喷气式飞机的工作原理是什么？有哪些科学依据？

飞机的发动原理、主要的是靠飞行器和翅膀、利用飞行器的螺旋桨产生、叫大的堆力就飞上天空了

涡轮涡扇发动机 利用对空气的压缩！产生巨大的上升力

涡轮发动机：是一种利用旋转的机件自穿过它的流体中汲取动能的发动机形式，是内燃机的一种。常用作飞机与大型的船舶或车辆的发动机。工作原理：涡轮发动机由风扇、低压压气机(髙涵比涡扇特有)、高压压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中高压压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机，由核心机排出的燃气中的可用能量，一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，分成两路:一路是内涵气流，空气继续经压气机压缩，在燃烧室和燃油混合燃烧，燃气经涡轮和喷管膨胀，燃气以高速从尾喷口排出，产生推力，流经路程为经低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，燃气从喷管排出；另一路是外涵气流，风扇后空气经外涵道直接排入大气或同内涵燃气一起在喷管排出。涡轮风扇发动机组合了涡轮喷气和涡轮螺桨发动机的优点。涡扇发动机转换大部分的燃气能量成驱动风扇和压气机的扭矩，其余的转换成推力。涡扇发动机的总推力是核心发动机和风扇产生的推力之和。

首先简单介绍一下结构喷气发动机由进气道，压气机，燃烧室，涡轮，尾喷管五部分组成，其中压气机，燃烧室和涡轮合起来称为核心机（为什么叫核心机后面介绍）。对于喷气发动机来说，当飞机在空中高速飞行时，以飞机为参考系，前方空气来流速度很快，这时压气机是不能直接吸入这些高速气流的，必须先由进气道将高速低压气流转换为低速高压气流，目前航空发动机进气道进气气流速度为当地马赫速0.5-0.6（因为声速为温度的函数，发动机里不同位置温度不一样，因此声速也不一样，当地马赫速0.5-0.6是指进气道入口处气流速度是当地声速的0.5-0.6倍）。而尾喷管则是通过控制气流喷出速度控制推力，并使出口压力尽可能接近外界大气压。下面来说核心机，为了了解核心机是怎么回事，首先要了解喷气发动机的热力学原理。从热力学原理来说，涡轮喷气发动机的热力循环是布雷顿循环上图是表示理想布雷顿循环的温熵图（图中的每一点对应于理想气体的一个状态，这里将发动机吸入的空气当成理想气体处理），就喷气发动机而言，0这一点表示周围大气的气体状态，空气进入进气道，被吸入压气机压缩的过程是图中0-2的等熵压缩过程，理想情况下在这个阶段，空气的总熵不变，但被压气机压缩温度上升。当然实际做不到等熵压缩，总有一点损失。图中2点表示经过压气机的气体状态，此时气体温度已有600K左右（工程热力学一般都用热力学温度），当然不同发动机差别会比较大。气体从点2到点3是在燃烧室中进行等压加热，理论来说燃烧过程压力基本不变（当然实际做不到真正的等压）。经过燃烧室加热后气体温度已经非常高了，气体到点3后下面一个阶段就要经过涡轮，所以点3的温度也叫涡轮前温度。目前喷气发动机涡轮前温度普遍能到1400K以上，F-22的发动机涡轮前温度能到2000K左右。从点3到点4，是气体经过涡轮等熵膨胀，在这个过程中推动涡轮做功，自身内能下降，表现为温度降低。而涡轮和前面的压气机是由一根轴连在一起的，由高温气体做功推动涡轮后，涡轮将这个功传给前面的压气机，也就是说压气机压缩气体消耗的能量是由后面涡轮产生的，也因为这个原因，喷气发动机不能自己启动，启动时必须先有电动机之类的东西把它带到一定的转速之后才能点火启动。气体排出发动机后，在大气中等压冷却，在图中用点4到点1的虚线表示。分析这个热力学循环可以看出，3点的温度越高，气体在涡轮前内能越高（理想气体内能为温度的线性函数，温度越高内能越高），在经过涡轮时做功也越多，就能更好推动压气机产生更大的推力，而在温熵图上2-3的等熵过程的路径是唯一确定的，按照工程师和科学家的计算，每一个涡轮前温度都对应一个最佳增压比，使在这个涡轮前温度下发动机的热效率最高。也就是说点3温度增高，如果要保持热力学效率不降低，点2的温度也必须增高，即压气机增压比要增高，因此喷气发动机的发展主要就在干两件事，想方设法提高涡轮前温度和想方设法提高压气机增压比。了解了喷气发动机的热力学原理之后，我们可以发现，布雷顿循环中决定整个循环状况的是压气机增压比和涡轮前温度，压气机的设计决定增压比，而涡轮前温度由燃烧室和涡轮共同决定（毕竟即便燃烧室能烧到2000K，涡轮承受不了如此高的温度就融化了），所以压气机，燃烧室和涡轮合起来称为核心机，因为它们三个决定了一台喷气发动机的热力学循环是什么样的，核心机决定发动机的总功率和热效率，有了好的核心机，如果直接在地上用，稍微改造一下就成燃气轮机，同样的核心机如果加上超声速进气道、加力燃烧室和尾喷管就成了战斗机用的涡喷发动机，如果核心机前面加一个风扇就成了涡扇发动机。美国的lm2500舰用燃气轮机和F-15、F-16所用的F110发动机以至一些民航飞机的发动机就都是从GE9一个核心机衍生而来。

许多人都有一种错觉，认为飞机全都烧汽油。其实并不是这样，现代喷气式飞机就是选择煤油作燃料的。喷气式飞机发动机工作原理和活塞式发动机有所不同，它的燃烧过程并不是间断进行的。燃料点燃，以后就可以燃烧到发动机断油。所以，不要求燃料有相当好的蒸发性，烧汽油就显得大材小用了。不但这样，现代喷气式飞机飞得高、而且速度快，于是带来一个很大的问题：处在高空飞行的飞机，因为空气相当稀薄，大气压力也小，而且燃料处于低压状态，通常在这种环境下，假如以汽油为燃料，油箱以及油路中的汽油就会马上沸腾，从而产生许多油蒸汽，阻塞油路，造成“气塞”。发动机也会由于得不到燃料而在空中停车，从而造成机毁人亡的严重飞行事故。为了防止“气塞”出现，喷气式飞机也只能采用沸点比较高、而且不易蒸发的煤油作燃料了。此外，煤油的润滑性要比汽油好得多，而汽油会使发动机各个机件润滑性能变差，极大缩短发动机的使用寿命，因此这也是喷气式飞机烧煤油的另外一个原因。 利用牛顿反作用力的第三定律。第一步，发动机前面装有空气压缩机，现代压缩机分为7--9级，压缩机转子周圈装满叶片，发动机启动后，压缩机旋转吸入外界的空气，外界的空气进入导向器以后，压缩机把气体一级一级向后压，气体的浓度越来越浓，压力也就越来越大，当气体通过最后一级后，气体压力增大很多倍。然后进入燃烧室，在燃烧室里，喷电打火，喷油燃烧，因气体中含有氧气，气体燃烧膨胀，向后喷出，燃烧室后面是涡轮，涡轮轴上装涡轮盘，涡轮盘周圈装满叶片，涡轮分7--13级，通过涡轮旋转再一级一级向后压，气体通过发动机后部的涡轮一级一级压缩，压力再提高几百倍，最后，通过尾部喷口喷出。产生反作用力，使飞机向前飞。

1、星型发动机。星型发动机是一种气缸排列在同一个圆周上的往复式发动机。在喷气式飞机诞生之前，大多数的飞机都是采用星型发动机提供动力。星型发动机各个气缸的活塞通过连杆连接到曲轴上，按照特定的点火顺序进行工作。2、V型发动机。V型发动机将气缸分为两组，并将其呈V型夹角进行布置，这样的布置方式减小了发动机的体积，因此家用汽车中经常采用这种发动机。3、涡轮发动机。涡轮发动机主要由压缩机、涡轮机和燃烧室三部分组成。在工作时，气体经过压缩机变成高压状态进入到燃烧室中与油嘴喷射出的燃油混合燃烧，形成的高热废气推动涡轮机旋转。通常这种发动机用作飞机和船舶的动力元件。4、转子发动机。转子发动机诞生较晚，1954年，德国人菲加士·汪克尔发明了转子发动机。这种发动机不同于传统的活塞往复式发动机，采用三角形转子的旋转运动来控制压缩与排放。在工作时，燃烧产生的膨胀压力推动三角形转子的侧面，并将其推向偏心轴的中心形成旋转运动。5、等离子发动机。等离子发动机属于一种电力推动装置，它的工作原理是利用洛伦磁力让电子加速通过磁场，漂移的电子与通道中的中性原子碰撞产生离子，离子经过电场加速后高速喷出产生推力。这种发动机不使用固体或液体燃料，因此在航天器中经常使用。

