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活塞式航空发动机

活塞式航空发动机

活塞式航空发动机+组成：活塞式航空发动机是一种往复式内燃机，通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。

主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。

工作原理：活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料，每一循环包括四个冲程，即进气冲程、压缩冲程、做功(膨胀）冲程、排气冲程。

在进气冲程，活塞从上死点运动到下死点，进气活门开放而排气活门关闭，雾化了的汽油和空气的混合气体被下行的活塞吸入气缸内。

在压缩冲程，活塞从下死点运动到上死点，进气活门和排气活门都关闭，混合气体在气缸内被压缩，在上死点附近，由装在气缸头部的火花塞点火。

在做功（膨胀）冲程，混合气体点燃后，具有高温高压的燃气开始膨胀，推动活塞从上死点向下死点运动。

在此行程，燃烧气体所蕴含的内能转变为活塞运动的机械能，并有连杆传给曲轴，成为带动螺旋桨转动的动力。

在排气冲程，活塞从下死点运动到上死点，排气活门开放，燃烧后的废气被活塞排出缸外。

当活塞到达上死点后，排气活门关闭，此时就完成了四个冲程的循环。

为满足功率要求，航空发动机一般都是由多气缸组合构成，多个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转动以产生足够动力。

缸体的数量和布置形式多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调，不能在运动中互相牵制。

活塞式发动机的运转速度很高，气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。

高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高，因此必须配备冷却系统。

最早活塞发动机上采用液体冷却，在发动机外壳内有散热套，具有一定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。

液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相应的管路系统等，结构复杂而笨重，因此后来采用气体冷却系统。

气冷式发动机气缸以曲轴为中心，排成星形，气缸外面有很多散热片，飞行时产生的高速气流将气缸壁的热量散去，达到冷却目的。

辅助系统： 进气系统：进气系统内常装有增压器来增大进气压力，以此改善高空性能。

燃料系统：燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。

航空活塞发动机

航空活塞发动机

优化点火时间
通过调整点火时间，使燃 油在最佳时机点燃，提高 燃烧效率。
冷却系统优化
采用先进的散热技术
通过采用更高效的散热器和其他散热技术，降低活塞发动机的温度，提高其可 靠性。
优化冷却气流
通过调整冷却气流的方向和速度，使活塞发动机的冷却更加均匀和有效。
燃油效率提升
采用燃油直喷技术
通过将燃油直接喷入汽缸内部，提高燃油的利用率和燃烧效率。
技术挑战
高压比
活塞发动机的压比是有限的，因为过高的压缩比会导致爆 燃和不正常燃烧等问题。因此，提高活塞发动机的性能的 同时还需要解决高压比带来的问题。
高温与高压
活塞发动机在高温和高压力下运行，这会导致材料疲劳和 性能下降等问题。因此，需要研发具有更高耐温能力和抗 疲劳性能的材料。
燃油经济性
尽管活塞发动机的燃油经济性已经得到了很大提升，但是 还需要进一步降低油耗，提高活塞发动机的经济性。
气缸
是发动机的基本组成之一，用于封闭气体的空间，通常由铸铁或铝合金制成。活塞在气缸内来回运动，吸入和压 缩气体，推动曲轴转动。
活塞
是发动机的关键部件之一，它在气缸内来回运动，通过改变气体的压力和体积来产生动力。活塞通常由铸铁或铝 合金制成，表面覆盖有耐磨材料。
气阀与气门机构
气阀
是控制气体进入和排出气缸的部件，通常由金属材料制成，表面覆盖有耐磨材料。气阀由弹簧和凸轮 机构驱动，控制气体的进出。
05
03
可靠性
衡量活塞发动机在长时间运行下的稳 定性，与发动机的维护和零部件的可 靠性有关。
04
噪音水平
衡量活塞发动机产生的噪音，与发动 机的设计、运转速度和排气系统等有 关。
燃烧优化
01

