发动机毕业论文 第1篇
是一种通常用于飞机上的燃气涡轮发动机（gas turbine engine）。涡桨发动机的驱动原理大致上与使用活塞发动机作为动力来源的传统螺旋桨飞机雷同，是以螺旋桨旋转时所产生的力量来作为飞机前进的推进力。
其与活塞式螺桨机主要的差异点除了驱动螺旋桨中心轴的动力来源不同外，还有就是涡桨发动机的螺旋桨通常是以恒定的速率运转，而活塞动力的螺旋桨则会依照发动机的转速不同而有转速高低的变化。
虽然涡桨发动机的燃烧室与涡轮喷气发动机类似，但为了自排废气中回收较多的动力以驱动螺旋桨，涡桨引擎的涡轮（Turbine）端之扇叶级数比较高。相反的，由于涡轮喷气发动机主要的推进力都来自于热气直接排放至大气中所产生的反作用力，因此其涡轮端的扇叶级距数越小越好，只需保持足够的回收动力用来驱动压缩端的扇叶即可。
事实上，涡桨发动机的效率亦高于涡轮风扇发动机，但是使用涡桨引擎的飞机速度通常较涡轮风扇发动机的飞机来的低。原因是涡桨引擎的涵道比通常比涡轮风扇引擎来的高，但是也造成其桨叶端部分速度很高，有产生激波的可能。另外，因涡轮转动速度很快，使得涡轮与螺桨之间必须要有变速齿轮，来降低螺桨转速使其叶端不要超过音速。所以使用螺桨发动机的飞机会多个变速齿轮的'重量。
为了提高效率，人们索性便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，便形成了涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。涡轮螺旋桨发动机由螺旋桨和燃气发生器组成，螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直径较大，转速要远比涡轮低，只有大约1000转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内，需要在它们之间安装一个减速器，将涡轮转速降至十分之一左右后，才可驱动螺旋桨。这种减速器的负荷重，结构复杂，制造成本高，它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重，作为发动机整体的一个部件，减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。 涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。
与涡轮风扇发动机的差异 尽管工作原理近似，但涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机在产生动力方面却有着很大的不同，涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为螺旋桨的轴功率，而尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右，为了驱动大功率的螺旋桨，涡轮级数也比涡轮风扇发动机要多，一般为2～6级。 同活塞式发动机+螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机有很多优点。首先，它的功率大，功重比（功率/重量）也大，最大功率可超过10000马力，功重比为4以上；而活塞式发动机最大不过三四千马力，功重比2左右。其次，由于减少了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮螺旋桨发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命长，维修费用也较低。而且，由于核心部分采用燃气发生器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。 由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。
发动机毕业论文 第2篇
关键词 信息;航空发动机;故障诊断;措施
1.前言
2.当前国内外对航空发动机故障诊断研究现状的分析
国内研究现状
通过研究表明，显示气路部件故障占发动机整体故障的大部分。所以，当前国内外大部分发动机健康管理探究主要集中在监控发动机气路性研究上。根据系统结构划分可分为两类，即机载子系统与嵌入式地面子系统。其中，前一种系统的主要功能为搜集、实时数据，对飞行状态进行实时监控和诊断;而地面子系统的主要功能是参照实时飞行数据、历史飞行数据、维护数据做深入分析。我国在飞行器检测方面的研究起步相对较晚，自20世纪80年代，我国一些科研院校开始对其进行研究。如：在上世纪90年代初，我国国防科技大学提出了液体火箭发动机健康管理系统，即HMS，同时也是首个具有故障检测的功能。
国外研究现状
在欧、美等多个国家，已在非航空与航空燃气涡轮发动机中引入了航空发动机故障诊断系统。例如：早在1969年，美国GE公司便把状态监视系统应用在了T-700-GE-700的涡轴发动机上;在经过十年的研究与发展，在F404-GE-400涡扇发动机上应用了监视系统与寿命跟踪系统;而到了1985年，GE公司又提出了ADEPT系统;自1994年开始由最初的版本升级到了版本。
3.信息融合技术
信息融合原理是一个信息综合处理的过程，是利用多个传感器，合理支配、使用这些传感器与观测信息，将这些传感器在时间或者是在空间上的冗余、互补信息按照一定的准则进行重新组合，目的是为获得被测对象的一致性解释与描述，这样信息系统便获得了比其它组成部分子集所构成系统有更优越的性能。
在经过对信息融合探究的时间里，人们提出了多个信息融合模型，而它们的相同点是在信息融合过程中要经过多级处理。信息融合分为两种处理方法，即低层处理与高层处理。其中，低层处理主要涉及到数据预处理、目标检测、分类、跟踪;而高层处理主要包含态势与威胁的预测和对融合过程的提取。
信息融合技术指的是数据综合处理技术与多学科相互交叉的一种具体体现，而且也是把全部的输入数据在同一个公共空间内予以描述，同时在此空间内对这些数据用恰当的数学法予以综合处理，再用相对应的形式输出。而当前信息融合的算法主要包含模型类识别方法、参数分析法以及知识模型类识别法三种算法。
4.信息融合技术在航空发动机故障诊断中的应用
某发动机结构基本概况
选择某型号的涡扇发动机，简单的说它是一种由双转子轴向压气机的一种涡轮风扇发动机。其该结构主要由机件与工作系统两大部分构成。
诊断模型
信息融合功能模型
现阶段，有很多研究者站在不同的研究角度对信息融合模型进行了深入探究和分析，目的是为了能够从功能、结构上来描述多传感器融合技术。而最具有权威性的且有着较大影响力的功能模型是由美国的DPS公司的研究人员所提出的。因此本文采用这种信息融合功能模型来对该型号的涡扇发动机故障诊断构建相应的诊断模型。
信息融合故障诊断一般框架
图1 信息融合故障诊断框架
在实践当中，故障诊断不可能会应用到所有的融合环节，而是参照具体的实际问题来选择最佳的信息融合框架。例如：（DEI+FEI）-DEO融合模型是一个将混合特征作为输入，决策作为输出的一个过程。可以说，此模型应用在故障诊断领域是十分合理、科学的。
故障征兆是故障诊断的灵魂所在。而故障征兆时通过各类型的传感器获得更多有用的信息的，再经过信息的融合处理，对故障位置及类型进行确定。而以上处理过程即为信息融合过程。因此本文采取图1所示的信息融合故障诊断框架来对故障进行诊断对诊断结果进行分析发现这种诊断框架是可行的。由此看来，信息融合技术在航空发动机故障诊断中应用的研究是切实可行的。
分层信息融合诊断功能模型
有研究者提出，神经网络故障诊断系统具有多种功能，如：联想、推测以及记忆。能够用来处理各种复杂的模式。所以，站在信息融合角度分析，神经网络故障诊断是特征级融合征输入――决策输出的过程。另外，D-S证据理论为经过对某一识别框架的多个证据体进行融合推理，再进一步得到决策结果，因而，D-S理论也是决策级融合中决策输入――决策输出过程。若把两只相互结合，可将信息融合技术优势完全发挥出来，同时进一步提升诊断的精度。
航空发动机故障诊断模型
事实上，信息融合的本质是在同一个辨识框架中，把不同证据提重新合成一个新证据体的过程。而此合并过程可按照D-S证据理论合并规则予以实现，这样可解决多信息融合中存在的各类不确定性问题。而为了把不同故障征兆所提供的证据予以合并，必须按照当前的证据构造基本概率来分配函数。最终找出航空发动机存在故障的位置与类型。
5.结论及展望
总体来说，通过本文的论述我们得到了以下几点结论：其一，在论述了信息融合技术具有大众特性的基础上，由信息论角度对信息融合技术故障诊断方法的可行性予以了论证，进而提出了信息融合技术故障诊断框架。其二，对在故障诊断中遇到的各种不确定性的问题以及多传感器判断结果利用D-S证据理论对信息融合结果进行了判定，经论证，D-S证据理论可提升故障诊断精度以及诊断的可靠性。尽管信息融合技术在航空发动机故障诊断中应用十分广泛，但在实践当中，需要解决的问题还很多，希望研究人员在今后研究中对实践应用中可能遇到的问题予以研究，并且提出合理的应对措施。
