知，(30)()cos cos ()(sin sin cos cos sin )()(cos sin cos sin sin )()cos sin ()(sin sin sin cos cos )()(cos sin sin sin cos )()sin ()cos cos cos E x y z E x y z E x y xu W v W w W yu W v W w W zu W v W w θψφθψφψφθψφψθψφθψφψφθψφψθθφθ=+++-+++=++++++-=++++ 由于是无风，故(31)0x y z W W W ===(32)cos cos (sin sin cos cos sin )(cos sin cos sin sin )cos sin (sin sin sin cos cos )(cos sin sin sin cos )sin cos cos cos E E E xu v w yu v w zu v w θψφθψφψφθψφψθψφθψφψφθψφψθθφθ=+-++=+++-=++ 绕质心转动的运动学方程：根据（4）可知(33)sin tan cos tan cos sin sin sec cos sec P Q R Q R Q R φφθφθθφφψφθφθ=++=-=+ 二、小扰动线化设基准运动为对称定常直线水平飞行，假设飞机是具有对称面的刚体。

航空发动机的工作原理
航空发动机是飞机的动力装置，它的工作原理可以大致分为以下几个部分：
1. 压缩空气：航空发动机通过高速旋转的压气机将外部空气吸入并压缩，增加空气的密度和压力。

2. 燃烧燃料：在压缩空气中注入适量的燃料，形成可燃混合物。

这个过程由燃烧室中的喷嘴和点火系统来完成。

3. 燃烧并膨胀：点燃可燃混合物后，燃料燃烧产生高温高压的燃气，使燃气在燃烧室内膨胀。

这一过程释放出大量的热能，推动航空发动机的转子运转。

4. 排放废气：燃料燃烧后产生的废气通过喷嘴排出。

这些废气中含有大量的热能，可以通过喷口喷出，产生推力。

5. 引擎运转稳定：航空发动机通过一系列复杂的系统来调节燃料供应、进气量等参数，保证发动机能够稳定运转，并根据需要提供足够的推力。

总的来说，航空发动机的工作原理主要是通过压缩空气、燃烧燃料、膨胀释能以及排放废气这一连续循环过程来不断产生推力，驱动飞机进行运动。

它的设计和运行技术高度复杂，需要精准的控制和维护，以确保飞机的安全和稳定性。

航空发动机原理Ⅲ大作业—发动机设计点热力计算学院能源与动力工程学院一. 设计要求1.完成一台发动机的设计点热力计算1）完成发动机循环参数的选取2）完成发动机各部件设计参数（包括冷却空气量及其分配关系）的选取3）说明以上参数选取的具体理由和依据4）完成发动机各部件进出口截面参数（流量总）完成发动机各部件进出口截面参数（流量、总温、总压）的计算5）完成发动机总性能（推力、耗油率）的计算，并满足给定的要求（误差并满足给定的要求（误差±2%）2.题目：分排涡扇发动机，高度11km，马赫数0.8，标准大气条件下，发动机推力2500daN，耗油率耗油率0.6kg/（daN.h）二.设计参数1. 设计点参数设计点物性参数空气比热Cp：1.005KJ/Kg燃气比热Cpg：1.244KJ/Kg空气绝热指数k：1.42.发动机参数（资料参考）3.设计点飞行条件4.部件效率和损失系数高压轴机械效率：ηmH=0.98低压轴机械效率：ηmL=0.98高压涡轮相对冷气量：δ1=7%低压涡轮相对冷气量：δ2=1%飞机引气量：β=1%相对功率提取效率：相对功率提取系数：CT0=3三.循环参数的初步选取范围1.涵道比随着涵道比B的增加，当单位推力一定时，存在最佳涵道比，使sfc达到最小值，而T t4随涵道比单调增加，因此B过大或者过小会使sfc达不到要求，且B过大会使涡轮前温度超温，当单位推力较小时，sfc随B的变化曲线在附近较为平坦，因此减小B，并不严重增加sfc，但可使涡轮前总温T t4显著降低。

