【简介：】本篇文章给大家谈谈《发动机喉管》对应的知识点，希望对各位有所帮助。本文目录一览：
1、什么是喉道
2、航空发动机原理与构造
3、航空发动机的内部构造
4、航空发动机超
本篇文章给大家谈谈《发动机喉管》对应的知识点，希望对各位有所帮助。
本文目录一览：
什么是喉道
喉道，泛指喉腔。与“喉”同义，《灵枢·忧恚无言篇》说：“喉咙者，气之所以上下者也。”说明它在喉腔内、气管上的部位，是呼吸的要道。
航空发动机原理与构造
航空发动机还分活塞和涡轮呢
活塞就跟普通汽车发动机原理上没什么区别了，无非就是缸多一些排量大一些功率强劲不少罢了
如果是涡轮的话……看图吧
至于涡轮增压，一般用的是废气涡轮增压，也就是在汽缸的排气路上装一个涡轮并带动进气路上的压气机。利用发动机排出的废气惯性冲力来推动涡轮室内的涡轮,涡轮又带动同轴的叶轮,叶轮压送由空气滤清器管道送来的空气,使之增压进入汽缸。
机械增压本质上就是一个罗茨鼓风机，利用两个以发动机带动的叶形转子在气缸内作相对运动来压缩从空气滤清器过来的空气。压缩机靠转子轴端的同步齿轮使两转子保持啮合。转子上每一凹入的曲面部分与气缸内壁组成工作容积，在转子回转过程中从吸气口带走气体，当移到排气口附近与排气口相连通的瞬时，因有较高压力的气体回流，这时工作容积中的压力突然升高，然后将气体输送到排气通道。
自然吸气没有机械结构来对吸入的空气进行额外增压
航空发动机的内部构造
发动机是一种由许多机构和系统组成的复杂机器。无论是汽油机，还是柴油机；无论是四行程发动机，还是二行程发动机；无论是单缸发动机，还是多缸发动机。要完成能量转换，实现工作循环，保证长时间连续正常工作，都必须具备以下一些机构和系统。
（1) 曲柄连杆机构
曲柄连杆机构是发动机实现工作循环，完成能量转换的主要运动零件。它由机体组、活塞连杆组和曲轴飞轮组等组成。在作功行程中，活塞承受燃气压力在气缸内作直线运动，通过连杆转换成曲轴的旋转运动，并从曲轴对外输出动力。而在进气、压缩和排气行程中，飞轮释放能量又把曲轴的旋转运动转化成活塞的直线运动。
（2) 配气机构
配气机构的功用是根据发动机的工作顺序和工作过程，定时开启和关闭进气门和排气门，使可燃混合气或空气进入气缸，并使废气从气缸内排出，实现换气过程。配气机构大多采用顶置气门式配气机构，一般由气门组、气门传动组和气门驱动组组成。
（3) 燃料供给系统
汽油机燃料供给系的功用是根据发动机的要求，配制出一定数量和浓度的混合气，供入气缸，并将燃烧后的废气从气缸内排出到大气中去；柴油机燃料供给系的功用是把柴油和空气分别供入气缸，在燃烧室内形成混合气并燃烧，最后将燃烧后的废气排出。
（4) 润滑系统
润滑系的功用是向作相对运动的零件表面输送定量的清洁润滑油，以实现液体摩擦，减小摩擦阻力，减轻机件的磨损。并对零件表面进行清洗和冷却。润滑系通常由润滑油道、机油泵、机油滤清器和一些阀门等组成。
（5) 冷却系统
冷却系的功用是将受热零件吸收的部分热量及时散发出去，保证发动机在最适宜的温度状态下工作。水冷发动机的冷却系通常由冷却水套、水泵、风扇、水箱、节温器等组成。
（6) 点火系统
在汽油机中，气缸内的可燃混合气是靠电火花点燃的，为此在汽油机的气缸盖上装有火花塞，火花塞头部伸入燃烧室内。能够按时在火花塞电极间产生电火花的全部设备称为点火系，点火系通常由蓄电池、发电机、分电器、点火线圈和火花塞等组成。
（7) 起动系统
要使发动机由静止状态过渡到工作状态，必须先用外力转动发动机的曲轴，使活塞作往复运动，气缸内的可燃混合气燃烧膨胀作功，推动活塞向下运动使曲轴旋转。发动机才能自行运转，工作循环才能自动进行。因此，曲轴在外力作用下开始转动到发动机开始自动地怠速运转的全过程，称为发动机的起动。完成起动过程所需的装置，称为发动机的起动系。
航空发动机超音速进气道是如何进行布局的呢？
在超音速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。
为了使进气道在非设计状态下能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），必须应用可调节进气道。常用的方法是调节喉部面积和斜板角度，使进气道的通过能力与发动机的要求一致。
军用超音速进气道布局
军用超音速进气道，除了早期的头部进气以外，现代战斗机最常见的进气道布局是两侧进气和腹部进气。
