1、第一章概論航空發動機可以分為活塞式發動機（小型發動機、直升飛機）和空氣噴氣發動機兩大類型。P3空氣噴氣發動機中又可分為帶壓氣機的燃氣渦輪發動機和不帶壓氣機的沖壓噴氣發動機（構造簡單，推力大，適合高速飛行。不能在靜止狀態及低速性能不好，適用于靶彈和巡航導彈）。渦輪發動機包括：渦輪噴氣發動機WP,渦輪螺旋槳發動機WJ渦輪風扇發動機WS渦輪軸發動機WZ,渦輪槳扇發動機JS在航空器上應用還有火箭發動機（燃料消耗率大，早期超聲速實驗飛機上用過，也曾在某些飛機上用作短時間的加速器）、脈沖噴氣發動機（用于低速靶機和航模飛機）和航空電動機（適用于高空長航時的輕型飛機）。P4燃氣渦輪發動機是由進氣裝置、壓氣機、

2、燃燒室、渦輪和尾噴管等主要部件組成。由壓氣機、燃燒室和驅動壓氣機的渦輪這三個部件組成的燃氣發生器，它不斷輸出具有一定可用能量的燃氣。渦槳發動機的螺槳、渦扇發動機的風扇和渦軸發動機的旋翼，它們的驅動力都來自燃氣發生器。按燃氣發生器出口燃氣可用能量的利用方式不同，對燃氣渦輪發動機進行分類：將燃氣發生器獲得的機械能全部自己用就是渦輪噴氣發動機；將燃氣發生器獲得的機械能85%90%g來帶動螺旋槳，就是渦槳發動機；將獲得的機械能的90%以上轉換為軸功率輸出，就是渦輪軸發動機；將小于50%的機械能輸出帶動風扇，就是小涵道比渦扇發動機（涵道比1:1）;將大于80%的機械能輸出帶動風扇，就是大涵道比渦輪風扇發

3、動機（涵道比大于4:1）。P5航空燃氣渦輪發動機白主要性能參數：1.推力，我國用國際單位制N或dan,1daN=10N,美國和歐洲采用英制磅（Pd）,1Pd=0.4536Kg俄羅斯/蘇聯采用工程制用Kg,1Kg=9.8N2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的簡稱，即發動機在海平面靜止條件下最大推力與發動機重力之比，是無量綱單位。對活塞式發動機、渦槳發動機和渦軸發動機則用功重比（功率重量比的簡稱）表示，即發動機在海平面靜止狀態下的功率與發動機重力之比，KW/daN;3.耗油率，對于產生推力、的噴氣發動機，表示1daN推力每小時所消耗的燃油量單位Kg/（daNh）,對于活塞式發動機、渦槳發動機

4、和渦軸發動機來說，它表示1KW功率每小時所消耗的燃油量單位Kg/（kw-h）；4.增壓比，壓氣機出口總壓與進口總壓之比，飛速較高增壓比較低，低耗油率增壓比較高；5.渦輪前燃氣溫度，是第一級渦輪導向器進口截面處燃氣的總溫，也有發動機用渦輪轉子進口截面處總溫表示，發動機技術水平高低的重要標志之一；6.涵道比，是渦扇發動機外涵道和內涵道的空氣質量流量之比，又稱流量比。涵道比小于1為小涵道比，大于4為大涵道比，大于1小于4為中涵道比，加力式渦扇發動機涵道比一般小于1,甚至0.20.3。P89噴氣時代（主流），服役戰斗機發動機推重比從2提高到79,定型投入使用的達911,我國到8。民用大涵道比渦扇發動機

5、的最大推力已超過50000daN巡航耗油率從20世紀50年代渦噴發動機1.0kg（daN-h）-1下降到0.55kg（daNh）-1'噪聲下降20dB,NOX下降45%=服役的直升飛機用渦軸發動機的功重比從2Kg/daN提高到4.6kW/daN7.1kw/daN。發動機可靠性和耐久性倍增，軍用發動機空中停車率一般為0.2/1000EFH0.4/1000EFH（發動機飛行小時），民用發動機為0.002/1000EFH0.02/1000EFH戰斗機發動機熱端零件壽命達2000h,民用發動機整機壽命和熱端部件壽命達20000h30000hP12第二章典型發動機WP5發動機（單轉子）：WP5發