参考文献：
[1]吴娅辉，李新良，张大治等.基于D-S证据理论的航空发动机振动故障分析[J].计算机应用与软件，2012，29（6）：105-108.
发动机毕业论文 第3篇
活塞发动机也叫往复式发动机，是一种利用一个或者多个活塞将压力转换成旋转动能的发动机。活塞发动机是热机的一种，靠汽油、柴油等燃料提供动力。
最常用的往复式发动机是利用汽油或者柴油燃料产生压力的。通常都不止一个活塞，每个活塞都在气缸内，燃料－空气混合物被注入其内，然后被点燃。 热气膨胀，推动活塞向后运动。活塞的这种直线运动通过连杆和曲轴转换成圆周运动。这种发动机经常被通称为内燃机，尽管内燃机并不必须包括活塞。 现在的利用并不是很多，水蒸气是另一种叫做蒸气式发动机的往复式发动机的能源。这种情况下是利用非常高的蒸气压力来驱动活塞。蒸气能的大部分利用中，活塞发动机已经被更为高效的涡轮机所取代，由于要求有更高的力矩活塞已经更多的运用到轿车领域中。 传统四行程往复式活塞引擎，引擎转两周，各汽缸才完成一次进气、压缩、点火与排气过程引擎。至于转子引擎，转子每转一周便有三次进气、压缩、点火与排气。转子跟转子引擎输出轴的齿轮比例为三比一，故此转子引擎只需转一周，各转子便有一次进气、压缩、点火与排气过程，相当于往复式引擎运转两周，因此具有小排气量就能成就高动力输出的优点（但相对的，同样排气量之下转子引擎也较往复引擎的油耗高出许多）。另外，由于转子引擎的轴向运转特性，它不需要精密的曲轴平衡就可以达到非常高的运转转速。
活塞式发动机主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。 气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。 曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。 机体是构成发动机的骨架，是发动机各机构和各系统的安装基础，其内、外安装着发动机的所有主要零件和附件，承受各种载荷。因此，机体必须要有足够的强度和刚度。机体组主要由气缸体、汽缸套、气缸盖和气缸垫等零件组成。
气缸体
水冷发动机的气缸体和上曲轴箱常铸成一体，称为气缸体――曲轴箱，也可称为气缸体。气缸体一般用灰铸铁铸成，气缸体上部的圆柱形空腔称为气缸，下半部为支承曲轴的曲轴箱，其内腔为曲轴运动的空间。在气缸体内部铸有许多加强筋，冷却水套和润滑油道等。 气缸体应具有足够的强度和刚度，根据气缸体与油底壳安装平面的位置不同，通常把气缸体分为以下三种形式。 (1) 一般式气缸体其特点是油底壳安装平面和曲轴旋转中心在同一高度。这种气缸体的优点是机体高度小，重量轻，结构紧凑，便于加工，曲轴拆装方便；但其缺点是刚度和强度较差。 (2) 龙门式气缸体其特点是油底壳安装平面低于曲轴的旋转中心。它的优点是强度和刚度都好，能承受较大的机械负荷；但其缺点是工艺性较差，结构笨重，加工较困难。 (3) 隧道式气缸体这种形式的气缸体曲轴的主轴承孔为整体式，采用滚动轴承，主轴承孔较大，曲轴从气缸体后部装入。其优点是结构紧凑、刚度和强度好，但其缺点是加工精度要求高，工艺性较差，曲轴拆装不方便。 气缸直接镗在气缸体上叫做整体式气缸，整体式气缸强度和刚度都好，能承受较大的载荷，这种气缸对材料要求高，成本高。如果将气缸制造成单独的圆筒形零件(即气缸套)，然后再装到气缸体内。这样，气缸套采用耐磨的优质材料制成，气缸体可用价格较低的一般材料制造，从而降低了制造成本。同时，气缸套可以从气缸体中取出，因而便于修理和更换，并可大大延长气缸体的使用寿命。
气缸套
气缸套有干式气缸套和湿式气缸套两种。 干式气缸套的特点是气缸套装入气缸体后，其外壁不直接与冷却水接触，而和气缸体的壁面直接接触，壁厚较薄，一般为1～3mm。它具有整体式气缸体的优点，强度和刚度都较好，但加工比较复杂，内、外表面都需要进行精加工，拆装不方便，散热不良。 湿式气缸套的特点是气缸套装入气缸体后，其外壁直接与冷却水接触，气缸套仅在上、下各有一圆环地带和气缸体接触，壁厚一般为5～9mm。它散热良好，冷却均匀，加工容易，通常只需要精加工内表面，而与水接触的外表面不需要加工，拆装方便，但缺点是强度、刚度都不如干式气缸套好，而且容易产生漏水现象。应该采取一些防漏措施。
活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的'距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。
进气冲程
发动机开始工作时，首先进入“进气冲程”，气缸头上的进气门打开，排气门关闭，活塞从上死点向下滑动到下死点为止，气缸内的容积逐渐增大，气压降低――低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体，通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例，一般是 1比 15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。
压缩冲程
进气冲程完毕后，开始了第二冲程，即“压缩冲程”。这时曲轴靠惯性作用继续旋转，把活塞由下死点向上推动。这时进气门也同排气门一样严密关闭。气缸内容积逐渐减少，混合气体受到活塞的强烈压缩。当活塞运动到上死点时，混合气体被压缩在上死点和气缸头之间的小空间内。这个小空间叫作“燃烧室”。这时混合气体的压强加到十个大气压。温度也增加到摄氏400度左右。压缩是为了更好地利用汽油燃烧时产生的热量，使限制在燃烧室这个小小空间里的混合气体的压强大大提高，以便增加它燃烧后的做功能力。 当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小（后者也是燃烧室的容积）。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是5到8，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。
工作冲程
压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快结束，活塞接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花，将混合气体点燃，燃烧时间很短，大约秒；但是速度很快，大约达到每秒30米。气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达60到75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏到2500度。燃烧时，局部温度可能达到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴转起来了。 这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。其余三个冲程都是为这个冲程作准备的。
排气冲程
第四个冲程是“排气冲程”。工作冲程结束后，由于惯性，曲轴继续旋转，使活塞由下死点向上运动。这时进气门仍旧关闭，而排气门大开，燃烧后的废气便通过排气门向外排出。 当活塞到达上死点时，绝大部分的废气已被排出。然后排气门关闭，进气门打开，活塞又由上死点下行，开始了新的一次循环。 从进气冲程吸入新鲜混合气体起，到排气冲程排出废气止，汽油的热能通过燃烧转化为推动活塞运动的机械能，带动螺旋桨旋转而作功，这一总的过程叫做一个“循环”。这是一 种周而复始的运动。由于其中包含着热能到机械能的转化，所以又叫做“热循环”。 活塞航空发动机要完成四冲程工作，除了上述气缸、活塞、联杆、曲轴等构件外，还需要一些其他必要的装置和构件。
发动机除主要部件外，还须有若干辅助系统与之配合才能工作。主要有进气系统（为了改善高空性能，在进气系统内常装有增压器，其功用是增大进气压力）、燃油系统、点火系统（主要包括高电压磁电机、输电线、火花塞）、起动系统（一般为电动起动机）、散热系统和润滑系统等。
散热系统
为了能够使气缸内表面在高温下正常工作，必须对气缸和气缸盖进行适当地冷却。冷却方法有两种，一种是水冷，另一种是风冷。水冷发动机的气缸周围和气缸盖中都加工有冷却水套，并且气缸体和气缸盖冷却水套相通，冷却水在水套内不断循环，带走部分热量，对气缸和气缸盖起冷却作用。 现代汽车上基本都采用水冷多缸发动机，对于多缸发动机，气缸的排列形式决定了发动机外型尺寸和结构特点，对发动机机体的刚度和强度也有影响，并关系到汽车的总体布置。按照气缸的排列方式不同，气缸体还可以分成单列式，V型和对置式三种。 (1) 直列式 发动机的各个气缸排成一列，一般是垂直布置的。单列式气缸体结构简单，加工容易，但发动机长度和高度较大。一般六缸以下发动机多采用单列式。例如捷达轿车、富康轿车、红旗轿车所使用的发动机均采用这种直列式气缸体。有的汽车为了降低发动机的高度，把发动机倾斜一个角度。 (2) V型 气缸排成两列，左右两列气缸中心线的夹角γ<180°，称为V型发动机，V型发动机与直列发动机相比，缩短了机体长度和高度，增加了气缸体的刚度，减轻了发动机的重量，但加大了发动机的宽度，且形状较复杂，加工困难，一般用于8缸以上的发动机，6缸发动机也有采用这种形式的气缸体。 (3) 对置式 气缸排成两列，左右两列气缸在同一水平面上，即左右两列气缸中心线的夹角 γ=180°，称为对置式。它的特点是高度小，总体布置方便，有利于风冷。这种气缸应用较少。