提供动力，还有带动液压电源等附件

◆压气机 　　压气机故名思意，就是用来压缩空气的一种机械。在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类是轴流式压气机。离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片，当压气机的圆盘运转时，空气就会被螺旋形的叶片“抓住”，在高速旋转所带来的巨大离心力之下，空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙，从而实现空气的增压。与离心式压气机不同，轴流式压气机是由多级风扇所构成的，其每一级都会产生一定的增压比，各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比。 　　在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机，轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点，但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地，离心式压气机虽然效率比较差，而且重量大，但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍。比如在我国台湾的ＩＤＦ上用的双转子结构的ＴＦＥ１－０４２－７０涡扇发动机上，其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数。多说一句，这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多，但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构。比如国产的涡轴－６、涡轴－８发动机就是１级轴流式加１级离心式构成的组合压气机。而美国的“黑鹰”直升机上的Ｔ－７００发动机其压气机为５级轴流式加上１级离心式。 　　压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件。在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要。压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在Ｊ－７９上用的压气机风扇有１７级之多，平均单级增压比为１．１６，这样１７级叶片的总增压比大约为１２．５左右，而用在波音－７７７上的ＧＥ－９０的压气机的平均单级增压比以提高到了１．３６，这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到２３左右。而Ｆ－２２的动力Ｆ－１１９发动机的压气机更是了的，３级风扇和６级高压压气机的总增压比就达到了２５左右，平均单级增压比为１．４３。平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的。 　　但随着压气机的增压比越来越高，压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来。 　　在压气机中，空气在得到增压的同时，其温度也在上升。比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到２５左右时，压气机的出口温度就会超过５００度。而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中，在中低空飞行中由于冲压作用，其温度还会提高。而当压气机的总增压比达到３０左右时，压气机的出口温度会达到６００度左右。如此高的温度会钛合金以是难当重任，只能由耐高温的镍基合金取而代之，可是镍基合金与钛合金相比基重量太大。与是人们又开发了新型的耐高温钛合金。在波音－７４７的动力之一罗·罗公司的遄达８００与ＥＦ－２０００的动力ＥＪ－２００上就使用了全钛合金压气机。其转子重量要比使用镍基合金减重百分之三十左右。 　　与压气机防热的问题相比压气机振喘的问题要难办一些。振喘是发动机的一种不正常的工作状态，他是由压气机内的空气流量、流速、压力的空然变化而引发的。比如在当飞机进行加速、减速时，当飞发动机吞水、吞冰时，或当战斗机在突然以大攻飞行拉起进气道受到屏蔽进气量骤减时。都极有可能引起发动机的振喘。 　　在涡扇喷气发动机之初，人们就采用了在各级压气机前和风扇前加装整流叶片的方法来减少上一级压气机因绞动空气所带给下一级压气机的不利影响，以克制振喘现像的发生。而且在Ｊ－７９涡喷发动机上人们还首次实现了整流叶片的可调整。可调整的整流叶片可以让发动机在更加宽广的飞行包线内正常工作。可是随着风扇、压气机的增压比一步一步的提高光是采用整流叶片的方法以是行不通了。对于风扇人们使用了宽弦风扇解决了在更广的工作范围内稳定工作的问题，而且采用了宽弦风扇之后即使去掉风扇前的整流叶片风扇也会稳定的工作。比如在Ｆ－１５上的Ｆ１００－ＰＷ－１００其风扇前就采用了整流叶片，而Ｆ－２２的Ｆ－１１９就由于采用了三级宽弦风扇所以风扇前也就没有了整流叶片，这样发动机的重量得以减轻，而且由于风扇前少了一层屏蔽其效率也就自然而然的提高了。风扇的问题解决了可是压气的问题还在，而且似乎比风扇的问题材更难办。因为多级的压气机都是装在一根轴上的，在工作时它的转数也是相同的。如果各级压气机在工作的时候都有自已合理的工作转数，振喘的问题也就解决了。可是到现在为止还没有听说什么国家在集中国力来研究十几、二十几转子的涡扇发动机。 　　在万般的无耐之后人们能回到老路上来——放气。放气是一种最简单但也最无可耐何的防振喘的方法。在很多现代化的发动上人们都保留的放气活门以备不时之须。比如在波音－７４７的动力ＪＴ－９Ｄ上，普·惠公司就分别在十五级的高、低压气机中的第４、９、１５级上保留了三个放气活门。 　　◆燃烧室与涡轮 　　涡扇发动机的燃烧室也就是我们上面所提到过的“燃气发生器”。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧以产生高温高压燃气来推动燃气涡轮的运转。在喷气发动机上最常用的燃烧室有两种，一种叫作环管形燃烧室，一种叫作环形燃烧室。 　　环管燃烧室是由数个火焰筒围成一圈所组成，在火焰筒与火焰筒之间有传焰管相连以保证各火焰筒的出口燃气压力大至相等。可是既使是如此各各火焰筒之内的燃气压力也还是不能完全相等，但各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。但在各各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠，所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害，温度高的部分会加速被烧蚀。比如在使用了八个火焰筒的环管燃烧室的ＪＴ－３Ｄ上，在火焰筒尾焰重叠处其燃气导流叶片的寿命只有正常叶片的三分之一。 　　与环管式燃烧室相比，环形燃烧室就没有这样的缺点。故名思意，与管环燃烧室不同，环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，环形燃烧室的燃烧室是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。 　　与环管燃烧室相比，环形燃烧室的优点还不止是这些。 　　由于燃烧室中的温度很高，所以无论环管燃烧室还是环形燃烧室都要进行一定的冷却，以保证燃烧室能更稳定的进行工作。单纯的吹风冷却早以不能适应极高的燃烧室温度。现在人们在燃烧室中最普便使用的冷却方法是全气膜冷却，即在燃烧室内壁与燃烧室内部的高温燃气之间组织起一层由较冷空气所形成的气膜来保护燃烧室的内壁。由于要形成气膜，所以就要从燃烧室壁上的孔隙中向燃烧室内喷入一定量的冷空气，所以燃烧室壁被作的很复杂，上面的开有成千上万用真空电子束打出的冷却气孔。现在大家只要通过简单的计算就可以得知，在有着相同的燃烧室容积的情况下，环形燃烧室的受热面积要比环管燃烧室的受热面积小的多。因此环形燃烧的冷却要比环管形燃烧室的冷却容易的多。在除了冷却比较容易之处，环形燃烧室的体积、重量、燃油油路设计等等与环管燃烧室相比也着优势。 　　但与环管燃烧室相比，环形燃烧室也有着一些不足，但这些不足不是性能上的而是制作工艺上。 　　首先，是环形燃烧室的强度问题。在环管燃烧室上使用的是单个体积较小的火焰筒，而环形燃烧室使用的是单个体积较大的圆环形燃烧室。随着承受高温、高压的燃烧室的直径的增大，环形燃烧室的结构强度是一大难点。 　　其次，由于燃烧室的工作整体环境很复杂，所以现在人们还不可能完全用计算的方法来发现、解决燃烧室所面临的问题。要暴露和解决问题进行大量的实验是唯一的方法。在环管燃烧室上，由于单个火焰筒的体积和在正常工作时所需要的空气流量较少，人们可以进行单个的火焰筒实验。而环形燃烧室是一个大直径的整体，在工作时所需要的空气流量也比较大，所以进行实验有一定的难度。在五六十年代人们进行环行燃烧室的实验时，由于没有足够的条件只能进行环形燃烧室部分扇面的实验，这种实验不可能得到燃烧室的整体数据。 　　但由于科技的进步，环形燃烧室的机械强度与调试问题在现如今都以经得到了比较圆满的解决。由于环形燃烧室固有的优点，在八十年代之后研发的新型涡扇发动机之上几忽使用的都是环形燃烧室。 　　为了更能说明两种不同的燃烧室的性能差异，现在我们就以同为普·惠公司所出品的使用环管形燃烧室的第一代涡扇发动机ＪＴ－３Ｄ与使用了环形燃烧室的第二代涡扇发动机ＪＴ－９Ｄ来作一个比较。两种涡扇发动同为双转子前风扇无加力设计，不过推力差异比较大，ＪＴ－３Ｄ是８吨级推力的中推发动机，而ＪＴ－９Ｄ－５９Ａ的推力高达２４０４２公斤，但这样的差异并不妨碍我们对它们的燃烧室作性能上的比较。首先是两种燃烧室的几何形状，ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的直径和长度分别为９６５毫米和６２７毫米，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的直径是１０２０．５毫米、长度是１０７０毫米。很明显，ＪＴ－９Ｄ的环形燃烧室要比ＪＴ－３Ｄ的环管燃烧室的体积小。ＪＴ－９Ｄ－３Ａ只有２０个燃油喷嘴，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃油喷嘴多达四十八个。燃烧效率ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ为０．９７而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ比他要高两个百分点。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ八个火焰筒的总表面积为３．５７９平方米，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒表面积只有２．２８２平方米，火焰筒表面积的缩小使得火焰筒的冷却结构可以作到简单、高效，因此ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁温度得以下降。