头部进气：二代单发战斗机多采用此种进气道。特点是进气效率高，缺点是占据了宝贵的机头位置，无法在战斗机头部安装大口径雷达。
腹部进气：三代战斗机多采用此种进气道，如美国F-16、我国歼10、欧洲EF-2000等。特点是进气效率高，有利的预压缩。
两侧进气：新一代飞机超音速进气道设计概念中，包括后掠双斜面超音速进气道（CARET）和无附面层隔道超音速进气道（DSI）。其典型代表是美国战机F-18超黄蜂、中国台湾IDF和中国战机枭龙等。
另外还有出于隐身考量的背部进气方式，例如美国隐身轰炸机B2和F117，负有突击打击任务的隐身无人机X-47B以及需要越境收集情报地无人机RQ-170等，均未提升生存能力而牺牲进气效率的合理工程折中。
民用运输机发动机进气道
民用发动机多采用机翼吊舱安装形式，进气道很短，主要考虑低速时进气效率，以及正常飞行时利用扩展通道适当地减速增压。短舱内风扇叶片前周向设有边界层吸收多孔壁，吸除低能边界层，保证高能气流进入发动机。
直升机用发动机进气口
直升机用发动机安装进气口分离器，保证发动机进气的清洁。某些军用直升机的排气口还装有换热冷却器的红外抑制装置，以减少战场上受到热敏武器攻击的机会。
中国民用航空总局关于修订《航空发动机适航标准》的决定(2002)
一、规章名称“航空发动机适航标准”修改为“航空发动机适航规定”。二、原规章中A分部、B分部、C分部、D分部、E分部、F分部分别改为A章、B章、C章、D章、E章、F章。三、原规章中关于条的序号的表述“§……”改为“第……条”。四、增加第33.28条，内容如下：
第33.28条 发动机电气和电子控制系统
依靠电气和电子装置进行正常工作的每一控制系统必须满足下列要求：
（a）在第33.5条所要求的发动机安装和使用说明手册中应对控制系统进行说明、并应规定在正常工作和失效状态所控制的可用功率或推力的百分比、以及其他被控制的功能的控制范围；
（b） 控制系统的设计和构造应能保证由飞机提供的电源或数据的任何失效不应导致功率或推力发生不可接受的变化，或妨碍发动机继续安全运转；
（c） 控制系统的设计和构造应能保证不会由于控制系统电气或电子部件的单个失效或故障，或可能发生的组合失效，而导致不安全状态的发生；
（d） 在该安装和使用说明手册中应规定环境限制，包括雷击引起的瞬变状态；并且
（e） 所有相关软件的设计和执行应具有防止导致不可接受的功率或推力损失或其他不安全状态的防错功能，并且，软件的设计和实施方法须经中国民用航空总局批准。五、增加第33.74条，内容如下：
第33.74条 持续转动
由于飞行中的任何原因使发动机停车，如果发动机的任何主转动系统仍持续转动并且没有提供阻止持续转动的装置，那么在最长的飞行周期内和在预期该发动机不工作的飞行条件下，任何持续的转动不得导致第33.75条（a）至（c）所描述的任何情况。六、增加第33.76条，内容如下：
第33.76条 吸鸟
（a）概述 为符合本条（b）、（c），应遵照下列规定：
（1）吸鸟试验应在吸鸟前的试验天气环境条件下，发动机稳定在不小于100%的起飞功率或推力的状态下进行。另外，符合性的验证必须考虑在海平面最热天气的起飞条件下最差的发动机能够达到最大额定起飞功率或推力的运转情况。
（2）应由申请人来确定在本条中用来决定鸟的数量和重量的发动机进气道喉道面积，并且将其确认为第33.5条所要求的安装说明中的一个限制。
（3）必须对可能进入进气道的单只大鸟和单只最大的中鸟对发动机前部的撞击进行评估。必须证明，当按本条（b）或（c）的规定的条件（如适用）撞击相关部件时，不会影响发动机，使之达到不符合本条（b）（3）和（c）（6）要求的程度。
（4） 对于采用进气道防护装置的发动机，本条的符合性验证应在该防护 装置起作用的情况下进行。发动机的批准文件上应注明对这些要求的符合性验证是在防护装置起作用的情况下进行的。
（5）按本条（b）和（c）的要求进行吸鸟试验时，可用中国民用航空总局可接受的物体代替鸟。
（6）如果本条中各项要求的符合性未被验证，在发动机的型号审定文件中应说明该发动机应仅限于安装在不可能发生鸟撞击发动机，或者发动机不会吸入鸟，或者鸟不会对进入发动机的气流产生不利限制的航空器上。
（b） 大鸟为符合大鸟吸入的要求，应遵照下列规定：
（1） 大鸟吸入试验应使用表1规定重量的1只鸟。该鸟应投向第一级旋转叶片最关键的暴露位置。对于安装在固定翼飞机上的发动机，吸入鸟的速度应为370公里/小时（200节）；对于安装在旋翼航空器上的发动机，吸入鸟的速度应为旋翼航空器正常飞行时的最大的空速。