发动机毕业论文 第4篇
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。
涡桨发动机的排气速度太低推力有限，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（引擎排气速度与飞行速度之比）两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和高压压气机的增压比（转速），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，在飞行速度不变的前提下，提高涡轮前温度，意味着提高涡轮叶片以及在同一根轴上的压气机的转速，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。一般涡喷发动机的排气速度大多超过音速，而飞机大多数时候是在亚音速飞行。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（通过增加低速的排气流量，降低平均排气速度）。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的后方再增加了1-2级低压（低速）涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇，继续消耗掉一部分涡喷发动机（核心机）的燃气排气动能，从而进一步降低燃气排出速度。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低压涡轮驱动风扇传递到外涵道气流，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。但是大风扇直径增加了发动机的迎风面积，所以涵道比大于以上的涡扇发动机 不适合超音速巡航飞行。虽然涡扇发动机降低了排气速度，但并未降低推力，因为降低排气速度的同时增加了（外涵）排气流量。从涵道比的角度看，涡扇发动机是涡喷发动机和涡桨发动机的折中。
工作原理
涡轮风扇发动机由风扇、低压压气机({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。
涵道比
旁通比（Bypass ratio，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。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。 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 ～ 公斤/牛・时（～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～公斤/牛・时（～公斤/公斤力・时），推力则高达200～250千牛（0～25000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。
优缺点
涡扇发动机优点 : 推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。 缺点 : 风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，发动机结构复杂，设计难度大。
在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机已经相当的成熟。当时的涡喷发动机的压气机总增压比已经可以达到14左右，而涡轮前的最高温度也已经达到了1000℃的水平。在这样的条件下，涡喷发动机进行部分的能量输出已经有了可能。而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切，人们很自然地想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量，进而提高发动机的推力。 当时人们通过计算发现，以当时的涡喷发动机的技术水平，在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后，其技术性能将有很大的提高。当涡扇发动机的风扇空气流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:1），发动机的地面起飞推力增大了百分之四十左右，而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五，发动机的效率得到了极大的提高。 这样一种有着涡喷发动机无法比及优点的新型航空动力理所当然地得到了西方各强国的极大重视。各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机，在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。英国的罗尔斯・罗伊斯公司从1948年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。1953年“康维”进行了第一次地面试车。又经过了六年的精雕细刻，直到1959年3月，“康维MK-508”才最终定型。这个经过十一年孕育的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。“康维”采用了双转子前风扇的总体结构，函道比为，推重比为，地面台架最大推力为7945公斤，高空巡航推力为2905公斤，最大推力时耗油量为千克/小时/千克，压气机总增压比为14，风扇总增压比为，而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。当康维最终定型之后，英国人迫不及待地把它装在了VC-10上！ 美国人在涡扇发动机研发上比英国人慢了一拍，但是其技术起点非常之高。美国人并没有走英国人从头研制的老路。美国的普・惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富技术储备，采用了已经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内涵核心发动机。J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机，1949年完成设计，1953年正式投产。J57在投产阶段共生产了21226台，是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一，先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。J-57在技术上也有所突破，它是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机，而由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。不光是核心发动机，就连风扇普惠公司也都是采用的已经相当成熟的部件，已被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。1960年七月，普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月，可是在性能上却大大的提高。JT3D也是采用了双轴前风扇的设计，地面台架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油千克/小时/千克，推重比，函道比，压气机总增压比，风扇总增压比（以上数据为JT3D-3B型发动机的数据）。JT3D的用处很广，波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用，在军用方面JT3D也大显身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的军用型TF-33。 现今世界三大航空动力巨子中的罗・罗、普・惠，都已先后推出了自已的第一代涡扇作品。