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的火焰筒壁温度为７００～９００度左右，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒壁温度只有６００到８５０度左右。ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁温度没有ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的高，可是ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的燃烧室出口温度却高达１１５０度，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃烧室出口温度却只有９４３度。以上所列出的几条足以能说明与环管燃烧室相比环形燃烧室有着巨大的性能优势。 　　在燃烧室中产生的高温高压燃气道先要经过一道燃气导向叶片，高温高压燃气在经过燃气导向叶片时会被整流，并被赋予一定的角度以更有效率的来冲击涡轮叶片。其目地就是为了推动涡轮，各级涡轮会带动风扇和压气机作功。在涡扇发动机中，涡轮叶片和燃气导向叶片将要直接的承受高温高压燃气的冲刷。普通的金属材料跟本无法承受如此刻克的工作环境。因此燃气导向叶片和涡轮叶片还有联接涡轮叶片的涡轮盘都必需是极耐高温的合金材料。没有深厚的基础科学研究，高性能的涡轮研制也就无从谈起。现今有实力来研制高性能涡轮的国家都无不把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和制作工艺当作是最高极密。也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。 　　众所周知，提高涡轮进口温度是提高涡扇发动机推力的有效途径，所以在军用涡扇发动机上，人们都在不遗余力的来提高涡轮的进口涡度以使发动机用更小的体积和重量来产生更大的推力。苏－２７的动力ＡＬ－３７Ｆ涡扇发动机的涡轮进口温度以高达１４２７度，而Ｆ－２２的运力Ｆ－１１９涡扇发动机其涡轮前进口温度更是达到了１７００度的水平。在很多文章上提到如果要想达到更高的涡轮口进气温度，在现今陶瓷涡轮还未达到真正实际应用水平的情况下，只能采用更高性能的耐高温合金。其实这是不切确的。提高涡轮的进口温度并非只有采用更加耐高温的材料这一种途径。早在涡扇发动机诞生之初，人们就想到了用涂层的办法来提高涡轮叶片的耐烧上涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。在ＪＴ－３Ｄ的涡轮叶片上普惠公司就用扩散渗透法在涡轮叶片上“镀”上一层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条的渗碳工艺有点类似。经过了扩散渗透铝、硅的ＪＴ－３Ｄ一级涡轮叶片其理论工作寿命高达１５９００小时。 　　当涡轮工作温度进一步升高之后，固体渗透也开始不能满足越来越高的耐烧蚀要求。首先是固体渗透法所产生的涂层不能保证其涂层的均匀，其次是用固体渗透法得出的涂层容易脱落，其三经过固体渗透之后得出的成品由于涂层不匀会产生一定的不规则变形（一般来说经过渗透法加工的零件其外形尺寸都有细小的放大）。 　　针对固体渗透法的这些不足，人们又开发了气体渗透法。所谓气体渗透就是用金属蒸气来对叶片进行“蒸煮”在“蒸煮”的过程中各种合金成分会渗透到叶片的表层当中去和叶片表层紧密结合并改变叶片表层的金属结晶结构。和固体渗透法相比，气体渗透法所得到的涂层质量有了很大提高，其被渗透层可以作的极均匀。但气体渗透法的工艺过程要相对复杂很多，实现起来也比较的不容易。但在对涡轮叶片的耐热蚀要求越来越高的情况下，人们还是选择了比较复杂的气体渗透法，现如今的涡轮风扇中的涡轮叶片大都经过气体渗透来加强其表面的耐烧蚀。 　　除了涂层之外，人们还要用较冷的空气来对涡轮叶片进行一定的冷却，空心气冷叶片也就随之诞生了。最早的涡扇发动机－－英国罗·罗公司的维康就使用了空心气冷叶片。与燃烧室相比因为涡轮是转动部件，因此涡轮的气冷也就要比燃烧室的空气冷却要复杂的多的多。除了在燃烧室中使用的气薄冷却之外在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。 　　对流冷却就是在空心叶片中不停有冷却气在叶片中流动以带走叶片上的热量。冲击冷却其实是一种被加强了的对流冷却，即是一股或多股高速冷却气强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般都是用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘上的的孔、隙中流出在燃气的带动下在叶片的表面形成冷却气薄。但开在叶片前缘上使冷却气流出的孔、隙会让叶片更加难以制造，而且开在叶片前缘上的孔隙还会使应力极中，对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气薄冷却要比对流冷却的效果好上很多，所以人们还是要不惜代价的在叶片上采用气薄冷却。 　　从某种意义上来说，在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学理合理的冷却方法可能要比开发更先进的耐高温合金更重要一些。因为空心冷却要比开发新合金投资更少，见效更快。现在涡轮进口温度的提升其一半左右的功劳要归功于冷却技术的提高。现如今在各式涡扇发动机的涡轮前进口温度中要有２００度到３５０度的温度被叶片冷却技术所消化，所以说涡轮工作温度的提高叶片冷却技术功不可没。 　　其实在很多军事爱好者的眼中，涡轮的问题似乎只是一个耐高温材料的问题。其实涡轮问题由于其工作环境的特殊性它的难点不只是在高温上。比如，由于涡轮叶片和涡轮机匣在高温工作时由于热涨冷缩会产生一定的变形，由这些变形所引起的涡轮叶片与机匣径向间隙过大的问题，径向间隙的变大会引起燃气泄露而级大的降底涡轮效率。还有薄薄的涡轮机匣在高温工作时产生的扭曲变形；低压涡轮所要求的大功率与低转数的矛盾；提高单级涡轮载荷后涡轮叶片的根部强度等等。除了这些设计上的难题之外，更大的难题则在于涡轮部件的加工工艺。比如进行涡轮盘粉末合金铸造时的杂质控制、涡轮盘进行机器加工时的轴向进给力的控制、对涡轮盘加工的高精度要求、涡轮叶片合金精密铸造时的偏析、涡轮叶片在表面渗透加工中的变形等等，这里面的每一个问题解决不好都不可能生产出高质量、高热效率的涡轮部件。 　　◆喷管与加力 　　尾喷管是涡扇发动机的最末端，流经风扇、压气机、燃烧室、涡轮的空气只有通过喷管排出了发动机之外才能产生真正的推力以推动飞机飞行。 　　涡扇发动机的排气有二部分，一部分是外函排气，一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种，一种是内外函的分开排气，一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣，所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说，在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气，在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式，而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。 　　对于涡扇发动机来说，函道比越高的发动机其用油也就更省推力也更大。其原因就是内函核心发动机把比较多的能量传递给了外函风扇。在混合排气的涡扇发动机中，内函较热的排气会给外函较冷的排气加温，进一步的用气动－－热力过程把能量传递给外函排气。所以从理论上来说，内外函的混合排气会提高推进效率使燃油消耗进一步降低，而且在实际上由于混合排气可以降底内函较高排气速度，所以在当飞机起降时还可以降低发动机的排气噪音。可是在实际操作的过程中，高函道的涡扇发动机几乎没有使用混合排气的例子，一般都采用可以节省重量的短外函排气。 　　进行内外函的混合排气到目前为止只有两种方法一种是使用排气混合器，一种是使用长外函道进行内外函排气的混合。在使用排气混合器时，发动机会增加一部分排气混合器的重量，而且由于排气要经过排气混合器所以发动机的排气会产生一部分总压损失，这两点不足完全可以抵消掉混合排气所带来的好处。而长外函排气除了要付出重量的代价之外其排气的混合也不是十分的均匀。所以除了在战斗机上因结构要求而采用外则很少有采用。 　　在战斗机上除了有长外函进行内外函空气混合之外一般都还装有加力装置来提高发动机的最大可用推力。 　　所谓加力就是在内函排气和外函排气中再喷入一定数量的燃油进行燃烧，以燃油的损失来换取短时间的大推力。到目前为此只有在军用飞机和极少数要求超音速飞行的民用飞机上使用了加力。由于各种飞机的使命不同对加力燃料的要求也是不同的。比如对于纯粹的截击战斗机如米格－２５来说，在进行战斗起飞时，其起飞、爬升、奔向战区、空战等等都要求发动机用最大的推力来驱动飞机。其战斗起飞时使用加力的时间差不多达到了整个飞行时间的百分之五十。而对于Ｆ－１５之类的空优战斗机来说在作战起飞时只有在起飞和进行空中格斗时使用加力，因此其加力的使用使时长只占其飞行时间的百分之十不到。而在执行纯粹的对地攻击任务时其飞机要求时用加力的时间连百分之一都不到，所以在强击机上干脆就不安装加力装置以减少发动机的重量和长度。 　　加力燃烧是提高发动机推重比的一个重要手段。现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的。如果不按照加力推力来计算Ｆ－１００－ＰＷ－１００的推重比只有４．７９连５都没有达到！为了提高发动机的最大推力，人们现在一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力。 　　但当加力燃烧在大幅度的提高发动机的推力的时候，所负出的代价就是燃油的高消耗。还是以Ｆ－１００－ＰＷ－１００为例其在全加力时的推力要比无加力时的最大推力高百分之六十六，可是加力的燃油消耗却是无加力时的百分之二百八十一。这样高的燃油消耗在起飞和进行空中格斗时还可以少少的使用一下，如要进行长时间的超音速飞行的话飞机的作战半径将大大缩短。 　　针对涡扇发动机高速性能的不足，人们又提出了变循环方案和外函加力方案。所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与Ｆ－１１９竞争Ｆ－２２动力的ＹＦ－１２０发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以０～０．２５之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是ＹＦ－１２０败与Ｆ－１１９手下。 　　由于混合加力要求内外函排气都参与加力燃烧，这样所需要的燃油也较多，于是人们又想到了内外函分开排气，只使用外函排气参加加力燃料的方案。但外函排气的温度比较低，所以组织燃烧相对的困难。目前只有少数使用，通常是要求长时间开加力的发动机才会采用这种结构

