エンジン
問題一覧
1
出力に対して小型軽量であること 安価な燃料を使用可能で、燃料消費が少ないこと 信頼性、耐久性が優れていること 振動が少ないこと 運転が容易であること 環境適合性が優れていること 整備性がよいこと
2
ピストン:軸出力 ターボジェット、ファン:ジェット推進 ターボプロップ、シャフト:軸出力 ラムジェット、パルスジェット:ジェット推進 ロケット:ジェット推進
3
1. 容積一定で１Ｋｇの気体(ガス)の温度を１℃だけ高めるのに要する熱量 温度、圧力が上昇するため、加えられた熱量はすべて内部エネルギとして貯えられる。 2. 圧力一定で１Ｋｇの気体(ガス)の温度を１℃だけ高めるのに要する熱量 温度の上昇とともに膨張により外部へ仕事をする。
4
定容比熱と定圧比熱の比
5
インパルス型 衝動型 反動度0
6
リアクション型 反動型 反動度は大
7
リアクション・インパルス型 反動、衝動型 反動度は中間
8
コンプレッサを回転させる
9
プロペラなどを回転させる 後ろに流す空気をいい感じの速さに整える
10
パワータービンを駆動するために必要なエネルギーを作り出すこと ガスジェネレータで作られた高温高圧ガスは後流のパワータービンを駆動する
11
空気流 ガス流 静圧
12
ファン回転数 推力によく比例 推力設定パラメータ
13
地上 飛行中 出力 レベル 設定や指示 馬力 出力軸減速装置
14
0.000239kcal
15
絶対圧力 反比例 絶対温度 正比例 Pv＝RT PV＝GRT
16
温度 絶対圧力 反比例
17
圧力 絶対温度 正比例
18
ボイルシャルル 温度、圧力 完全ガス又は理想気体
19
ボイル・シャルル 常温以上、完全ガス 完全ガス
20
気体が温度一定の状態で行う変化 外部、熱量、外部
21
気圧が圧力一定の状態で行う変化 内部エネルギと外部 内部エネルギと外部 エンタルピ
22
気体が容積一定の状態で行う変化 外部、全て内部エネルギ
23
気体の圧縮または膨張において、外部との熱の出入りを完全に遮断した状態で行われる変化 1️⃣断熱圧縮して温度が上がる 2️⃣断熱膨張して温度が下がる
24
1️⃣ポリトロープ変化 2️⃣等温変化と断熱変化の中間
25
エネルギの保存の法則
26
熱エネルギと機械的仕事との間のエネルギ保存の法則を言い換えたもの
27
426.9kg-m/kal
28
可逆サイクル
29
不可逆サイクル
30
熱効率
31
高い亜音速領域での飛行を損なわずに空気量を大きくして、優れた作動効率と高い推力の能力を得るように設計したエンジン
32
アフタバーナ スラストオギュメンタ
33
フォワードファン型
34
アフトファン型
35
フリータービンにより軸出力を取り出す
36
エンジン回転を減速装置を介して直接取り出す
37
遊星歯車減速装置を導入してファン回転数を低圧コンプレッサや低圧タービンの回転から独立させたもの
38
出力を取り出すために独立したタービン
39
リバースフロー型燃焼室
40
エンジンの熱効率又はサイクル効率を変えずに空気流量を増やして燃料消費率を改善したもの
41
理想的な熱機関の理論サイクル 可逆等温、可逆断熱、可逆、完全ガス
42
オットー・サイクル ピストンエンジン(ガソリンエンジン
43
ディーゼル・サイクル 低速ディーゼル・エンジン
44
サバティ・サイクル 高速ディーゼル・エンジン 定容サイクル、定圧サイクル、空気サイクル
45
ブレイトン・サイクル ガスタービンの基本サイクル
46
なし
47
タービン、流速、静圧
48
ダイバージェントダクト 流路の断面積が徐々に増加するに伴って、拡散を生じ、運動エネルギーが静圧エネルギに変換される
49
エア・インレット コンプレッサ ディフューザ・ケース
50
コンバージェントダクト 超音速流の物 理的特性は亜音速流の場合とは逆（体積の変化率が速度の変化率よりも大きいこと）であるため、コンバージェント・ダクトにする。
51
気体を膨張させて圧力エネルギを速度エネルギに変換する装置
52
コンバージェント・ノズル 亜音速流では 流路の断面積が徐々に減少すると膨張により空気流の圧力エネルギが速度エネルギに変換され流速は増加する。
53
コンバージェント・ノズルにおいて上流と下流の圧力比が臨界圧力比以下になると、音速（マッハ１）に固定され、以後上流の圧力が増加してもマッハ１を超えない。（チョークド・ノズルという）
