1.（）是将化学能转变为热能，推动涡轮做功的部件。
A.进气道
B.压气机
C.燃烧室
D.涡轮
正确答案:C
试题解析:燃烧室是将化学能转变为热能，推动涡轮做功的部件。
2.燃烧室常见故障不包括（）。
A.高温应力引起的故障
B.机械振动引起的故障
C.外来物打伤
D.积碳、热腐蚀引起的故障
正确答案:C
试题解析:外来物打伤不是燃烧室故障，多为压气机故障。
3.燃烧室性能要求不包括（）。
A.点火可靠
B.燃烧稳定
C.尺寸大，结构复杂
D.燃烧完全
正确答案:C
试题解析:燃烧室性能要求结构简单，尺寸小。
4.燃烧室组成不包括（）。
A.扩压器
B.火焰筒
C.喷嘴
D.尾喷管
正确答案:D
试题解析:尾喷管不属于燃烧室部件。
5.燃烧室常见类型不包括（）。
A.单管燃烧室
B.环管燃烧室
C.矩形燃烧室
D.环形燃烧室
正确答案:C
试题解析:燃烧室常见类型包括单管，环管和环形燃烧室三种。
6.环形燃烧室主要类型不包括（）。
A.半环形
B.全环形
C.折流式
D.回流式
正确答案:A
试题解析:环形燃烧室类型不包括半环形。
7.（）燃烧室由单独燃烧室组成，并每个带有自己的火焰筒和外套。
A.单管燃烧室
B.环管燃烧室
C.矩形燃烧室
D.环形燃烧室
正确答案:A
试题解析:单管燃烧室由单独燃烧室组成，并每个带有自己的火焰筒和外套。
8.（）燃烧室由多个单独火焰筒组成，并共用内、外环形机匣。
A.单管燃烧室
B.环管燃烧室
C.矩形燃烧室
D.环形燃烧室
正确答案:B
试题解析:环管燃烧室由多个单独火焰筒组成，并共用内、外环形机匣。
9.（）燃烧室由内、外机匣构成环形气流通道。
A.单管燃烧室
B.环管燃烧室
C.矩形燃烧室
D.环形燃烧室
正确答案:D
试题解析:环形燃烧室由内、外机匣构成环形气流通道。
10.WP7发动机中的燃烧室属于（）。
A.单管燃烧室
B.环管燃烧室
C.矩形燃烧室
D.环形燃烧室
正确答案:B
试题解析:WP7发动机中的燃烧室属于环管燃烧室。
11.JT15D发动机燃烧室类型属于（）。
A.带单独头部的环形燃烧室
B.全环形燃烧室
C.折流式环形燃烧室
D.回流式环形燃烧室
正确答案:D
试题解析:JT15D发动机燃烧室类型属于回流式环形燃烧室。
12.燃烧室（）部件的功用是减速增压，利于燃烧。
A.壳体
B.扩压器
C.火焰筒
D.点火器
正确答案:B
试题解析:燃烧室扩压器部件的功用是减速增压，利于燃烧。
13.燃烧室扩压器形式不包括下列哪种（）。
A.一级扩压式
B.二级扩压式
C.多级扩压式
D.突然扩张式
正确答案:C
试题解析:燃烧室扩压器形式包括一级扩压，二级扩压和突然扩张三种形式。
14.F119发动机中燃烧室扩压器形式是（）。
A.一级扩压式
B.二级扩压式
C.多级扩压式
D.突然扩张式
正确答案:B
试题解析:F119发动机中燃烧室扩压器形式是二级扩压式。
15.RB199发动机中燃烧室扩压器形式是（）。
A.一级扩压式
B.二级扩压式
C.多级扩压式
D.突然扩张式
正确答案:D
试题解析: RB199发动机中燃烧室扩压器形式是突然扩张式。
16.燃烧室中（）部件是组织燃烧的场所。
A.壳体
B.扩压器
C.火焰筒
D.点火器
正确答案:C
试题解析:燃烧室中火焰筒部件是组织燃烧的场所。
17.燃烧室中火焰筒由涡流器和（）组成。
A.火焰筒桶体
B.扩压器
C.燃油喷嘴
D.点火器
正确答案:A
试题解析:燃烧室中火焰筒由涡流器和火焰筒筒体组成。
18.燃烧室中火焰筒冷却方式包括散热片式和（）。
A.喷流冷却
B.射流冷却
C.气膜式
D.水冷
正确答案:C
试题解析:燃烧室中火焰筒冷却方式包括散热片式和气膜式。
19.燃烧室中（）的作用是形成回流区，降低气流速度，在火焰筒头部形成稳定的火源。
A.火焰筒桶体
B.涡流器
C.燃油喷嘴
D.点火器
正确答案:B
试题解析:燃烧室中涡流器的作用是形成回流区，降低气流速度，在火焰筒头部形成稳定的火源。
20.（）作用是将燃油雾化，加速混合气形成，保证稳定燃烧和提高燃烧效率。
A.火焰筒
B.扩压器
C.燃油喷嘴
D.点火器
正确答案:C
试题解析:燃油喷嘴作用是将燃油雾化，加速混合气形成，保证稳定燃烧和提高燃烧效率。
21.燃烧喷嘴常见类型不包括下列哪项（）。
A.离心喷嘴
B.气动喷嘴
C.蒸发喷嘴
D.组合式喷嘴
正确答案:D
试题解析:燃油喷嘴无组合式类型。
22.使油膜与高速气流相互作用，在气动力作用下使油膜破碎雾化，形成油气混合气的是（）喷嘴。
A.离心式
B.气动式
C.蒸发式
D.甩油式
正确答案:B
试题解析:使油膜与高速气流相互作用，在气动力作用下使油膜破碎雾化，形成油气混合气的是气动喷嘴。
23.燃烧室中点火器一般不用在下列哪种情况下（）。
A.发动机起动
B.发动机空中停车时
C.暴雨中飞机机动飞行
D.飞机着陆
正确答案:D
试题解析:飞机着陆时一般不需要点火。
24.燃烧室中点火器分为直接点火和（）两类。
A.间接点火
B.加力点火
C.起动点火
D.停车点火
正确答案:A
试题解析:燃烧室中点火器分为直接点火和间接点火两类。
25.下列哪项不属于常见航空电嘴类型（）。
A.气体放电电嘴
B.表面放电电嘴
C.液体放电电嘴
D.电阻式电嘴
正确答案:C
试题解析:航空电嘴没有液体放电类型。
26.燃烧室燃烧产生的污染物不包括下列哪项（）。
A.CO
B.HC
C.SO2
D.O2
正确答案:D
试题解析:燃烧废气中无氧气。
27.燃烧室在低温下工作的零件，其材料一般不会采用下面哪种（）。
A.碳钢
B.不锈钢
C.结构钢
D.高温合金
正确答案:D
试题解析:燃烧室在高温下工作的零件材料才会采用高温合金。
28.燃烧室在高温下工作的零件，其材料要求不包括（）。
A.热强度高
B.热稳定性好
C.热固性好
D.热塑性好
正确答案:C
试题解析:燃烧室在高温下工作的零件，其材料要求热塑性好，不要求热固性好。
29.燃烧室常见防护涂层一般不包括（）。
A.高温珐琅涂层
B.热扩散涂层
C.石墨涂层
D.热喷涂涂层
正确答案:C
试题解析:石墨涂层不属于燃烧室常见防护涂层。
30.降低燃烧室气流速度的方法是（）。
A.仅采用扩压器
B.仅采用旋流器
C.既采用扩压器，又采用旋流器
D.降低发动机转速
正确答案:C
试题解析:降低燃烧室气流速度的方法是既采用扩压器，又采用旋流器。
31.在燃烧室中，采用（）的方法，既可以保证稳定燃烧，又保证涡轮安全。
A.火焰筒分区，气流分股
B.耐热材料
C.加大冷却空气量
D.减少供油量
正确答案:A
试题解析:在燃烧室中，采用火焰筒分区、气流分股的方法，既可以保证稳定燃烧，又保证涡轮安全。
32.燃烧室引入二股气流的作用是（）。
A.掺混促进充分燃烧
B.提高燃烧室气流速度
C.提高燃烧室出口气体温度
D.无任何作用
正确答案:A
试题解析:燃烧室引入二股气流的作用是掺混促进充分燃烧。
33.我国WP7发动机所用主燃烧室类型是（）。
A.单管燃烧室
B.环管燃烧室
C.环形燃烧室
D.加力燃烧室
正确答案:B
试题解析:WP7发动机所用主燃烧室类型是环管燃烧室。
34.20世纪70-80年代后，现代高性能发动机主燃烧室大多采用（）。
A.单管燃烧室
B.环管燃烧室
C.环形燃烧室
D.加力燃烧室
正确答案:C
试题解析:现代高性能发动机主燃烧室大多采用环形燃烧室。