涡轮轴发动机与涡轮螺旋桨发动机相似，曾经被划入同一分类。它们都由涡轮喷气发动机演变而来，涡桨发动机驱动螺旋桨，涡轮轴发动机则驱动直升机的旋翼轴获得升力和气动控制力。当然涡轮轴发动机也有自己的特色：通常带有自由涡轮，而其他形式的涡轮喷气发动机一般没有自由涡轮。涡轮轴发动机具有涡轮喷气发动机的大部分特点，也有着进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等基本组件。其特有的自由涡轮位于燃烧室后方，高能燃气对自由涡轮作功，通过传动轴、减速器等带动直升机的旋翼旋转，从而升空飞行。自由涡轮并不像其他涡轮那样要带动压气机，它专门用于输出功率，类似于汽轮机。做功后排出的燃气，经尾喷管喷出，能量已经不大，产生的推力很小，包含的推力大约仅占总推力的十分之一左右。因此，为了适应直升机机体结构的需要，涡轮轴发动机喷口可灵活安排，可以向上，向下或向两侧，而不一定要向后。尽管涡轮轴发动机内，带动压气机的燃气发生器涡轮与自由涡轮并不机械互联，但气动上有着密切联系。对这两种涡轮，在气体热能分配上，需要随飞行条件的改变而适当调整，从而取得发动机性能与直升机旋翼性能的最优组合。

协和客机发动机是带加力燃烧室的喷气式发动机。加力燃烧室也使“协和”能够使用与传统飞机相同的跑道，因为该机必须以更快速度滑跑才能起飞。“协和”可能在能支持波音747的任何机场上起降，而反之747做不到这一点。加力系统把燃料喷射到发动机尾部加力燃烧室，然后点燃，尾喷管会喷出一股火焰来提供额外推力。但加力系统显著增加了燃料消耗，所以飞行员不能在起飞时长时间开加力。以最大重量起飞时，一般持续加力时间是大约1分10秒。当飞行员点燃加力燃烧室后，即使在最大重量的情况下，乘客仍能感觉到自己被加速度压在椅背上。因此飞行员在起飞前向乘客广播时或告知这一点。

对

发动机原理： 该定律表述为：“作用在一物体上的每一个力都有一方向相反大小相等的反作用力。”就飞机推进而言，“物体”是通过发动机时受到加速的空气。产生这一加速度所需的力有一大小相等方向相反的反作用力作用在产生这一加速度的装置上。喷气发动机用类似于发动机/螺旋桨组合的方式产生推力。二者均靠将大量气体向后推来推进飞机，一种是以比较低速的大量空气滑流的形式，而另一种是以极高速的燃气喷气流形式。 喷气反作用绝对是一种内部现象。它不象人们经常想象的那样说成是由于喷气流作用在大气上的压力所造成的。实际上，喷气推进发动机，无论火箭、冲压喷气、或者涡轮喷气，都是设计成加速空气流或者燃气流并将其高速排出的一种装置。当然，这样做有不同的方式。但是，在所有例子中，作用在发动机上的最终的反作用力即推力是与发动机排出的气流的质量以及气流的速度成比例的。换言之，给大量空气附加一个小速度或者给少量空气一个大速度能提供同样的推力。实用中，人们喜欢前者，因为降低喷气速度能得到更高的推进效率。 它们的工作过程可归纳为：进气、压缩、燃烧、排气。

飞机发动机工作原理：1、活塞式航空发动机的原理利用气缸运动做功和压缩来输出。气缸向下运动时，空气被压缩成很小的体积，根据能量守恒，空气温度会升高。此时，在气缸内喷入燃油，再打个电火花，燃油会突然进行剧烈燃烧。燃烧后空气温度升高，体积变大，推动活塞向外运动。活塞带动大质量轮盘转动。2、涡轮式航空发动机的原理是压缩气体点火燃烧气体变成高温燃气实现起飞。压气机由多级叶片组成，用于吸气，并将吸入的空气进行逐级压缩，将空气变为高压气体，送入燃烧室。燃烧室内部有点火装置和喷油装置，燃油在高压空气中剧烈燃烧，给压缩空气加热，形成高温燃气。高温燃气一部分用于推动涡轮转动，一部分喷出，用于产生推力。3、冲压发动机的原理是超燃冲压发动机，在超音速气流中组织燃烧然后产生推力。从理论上来说，超燃冲压发动机能使飞行器最快飞到25马赫。与弹道导弹的最大速度接近。由于这类速度的飞行器搭载导弹之后，根本无法拦截。航空发动机航空发动机（aero-engine）是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。经过百余年的发展，航空发动机已经发展成为可靠性极高的成熟产品，正在使用的航空发动机包括涡轮喷气/涡轮风扇发动机、涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机、冲压式发动机和活塞式发动机等多种类型。以上内容参考：百度百科——航空发动机

1、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。2、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。3、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，压气机是气流增压的主要部件。4、从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功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。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。5、从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机（Turbofan）是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成。　　与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向後推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。　　涡扇引擎的旁通比（Bypassratio，也称涵道比）是不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有0.3。现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气引擎相当，且运转时还宁静得多。　　　由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机,由核心机排出的燃气中的可用能量,一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。 　　核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质(工作介质)流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25％左右，大约为 0.06～0.07公斤/牛·时（0.6～0.7公斤/公斤力·时）。60年代末、70年代初发展了高涵道比(5～8)、高增压比(25～30)和高燃气温度(1600～1750K)的第二代涡轮风扇发动机,耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·时（0.3～0.4公斤/公斤力·时）,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。 　　有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。　　1. 涡喷发动机 　　进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外 　　发动机转起来之后，压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室，在燃烧室里空气和燃油混合燃烧，向后排出高温高速高压气体，这些气体带动涡轮旋转，涡轮和压气机是用轴连在一起的，因此涡轮旋转了，压气机也跟着旋转，就不断地把空气压缩进去了　　2. 涡轮风扇发动机 　　2.1分开排气涡轮风扇发动机 　　进气道进气--风扇增压--气流分为两股 　　内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外 　　外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外 　　我们常见的民航客机所采用的发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，比如著名的V2500，PW4000,GE90.... 　　2.2混合排气涡轮风扇发动机 　　进气道进气--风扇增压--气流分为两股 　　内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器 　　外涵气流：外涵道--混合器 　　两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外

