F136发动机——F-35战斗机的备选发动机

F136发动机是美国联合攻击战斗机F-35的备选发动机。它包括3种型别,即配装F-35A常规起落型(CTOL)的F136-GE-100发动机,配装F-35B短距起飞垂直着陆型(STOVL)的F136-GE-600发动机,配装F-35C舰载短距起落型(CV)F136-GE-400发动机。F136发动机是F-35战斗机的一大闪光点。它是1种智能型发动机,不但能提供鹞式发动机1.9倍的强大动力、178kN的升力,而且维修方便;该发动机部件具有通用性特点,多数零部件都能在20min内更换     

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…     

推比10的F414发动机技术

F414-GE-400发动机是GE公司以F404发动机为基础,采用了RM12风扇、F412核心机、YF120加力燃烧室和FADEC以及F110-GE-129的先进技术改进而来的。与F404发动机比,推力提高了35％,推重比由8提高到9,可靠性和耐久性提高,耗油率降低;同时耗资少、周期短、风险小。1998年,F414发动机通过了生产定型,目前在进行飞行试验和最初生产,将于     

四种型号发动机发展试验程序的变化

分析了 F100-PW-100、F100-PW-220、F110-GE-100、F414-GE-400四型发动机试验程序的变化,说明在追求高性能的同时不可忽视其可靠性。     

使用成熟技术强调可靠性从F110-GE-100到F110-GE-132

GE公司于上世纪80年代后期成功研制了F110-GE-100发动机后,到2000年,该公司根据F110的低风险产品改型计划,研制了F110-GE-132发动机。-132采用了在发动机使用中验证的成熟技术,如宽弦整体叶盘风扇、径向加力燃烧室、轻纤维缠绕的复合材料机匣和控制系统等,因此,其性能大大提高     

航空发动机性能衰减控制和恢复方法研究

研究和解决发动机性能衰减问题是保证军用飞机和民用飞机安全飞行的有效手段之一。本文在分析航空发动机性能衰减原因的基础上,以F404-GE-400等发动机为例,分析了发动机性能衰减的不利影响,研究了航空发动机性能衰减的控制和恢复方法。     

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…     

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。     

F119验证全寿命周期能力

<正> 近日,普惠公司的F119发动机完成了8650个累计循环的试验,验证了具有满足全寿命周期需求的能力。编号为P730210的生产型F119发动机完成了加速任务试车(AMT),将15年的服役时间压缩成4年进行模拟试验评估,共运转了近1700小时。     

GE公司试验减少特征的喷管

美国GE公司在位于埃文戴尔的设备上正在进行低可探测性的轴对称发动机喷管的地面耐久性试验。该公司计划在F110-GE-129发动机/低可探测性喷管上累计进行500多小时加速任务试验,其中包括25小时在最大加力状态下的试验,试验到4月末结束。这项评审试验是去年12月开始的,而且是在F110部件改进计划试验的基础上在飞机上进行的。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.     

Effects of Mo on the Microstructure and Hydrogen Sorption Properties of Ti-Mo Getters

The effects of Mo on the microstructure evolution, porosity and hydrogen sorption properties of Ti-Mo getters are investigated in this work. The results show that the addition of Mo prolongs the densification process of Ti-Mo getters and results in a significant amount of sintered pores. With the Mo content increasing, the porosity of getters firstly increases reaching the maximum value as it at- tains about 7.5wt.%, and then drops. At the room temperature, the hydrogen sorption property of getters increases progressively with the Mo content increasing, but the tendency is not very clear before its content lies below 2.5wt.%. When the Mo content achieves about 7.5wt.%, the hydrogen sorption property proves to be the best. The discussion is made about the above mentioned phenomena inclusive of hydrogen sorption properties of getters under different activation conditions (from 500-750 ℃).     

Preparation of Highly Dispersed Antimony-doped Tin Oxide Nano-powder via Ion-exchange Hydrolysis of SnCl4 and SbCl3 and Azeotropic Drying

Antimony-doped tin hydroxide colloid precipitates have been synthesized by hydrolysis of SnCl4 and SbCl3 using: (1) an ion-exchange hydrolysis to remove chlorine ions, and (2) isoamyl acetate as an azeotropic solvent to obviate water. The obtained dried powder is of high dispersivity without any need for further grinding. The size and dispersivity of the final particles are investigated with the aid of TG-DTA, BET, XRD and TEM. After having calcined, the antimony-doped tin oxide nanopowder possesses a tetragonal rutile structure with high dispersivity, uniform particles and low hard agglomeration.