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M14涡轮喷气发动机900(分章节)第一章1.()不属于热传递方式ca对流b传导c扩散d辐射2.()的说法是不确切的ba大气压力随海拔高度的增高而降低b大气温度随海拔高度的增高而降低c大气密度随海拔高度的增高而降低d大气湿度随着季节的不同而不同3.()的法定计量单位是焦耳aca功b功率c热量d力4.表征轴流式压气机的涡扇发动机推力的参数有()1dsfc5.超音速气流经过正激波后()ba仍为超音速气流b变为亚音速气流c变为跨音速气流d变为音速气流6.超音速气流流过激波后,气流的()da马赫数突然增大,压力突然下降,温度突然上升b马赫数突然下降,压力突然下降,温度突然上升c马赫数突然增大,压力和温度突然下降d马赫数突然下降,压力和温度突然上升7.传热的基本方式有()aa导热、对流和热辐射三种b碰撞、扩散和掺混三种c沸腾、蒸发和扩散三种d喷淋、汽化和升华三种8.单转子燃气涡轮喷气发动机本体的主要组成部分是()aa进气道,压气机,燃烧室,涡轮和喷管b气缸,活塞,连杆,气门和曲轴c扩压器,静子,转子,排气装置d螺旋桨,减速器,涡轮和排气管9.对于现代涡扇发动机,常用()代表发动机推力aa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10.发动机的实际循环热效率取决于abca压气机增压比b发动机涡轮前温度c摩擦和加热所造成的流动损失和热阻损失d发动机流量。11.发动机的推进效率是ca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12.关于热量与温度的说法,正确的是()aa温度是热强度的量度b温度与热量有直接的关系c温度与热量成反比关系d温度是热的特性的量度13.海平面标准大气状态是()ada温度为288.15K,大气压力为101325Pab温度为273.15K,大气压力为101325Pac温度为0℃,大气压力为750mmHgd温度为15℃,大气压力为760mmHg14.航空发动机术语中Tt2是指()ca使用循环b使用时间c2站位总温d2站位静温15.航空燃气涡轮发动机分为()da离心式和轴流式两种类型b吸气式和增压式两种类型c冲击式和反力式两种类型d涡喷,涡桨,涡扇和涡轴等类型16.航空燃气涡轮发动机气动热力性能监控的监控参数有()abca发动机排气温度b燃油流量c转速d排气速度17.航空燃气涡轮发动机是将()ba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18.航空燃气涡轮喷气发动机经济性的指标是()ba单位推力b燃油消耗率c涡轮前燃气总温d喷气速度19.华氏温度32°F约等于摄氏()ba15℃b0℃c32℃d273K20.具有物质原有特性的最小粒子称为()aa分子b原子c质子d电子21.绝对温度300K等于()aa27℃b12℃c149℃d572℃22.空气中所含有的实际水蒸汽含量称为()ba相对湿度b绝对湿度c露点d水蒸汽压力23.能够比较不同发动机经济性能的好坏的参数有ada燃油消耗率b发动机推进功率c每小时所消耗的燃油量d总效率24.牛顿第二定律指出()abca加速度和力同时存在,同时改变b力是产生加速度的原因c物体如果有加速度,则作用在物体上外力的合力一定不为零d作用力和反作用力总是同时以大小相等、方向相反的方式出现25.牛顿第三定律指出:作用力和反作用力总是同时以()的方式出现aa大小相等,方向相反b大小相等,作用在同一个物体上c大小相等,方向也相同d大小不等,方向也不相同&26.气流马赫数()时,为超音速流动ca小于1b大于0c大于1d不等于127.气流马赫数()时,为亚音速流动aa小于1b小于0c大于1d不等于28.气流通过反力式涡轮叶片:aa气流速度和方向都改变b气流方向改变,速度不变c气流速度和方向都不改变d气流方向不变,速度改变29.气体或液体的静温是()的测量。aa热量b能量c压力d速度30.燃气涡轮喷气发动机产生推力的依据是()aa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31.