而几乎是在同一时刻，三巨头中的另一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。在罗・罗推出“康维”之后第八个月、普・惠推出JT-3D的前一个月，通用电气公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。CJ805-23的地面台架最大推力为7169公斤，推重比为，函道比为，压气机增压比为13，风扇增压比为，最大推力耗油千克/小时/千克。与普・惠一样，通用电气公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机，被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。J-79于1952年开始设计，于1956年投产，共生产了16500多台。它与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。与J57的双转子结构不不同，J79是单转子结构。在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管，J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。 通用电气公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机中一个绝对另类的产品，让CJ805-23如此与众不同的地方就在于它的风扇位置――它是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。 在五六十年代，人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后，风扇叶片翼尖部分的线速度超过了音速。这个问题在当时很难解决，因为没有可利用的公式来进行运算，人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题；第二是由于在压气机之前多了风扇，使得压气机的工作被风扇所干扰；第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。 而通用电气公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。CJ805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片，叶片的下半部分是涡轮叶片，上半部分是风扇叶片。这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系，这样人们就可以随心所欲地来设计风扇的转速，而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。但在回避困难的同时也引发了新的问题。 首先是叶片的受热不匀，CJ805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度，而风扇部分的最低温度只有38度；其次，由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端，而是工作在发动机的热端，这样一来风扇的可靠性也随之下降，而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失。而且风扇后置的设计使得发动机由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。 当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断反思涡扇发动机的研制过程。人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制，则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样，利用已有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都已得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用，美国政府在还未对未来的航空动力有十分明确要求的情况下，从1959年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”。这个计划的目的就是要利用最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露并解决各部分的问题。在这个燃气核心机的基础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等，就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。 用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。美国政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点，就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点，将是这台发动机的最高温度、最大压力的所在地，所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载而引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个，都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题未能解决，那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。 在这个计划之下，普惠公司与通用电气公司都很快推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作STF-200，而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日，美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着它的作用。现如今普惠公司和通用电气公司出品的各式航空发动机，如果都求其根源的话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。
第二次世界大战中，德国戴姆勒-奔驰于1943年试制出了第一台涡轮风扇发动机，4月在试验台上静推力已达到840千克，预计可达到1000千克，但因存在大量缺陷并缺乏相应的专家而没能获得发展。二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高，因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。50年代，美国的NACA（即NASA 美国航空航天管理局的前身）对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司(GE）继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化涡扇发动机则是普拉特・惠特尼（Pratt & Whitney）公司的JT3D涡扇发动机。实际上普・惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。1960年，罗尔斯・罗伊斯公司的“康威”（Conway）涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗・罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。
涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过音速不太多时。所以民用喷气飞机都是采用的涡轮风扇发动机。 中国民用分开排气涡轮风扇发动机还未研制成功，军用混合排气涡轮风扇发动机中已成功批量生产的秦岭发动机相当于英国60年代的SPEY，用于飞豹上。相当于苏27上的AL31的太行前一段时间报道研制成功，但不知道是否投入批量生产。 提高涡轮风扇发动机推力的一个办法就是提高发动机的空气流量。
分别排气涡轮风扇发动机
内、外涵道中的气体分别在内、外涵尾喷管中排出 发动机组成如下：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、内外涵尾喷管。 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....
