1. 飞机发动机的效率
低速下确实是飞行速度越高发动机效率越高。 假如发动机喷气速度不变，喷气量也不变，那么单位时间内飞机的速度增量是确定的，而飞机的动能和速度的平方成正比，显然速度越快的时候单位时间内获得的动能增量越大，发动机做功效率越高。 题目下面对比两种发动机实在偷换概念，说的就好像给波音747换上总功率一样的f22发动机就能飞的更快似的。就和拿拖拉机与法拉利对比来论证快车省油还是慢车省油谁省油一样，要比就同一架飞机同一台发动机比。 客机的大涵道比风扇效率高在于把同样的能量驱动更多质量的空气，虽然喷气速度低了但是总的排气的动量更大，而飞机飞行靠的是发动机排气的动量而非动能。这跟飞的快慢没有关系。 至于说越快空气阻力越大，那跟发动机效率没关系，要不然匀速直线飞行发动机还能不做功了？
2. 飞机发动机效率和汽车发动机效率
航空用油和汽车用油的区别如下：
1、含铅量不同 航空汽油标号较高，航空汽油添加了四乙基铅作为抗爆震剂。 而现在车用的均为无铅汽油。燃烧含铅汽油会产生重金属污染物。
2、处理方式不同 航空用油的处理设备主要是航空活塞式发动机。航空活塞式发动机与一般汽车发动机工作原理相同，只是功率大，自重轻一些，因而对航空汽油的质量要求和车用汽油就有类似之处。现在这种发动机只用于一些辅助机种，如直升机、通讯机、气象机等，所以相应的航空汽油的用量也大大减少。 汽车用油的处理设备主要是涡轮喷气发动机。这种发动机推动汽车向前飞行，通过把燃料燃烧转变为燃气产生推力，使用的燃料称为喷气燃料。
3、操作流程不同 航空用油经过一定时间的沉降，使所含的游离杂质、水份沉入罐底，然后由浮动吸管在罐内自上而下将油吸入油泵，加压后输送到离机坪很近的耗油库油罐中。 而汽车用油经化验，合格后罐入专用油罐车，开至飞机翼下，将油加入其油箱中；或者由铺设在机坪下的输油管线经过专门输油设施加到飞机油箱里。航油从槽车中卸下加入飞机油箱，整个过程一般经过三到以上精细过滤，滤去杂质和水份。 来源：-航空燃油 -汽车用油
3. 飞机发动机效率最高
飞机的发动机功率在2500kW左右。在第二次世界大战中，活塞式发动机得到了技术革新，优化了发动机的性能和运行效率，从以往不到10kW提升到了2500kW左右，耗油量从0.5kg/（kW·h）减少到0.25kg/（kW·h）左右。与此同时，整改之后的运行时间从传统意义上的十几个小时增加到了2000-3000个小时。一直到第二次世界大战结束后，活塞式发动机的技术已经非常娴熟。进入21世纪，航空发动机正在进一步加速发展，将为人类航空领域带来新的重大变革。目前，传统的航空发动机正在向齿轮传动发动机、变循环发动机、多电发动机、间冷回热发动机和开式转子发动机发展，非传统的脉冲爆震发动机、超燃冲压发动机、涡轮基组合发动机，以及太阳能动力和燃料电池动力等也在不断成熟。扩展资料：飞机发动机上定义的相关功率：最大连续功率：是发动机能连续工作，即没有工作时间限制，所能产生的最大功率。但为了延长发动机的在翼寿命，正常情况下这一功率是不使用的，只有在特殊情况下才使用。如双发飞机单发飞行时，为满足推力需求，可使用最大连续功率。最大巡航功率：正常巡航飞行时所允许使用的最大推力。最大爬升功率：爬升时所允许使用的最大功率。慢车功率：保持发动机稳定工作的最低功率。发动机的慢车转速是受大气温度影响的。大气温度下降，慢车转速降低，大气温度上升，慢车转速也升高。确定慢车功率的大小时，要考虑很多因素的影响，如最小转子转速限制、最低引气压力限制、最低燃油流量限制、发电机转速限制、压气机气流稳定性、飞机滑行推力、加速时间等。另外，有些发动机还规定了低慢车(或叫地面慢车)和高慢车(或叫进近慢车)。低慢车用于发动机地面和空中某些状态。当飞机着陆进近时，用高慢车，以便飞机复飞时，缩短发动机加速到最大功率所需的时间。等飞机落地一定时间后，再由高慢车转换为低慢车。
4. 飞机发动机效率计算
功率的计算公式是：P=W/t =UI
功率是指物体在单位时间内所做的功的多少，即功率是描述做功快慢的物理量。功的数量一定，时间越短，功率值就越大。求功率的公式为功率=功/时间。功率表征作功快慢程度的物理量。单位时间内所作的功称为功率，用P表示。故功率等于作用力与物体受力点速度的标量积。
物理规律
在串联电路中 (I1=I2)， P1:P2=U1:U2=R1:R2=W1:W2
在并联电路中 (U1=U2)， P1:P2=I1:I2=R2:R1=W1:W2
各种称谓
功率就是表示物体做功快慢的物理量，物理学里功率P=功J/时间t，单位是瓦w，我们在媒体上常常看见的功率单位有kW、Ps、hp、bhp、whpmw等，还有意大利以前用的cv，在这里边千瓦kW是国际标准单位，1kW=1000W。