【doc】活塞式航空发动机功率修正公式

【doc】活塞式航空发动机功率修正公式

活塞式航空发动机功率修正公式第5卷i990正第3期7月r航空动力JournalotAerospacePowerV o1.5July.No.31990活塞式航空发动机功率修正公式南华动力机械研究所陆志英一,新公式和两种广泛使用着的老公式在发动机出厂前的检验性试车和台架持久性考核试车时,需要足够准确而简便的功率修正公式.然而各国的功率修正公式,有的误差较大,有的又较繁杂.作者为此进行了研究,提出一种新的简化公式(1),并列出苏联公式(2)[英国公式(3)0进行比较.=Po(500-F)/515(1一x~)po(1)Pd=P.(500-F)[1-F0.002625(~一^)]/515(1一^)(2)=(Po-I-PD(J】lf.一~IR)I[I+(L一)](1一曲)(.一/)一(3)式中P为功率(kw),为进气温度(℃),^为水蒸汽分压/大气压力,,为大气压力(kPa), 口和为温度和湿度修正系数(表1),z为空燃比.衰l量度任正系数和湿度恪正系数空气,燃油比9lOlJJ2J3l4l5l6盂c(×l0一)167JBJ12072l622●2262282.15J.80J.5●1.32J.J8J.071.02J.00p一排气背压(kPa),进气压力(kPa),活塞压缩比,r一增压器增压比,一增压器常数,Ⅳ一曲轴转速(rpm),一气缸直径(mm),卜活塞行程(mm),口一气缸数.下标"."表示仅修正了仪表误差之后的观测状态."c表示修正到要求的大气条件之后的校准状态.","表示磨擦.=27×10N:~Zl,当燃油流量不变时zI—z,/(1一^),J】lf一r,Mo=,当L>时~o:ro/(1-FI(一L)],当<图l进气压力与进气温度关系圄时r=/[J+I(L—L)],A=MjMo,增压纯空气的发动机时见图l,增压油气混合物时,取=l,因为I≈0.以上三种功率修正式均针对节气门全开的工况而言.节气门未全开而能保持进气压力不变的诸工况,若需修正其功率,只需再乘一项即可.二,新修正式之优点1.简单这从比较修正式的外形即可断定.现说明简化的内容和理由如下本文于l989年JO月收刊.航空动力第s卷(1)略去摩攘功率因为太气条件主要通过t和影响一,在试车台上和实际变化幅度很小,故在出厂前的检查性试车和台架持久性考核试车时,完全可以略击.(2)式亦未用(3)式虽然认为P,与P.同步变化,但也认为同M无关,则实际上自相矛盾.(2)略去排气背压,不论有无涡轮增压器,指的是捧气管通大气出VI处压力.试车台上该管段短粗,十分接近于,.其它条件不变时,.c,,即=叩.由(3)式含的项:(一/o/R)/(M.一V'o/n)=(√^f.)(I—I/m)/(I—I/rR)一^f'/.=po/~o此结果表明在(3)式里,实际上不影响P,或者影响极徽.只有当也不变而改变时,P才会改变.如飞机在发动机某工况的临界高度以下升降而保持该工况时t功率将随飞机的升降而增减.同理,在地面试车而发动机在巡航功率工作时,也会出现不变而P有变化的情况.由于同一地点偏离的最大值不易超过士I.5kPa,由(2)式可知此时P.偏离尸. 不超过0.4.可见在出厂试车和持久试车时可以略去的影响.在地面测定发动机高度特性时,当然不能忽略的影响.可用因式(1+0.002625(一)]修正口].2.准确性较高(1)式可缩小功率差别,大幅度提高修正准确性(表2)原因如下衰2同一台发动机在同一个试车台用同一套螺旋桨,设备和仪衰实验的结纂太气条件发动机温度(℃)功率(kw)试验气缸(缸号)P.tp精H期Po0)(i)缸温(℃)(-【P)油最高最低式式謦正8801202.40.007i0o.$5765l90(i)J60(6)1l_22i.49029i,0296.1297.5296.2她oB2427.OO.028lOO.SO黔6O215(1)2OO(B)I1.52l|4lSO2B7.5291.2296.2 890309J6.J0.01lJoJ.7602S60i95(9)i75(7)Ii.21J.4902844290.3嗽.329S.3注t三擞试验节气为均全开,转连不变.880824的,.特别小是气缸程度特别高之赦.气缸惨正是以最热的气缸为准?将温度修正到J9s℃,尉三次试验的^值十分接近.(根据滔试,气缸温度每上升l0℃?Po平均下降m85)(1)考虑了湿度对气缸内混合气燃烧结果的影响高温地区夏季的j可达0.04.当^>0.015时,燃气压力将有实质性的下降,也就降低了指示功率[.].起飞和最大连续状态下^可以影响功率值达2,故应考虑.(2)避免了考虑摩擦功率可能带来的误差发动机试车时,在既定工况下,若滑油进油温度也不变,则只有大气条件可能影响摩擦功率.不过只能影响与活塞上气体力有关的那一部分.其影响的程度如何?众说不一,而且与不同的型号结构有关.由于情况十分复杂,故而与其含糊地修正摩擦功率而造成误差,不如不理会反而误差小些.一BCAR中计算式的常数项(2.7X10.)属特征系数,而不同型号发动机的此系数甚至可以相差25以上)通用于各种型号的发动机,也是很粗略的.否则可以理解为竹与无关但是(3)式显然认为同有着成正比例的关系,因分母里的,',z,h,和都影响加.这样,BCAR的规定不仅在理论上自相矛盾,而且由于计算式很粗略如实际大气条件偏离标准大气条件较多,则考虑将使功率修正过度而造成不应有的误差.故本文提出的新修正式补充了苏联公式的不足,避免BCAR公式的误差,使用简便.但还可研究改进.例如探讨气缸温度对功率的影响和摩擦功率的精确修正等课题,尚待深入.参考文献[J]航空发动机手册,国防工业出版社,1956年.[2]荚国民航适札要求(DCAR)C2—3及其酣录.1981年.[3]朱民光,航空发动机厂内试验.中国科学图书仪器公司,1954年.【']空气程蛊对同一种煤樯与空气1昆台物燃烧的影响.1航空技术'.1984年弟j 期.。

