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为了研究带外涵加力脉冲爆震燃烧室(Pulse detonation combustor,PDC)的分开排气涡扇发动机性能,建立了其性能模型。利用该模型对带PDC外涵加力原理性试验模型的性能进行了评估,同时选取涡扇发动机对该发动机采用PDC外涵加力后的部件特性及整机性能进行研究,并比较了等燃油流量下外涵道装有PDC和传统等压燃烧室的发动机性能。理论计算结果和实验值对比表明,加装合适的喷管结构能够大大提高该原理性试验模型的推力性能。算例的计算结果显示:随着PDC工作频率的提高,发动机总推力增加,耗油率增大;在同一工作频率下,PDC平均增压比、平均出口温度和发动机总推力在当量比1.1左右达到最大值,发动机总耗油率随着当量比的增大而增加;当PDC工作频率超过50Hz时,外涵道装有PDC的发动机总推力大于外涵道装有传统等压燃烧室的发动机推力,且耗油率要小。 相似文献
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汇中 《民用飞机设计与研究》2005,(2)
图-334为俄罗斯最新设计的一架用于替代图-134和雅克-42的双发涡扇中程旅客机.该机机身比图-204短,但其机翼却与图-204大致相同,能在装载能力有限的机场方便地装卸行李.使用寿命为60,000小时. 相似文献
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借助涡扇发动机风车特性研究的最新成果,开展了某型涡扇发动机的风车性能数值模拟研究.首先,基于不可压流理论,附以可压缩效应修正的指数法发展了补充慢车转速以下部件特性的计算模型和计算程序;其次,根据流量连续、压力平衡、功率平衡、燃烧室进出口总温相等及转速相等等约束条件建立了风车状态时涡扇发动机高低压转子及整机的共同工作方程;最后发展了具有一定计算精度的涡扇发动机风车状态特性计算模型和程序,并以某型涡扇发动机为例,计算分析了不同飞行条件下发动机的风车特性,从计算结果看,其趋势是合理的. 相似文献
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早期发动机60年代和70年代使用的100~120座飞机主要有波音737-200、“三叉戟”、DC-9-30/-40和图-104等。这些飞机采用的发动机主要有美国普惠公司的JT8D和英国罗-罗公司的斯贝RB163。这两种发动机基本上属于第一代涡扇发动机,于60年代中期投入使用。在过去30多年中,它们除用于100~120座飞机外,其发展型还用于座位数更多的飞机,如MD-80/-82/-87和波音727等。到1996年已生产JT8D各种型别约14580台,而斯贝各型别的产量约达4420台。这些发动机,有许多型别,各个时期发展的型别都采用了各阶段的新技术。早期 相似文献
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为了预估高涵道比涡扇发动机飞行性能,使用GasTurb 11软件的试车数据分析功能计算出了某高涵道比涡扇发动机地面试车点与设计点各部件效率和流路损失的偏差.通过非设计点敏感性分析确定设计点与地面试车点的效率与损失偏差的相关性,最后预估得到高涵道比涡扇发动机的飞行性能.对某高涵道比涡扇发动机飞行性能预估研究表明:该方法切实可行,其中地面试车数据分析、地面和设计点偏差关系图、以及非设计敏感性分析是预估高涵道比涡扇发动机飞行性能的3个关键环节。 相似文献
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俄罗斯彼尔姆发动机制造科研生产联合体于60年代研制了Д30系列发动机,其技术水平属前苏制航空发动机的第三代产品,其中Д-30KУ、Д-30KП曾大量装用于伊尔-62M和伊尔-76运输机.Д-30KУ-154涡扇发动机是联合体80年代初推出的衍生改型,基本上是在Д-30KУ基础上为满足图-154M型飞机的总体性能要求进行局部设计改进而成,主要是重新设计了外涵道机匣结构,降低噪声约30%.该发动机总空气流量263千克/秒,涵道比2.35,直径1.446米的 相似文献
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针对某型涡扇发动机 ,介绍了一种简化可移动式地面试车台。该设备采用牵引四轮结构 ,外形尺寸为 5 .5 m× 1 .5 m× 2 .2 m,自重 <4.5 t。具有独立的电气测控系统 ,可以测量转子转速、压气机出口压力、排气温度等参数。在油罐车和电源车的配合下 ,能够对某涡扇发动机在地面进行开车油封以及发动机起动和慢车等工作 ,并且可以实现对发动机状态全过程的多参数记录。该设备成功地应用于某型涡扇发动机高原实验研究 ,为研究大气压力降低对发动机起动的影响提供了关键设备 ,文中给出了部分试验数据。 相似文献
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雷诺数对涡扇发动机性能及稳定性影响 总被引:3,自引:2,他引:1
综合了Wassell方法和经验数学模型两种雷诺数修正方法,对风扇、压气机、高低压涡轮的部件特性进行了雷诺数修正。运用修正后的部件特性分别对3种涡扇发动机进行了性能计算,定量计算出了雷诺数对涡扇发动机性能的影响程度。计算结果表明:在低空区雷诺数对涡扇发动机性能和稳定性影响可以忽略不计;但在高空低速区,雷诺数对涡扇发动机性能和稳定性影响显著;涡轮前总温剧烈升高;推力增大3%~6%、耗油率增大8%~10%;稳定裕度下降19%~39%。因此在高空低速区航空发动机性能数值模拟必须考虑部件特性雷诺数的影响。 相似文献
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某型涡扇发动机起动过程数值模拟 总被引:5,自引:3,他引:2
基于发动机设计点参数和压气机、涡轮高转速特性数据,完善了一种计算风扇、高压压气机和高、低压涡轮小转速特性近似方法,并进一步基于涡扇发动机部件匹配技术,建立了某型涡扇发动机起动过程计算模型及相应算法,给出了比较合理的发动机起动过程模拟结果. 相似文献
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针对某型弹用涡扇发动机结构特点,建立了一种转子-支承-机匣整机模型,对转子与机匣采用有限元梁模型,支承采用集总质量模型,引入支承松动故障模型,利用数值积分方法求解耦合系统的响应.基于机匣加速度信号,研究了对称刚度以及不对称刚度模型下松动故障的冲击特征分析.结果表明:①松动故障所引发的机匣加速度时域波形具有上下不对称性冲击特征以及频谱中出现倍频特征;②仿真计算结果与实际弹用涡扇发动机试车数据时域波形特征以及频谱特征非常一致,而且验证了不对称刚度松动故障模型更适合弹用涡扇发动机的松动故障建模. 相似文献
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《国际航空》1995,(8)
洛克希德·马丁公司一直在为美国海军进行F-117X“海鹰”技术验证机的研究.与其原型机相比,在气动布局上有了较大的改动.最大改变是,机翼是可折叠的,前缘后掠角从原来的67°30’减少到42°,翼展从13.2米增加至19.8米,进近速度减少约20节为135节(250千米/小时),斜置尾翼的设计作了变动,并在两侧增加了一对水平尾翼.海军型的F-117的最大起飞重量为31.2吨(F-117A为24吨),使用GE F414涡扇发动机.公司还为美空军和英国皇家空军提出F-117B方案,最大起飞重量为33.23吨,作战半径1850千米,可装4枚900千克炸弹,而F-117A则为1100千米、2.27吨武器. 相似文献