混合排气涡轮风扇发动机
内、外涵道中的气体混合后从尾喷管中喷出 发动机组成如下：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、混合器、尾喷管。 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 现代先进军用歼击机一般均采用低涵道比的混合加力涡扇发动机。
发动机毕业论文 第5篇
一、BMW引擎调整规格表
※ 引擎压缩比与压缩力
───────────────────────────
车种 压缩比
325i， 325ic， 325is 与 525i ────── : 1
其它车种 ──────────────── : 1
───────────────────────────
所有车种压缩力 ─────────── 142 ～ 156PSI
______________________________________________________
______________________________________________________
※ 汽门间隙规格
───────────────────────────
车种 间隙 in (mm)
325i， 325ic， 325is 与 525i
冷车 ───────────────── ()
热车 ───────────────── ()
其它车种
冷车 ───────────────── ()
热车 ───────────────── ()
______________________________________________________
______________________________________________________
※ 点火正时 ──────── 10°～ 16°@ 750 ～ 850 RPM
_________________________________________________________ _________________________________________________________ ※ 高压线圈线圈在73°F（23°C） 电阻值
───────────────────────────
一次线圈 ───────────────── ～ 欧姆
二次线圈 ───────────────── 8 ～ 10 欧姆
___________________________________________________________ ___________________________________________________________ ※ 火星塞型号 ──────── BOSCH W8LCR （全车种）
※ 火星塞间隙 ────────── in ()
__________________________________________________________ __________________________________________________________ ※ 燃料系统油压（拆油压调节器真空管）
───────────────────────────
电子喷射 ───────── 40～46psi ( )kg/cm2
__________________________________________________________ __________________________________________________________ ※ 基本怠速与CO值
───────────────────────────
3 系列 ───────── 720 ～ 800 RPM － CO ＝ ～％
其 它 ──────── 750 ～ 850 RPM － CO ＝ ～％
______________________________________________________________ ______________________________________________________________
二、定期保养灯与归零方式
（一）、概述：
（二）、指示灯说明：
（三）、保养检查项目：
（四）、保养灯归零：
（五）、保养灯电路检修
（六）、“INSPECTION”（检查）灯
（一）、概述：
BMW在仪表板上，配备有「定期保养灯」的装置，用来提醒车主定期实施保养检
查，避免增加无谓的损害。
（二）、指示灯说明：
仪表板上有“OIL SERVICE”（机油保养）灯和“INSPECTION”（检查）灯，以及
5个绿色LED（发光二极体）、1个黄灯LED和1个红色LED，都是定期保养的指示灯。 在点火开关打开时，5个绿灯一并亮起，引擎起动後即熄灭。每行驶1000里後，5个 绿灯会有一个不亮，到5000里後，5个绿灯将全部不亮。当黄灯和“OIL SERVICE” 灯或“INSPECTION”灯亮时，表示已到达定期保养检查的时候了，如果红灯也亮，
则是指示已超过保养期限。
（三）、保养检查项目：
1.更换机油与机油滤清器。
2.按行驶里程数或时间，更换下列各项：
空气芯子 ───────────── 30000里
汽油芯子 ──────────── 30000里
火星塞 ───────────── 30000里
含氧感知器 ─────────── 50000里
刹车油 ────────────── 12个月
冷却水 ────────────── 24个月
变速箱油 ───────────── 12个月
3.进行其他机件、配备检查和调整。
（四）、保养灯归零：