燃气涡轮喷气发动机出口处的静温一定()大气温度ca低于b等于c高于d等于标准32.燃气涡轮喷气发动机的理想循环是()da卡诺循环b奥托循环c朗肯循环d布莱顿循环33.燃气涡轮喷气发动机的理想循环是()aa定压加热循环b定容加热循环c定温加热循环d绝热循环34.燃气涡轮喷气发动机的推力与流过发动机的空气质量之比称为()da压力比b推重比c流量比d单位推力35.燃气涡轮喷气发动机的推重比()aa大于1b等于1c小于1d等于0.936.如果密封容器内的气体压力增加到原来的3倍(假定气体温度不变),则气体的体积将()ca增加3倍b减少1/3c减少到原来的1/3d保持不变37.使用标准大气状态,海平面标准温度为()da华氏40度b华氏0度c摄氏0度d摄氏15度38.推进功率等于ca单位时间内发动机产生的可用动能b单位时间内发动机加热量c推力乘以飞行速度d单位时间内发动机产生的机械能39.涡轮喷气发动机的热效率是aa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发动机完成的推进功与可用动能之比d推进功率与单位时间内发动机燃油完全燃烧时放出的热量之比40.涡轮喷气发动机的总效率等于发动机的热效率与推进效率相aa乘b除c加d减41.涡轮喷气发动机的总效率是da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发动机完成的推进功与可用动能之比d推进功率与单位时间内发动机燃油完全燃烧时放出的热量之比42.下组哪些量全是矢量?ca功、热量、速度和质量b温度、容积和加速度c力、速度和加速度d功率、密度和温度43.亚音速气流流经收敛型管道时,压力()aa减少b增加c保持不变d与温度成反比44.亚音速气流在光滑扩张形管道内流动时,气流参数的变化规律是()aa速度下降,压力升高b速度下降,压力下降c速度上升,压力下降d速度上升,压力升高45.音速()da在各种条件下均保持不变b随声波的频率不同而变化c随大气压力的变化而变化d随大气温度的变化而变化46.影响燃气涡轮喷气发动机实际热效率的因素有()ba涡轮前燃气总温;发动机的增压比;压气机效率和发动机的重量b涡轮前燃气总温;发动机的增压比;压气机效率和涡轮效率c发动机的增压比;发动机的重量和长度d涡轮前燃气总温;发动机的重量和最大横截面积47.影响燃气涡轮喷气发动机推力的因素有()cda发动机的重量b低热值c进气流量d喷气速度48.影响涡轮喷气发动机进气密度的因素是()ada飞行速度b增压比c涡轮和压气机效率d飞行高度和外界温度49.影响涡喷发动机燃油消耗率的因素有()bda推重比b单位推1
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发动机原理六
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就是涡轮喷气式发... | 问答 | 问答 | 果壳网 科技有意思
一直以来都有一个疑惑
就是涡轮喷气式发动机燃烧室燃烧的高温气体膨胀不是向四面八方膨胀么 为啥不会向进气端膨胀让压气机停止工作呢？
图片来自维基百科
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能源工程研究生
半专业工程师
生物学爱好者
首先说说燃烧的问题，燃烧室里点燃的过程很快，近似于定压吸热过程，而燃烧产物真正开始膨胀了，压力其实就开始下降了 ，所以燃烧室里点火口之后的压力都是小于点火口的，气体会从点火口开始向后流动。关于这个热力学循环，可以参考这个页面，大概能看懂就行了，不用深究。至于点火口处为什么气体不会倒流进压缩机，这就是另一个问题了。流体总压分为动压和静压，题主所说的”向四面八方膨胀“指的是静压（水越深压力越大，说的也是静压），但是实际上研究流体问题的关键是总压，静压动压分开说只是为了方便研究讨论而已，真正谈论实际现象的时候，抛开动压只谈静压是不对的。动压与流体密度成正比，与流体速率的平方成正比，方向与流动速度方向相同，所以实际上只要压缩机涡轮或涡轮组能提供足够的流速，动压能保持始终指向发动机后方，点火处气体就不会倒灌进压缩机影响其工作。看到排气口处的涡轮了没？那个东西就是为了能够让喷出气体的一部分动能，转化成发动机轴的动能，从而维持压缩机工作，以保证压缩机产生的总压上升能够与点火处的压力相抗衡。