航空活塞发动机分类组成工作原理

航空活塞发动机分类组成工作原理
离心式增压器
离心式增压器
废气涡轮增压发动机
该系统增压器由废气涡轮驱动，故称为涡轮增压器。 废气涡轮安排在活塞式发动机的排气道中，由汽缸排出的废气经排气道通过涡轮膨胀作功后再排放到大气中。废气涡轮所作的功，通过涡轮和离心式增压器的连接轴传到增压器，使进入增压器的空气增压。这种增压系统也叫做外部驱动的增压系统。 通过废气涡轮的废气 流量决定了涡轮的功率， 涡轮输出的功率大小决定 了增压器使气体升压的高 低。故改变增压器的增压 比是通过控制废气流量来 实现。
01
02
第五节 气缸中的燃烧
故当a=1时，r=0.067，此为恰当油气比。
油气比
理论空气量；对航空汽油， L理为14.9kg。 2C8H18+25O2->16CO2+18H2O a=L实/L理 贫、富油
余气系数
1
具体发动机的全称
2
例：运五飞机上的活塞五型航空活塞式发动机，其全称？
2.航空活塞式发动机的组成
基本组件：活塞、曲轴、连杆、气缸、进排气门和火花塞等。 活塞：活塞在气缸中往复运动。其顶面和气缸头的内表面之间的空间是燃烧室。活塞上装有数个弹性很强的活塞环，又称涨圈，其作用是是防止燃烧室内的高温高压燃气向外泄漏，并防止滑油从外部进入燃烧室。
D
由于爆燃产生的局部高压突然作用在活塞上，使连杆、曲轴系统遭受强烈冲击，易于造成损坏;
E
发动机功率大大减小，经济性大大下降。
第五节 气缸中的燃烧
影响爆燃的因素 1.燃料的影响： 辛烷数(亦称奥克坦数)和级数—对应贫油和富油工作状态下燃料的抗爆性。 辛烷数指异辛烷和正庚烷所组成的混合物中异辛烷所占的体积分数。 级数指在不发生爆燃的情况下，发动机使用该种汽油工作所能达到的最大平 均指示压力与使用纯异辛烷工作所能达到的最大平均指示压力的百分比。 2.发动机结构的影响： 压缩比、气缸尺寸、燃烧室形状、火花塞的数目和安放位置与气缸头和活塞的材料等。 3.发动机工作状况的影响： 进气压力、进气温度、气缸头温度、发动机转速和提前点火角等。

航空活塞发动机研究报告

航空活塞发动机研究报告

航空活塞发动机研究报告航空活塞发动机是一种常见的航空发动机，它采用活塞往复运动的方式将燃油燃烧产生的能量转化为机械能，从而驱动飞机前进。

本文将从发动机的结构、工作原理、性能特点等方面进行介绍。

航空活塞发动机的结构主要由气缸、活塞、连杆、曲轴等部件组成。

其中，气缸是发动机的主体部分，它通过活塞与燃烧室相连，将燃油燃烧产生的高温高压气体转化为机械能。

活塞则是气缸内的运动部件，它通过连杆与曲轴相连，将往复运动转化为旋转运动。

连杆则是连接活塞和曲轴的部件，它的长度和角度决定了发动机的行程和转速。

曲轴则是发动机的输出轴，它将连杆的旋转运动转化为飞机的推进力。

航空活塞发动机的工作原理是将燃油和空气混合后，通过火花塞点火燃烧产生高温高压气体，从而推动活塞往复运动。

具体来说，发动机的工作循环包括四个阶段：进气、压缩、燃烧和排气。

在进气阶段，发动机通过进气门将空气吸入气缸内；在压缩阶段，活塞向上运动将空气压缩至高压状态；在燃烧阶段，火花塞点火将燃油燃烧产生高温高压气体；在排气阶段，活塞向下运动将废气排出气缸外。