根据资料查得的发动机参数，初始可取涵道比B=6~12。

2.涡轮前温度根据现有涡轮材料和冷却技术水平，涡轮前温度最高能达到2200K，且在亚声速飞行时，涡轮前温度过高会使耗油率增加。

根据现有发动机参数，选取涡轮前温度。

3.风扇增压比风扇增压比一般随涵道比增加而降低，对于涵道比为B=6~10的涡扇发动机，一般取。

4. 总增压比π在给定涡轮前温度前提下，存在使单位推力达到最大值的最佳增压比，且随涡轮前温度提高而增大；存在使耗油率达到最小值的压气机最经济增压比。

北航《发动机I》在线作业三一、单选题（共19 道试题，共76 分。

）1. 活塞发动机的总工作容积越大,说明A. 进气量越大,功率越大B. 进气量越大,混合气越贫油C. 进气量越大,喷油多,发动机经济性越差D. 进气量越大,混合气越富油-----------------选择：A2. 航空活塞发动机停车时,通常采用:A. 切断燃油调节器供油B. 切断油箱供油C. 关断磁电机D. 关断总电源-----------------选择：A3. 四行程活塞发动机的做功行程是：A. 进气行程B. 压缩行程C. 膨胀行程D. 排气行程-----------------选择：C4. 下列航空发动机的性能中，影响飞机复飞性能的主要是：A. 发动机的可靠性B. 发动机的高空性C. 发动机的加速性D. 发动机的维护性-----------------选择：C5. 航空活塞发动机在实际使用中，什么时候要进行“烧电咀”的工作？A. 只在起飞前进行B. 只在停车前进行C. 只在长期小转速状态工作之后进行D. 上述三种情况下都要进行-----------------选择：B6. 航空活塞发动机滑油系统的主要功用是A. 只有润滑作用B. 润滑,散热和变距C. 加温燃油D. 只有变距作用-----------------选择：C7. 航空两大类型发动机是指：A. 涡喷和涡扇发动机B. 涡喷和涡桨发动机C. 涡桨和涡扇发动机D. 航空活塞和航空喷气发动机-----------------选择：D。

航空发动机原理大作业某涡轮喷气发动机参数设计班级：0207102姓名:吴吉昌学号：0207102132010年12月20日作业题目：在海平面、静止状态、标准大气条件、最大工作状态时，对有关涡喷发动机的F，SFC的要求如下表所示，它们均采用收敛喷管，Vcol为压气机出口处的相对引气量，Vr为涡轮中的相对回气量。