54
タービン・ノズルおよびタービン 排気ダクトおよび排気ノズル
55
ダイバージェント・ノズル 超音速流の物理的特性が亜音速流とは逆になるため、 マッハ１以上にするには末広がり形状のダイバージェン ト・ノズルにしなければならない。
56
コンバージェント・ダイバージェント排気ノズル 高い排気速度が必要で、排気ノズルの前半部こ亜音速ノズルで音速まで加速した後、後半の超音速ノズルでさらに超音速まで加速するよう、２つを組み合わせている
57
1N/m2
58
1N・m
59
N・m
60
1J/s 1N・m/s
61
これ
62
エンジンが創り出す総スラスト
63
機速がゼロの時、その場所の空気の初期速度がないことからVaの値はゼロこの時のスラストをいう エンジンの総スラストに等しい
64
仏馬力でPS、75kg-m/s
65
英国馬力のHPで550ft-lb/s 仏馬力に比べて僅かに大きい、 1PS＝1.014PS
66
1️⃣736W 2️⃣745W
67
航空機の推進に必要なスラストを軸馬力に換算したもの
68
単位時間あたりの仕事量の単位
69
これ
70
総スラスト➖ラム効力
71
軸馬力(SHP)＋推力馬力(THP)
72
単位出力当たりに消費する単位時間(１時間)当たりの燃料消費量(重量流量)
73
これ
74
エンジンに吸入される単位空気流量(毎秒1lbまたは1kg) 当り得られるスラスト 式は写真 比推力が高いほどエンジン前面面積が小さく小型になる。
75
これ
76
これ
77
コンプレッサ入口総圧に対するタービン出口総圧の比 (エンジン圧力比) エンジンが発生する推力の変化に比例する エンジン推力の指示又は設定パラメータとして使用 ガスジェネレータのみの圧力比‼️‼️‼️
78
吸入空気を速度0から機速Vaまで加速するために必要な損失スラストをいう
79
ラム温度とラム圧を合わしたもの
80
高度の増加により、レイノルズ数が小さくなるに従ってコンプレッサの効率が低下する現象
81
供給した燃料エネルギに対する航空機の有効推進仕事の比 総合効率が高いほど燃焼消費率が減少して、同一搭載燃料量ね航続距離を長く出来る
82
供給燃料エネルギに対する出力エネルギの比
83
推力と飛行速度との積！
84
エンジン出力エネルギと有効推進仕事の比
85
ガスジェネレータの圧力比とファンの圧力比を合わしたもの
86
これ
87
コンプレッサ及びタービンなどの各構成要素の効率の向上 コンプレッサ圧力比の増加および 燃焼室出口温度(タービン入り口温度の増大 ラム圧の増大
88
排気ノズルでの排気速度が増加して高い熱効率が得られる
89
圧力比とそれに応じてタービン入り口温度を高める必要がある
90
排気ジェット速度と飛行速度が近くなる程向上する 排気ジェット速度と飛行速度が同じになった時 100%となる
91
ディフューザ出口
92
燃焼室出口のタービン入口(1段タービン・ノズル・ガイ ドベーン)
93
タービン・ノズル部
94
加速されずにそのまま排出される
95
エンジンの出力の設定や運転状況監視のため使用されるエンジンの性能諸元
96
エンジン出力の設定/監視パラメータ エンジン状態指示パラメータ
97
ファン回転数(N1) トルク値
98
ファン回転数(N1,N2) 推力設定パラメータとしてN1を使用の場合はN2 排気ガス温度(EGT) 燃料流量
99
EPR,IEPR,N1又はTPR
100
エンジン回転速度
エンジンpart2
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ユーザ名非公開 · 76問 · 1年前エンジンpart2
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76問 • 1年前構造
構造
ユーザ名非公開 · 100問 · 1年前構造
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航空力学
ユーザ名非公開 · 22問 · 1年前航空力学
航空力学
22問 • 1年前エンジン確認試験4回目
エンジン確認試験4回目
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エンジン確認試験4回目
38問 • 1年前ヘリ🚁
ヘリ🚁