实施定期保养後，保养灯必须归零，而归零的方法有两种，一种是使用归零器
（SIR 62 1 100），一种是使用线路跨接。
1.使用归零器归零。点火开关及所有电气装置都须关闭，将归零器插入诊断接头
的套座中，再将点火开关开在“ON”位置，按下红色的“INSPECTION”按钮，
绿色的功能控制灯会亮。大约三秒後，红灯也会亮起，再隔12秒左右，红灯
自动熄灭，此时放松红色的“INSPECTION”按钮，绿灯也跟着熄灭。
继之，查看仪表板上的5个绿灯应该全亮，同时黄灯、红灯和“OIL SERVICE”
“INSPECTION”等警示灯，应一并熄灭，才算完成归零工作，否则须再重作一次。
2.使用跨接线归零：
BMW引擎室的圆型诊断接头，有15PIN（插脚）和 20PIN两种，其每一插脚功用如 下表所示：
※ 15PIN诊断接头：1号脚（棕色线）为搭铁线，7号脚（蓝/白线）通往仪表板保养灯 电路。其归零程序如下：
（1）、点火开关转在“ON”位置，以电压表30V档位，正极接7号脚、负极接1号脚，观 查是否出现5V电压，若有5V电压，表示保养灯电路正常。
（2）、关闭点火开关。
（3）、以小灯泡或自制跨线（LED串联100欧姆电阻），跨接於1号与7号脚。
（4）、点火开关转在“ON”位置，等待约12秒的时间，仪表板上的绿灯会全亮，表示 完成归零设定程序，此时将点火开关“OFF”，或取下跨线即可。
15PIN诊断接头说明：
# 1.搭铁 # 4.到仪表板A12.脚 # 5.到电脑12.号脚
# 7.保养灯归零 # 8.上死点感知器 # 9.上死点感知器包线
# 10.上死点感知器 # 11.起动马达 # 12.发电机
# 13.高压线圈负极 # 14. 发电机 # 15. 电瓶电源(+)
20PIN诊断接头说明:
# 1.高压线圈负极 # 诊断线 # 7.保养灯归零
# 11.起动马达 # 12.发电机 # 14.电瓶电源(+)
# 15.到电脑13.号脚 # 16.保险丝电源供应盒 # 18.程式电压
# 19.搭铁 # 20.诊断序列资料
※ 20PIN诊断接头：19号脚（棕芭线）为搭铁线，7号脚（白/绿线）通往仪表板保养 灯电路。其归零程序与15PIN诊断接头相同。
（1）、确认保养灯电路是否正常。以电压表跨接7号和19号脚，正点火开关“ON”时， 应有5V电压出现。
（2）、点火开关“OFF”。
（3）、以小灯泡或自制跨线（LED串联100欧姆电阻），跨接於7号与19号脚。
（4）、点火开关“ON”，等待约12秒左右，仪表板上的5个绿灯全部亮起，表示归零 完成。
（五）、保养灯电路检修
当保养灯无法完成归零时，除了归零作业程序不当外，另一个因素，则是保养灯
电路不良。
保养灯电路测试：
（1）、使用电压表测量15PIN诊断接头：1号与7号脚；20PIN诊断接头：7号与19号脚均 有5V电压出现，才表示电路正常。
（2）、若无电压出现，则测量7号脚与车身搭铁之间的电压，应出现5V电压，证明电路 端正常，原因可能是搭铁端不良。
（3）、改用欧姆表，测量15PIN诊断接头1号脚（搭铁线）与车身搭铁之间，查看有无 接触不良或断路。相同的，20PIN诊断接头，即是测量19号脚（搭铁线）和车身搭 铁间的电阻，应维持0欧姆的导通状况。
（六）、“INSPECTION”（检查）灯
“检查”指示灯，俗称大保养灯。相对的，“OIL SERVICE” （机油保养）灯，俗
称小保养灯。两者的差别：机油保养灯是提醒更换机油和作例行保养；检查灯是每 隔11个月，定时提醒作保养检查。
在保养灯归零作业後，若发生机油保养灯已归零，唯独“INSPECTION”（检查）
灯亮着的情形，表示控制检查灯的定时器，已没有继续计时了。此时，只要更换
仪表板内部“保养灯电路板”上的两个电池即可。
三、仪表板说明
液晶显示幕（LCD）说明
检查控制系统的液晶显示幕，其显示的内容如下：
1. Brake Pressure Too Low(刹车油压太低）
2. Brake Fluid Low （刹车油不足）
3. Engine Oil Pressure Low（引擎机油压力不够）
4. Suspension Leveling (Over loaded)（悬吊水平── 超载）
5. Coolant Temperature Too High（水温太高）
6. Parking Brake On（手刹车仍作用）
7. Brake Light Circuit Defective（刹车灯电路不良）
8. Transmission Electronic Shift Has Failed（变速箱电子换档不良）
9. Brake Lights Worn Out（刹车灯老旧不良）
10. Low Beam, Parking Light, Brake Light, Fog Light or License
Plate Light Out（近灯、手刹车灯、刹车灯、雾灯或号牌灯不良）
11. Door Open（车门仍开着）
12. Engine Oil Level Low（引擎机油油面已低）
13. Power Steering Fluid Low（动力方向机油液不足）
14. Washer Fluid Low（两刷喷水液不足）
15. Check Control (Defect In Electronic System)（检查控制 ─ 电子
系统不良）?lt;
16. Oil Pressure Sensor Defective（机油压力感知器不良）
17. Oil Level Sensor Defective（机油液面感知器不良）
18. Lights On (After Key is Removed From Ignition)
（灯仍亮着 ── 在点火开关钥匙取出後）
