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文档简介

1、第三章 飞行器动力系统1发动机分类、推(拉)力特点、使用范围2活塞发动机的工作行程、主要性能参数、组成及各部件的功用3螺桨式飞机不适合与告诉飞行的主要原因4涡喷发动机的增压部件和耗没率的概念5离心式压气机增压原理和增压比量级6轴流式压气机的组成、各部件功用、增压原理和叶片通道7燃烧室的功用和火焰筒的冷却8涡流器的主要功用9涡轮的工作原理及其导向器叶片通道10涡喷发动机加力燃烧室工作特点11进气道的功用、亚音速进气道的形状12超音速进气道及吸附面层装置,调节锥的作用13亚音速尾喷管形状14发动机的四个工作状态及其各自特点15涡扇发动机的主要优点及民用“三高”指标16军民用涡扇发动机的涵道比比较1

2、7涡桨发动机的使用范围及其推力18涡轴发动机的使用范围19无压发动机的空气喷气发动机20火箭发动机的工作特点、原理和主要性能参数21固、液体火箭发动机的比冲比较22液体火箭发动机的组成、推进剂输送方式及其特点、液体燃烧剂23固体火箭发动机的优点、终止推力的措施、药柱包覆层的主要作用、二维燃烧的药柱24火箭飞行时俯仰和偏航运动的控制、战术导弹上常使用的发动机、固液混合发动机的主要优点1分类:P95 航空航天飞机 推力特点:活塞发动机靠桨叶将空气推向后方获得推力。 喷气发动机将流入发动机的焕燃后告诉喷出获得推力P94 使用范围:活塞-小型低速 喷气高速P942行程:P95吸气、压缩、膨胀(做功)、

3、排气 参数:功率、耗油率、加速性(P97) 组成:汽缸、活塞、连杆、曲轴,进、排气门,进、排气阀3原因:桨尖先到达音速,产生局部激波4增压部件:压气机 耗油率:产生一单位推力每小时消耗的燃料(Kg/Nh)。5离气机原理:叶轮带动空气旋转,空气因离心力作用,甩至出口处,再通过扩散管,将部分速度能转化为压力能。 增压比:一般106轴流机组成:静子、转子 作用:1 整流 2减速加压 为空气微团输入能量 增压原理:转子为空气输入能量,静气使空气减速,由伯努力方程,压力增大 P100 叶片通道:进口小出口大的扩散形7燃烧室:燃料与从压气机内出来的高压空气混合燃烧 P103 冷却:从压气机出来的空气只有1

4、/4直接与燃料混合燃烧,期于的先在火焰筒与燃烧室外套间流动,再从火焰筒后部的孔进入火焰筒,与前1/4混合后流向涡轮8涡流器:使气流旋转,形成中心低压区,保证在气流速度高的情况下稳定点火9导向器叶片通道:收缩形(提高速度)P105 原理:从燃烧室出来的告诉气流通过导向器叶片通道后,方向改变,速度增大,冲击叶轮带动它旋转从而驱动压气机、风扇和其他附件。10加力燃烧室:冷却燃烧室的那部分空气中余氧较多,从而可以再次喷油使之燃烧,提高喷管出口的喷漆速度。加大推力P106 特点:压力相对低,燃烧效率低,耗油率大。11进气道的功用:1 引流 2增压 (整理气流)(可以部分增压) 亚音速进气道:扩散形(P1

5、09)(Ma 略大于1,激波损不大,适于Ma15的飞机12超音速进气道:多安装锥体及附面层吸收装置,以减少Ma较大时,气流进入进气道的激波损失。使用于告诉飞机附面层吸收装置(如歼八2的附层隔板) 附面层气流粘性作用大影响进气质量,故采用这一装置,调节锥的作用:先让超音速气流在锥体处生成一个斜激波,再在进气道入口处产生正激波,从而形成多波尔,减少激波损失。(P109)13亚音速尾喷管形状:收缩形 P110 超音速:(收缩扩张,拉瓦尔喷管)14四个状态与特点P112起飞:轮速,涡轮前温度最高,负荷也最大,持续510分钟(相当于军机的加力状态)最大:推力为起飞时推力的85-90巡航:推力为起飞时的6

6、5-75,耗油率低,经济性好,可连续性工作,用于长时间远距离飞行。慢车:发动机能稳定工作的最小转速工作状态,推力为起飞时的3-5,用于着陆,应不超过5 min 15涡扇的优点:提高效率和经济性,排气速度小,噪声小。三高:高涵道比,高涡轮前温度,高增压比16民用涡扇:涵道比逐渐升高:148710军用涡扇:涵道比为1左右17涡桨使用范围:低亚音速飞行(500Km/h600Km/h)推力组成:1 螺桨拉力 2排气推力(10)18涡轴使用范围:直升机P11919无压气机的喷气发动机:P122 冲压:利用高速气流的滞止来增压。特点:无压气机,静推力为0,低速,经济性差,适于高速飞行,常组合使用。 脉动:

7、利用冲压作用进气。但进气门可周期性开闭 特点:静止时可以产生推力,构造简单,成本低,推力随速度增大,但振动大,进气门易坏,寿命短,航空器不再使用。20火箭发动机 P123 工作特点:自带燃烧剂和氧化剂(又称推进剂),可在大气层内工作。 原理:自带的燃烧剂、氧化剂,点燃后产生高温燃气,向后推出使火箭获得推力。 参数:推力,冲量,比冲(1Kg推进剂产生的冲量)(液:25005000m/s)(固:25003000m/s)21.固液火箭发动机比冲比较22液体火箭发动机组成:推进剂输送系统,流量控制活门,推力室,冷却系统P124 推进剂输送方式与特点: 挤压式输送系统:可以多次启动,但气瓶和贮箱受压力较大,故自身质量较大。 泵式输送系统:质量减轻,系统结构较复杂。一般用于推力大,工作时间长的火箭发动机。 氧化剂:液氧,硝酸 液体燃烧剂:液氢,航空炼油,提纯及其衍生物。23固体火箭发动机的优点:P127 结构简单:无复杂推进剂输送系统,喷管组见,无专门的强制冷却,除推力控制机制外无其他活动件。 操作简单,发射准备工作与本身启动比液体发动机灵便。 固体推进剂性能稳定,装填后可长期贮存,适合战略使用要求 发动机零组件少,可靠性高 终止推力措施:P127 燃烧室周围开大小相等均匀分布的径向孔 燃烧室头部装一组向前倾斜的反向喷管 包覆层:阻燃,控制燃面的推进方式(一组、

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