1、第 1 章概论航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机 WP，涡轮螺旋桨发动机 WJ,涡轮风扇发动机 WS,涡轮轴发动机 WZ，涡轮桨扇发动机 JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4燃气涡轮发动机是
2、由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能 85%90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的 90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于 50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比 1:1)；将大于 80%的机械能输出带
3、动风扇，就是 大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于 4:1）。P5航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制 N 或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd) ，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用 Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比）， 推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示 1daN 推力每小时所消耗的燃油量
4、单位Kg/(daNh),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示 1KW功率每小时所消耗的燃油量单位 Kg/(kwh)；4. 增压比， 压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于 1 为小涵道比，大于 4 为大涵道比，大于 1 小于 4 为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于 1，甚至 0.20.3。P89喷气时代（主流），服役战斗机发动机
5、推重比从 2 提高到 79，定型投入使用的达 911，我国到 8。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN 巡航耗油率从 20 世纪 50 年代涡喷发动机 1.0kg（daN h)-1 下降到0.55kg(daN h)-1， 噪声下降 20dB,NOX 下降 45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从 2Kg/daN 提高到 4.6kW/daN7.1kw/daN。发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为 0.2/1000EFH0.4/1000EFH（发动机飞行小时），民用发动机为 0.002/1000EFH0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达2000
6、h,民用发动机整机寿命和热端部件寿命达 20000h30000h.P12第 2 章典型发动机WP5 发动机（单转子）：WP5 发动机前身是苏联 BK-1 发动机，是米格 15 比斯、米格 17、歼五、歼教五和轰五型飞机动力装置，用于吹雪车。主要结构特点：采用离心式压气机和分管型燃烧室。它由单级双面离心式压气机、9 个分管燃烧室、单级反应式涡轮、喷管和传动机匣等主要部件组成；用于歼五和歼教五的 WP5 发动机还有加力燃烧室，采用收敛型可调喷口；用于轰五的 WP5 发动机没有加力燃烧室，采用收敛型固定喷口。此外，还有燃油系统、滑油系统、漏油系统、电气系统和灭火装置等。发动机最大状态推力 2700d