航空活塞发动机的性能特点主要包括功率、燃油消耗率、可靠性等方面。

功率是发动机的输出能力，它决定了飞机的速度和载重能力。

燃油消耗率则是发动机的燃油利用效率，它对飞机的航程和经济性有着重要影响。

可靠性则是发动机的稳定性和耐久性，它决定了飞机的安全性和使用寿命。

航空活塞发动机是一种重要的航空发动机，它通过活塞往复运动将燃油燃烧产生的能量转化为机械能，从而驱动飞机前进。

发动机的结构、工作原理、性能特点等方面都需要进行深入研究，以提高发动机的性能和可靠性，为航空事业的发展做出贡献。

活塞式航空发动机

活塞式航空发动机

活塞式航空发动机+组成:活塞式航空发动机就是一种往复式内燃机,通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。

主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门与排气活门等组成。

工作原理:活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料,每一循环包括四个冲程,即进气冲程、压缩冲程、做功(膨胀)冲程、排气冲程。

在进气冲程,活塞从上死点运动到下死点,进气活门开放而排气活门关闭,雾化了的汽油与空气的混合气体被下行的活塞吸入气缸内。

在压缩冲程,活塞从下死点运动到上死点,进气活门与排气活门都关闭,混合气体在气缸内被压缩,在上死点附近,由装在气缸头部的火花塞点火。

在做功(膨胀)冲程,混合气体点燃后,具有高温高压的燃气开始膨胀,推动活塞从上死点向下死点运动。

在此行程,燃烧气体所蕴含的内能转变为活塞运动的机械能,并有连杆传给曲轴,成为带动螺旋桨转动的动力。

在排气冲程,活塞从下死点运动到上死点,排气活门开放,燃烧后的废气被活塞排出缸外。

当活塞到达上死点后,排气活门关闭,此时就完成了四个冲程的循环。

为满足功率要求,航空发动机一般都就是由多气缸组合构成,多个缸体同时工作带动曲轴与螺旋桨转动以产生足够动力。

缸体的数量与布置形式多种多样,但不管就是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调,不能在运动中互相牵制。

活塞式发动机的运转速度很高,气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。

高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高,因此必须配备冷却系统。

最早活塞发动机上采用液体冷却,在发动机外壳内有散热套,具有一定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。

液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器与相应的管路系统等,结构复杂而笨重,因此后来采用气体冷却系统。

气冷式发动机气缸以曲轴为中心,排成星形,气缸外面有很多散热片,飞行时产生的高速气流将气缸壁的热量散去,达到冷却目的。

辅助系统:进气系统:进气系统内常装有增压器来增大进气压力,以此改善高空性能。

燃料系统:燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。

航空活塞式发动机

航空活塞式发动机

2023-11-06contents •活塞式发动机概述•活塞式发动机的结构•活塞式发动机的性能•活塞式发动机的设计与分析•活塞式发动机的发展趋势与挑战•活塞式发动机的应用场景与案例分析目录01活塞式发动机概述活塞式发动机是一种往复式内燃机，通过在汽缸中燃烧燃料产生动力，推动活塞往复运动，从而驱动飞机飞行。

