F100-PW-232发动机

F10 0 -PW - 2 32发动机的前身为F10 0 -IPE92发动机 ,是F10 0 -PW - 2 2 9IPE发动机的发展型。通过在F10 0 -PW - 2 2 9发动机的机匣内将风扇的直径增大 0 .2 5 4cm ,使F10 0 -PW - 2 32发动机的总增压比由 32提高到 35 ,流量由 112 .4kg/s提高到 113.8kg/s ,涵道比由 0 .4 0降为 0 .34。这样 ,F10 0 -PW - 2 32发动机或者能够增大推力 (最大推力增大到 15 1kN ,额定推力为 14 6kN ,非加力推力为95 .2kN) ,或者通过发动机在更低的温度下工作延长发动机的寿命。增大推力后的发动机的推重比为8.3。预计 ,F10 0未来发展型发动机将…     

F414提高耐久性发动机

F4 14提高耐久性发动机即F4 14EDE发动机 ,它是以F4 14 -GE - 40 0发动机为基础 ,采用先进的气动设计软件提高部件的效率和采用先进结构、材料延长部件寿命而改进改型的发动机。高压压气机采用三维气动设计 ,使流量增加 5 % ,效率提高 3个百分点 ;燃烧室采用干低排放技术 ,使NOX、HC和CO的排放量明显降低 ;高压涡轮采用三维气动设计和先进的冷却技术 ,使效率提高 2个百分点 ,耐温能力提高 6 5 .5 6℃ ;排气框架采用三维气动设计 ,使加力燃烧室效率提高 3个百分点 ,压差降低 1.5 %。预计采用上述技术后 ,在保持硬件与F4 14 -GE -40 0…     

2002年小涡喷(扇)发动机应用研究进展

许多航天工业专家都预测 ,今后二十年内 ,小型涡喷 (扇 )发动机在无人空中飞行器、无人战斗机和精确打击武器中的应用将有显著增加。(1)由罗尔斯 罗伊斯公司的AE 3 0 0 7H发动机为动力的全球鹰 (GlobalHawk)侦察机仍在研制 ,国防部给这发动机的编号为F 13 7。(2 )Predotor B无人机的研制在继续。动力装置的一种选择是Honeywell公司的TEP3 3 1 10涡轮螺浆发动机 ,另一方案是威廉姆斯 罗尔斯的FJ 4 4 2A涡扇发动机。(3 )以Honeywell公司F12 4发动机为动力的DARPA 空军的X 4 5A无人战斗机 ,于 2 0 0 2年 7月进行了首次飞行。通用电…     

海军用航空发动机的腐蚀防护和控制

简介了海军用航空发动机压气机叶片机匣、附件壳体等不锈钢和铝合金等零件 ,在短时间内发生严重点腐蚀的的环境及腐蚀原理 ,分析了现役海军用某B型发动机 9项防护技术和F4 0 4发动机的腐蚀控制体系。从一个侧面了论述了解决海军用航空发动机腐蚀防护和控制的技术途径 ,并提出了该类发动机在设计阶段腐蚀控制的技术要点。     

F135发动机的研制和发展

F1 35发动机是为洛克希德·马丁公司F - 35飞机研制的 ,有 3种型别 ,即常规起落型F1 35 -PW - 1 0 0、舰载短距起落型F1 35 -PW - 40 0和STOVL型F1 35 -PW- 6 0 0。主合同商PW公司负责F1 35主发动机的研制和系统集成。分合同商RR公司负责轴驱动的升力风扇、三轴承偏转喷管和滚转喷管的研制。HamiltonSund strand公司、挪威的VOLVO航空公司 (VAN)、DucommunAeroStructure(DAS)公司、Unison工业公司和丹麦IFADA/S公司也参与了F1 35发动机的研制。　　F1 35发动机于 2 0 0 2年 5月成功地通过了初步设计评审 ,2 0 0 3年 5月…     

美军斥资10亿美元实施F100系列发动机延寿计划

据文献报道 ,PW公司与美国空军已经联合制定了F10 0系列发动机的寿命管理计划。该计划预期投资 10亿美元 ,如果不实施这项计划 ,维护 5 0 0 0台发动机的费用将大大超过 10亿美元。F10 0系列发动机的寿命管理计划的一个重要内容是老龄发动机 (AEP)计划。这项预计在 2 0 0 6 2 0 11年投资 5亿美元以上的计划可使F10 0发动机的寿命延长一倍。据估计 ,AEP计划若能顺利实施 ,将能节省相当于其投资 2 3倍的经费。　　美国空军的发动机部件改进计划也是发动机寿命管理计划的一部分。其成功的实例是使F110 - 2 2 9发动机热端返修期延长 ,从 2 0…     

航空动力百年回顾（四）

5　涡轮风扇发动机　　 2 0世纪 5 0年代初 ,前苏联的РД9Б和美国的J5 7发动机分别配装的米格 1 9和F1 0 0歼击机的飞行速度都超过了声速 ,达到 1 3 5 0～ 1 45 0km/h ;5 0年代后期 ,Р1 1Ф -3 0 0和J79发动机各自配装的米格 2 1和F4歼击机的飞行速度都超过 2倍声速 ;60年代 ,美国的J5 8发动机配装的SR71高空高速侦察机和前苏联的P3 1发动机配装的米格2 5战斗机的马赫数达到 2 .7～ 3 .0 ;70年代投入航线的英法合作研制的奥林帕斯 5 93发动机配装的“协和”号是 2倍声速的大型客机 ,从伦敦飞到纽约仅需 3h2 0min。这些都是加力式涡喷…     