你知道涡轮风扇发动机的工作原理吗？涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机（Turbofan）是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成。与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向後推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。所有的人，都祝你快乐广告工作原理涡轮风扇发动机由风扇、低压压气机(髙涵比涡扇特有)、高压压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中高压压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机，由核心机排出的燃气中的可用能量，一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，分成两路:一路是内涵气流，空气继续经压气机压缩，在燃烧室和燃油混合燃烧，燃气经涡轮和喷管膨胀，燃气以高速从尾喷口排出，产生推力，流经路程为经低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，燃气从喷管排出；另一路是外涵气流，风扇后空气经外涵道直接排入大气或同内涵燃气一起在喷管排出。涡轮风扇发动机组合了涡轮喷气和涡轮螺桨发动机的优点。涡扇发动机转换大部分的燃气能量成驱动风扇和压气机的扭矩，其余的转换成推力。涡扇发动机的总推力是核心发动机和风扇产生的推力之和。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。也就是说，涡扇发动机可以是分开排气的或混合排气的，可以是短外涵的或长外涵(全涵道)的。风扇可作为低压压气机的第1级由低压涡轮驱动，也可以由单独的涡轮驱动。 涡扇发动机的推力由两部分组成：内涵产生的推力和外涵产生的推力。对于高涵道比涡扇发动机，风扇产生的推力占78%以上。流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大，涵道比大，耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面

首先简单介绍一下结构喷气发动机由进气道，压气机，燃烧室，涡轮，尾喷管五部分组成，其中压气机，燃烧室和涡轮合起来称为核心机（为什么叫核心机后面介绍）。对于喷气发动机来说，当飞机在空中高速飞行时，以飞机为参考系，前方空气来流速度很快，这时压气机是不能直接吸入这些高速气流的，必须先由进气道将高速低压气流转换为低速高压气流，目前航空发动机进气道进气气流速度为当地马赫速0.5-0.6（因为声速为温度的函数，发动机里不同位置温度不一样，因此声速也不一样，当地马赫速0.5-0.6是指进气道入口处气流速度是当地声速的0.5-0.6倍）。而尾喷管则是通过控制气流喷出速度控制推力，并使出口压力尽可能接近外界大气压。下面来说核心机，为了了解核心机是怎么回事，首先要了解喷气发动机的热力学原理。从热力学原理来说，涡轮喷气发动机的热力循环是布雷顿循环上图是表示理想布雷顿循环的温熵图（图中的每一点对应于理想气体的一个状态，这里将发动机吸入的空气当成理想气体处理），就喷气发动机而言，0这一点表示周围大气的气体状态，空气进入进气道，被吸入压气机压缩的过程是图中0-2的等熵压缩过程，理想情况下在这个阶段，空气的总熵不变，但被压气机压缩温度上升。当然实际做不到等熵压缩，总有一点损失。图中2点表示经过压气机的气体状态，此时气体温度已有600K左右（工程热力学一般都用热力学温度），当然不同发动机差别会比较大。气体从点2到点3是在燃烧室中进行等压加热，理论来说燃烧过程压力基本不变（当然实际做不到真正的等压）。经过燃烧室加热后气体温度已经非常高了，气体到点3后下面一个阶段就要经过涡轮，所以点3的温度也叫涡轮前温度。目前喷气发动机涡轮前温度普遍能到1400K以上，F-22的发动机涡轮前温度能到2000K左右。从点3到点4，是气体经过涡轮等熵膨胀，在这个过程中推动涡轮做功，自身内能下降，表现为温度降低。而涡轮和前面的压气机是由一根轴连在一起的，由高温气体做功推动涡轮后，涡轮将这个功传给前面的压气机，也就是说压气机压缩气体消耗的能量是由后面涡轮产生的，也因为这个原因，喷气发动机不能自己启动，启动时必须先有电动机之类的东西把它带到一定的转速之后才能点火启动。气体排出发动机后，在大气中等压冷却，在图中用点4到点1的虚线表示。分析这个热力学循环可以看出，3点的温度越高，气体在涡轮前内能越高（理想气体内能为温度的线性函数，温度越高内能越高），在经过涡轮时做功也越多，就能更好推动压气机产生更大的推力，而在温熵图上2-3的等熵过程的路径是唯一确定的，按照工程师和科学家的计算，每一个涡轮前温度都对应一个最佳增压比，使在这个涡轮前温度下发动机的热效率最高。也就是说点3温度增高，如果要保持热力学效率不降低，点2的温度也必须增高，即压气机增压比要增高，因此喷气发动机的发展主要就在干两件事，想方设法提高涡轮前温度和想方设法提高压气机增压比。了解了喷气发动机的热力学原理之后，我们可以发现，布雷顿循环中决定整个循环状况的是压气机增压比和涡轮前温度，压气机的设计决定增压比，而涡轮前温度由燃烧室和涡轮共同决定（毕竟即便燃烧室能烧到2000K，涡轮承受不了如此高的温度就融化了），所以压气机，燃烧室和涡轮合起来称为核心机，因为它们三个决定了一台喷气发动机的热力学循环是什么样的，核心机决定发动机的总功率和热效率，有了好的核心机，如果直接在地上用，稍微改造一下就成燃气轮机，同样的核心机如果加上超声速进气道、加力燃烧室和尾喷管就成了战斗机用的涡喷发动机，如果核心机前面加一个风扇就成了涡扇发动机。美国的lm2500舰用燃气轮机和F-15、F-16所用的F110发动机以至一些民航飞机的发动机就都是从GE9一个核心机衍生而来。

涡轮风扇喷气发动机的原理涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。

飞行原理简介（一） 要了解飞机的飞行原理就必须先知道飞机的组成以及功用，飞机的升力是如何产生的等问题。这些问题将分成几个部分简要讲解。 一、飞行的主要组成部分及功用 到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成： 1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。 2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。 4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。 5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。 二、飞机的升力和阻力 飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理： 流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。 连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。 伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。 飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。 机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。 飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也需要对它有所了解。按阻力产生的原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。 1.摩擦阻力——空气的物理特性之一就是粘性。当空气流过飞机表面时，由于粘性，空气同飞机表面发生摩擦，产生一个阻止飞机前进的力，这个力就是摩擦阻力。摩擦阻力的大小，决定于空气的粘性，飞机的表面状况，以及同空气相接触的飞机表面积。空气粘性越大、飞机表面越粗糙、飞机表面积越大，摩擦阻力就越大。 2.压差阻力——人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。这种由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。飞机的机身、尾翼等部件都会产生压差阻力。 3.诱导阻力——升力产生的同时还对飞机附加了一种阻力。这种因产生升力而诱导出来的阻力称为诱导阻力，是飞机为产生升力而付出的一种“代价”。其产生的过程较复杂这里就不在详诉。 4.干扰阻力——它是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外阻力。这种阻力容易产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和副油箱之间。 以上四种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。 三、影响升力和阻力的因素 升力和阻力是飞机在空气之间的相对运动中（相对气流）中产生的。影响升力和阻力的基本因素有：机翼在气流中的相对位置（迎角）、气流的速度和空气密度以及飞机本身的特点（飞机表面质量、机翼形状、机翼面积、是否使用襟翼和前缘翼缝是否张开等）。 1.迎角对升力和阻力的影响——相对气流方向与翼弦所夹的角度叫迎角。在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。在小于临界迎角范围内增大迎角，升力增大：超过临界临界迎角后，再增大迎角，升力反而减小。迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多：超过临界迎角，阻力急剧增大。 2.飞行速度和空气密度对升力阻力的影响——飞行速度越大升力、阻力越大。升力、阻力与飞行速度的平方成正比例，即速度增大到原来的两倍，升力和阻力增大到原来的四倍：速度增大到原来的三倍，胜利和阻力也会增大到原来的九倍。空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍，即升力和阻力与空气密度成正比例。 3，机翼面积，形状和表面质量对升力、阻力的影响——机翼面积大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。机翼形状对升力、阻力有很大影响，从机翼切面形状的相对厚度、最大厚度位置、机翼平面形状、襟翼和前缘翼缝的位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大。还有飞机表面光滑与否对摩擦阻力也会有影响，飞机表面相对光滑，阻力相对也会较小，反之则大.