6、動機前身是蘇聯BK-1發動機，是米格15比斯、米格17、殲五、殲教五和轟五型飛機動力裝置，用于吹雪車。主要結構特點：采用離心式壓氣機和分管型燃燒室。它由單級雙面離心式壓氣機、9個分管燃燒室、單級反應式渦輪、噴管和傳動機匣等主要部件組成；用于殲五和殲教五的WP5發動機還有加力燃燒室，采用收斂型可調噴口；用于轟五的WP5發動機沒有加力燃燒室，采用收斂型固定噴口。止匕外，還有燃油系統、滑油系統、漏油系統、電氣系統和滅火裝置等。發動機最大狀態推力2700daN增壓比4.36,推重比3.06,渦輪前燃氣溫度900oC發動機轉子支承在前、中、后3個支點上。P14CFM56發動機（波音737）:«

7、轉子大涵道比7S輪風扇發動機CFM556-3專為波音737系列飛機設計，主要用于B737-300B737-400B737-500等飛機上。CFM56-3發動機的低壓轉子由一級風扇及3級低壓壓氣機和4級低壓渦輪組成，高壓轉子由9級高壓壓氣機和一級高壓渦輪組成。CFM56-3-B1發動機主要性能參數：起飛最大推力為8900daN,巡航耗油率為0.678Kg/daNh,渦輪前燃氣溫度13730c總增壓比22.6,涵道比5.0,空氣流量297.4Kg/s,推重比5.0,壓氣機增壓比：22。P20第四章燃氣渦輪發動機基礎知識對渦輪噴氣發動機，其推力不僅由氣體給予內壁的反作用力與作用在外壁上的大氣壓力的合

8、力之差所構成，而且還包括氣體給予發動機內部各部件的反作用力。在進氣道中，當飛機在飛行時由于速度沖壓，空氣進入進氣道壓力升高，作用在內壁上的氣體壓力的合力與作用在外壁上的大氣壓力的合力之差，造成一個向前的軸向力。在壓氣機中，由于工作葉片和整流葉片都組成擴張型通道，氣體減速增壓，因此，在壓氣機上作用著很大的向前的軸向力。在燃燒室中，由于燃燒室頭部常為擴張型，氣流減速，壓力提高，因此，在頭部造成一個向前的軸向力。而在燃燒室后段，略微收斂，流速增大壓力減小，而造成一個向后的軸向力。但由于燃燒室進口面積小于出口面積，所以向前的軸向力大于向后的軸向力，兩者之差就是作用在燃燒室上的軸向力。在渦輪中由于導向葉

9、片通道和渦輪導向葉片都是收斂型，燃氣流經渦輪時，膨脹加速，壓力降低，所以導向葉片和渦輪葉片都承受一個向后的軸向力。在噴管中，由于噴管收斂，壓力降低，但仍大于大氣壓力，故作用在噴管內壁上的燃氣壓力的合力與作用在外壁上的大氣壓力的合力之差，是一個向后的軸向力。應該指出，噴管中雖然是產生向后的軸向力，抵消了一部分向前的軸向力，但是有了它才能使發動機的工作過程得以正常進行。否則壓差建立不起來，發動機不可能正常工作，也就不能產生推力。渦輪噴氣發動機各部件所承受的軸向力，有的向前，有的向后向前的軸向力與向后的軸向力之差，就是渦輪噴氣發動機的推力。P57大氣壓力的合力之我是個向后的軸向力EK.itirr一事

10、分向前的一周力.伊是前它否則r鼻不起病.安功機不可墟n章匚作.也就小便產任崎能/發動fl事|，發動機內壁及小部件上的分dgie一氣力動機署9件尤學處卷耳應內聃町前二啊的同舄r肉與廿的向力之*t（是利輪氣慧動機的1*明rv屬檢氣發機售表利科m打分布的效值渦扇發動機：不帶加力的雙轉子渦輪風扇發動機，由進氣道、風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪和噴管組成。渦扇發動機具有兩個氣流通道，分別稱為內涵道和外涵道。內涵道相當于渦噴發動機，外涵道為風扇后的環形氣流通道。渦扇發動機是借增大流過內、外涵道兩路空氣的動能，從而使內、外兩路同時產生推力的。P69高IK渦輪P69主要參數：1）涵道