F110发动机性能提高计划

F110基本型(F110-GE-100)发动机是在F101发动机的核心机和F404发动机的风扇与喷管的基础上发展的涡轮风扇发动机,于1986年10月配装F-16C/D战斗机投入使用。之后,在F110-GE-100发动机的基础上,GE公司又发展了推力为12900dAN、推重比为7.28的F110-GE-129发动机,并于1991年配装F-16C/D和F-15A/C战斗机投入使用。20世纪90年代初,GE公司又规划了1个分3阶段实现的F110发动机性能提高计划,旨在使F110发动机的推力增大到17800daN。第1步工作的目标:使发动机的推力增大15%~20%,达到15600daN;或者在发动机推力保持目前水平的前提下,使发…     

战斗机发动机的研制现状和发展趋

介绍了第三代战斗机发动机的设计特点和研制规律;综述了F119和F135等第四代战斗机发动机的研制现状,总结了其性能和结构特点;归纳了战斗机发动机性能、结构和材料的发展趋势;展望了未来战斗机发动机的发展。     

现代典型军民用涡扇发动机的先进技术

本文综述了F119、YF120、F100-PW-229A、F110-GE-132、F414增推型、GE90、PW4084、“遄达”800发动机等所采用的一些先进技术,分析了这些技术的主要特点。     

一种新型吸气式与火箭组合发动机(LOCE)及先进天地往返运输系统的发展

根据先进天地往返运输系统的要求和火箭与吸气式组合发动机的特点，提出了重复使用的单级入轨飞机吸气式组合发动机方案的优化原则和一种优化的组合发动机循环：高压氢膨胀液化氧气循环吸气式火箭组合发动机（LOCE）。它是一种以火箭技术为基础的吸气式组合发动机，比冲可达35000m／s，其关键是成功地解决了吸气式组合发动机和火箭发动机燃烧室压力的不匹配，其液化效率比普通LACE循环提高了5～7倍。可借用成熟火箭技术，推重比高是低速阶段（Ma＝0～5）的最佳方式之一。     

航天和导弹用吸气式发动机的发展

本文介绍了美国第24届联合推进会议关于航天和导弹用吸气式发动机方面的情况,主要内容有航天飞机用吸气式发动机及其组合,其中包括反物质推进和激光-电子冲压发动机;超声速飞机发动机;吸气式发动机在高速战术导弹上的应用等,说明了吸气式发动机的发展前景.     

2004年吸气式推进技术进展

2004年,吸气式推进技术取得了很大进展。有大量的民用发动机获得或接近获得FAA合格证．F135和F136联合攻击机发动机都进行了全尺寸的发动机地面台架试车,发动机技术计划继续取得成功,采用超燃冲压发动机的X-43在第2次和第3次飞行试验中成功验证了可控加速飞行,达到了M7和M10的飞行速度。     

民用航空发动机核心机技术发展研究

民用发动机的发展历史显示,在先进核心机基础上发展系列发动机是民用发动机发展最突出的一个技术特点。本文分析和总结了在核心机基础上进行系列发动机发展的主要技术方法和特点,阐述了现代高性能发动机的技术特点和关键技术。根据民机发动机发展规律和我国国情,提出了我国民用发动机发展的几点建议。     

预冷却涡轮基组合循环发动机发展现状及应用前景

本文介绍了国外新型预冷却涡轮基组合循环（TBCC)发动机的技术研究现状,其中最具代表性的是美国的喷流预冷却TBCC发动机和日本的ATREX发动机。在对预冷却TBCC发动机发展现状分析的基础上,介绍了预冷却TBCC发动机的技术优势、关键技术、潜在应用方向及我国开展预冷却TBCC发动机研究的可行性。     

大型飞机发动机的发展现状和关键技术分析

对军民用大涵道比涡扇发动机的现状和发展趋势等进行了阐述,从国家大型飞机工程的战略目标、大型飞机发动机的重要性和市场前景等方面,对我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析,简要介绍了我国大涵道比涡扇发动机的总体方案,提出了发展我国大涵道比涡扇发动机的主要关键技术,并分别从大涵道比涡扇发动机、国际合作、材料工艺试验条件建设等方面,简要论述了关键技术解决途径与措施建议.      

变轨发动机组辐射传热地面模拟试验

采用电加热器和水冷真空舱近似模拟发动机内外的高温燃气和低温真空环境，以敷辐射涂层的不锈钢代替铌合金，在地面进行了飞船变轨发动机组缩比试验件的高温辐射模拟试验。结果表明：中部温度为900℃，喷口温度为250℃的试验工况下，四机并联工作引起的最大周向温差在中亿部和喷口分别约为21℃和150℃，两机工况时周向温度不均匀性不及四机严重，喉部温差基本可忽略。     

磁浮多电航空发动机的研究现状及关键技术

介绍了国际上磁浮多电发动机的研究现状、发展趋势及其核心关键技术如高温磁悬浮轴承、高温位移传感器、附件电传动技术、备用轴承和多电发动机的结构设计。介绍了美国的IHPTET计划中有关磁浮多电发动机的研制情况,IHPTET计划和美国的德雷伯实验室(DraperLaboratory)、Synchrony公司等多个单位进行了长期的合作,共同研制该发动机的核心关键技术"高温磁悬浮轴承",从目前掌握的资料分析,IHPTET计划中的磁浮多电发动机将采用Synchrony公司研制成功的"高温磁悬浮轴承"。1997年底,欧共体制定了类似的AMBIT研究计划,期望率先研制出以磁悬浮轴承支撑的航空发动机,参加该计划的有英国、德国、法国、奥地利和瑞士等5个国家。      

未来的航空涡扇发动机技术

总结了多电发动机、智能发动机、双外涵变循环发动机、复合材料发动机、外骨架发动机、绿色发动机等未来涡扇发动机的研究进展、关键技术和发展趋势。