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9問 • 1年前エンジン確認試験5回目
エンジン確認試験5回目
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エンジン確認試験5回目
24問 • 1年前ヘリ🚁確認テスト
ヘリ🚁確認テスト
ユーザ名非公開 · 3回閲覧 · 27問 · 1年前ヘリ🚁確認テスト
ヘリ🚁確認テスト
3回閲覧 • 27問 • 1年前ヘリ6回目
ヘリ6回目
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ヘリ6回目
16問 • 1年前エンジン5回目テスト
エンジン5回目テスト
ユーザ名非公開 · 11問 · 1年前エンジン5回目テスト
エンジン5回目テスト
11問 • 1年前問題一覧
1
出力に対して小型軽量であること 安価な燃料を使用可能で、燃料消費が少ないこと 信頼性、耐久性が優れていること 振動が少ないこと 運転が容易であること 環境適合性が優れていること 整備性がよいこと
2
ピストン:軸出力 ターボジェット、ファン:ジェット推進 ターボプロップ、シャフト:軸出力 ラムジェット、パルスジェット:ジェット推進 ロケット:ジェット推進
3
1. 容積一定で１Ｋｇの気体(ガス)の温度を１℃だけ高めるのに要する熱量 温度、圧力が上昇するため、加えられた熱量はすべて内部エネルギとして貯えられる。 2. 圧力一定で１Ｋｇの気体(ガス)の温度を１℃だけ高めるのに要する熱量 温度の上昇とともに膨張により外部へ仕事をする。
4
定容比熱と定圧比熱の比
5
インパルス型 衝動型 反動度0
6
リアクション型 反動型 反動度は大
7
リアクション・インパルス型 反動、衝動型 反動度は中間
8
コンプレッサを回転させる
9
プロペラなどを回転させる 後ろに流す空気をいい感じの速さに整える
10
パワータービンを駆動するために必要なエネルギーを作り出すこと ガスジェネレータで作られた高温高圧ガスは後流のパワータービンを駆動する
11
空気流 ガス流 静圧
12
ファン回転数 推力によく比例 推力設定パラメータ
13
地上 飛行中 出力 レベル 設定や指示 馬力 出力軸減速装置
14
0.000239kcal
15
絶対圧力 反比例 絶対温度 正比例 Pv＝RT PV＝GRT
16
温度 絶対圧力 反比例
17
圧力 絶対温度 正比例
18
ボイルシャルル 温度、圧力 完全ガス又は理想気体
19
ボイル・シャルル 常温以上、完全ガス 完全ガス
20
気体が温度一定の状態で行う変化 外部、熱量、外部
21
気圧が圧力一定の状態で行う変化 内部エネルギと外部 内部エネルギと外部 エンタルピ
22
気体が容積一定の状態で行う変化 外部、全て内部エネルギ
23
気体の圧縮または膨張において、外部との熱の出入りを完全に遮断した状態で行われる変化 1️⃣断熱圧縮して温度が上がる 2️⃣断熱膨張して温度が下がる
24
1️⃣ポリトロープ変化 2️⃣等温変化と断熱変化の中間
25
エネルギの保存の法則
26
熱エネルギと機械的仕事との間のエネルギ保存の法則を言い換えたもの
27
426.9kg-m/kal
28
可逆サイクル
29
不可逆サイクル
30
熱効率
31
高い亜音速領域での飛行を損なわずに空気量を大きくして、優れた作動効率と高い推力の能力を得るように設計したエンジン
32
アフタバーナ スラストオギュメンタ
33
フォワードファン型
34
アフトファン型
35
フリータービンにより軸出力を取り出す
36
エンジン回転を減速装置を介して直接取り出す
37
遊星歯車減速装置を導入してファン回転数を低圧コンプレッサや低圧タービンの回転から独立させたもの
38
出力を取り出すために独立したタービン
39
リバースフロー型燃焼室
40
エンジンの熱効率又はサイクル効率を変えずに空気流量を増やして燃料消費率を改善したもの
41
理想的な熱機関の理論サイクル 可逆等温、可逆断熱、可逆、完全ガス
42
オットー・サイクル ピストンエンジン(ガソリンエンジン
43
ディーゼル・サイクル 低速ディーゼル・エンジン
44
サバティ・サイクル 高速ディーゼル・エンジン 定容サイクル、定圧サイクル、空気サイクル
45
ブレイトン・サイクル ガスタービンの基本サイクル