35.我国早起WP7、WP8发动机所用扩压器类型是（）。
A.一级扩压式
B.二级扩压式
C.突然扩张式
D.多种类型复合使用
正确答案:A
试题解析:WP7、WP8发动机所用扩压器类型是一级扩压式。
36.下列哪项不属于航空发动机加力的方法（）。
A.在压气机进口喷易蒸发液体
B.在燃烧室中喷易蒸发液体
C.增加燃烧室燃料
D.采用加力燃烧室
正确答案:C
试题解析:增加燃料不属于发动机加力。
37.加力燃烧室构造要求包括下列哪项（）。
A.加力燃烧室需要足够长度
B.加力燃烧室壳体不需进行冷却和隔热
C.加力燃烧室中气流流动损失要大
D.机匣刚度、强度无要求
正确答案:A
试题解析:加力燃烧室构造要求有足够长度。
38.加力燃烧室基本构件不包括（）。
A.扩压器
B.燃油喷嘴
D.尾喷管
正确答案:D
试题解析:尾喷管不属于加力燃烧室部件。
39.加力燃烧室扩压器设计要求包括（）。
A.压力损失大
B.尽力使流速降低
C.不等外径
D.不等压力梯度
正确答案:B
试题解析:加力燃烧室扩压器设计要求尽力使流速降低。
40.军用加力燃烧室中（）作用是将外涵道空气平稳的引入内涵道，并保证两股气流混合后压力均匀。
A.扩压器
B.喷嘴
C.混合器
D.点火器
正确答案:C
试题解析:混合器作用是将外涵道空气平稳的引入内涵道，并保证两股气流混合后压力均匀。
41.加力燃烧室中混合器的类型不包含下列哪种（）。
A.漏斗混合器
B.环形混合器
C.T形混合器
D.菊花槽混合器
正确答案:C
试题解析:混合器不存在T形。
42.加力燃烧室中（）作用是使气流产生紊流，形成回流区，加速混合气形成，加强燃烧过程。
A.扩压器
B.燃油喷嘴
C.点火装置
D.火焰稳定器
正确答案:D
试题解析:火焰稳定器作用是使气流产生紊流，形成回流区，加速混合气形成，加强燃烧过程。
43.火焰稳定器类型不包括下列哪种（）。
A.V型火焰稳定器
B.蒸发式稳定器
C.W型火焰稳定器
D.气动式稳定器
正确答案:C
试题解析:火焰稳定器没有W型。
44.（）火焰稳定器是我国高歌研制的。
A.V型火焰稳定器
B.蒸发式稳定器
C.“沙丘”驻涡式火焰稳定器
D.气动式稳定器
试题解析:“沙丘”驻涡式火焰稳定器是我国高歌研制的。
45.（）火焰稳定器能解决低温燃烧问题，扩大贫油状态点火和稳定工作范围并且实现软点火。
A.V型火焰稳定器
B.蒸发式稳定器
C.“沙丘”驻涡式火焰稳定器
D.气动式稳定器
正确答案:B
试题解析:蒸发式稳定器能解决低温燃烧问题，扩大贫油状态点火和稳定工作范围并且实现软点火。
46.防振隔热屏一般由多段筒体组成，前后段作用主要是（）。
A.前段、后段均防振
B.前段、后段均隔热
C.前段防振，后段隔热
D.前段隔热，后段防振
正确答案:C
试题解析:防振隔热屏前段防振，后段隔热。
47.防振隔热屏为了使压力波发生漫反射，减弱压力波能量，并减少热应力一般做成（）。
A.蜂窝状
B.夹层式
C.加厚处理
D.纵向或横向波纹形
正确答案:D
试题解析:防振隔热屏为了使压力波发生漫反射，一般做成纵向或横向波纹形。
48.加力燃烧室振荡燃烧的类型不包括（）。
A.纵向振荡
B.横向振荡
C.周向振荡
D.径向振荡
正确答案:C
试题解析:加力燃烧室振荡燃烧的类型没有周向振荡。
49.加力燃烧室振荡燃烧的激振因素不包括（）。
A.发动机转速引起的振荡
B.燃烧本身引起的脉动
C.供油脉动引起的振荡
D.外界环境变化
正确答案:D
试题解析:外界环境变化不是加力燃烧室振荡燃烧的激振因素。
50.加力燃烧室振荡燃烧的消除措施不包括（）。
A.减弱原始的压力脉动
B.改善火焰稳定器设计
C.改善供油条件
D.燃烧室喷水
正确答案:D
试题解析:喷水不能使加力燃烧室振荡燃烧消除。
51.加力燃烧室中燃油喷嘴常见类型不包括（）。
A.单路离心喷嘴
B.射流喷嘴
C.针塞喷嘴
D.甩油盘喷嘴
正确答案:D
试题解析:甩油盘喷嘴一般不用在加力燃烧室，而是用在主燃烧室。
52.加力燃烧室中喷嘴的要求包括（）。
A.喷油量无需控制，不能调节
B.喷嘴位置和火焰稳定器形式无关，位置随意
C.喷嘴小而数量多，保证雾化质量
D.喷嘴大而数量少，保证雾化质量
正确答案:C
试题解析:加力燃烧室中喷嘴的要求包括喷嘴小而数量多，保证雾化质量。
53.加力燃烧室点火方式不包括（）。
A.电嘴点火
B.催化点火
C.人工点火
D.热射流点火
正确答案:C
试题解析:人工点火不属于加力燃烧室点火方式。
54.加力燃烧室壳体的作用不包括（）。
A.保证燃气正常燃烧
B.承受一定负荷
C.支撑作用
D.隔热作用
正确答案:D
试题解析:加力燃烧室壳体没有隔热作用。
55.加力燃烧室扩压器和外壳材料多用（）。
A.铝合金
B.镁合金
C.钛合金
D.耐热不锈钢
正确答案:D
试题解析:加力燃烧室扩压器和外壳材料多用耐热不锈钢。
56.航空发动机排气装置不包括（）。
A.尾喷管
B.进气道
C.反推力装置
D.消声装置
正确答案:B
试题解析:进气道属于进气装置不属于排气装置。
57.航空发动机排气装置功能不包括（）。
A.燃气膨胀加速
B.能量转换
C.气流高速排除，产生反推力
D.调节喷管截面积改变发动机工作状态
正确答案:B
试题解析:排气装置没有能量转换作用。
58.航空发动机尾喷管常用结构类型不包括（）。
A.不可调收敛形
B.可调收敛扩散形
C.扩散形
D.可调收敛形
正确答案:C
试题解析:航空发动机喷管不采用扩散形。
59.航空发动机常用减速装置不包括（）。
A.阻力伞
B.阻力板
C.襟翼
D.反推力装置
正确答案:C
试题解析:襟翼没有减速功能，不属于减速装置。
60.航空发动机反推力装置类型不包括（）。
A.人工反推
B.外涵道反推
C.蛤壳门式内涵道反推
D.戽斗门式内涵道反推
正确答案:A
试题解析:航空发动机反推力装置类型不包括人工反推。
61.燃气在民用涡喷飞机的喷管内，参数变化规律是（）。
A.速度增加，压力增加
B.速度减小，压力增加
C.速度增加，压力降低
D.速度减小，压力降低
正确答案:C
试题解析:燃气在民用涡喷飞机的喷管内，参数变化规律是速度增加，压力降低。
62.亚音速气流流过收敛形喷管时（）。
A.速度增加，压力、密度减小
B.速度增加，压力、密度增加
C.速度减小，压力、密度减小
D.速度减小，压力、密度增加
正确答案:A
试题解析:亚音速气流流过收敛形喷管时速度增加，压力、密度减小。
63.亚音速气流流过扩散形喷管时（）。
A.速度增加，压力、密度减小
B.速度增加，压力、密度增加
C.速度减小，压力、密度减小
D.速度减小，压力、密度增加
正确答案:D
试题解析:亚音速气流流过扩散形喷管时速度减小，压力、密度增加。
64.超音速气流流过收敛形喷管时（）。
A.速度增加，压力、密度减小
B.速度增加，压力、密度增加
C.速度减小，压力、密度减小
D.速度减小，压力、密度增加
正确答案:D
试题解析:超音速气流流过收敛形喷管时速度减小，压力、密度增加。
65.超音速气流流过扩散形喷管时（）。
A.速度增加，压力、密度减小
B.速度增加，压力、密度增加
C.速度减小，压力、密度减小
D.速度减小，压力、密度增加
正确答案:A
试题解析:超音速气流流过扩散形喷管时速度增加，压力、密度减小。