（2）在大鸟吸入后的15秒内不允许移动功率杆。
（3）在本条规定的条件下进行单只大鸟的吸鸟试验时，不得导致发动机出现下列情况之一：
（i）着火；
（ii）危险的碎片穿透发动机机匣飞出；
（iii）产生的载荷大于33.23（a）中规定的极限载荷；
（iv）失去停车能力。
（4）对本款中大鸟吸入要求的符合性验证也可以通过验证第33.94条（a）中在叶片包容性和转子不平衡性方面的各项要求比本条的各项要求更为严格来证明。
表1 大鸟的重量要求
发动机进气道喉道面积（A）平方米（平方英寸）鸟的重量千克（磅）1.35（2，092）A最小1.85（4.07），除非确认使用更小的鸟可使验证更为严格1.35（2，092）≤AA不适用0.05（77.5）≤A七、增加第33.78条，内容如下：
第33.78条 吸雨和吸雹
（a）所有发动机
（1）当航空器在最大高度达4，500米（15，000英尺）的颠簸气流中飞行的典型飞行条件下，发动机在最大连续功率状态下以最大真实空速吸入大冰雹（比重在0.8-0.9）之后，不得引起不可接受的机械损坏或不可接受的功率或推力损失或者要求发动机停车。此时，一半数量的冰雹应随机投向整个进气道正前方的区域，而另一半则应投向进气道正前方的关键区域。应快速连续地吸入冰雹来模拟遭遇冰雹的情况，并且冰雹的数量和尺寸应按以下列方式确定：
（i） 对于进气道面积不大于0.064平方米（100平方英寸）的发动机，为1颗25毫米（1英寸）直径的冰雹；
（ii）对于进气道面积大于0.064平方米（100平方英寸）的发动机，每0.0968平方米（150平方英寸）的进气道面积或其余数，为1颗25毫米（1英寸）直径和1颗50毫米（2英寸）直径的冰雹。
（2） 除了遵照本条（a）（1）的规定外，但本条（b）的规定除外，每型发动机必须证明当其突然遭遇浓度达到本规定附录B中定义的审定标准的雨和冰雹时，在其整个规定的工作包线范围内仍有可接受的工作能力。发动机可接受的工作能力是指在任何连续3分钟的降雨周期内，和任何连续30秒的降冰雹周期内，发动机不熄火、不降转、不发生持续或不可恢复的喘振或失速、或不失去加速和减速的能力。还必须证明吸入之后没有不可接受的机械损坏，不可接受的功率或推力损失或其他不利的发动机异常情况。
（b） 旋翼航空器发动机 作为对本条（a）（2）规定要求的另一种验证方法仅适用于旋翼航空器涡轮发动机。当吸入的雨在进气道平面上均匀分布、水滴流量与空气流量的总重量比至少为4%时，必须证明每型发动机在吸雨期间和之后，具有满意的工作能力，即发动机不熄火、不降转、不发生持续或不可恢复的喘振或失速、或不失去加速和减速的能力。还必须证明吸雨之后没有不可接受的机械损坏，不可接受的功率损失或其他不利的发动机异常情况。吸雨必须在下列地面静止条件下进行：
（1） 在无吸雨条件下在起飞功率状态稳定一正常的时间周期，随后立即 在起飞功率状态突然开始吸雨3分钟，然后
（2） 在快速减速到最小慢车期间持续吸雨，然后
（3） 在审定的最小空中慢车功率状态运转3分钟期间持续吸雨，然后
（4） 在快速加速到起飞功率期间持续吸雨。
（c） 超音速飞机发动机 除了符合本条（a）（1）和（a） （2）的规定外，应仅对超音速飞机发动机进行单独的试验。试验时发动机应以超音速巡航速度吸入不同的3颗冰雹。这些冰雹应投向发动机正面的关键区域，并且吸雹后不能造成不可接受的机械损坏、或不可接受的功率或推力损失或要求发动机停车。试验冰雹的尺寸应根据在10，500米（35，000英尺）时冰雹直径为25毫米（1英寸），到18，000米（60，000英尺）时冰雹直径为6毫米（1/4英寸）的线性关系来确定。所使用的冰雹直径应与所预期的最低超音速巡航高度相对应。另一种替代方法是，在亚音速下吸入三颗较大的冰雹，但这三颗冰雹的动能应与超音速时吸入的冰雹的动能等效。
（d）对于已安装或要求使用防护装置的发动机，如果申请人能证明符合下列条件，则中国民用航空总局可以全部或部分地免除本条（a）、（b）和（c）中关于发动机吸雨和吸雹能力的验证要求：
（1）所遭遇的雨和冰雹构成物的尺寸大到不能通过该防护装置。
（2）该防护装置能够承受所遭遇的雨和冰雹构成物的打击。并且
（3） 防护装置阻挡的雨和冰雹构成物，不会阻碍进入发动机的空气流量，至使所造成的损坏、功率或推力损失、或其他对发动机不利的情况超过本条（a）、（b）和（c）中可接受的水平。
关于《发动机喉管》的介绍到此就结束了。