11、比Y：流量Qm一單位時間流過的氣體的質量（進或出）；單位Kg/soY=Qmout/QminQmout內涵道質量流量Qmin外涵道質量流量2）EPR發動機壓比：EPR®動機壓比，是表征發動機推力的低壓渦輪后總壓參數之一。EPR也有的發動機用外涵壓氣機（或風扇）進口總壓道風扇后的總壓和發機動進口總壓之比表征EPR分類：渦扇發動機可按涵道比劃分類別：Y<1:1時，稱為低涵道比渦扇發動機；Y在2:13:1稱為中涵道比渦扇發動機；Y>4:1稱為高涵道比渦扇發動機。P71第五章進氣道進氣道的主要性能參數:1 .空氣流量Qm進氣道的空氣流量為每秒鐘流過進氣道的空氣的質量流量記為Qm,法

12、定單位Kg/soQm=pCAP空氣密度；C一進口氣流速度；A一進氣道進口面積。P732 .總壓恢復系數Gn總壓恢復系數定義為進氣道出口總壓與進口總壓之比,Gin=p*i/p*0。由于氣流流過進氣道總會有各種原因引起能量損失，所以恢復系數總小于1,但恢復系數越小損失越大所以應盡量大于1。3 .畸變指數進氣道出口的壓力分布是不均勻的。流場出口截面中最高總壓和最低總壓之差與最高總壓之比叫作畸變指數。一Pimax-p0minp1-進氣道出口截面總壓。畸變D=系數是描述進氣道出口氣流分布p*1max狀態的參數。畸變指數越小，說明出口流場（參數分布）越均勻。4.進氣道的沖壓比九in進氣道出口的總與來流（0

13、站位）靜壓的比值叫作進氣道的沖壓比，記為冗in。進氣道的沖壓比有3個影響因p*1素：流動損失Gin,飛行速度V,大氣溫度T0。當飛九*in=行速度和流動損失保持不變，T0升高，九*in降低；當流p*0動損失和大氣溫度保持不變，V增大，九*in提高；當飛行速度和大氣溫度保持不變，Gn提高，九*in增大。P74影響沖壓比的因素：飛行Ma數和進氣道總壓恢復系數GnP77亞聲速進氣道：亞聲速進氣道是在亞聲速和低超聲速（Ma<1.5）飛行范圍內使用的進氣道。它一般為擴張型管道。亞聲速進氣道的內部損失的大小主要取決于進氣道的形狀。P80超聲速進氣道：當Ma>1.5后正激波壓力損失會顯著增大，致

14、使Gin數值明顯下降。同時，進氣道所引起的外部阻力也增大，引起發動機的推力迅速減小，即出現進氣道不能保證發動機性能要求的問題。實質是大Ma數時激波太強，而引起壓力損失過大。這樣對于大Ma數的飛機，為降低激波強度、減小壓力損失，就要用超聲速進氣道。超聲速進氣道利用激波系增壓來達到以最小的壓力損失完成沖壓壓縮過程。P8111外沖壓式超聲速進氣道伸到唇外壓式逆氣血IU癖折.產生斜激波Q氣瓶通過斜l2，上UrJ4,cj-irtlJHu'L'I何斜激激的壓力式跑市速進氣道為5-io所示。jMIfI流通過川”L外沖壓式超聲速進屋道激波前的氣流履仃數相同時dJ俳體*,如中心錐體后縮一亞聲速進

15、氣道一低速阻力，進氣道外殼前緣都做成校彤二岫女(.LI9'大，所以，只要用斜激波代號2斜激波，通常在進氣道內安裝中心椎體前伸一超聲速進氣道一高速P82第六章壓氣機評定壓氣機性能主要指標：增壓比、效率、外廓尺寸和重量、工作可靠性、制造和維修費用。對航空發動機最重要的指標之一是外廓尺寸，它用單位空氣流量來衡量，即通過發動機單位面積的空氣流量。P89轉子：壓氣機轉子由工作葉輪（包括工作葉片、鼓筒或鼓盤）及連接件組成，轉子構成壓氣機的旋轉部分。壓氣機轉子的基本結構形式：鼓式（抗彎剛性好，結構簡單，但承受離心載荷能力差，適用低速轉子，只能在圓周速度較低不大于180200m/s條件下使用）、盤式（