66.航空发动机主要噪声源不包括（）。
A.压气机和风扇
B.电子线路
C.涡轮
D.喷流
正确答案:B
试题解析:电子线路不属于航空发动机主要噪声源。
67.消除航空发动机噪声的主要措施包括（）。
A.增加压气机的级负荷，减小压气机转、静子间轴向间隙
B.增加排气速度
C.采用吸音衬垫结构
D.采用扩张式喷管
正确答案:C
试题解析:采用吸音衬垫结构属于消除航空发动机噪声的措施，其他不是。
68.下列哪种尾喷管结构不能有效消除航空发动机喷流噪声（）。
A.波纹式
B.星形
C.扩散形
D.分管式
正确答案:C
试题解析:扩散形尾喷管结构不能有效消除航空发动机喷流噪声。
69.超音速飞机尾喷管结构通常为（）。
A.可调收敛形
B.可调扩散形
C.不可调扩散形
D.可调收敛扩张形
正确答案:D
试题解析:超音速飞机尾喷管结构通常为可调收敛扩张形。
70.下列（）不属于尾喷管推力矢量技术的应用。
A.偏流式尾喷管
B.折流板
C.二元矢量喷管
D.收敛扩散形喷管
正确答案:D
试题解析:收敛扩散形喷管不属于矢量喷管。
71.下列（）飞机应用了推力矢量技术。
A.歼10
B.苏-27
C.F-16
D.F-22
正确答案:D
试题解析:F-22采用了二维矢量推进技术。
72.下列（）飞机没有采用可转喷口发动机来实现垂直起降。
A.F-22
B.“鹞”式战斗机
C.F-35
D.X-32B
正确答案:A
试题解析:F-22不能垂直起降，喷管类型属于二维矢量喷管。
73.尾喷管射流噪声大小主要受喷出气体（）影响。
A.压力
B.温度
C.流速
D.密度
正确答案:C
试题解析:尾喷管射流噪声大小主要受喷出气体流速影响。
74.下列哪项不属于减小发动机噪声对居民影响的措施（）。
A.起飞时尽量降低起飞推力
B.飞机以较大迎角起飞
C.机场选址远离居民区
D.起飞时加大起飞推力
正确答案:D
试题解析:起飞时加大起飞推力会增大发动机噪声。
75.发动机总体设计要求不包括下列哪项（）。
A.各大部件承受负荷的方式合理
B.保证零件刚度、强度的条件下，重量大、尺寸大
C.考虑发动机各大部件的拆装方便
D.考虑设计成单元体结构
正确答案:B
试题解析:发动机总体设计要保证零件刚度、强度的条件下，重量轻、尺寸小。
76.（）是将压气机转子与涡轮转子联成一体的组合件。
A.联轴器
B.万向节
C.轴承
D.套筒
正确答案:A
试题解析:联轴器是将压气机转子与涡轮转子联成一体的组合件。
77.联轴器主要包括刚性联轴器和（）两大类。
A.套齿式
B.圆弧端齿式
C.柔性联轴器
D.带拉杆联轴器
正确答案:C
试题解析:联轴器主要包括刚性联轴器和柔性联轴器两大类。
78.下列属于柔性性联轴器的是（）。
A.套齿式联轴器
B.圆弧端齿联轴器
C.圆柱面定心，短螺栓连接的联轴器
D.带拉紧螺杆的联轴器
正确答案:D
试题解析:带拉紧螺杆的联轴器属于柔性联轴器中的一种。
79.下列属于刚性性联轴器的是（）。
A.圆弧端齿联轴器
B.带球形接头的套齿式联轴器
C.带半球形接头的套齿式联轴器
D.带浮动球形垫圈的套齿式联轴器
正确答案:A
试题解析:圆弧端齿联轴器属于刚性联轴器中的一种。
80.允许涡轮转子与压气机转子轴线有一定偏斜角的联轴器是（）。
A.刚性联轴器
B.柔性联轴器
C.圆弧端齿联轴器联轴器
D.以上全部错误
正确答案:B
试题解析:柔性联轴器允许涡轮转子与压气机转子轴线有一定偏斜角。
81.（）联轴器需将压气机轴与涡轮轴联成一体。
A.刚性
B.带球形接头的套齿式
C.带半球形接头的套齿式
D.带浮动球形垫圈的套齿式
正确答案:A
试题解析:刚性联轴器需将压气机轴与涡轮轴联成一体。
82.转子支承方案是（）的支承方案。
A.压气机转子单独
B.涡轮转子单独
C.压气机与涡轮转子联在一起
D.压气机与涡轮转子各自的
正确答案:C
试题解析:转子支承方案是压气机与涡轮转子联在一起的支承方案。
83.转子支承方案形式：a-b-c 其中a表示的是（）。
A.压气机
B.涡轮
C.压气机前支点数目
D.涡轮后支点数目
正确答案:C
试题解析:转子支承方案形式：a-b-c 其中a表示的是压气机前支点数目。
84.转子支承方案形式：a-b-c 其中b表示的是（）。
A.压气机
B.涡轮
C.压气机前支点数目
D.压气机与涡轮之间支点数目
正确答案:D
试题解析:转子支承方案形式：a-b-c 其中b表示的是压气机与涡轮之间支点数目。
85.转子支承方案形式：a-b-c 其中c表示的是（）。
A.压气机
B.涡轮
C.压气机前支点数目
D.涡轮后支点数目
正确答案:D
试题解析:转子支承方案形式：a-b-c 其中c表示的是涡轮后支点数目。
86.转子支承方案根据转子数目不同进行分类包括（）。
A.单转子和多转子支承方案
B.双转子支承方案
C.多转子支承方案
D.混合支承方案
正确答案:A
试题解析:转子支承方案根据转子数目不同分类包括单转子和多转子支承方案两种。
87.单转子支承方案，根据支点数目分类，不包括（）。
A.四支点支承方案
B.三支点支承方案
C.二支点支承方案
D.一支点支承方案
正确答案:D
试题解析:一支点支承方案不存在，不属于单转子支承方案。
88.早期单转子四支点支承方案形式为（）。
A.1-3-0
B.1-2-1
C.0-3-1
D.0-2-2
正确答案:A
试题解析:单转子四支点支承方案形式为1-3-0。
89.单转子三支点支承方案形式有（）。
A.1-1-1
B.0-2-1
C.0-3-0
D.0-1-2
正确答案:A
试题解析:单转子三支点支承方案形式有1-2-0和1-1-1。
90.单转子二支点支承方案形式不包括下列哪种（）。
A.1-0-1
B.0-1-1
C.1-1-0
D.0-2-0
正确答案:B
试题解析:单转子二支点支承方案形式有1-1-0、1-0-1、0-2-0。
91.我国WP6发动机的转子支承方案形式为（）。
A.1-3-0
B.1-2-0
C.0-3-0
D.0-1-2
正确答案:B
试题解析:WP6发动机的转子支承方案形式为1-2-0。
92.我国WP7发动机的转子支承方案为（）。
A.低压转子1-3-0；高压转子0-2-0
B.低压转子1-2-0；高压转子1-1-1
C.低压转子1-3-0；高压转子1-1-1
D.低压转子1-2-0；高压转子0-2-0
正确答案:D
试题解析:我国WP7发动机的转子支承方案为：低压转子1-2-0；高压转子0-2-0。
93.CFM56发动机的转子支承方案为（）。
A.低压转子1-2-0；高压转子1-0-1
B.低压转子0-2-1；高压转子1-0-1
C.低压转子1-2-0；高压转子0-1-1
D.低压转子0-2-1；高压转子0-1-1
正确答案:B
试题解析:CFM56发动机的转子支承方案为：低压转子0-2-1；高压转子1-0-1。
94.RB211三转子发动机的转子支承方案为：低压0-2-1；中压1-2-0；那么高压为（）。
A.1-1-0
B.1-0-1
C.0-2-0
D.0-1-1
正确答案:B
试题解析:RB211三转子发动机的转子支承方案为：低压0-2-1；中压1-2-0；高压1-0-1。
95.航空发动机支承用到轴承，按照承受载荷方向不同，轴承可以分为三大类，不包括下列哪项（）。
A.向心轴承
B.推力轴承
C.制动轴承
D.向心推力轴承
正确答案:C