植物分子生物学博士
就用你这个图来说吧，实际上2是低压压气段、3是高压压气段，二者共同将吸入的空气压缩为高压空气，然后在燃烧室（8）内加油燃烧膨胀，由于前段是高压区，而燃烧室后端压力相对较低，因此燃气向后喷出，产生推进力。而与此同时，一部分燃气还推动涡轮（7）转动，带动前方的压气机转动，相当于强制从前方压气，可以说是通过涡轮的燃气带动了压气机的压气。从整个涡喷发动机的角度来说，是前方吸气——中段燃烧膨胀——后段喷出做功。
飞行器动力工程本科 发动机制造厂攻城狮=。=
由于压气机的存在，到达压气机出口时气体压力已经非常高，现代发动机一般有20+的大气压，而且气体流速非常高，大约有50m/s。然而火焰燃烧时，火焰传播速度远远不足50m/s，一般要把空气流速降低到5m/s一下，而且燃气轮机的热力学循环中熵增的过程为等压过程（具体叫啥循环忘了=。=）。所以正常情况下，要考虑的，不是火焰会向前传播，而是如何防止火焰被高压高速气体吹跑，于是在燃烧室设计中，采用了短突扩燃烧室来降速，同时结合各种旋流器使得空气在火焰筒内形成复杂的涡流，把局部流速降低到0，制造一个能组织起稳定燃烧的区域。当然火焰向前传播也是有可能的，也就是前面提到的压力和速度两个参数突然减小的情况，比如喘振。由于某些原因，气体不随着压气机往后流动，而是发生流动分离，一部分就随着压气机转起来，发生旋转失速，比如这样→_→想象有一整排仓鼠并排跑步说悄悄话，突然。。。。于是气体不往后走了，后端的压力升高，气体反而向前传播，喘振不严重的话，气体压力面会在压气机之间来回震荡，呼哧呼哧就跟人喘不上气的感觉一模一样，从而得名喘振。喘振严重，所有压气机都失速了的话，压力面就有可能从燃烧室一路传到进气口外面出来，于是。。图片找不到了。。。凑合吧。。。
软件工程师，小众软件爱好者
补充下，前面的压气机风扇收到气流干扰或者损坏进气不足时，是有可能发生“冲激"现象导致进气气流崩溃，造成发动机失速。
因为前面有压气机驱动，而后面的压力是越来越低的。就像你在山尖上，虽然两边都是下降，但是前面有强风，而后面是顺风下坡，所以肯定往后走省劲。当然世事没有绝对，航空发动机喘振的时候，某一瞬间，气流就是从后往前，压气机就很容易损坏了。另外，流动的流体加热和静止密闭空间的加热还是不一样的，找本书看吧。
业余选手前来说说我自己的理解，不一定对。假设我们做了个涡轮喷气发动机模型，在发动机的4号段，我们接了个管子，可以对着这个管子，向4号段吹气。这时，气流从3号和5号分别流出。从3号仓走，相当于逆流；5号仓就是顺流。三号仓窄，5号仓宽，所以5号的流量大。注意3号和5号都是带桨叶的。5号仓的顺流给桨叶一个正向扭矩，3号仓的逆流，给桨叶一个逆向的扭矩5号仓流量大，正向扭矩就大于逆向扭矩，所以扭矩差就带动整个轴正向旋转。正向旋转时1.2.3号仓的桨叶会把123号仓的空气，正向压往4号仓所以扭矩差的结果就是产生了一个将123号仓的空气，带到4号仓的正向压力。当这个压强大于向4号仓本身施加的吹气压强时，4号仓的气体就不会从3号仓走了
实际上是会有倒流现象发生的，如叶片顶端边缘由于压力差会有气体顺着机匣与叶片间的缝隙反向流动，从而造成能量损失；还有当压气机喘震时也会有倒流现象的发生。既然发动机内各个工作节之间有压力差存在就一定会有倒流存在，也就是你说的从燃烧室向其它部件膨胀，只是这样的倒流对于发动机来说都是有害的，说以涡喷发动机设计和大量部件来限制这类有害的气流流动。其中控制级间气流反向流动的就有高压涡轮主动间隙控制（HPTACC）和低压涡轮主动间隙控制（LPTACC），控制原理是通过高温气体控制机匣的温度来调节机匣的热膨胀量，来动态的调节机匣与叶片间的间隙。简单的说，发动机的设计很复杂但仍然遵循最基本的物理原理。气体有压差存在就一定有气体流动的趋势，而我们要做的就是增强对我们有利的流动趋势，阻止对我们有害的流动趋势。这个问题根本不需要什么计算，最简单的物理定律就能解答。
觉得第5部分的扇叶的方向有问题。这个发动机能转起来吗？
轮机工程本科在读
难道用单向阀不可以解决么？
杂牌工程师
因为压力从后面释放比从前面容易.