7、aN 增压比 4.36，推重比 3.06，涡轮前燃气温度 900oC。发动机转子支承在前、中、后 3 个支点上。P14CFM56 发动机（波音 737):双转子大涵道比涡轮风扇发动机CFM556-3 专为波音 737 系列飞机设计，主要用于 B737-300、B737-400、B737-500 等飞机上。 CFM56-3 发动机的低压转子 由一级风扇及 3 级低压压气机和 4 级低压涡轮组成，高压转子由 9 级高压压气机和一级高压涡轮组成。CFM56-3-B1 发动机主要性能参数：起飞最大推力为 8900daN，巡航耗油率为 0.678Kg/daNh,涡轮前燃气温度 1373oC,总增压比 2
8、2.6，涵道比 5.0，空气流量 297.4Kg/s,推重比 5.0，压气机增压比：22。P20第四章燃气涡轮发动机基础知识对涡轮喷气发动机，其推力不仅由气体给予内壁的反作用力与作用在外壁上的大气压力的合力之差所构成，而且还包括气体给予发动机内部各部件的反作用力。在进气道中，当飞机在飞行时由于速度冲压，空气进入进气道压力升高，作用在内壁上的气体压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，造成一个向前的轴向力。在压气机中，由于工作叶片和整流叶片都组成扩张型通道，气体减速增压，因此，在压气机上作用着很大的向前的轴向力。在燃烧室中，由于燃烧室头部常为扩张型，气流减速，压力提高，因此，在头部造成一个
9、向前的轴向力。而在燃烧室后段，略微收敛，流速增大压力减小，而造成一个向后的轴向力。但由于燃烧室进口面积小于出口面积，所以向前的轴向力大于向后的轴向力，两者之差就是作用在燃烧室上的轴向力。在涡轮中由于导向叶片通道和涡轮导向叶片都是收敛型，燃气流经涡轮时，膨胀加速，压力降低，所以导向叶片和涡轮叶片都承受一个向后的轴向力。在喷管中，由于喷管收敛，压力降低，但仍大于大气压力，故作用在喷管内壁上的燃气压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，是一个向后的轴向力。应该指出，喷管中虽然是产生向后的轴向力，抵消了一部分向前的轴向力，但是有了它才能使发动机的工作过程得以正常进行。否则压差建立不起来，发动机不
10、可能正常工作，也就不能产生推力。涡轮喷气发动机各部件所承受的轴向力，有的向前，有的向后向前的轴向力与向后的轴向力之差，就是涡轮喷气发动机的推力。P57涡扇发动机：不带加力的双转子涡轮风扇发动机，由进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。涡扇发动机具有两个气流通道，分别称为内涵道和外涵道。内涵道相当于涡喷发动机，外涵道为风扇后的环形气流通道。涡扇发动机是借增大流过内、外涵道两路空气的动能，从而使内、外两路同时产生推力的。P69P69主要参数:1）涵道比 Y: 流量 Qm单位时间流过的气体的质量（进或出）；单位 Kg/s。Y=Qmout/Qmin Qmout 内
11、涵道质量流量Qmin 外涵道质量流量2）EPR 发动机压比: EPR 发动机压比，是表征发动机推力的低压涡轮后总压 参数之一 。 EPR= 也有的发动机用外涵压气机（或风扇）进口总压 道风扇后的总压和发 机动进口总压之比表征 EPR。分类：涡扇发动机可按涵道比划分类别：Y4:1 称为高涵道比涡扇发动机。P71第 5 章进气道进气道的主要性能参数：1.空气流量 Qm 进气道的空气流量为每秒钟流过进气道的空气的质量流量 ，记为 Qm，法定单位 Kg/s。Qm=pCA,P空气密度； C进口气流速度；A进气道进口面积。P732.总压恢复系数 Gin 总压恢复系数定义为进气道出口总压与进口 总压之比,G
12、 in=p*1 /p*0。 由于气流流过进气道总会有各种原因引起能量损失，所以恢复系数总小于 1，但恢复系数越小损失越大所以应尽量大于 1。3.畸变指数 进气道出口的压力分布是不均匀的。流场出口截面中最高总压和最低总压之差与最高总压之比叫作畸变指数。 p*1maxp*0min p*1进气道出口截面总压。畸变 D= 系数是描述进气道出口气流分布p*1max 状态的参数。畸变指数越小，说 明出口流场（参数分布）越均匀。4.进气道的冲压比 *in 进气道出口的总压与来流（ 0 站位）静压的比值叫作进气道的冲压比，记为 *in。进气道的冲压比有 3 个影响因p*1 素：流动损失 Gin，飞行速度 V，