1、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。 2、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。 3、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，压气机是气流增压的主要部件。 4、从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功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。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。 5、从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

　　大概可分为两类，吸空气发动机简称吸气式发动机和火箭喷气式发动机。分类详述　　飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示：　　1、吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。　　2、火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。发动机数目用途　　飞机上发动机的数目是由飞机的重量，种类，用途，以及发动机的类型所决定的。　　一般来讲，确定发动机个数的首要原则就是重量，轻型飞机或超轻型飞机由于起飞重量较小，多采用1～2台发动机，而大型飞机则一般装有2～4台发动机，甚至更多。　　在航空史的早期，由于当时的活塞式发动机单台功率较小，为了驱动一架大型飞机（现在看来那只能算中型飞机）就需要4台以上的发动机，经常会有飞机装有6台、8台、甚至12台之多，这么多的发动机使飞机的结构变得相当复杂，故障率也相当高，因此这些多发飞机大多是昙花一现。　　随着推进技术的进步，现代航空喷气式发动机的功率越来越高，推力越来越大，不需要很多台就可以为飞机提供足够的动力，因而近些年来飞机发动机的数目呈减少的趋势，大多数飞机只装有1～2台发动机。但是在一些特殊情况下，如某些适航条例规定作越洋飞行的客机必须有3台以上的发动机，以确保在单发停车时具有足够的续航能力（这些规定已因为双发的波音-777飞机的出现而做了相应的调整），因此当今的远程运输机都采用4台发动机。　　至于作战飞机，由于机体较轻，同时对飞机的结构的紧凑性要求较高，其发动机的数目为1～2台，轻型战斗机装1台，重型战斗机装2台。

1、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。 2、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。 3、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，压气机是气流增压的主要部件。 4、从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功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。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。 5、从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

　　大概可分为两类，吸空气发动机简称吸气式发动机和火箭喷气式发动机。分类详述　　飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示：　　1、吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。　　2、火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。发动机数目用途　　飞机上发动机的数目是由飞机的重量，种类，用途，以及发动机的类型所决定的。　　一般来讲，确定发动机个数的首要原则就是重量，轻型飞机或超轻型飞机由于起飞重量较小，多采用1～2台发动机，而大型飞机则一般装有2～4台发动机，甚至更多。　　在航空史的早期，由于当时的活塞式发动机单台功率较小，为了驱动一架大型飞机（现在看来那只能算中型飞机）就需要4台以上的发动机，经常会有飞机装有6台、8台、甚至12台之多，这么多的发动机使飞机的结构变得相当复杂，故障率也相当高，因此这些多发飞机大多是昙花一现。　　随着推进技术的进步，现代航空喷气式发动机的功率越来越高，推力越来越大，不需要很多台就可以为飞机提供足够的动力，因而近些年来飞机发动机的数目呈减少的趋势，大多数飞机只装有1～2台发动机。但是在一些特殊情况下，如某些适航条例规定作越洋飞行的客机必须有3台以上的发动机，以确保在单发停车时具有足够的续航能力（这些规定已因为双发的波音-777飞机的出现而做了相应的调整），因此当今的远程运输机都采用4台发动机。　　至于作战飞机，由于机体较轻，同时对飞机的结构的紧凑性要求较高，其发动机的数目为1～2台，轻型战斗机装1台，重型战斗机装2台。

不一样，飞机是喷气式，靠高速气体喷出的气体产生的反推力工作，摩托车是内燃机式的，靠燃烧推动连杆，曲轴带动工作

反冲撒，就相你把气球充满气然后放了它是不是往出气的反方向跑嘛

1. 两种说法不矛盾吧，旋翼的翼型（上凸下平）产生压力差，旋翼给空气一个向下的力，空气也给旋翼一个向上的力，这就是反作用力2. 涡轮前温度。燃气涡轮发动机的基本原理，是把燃料的化学能转化为动能。但这需要几个步骤：第一步，先把燃料的化学能转化为热能，就是烧，在燃烧室内加热空气。涡轮前温度越高，说明化学能转化为热能越充分。热能转化为动能是第二步，越热空气越膨胀，膨胀就会向后喷，喷气速度也越大，反作用也就越大。其实，反作用力=喷气速度 乘以 每秒喷出的气体质量，所以要在提高喷气速度和提高流量间取个平衡。喷气速度高噪声大还浪费燃料，所以就有第4条（提高涵道比）3. 刚才说了，第一步热能转化为热能，第二步热能转化为动能。气体在涡轮中膨胀，推动涡轮旋转，就是热能转化为动能，才能真正演变成推力。涡轮叶片间空间有限，气体膨胀没处去，向后喷的速度自然就增大了。速度大了，推力也就大了。4. 接第2条，“反作用力=喷气速度 乘以 每秒喷出的气体质量”，增加涵道比就是为了增加每秒喷出的气体质量。不管气体在发动机内怎么折腾，只有当气体对发动机有向前的作用力时，才对产生向前的推力有贡献。如果发动机喷管喷出高速燃气，说明燃气的动能浪费了。燃气喷出发动机后，就无法再对发动机产生任何形式的力。所以就再装一个自由涡轮，让它吸收燃气的动能，带动前方的风扇转动，给外涵道气流加速。降低一点喷气速度，大幅增加气流流量，从而增大推力。5. 普通涡轮和自由涡轮不连接，各自独立转动。压气机由核心机涡轮带动，旋翼由自由涡轮带动，核心机转速高，自由涡轮转速低。这样设计就是为了让它们都在各自最适合的转速下工作。6. 作用力=喷气速度 乘以 每秒喷出的气体质量，在流量一定的情况下，喷气速度越大推力就越大，但这会造成噪声增大、浪费燃料等缺点。现在一般都采用增加流量的方式来增大推力，也就是增大涵道比

提供动力，还有带动液压电源等附件

大致有涡轮、涡轴、涡桨、涡喷、涡扇发动机。前三个主要装备螺旋桨动力的飞机。后两个主要用于喷气式飞机。前三个其实就是汽油内燃机,是老式战斗机的动力系统。如德棍BF109和霉菌P51野马。涡喷发动机是二代机的动力，如我国的歼6、7、8等。这种宝贝比较耗油,寿命短,推力小,现在逐渐淘汰了。第三四代机使用的是涡扇发动机,如J10、F16、F22等。这种宝贝推力大,耗油少,寿命长,是现代主力战斗机的主力配备。它们的原理简单的来说都是将燃料燃气高速喷出。希望我的回到对您有用追问：能否介绍一下工作原理而不是发动机性能，介绍一下各型发动机是如何运行的。回答：我已经说了啊，前三个是内燃机，一般使用汽油煤油做燃料，靠气缸和活塞来提供旋转动力,推动螺旋桨工作。后面两个喷气式发动机原理就是航空燃料通过油泵高速喷入发动机燃烧室内,呈爆炸式的快速燃烧,然后高速从尾管喷出,提供后推动力,使飞机反射向前飞行,举例子解释就像我们过春节放的窜天猴和二踢脚,不同的是一个使用火药另一个使用液体燃料。

这个内容比较长，你可以去自己看，附链接!http://baike.baidu.com/view/741448.htm小毛回答 必属佳作 记得给分 谢谢合作

涡轮增压器实际上是一种空气压缩机，通过压缩空气来增加进气量。它是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。当发动机转速增快，废气排出速度与涡轮转速也同步增快，叶轮就压缩更多的空气进入汽缸，空气的压力和密度增大可以燃烧更多的燃料，相应增加燃料量和调整一下发动机的转速，就可以增加发动机的输出功率了。 扇发动机是喷气发动机的一个分支,从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟.从结构上看,涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已.然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来.涡扇发动机这个"小弟弟"仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝. 现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能,较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能.而且在战时,如果本方机场遭到了对方破坏,战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离.比如装备了f-100-pw-100的f-15a当已方机机的跑道遭到部分破坏时,f-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞.在降落时可以用60度的迎角作低速平飞,在不用减速伞和反推力的情况下,只要500米的跑道就可以安全降落. 更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的.但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话,其飞机的空战推重比就很难达到1,如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价.比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4.085的ал-7ф-1-100涡喷发动机.为了使飞机的推重比达到1,苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%.相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右. 而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面.随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大,起飞重量也就越来越大,对发动机的推力要求也越来越高.在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前,人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题.比如b-52g轰炸机的翼下就挂了八台j-57-p-43w涡喷发动机.该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）.如果b-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机.在现在如果不考虑动力系统的可靠性,像b-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可.