46
なし
47
タービン、流速、静圧
48
ダイバージェントダクト 流路の断面積が徐々に増加するに伴って、拡散を生じ、運動エネルギーが静圧エネルギに変換される
49
エア・インレット コンプレッサ ディフューザ・ケース
50
コンバージェントダクト 超音速流の物 理的特性は亜音速流の場合とは逆（体積の変化率が速度の変化率よりも大きいこと）であるため、コンバージェント・ダクトにする。
51
気体を膨張させて圧力エネルギを速度エネルギに変換する装置
52
コンバージェント・ノズル 亜音速流では 流路の断面積が徐々に減少すると膨張により空気流の圧力エネルギが速度エネルギに変換され流速は増加する。
53
コンバージェント・ノズルにおいて上流と下流の圧力比が臨界圧力比以下になると、音速（マッハ１）に固定され、以後上流の圧力が増加してもマッハ１を超えない。（チョークド・ノズルという）
54
タービン・ノズルおよびタービン 排気ダクトおよび排気ノズル
55
ダイバージェント・ノズル 超音速流の物理的特性が亜音速流とは逆になるため、 マッハ１以上にするには末広がり形状のダイバージェン ト・ノズルにしなければならない。
56
コンバージェント・ダイバージェント排気ノズル 高い排気速度が必要で、排気ノズルの前半部こ亜音速ノズルで音速まで加速した後、後半の超音速ノズルでさらに超音速まで加速するよう、２つを組み合わせている
57
1N/m2
58
1N・m
59
N・m
60
1J/s 1N・m/s
61
これ
62
エンジンが創り出す総スラスト
63
機速がゼロの時、その場所の空気の初期速度がないことからVaの値はゼロこの時のスラストをいう エンジンの総スラストに等しい
64
仏馬力でPS、75kg-m/s
65
英国馬力のHPで550ft-lb/s 仏馬力に比べて僅かに大きい、 1PS＝1.014PS
66
1️⃣736W 2️⃣745W
67
航空機の推進に必要なスラストを軸馬力に換算したもの
68
単位時間あたりの仕事量の単位
69
これ
70
総スラスト➖ラム効力
71
軸馬力(SHP)＋推力馬力(THP)
72
単位出力当たりに消費する単位時間(１時間)当たりの燃料消費量(重量流量)
73
これ
74
エンジンに吸入される単位空気流量(毎秒1lbまたは1kg) 当り得られるスラスト 式は写真 比推力が高いほどエンジン前面面積が小さく小型になる。
75
これ
76
これ
77
コンプレッサ入口総圧に対するタービン出口総圧の比 (エンジン圧力比) エンジンが発生する推力の変化に比例する エンジン推力の指示又は設定パラメータとして使用 ガスジェネレータのみの圧力比‼️‼️‼️
78
吸入空気を速度0から機速Vaまで加速するために必要な損失スラストをいう
79
ラム温度とラム圧を合わしたもの
80
高度の増加により、レイノルズ数が小さくなるに従ってコンプレッサの効率が低下する現象
81
供給した燃料エネルギに対する航空機の有効推進仕事の比 総合効率が高いほど燃焼消費率が減少して、同一搭載燃料量ね航続距離を長く出来る
82
供給燃料エネルギに対する出力エネルギの比
83
推力と飛行速度との積！
84
エンジン出力エネルギと有効推進仕事の比
85
ガスジェネレータの圧力比とファンの圧力比を合わしたもの
86
これ
87
コンプレッサ及びタービンなどの各構成要素の効率の向上 コンプレッサ圧力比の増加および 燃焼室出口温度(タービン入り口温度の増大 ラム圧の増大
88
排気ノズルでの排気速度が増加して高い熱効率が得られる
89
圧力比とそれに応じてタービン入り口温度を高める必要がある
90
排気ジェット速度と飛行速度が近くなる程向上する 排気ジェット速度と飛行速度が同じになった時 100%となる
91
ディフューザ出口
92
燃焼室出口のタービン入口(1段タービン・ノズル・ガイ ドベーン)
93
タービン・ノズル部
94
加速されずにそのまま排出される
95
エンジンの出力の設定や運転状況監視のため使用されるエンジンの性能諸元
96
エンジン出力の設定/監視パラメータ エンジン状態指示パラメータ
97
ファン回転数(N1) トルク値
98
ファン回転数(N1,N2) 推力設定パラメータとしてN1を使用の場合はN2 排気ガス温度(EGT) 燃料流量
99
EPR,IEPR,N1又はTPR
100
エンジン回転速度