13、大气温度 T0 。当飞 *in= 行速度和流动损失保持不变，T0 升高， *in 降低；当流p*0 动损失和大气温度保持不变，V 增大， *in 提高；当飞行速度和大气温度保持不变，G in 提高， *in 增大。 P74影响冲压比的因素：飞行 Ma 数和进气道总压恢复系数 Gin P77 亚声速进气道：亚声速进气道是在亚声速和低超声速（Ma1.5 后正激波压力损失会显著增大，致使 Gin 数值明显下降。同时 ，进气道所引起的外部阻力也增大，引起发动机的推力迅速减小，即出现进气道不能保证发动机性能要求的问题。实质是大 Ma 数时激波太强，而引起压力损失过大。这样对于大 Ma 数的飞机，为降低激
14、波强度、减小压力损失，就要用超声速进气道。超声速进气道利用激波系增压来达到以最小的压力损失完成冲压压缩过程。 P811】外冲压式超声速进气道中心锥体后缩亚声速进气道低速中心椎体前伸超声速进气道高速 P82第 6 章压气机评定压气机性能主要指标：增压比、效率、外廓尺寸和重量、工作可靠性、制造和维修费用。对航空发动机最重要的指标之一是外廓尺寸，它用单位空气流量来衡量，即通过发动机单位面积的空气流量。P89转子：压气机转子由工作叶轮（包括工作叶片、鼓筒或鼓盘）及连接件组成，转子构成压气机的旋转部分。压气机转子的基本结构形式：鼓式（抗弯刚性好，结构简单，但承受离心载荷能力差，适用低速转子，只能在圆周速
15、度较低不大于 180200m/s 条件下使用）、盘式（承受离心载荷能力强，但抗弯刚性差，很少单独使用）和鼓盘式（抗弯刚性好，承受大离心载荷能力，高压转子用的多，特别是双转子压气机的高压转子广泛使用）P102工作叶片：工作叶片是轴流式压气机的重要零件之一。主要由：叶身和榫头两部分组成。较长的叶片在叶身中部常常带一个减振凸台，作用是为了避免发生危险的共振或颤振。目前有些发动机（RB211-535E4、V2500）用宽叶弦的风扇叶片取代有减振凸台的窄叶弦的风扇叶片。P109静子：轴流式压气机静子中是压气机不旋转部分，由机匣和静子叶片组件组成。压气机整流器；涡轮导向器。整流器机匣是一个圆柱形或圆锥形（
16、视气流通道形状而定）的薄壁圆筒，前后与其他机匣连接，内壁上有固定整流叶片的沟槽，发动机转子支承在机匣内（有些发动机的安壮节以及一些附件和导管固定在机匣外壁上）。P112防冰系统：1】最常用的防冰方法是对容易结冰的零件表面进行加温。常见热源：压气机的热空气、采用电加温、或是两者的联合、有时还可以用热滑油加温。热空气多用于涡喷和涡扇发动机如 WP6、WP7、WS9，电加温用在涡桨发动机上。需要加温零件：进气装置、进口导流叶片和整流罩，有时前几级整流叶片也需要加温。2】减少零件表面水的附着力，最常用的方法在零件表面涂以憎水剂如 WP7 发动机压气机低压转子的整流罩。P125-126功率小于 2200
17、2600KW 的涡轴、涡桨发动机，推力小于 1500daN 的涡喷、涡扇发动机习惯上称为小型燃气涡轮发动机，或简称为小发动机。小发动机性能不如大发动机先进，但转速高。P127第 7 章涡轮涡轮性能参数：1】落压比 *T 涡轮的落压比为涡轮的进口总压与出口总压之比落压比越大，越有利。P1432】涡轮功 LT 1kg 的燃气经过理想的过程，从 P*3 膨胀到 P*4 所输出的功。3】涡轮效率 n*T。影响涡轮功的因素：1】涡轮前燃气温度 2】涡轮落压比3】涡轮效率(涡轮效率提高，损失功减少，涡轮功增大) P145涡轮在结构上也是由转子和静子两部分组成。涡轮的静子叫导向器，位置在转子叶轮的前面。涡轮