试选择有关参数，计算并画出Fs,SFC及Qma随兀k*(或T3*)的变化曲线，并确定满足性能要求的工作过程参数。

发动机 A B C D E FVcol 0.03 0.025 0 0.03 0 0Vr 0.02 0.02 0 0.02 0 0要 F dN>=求SFC Kg/dN.hr<= 2600 1250 700 2900 2650 2200 0.95 1.0 1.2 0.96 1.2 1.1本报告选定C组参数进行设计讨论MATLAB源程序：function [Fs,SFC,Qma,f]=LIANXI2(Pk*)T0=288.2;P0=1.0133e5;C0=0;F=7000;C=340.3;Hn=42900000; di=1;nm=0.99;Vcol=0;Vr=0;sb=0.97;dt=0.98;db=0.96;nt*=0.93;nk*=0.83;k=1.4;R=287.3;k’=1.33;R’=288;Cp=k*R/(k-1);Cp’=k’*R’/(k’-1);XH=(1250:10:1550);YH=[3137.5 3172.0 3206.8 3241.6 3276.8 3311.8 3346.9 3382.1 3417.5 3453.0 3488.7 3524.2 3560.0 3595.9 3632.0 3668.1 3704.2 3740.5 3777.0 3813.5 3850.2 3886.8 3923.5 3960.8 3997.4 4034.5 4071.3 4108.2 4245.2 4282.5 4219.7];Xh2=(350:10:850);Yh2=[350.5 360.6 370.7 380.8 390.9 401.4 411.1 421.3 431.5 441.7 451.9 462.1 472.3 482.6 492.9 503.2 513.5 523.8 534.1 544.5 554.9 565.3 575.7 586.2 596.6 607.1 617.6 628.2 638.8 649.3 660.0 670.6 681.3 692.0 702.7 713.4 724.2 735.0 745.9 756.7 767.6 778.5 789.4 800.3 811.6 822.2 833.2 844.2 855.2 866.2 877.2];Xh3=(1250:10:1550);Yh3=[1336.6 1348.4 1360.2 1372.1 1383.9 1395.8 1407.7 1419.6 1431.6 1443.5 1455.5 1467.4 1479.4 1491.3 1503.3 1515.3 1527.3 1539.2 1551.3 1563.2 1575.3 1587.2 1599.1 1611.0 1623.0 1635.0 1647.3 1659.5 1671.8 1684.1 1696.5];T3*=(1250:5:1550);M0=C0/C;T0*=T0*(1+(k-1)*M0^2/2);P1*=di*P0*(1+(k-1)*M0^2/2)^(k/(k-1));T1*=T0_;VTk*=T1**(Pk*^((k-1)/k)-1)/nk*;T2*=T1*+VTk*;P2*=P1**Pk*;P3*=P2**db;h3a*=interp1(Xh3,Yh3,T3*)*1000;h2a*=interp1(Xh2,Yh2,T2*)*1000;H3*=interp1(XH,YH,T3*)*1000;f=(h3a*-h2a*)./(sb.*Hn-H3*+h2a*);VTt*=Cp*VTk*./(Cp**(1-Vcol+f)*nm);T4*=T3*-VTt*;Pt*=(1-VTt*./(T3**nt*)).^(-k*/(k*-1));P4*=P3*./Pt*;P9*=P4**dt;a=P9*/P0;if(a>=1.85)P9=P9*./1.85;C9=(2*k’*R’*T4*./(k’+1)).^0.5;elseP9=P0;C9=(2*Cp’*T4**(1-P0./P9*).^((k’-1)/k’)).^0.5;endT9=T4*-C9.^2/2/Cp’;Fs=(1-Vcol+f+Vr).*(C9-C0./(1-Vcol+f+Vr)+R’*T9/C9*(1-P0./P9));SFC=3600*f*(1-Vcol)./Fs;Qma=F./Fs;[a1,b1,c1,d1]=LIANXI2(9);[a2,b2,c2,d2]=LIANXI2(10);[a3,b3,c3,d3]=LIANXI2(11);T3*=(1250:5:1550);figure(1)plot(T3*,a1,'g*',T3*,a2,'ko',T3*,a3,'bx');xlabel('T3*');ylabel('Fs');title('涡喷发动机性能参数Fs在Pk*一定时随T3*的变化情况'); figure(2)plot(T3*,b1,'g*',T3*,b2,'ko',T3*,b3,'bx');xlabel('T3*');ylabel('SFC');title('涡喷发动机性能参数SFC在Pk*一定时随T3*的变化情况'); figure(3)plot(T3*,c1,'g*',T3*,c2,'ko',T3*,c3,'bx');xlabel('T3*');ylabel('Qma');title('涡喷发动机性能参数Qma在Pk*一定时随T3*的变化情况'); figure(4)plot(T3*,d1,'g*',T3*,d2,'ko',T3*,d3,'bx');xlabel('T3*');ylabel('f');title('涡喷发动机性能参数f在Pk*一定时随T3*的变化情况'); 运行结果如下附图：飞行条件下兀k*、T3*对F s、SFC的影响根据以上计算结果图表，可以看出当压气机增压比一定的情况下，随着涡轮前温度的提高，单位推力和耗油率也随之提高,而空气流量随之降低，涡喷发动机的性能随着T3*的提高不断上升。

北航《发动机II》在线作业一
单选题多选题判断题
一、单选题（共4 道试题，共16 分。

）
1. 关于发动机参数指示两种说法：1）性能指示，也称主要指示；2）系统指示，称为次要指示，正确的是（）。

A. 1）正确
B. 2）正确
C. 1）、2）均正确
-----------------选择：C
2. 航空发动机的作用是（）
A. 航空器飞行的动力
B. 航空器飞行的能源
C. 航空器飞行的控制
-----------------选择：A
3. 影响理想循环功的因素不包括（）
A. 涡轮前燃气温度
B. 大气温度
C. 发动机增压比
D. 发动机热效率
-----------------选择：D
4. 离心式压气机叶轮分为单面叶轮和双面叶轮两种。

关于双面叶轮有以下说法：1）从两面进可以增大进气量；2）对于平衡作用在轴承上的轴向力也有好处。

A. 1）正确
B. 2）正确
C. 1）、2）均正确
-----------------选择：C
北航《发动机II》在线作业一
单选题多选题判断题
二、多选题（共10 道试题，共40 分。

）
1. 排气装置有（）等组成。

A. 尾喷管
B. 反推力装置
C. 消声装置
-----------------选择：ABC
2. 航空推进系统按其组成和工作原理分为（）
A. 直接反作用推进系统
B. 间接反作用推进系统
C. 其它。