试题解析:按照承受载荷方向不同，轴承可以分为向心、推力和向心推力轴承三大类。
96.双排球轴承支承结构的主要问题是（）。
A.保证两个轴承同时受力，均匀承受载荷
B.保证两个轴承相对位置关系
C.保证两个轴承尺寸大小
D.保证两个轴承分别承受载荷
正确答案:A
试题解析:双排球轴承支承结构的主要问题是保证两个轴承同时受力，均匀承受载荷。
97.涡轮附近支承结构的主要问题是（）。
A.均匀承受载荷问题
B.支承结构位置关系
C.支承结构尺寸大小
D.支撑结构热影响问题
正确答案:D
试题解析:涡轮附近支承结构的主要问题是热影响问题。
98.发动机弹性支座常用类型不包括（）。
A.钢环式
B.鼠笼式
C.拉杆式
D.垫圈式
正确答案:D
试题解析:发动机弹性支座常用类型有钢环式、鼠笼式、拉杆式和折返拉杆式。
99.航空发动机滚动轴承容易出现打滑现象，解决措施主要有减少阻力和（）。
A.减小质量
B.增大质量
C.增加拖动力
D.改变结构尺寸
正确答案:C
试题解析:航空发动机滚动轴承容易出现打滑现象，解决措施主要有减少阻力和增加拖动力。
100.下列不属于通过减少阻力来防止轴承打滑的是（）。
A.采用轻质材料做保持架
B.采用实心滚子
C.改善轴承润滑
D.保持架不定位与外环上
正确答案:B
试题解析:采用空心转子可以减少阻力，防止轴承打滑。
101.单转子发动机传力方案不包括下列哪种（）。
A.内传力
B.外传力
C.内外混合传力
D.内外交差传力
正确答案:D
试题解析:单转子发动机传力方案包括内传力、外传力、内外混合传力和内外平行传力。102.发动机受力按性质分包括三类，不包括下列哪项（）。
A.气动力
B.重力
C.惯性力
D.热应力
正确答案:B
试题解析:发动机受力按性质分包括气动力、惯性力和热应力。
103.发动机总体结构设计遵循的原则，不包括下列哪项（）。
A.保证可靠性的前提下，结构简单，零件数目少
B.广泛采用成熟的高新技术
C.设计过程中重视发动机的可维护性，可保障性
D.抛弃以往设计经验，使用不成熟的新技术
正确答案:D
试题解析:发动机总体结构设计要重视以往经验。
104.发动机结构的主要振动问题不包括下列哪项（）。
A.转子振动
B.壳体振动
C.叶片振动
D.燃烧室火焰振荡燃烧
正确答案:D
试题解析:燃烧室火焰振荡燃烧不属于发动机结构振动问题。
105.发动机在飞机上的安装形式不包括下列哪项（）。
A.装在机身内
B.装在翼根内
C.装在机翼上面支架上
D.装在机头处
正确答案:D
试题解析:发动机不安装在飞机头部。
106.歼6和歼7发动机在飞机上的安装形式为（）。
A.装在机身内
B.装在翼根内
C.装在机翼上面支架上
D.装在垂直尾翼上
正确答案:A
试题解析:歼6和歼7发动机安装在机身内。
107.轰6发动机在飞机上的安装形式为（）。
A.装在机身内
B.装在翼根内
C.装在机翼上面支架上
D.装在垂直尾翼上
正确答案:B
试题解析:轰6发动机安装在翼根内。
108.飞机/发动机一体化设计中，发动机安装考虑的基本要求不包括下列哪项（）。
A.保证飞机重量和起动阻力的增量最小
B.安装系统结构简单，成本低
C.发动机和机身之间没有合理的间隙
D.易于限制和扑灭发动机的火灾
正确答案:C
试题解析:发动机安装要求发动机和机身之间保证合理的间隙。
109.（）是发动机与飞机的连接件，并将发动机的各种负荷传给飞机。
A.发动机壳体
B.整流罩
C.安装节
D.螺栓
正确答案:C
试题解析:安装节是发动机与飞机的连接件，并将发动机的各种负荷传给飞机。110.发动机安装节形式主要有主安装节和（）。
A.辅助安装节
B.次安装节
C.独立安装节
D.混合安装节
正确答案:A
试题解析:发动机安装节主要有主安装节和辅助安装节两种形式。
111.发动机附件传动装置结构不包括下列哪项（）。
A.附件传动机匣
B.齿轮系
C.传动轴
D.油箱
正确答案:D
试题解析:油箱不属于附件传动装置。
112.发动机附件传动装置一般由中心传动装置和（）组成。
A.附件传动机匣
B.齿轮系
C.外部传动装置
D.传动轴
正确答案:C
试题解析:发动机附件传动装置一般由中心传动装置和外部传动装置组成。
113.（）功用是将发动机转子的转动变为与发动机轴线相垂直的传动。
A.附件传动机匣
B.中心传动装置
C.外部传动装置
D.传动轴
正确答案:B
试题解析:中心传动装置功用是将发动机转子的转动变为与发动机轴线相垂直的传动。
114.（）功用是将垂直于发动机转子轴线的转动变为轴向的转动。
A.附件传动机匣
B.中心传动装置
C.外部传动装置
D.传动轴
正确答案:C
试题解析:外部传动装置功用是将垂直于发动机转子轴线的转动变为轴向的转动。
115.单转子发动机中，附件传动装置是由（）驱动。
A.压气机轴
B.高压转子
C.低压转子
D.中压转子
正确答案:A
试题解析:单转子发动机中，附件传动装置是由压气机轴驱动。
116.多转子发动机中，附件传动装置中主要部件是由（）驱动。
A.压气机轴
B.高压转子
C.低压转子
D.中压转子
正确答案:B
试题解析:多转子发动机中，附件传动装置中主要部件是由高压转子驱动。
117.附件传动装置的安装位置要考虑的因素不包括（）。
A.环境温度的影响
B.维护人员易于接近
C.安装方便
D.不要安装在高温区域
正确答案:C
试题解析:附件传动装置的安装位置要考虑的因素主要有环境温度和可达性。
118.附件传动装置中应设置一套（）来满足起动-发电机两种工作状态的传动比。
A.齿轮组
B.双速传动装置
C.恒速传动装置
D.变速传动装置
正确答案:B
试题解析:附件传动装置中应设置一套双速传动装置来满足起动-发电机两种工作状态的传动比。119.双速传动装置组成不包括下列哪项（）。
A.棘爪离合器
B.摩擦离合器
C.液压泵
D.滚棒离合器
正确答案:C
试题解析:双速传动装置组成包括棘爪离合器、摩擦离合器、滚棒离合器和两对正齿轮。
120.双速传动装置组成中（）的作用是起过载保护。
A.棘爪离合器
B.摩擦离合器
C.正齿轮
D.滚棒离合器
正确答案:B
试题解析:摩擦离合器起到过载保护的作用。
121.双速传动装置组成中（）的作用是使起动-发电机由发动机带动进入发电状态。
A.棘爪离合器
B.摩擦离合器
C.正齿轮
D.滚棒离合器
正确答案:D
试题解析:滚棒离合器的作用是使起动-发电机由发动机带动进入发电状态。
122.双速传动装置组成中（）的作用是保证在发电机起动过程中起动机与发电机之间的传动。
A.棘爪离合器
B.摩擦离合器
C.正齿轮
D.滚棒离合器
正确答案:A
试题解析:棘爪离合器的作用是保证在发电机起动过程中起动机与发电机之间的传动。
123.要保证交流发电机转速恒定，在附件传动装置和发电机之间应该装有（）。
A.齿轮组
B.双速传动装置
C.恒速传动装置
D.变速传动装置
正确答案:C
试题解析:要保证交流发电机转速恒定，在附件传动装置和发电机之间应该装有恒速传动装置。124.恒速传动装置有三种工作状态，不包括下列哪项（）。
A.增速传动
B.减速传动
C.直接传动
D.间接传动
正确答案:D
试题解析:恒速传动装置三种工作状态不包括间接传动。
125.恒速传动装置有三大部分组成，不包括下列哪项（）。
A.差动齿轮传动机构
B.减速器
C.可变液压组件