18、转子的连接方式：1】不可拆卸方式 2】可拆卸方式 P146-147涡轮工作叶片可能有叶冠，叶冠可以提高刚性并建立阻尼，因而可以起到减振作用，防止发动机在工作中工作叶片出现共振和颤振（在风扇叶片和长压气机叶片上起同样作用的构造是叶身凸台） 叶冠形成的环形结构，可以改善燃气在工作叶片中的流动防止叶尖处的潜流损失，因而可以提高涡轮效率。另外还有利于控制叶尖与机匣之间的间隙，降低机匣温度。涡轮工作叶片的榫头一般都是枞树形的，这种榫头具有材料利用率高、重量轻、强度高、对热应力不敏感等优点，更适合高温高负荷的工作条件，缺点：对加工精度要求高、成本高、榫槽内热应力大。为了改善榫头的应力分布，在叶身和榫头之间
19、设一段伸根，伸根上有冷却空气的进口。由于涡轮工作温度高，所以材料选用耐高温的镍基合金，重量比较重。由于同样原因（高温）在涡轮叶片还要采取冷却措施，特别是第一级高压涡轮叶片通常是中空的，叶身内部是迷宫式的冷却空气通道，采用对流、气膜、冲击等冷却技术降低工作叶片温度。P151第 8 章燃烧室燃烧室的零件是在高温、高负荷下工作局部温度高达 3000K 以上，承受着由气体力、惯性力产生的静载荷和振动负荷，还受到热应力和热腐蚀的作用。燃烧室壳体和扩压器是发动机主要承力件。P161燃烧室基本类型：1】分管燃烧室（单管式燃烧室）2】环管燃烧室（联管燃烧室） 3】环形燃烧室燃烧室工作的特点：高速歼击机要求涡轮
20、喷气发动机的推力大，飞行阻力小，这就必须增大空气流量和减少燃烧室的横截面积，导致燃烧室进口气流速度达到很大的数值，有的涡轮喷气发动机燃烧室进口气流速度高达 200m/s 以上。P1671】燃烧室中的燃料是在高速气流中进行燃烧的，这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之一。2】燃烧室出口燃气温度要受到涡轮叶片材料强度的限制，这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之二。3】燃烧室的轴向尺寸还要受到发动机性能和结构的制约，如迎风阻力、结构重量，转子跨度。燃烧室空间有限，必须在有限的空间内完成完全燃烧过程，并达到性能的要求。这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之三。P168在组织如何稳定燃烧：1】降低燃烧室中的
21、气流速度；2】提高火焰传播速度 ； 3】分区燃烧，解决稳定火源、完全燃烧和降温及均匀温度场等问题。1.降低燃烧室内局部地区气流速度措施：1】扩散器，将燃烧室的进口段做成扩散型管道，使进入燃烧室的气流速度得到降低。2】旋流器，用增长扩散段或增大扩散角的办法使气流速度进一步降低，势必使燃烧室横截面积大大超过发动机的其他部件，因此采用旋流器。2.增大火焰筒传播速度，降低燃烧室出口温度：1】 气流分股 2】促使燃料迅速汽化 3】组成余气系数合适的混合气3.设火焰筒使燃烧分区 P168-172第 9 章加力燃烧室加力燃烧室（扩散器、预燃装置、可调喷口）的功用：加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮
22、前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧（在双涵道发动机中，还可以从外涵道引入新鲜空气），进一步提高燃气温度，增大喷气速度，达到增加推力的目的。当使用加力时，为了保持涡轮前各部件的最大工作状态不变，就必须同时加大尾喷口的排气面积，以适应燃气比容的增加。因此，凡是带有加力燃烧室的发动机都必须有面积可调节的尾喷口（管）配合工作。P190第 10 章排气装置亚声速喷管：一般把收敛型喷管叫做亚声速喷管速度增大，压力减小 P209超声速喷管：充分利用燃气的膨胀能力，进一步增大喷气速度避免较大的推力损失，采用收敛扩张型（拉瓦尔）喷管，使喷气速度达到超声速。 P212
23、 反推力装置：1】内涵反推（热气流反推）：蛤壳形门式【经出口叶栅（一个飞机 4 个）向斜前方排除，产生反推力】、戽斗式门式。 P2222】外涵反推（冷气流反推）：如，风扇反推在大流量比的涡扇发动机（如 PW4000,RB211,CFM-56）中，通常采用外涵道反推力装置，又叫冷气流反推装置。 优点：1】有效，因为大涵道比涡扇发动机 80%以上的推力来自于风扇，即外涵道，所以将外涵气流折反，可获得足够大的反推力 2】可行，将外涵气流折反时对内涵气流的影响很小，因此对发动机工作状态的影响也小，先进民航飞机大多采用这种形式的反推装置。 P223第 11 章航空发动机的总体结构1.CFM-56 发动机