定义活塞式发动机具有结构简单、可靠性高、使用维护成本低等优点，但在飞行速度和效率方面相较于涡轮发动机存在局限。

特点定义与特点活塞从汽缸顶部开始运动，吸气口打开，空气被吸入汽缸中。

吸气活塞向下运动，空气被压缩。

压缩燃料在压缩后的空气中燃烧，产生高温高压气体。

燃烧活塞向上运动，高温高压气体推动活塞向上运动，带动曲轴转动，将动力输出。

排气活塞式发动机的工作原理使用汽油作为燃料，适用于低速小型飞机。

活塞式发动机的类型50系列发动机使用航空煤油作为燃料，适用于中速小型飞机。

60系列发动机使用航空汽油作为燃料，适用于高速小型飞机。

70系列发动机02活塞式发动机的结构气缸气缸是活塞式发动机的核心部件，用于封闭气室，并承受气体的压力。

活塞活塞在气缸中来回运动，将气体压力转化为旋转动力。

气缸与活塞气阀控制气体的流入和流出，确保发动机的运转。

燃烧室燃油和空气混合后在此处燃烧，产生高温高压气体推动活塞运动。

气阀与燃烧室燃油系统与点火系统燃油系统提供燃油，并确保燃油在正确的时间和地点进入燃烧室。

点火系统产生电火花，点燃混合气体，产生爆炸推动活塞。

冷却系统与润滑系统冷却系统防止发动机过热，确保其正常运转。

润滑系统提供润滑油，减少活塞和气缸之间的摩擦。

03活塞式发动机的性能活塞式发动机的功率通常以马力（hp）或千瓦（kW）为单位来衡量。

一般来说，活塞式发动机的功率取决于其气缸数量、冲程数和活塞面积等参数。

同时，发动机的转速也会对其功率产生影响。

扭矩扭矩是活塞式发动机产生旋转力量的能力，通常以牛顿米（Nm）为单位来衡量。

活塞式发动机的扭矩取决于其气缸数量、冲程数和活塞面积等参数，以及发动机的转速和油门设置。

航空活塞发动机研究报告

航空活塞发动机研究报告

航空活塞发动机研究报告引言：航空活塞发动机是航空领域中重要的动力设备，广泛应用于飞机和直升机等航空器中。

本报告旨在对航空活塞发动机进行深入研究，探讨其工作原理、性能特点和发展趋势，为航空领域的技术进步和发展提供参考。

一、工作原理航空活塞发动机是一种内燃机，通过燃烧燃料产生高温高压气体，利用活塞的往复运动转化为机械能。

其工作原理主要包括四个过程：吸气、压缩、燃烧和排气。

在吸气过程中，活塞向下运动，气缸内形成负压，进气门打开，新鲜空气进入燃烧室；在压缩过程中，活塞向上运动，将进入燃烧室的空气压缩成高压气体；在燃烧过程中，喷油器向燃烧室喷入燃料，通过火花塞的点火点燃混合气体，产生高温高压气体；最后，在排气过程中，活塞再次向下运动，将燃烧后的废气排出。

二、性能特点1. 高效性能：航空活塞发动机以其高效的能量转化率而闻名。

通过优化设计和改进技术，可以实现更高的燃烧效率和动力输出。

2. 轻量化设计：航空活塞发动机在结构设计上采用轻量化材料和零部件，以降低整机重量，提高飞行性能和燃油效率。

3. 可靠性和耐久性：航空活塞发动机在设计和制造过程中，注重每个细节，确保零部件的质量和可靠性。

经过严格测试和验证，确保其在恶劣环境下的稳定运行和长寿命。

4. 适应性强：航空活塞发动机可以适应不同的航空器和工况要求。

通过调整设计参数和控制系统，可以满足不同飞行高度、速度和负载要求。

5. 可持续发展：随着环保意识的提高，航空活塞发动机在减少废气排放和降低噪音方面也取得了显著进展。

采用先进的燃烧技术和降噪措施，减少对环境的影响。

三、发展趋势1. 高温材料应用：为了提高发动机的效率和性能，航空活塞发动机将采用更多的高温材料，如镍基合金和陶瓷材料，以提高发动机的工作温度和压力。

2. 先进的燃烧技术：航空活塞发动机将采用更先进的燃烧技术，如超音速燃烧和涡流燃烧，以提高燃烧效率和减少废气排放。

3. 智能化控制系统：随着科技的发展，航空活塞发动机将采用更智能化的控制系统，实现对发动机运行状态的实时监测和控制，提高发动机的安全性和稳定性。

第二章航空活塞式发动机

第二章航空活塞式发动机
润滑系统的功用，是使数量足够、粘度适当的滑油循环不 断地流进各摩擦面之间，进行润滑和散热。
（一）润滑系统的基本组成及工作情形
组成：滑油箱、滑油滤、滑油泵、收油池、滑油散热器、 冲淡开关和检查润滑系统工作情况的仪表等。
工作情形： 滑油箱内，滑油→被滑油泵抽出→进油泵内加压→油滤→ 发动机，润滑运动部件→收油池→回油泵将滑油抽出→滑 油散热器→滑油箱
对于带汽化器的增压式航空活塞式发动机， 进气压力是指混合气分布室内混合气的压 力。
进气压力增大，发动机功率增大；反之， 发动机功率减小。
可以通过推、收油门改变进气压力。 进气压力表指示。
（二）发动机转速
发动机转速是指曲轴每分钟的转数。 发动机转速增大，发动机功率增大；反之，
功率减小。
（三）余气系数
1）桨叶迎角（α 桨）： α 桨 是合速度方向与桨弦之间的夹角，它随着桨叶角
（ φ ）、飞行速度（V）和切向速度（U）[ 即转速（n）] 的变化而变化。
桨
r
tg 1
V
2rn
2）桨叶迎角随速度的变化：
转速（U）和桨叶迎角一定：速度越大，α桨 越小； 速度越小，α桨 越大。
3）桨 叶 迎 角 随 切 向 速 度 的 变 化
三、混合气过分贫油、过分富油燃烧
过度富油的现象和危害： 1. 发动机功率减小，经济性变差 2. 气缸内部积炭 3. 气缸头温度降低 4. 排气管冒黑烟和“放炮” 5. 发动机振动
第二节 评定航空活塞式发动机性能 的主要参数
一、发动机功率 影响发动机功率的主要因素有进气压力、 转速和余气系数。
（一）进气压力
二、航空活塞式发动机的工作原理
2.压缩行程 作用：将进入气缸的混合气进行压缩，以