16、承受離心載荷能力強，但抗彎剛性差，很少單獨使用）和鼓盤式（抗彎剛性好，承受大離心載荷能力，高壓轉子用的多，特別是雙轉子壓氣機的高壓轉子廣泛使用）P102工作葉片：工作葉片是軸流式壓氣機的重要零件之一。主要由：葉身和樺頭兩部分組成。較長的葉片在葉身中部常常帶一個減振凸臺，作用是為了避免發生危險的共振或顫振。目前有些發動機（RB211-535E4V2500）用寬葉弦的風扇葉片取代有減振凸臺的窄葉弦的風扇葉片。P109靜子：軸流式壓氣機靜子中是壓氣機不旋轉部分，由機匣和靜子葉片組件組成。壓氣機一整流器；渦輪一導向器。整流器機匣是一個圓柱形或圓錐形（視氣流通道形狀而定）的薄壁圓筒，前后與其他機匣連接，

17、內壁上有固定整流葉片的溝槽，發動機轉子支承在機匣內（有些發動機的安壯節以及一些附件和導管固定在機匣外壁上）。P112防冰系統：11最常用的防冰方法是對容易結冰的零件表面進行加溫。常見熱源：壓氣機的熱空氣、采用電加溫、或是兩者的聯合、有時還可以用熱滑油加溫。熱空氣多用于渦噴和渦扇發動機如WP6、WP7、WS9,電加溫用在渦槳發動機上。需要加溫零件：進氣裝置、進口導流葉片和整流罩，有時前幾級整流葉片也需要加溫。2減少零件表面水的附著力，最常用的方法在零件表面涂以憎水劑如WP7發動機壓氣機低壓轉子的整流罩。P125-126功率小于22002600KW的渦軸、渦槳發動機，推力小于1500daN的渦噴、

18、渦扇發動機習慣上稱為小型燃氣渦輪發動機，或簡稱為小發動機。小發動機性能不如大發動機先進，但轉速高。P127第七章渦輪渦輪性能參數:1落壓比九*T渦輪的落壓比為渦輪的進口總壓與出口總壓之比落壓比越大，越有利。P1432】渦輪功Lt1kg的燃氣經過理想的過程，從P*3膨脹到P*4所輸出的功。3】渦、*、，*輪效率n不影響渦輪功的因素：11渦輪前燃氣溫度2渦輪落壓比3】渦輪效率（渦輪效率提高，損失功減少，渦輪功增大）P145渦輪在結構上也是由轉子和靜子兩部分組成。渦輪的靜子叫導向器，位置在轉子葉輪的前面。渦輪轉子的連接方式：11不可拆卸方式2可拆卸方式P146-147渦輪工作葉片可能有葉冠，葉冠可以

19、提高剛性并建立阻尼，因而可以起到減振作用，防止發動機在工作中工作葉片出現共振和顫振（在風扇葉片和長壓氣機葉片上起同樣作用的構造是葉身凸臺）葉冠形成的環形結構，可以改善燃氣在工作葉片中的流動防止葉尖處的潛流損失，因而可以提高渦輪效率。另外還有利于控制葉尖與機匣之間的間隙，降低機匣溫度。渦輪工作葉片的樺頭一般都是楓樹形的，這種樺頭具有材料利用率高、重量輕、強度高、對熱應力不敏感等優點，更適合高溫高負荷的工作條件，缺點：對加工精度要求高、成本高、榨槽內熱應力大。為了改善樺頭的應力分布，在葉身和樺頭之間設一段伸根，伸根上有冷卻空氣的進口。由于渦輪工作溫度高，所以材料選用耐高溫的鍥基合金，重量比較重。由