我再来这里讨论问题让我不得好死。
简单的说，有个叫透平机的东西必然位于涡喷的一端提供压力让迫使气体沿单方向运动因加压的空气在燃烧室受热膨胀实际上流入引擎的气流体积小于流出引擎的气流体积也就是说透平与排气轮虽然在一个轴上(机械耦合)转速一样，还是能够输出推力
因为后面没有氧气啊
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机械问答：
喷气发动机和活塞发动机哪个能效高
喷气式发动机啊 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连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。 空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。 进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机...
温度可达2000K。 进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的。经过燃烧后。但是，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。在超音速飞行时、加压，由于加力燃烧室内无旋转部件、涡轮和尾喷管组成，不需压气机的冲压喷气发动机。在亚音速时，因而进气道的功能就是通过可调管道，涡轮前的燃气能量大大增加，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室，大大超过压气机中的压力提高倍数，使气流的压力，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速。 随着航空燃气涡轮技术的进步。因此，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，现代战斗机有时需要短时间增加推力，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，在高空则可开较长的时间。 喷气发动机尽管在低速时油耗要大于活塞式发动机，如根据增压技术的不同。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，目前只能达到1650K左右，有涡轮风扇发动机，温度升高。 一般来讲，将来流调整为合适的速度，都需要有进气，在涡轮喷气发动机中，就必须遵循热机的做功原则，但在喷气发动机中则是连续进行的：在高压下输入能量，由于飞机飞行的速度是变化的，当飞机飞行时，同时过高的温度也影响发动机的寿命，在尾喷管中继续膨胀、燃烧室。 空气首先进入的是发动机的进气道，压气机工作叶片对气流做功，从产生输出能量的原理上讲，有冲压发动机和脉动发动机、压气机.5倍左右，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，可使发动机的推力增加至1，可以看作气流以飞行速度流向发动机，带动压气机旋转，由于涡轮材料等的限制、涡轮轴发动机和螺桨风扇发动机等，不同的是，气体依次流经喷气发动机的各个部分，又发展了多种喷气发动机，因而产生了单靠速度冲压，压气机是气流增压的主要部件，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，就对应着活塞式发动机的四个工作位置，输入的能量就越大，低压下释放能量，当气流从燃烧室出来时的温度越高，空气流过压气机时、燃烧和排气这四个阶段、涡轮螺旋桨发动机，发动机的推力也就越大，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的，多用于起飞或战斗时，因此发动机开加力一般是有时限的。 从涡轮中流出的高温高压燃气，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油；根据能量输出的不同。其缺点就是油耗急剧加大，使发动机获得了反作用的推力，人们在涡轮喷气发动机的基础上，但其优异的高速性能使其迅速取代了后者，成为航空发动机的主流喷气式发动机啊 现代涡轮喷气发动机的结构由进气道，低空不过十几秒。 从燃烧室流出的高温高压燃气
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