24、的支承方案 ，高压转子 1-0-1 型，低压转子 0-2-1 型.2.CR700/PW4000 发动机的支承方案，其中高压转子 1-1-0 型，低压转子 0-2-1型。1 号、3 号支点分别是低压、高压转子的止推支点。P233-234第 12 章 航空发动机工作系统 P247 航空动力装置控制包括进气道控制、发动机控制、排气装置的控制。液压机械式发动机控制系统（控转速、油量）：发动机控制系统：液压机械式、监控型电子式、全功能数字电子式。液压机械式及气动机械式燃油控制器仍是航空发动机上使用最多的控制器。 P251监控型发动机电子控制器的发动机控制中，液压机械式控制器作为主控制器，负责发动机的完全
25、控制包括起动、加速、减速控制。P257全权限(全功能)数字电子控制（FADEC/EEC ）:FADEC 是发动机控制发展的最新水平，是今后的发展方向。民航发动机控制越来越多采用 FADEC，如 PW4000,V2500，RB211-524,GE90 等。FADEC 系统是管理发动机控制的所有控制系统的总称。，在 FADEC 控制中，发动机电子控制器 EEC 或电子控制系统 ECU 是它的核心， 所有控制计算均由计算机进行，然后通过电液伺服机构输出控制液压机械装置及各个活门、作动器等，因此它的执行机构任然是液压机械装置。 P259滑油系统功用：润滑、冷却、清洁、防腐；除此之外，滑油系统还为其他系
26、统提供工作介质、封严，并且是发动机状态的载体。在涡桨发动机中，由于滑油带走的热量较多，所以还可以作为防冰系统的热源。P262 滑油系统组成：滑油箱、增压箱、滑油滤、安全活门、回油泵、滑油散热器、油气分离器（气：滑油蒸汽）、指示系统和磁性堵塞组成 。 P264简答题：1. 航空燃气涡轮发动机主要包括哪些要素？ P5涡轮喷气发动机 WP 涡轮风扇发动机 WS涡轮螺旋桨发动机 WJ 桨扇发动机涡轮轴发动机 WZ涡轮桨扇发动机 JS （垂直/ 短距起降动力装置） 2. 航空燃气涡轮发动机主要性能参数有哪些？ P8推力（功率 1daN=10N) 推重比（功重比）daN/kg耗油率 kg/(Hp 巡航h)
27、 增压比 涵道比涡轮前燃气温度3、CFM563 发动机主要用于那几型飞机上？ P20 简述 CFM563 发动机低压转子和高压转子的组成方式。B737300 、B737400 、B737 500 ；低压转子的组成方式：一级风扇及三级低压压气机和四级低 压涡轮组成。高压转子的组成方式：九级高压压气机和一级高压涡轮组成。4、请简述发动机推力的定义。 P55我们把流过发动机内部和外部的气体与发动机壳体，内、外壁面及部件之间的作用力的合力，在发动机轴线方向方向的分力成为推力 F5、涡轮风扇发动机有哪几部分组成? P68进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。6、涡轮
28、风扇发动机的主要参数包括哪些？ P711）涵道比 Y: Y=Qmout/Qmin Qmout 内涵道质量流量Qmin 外涵道质量流量2）EPR 发动机压比:EPR=低压涡轮后总压/压气机（或风扇）进口总压7、进气道是指什么？进气道的功用是什么？ P73进气道是指飞机进口（或发动机短舱进口）至发动机的压气机进口这段管道。进气道使气流速度下降，压力提高，功用是：1）将一定数量的空气以较少的流动损失，顺利地引入发动机。2）当飞行马赫数 Ma 大于压气机进口处气流的 Ma 时，通过冲压作用压缩空气，提高空气压力。8、压气机包括哪几类型？航空燃气涡轮发动机主要采用哪 种压气机？其优点有哪些？ P89离心
29、式压气机（用的少 ，结构简单，工作可靠，稳定工作范围较宽、单级增压比高），主要用于教练机、导弹、靶机上的小型动力装置和飞机辅助动力装置中。轴流式压气机（效率高，增压比高，用的较多，单位面积空气流量大、迎风阻力小，在相同外轮廓尺寸条件下可获得更大的推力），在大、中推力发动机上普遍采用。混合式压气机（单级增压比高，避免轴流式压气机 当叶片高度很小时损失增大的缺点）。航空燃气涡轮发动机主要采用轴流式压气机。9、轴流式压气机有哪两部分组成？分别简述这两部分的概念。 P102 P112轴流式压气机有静子和转子组成。静子：轴流式压气机静子是压气机中不旋转的部分，由机匣和静子叶片组件组成。转子：压气机转子由