航空活塞发动机

航空活塞发动机
特点
结构简单、可靠性高、成本低， 适合中小型航空器和轻型飞机使 用。
工作原理
工作过程
空气经进气门进入气缸，与燃油 混合后燃烧产生能量，推动活塞 往复运动，通过连杆和曲轴将旋 转运动传递到螺旋桨或涡轮上，
从而产生推力。
燃油系统
燃油经燃油泵加压后，通过喷油 嘴喷入气缸，与空气混合后燃烧
。
点火系统
点火线圈产生的高压电击穿火花 塞间隙，使燃油燃烧。
功率
航空活塞发动机的功率是指发动机在 单位时间内所做的功，通常以马力（ hp）或千瓦（kW）表示。功率决定 了发动机能够提供的推力大小和飞机 的最大飞行速度。
推力
推力是航空活塞发动机产生的作用力 ，用于推动飞机前进。推力的大小取 决于发动机的功率和转速。
燃油消耗率
• 燃油消耗率：燃油消耗率是指发动机在单位时间内消耗的 燃油量，通常以克/马力小时或克/千瓦小时表示。燃油消 耗率决定了飞机的航程和续航时间，低燃油消耗率意味着 更长的航程和更经济的运行成本。
进气与排气系统
进气系统的主要作用是向气缸内提供清洁、干燥的空气， 保证燃料的充分燃烧。
排气系统的主要作用是将燃烧后的废气排出气缸，并降低 废气的温度和压力。
03
航空活塞发动机的工作流程
吸气阶段
01
02
03
吸气阶段
在吸气阶段，活塞从上止 点移动到下止点，进气门 打开，空气被吸入气缸。
温度和压力变化
燃烧阶段
燃烧阶段
在燃烧阶段，火花塞产生电火花 ，点燃气缸内的可燃混合气。
化学反应
点燃混合气后，发生剧烈的化学反 应，产生高温高压的燃气。
推动活塞运动
燃气产生的压力推动活塞向下运动 。
膨胀阶段

第二章 航空活塞式发动机讲诉

第二章 航空活塞式发动机讲诉

现代航空活塞式发动机都采取利用高压电产生电火花的方 法来点燃混合气。 点火系统的功用，是产生高压电，并按点火次序将高压电 输往各气缸去点燃混合气。 点火系统由磁电机、电嘴、起动线圈、磁电机开关和控制 电门等组成。
四、冷却系统的组成及工作原理

冷却系统的功用，是保持发动机温度在适当范围内，以保 证发动机正常工作。 分类：气冷式、液冷式
第二章 航空活塞式 发动机
第一节 航空活塞式发动机的组成和 工作原理
一、航空活塞式发动机的基本组成 主要机件 工作系统
（一）主要机件

航空活塞式发动机 的主要机件包括气 缸、活塞、连杆、 曲轴、机匣和气门 机构等。
二、航空活塞式发动机的工作原理
活塞移动有两个极限位置：上死点和下死 点。 上死点和下死点之间的距离，叫做活塞行 程。
贫油混合气 理论混合气 富油混合气
B 1 B 1 B 1
三、混合气过分贫油、过分富油燃烧
过渡贫油的现象和危害： 1. 发动机功率减小，经济性变差 2. 排气管发出短促而尖锐的声音 3. 气缸头温度降低 4. 汽化器回火 5. 发动机振动
三、混合气过分贫油、过分富油燃烧
过度富油的现象和危害： 1. 发动机功率减小，经济性变差 2. 气缸内部积炭 3. 气缸头温度降低 4. 排气管冒黑烟和“放炮” 5. 发动机振动

（二）发动机转速 发动机转速是指曲轴每分钟的转数。 发动机转速增大，发动机功率增大；反之， 功率减小。

（三）余气系数

余气系数为0.85时，混合气燃烧最快，发动机 功率最大；余气系数大于或小于这个值，发动 机功率均减小。
二、燃油消耗率

发动机每小时所消耗的燃油的重量叫做燃油消 耗量。 发动机经济性的好坏，是以燃油消耗率的大小 为标志的。 发动机产生1马力的功率，在1小时内所消耗 的燃油的重量叫做燃油消耗率，用sfc表示。