在汽车上边，最大的做功机器就是引擎，引擎的功率是由扭矩计算出来的，而计算的公式相当简单：功率(w)=2π×扭矩(Nm)×转速(rpm)/60，简化计算后成为：功率（W）=扭矩（Nm）×转速（rpm）/9.549。
5. 飞机发动机效率和高度关系
1.汽车发动机转速的高低，关系到单位时间内作功次数的多少或发动机有效功率的大小，即发动机的有效功率随转速的不同而改变。因此，在一定发动机有效功率时，均有相应的配比转速。
2.当出现转速突然升高现象时，表明与实际功率不匹配了，简单点讲，喷油加大了，一定速度情况下（一定转速）ECU都会根据采集的数据给予合适的喷油量，而采集的对像一般是根据节气门开度，水温，进气等方面综合分析之后得同正确的喷油时间和喷油量。
3.建议检查进气部分或管路；检查节气门体部分（包括传感器）；检查水温传感器；检查喷油器及点火部分；检查加速踏板及传感器类。
4.你这个现象一般都在低速的时候出现。
5.现在的车都是电喷的，由电脑控制。一般在你不踩油门的时候，车辆发动机会不喷油，但是为了保证不出现熄火的现象，在速度低于某个限值时候，电脑会自动给予指令给发动机加油，这时就会出现车辆动力增加，也就是感觉到转速增加，车速加大。
6. 飞机发动机的效率高吗
1、WS-15涡扇发动机 国家：中国
2、涡扇-10B太行发动机 国家：中国
3、WS-13涡扇发动机 国家：中国
1、WS-15涡扇发动机 国家：中国
WS-15全称涡扇15"峨眉" 涡扇发动机，是为我国第四代重型/中型战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机。WS-15主要用于双发重型隐身战斗机歼-20。WS-15由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制。"峨眉"航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的一步。2011年中航黎明完成了ws-15验证机的交付。保节点是2020年完成研制。
WS-15全称涡扇15“峨眉” 涡扇发动机，是为我国第四代重型/中型战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机。由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制。“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。
这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的重大一步。2007年3月原形机首次台架运转试车成功，预计2013年3月发动机完成设计定型试验，2014年7月生产型发动机定型。
按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。发动机由10个单元体组成。
2、涡扇-10B太行发动机 国家：中国
行WS-10/10A相当于当初F100-PW-100阶段，而太行改WS-10B则已经相当于当初F100-PW-220阶段。太行改WS-10B发动机整体性能接近和部分超过F110-GE-129IPE(F110的性能改进型)WS-10B发动机在“太行”发动机的基础上研制的，涡扇10B与涡扇10/10A之间的通用零部件达70%。使用通用部件不仅减小了研制的冒险性，还将显着地减少后勤保障费用。
太行改WS-10B的核心机以“太行”核心机为基础重新研制的，在设计过程中三大核心部件既高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮等大量的参照并借鉴了AL-31F核心机的设计方法，结构细节设计和制造工艺. 大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。
重点围绕WS-10B核心机的三大高压部件既高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮等的工程设计，试制与试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，研制过程遵循“部件试验在前，整机试车在后.的原则，完成了大量的三大核心部件和子系统的试验。