20、于同樣原因（高溫）在渦輪葉片還要采取冷卻措施，特別是第一級高壓渦輪葉片通常是中空的，葉身內部是迷宮式的冷卻空氣通道，采用對流、氣膜、沖擊等冷卻技術降低工作葉片溫度。P151第八章燃燒室燃燒室的零件是在高溫、高負荷下工作局部溫度高達3000K以上，承受著由氣體力、慣性力產生的靜載荷和振動負荷，還受到熱應力和熱腐蝕的作用。燃燒室殼體和擴壓器是發動機主要承力件。P161燃燒室基本類型：11分管燃燒室（單管式燃燒室）2環管燃燒室（聯管燃燒室）3環形燃燒室燃燒室工作的特點：高速殲擊機要求渦輪噴氣發動機的推力大，飛行阻力小，這就必須增大空氣流量和減少燃燒室的橫截面積，導致燃燒室進口氣流速度達到很大的數值，

21、有的渦輪噴氣發動機燃燒室進口氣流速度高達200m/s以上。P16711燃燒室中的燃料是在高速氣流中進行燃燒的，這是燃氣渦輪發動機燃燒室的工作特點之一。2燃燒室出口燃氣溫度要受到渦輪葉片材料強度的限制，這是燃氣渦輪發動機燃燒室的工作特點之二。3燃燒室的軸向尺寸還要受到發動機性能和結構的制約，如迎風阻力、結構重量，轉子跨度。燃燒室空間有限，必須在有限的空間內完成完全燃燒過程，并達到性能的要求。這是燃氣渦輪發動機燃燒室的工作特點之三。P168在組織如何穩定燃燒：1】降低燃燒室中的氣流速度；2提高火焰傳播速度；3】分區燃燒，解決穩定火源、完全燃燒和降溫及均勻溫度場等問題。1 .降低燃燒室內局部地區氣流

22、速度措施：11擴散器，將燃燒室的進口段做成擴散型管道，使進入燃燒室的氣流速度得到降低。2旋流器，用增長擴散段或增大擴散角的辦法使氣流速度進一步降低，勢必使燃燒室橫截面積大大超過發動機的其他部件，因此采用旋流器。2 .增大火焰筒傳播速度，降低燃燒室出口溫度：1】氣流分股2促使燃料迅速汽化3】組成余氣系數合適的混合氣3 .設火焰筒使燃燒分區P168-172第九章加力燃燒室加力燃燒室（擴散器、預燃裝置、可調噴口）的功用：加力燃燒室的功用是在保持發動機最大轉速和渦輪前燃氣溫度不變的情況下，將燃油噴入渦輪后的燃氣流中，利用燃氣中剩余的氧氣再次燃燒（在雙涵道發動機中，還可以從外涵道引入新鮮空氣），進一步提

23、高燃氣溫度，增大噴氣速度，達到增加推力的目的。當使用加力時，為了保持渦輪前各部件的最大工作狀態不變，就必須同時加大尾噴口的排氣面積，以適應燃氣比容的增加。因此，凡是帶有加力燃燒室的發動機都必須有面積可調節的尾噴口（管）配合工作。P190第十章排氣裝置亞聲速噴管：一般把收斂型噴管叫做亞聲速噴管速度增大，壓力減小P209超聲速噴管：充分利用燃氣的膨脹能力，進一步增大噴氣速度避免較大的推力損失，采用收斂擴張型（拉瓦爾）噴管，使噴氣速度達到超聲速。P212反推力裝置：11內涵反推（熱氣流反推）：蛤殼形門式【經出口葉柵（一個飛機4個）向斜前方排除，產生反推力】、母斗式門式。P2222外涵反推（冷氣流反推

24、）：如，風扇反推在大流量比的渦扇發動機（如PW4000,RB211,CFM-56中，通常采用外涵道反推力裝置，又叫冷氣流反推裝置。優點：1】有效，因為大涵道比渦扇發動機80%以上的推力來自于風扇，即外涵道，所以將外涵氣流折反，可獲得足夠大的反推力2可行，將外涵氣流折反時對內涵氣流的影響很小，因此對發動機工作狀態的影響也小，先進民航飛機大多采用這種形式的反推裝置。P223第十一章航空發動機的總體結構1 .CFM-56發動機的支承方案，高壓轉子1-0-1型，低壓轉子0-2-1型.2 .CR700/PW4000發動機的支承方案，其中高壓轉子1-1-0型，低壓轉子0-2-1型。1號、3號支點分別是低壓