活塞式发动机

活塞式发动机

活塞式航空发动机（aircraft piston engine）1、概念：往复式发动机也叫活塞发动机，是一种利用一个或者多个活塞将压力转换成旋转动能的发动机。

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。

本身不能产生推力，只能从轴上输出功率带动螺旋桨，由螺旋桨产生推力，所以螺旋桨称为推进器。

活塞式发动机(热机)加螺旋桨（推进器）称为活塞式动力装置。

最常用的往复式发动机是利用汽油或者柴油燃料产生压力的。

通常都不止一个活塞，每个活塞都在气缸内，燃料－空气混合物被注入其内，然后被点燃。

热气膨胀，推动活塞向后运动。

活塞的这种直线运动通过连杆和曲轴转换成圆周运动。

这种发动机经常被通称为内燃机，尽管内燃机并不必须包括活塞。

现在的利用并不是很多，水蒸气是另一种叫做蒸气式发动机的往复式发动机的能源。

这种情况下是利用非常高的蒸气压力来驱动活塞。

蒸气能的大部分利用中，活塞发动机已经被更为高效的涡轮机所取代，由于要求有更高的力矩活塞已经更多的运用到轿车领域中。

2、工作原理：活塞式航空发动机是一种4冲程、电嘴点火的汽油发动机。

曲轴转动2圈,每个活塞在汽缸内往复运动4次,每次称1个冲程。

4个冲程依次为吸气、压缩、膨胀和排气,合起来形成1个定容加热循环（见工程热力学）。

发动机热效率与压缩比和燃烧后工质(工作介质)温度有关。

过大的压缩比会使工质的压力和温度过高,燃油可能在未被电嘴点火前就自动燃烧并形成爆震波（见燃烧学），引起汽缸局部过热和增大零件负荷，降低发动机的可靠性。

提高汽油的辛烷值（见航空燃油）是提高压缩比、防止爆震的有效措施。

航空汽油的辛烷值一般在100以上。

每个汽缸能发出的功率受到工质温度的限制。

第8章 航空活塞式发动机的性能

第8章 航空活塞式发动机的性能

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飞机发动机
第一节 发动机的主要性能
影响发动机有效功率的因素 发动机转速：在使用转速范围内，有效功率随发动机转速增加而增加: 进气压力和温度：进气压力增加或进气温度降低有效功率增加，进气压力降 低或进气温度升高有效功率减少; 大气压力和温度：大气压力和温度的影响表现在随飞行高度的增加，发动机 的有效功率逐渐减小，增压式发动机的有效功率随高度增加而减小的速度要 比吸气式发动机的大;
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Flying College of BinZhou University
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飞机发动机
第一节 发动机的主要性能
经济性 1.机械效率：发动机的有效功率与指示功率之比。
2.有效效率：发动机在每一个工作循环中所作的有效功和该循环中所 加燃料的理论发热量之比。
3.单位燃料消耗率：每产生单位功率每小时所消耗的燃料质量。
影响单位油耗的主要因素
余气系数：a=1.05-1.10时，单位油耗最低，a偏离此范围时，单位 油耗将增大。
机械损失：机械损失越小，燃料的利用率越高，单位油耗越低。 吸气式发动机的单位油耗一般为0.21-0.23k(HP.h)，即0.280.31kg/(kW.h);增压式发动机的单位油耗一般为0.26一0.32 kg/(HP.h)，即0.35-0.43 kg/(kW.h)。
2.指示功率：单位时间内整个发动机所作的指示功。
3.机械损失与摩擦功率
摩擦损失 进、排气损失 摩擦功率 =机械损失（吸气式发动机）
附件耗功
增压器耗功+摩擦功率=机械损失（增压式发动机）

m15活塞发动机-19页word资料

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活塞式发动机笔试1．四行程活塞式发动机，在哪个或哪几个行程两个气门同时打开？Ａ、排气行程。

Ｂ、进气行程。

Ｃ、膨胀行程和进气行程。

Ｄ、排气行程和进气行程。

2．如一台冲程为６英寸的发动机在2000转／分工作，气缸内活塞的运动将：Ａ、在上死点附近速度最大。

Ｂ、在曲轴转动360°整个期间速度不变。

Ｃ、在上死点后90°速度最大。

Ｄ、平均约60公里／小时。

3．由下列给出的气门定时数据，求出进气门和排气门同时关闭的曲轴所转动的角度，上死点前15°进气门打开，下死点前70°排气门打开，下死点后45°进气门关闭，上死点后10°排气门关闭。

Ａ、610°。

Ｂ、290°。

Ｃ、245°。

Ｄ、25°。

4．某型四行程发动机，在上死点前28°点火，进气门在上死点前15°打开，问自点火后到进气门打开，曲轴转动了多少角度？Ａ、707°。

Ｂ、373°。

Ｃ、347°。

Ｄ、13°。

5．使用螺旋桨减速器的主要优点是：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。

6．一些发动机的进气门和排气门设计成开启重叠，其目的是：Ａ、使发动机能在较高的转速工作。

Ｂ、能使用一个四凸峰的凸轮盘。

Ｃ、易于起动。

Ｄ、提高容积效率。

7。

航空活塞式发动机最大压缩比的限制值取决于下面的几个因素 ? (1)所用汽油的抗爆性能。

(2)发动机的最大转速。

(3)进气压力。

(4)发动机的机械效率。

Ａ、１个。

Ｂ、４个。

Ｃ、２个。

Ｄ、３个。

8．四行程活塞式发动机五个工作过程次序为：Ａ、进气、点火、压缩、膨胀做功、排气。

Ｂ、进气、膨胀做功、压缩、点火、排气。

Ｃ、进气、压缩、燃烧、膨胀做功、排气。

活塞式发动机优秀文档

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活塞式航空发动机+
组成：
活塞式航空发动机是一种往复式内燃机，通过带动螺旋桨高速转动而产生推力。