汽车遥控钥匙能开车门但不能启动车的引擎的原因和处理方法有：先检查遥控有无电量，如果没电了可以去汽车维修店或4S店更换。看看是不是钥匙的发射器坏了或者车子上面的接收器坏了，可以去汽车维修店或4S店检测维修。看看车钥匙是否是原配的还是后配的。因为原车钥匙内有防盗芯片，配的钥匙没有，防盗识读线圈无法识别，所以无法启动。请到修理厂或专业配汽车钥匙的地方配钥匙。汽车遥控钥匙的工作原理：先从钥匙发出微弱的电波，由汽车天线接收该电波信号，经电子控制单元(ECU, Electronic Control Unit)识别信号代码，再由该系统的执行器(电动机或电磁线圈)执行开/闭锁的动作。汽车遥控钥匙基本组成：发射机：由发射开关、发射天线(键板)、集成电路等组成。内含识别代码存储回路和调幅调制回路，并在电路的相反一侧装有揿钮型的锂电池。发射频率按使用国的无线电标准进行选择，发射开关每按揿钮一次进行一次信号发送。接收机：发射机利用短波调制发出识别代码后，通过汽车的短波天线进行接收，并利用分配器进入接收机电子控制单元的短波高频增幅处理器进行解调，与被解调器的识别代码进行比较;如果是正确的代码，就输入控制电路并使执行器工作。

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您的意思是RDC吧，配送中心; 物流中心; 区域分发中心; 区域配送中心-见百度翻译京东RDC库房为区域中心仓群的概念。

据我所知遥控钥匙里面会有一个防盗芯片，只有车辆感应到了防盗芯片才能启动车辆，您的车辆无法启动怀疑是这个出了问题，建议到4s店或者专业配车钥匙的地方更换一下芯片。

第一步:将打印机连接至主机，打开打印机电源，通过主机的“控制面板”进入到“打印机和传真”文件夹，在空白处单击鼠标右键，选择“添加打印机”命令，打开添加打印机向导窗口。选择“连接到此计算机的本地打印机”，并勾选“自动检测并安装即插即用的打印机”复选框。 第二步:此时主机将会进行新打印机的检测，很快便会发现已经连接好的打印机，根据提示将打印机附带的驱动程序光盘放入光驱中，安装好打印机的驱动程序后，在“打印机和传真”文件夹内便会出现该打印机的图标了。 第三步:在新安装的打印机图标上单击鼠标右键，选择“共享”命令，打开打印机的属性对话框，切换至“共享”选项卡，选择“共享这台打印机”，并在“共享名”输入框中填入需要共享的名称，例如CompaqIJ，单击“确定”按钮即可完成共享的设定。 提示:如果希望局域网内其他版本的操作系统在共享主机打印机时不再需要费力地查找驱动程序，我们可以在主机上预先将这些不同版本选择操作系统对应的驱动程序安装好，只要单击“其他驱动程序”按钮，选择相应的操作系统版本，单击“确定”后即可进行安装

广交会设立了产品设计与贸易促进中心（简称PDC），广交会PDC正在做的事情就是撮合国内外设计师与中国企业，为他们提供一个沟通合作的平台。

MSB简介FinCEN 于 2013 年 3 月 18 日发布了《Application of FinCEN"s Regualations toPersons Administering, Exchanging, or Using VirtualCurrencies》（《FinCEN 规则适用人员管理，交换或使用虚 拟货币的指南》），该指南阐明了企业和个人在 MSB注册方面使用 虚拟货币的要求。MSB 是 Money Services Business 的简称，属于FinCEN（美国财政部下设机构金融犯罪执法局 ）管，属于注册许可 制，从事金钱服务相关的业务都必须申请该许可。按照该指引，向美国人提供服务的数字资产 “管理方” (例如资产发行方) 与 “兑换方” (例如交易所) 属于美国银行保密法案 (BSA) 下的 MSB，需要在公司设立 180 天内向 FinCEN提出注册。由于美 国联邦层面目前对币币交易没有其他明确监管要求，我们熟知的美国 本土的 B 网和 P 网都是在只持有 MSB的前提下开展的币币交易业 务。公司开展业务必须遵守联邦法规注册为 MSB，并且还要遵守汇款活动的州内也必须遵守州法规，目前有 53 个州和地区有许可要求，其 费用的成本主要包括担保费、申请费、许可费、调查费和其他费用。相对来说许可要求代价高昂，并要求各种程序继续许可，这些程序在 实施方面极其严格和耗时。合规要求随着合规要求越来越高，交易所自身的法律风险管理也需要逐步提高，相关人员但风险意识也需要提高，为此我们团队认为交易所需要对以下问题给予足够重视：(一) 内控规则制定和审查对交易所的用户协议进行起草、修改和提供咨询;对交易所的隐私权政策的相关条款进行起草、修改和提供咨询;对交易所的许可和披露信息进行审核和提供咨询;对交易所的 Cookies政策、市场数据使用规则、市场交易规则等 必要公开信息进行审查、修改和提供咨询;从合规和法律风险管理角度，对上币规则、上币审查标准及相关的协议进行审查、修改和提供咨询;对交易所线上销售协议的相关条款进行起草、修改和提供咨询;根据税务咨询、证券咨询，许可、反洗钱、打击资助恐怖主义咨询， 就交易所运营的法律架构提供咨询、建议;8 . 为平台币或其他上币项目的发行做合规审查，并对潜在风险提供 合规解决方案；参考zui佳治理实践，编制有关治理结构的法律文件。(二) 税务规划服务根据交易所的运营结构，提供相关的税务咨询意见;2 . 对zui终清算或将收到的数字货币或代币转换为法定货币而产生的 收入或资本收益的税务处理;3.交易所提供服务而获得报酬产生的收入或资本收益的税务处理。机构职能Fincen成立于1990年，旨在通过分析《银行保密法》（BSA）要求的信息，支持联邦、州、地方和国际执法。多年来，Fincen员工通过发现销售线索中包含的未知信息，在为BSA收集的信息增加价值方面发展了专业知识。在Fincen监督期间，重要的是要证明所需的文件已经到位，并且授权代表您行事的员工、代理人和所有其他人都经过良好的培训，能够有效地执行合规计划的所有要素。.gao级官员必须批准合规计划，合规官必须具有执行合规计划要求的必要权限。2013年3月18日，Fincen向管理、交换或使用虚拟货币的人员发布了Fincen条例的应用（Fincen规则适用于人员管理、交换或使用虚拟货币指南），明确了企业和个人在MSB注册中使用虚拟货币的要求。MSB是货币服务业务的缩写。它属于Fincen（美国财政部金融犯罪执法局）。属于登记许可制度。凡从事货币服务业务的，必须申请经营许可证。相关信息目前，火币、Ok、币安等shou发交易所相继宣布已获得美国货币服务业务经营许可证，引起了众多交易所的关注和讨论，并在美国证券交易委员会的动态监管下逐步成熟了Sto规则。1、MSB牌照的金融业务方案设计2、准备与撰写申请材料3、向美国财政部递交MSB牌照的申请4、申请过程中，负责回答由美国财政部及FINCEN提出的问题。5、若美国财政部及FINCEN需要我们提供其余文案或相关说明，我们将负责撰写及提交。

送给你个基数词变序数词的口诀

电磁波频率手机开车门现阶段纯属NB

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美国MSB牌照的作用：1. 可以合法开展币币交易、法币交易业务。2. 增加交易所的名气，让投资者更有信心。3. 证明交易所合法合规运营，规避风险。注册美国MSB牌照的条件：1.拟定公司名称2.董事信息3.注册地址4.注册资金美国牌照注册时间在10-15个工作日左右，要求组建当地公司，组建当地公司需要提供的资料。注册美国公司时间1周左右，资料要求简单，一般都是可以提供的了，例如美国当地地址这样的都是由我司提供，注册过程律师全程负责美国询问的注册事宜。公司办理完就可以安排牌照申请了。申请牌照资料：1、需要前面注册好的美国公司资料2、申请美国税号3、尽职调查文件申请牌照需要的流程：公司注册证书公司章程或同等文件交易所的简要概况（可由我司代写）交易所提供的服务交易所目前经营状况（若该交易所目前在运营）等等大部分资料都是由律师准备的·美国MSB牌照，注册成本低，申请时间快，是目前的金融牌照中，申请费用最低的！申请时间大概为2周左右

车钥匙能开门不能打火的原因是：1、车辆的防盗芯片出现了故障，此故障是由遥控钥匙电路板所引起；2、车辆钥匙上的发射器出现损坏，或者是车辆上的接收器出现损坏。车打火的正确步骤是：1、挡位放在p挡或n挡的位置；2、钥匙拨到on位置，停留10秒左右；3、车辆自检正常，即可点火启动。汽车打火打不着的解决方法是：1、检查电瓶是否亏电，给电瓶充电；2、检查燃油泵是否损坏，有问题及时维修；3、检查油量是否充足，添加足够的燃油；4、检查发动机传感器是否损坏；5、更换火花塞、点火线圈；6、用加热棒加热机油。