25、、高壓轉子的止推支點。P233-234第十二章航空發動機工作系統P247航空動力裝置控制包括進氣道控制、發動機控制、排氣裝置的控制。液壓機械式發動機控制系統（控轉速、油量）：發動機控制系統：液壓機械式、監控型電子式、全功能數字電子式。液壓機械式及氣動機械式燃油控制器仍是航空發動機上使用最多的控制器。P251監控型發動機電子控制器的發動機控制中，液壓機械式控制器作為主控制器，負責發動機的完全控制包括起動、加速、減速控制。P257全權限（全功能）數字電子控制（FADEC/EEC：FADEC是發動機控制發展的最新水平，是今后的發展方向。民航發動機控制越來越多采用FADEC如PW4000,V2500,

26、RB211-524,GE9包。FADECK統是管理發動機控制的所有控制系統的總稱。，在FADEC空制中，發動機電子控制器EEC或電子控制系統ECU是它的核心，所有控制計算均由計算機進行，然后通過電液伺服機構輸出控制液壓機械裝置及各個活門、作動器等,因此它的執行機構任然是液壓機械裝置。P259滑油系統功用：潤滑、冷卻、清潔、防腐；除此之外，滑油系統還為其他系統提供工作介質、封嚴，并且是發動機狀態的載體。在渦槳發動機中，由于滑油帶走的熱量較多，所以還可以作為防冰系統的熱源。P262滑油系統組成：滑油箱、增壓箱、滑油濾、安全活門、回油泵、滑油散熱器、油氣分離器（氣：滑油蒸汽）、指示系統和磁性堵塞組成

27、。P264簡答題：1 .航空燃氣渦輪發動機主要包括哪些要素？P5渦輪噴氣發動機WP渦輪風扇發動機WS渦輪螺旋槳發動機WJ槳扇發動機渦輪軸發動機WZ渦輪槳扇發動機JS（垂直/短距起降動力裝置）2 .航空燃氣渦輪發動機主要性能參數有哪些？P8推力（功率1daN=10N）推重比（功重比）daN/kg耗油率kg/（Hp巡力nh）增壓比涵道比渦輪前燃氣溫度3、CFM56-3發動機主要用于那幾型飛機上？P20簡述CFM56-3發動機低壓轉子和高壓轉子的組成方式。B737300、B737400、B737500;低壓轉子的組成方式：一級風扇及三級低壓壓氣機和四級低壓渦輪組成。高壓轉子的組成方式：九級高壓壓氣機

28、和一級高壓渦輪組成。4、請簡述發動機推力的定義。P55我們把流過發動機內部和外部的氣體與發動機殼體，內、外壁面及部件之間的作用力的合力，在發動機軸線方向方向的分力成為推力F5、渦輪風扇發動機有哪幾部分組成？P68進氣道、風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪和噴管組成。6、渦輪風扇發動機的主要參數包括哪些？P711）涵道比Y:Y=Qmout/QminQmout內涵道質量流量Qmin外涵道質量流量2）EPR發動機壓比：EPR輒壓渦輪后總壓/壓氣機（或風扇）進口總壓7、進氣道是指什么？進氣道的功用是什么？P73進氣道是指飛機進口（或發動機短艙進口）至發動機的壓氣機進口這段管道。進

29、氣道使氣流速度下降，壓力提高，功用是：1）將一定數量的空氣以較少的流動損失，順利地引入發動機。2）當飛行馬赫數Ma大于壓氣機進口處氣流的Ma時，通過沖壓作用壓縮空氣，提高空氣壓力。8、壓氣機包括哪幾類型？航空燃氣渦輪發動機主要采用哪種壓氣機？具優點有哪些？P89離心式壓氣機（用的少，結構簡單，工作可靠，穩定工作范圍較寬、單級增壓比高），主要用于教練機、導彈、靶機上的小型動力裝置和飛機輔助動力裝置中。軸流式壓氣機（效率高，增壓比高，用的較多，單位面積空氣流量大、迎風阻力小，在相同外輪廓尺寸條件下可獲得更大的推力），在大、中推力發動機上普遍米用。混合式壓氣機（單級增壓比高，避免軸流式壓氣機當葉片高