D.固定液压组件
正确答案:B
试题解析:恒速传动装置三大组成部分不包含减速器。
126.航空动力装置的（）用来联接并传动飞行棋的推进装置（螺旋桨）。
A.双速传动装置
B.减速器
一、选择题 1．燃气涡轮发动机的核心机包括 C 。 A．压气机、燃烧室和加力燃室B．燃烧室、涡轮和加力燃室 C．压气机、燃烧室和涡轮D．燃烧室、加力燃室和喷管 2．在0～9截面划分法中，压气机出口截面是 B 。 A．1—1截面B．3—3截面C．4—4截面D．6—6截面 3．在0～9截面划分法中，燃烧室出口截面是。 C A．1—1截面B．3—3截面C．4—4截面D．6—6截面 4．发动机正常工作时，燃气涡轮发动机的涡轮是_____B____旋转的。 A．压气机带动B．燃气推动 C．电动机带动D．燃气涡轮起动机带动 5．气流在轴流式压气机基元级工作叶轮内流动，其_____C____。 A．相对速度增加，压力下降B．绝对速度增加，压力增加 C．相对速度降低，压力增加D．绝对速度下降，压力增加 6．气流在轴流式压气机基元级整流环内流动，其____C_____。 A．相对速度增加，压力下降B．绝对速度增加，压力增加 C．相对速度降低，压力增加D．绝对速度下降，压力增加 7．气流流过轴流式压气机，其____C_____。 A．压力下降，温度增加B．压力下降，温度下降 C．压力增加，温度上升D．压力增加，温度下降 8．轴流式压气机基元级工作叶轮叶片通道和整流环叶片通道的形状是____C_____。A．工作叶轮叶片通道是扩散形的，整流环叶片通道是收敛形的 B．工作叶轮叶片通道是收敛形的，整流环叶片通道是扩散形的 C．工作叶轮叶片通道是扩散形的，整流环叶片通道是扩散形的 D．工作叶轮叶片通道是收敛形的，整流环叶片通道是收敛形的 9．轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A．工作叶轮在前，不转动；整流环在后，转动 B．工作叶轮在前，转动；整流环在后，不转动 C．整流环在前，不转动；工作叶轮在后，转动 D．整流环在前，转动；工作叶轮在后，不转动 10．轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A．工作叶轮在前，不转动；整流环在后，转动 B．工作叶轮在前，转动；整流环在后，不转动 C．整流环在前，不转动；工作叶轮在后，转动 D．整流环在前，转动；工作叶轮在后，不转动 11．多级轴流式压气机由前向后，____A_____。 A．叶片长度逐渐减小，叶片数量逐渐增多 B．叶片长度逐渐减小，叶片数量逐渐减小 C．叶片长度逐渐增大，叶片数量逐渐增多 D．叶片长度逐渐增大，叶片数量逐渐减小 12．涡轮由导向器和工作叶轮等组成，它们的排列顺序和旋转情况是___A_____。A．导向器在前，不转动；工作叶轮在后，转动 B．导向器在前，转动；工作叶轮在后，不转动
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”。
《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；
1 喘振压气机的一类气动失稳现象，由于气流分离导致的增压能力的丧失，产生周期性的倒流、解除分离、正常流动、分离、再倒流的循环过程。可通过中间级放气、双转子自动防喘、可调静子叶片和导向叶片、采用处理机匣等方法来防喘。 2 痒振进气道处于深度超临界状态下，通道中的附面层与正激波相互作用形成的分离区具有强烈的脉动性质，其压力表现为高频周期性变化，从而引起管道中激波的高频振荡，这种不稳定流动现象称为痒振。 4 质量附加涡扇发动机将从热机中获取的有效能分配给了更多的工作介质，参与产生推力工质增多，因此推力增大；“同参数”使涡扇发动机在相同热效率条件下降低了排气速度，减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提高了总效率，降低了耗油率；B越大，速度越低、推力越大。 5 余速损失绝对坐标系中气流以绝对速度(C9﹣C0)排出发动机所带走的能量称为“余速损失”。 yusun 6 能量分配原则为减少气流掺混引起的损失，在混合室进口两股气流总压应大致相等，即Pt5II=Pt5，风扇压比的选择要遵循能量最佳分配原则。 7 同参数“同参数”的不同类型发动机具有相同的热力循环和理想循环功，总增压比和涡轮前温度相同，且具有相同的空气流量和燃油流量。 8 推力矢量能够控制排出气流的方向使推力方向变化的尾喷管称为推力矢量尾喷管。目前通常是通过机械方法使喷管管道转向以控制推力方向的。 shiliang 9 几何可调几何可调尾喷管指尾喷管喉道面积可调节，由此来改变气流在涡轮和尾喷管中膨胀比的分配，即改变压气机和涡轮的共同工作点，实现对整个发动机工作状态的控制，带加力的发动机必须几何可调。 10 共同工作各部件组合成整台发动机，部件间的相互作用和影响称为“共同工作”，共同工作条件：质量流量平衡；压气机与涡轮功率平衡；压气机与涡轮物理转速相等；压力平衡。压气机特性图上满足共同工作方程的点组成共同工作线。 gongzuoxian 11 调节规律被控制参数随飞行条件、油门位置、大气条件的变化规律称为控制规律（或调节规律）。有效的控制能最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机，满足飞机在不同飞行条件下的要求。 13 自动防喘即双转子自动防喘机理。当相似转速下降时，引起高、低压压气机与高、低压涡轮之间的功率不相平衡，自动调整各自的转速，使气动三角形近似保持与设计状态相似，消除了叶背的分离，因此防止喘振发生。 14 流量系数流量系数指自由流管面积与进气道进口面积之比，主要用来评价进气道的流通能力。 liuliang 15 临界压比当尾喷管出口反压等于外界大气压，出口气流速度等于声速时，称为尾喷管的临界状态，此时的出口总压与外界大气压力之比为临界压比，约等于1.85。 16 推力流经发动机的气流受到力的作用产生加速度，气流必定产生一个大小相等、方向相反的反作用力作用于发动机，该反作用力即发动机推力。其中推进飞机向前运动，
航空发动机结构设计中可装配性案例分析 摘要：航空发动机零部件数目繁多，结构复杂，精度及性能要求高，型号规格相似，在生命周期内需要多次装配、分解及维修，且为手工装配，工作量大，错装、漏装现象容易发生。因此，对于航空发动机这种高度复杂的产品，除了应当完善严格的工艺规划、装配操作与流程管理外，更应当在设计初期对产品的可装配性进行分析，总体上提高产品质量和可靠性，降低成本，缩短发动机的开发和制造周期。 关键词：航空；发动机；结构设计；可装配性；案例 1分组设计 在航空发动机压气机转子设计中，后几级叶片通常采用环形燕尾榫头固定，即在轮缘上车出 1 个环形燕尾槽安装叶片，使加工简单，装配方便。考虑到叶片在工作中受热膨胀以及为了有利于安装分解，叶片榫头与鼓筒榫槽设计为间隙配合，为防止工作状态叶片甩开后，缘板出现周向碰摩或较大串动，静态装配时要求叶片周向总间隙 M 在合理范围内。 叶片首次装配或更换新叶片后，通常会出现总间隙M 小于规定要求的情况，操作者会将最后 1 个叶片（不带锁紧槽的叶片）暂时不装，将安装的叶片手动排除活动间隙后，用卡尺测量空缺位置的缘板间隙，比对最后 1 个安装叶片的缘板宽度，计算二者差值，即为装配工序留 给加工修磨工序的修磨值，通过修磨值确定对 1 片或多片叶片进行修磨。