主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门和排气活门等组成。

工作原理：
活塞式航空发动机一般用汽油作为燃料，每一循环包括四个冲程，即进气冲程、压缩冲程、做功(膨胀）冲程、排气冲程。

在进气冲程，活塞从上死点运动到下死点，进气活门开放而
排气活门关闭，雾化了的汽油和空气的
混合气体被下行的活塞吸入气缸内。

在
压缩冲程，活塞从下死点运动到上死点，
进气活门和排气活门都关闭，混合气体
在气缸内被压缩，在上死点附近，由装
在气缸头部的火花塞点火。

在做功（膨
胀）冲程，混合气体点燃后，具有高温
高压的燃气开始膨胀，推动活塞从上死
点向下死点运动。

在此行程，燃烧气体
所蕴含的内能转变为活塞运动的机械能，
并有连杆传给曲轴，成为带动螺旋桨转
动的动力。

在排气冲程，活塞从下死点
运动到上死点，排气活门开放，燃烧后的废气被活塞排出缸外。

当活塞到达上死点后，排气活门关闭，此时就完成了四个冲程的循环。

为满足功率要求，航空发动机一般都是由多气缸组合构成，多个缸体同时工作带动曲轴和螺旋桨转动以产生足够动力。

缸体的数量和布置形式多种多样，但不管是哪种布置形式都必须保证活塞运动与曲轴运动的协调，不能在运动中互相牵制。

活
塞
式发动机的运
转速度很高，气缸内每秒钟要点火燃烧几十次。

高温高压的工作条件使得气缸壁温度很高，
因此必须配备冷却系统。

最早活塞发动机上采用液体冷却，在发动机外壳内有散热套，具有
一定压力的冷却液在套内循环流动带走热量。

液体冷却系统因包括水箱、水泵、散热器和相应的管路系统等，结构复杂而笨重，因此后来采用气体冷却系统。

气冷式发动机气缸以曲轴为中心，排成星形，气缸外面有很多散热片，飞行时产生的高速气流将气缸壁的热量散去，达到冷却目的。

辅助系统：
进气系统：进气系统内常装有增压器来增大进气压力，以此改善高空性能。

燃料系统：燃料系统由燃料泵、汽化器或燃料喷射装置等组成。

燃料泵将汽油压入汽化器，汽油在此雾化并与空气混合进入气缸。

点火系统：点火系统由磁电机产生的高压电在规定的时间产生电火花，将气缸内的混合气体点燃。

冷却系统：发动机内燃料燃烧时产生的热量除转化为的动能和排出的废气所带走的部分内能外，还有很大一部分传给了气缸壁和其他有关机件。

冷却系统的作用就是将这些热量散发出去，以保证发动机正常工作。

启动系统：将发动机发动起来，需要借助外来动力，通常用电动机带动曲轴转动使发动机启动。

定时系统：定时系统是由曲轴带动凸轮盘推动连杆和摇臂，定时将进气活门和排气活门开启和关闭的系统。

主要性能指标：
活塞式发动机的主要要求是重量轻、功率大、尺寸小和耗油省等，因此活塞式发动机的主要性能指标有以下几个：
发动机功率：
发动机可用于驱动螺旋桨的功率称为有效功率。

功率重量比：
4缸水平对置 6缸V 形布置 2缸水平对置
发动机提供的功率和发动机重量之比。

功率重量比越大，越有利于改善飞机的飞行性能。

燃料消耗率：
燃料消耗率（耗油率）是衡量发动机经济性的一项指标。

一般定义为产生1KW功率在每小时所消耗的燃料的质量。

活塞发动机的发展在二战期间达到了顶峰，飞机喷气化以后用得越来越少。

在1000m
高度上，816km/h的飞行速度已是活塞发动机的极限飞行速度。

由于活塞发动机功率小，重量大，外形阻力大，螺旋桨高速旋转时效率低，且桨尖易产生激波，因此战后随着涡轮喷气、涡轮螺桨和涡轮风扇发动机的发展，它逐渐退出了大中型飞机领域。

尽管活塞式发动机有如上致命弱点。

但是对低速飞机而言，它具有喷气式发动机无可比拟的优点，即效率高、耗油率低和价格低廉等。

另外，由于燃烧较完全，对环境的污染相对较小，噪音也比喷气发动机小。

因此，目前活塞式发动机在小型低速飞机上，如小型公务机、农业飞机、支线和一些小型多用途运输机（森林灭火、搜索、救援和巡逻等），仍被广泛地采用。