四、汽门间隙调整
BMW汽门间隙的调整，有其特别的规定，若照一般车辆，在热车状况调整汽门间隙， 往往容易造成怠速抖动，加速无力，甚至汽门因而烧毁，比未调整前的.状况还差。因 此，按照原厂规定作业，是非常重要。
调整间隙程序如下：
1.必须确认引擎已完全冷却，汽门间隙调整，仅在冷车状态下实施，才不会造成
误差。
2.放松摇臂杆上的螺帽，以备调整凸轮间隙。
3.确定第一缸已在压缩行程一死点，按1－5－3－6－2－4 点火顺序的方法，序列 调整汽门间隙。
4.汽门间隙调整规格如下表。
车?种 汽门间隙 In.（mm)
325系列、528e
冷车 ─────────────── .010(.20)
到达工作温度 ─────────── .012(.30)
其他所有车系
冷车 ─────────────── .012(.30)
到达工作温度 ────────── .014(.40)
五、燃油压力检查
1.在燃油压力调节器的前端进油管，装上燃油压力表。
2.拆下燃油压力调节器的真空管。
3.拆下燃油邦浦继电器。
3系列 ─── 在左前避震器架上。
5和7系列─── 在引擎室右後角的继电器盒中。
635CSI ─── 在引擎室左边保险丝盒外面。
4.用跨线在继电器的电线接头，直接跨接红线（电瓶电源）和绿/紫线（邦浦电
源），使邦浦转动。
5.检查燃油压力，应在40～46PSI（～）的规格内。
6.油压太高时，检查压力调节器；油压不足时，检查邦浦。
六、怠速检查
1.确认引擎已到达正常工作温度，汽门间隙也符合正确规定。
2.关闭车上所有电气设备。
3.接上转速表观察转速是否在规定范围。
车种 转速（RPM）
325 和528E ────────── 650 ～ 750
325I系列 ────────── 720 ～ 800
其他所有车系 ───────── 750 ～ 850
4.若转速不在规格内，则检查怠速控制装置或查看进气系统有无漏气。
七、慢车混合比与CO调整
1.将含氧感知器线头拆开，并拆下测试口螺帽（位於排气管上，触煤转换器前）， 另外碳罐电磁阀线头也须拆开。
2.连接CO表电源线，并将测试管插入测试口，量取CO值；引擎怠速约720～850RPM， CO值约～。
3.如果CO值超过高，则检查喷油咀，供油压力及水温感知器。
4.如果CO值超过低，则检查怠速控制马达及管路夹头是否松动或漏气。
5.调整正确後装回含氧感知器线头。
八、节汽门位置感知器（T、P、S）调整
1.拆下节汽门位置感知器线头插座，利用欧姆表量取中间接脚（桔色或棕/桔色
线）与怠速接脚（棕/蓝色线）当不踩油门时，欧姆表应指示在零阻抗位置。
2.在利用欧姆表量取中间接脚与动力接脚（棕/黑色线），当踩油门全开时，欧
姆表应指示在零阻抗位置。
3.若依上述作业测量时，发现不合则将节汽门位置感知器固定螺丝放松调整到正
确後固定。
九、有关空气流量感知器的技术问题
1.当空气流量感知器不良时电脑会设定故障码07，若利用故障诊断灯读取故障码 时，灯会指示闪亮一次。
2.同时电脑会将喷油咀，喷油时间设定在～，并将点火正时固定在提
前20度位置。
3.标准的喷油时间脉冲在暖车怠速状况约在～，正时在10～16度。
十、自我诊断功能
（一）、概述：
（二）、引擎故障码读取方法
(三）、BMW － 故障码
（四）、故障码清除方法
（一）、概述：
在BMW车种中的3、5与7系列美规车辆所配置之电脑均具有自我诊断功能，当空 气流量感知器、含氧感知器、水温感知器、进气温度感知器及节汽门位置感知器不良 时，电脑均会记忆故障码，并且在仪表板上的“CHECK ENGINE”灯也会亮。
（二）、引擎故障码读取方法
1.在BMW车种读取故障码有两种，一个是利用仪表板上的“CHECK ENGINE”灯指 示，另一是利用专用仪器去读取故障码。
2.利用仪表板上指示灯读取故障码的方法：直接将点火开关开在第二段後，等待 3秒该指示灯即开始闪烁出故障码。
3.利用专用仪器读取故障码，依仪器使用手册操作。
(三）、BMW － 故障码
指示灯读码
仪器读码
故 障 说 明
电脑接脚
code 1#
空气流量感知器
7、12、26＃
code 2#
含氧感知器不良
28＃
code 2#
含氧感知器线路
28＃
喷油咀线路1、3、5缸
16＃
喷油咀线路2、4、6缸
17＃
怠速控制马达
4、22＃
code 3#
进气温度感知器
44＃
code 3#
水温感知器
45＃
code 4#
节汽门开关（怠速接点）
52＃
节汽门开关（动力接点）
16＃
怠速控制马达
4、22＃
碳罐塞电磁阀
（四）、故障码清除方法
1.将点火开关“OFF”後，再发动引擎，然後引擎熄火，依此顺序，重覆5次即 可将故障码清除。
2.或是将点火开关“OFF”後，拆下电瓶负极，亦可消除故障码 。 当拆下电 瓶负极後，会将收音机、旅程电脑等记忆密码消除，并作防盗锁定。
十一、引擎防盗系统解除
若是拆下电瓶负极，用来清除故障码 ，因而导致防盗锁定、使引擎无法起动。此 时必须进行下列程序，才能顺利解除。
1.若有正确密码，可按“CODE”键後，在将密码输入，最後按“RESET”键即可。
2.如果不知道正确密码，则不可触摸任何按键，或是再企图起动引擎。
3.拆下电瓶负极椿头，等待5～10秒後，再将椿头装回。
4.点火开关转在“ON”位置，不可发动引擎，此时警报器会响15秒，表示防盗 器正式启动，车上电脑萤幕会自动显示“倒数15分钟”的数字。
5.只要等待15分钟後，萤幕出现“0000”字样，表示防盗自动解除。
6.确认已解除防盗锁定，才可发动引擎。否则连续错误三次後，就必须等24小时 才会自动解除。
旅程电脑功能按键
HR/DATE 时间/日期按键，按此键会有时间和日期显示，从其它功能显示後，要再 显示时间和日期，必须按两次。