什么是驻车距离监控系统?驻车距离监控系统PDC可在驶入和驶出停车位时为驾驶员提供支持，在此通过声音信号和视觉显示表示目前至障碍物的距离通过后部保险杠饰板内的四个超声波传感器和前部保险杠饰板内的另外四个超声波传感器测量与障碍物的距离。车辆以低于约5千米/小时的车速接近一个目标且该目标位于有碰撞危险的区域内时，就会自动启用PDC。通过分别集成在前部和后部保险杠内侧面的两个超声波传感器测量与障碍物的距离。车辆自身移动会使传感器所识别的障碍物形成沿车辆侧面运动的轨迹，这会在中央信息显示屏（CID）内显示出来，在可能发生碰撞的情况下还会发出一个声音警告

美国MSB牌照是美国金融执法局（FinCEN）颁发的, FinCEN 主要根据 1970 年《货币和金融交易报告法》行使监管职能 FinCEN 的使命是通过收集、分析和传播金融情报以及金融当局的战略是用来保护金融系统免遭非法使用和打击洗钱活动。关于美国MSB牌照的经营活动和使用范围：1.Dealer in foreign exchange（外汇交易商） 目前主要是适用于外汇零售商2.Money transmitter, （汇款商，货币兑换商）这个主要是适用于做第三方支付平台。还有就是做货币兑换的平台，例如区块链交易所平台比特币兑换，（美国承认比特币为货币）3.Seller of money orders（汇票销售商）美国当地货币兑换商店，和汇票零售商。关于美国MSB在牌照上面可以看到包含了美国联邦50个州，所以这个是一个美国所有州通用的一个牌照。关于美国MSB牌照的申请方式：以公司名义申请，美国本地公司和非海外其他国家公司都可以申请。1. 有美国本地公司和其他海外公司申请美国MSB牌照需要什么资料：公司注册证书，公司成立地址文件，董事资料2. 没有美国公司申请MSB牌照需要提供什么资料：提供需要注册公司的名称董事股东的个人资料注册美国公司的时间3-5个工作日，公司完成以后就可以递交牌照申请了美国MSB牌照申请流程总时长两周左右。关于美国MSB 注册人搜索网页准确反映了注册人提供的信息包括：(1) 注册人的法定名称，(2) 注册编号，(3) 注册人的地址，(4) 注册人从事的 MSB 活动，(5) 说明注册人从事 MSB 活动，(6) 分支机构数量，(7) 签署注册表的日期，以及 (8) 收到注册表的日期。

从上到下：一：锁键，二：启动键（连续快速按两下或者按住不动即可，有的只需要按一下，极少的是这样设定的），三：开锁键，四：寻车键。遥控钥匙工作原理：先从钥匙发出微弱的电波，由汽车天线接收该电波信号，经电子控制单元（ECU, Electronic Control Unit）识别信号代码，再由该系统的执行器（电动机或电磁线圈）执行开/闭锁的动作。汽车钥匙最“隐秘”的3个实用功能1、 找车车钥匙上一般有三个键，开锁，上锁，开后备箱，除了这三个键，有些车型的车钥匙上面还有第四个键，就是在三个键的基础上增加一个红色的按钮。有些红色的按钮上会标有喇叭的形状，或者说印着“Panic”的字样，这个按钮的术语叫“寻车键”。使用场景是在停车场或者小范围区域内，车主找不到自己的车时，通过按“寻车键”，车辆发出响声和灯光双闪，让车主快速寻车，这样找车就方便多了。2、自动开启后备箱汽车钥匙上有开后备厢的按键，如果你刚好超市购物出来，手上大包小包的东西东西太多不方便开车门此时车钥匙就发挥它的功能啦，只需要按后备厢开锁键(有的车是连按两下)，后备厢会自动弹开，这个功能很有用。3、熄火后关车窗有时候车主发现停车熄火后车窗忘关，这时候选择去重新回去关窗挺麻烦的，这时钥匙自带关门键就起作用了，只要长安这个键，车窗就能立刻关上。而且很多车钥匙都带这个功能，十分方便简单快捷。

行星防御理事会英文缩写

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主开关板

　　只能打电话查询。根据日本《药事法》规定：只有在通常条件下保质期不超过三年的化妆品，才需要标明保质期。而日本酒粕面膜未开封的保质期是三年，所以日本酒粕面膜没有标明生产日期的。 　　酒糟来自熊本县的纯天然酒糟和酵母，能帮助皮肤保湿白肌。酒粕能调整毛孔和细腻皮肤纹理，洗好脸以后均匀涂脸上，厚度适中（一张脸一个樱桃的量，注意是樱桃不是车厘子）敷15-20分钟，一个星期2-3次。冲洗掉后，皮肤又亮白又细腻，比片状面膜更润物细无声的感觉。提亮效果明显（就算晚睡用这个，第二天气色也很好）。 　　日本彩妆品牌没有统一公式对应商品的批号，品牌同一系列多个款式的，标识方法和识别方法也不同，以高斯面膜为例： 　　第一种：6码生产日期 　　第一位+”无实际意义。第二位代表的是年份。（A、B、C、D、E、F、G、H分别代表2004-2011年，依次类推）。第三-五位代表生产天数。第六位字母无实际意义。录入+E058N表示2008年第58天生产。 　　第二种：5码生产日期 　　第一位+”无实际意义。第二位代表的是年份。（A、B、C、D、E、F、G、H分别代表2004-2011年，依次类推）第三位代表的是月份。1到9月份用阿拉伯数字表示，10月是O（October），11月是N（November），12月是D（December）。最后两位，代表的是生产线，没有什么意义。例如+GO48表示2010年10月生产。 　　第三种：6码生产日期 　　第一~二位的两个数字代表的是产地。第三位代表的是年份。（A、B、C、D、E、F、G、H分别代表2004-2011年，依次类推）。第四位代表的是月份。1到9月份用阿拉伯数字表示，O、N、D分别表示10、11、12月。最后两位，代表的是生产线，没有什么意义。例如40H303表示2011年3月生产。

一种情况是“脱钩”导致的机械钥匙不起作用。另一种情况是有些车型如果处于防盗锁定状态，它不仅发动机会锁死，中控锁系统也会禁止机械钥匙打开车门。一、遥控钥匙的工作原理工作原理简单来说:先从钥匙发出微弱的电波，由汽车天线接收该电波信号，经电子控制单元(ECU, Electronic Control Unit)识别信号代码，再由该系统的执行器(电动机或电磁线圈)执行开/闭锁的动作。二、遥控钥匙的工作方式按其使用方法可分为三类:主动工作方式、被动工作方式和线圈感应方式。主动工作方式原理是通过车身电子模块(ECU，Electronic Control Unit)和车身控制模块(BCM，Body Control Management)来控制车门，只需按下钥匙按键发送开锁/闭锁命令，通过车身电子模块验证后，即可打开/关闭车门线圈感应工作方式主要通过将加密的芯片置于钥匙内，在开锁的过程中，通过车身的射频收发器验证钥匙是否匹配来决定是否可以发动引擎。主要用于钥匙没电的特殊情况下汽车仍能正常发动。折被动工作方式是当车主进入钥匙系统的感应区域内，只要手触及车门把手，其携带的身份识别"钥匙"就会接收到汽车发送的低频信号，如果这个信号与"钥匙"中保存的身份识别信息一致，"钥匙"将被唤醒。"钥匙"被唤醒后将分析汽车发出的认证口令，并发送相应信号，这些信号经过加密处理，以提高安全性。汽车会对接收信号和汽车内部保存的信息进行比较，如果验证通过，汽车将打开车门锁。一旦驾驶员进入车内，只需要简单的按一下启动键，汽车发动机就会启动。按键触发时PKE系统首先需要检测"钥匙"设备是否在车内，然后完成同样的认证过程后才会启动发动机。当驾驶员离开汽车，只需按一下门把手，汽车门就会上锁，汽车在真正锁定之前，同样要检测驾驶员的位置，并经过同样的验证过程。三、遥控钥匙的基本组成：该系统主要由发射机和接收机两部分组成。发射机:由发射开关、发射天线(键板)、集成电路等组成。内含识别代码存储回路和调幅调制回路，并在电路的相反一侧装有揿钮型的锂电池。发射频率按使用国的无线电标准进行选择，发射开关每按揿钮一次进行一次信号发送。接收机:发射机利用短波调制发出识别代码后，通过汽车的短波天线进行接收，并利用分配器进入接收机电子控制单元的短波高频增幅处理器进行解调，与被解调器的识别代码进行比较;如果是正确的代码，就输入控制电路并使执行器工作。