目前设计要求为：如果装配后不能满足总间隙 M 的要求，允许修磨叶片缘板的 2 个周向侧面，但每边叶片修磨量有上限要求。有时会发生叶片修磨过量，导致叶片修磨后仍无法满足要求，需要更换叶片进行重新修磨，造成叶片的损坏或浪费。 2非均布设计 在某型发动机设计中，4 支点轴承外环安装在高压涡轮后轴颈内，轴向用 4 支点轴承螺母紧固，采用锁紧环防松方法。锁紧环安装在轴承螺母径向安装槽内，通过锁紧环上的定位销插入高压涡轮后轴颈和轴承螺母周向同一个卡槽内防松。其中，高压涡轮后轴颈后端面和轴承螺母后端周向均布 12 个卡槽。要求轴承螺母拧紧至一定的力矩（1193~1342N m）后，用锁紧环锁紧。在实际装配中，在规定的力矩范围内，高压涡轮后轴颈后端面和轴承螺母后端的卡槽只有 1 次机 会重合，或者 12 个槽全部对上，或者 1 个也对不上，旋转角度需为360°÷12÷1=30°，每次都需采用修磨螺母端面的方法解决，既损坏机件连接性能，又耗费人力物力。而在 CFM56 系列发动机类似设计中，高压涡轮后轴颈后端面周向均布 12 个卡槽，而轴承螺母后端面周向均 布 11 个卡槽，螺母旋转 1 周，有 11 次机会可以对正锁紧，旋转角度只需为 360°÷12÷11=2.73°，这样可使力矩范围更窄，也能 1 次对正成功。 3防错设计
航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：
1.航空发动机研制和发展面临的特点不包括下列哪项（）。 A.技术难度大 B.研制周期长 C.费用高 D.费用低 正确答案:D 试题解析:发动机研制开发耗费昂贵。 2.航空发动机设计要求包括（）。 A.推重比低 B.耗油率高 C.维修性好 D.可操纵性差 正确答案:C 试题解析:航空发动机设计要求其推重比高、耗油率低、可操纵性好、维修性好。 3.下列哪种航空发动机不属于燃气涡轮发动机（）。 A.活塞发动机 B.涡喷发动机 C.涡扇发动机 D.涡桨发动机 正确答案:A 试题解析:活塞发动机不属于燃气涡轮发动机，二者结构、原理不同。 4.燃气涡轮发动机的核心机由压气机、燃烧室和（）组成。 A.进气道 B.涡轮 C.尾喷管 D.起落架 正确答案:B 试题解析:压气机、燃烧室和涡轮并称为核心机。 5.活塞发动机工作行程不包括（）。 A.进气行程 B.压缩行程 C.膨胀行程 D.往返行程 正确答案:D 试题解析: 活塞发动机四个工作行程：进气、压缩、膨胀、排气。 6.燃气涡轮发动机的主要参数不包括下列哪项（）。 A.推力 B.推重比 C.耗油率 D.造价 正确答案:D 试题解析:造价不是发动机性能参数。 7.对于现代涡扇发动机，常用（）代表发动机推力。 A.低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比
B.高压涡轮出口总压与压气机进口总压之比 C.高压涡轮出口总压与低压涡轮出口总压之比 D.低压涡轮出口总压与低压涡轮进口总压之比 正确答案:A 试题解析:低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比用来表示涡扇发动机推力。 8.发动机的推进效率是（）。 A.单位时间发动机产生的机械能与单位时间内发动机燃油完全燃烧时放出的热量之比。 B.发动机的推力与动能之比。 C.发动机推进功率与单位时间流过发动机空气的动能增量之比。 D.推进功率与单位时间内发动机加热量之比。 正确答案:C 试题解析:发动机的推进效率是发动机推进功率与单位时间流过发动机空气的动能增量之比。 9.航空燃气涡轮发动机是将（）。 A.动能转变为热能的装置 B.热能转变为机械能的装置 C.动能转变为机械能的装置 D.势能转变为热能的装置 正确答案:B 试题解析:航空燃气涡轮发动机是将热能转变为机械能的装置。 10.航空燃气涡轮喷气发动机经济性的指标是（）。 A.单位推力 B.燃油消耗率 C.涡轮前燃气总温 D.喷气速度 正确答案:B 试题解析:燃油消耗率是航空燃气涡轮喷气发动机经济性的指标。 11.气流马赫数（）时，为超音速流动。 A.小于1 B.大于0 C.大于1 D.不等于1 正确答案:C 试题解析:气流马赫数大于1时，为超音速流动。 12.燃气涡轮喷气发动机产生推力的依据是（）。 A.牛顿第二定律和牛顿第三定律 B.热力学第一定律和热力学第二定律 C.牛顿第一定律和付立叶定律 D.道尔顿定律和玻尔兹曼定律 正确答案:A 试题解析:燃气涡轮喷气发动机产生推力的依据是牛顿第二定律和牛顿第三定律。 13.燃气涡轮喷气发动机出口处的静温一定（）大气温度。 A.低于 B.等于 C.高于
航空发动机基础知识 航空发动机基础知识 涡轮喷气发动机的诞生 涡轮喷气发动机的诞生 二战以前，活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力。但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组合达到了极限。螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减。螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高。同时随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。 这促生了全新的喷气发动机推进体系。喷气发动机吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机向前飞行。 早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气
推进只是一个空想。1930年，英国人弗兰克·惠特尔获得了燃气涡轮发动机专利，这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。11年后他设计的发动机首次飞行，从而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。 涡轮喷气发动机的原理 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
第二章习题答案 2－1 解： 1)拆除二元体 2)以地基为基础依次添加二元体 3)34杆为多余联系 结论：该体系为几何不变，且有一 个多余联系 2－2 解： 1)拆除二元体 2)以地基为基础依次添加二 元体，形成结点1，2，3， 4，5，构成刚片Ⅰ 3)5、6、7、8形成一个刚片 ⅡⅢ 4)刚片Ⅰ、Ⅱ铰5，联杆46联系，满足两刚片规则。结论：该体系为几何不变，且无多余联系
2－3 解： 1)地基与体系本身满足两刚片规 则，拆除地基。 2)拆除二元体 3)如图所示选择刚片Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ 4)刚片Ⅰ、Ⅱ用铰A连接。 5)刚片Ⅰ、Ⅲ用两根平行连杆相 连，交于无穷远B。 6)刚片Ⅱ、Ⅲ用两根平行连杆相连，交于无穷远C。 7)A、B、C三铰不在同一条直线上。 结论：该体系为几何不变，且无多余联系 2－4 解： 1)地基作为刚片Ⅰ。 2)如图所示选择刚片Ⅱ、Ⅲ 3)刚片Ⅰ、Ⅱ用两根联杆相连，两联杆交于E。