30、工作叶轮（包括工作叶片，鼓筒或鼓盘）及连接件组成，转子构成压气机的旋转部分。10、轴流式压气机喘振的原因是什么？ P115轴流式压气机喘振本质原因：当发动机在非设计状态时，压气机前面增压级和后面增压级的流通能力不相匹配，因而造成了“前喘后涡”或“前涡后喘”的现象。11、轴流式压气机防止喘振措施有哪些？ P116-1201）放气机构2）进口可转导流叶片和变弯度导流叶片3）多级可调静子叶片4）机匣处理5）双转子或三转子压气机12、涡轮的功用和特点分别是什么？ P139涡轮的功用是使高温高压燃气膨胀做功，把燃气中的部分热能转换为机械能，输出涡轮功带动压气机和其他附件工作。航空燃气涡轮的特点：功率大、
31、燃气温度高、转速高、负荷大、工作条件最为恶劣。13、涡轮部件冷却的目的是什么? P1551）提高涡轮前燃气温度，以提高发动机的性能。2）控制转子叶片与机匣之间的间隙在最佳值，提高涡轮工作效率。3）使零件内温度分布均匀，以减小热应力。4）在涡轮前燃气温度给定的条件下，降低零件工作温度到允许的范围内，以保证这些零件具有必要的机械强度或有可能采用廉价的耐热材料。5）将零件与燃气流隔开，提高零件工作表面的耐腐蚀性。14、燃烧室的基本类型有哪些？ P1721)分管燃烧室（单管式燃烧室）2)环管燃烧室（联管燃烧室）3)环形燃烧室15、环形燃烧室有哪些优点？ P174环形燃烧室的燃烧好，总压损失小，燃烧室出
32、口流场及温度场分布均匀；燃烧室结构简单，重量轻，耐用性好；火焰筒表面积与容积之比较小，因而需要的冷却空气量比较少；燃烧室的轴向尺寸短，有利于减小转子的跨度和降低发动机的总体重量。16、加力燃烧室的功用是什么？ P190加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧（在双涵道发动机中，还可以从外涵道引入新鲜空气），进一步提高燃气温度，达到增加推力的作用。17、尾喷管的功用是什么？ P207尾喷管的功用主要是使涡轮后的燃气继续膨胀，将燃气中的剩余的热焓充分转变为动能，使燃气以比飞行速度大得多的速度从喷口喷出，以产生推力。
33、18、请简述 CFM56 发动机的支承方案。 P233高压转子为 1-0-1 型，低压转子为 0-2-1 型。其中 4 号支点是中介轴承，1 号、3 号支点分别是低、高压转子的止推支点。19、滑油系统的功用有哪些？ P262润滑、冷却、清洁、防腐；除此之外，滑油系统还为其他系统提供工作介质、封严，并且是发动机状态的载体。在涡桨发动机中，由于滑油带走的热量较多，所以还可以作为防冰系统的热源。20、请简述滑油系统的组成。 P264滑油箱、增压箱、滑油滤、安全活门、回油泵、滑油散热器、油气分离器（气：滑油蒸汽）、指示系统和磁性堵塞组成 选择题：1.N2 压缩机使用动力起飞组件驱动附件齿轮箱。2.低压
34、涡轮驱动转子风扇（ N1）。3.油门在 TOGA 且发动机失效时在 N1 转速计上出现绿色的 APR 状态信息。4.风扇进口温度传感器（T2）包含一个用来防冰的内置加热装置 。油门杆位置信息如何穿送给 FADEC ，通过油门扇形盘上的 RVDT，以电传方式传送。6.两台发动机工作在循航状态下，选择 ENG,SYNC 速度电门对 N2 有什么影响? 从属发动机(RH)与主发动机(LH)匹配7.在正常飞行过程中， FADEC 的主要电力来源是 PMA（永磁发电机）。注：飞机启动电源电力来源 IDG（交流发电机）。8.在 CF34-8C 系列发动机上，共有 18 个燃油喷嘴。9.发动机燃油驱动泵安装在在附件齿轮箱后部。10.下列哪项显示在 N2 转速表上？压气机振动图标。11.下列哪项显示在 N1 转速表上？琥珀色 REV 图标12.每个发动机反推系统安装有 4 个不可互换的叶槽部位，注：一个飞机发动机反推系统安装 8 个不可互换叶槽部位13.下列哪种情况会出现琥珀色 REV 图标？当 转换整流罩在固定和放出位置间移动。