AVG MPG 两种平均耗油量按键，一段是全程平均耗油量，另一段是部分行程平均 耗油量。
RANGE 剩余油量行车距离按键，在按此键後，若油量行车距离低於15公里时， 会出现虚线显示。
AVG MPH平均速度按键，按此键後，再按S/R设定，即可计算开动後行程的平均 车速，要看平均车速，按此键就可得知。
TEMP 车外气温按键，按此键可获知车外气温，显示幕会有温度显示。
TIMER 暖气空调马表按键，配备有暖气/送风系统车辆，有二段设定时间，每 次启动时间为30分钟。
ARR 预定到达时间按键，电脑依据输入的距离，与当时的车速计算，来预估 到达的时间。
DIST 到达预定地的剩余距离按键，如果已超过预定距离，仍继续行车，则会 以负号表示。
M MPH 车速限制警告按键，当车速超过输入的速限时，指示灯会闪示，并有警 笛声响起。
CODE 密码按键，设定的密码可以防止起动，如未输入密码，即发动引擎，会 触发警报器响15秒，并且锁定防盗。
发动机毕业论文 第6篇
大推力量子发动机
【摘要】与利用反冲原理的火箭发动机不同，量子发动机利用单链式电磁波对恒定电流产生的电磁力来推进。这种发动机技术遇到的瓶颈是：高强度激烈变化的单极电磁场会使超导体发热，失去超导性，甚至将超导体熔断。这大大地限制了发动机的最大功率和使用寿命。解决的办法就是将超高频高幅单链式电磁波解调成超低频高幅单链式电磁波，使通恒定电流的超导体受到一个超低频单向振荡的无源的单极磁场的作用，从而实现大推力推进。 【关键词】单向振荡；单链式；单极光子；直线式 火箭起飞前要携带大量的推进剂，剩下的空间非常小，无论是从速度上，还是从载量上来讲，用火箭推进的飞船均不适用于遥远的星际航行。在航天飞机这项堪称火箭时代最庞大，同时也是最悲壮的航天工程以失败告终之后，一项具有革命性的推进技术诞生了――它就是磁单极量子推进技术。 一个脱离了电荷独立存在于空间――时间中的单向振荡（磁场方向不变大小呈周期性变化的振荡与电流方向不变大小呈周期性变化的直流振荡一样都是单向振荡）的量子电磁场只能表现出单个磁极的力学效应，因此叫做磁单极量子，或单极光子。磁单极量子推进技术与利用反冲原理的喷气推进技术和激光热推进技术（即利用激光来加热工质的推进技术），以及无工质微波推进技术等不同，它利用单链式电磁波对恒定电流产生的电磁力来推进。这种推进技术遇到的难题是如何把超高频单链式的电磁波所含有的电磁能最大限度地转化为系统前进的动能。磁单极量子解调技术的发明解决了这一难题。 磁单极量子解调技术利用波的叠加原理，让两列时间相差半个周期的超高频单链式电磁波经过长度相等的路径后叠加，解调出超低频单链式电磁波，从而在空间中造成超低频单向振荡的无源的单极磁场。这种技术可用来制造大推力量子发动机。 图1 直线式量子发动机的原理示意图 图1所示是一台直线式量子发动机的原理示意图，它主要由一个大功率磁单极解调器和一个超导直导线阵列构成。磁单极解调器主要由一个超高频高幅直流脉冲器[1]，AB两根长度相差半个波长的传导线，两根互相平行且一模一样的.天线等组成。超导直导线阵列与两根天线所在的平面垂直，且超导直导线阵列与每根天线之间的距离相等。每两根相邻的超导直导线之间的距离均为波长的偶数倍，超导直导线阵列与磁单极解调器之间隔着一定的距离，图中的箭头表示直流脉冲传导的方向。 直流脉冲器输出超高频高幅直流脉冲，通过AB两根长度相差半个波长的传导线传给双天线，使双天线产生单向振荡的原磁场，从而激发出两列时间相差半个周期的超高频单链式电磁波。两列时间相差半个周期的超高频单链式电磁波经过两段长度相等的波导管从两个并排在一起的长方形孔射向超导直导线阵列，在超导直导线所处的空间中造成如图2中所示的两个超高频单向振荡的量子电磁场，叠加成一个如图3所示的场强高达2万高斯的超低频单向振荡的无源的单极磁场。 图2 两个超高频单向振荡的量子电磁场 图3 场强高达2万高斯的超低频单向振荡的 无源的单极磁场 图4 用线圈做天线的直线式量子发动机的原理示意图 因为磁单极解调器解调出的磁场是脱离了电荷独立存在于空间――时间中的无源的磁场，所以，它对恒定电流产生的电磁力属系统的外力，可推动系统前进。 图4所示是一台用线圈做天线的直线式量子发动机的原理示意图。 它的解调器里面有两组用一个个直径相等的线圈做成的天线阵列，可藕合成两股时间相差半个周期的超高频超高幅单链式电磁波，通过两个并排在一起的孔射向超导线圈阵列，在每个通恒定电流的超导线圈所处的空间中解调出场强高达10万高斯的超低频单向振荡的无源的单极磁场，使每个通恒定电流的超导线圈产生方向一致的电磁力，形成强大的合力，推动系统前进。 将解调波源源不断地射入回旋式量子发动机[2]的量子回旋管中，便可为回旋式发动机提供源源不断的动力。 将一个个量子发动机按一定的规律组合在一起，让每个量子发动机同时输出动力便可获得超强的推力。 与大推力火箭发动机相比，大推力量子发动机具有体积小，重量轻，可长期重复使用，维护简便，成本低，安全系数高等优点。 用大推力量子发动机来推进的量子动力飞船无需携带任何推进剂便可飞出地球。量子动力飞船可一边绕着恒星转，一边吸收恒星的能量以1G（10m/s）的加速度不停地加速，经过一年的加速期后，飞船的速度就会增加到接近光速。这时，再调整航向朝目的地所在的恒星系飞去，然后，吸收那里的恒星的能量来减速。因为这种飞行方式就好像是从一个恒星系跃迁到另一个恒星系似的，所以叫做星际跃迁。大推力量子发动机可把人类从近太空时代推进到星际时代，实现人类跨跃恒星系去旅行的梦想。 参考文献 [1]_颖.单极量子发生器[N].武汉科技信息快报社， 2011，5. [2]_颖.如何制造量子发动机[N].武汉科技信息快报社，2011，3.