30、度很小時損失增大的缺點）。航空燃氣渦輪發動機主要采用軸流式壓氣機。9、軸流式壓氣機有哪兩部分組成？分別簡述這兩部分的概念。P102P112軸流式壓氣機有靜子和轉子組成。靜子：軸流式壓氣機靜子是壓氣機中不旋轉的部分，由機匣和靜子葉片組件組成。轉子：壓氣機轉子由工作葉輪（包括工作葉片，鼓筒或鼓盤）及連接件組成，轉子構成壓氣機的旋轉部分。10、軸流式壓氣機喘振的原因是什么？P115軸流式壓氣機喘振本質原因：當發動機在非設計狀態時，壓氣機前面增壓級和后面增壓級的流通能力不相匹配，因而造成了“前喘后渦”或“前渦后喘”的現象。11、軸流式壓氣機防止喘振措施有哪些？P116-1201）放氣機構2）進口可轉導

31、流葉片和變彎度導流葉片3）多級可調靜子葉片4）機匣處理5）雙轉子或三轉子壓氣機12、渦輪的功用和特點分別是什么？P139渦輪的功用是使高溫高壓燃氣膨脹做功，把燃氣中的部分熱能轉換為機械能，輸出渦輪功帶動壓氣機和其他附件工作。航空燃氣渦輪的特點：功率大、燃氣溫度高、轉速高、負荷大、工作條件最為惡劣。13、渦輪部件冷卻的目的是什么？P1551）提高渦輪前燃氣溫度，以提高發動機的性能。2）控制轉子葉片與機匣之間的間隙在最佳值，提高渦輪工作效率。3）使零件內溫度分布均勻，以減小熱應力。4）在渦輪前燃氣溫度給定的條件下，降低零件工作溫度到允許的范圍內，以保證這些零件具有必要的機械強度或有可能采用廉價的耐

32、熱材料。5）將零件與燃氣流隔開，提高零件工作表面的耐腐蝕性。14、燃燒室的基本類型有哪些？P1721）分管燃燒室（單管式燃燒室）2）環管燃燒室（聯管燃燒室）3）環形燃燒室15、環形燃燒室有哪些優點？P174環形燃燒室的燃燒好，總壓損失小，燃燒室出口流場及溫度場分布均勻；燃燒室結構簡單，重量輕，耐用性好；火焰筒表面積與容積之比較小，因而需要的冷卻空氣量比較少；燃燒室的軸向尺寸短，有利于減小轉子的跨度和降低發動機的總體重量。16、加力燃燒室的功用是什么？P190加力燃燒室的功用是在保持發動機最大轉速和渦輪前燃氣溫度不變的情況下，將燃油噴入渦輪后的燃氣流中，利用燃氣中剩余的氧氣再次燃燒（在雙涵道發動

33、機中，還可以從外涵道引入新鮮空氣），進一步提高燃氣溫度，達到增加推力的作用。17、尾噴管的功用是什么？P207尾噴管的功用主要是使渦輪后的燃氣繼續膨脹，將燃氣中的剩余的熱始充分轉變為動能，使燃氣以比飛行速度大得多的速度從噴口噴出，以產生推力。18、請簡述CFM56發動機的支承方案。P233高壓轉子為1-0-1型，低壓轉子為0-2-1型。其中4號支點是中介軸承，1號、3號支點分別是低、高壓轉子的止推支點/孑按前吃法分別溫默黑啰赳*器囂：股）等多方面要求綜合考慮。剛性傳力學折結構F；，下面介紹幾種典型的多轉子發動機的支承方案甲1-15所小處受加機的支承方案其中高壓轉,為.-1型。其"號支

34、篇中介軸承,1號、3號支點分別匕：二1；.QSL低長轉干為233濕fin23.1.圖11_15Cl15h發幼機的上J、f圖11-16所示為JT9D發動機的支:鴛黑器;Il27型。其中1號、2號支點分別是低、高壓轉11.2.2支承方案.介室均不多納支承形式分為他支粕二如點的書”窯喝、例刊叫支承力*的念盤勃支承或是這兩種形式的組合。“1-書國印小他小檔燒室軸向尺寸短,轉，聆發小M在發動機，仔剛性足弊的條%*，；：成支點支承方案.這樣可以筒化結構M輸足鈉ID.可以只需要支承在2個支點匕少承力構件.斌輕而也支承方案（圖曲線都是簡支。透用于剛性也的支承。在這種支承方案中，兩支點在轉子網*郴n2）。“-0支承方案suw端（圖11-1