对核心机进行了大量的地面和高空性能试验，对可靠性与耐久性方面的进行大量试验，大幅度的提高热端部件寿命。对其它部件、系统、成件等作了适应性改进，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。对加力燃烧室和尾喷管进行优化设计，采用新的耐高温合金材料，改进冷却设计，减轻重量 。
优化设计了高压涡轮叶片的结构细节设计，为不带冠设计，强化气膜加对流复合冷却技术。利用增大空气流量、提高部件效率、减少漏气和损失等技术措施，来一定幅度的提高推力。风扇是采用后2级整体叶盘结构。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显着提高，压比为3.6；采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏结构和系统。
加力燃烧室和尾喷管以及大部分发动机附件从“太行”发动机的设计方案衍生而来，并改进了冷却技术和重新设计了部分结构设计，使结构更简单，减轻了重量，提高使用寿命寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本，为适应J11B的机体，对附件位置、管线和防冰系统作了必要的修改
3、WS-13涡扇发动机 国家：中国
俄方负责培训技术人员和部分工人，培训完一批工人连设备一起运回，安装调试进行生产，合理安排各部件生产进度，交叉并行进行。由中俄双方在 RD-33 的设计基础上，对局部结构设计进行改良，命名为天山 -21，后请空军司令员马晓天中将命名为“泰山” 。引进了改良后的 RD-33 的大部分生产工艺设备对一条 WP-13 生产线进行技术改造
WS13 是在 RD33 的基础上结合推比八的中推的技术而研制的小涵道比加力型涡扇。
三级轴流式宽弦实心钛合金的风扇叶片，经两极电化学处理的整体叶盘结构，风扇前有计算机控制的可变弯度导流叶片，扩大风扇稳定工作范围。8 级轴流式高压压气机 ( 前三级为可调导流叶片 ) 单级低压涡轮采用空心气冷转子叶片，单级高压涡轮为单晶涡轮叶片和导向器叶片，环形燃烧室，有叶尖间隙控制的 空气热交换器，综合数字式全权限控制系统。
齿轮箱和附件位于发动机的下方，具有性能先进的微型涡轮辅助动力装置，大部分零部件可以利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的外廓尺寸相近。引进了改良后的 RD-33 的大部分生产工艺设备对一条 WP-13 生产线进行技术改造。
WS13A ：大涵道比非加力型涡扇，涵道比 2.0 ，推力 10KN ，油耗 0.62 ，总压比 23 ，涡轮温度 1800K ，推重比14 ，大修间隔 800H ，寿命 2400H ，预计 2006 年开始批量生产，列装机型：中客 ARJ21 、中运
WS13 泰山：用于 FC - 1 “ 枭龙 “ 、 FBC - 1 “飞豹” 后期动力。WS13 是在 RD33 的基础上结合推比八的中推的技术而研制的， 长 4.14 米，最大外直径 1.02 米交付使用质量 1135 千克，发动机 加力推力 86.37 千克。
改型发动机加力耗油率为 2.02 ，不加力推力为 56.75KN ，不加力耗油率为 0.73 ，巡航推力 51.2KN ，巡航耗油率 0.65 ，进气量 80kg/s ，涵道比 0.57 总压比 23 ，大修间隔 810H ，涡轮进气口温度 1650K ，寿命 2100H ，推重比 7.8 。预计2012年开始批量生产。
7. 飞机发动机效率公式
热机效率公式为η=Q有/Q放×100%热机所做有用功（有效利用的能量）与燃料完全燃烧释放的热量之比叫做热机效率.（热机工作时总是有能量的损失，所以热机效率始终小于1）如果用ηt表示，则有ηt=W/ Q1=( Q1-Q2) / Q1=1- Q2/ Q1。从式中很明显地看出Q1越大，Q2越小， 热效率越高，这是热机效率中的主要部分，它表明了热机中热量的利用程度。热机的机械效率是指推动机轴做功所需的热量和热机工作过程中转变为机械功的热量的比，如果用ηm表示，则有ηm=Q3/(Q1-Q2)等。效率数值蒸汽机 百分之4~百分之8蒸汽轮机 百分之25~百分之30燃气轮机 百分之50~百分之60汽油机 百分之26~百分之45柴油机 百分之34~百分之45喷气发动机 百分之50~百分之60相关例题：工程师对某热机进行改进后，效率提高到40%，完全燃烧1KG汽油时，比原来多输出有用功2300000J，则此热机改进前的效率是多少？35%，设原来的有用功为X ，你想想，原来的有用功加上现在多做的才是40%，可以列式X+2300000/46000000(汽油的热值）=40%，解下来X就是16100000，再用16100000/46000000=35%