4)刚片Ⅰ、Ⅲ用两根联杆相连，两联杆交于D。 5)刚片Ⅱ、Ⅲ交于实铰F。 6)D、E、F三铰不在同一条直线上。 结论：该体系为几何不变，且无多余联系 2－5 解： 1)地基作为刚片Ⅰ。 2)如图所示选择刚片Ⅱ、Ⅲ 3)刚片Ⅰ、Ⅱ实交于铰A。 4)刚片Ⅰ、Ⅲ实交于铰B。 5)刚片Ⅱ、Ⅲ用联杆CD、EF相连，虚交于铰G。 6)A、B、G三铰不在同一条直线上。 结论：该体系为几何不变，且无多余联系
解： 1)地基作为刚片Ⅰ。 2)如图所示选择刚片Ⅱ、Ⅲ 3)刚片Ⅰ、Ⅱ用两根平行联杆CG、EF相连，虚交于 无穷远∝。 4)刚片Ⅰ、Ⅲ用两根联杆BG、AH相连，虚交铰A。 5)刚片Ⅱ、Ⅲ用两根平行联杆BC、DE相连，虚交于 无穷远∝。 6)两对平行链杆CG、EF、BC、DE相互不平行。 7)结论：该体系为几何不变，且无多余联系
收稿日期:2001-07- 18 对航空发动机研究和发展规律的认识 江和甫 蔡 毅 斯永华 (中国燃气涡轮研究院 成都#610500) 摘要:探讨了世界上航空发达国家航空发动机技术加速发展的态势。分析了我国航空动力技术预先研究的现状及存在的问题。加深了对航空发动机发展规律的认识。对如何振兴航空、动力先行,把我国航空发动机搞上去,走自主创新的发展道路提出了建议。关键词:航空发动机;研究;发展 Understanding the Law of aero -engine Research and Development JIANG He -fu &CAI Yi &SI Yong -hua (China Gas Turbine Establishment,Chengdu 610500)Abstract:T his paper discusses the accelerated developing trend of aero -eng ine technolog ies in developed countries.The present situation and existing problems in China aero -propulsion technology research have been introduced.A deeper understanding of the law of aero -engine development has been made.Also,suggestions to v italize China aviation industry w ith putting propulsion in the first place in a manner of /creating and acting on our ow n 0is put forward. Key words:aero -engine;research;development 1 引言 航空发动机研制涉及众多专业的前沿技术成果,是一种属于多学科综合技术的/高科技产品0。世界上能研制飞机的国家很多,真正能独立研制先进航空发动机的只有美国、英国、法国、俄罗斯等四个国家。因此,它是一个国家科学技术水平和综合 技术能力的标志,甚至是综合国力的象征。 2 现状分析 世界上航空发达国家诸如美国等都十分重视航 空动力技术的发展,倾注了巨大的人力、物力、财力,执行了一系列旨在促进航空动力技术进步的研究计划。如:美军方从20世纪50年代开始实施的航空推进技术探索发展计划以及70年代实施的先进战术战斗机发动机计划(ATFE );先进涡轮发动机燃气发生器计划(AT EGG)和飞机推进分系统综合计划。此外,NASA 在70年代末还实施了发动机部件改进计划,高效节能发动机计划(E 3),先进螺旋桨计划和发动机热端部件技术计划(HOST )。这些计划为各种先进军民用发动机提供了坚实的技术基础,并使美国达到了当今世界领先的水平,推出了一代又一代先进军民用发动机,跨上了一个又一个技术
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.$ 6.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 7.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。8.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： 9.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。 10.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。 11.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. 12.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 13.| 14.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 15.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 16.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；
2016新编航空发动机控制系统的研究目的与发展航空发动机控制系统的研究目的与发展 目录 1.1(课题研究的目的和要求...................................................................... . (1) 1.2(航空发动机控制系统的发展...................................................................... (2) 1.2.1(经典控制理论和现代控制理论在发动机控制中的应用 (2) 1.2.2(航空推进系统机械液压式控制器和数字式电子控制器 (4) 1.2.3(航空推进系统各部分独立控制与综合控 制 (6) 1.3.航空发动机控制系统的基本类 型 ..................................................................... .. (6) 1.3.1.机械液压式控制系 统 ..................................................................... . (7)
