活塞式与喷气发动机在产生推力方式上的主要区别是什么?

民航的：通用电气GE90发动机.GE90-115B这一型号的发动机是金氏世界纪录所记载的世界最高推力的民航发动机,试验推力可达127,900磅（569千牛顿）.

首先经过受力分析我发现,题面可能有误.上个图如图,如果要满足导弹向30度仰角方向匀加速直线运动,那么此时导弹受到的合力应该是一个沿着30度方向的力,此时导弹受到推力和重力两个力,必然的是,推力可以分解

选b在航母上降落需要加大喷气发动机推力a,那是废话,要是容易就不会出这样的题目.c,阻拦索没有弹性的,不存在弹性势能的问题.阻拦索不是一根有弹性的绳子减速,而是甲板下的液压阻尼系统给飞机减速.

大、小柱塞的面积分别为S2、S1,柱塞上的作用力分别为F2、F1.根据帕斯卡原理,液体压强各处相等,即F2/S2=F1/S1=PF2=F1(S2/S1)答案是B你再看看你的题目是不是错了如果产生的压强

不对.决定速度的是流量,而不是力.流量越大,速度才越快.

最基本原理：动量守恒.往后喷出气体,相当于给喷出的气体提供动量,由于动量是守恒的,这样的话火箭本身也会得到一个向前的动量,从而在太空环境下飞行.

没有.因为这个推力太.飞机用太小,模型用太大.一般飞机用的涡扇推力怎么也在数吨（数千公斤）以上.高级的大推力发动机都在十几吨（上万公斤）以上.

各款发动机都有不同,其具体参数是推重比,即推力和发动机重力的比值.涡扇10A推重比为8.1:1,F22上使用的F119发动机推重比接近10：1

一：理想气体状态方程pV=nRT(克拉伯龙方程）二：公式：p=F/S（压强=压力÷受力面积）【这两个公式就能算出气缸内燃烧气体压力】

根据帕斯卡原理可知压强相等．由P=FS可知：在压强一定的情况下，压力F与面积S成正比．由题意可知：大活塞的面积是小活塞面积的20倍，所以大活塞上产生的压力也是小活塞上压力的20倍，即为300N．故答案

是的.涡扇在结构上比涡喷多了一个气流通道,称为外涵道.内涵道的部分和涡喷类似.涡扇在进气口处设置了一个风扇,流入的空气通过风扇的推动,进行加压.外涵道气流,绕过核心机进入喷管,冷却核心机的同时,与核心

单位压力乘以受力面积就是推力,摩擦阻力一般忽略不计.

火箭是以热气流高速向后喷出,利用产生的反作用力向前运动的喷气推进装置.它自身携带燃烧剂与氧化剂,不依赖空气中的氧助燃,既可在大气中,又可在外层空间飞行.火箭发动机是一种反作用力式发动机.火箭发动机是以

都是推重比,叫做过载啊,就是飞机进行空中做匀速圆周运动时,根据圆周半径和发动机提供的速度,根据F=mv^2/r算出来的向心力*.*G啊!(G=9.8m/s^2),这就是推力,怎么算就要看飞机了P=Fv

摘　要：本文对双活塞双作用推力液压油缸几种常用的活塞与活塞杆连接方式的分析楷较,说明滚珠式连接在中低压双作用推力油缸中,不论是制造、装配、维修上,还是在成本上与其它几种方式比较都是最适合的一种,并有一

首先要说的是,同学你的思想值得肯定,毕竟现在会思考的人不多了.根据牛顿三大定理,力的作用是相互的,且力是产生加速度的原因,固推力不可能无限大,速度也不可能无限大,它们都受物理定律的制约,但由于惯性和太

（1）刚开始时，导弹受推力和重力作用，两力的合力与水平方向成300角斜向上，如图所示，由几何关系可知：F合=mg　得：a1=g从开始运动到时刻t，导弹的位移为：s＝12gt2推力方向改变后，合力的方向

目前还没有,因为它不能在低速时运行.

活塞式发动机驱动螺旋桨拉动飞机向前运动.喷气式发动机依靠燃料燃烧后从喷口喷射出去推动飞机向前运动,一推一拉,这就是两者的区别,共同点是两者都需要燃烧燃料做功

（1）单独开P1——匀减速直线运动直到速度为0,然后反向的匀加；单独开P2——向上的平抛运动；单独开P3——匀加速直线运动；单独开P4——向下的平抛运动（2）在X方向匀加速,在Y方向也是匀加速,只不过