1.3. 2.数字式电子控制系 统 ..................................................................... . (7) 1.1(课题研究的目的和要求 航空发动机的工作过程是一个非常复杂的气动热力过程，随着环境条件和工作状态(如最大、巡航、加力及减速等)的变化，它要给飞机提供所需的时变推力和力矩，对这样一个复杂且多变的过程，如不加以控制，航空发动机是根本不能工作的。例如:某发动机在地面最大状态工作时，需油量是每小时2400kg;在15km高空、马赫数Ma为0.8时只有每小时500kg，需油量变化达5倍。若对供油量不加以控制，则发动机在飞机升高过程中，将发生严重的超温、超转，会使发动机严重损坏。因此，发动机控制的目的就是使其在任何环境条件和任何工作状态下都能稳定、可靠地运行，并且充分发挥其性能效益。 概括来说，航空发动机对控制的基本要求有: (1) 在各种工作状态及飞行条件下，能最大限度地发挥动 力装置的潜力，能有效的使用动力装置，以满足飞机 1 航空发动机控制系统的研究目的与发展 对动力装置的要求。具体来说，就是在最大状态下， 要能发出最大推力，以满足飞机起飞、爬高的要求; 在巡航状态下，耗油率要小，以满足经济性要求(即 飞机的航程要大);慢车状态时则要求转速尽可能的 小，但又能保证发动机连续稳定的工作。 (2) 过渡过程(启动、加速、减速、加力启动等)的调节 时间尽可能地短，但又要保证动力装置能稳定、可靠
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
航空发动机基础研究专业说明 本次调研针对航空发动机7个基础研究专业开展，包括系统与总体、气动燃烧与传热、结构强度与振动、试验与测试、控制系统与成附件、材料、制造与工艺等。 一、系统与总体 包括航空发动机、辅助动力、燃气轮机和直升机传动系统的综合设计、飞发一体化、总体性能、系统集成以及信息化等技术领域（具体包括需求分析、技术经济性设计、技术状态管理、整机匹配设计、热力循环设计、隐身设计、仿真技术、机械系统设计、整机热管理和信息化技术等）。 二、气动燃烧与传热 包括航空发动机、辅助动力及燃气轮机相关产品中部件/系统相关的气动、燃烧与传热、噪音等领域（具体包括气动热力性能设计、通流及匹配设计、气动弹性与稳定性设计、气热固耦合设计与分析、供油/雾化/掺混及点火设计、空气系统设计、冷却设计及热分析技术、热防护设计和防冰系统设计等）。 三、结构强度与振动 包括航空发动机、辅助动力、燃气轮机和直升机传动系统的总体、系统和部件相关的结构设计、强度与寿命、振动控制、适航、可靠性等领域（具体包括总体结构布局与匹配设计技术、承力系统设计技术、重量分配与控制技术、结构变形协调与控制技术、外部结构设计技术、振动设计与抑制技术等）。 四、试验与测试 包括航空发动机、辅助动力、燃气轮机和直升机传动系统的整机、系统和部件相关的试验、测试及试验设施设备等领域（具体包括整机/核心机地面试验技术、高空模拟试验技术、强度试验技术、部件试验技术、内流换热试验技术、控制系统试验技术、机械系统试验技术、直升机传动系统试验技术、动力装置试飞技术、特种及环境试验技术、测试传感器技术、试验试飞测试技术、故障诊断与预测技术、数据采集及处理技术等）。
目录 1.1．课题研究的目的和要求 (1) 1.2．航空发动机控制系统的发展 (2) 1.2.1．经典控制理论和现代控制理论在发动机控制中的应用 (2) 1.2.2．航空推进系统机械液压式控制器和数字式电子控制器 (4) 1.2.3．航空推进系统各部分独立控制与综合控制 (6) 1.3.航空发动机控制系统的基本类型 (6) 1.3.1.机械液压式控制系统 (7) 1.3.2.数字式电子控制系统 (7) 1.1．课题研究的目的和要求 航空发动机的工作过程是一个非常复杂的气动热力过程，随着环境条件和工作状态（如最大、巡航、加力及减速等）的变化，它要给飞机提供所需的时变推力和力矩，对这样一个复杂且多变的过程，如不加以控制，航空发动机是根本不能工作的。例如：某发动机在地面最大状态工作时，需油量是每小时2400kg；在15km高空、马赫数Ma为0.8时只有每小时500kg，需油量变化达5倍。若对供油量不加以控制，则发动机在飞机升高过程中，将发生严重的超温、超转，会使发动机严重损坏。因此，发动机控制的目的就是使其在任何环境条件和任何工作状态下都能稳定、可靠地运行，并且充分发挥其性能效益。 概括来说，航空发动机对控制的基本要求有： （1）在各种工作状态及飞行条件下，能最大限度地发挥动力装置的潜力，能有效的使用动力装置，以满足飞机
对动力装置的要求。具体来说，就是在最大状态下， 要能发出最大推力，以满足飞机起飞、爬高的要求； 在巡航状态下，耗油率要小，以满足经济性要求（即 飞机的航程要大）；慢车状态时则要求转速尽可能的 小，但又能保证发动机连续稳定的工作。 （2）过渡过程（启动、加速、减速、加力启动等）的调节时间尽可能地短，但又要保证动力装置能稳定、可靠 地工作。 （3）在各种工作状态及飞行条件下，保证动力装置不出现超转、过热、超载、喘振、熄火等不安全现象。 1.2．航空发动机控制系统的发展 航空发动机控制系统的发展大致可归纳为：由基于经典控制理论的单变量控制系统发展到基于现代控制理论的多变量控制系统，由机械液压式控制系统发展到数字式电子控制系统，由动力装置各部分的独立控制发展到各部分的综合控制。 1.2.1．经典控制理论和现代控制理论在发动机控制中的应用（一）经典反馈控制 早期飞机的飞行速度不高，发动机的推力也不大，所采用的亚声速进气道和收敛型喷管也不需要控制，这时的航空发动机采用的控制
［例题2-1-1］ 计算图示体系的自由度。，可变体系。 （a）（b） 解： （a ） 几何不变体系，无多余约束 （b ） 几何可变体系 ［例题2-1-2］ 计算图示体系的自由度。桁架几何不变体系，有多余约束。 解： 几何不变体系，有两个多余约束 ［例题2-1-3］ 计算图示体系的自由度。桁架自由体。 解： 几何不变体系，无多余约束 ［例题2-1-4］ 计算图示体系的自由度。，几何可变体系。 解： 几何可变体系 ［例题2-1-5］ 计算图示体系的自由度。刚架自由体。 解： 几何不变体系，有6个多余约束 ［例题2-2-1］ 对图示体系进行几何组成分析。两刚片规则。 几何不变体系，且无多余约束 ［例题2-2-2］ 对图示体系进行几何组成分析。两刚片规则。 几何不变体系，且无多余约束 ［例题2-2-3］ 对图示体系进行几何组成分析。两刚片规则。 几何不变体系，且无多余约束 ［例题2-2-4］ 对图示体系进行几何组成分析。两刚片规则。
几何不变体系，有一个多余约束 ［例题2-2-5］ 对图示体系进行几何组成分析。二元体规则。 几何不变体系，且无多余约束 ［例题2-2-6］ 对图示体系进行几何组成分析。两刚片规则，三刚片规则。 几何不变体系，且无多余约束 ［例题2-2-7］ 对图示体系进行几何组成分析。三刚片规则。 几何不变体系，且无多余约束 ［例题2-2-8］ 对图示体系进行几何组成分析。三刚片规则。 几何不变体系，且无多余约束［例题2-3-1］ 对图示体系进行几何组成分析。两刚片规则。 几何瞬变体系 ［例题2-3-2］ 对图示体系进行几何组成分析。两刚片规则。 几何瞬变体系 ［例题2-3-3］ 对图示体系进行几何组成分析。三刚片规则。 几何瞬变体系 ［例题2-3-4］ 对图示体系进行几何组成分析。三刚片规则。
摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从daN提高到daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，构成了所有战斗机、轰炸机、运输机和侦察机的动力装置；活塞式发动机加上旋