推重比10一级发动机技术改进方案分析

依据大量计算和估算研究 ,探讨了提高发动机推重比的改进方案。在推重比 1 0一级发动机参数的基础上 ,进行了发动机性能对设计参数的敏感性分析和初步优化迭代计算。依靠气动热力学的进步和配以相应的材料、工艺技术 ,发动机推重比可达到 1 2左右。进一步依靠减重设计和轻质材料的应用 ,发动机推重比可达到约 1 5。通过方案的相对难度比较分析 ,确定了一套可行的、短期可实现的、可达到推重比 1 5的改进方案      

推重比-10级发动机综述

本文首先介绍了第四代战斗机及其动力装置的战术技术要求，分析了国外推重比10-级发动机的设计技术，并通过对飞机推重比和发动机推重比的关系、飞机推力与飞行器阻力之间的夫系，对我国推重比10-级发动机提出了技术要求、参数选择。     

推重比10一级发动机燃烧室设计难点分析

本文分析了推重比10一级发动机燃烧室设计特点,归纳出了燃烧室的设计难点以及解决的途径,并结合国内的实际情况,提出设计推重比10一级发动机燃烧室必须突破的技术关键。     

推重比12～15发动机技术途径分析

依据发动机数据库统计结果和大量计算研究,本文探讨了提高发动机推重比的技术途径。在当代高性能发动机参数的基础上,依靠气动热力学的进步和配以相应材料、工艺技术,发动机推重比可达到约12;进一步依靠发动机部件设计技术的提高,减少叶片机级数、采用整体叶盘结构、高通流设计,可使发动机推重比达到13～14左右;要想使推重比达到15.      

航空发动机的先进涡轮技术(上)

90年代,推重比10一级加力式涡扇发动机研制成功,推重比15～20的发动机预研计划使航空工业进入一个崭新的发展阶段.推重比10一级发动机的涡轮进口温度已达到1580℃～1680℃.美国国防部开展的“综合高性能涡轮发动机技术”(IHPTET)计划和     

推重比15一级发动机有关总体性能的关键技术和难点分析

本文从发动机总体性能方面分析了推重比15一级发动机设计研制的关键技术及难点。文章首先根据典型飞行任务,对推重比15一级加力涡扇发动机的最有利循环参数进行了一体化分析。矢量喷管是先进战斗机的特征,本文讨论了实现推力矢量存在的技术难点。降低发动机研制成本和缩短研制周期是发展先进发动机的重要要求。发动机数值仿真技术是解决这些要求的重要途径之一,应给予足够重视。发动机状态监视和故障诊断技术可提高发动机工作可靠性并降低直接使用费,本文对故障诊断技术的发展和关键技术作了分析。      

SiC纤维增强钛基复合材料研究现状与展望

连续Si C纤维增强钛基复合材料(Si Cf/Ti)是一种重要的高推重比发动机(推重比12)用结构材料,它的应用为发动机设计和制造带来了革命性的变革。Si Cf/Ti复合材料代表了高推重比发动机用结构材料的发展方向,欧美国家设立了多项研究计划来发展Si Cf/Ti复合材料,技术水平已经达到或接近于实用状态。介绍了国内外对连续纤维增强钛基复合材料的研究现状及国内研究存在的一些问题,并对国内Si Cf/Ti复合材料的未来发展提出了一些建议。     

推重比10一级发动机的材料和工艺分析

首先介绍了国外推重比１０－级发动机材料和工艺概况，然后就所应用的新材料和新工艺进一进行了叙述。     

FGH96粉末高温合金亚尺寸轮盘研制及试验验证

粉末高温合金涡轮盘是高推重比航空发动机研制的关键。由于粉末高温合金材料的特殊性,为了保证粉末高温合金轮盘的可靠性,需要修正传统轮盘强度和低循环疲劳寿命设计技术并进行验证。本文设计了亚尺寸结构的粉末高温合金轮盘,并对其进行了计算及分析,最后在试验器上进行了试验验证。该亚尺寸轮盘研制成功对高推重比涡轮盘的研制有重要意义。     

航空发动机关键部件结构及制造工艺的发展

自20世纪40年代进入喷气时代以来,伴随着人们对发动机推重比需求的提高,航空发动机技术得到了飞速发展,它每一次的更新换代都伴随着一些新结构的应用,而支撑这些结构的基础就是一些新材料与制造技术的发展与使用。因此,必须对航空发动机关键部件在结构、材料及制造技术方面的发展及未来的应用趋势进行深入剖析。     

弹用喷气发动机发展及关键技术分析

对国内外4 000 N推力级以下的导弹与无人机用典型系列微型涡轮发动机进行综述,主要包括发动机研制背景、发动机结构、性能参数、应用对象等内容.详细介绍了目前技术水平较先进的TJ100和推质比超过10的AT-1500系列发动机,总结了该类发动机的技术特点.最后,结合工程经验提出并分析了发动机研制的关键技术.      

微型涡喷发动机顶层设计研究

对微型涡轮喷气发动机的顶层设计问题进行了研究。首先分析了发动机尺寸对性能的影响,揭示了微型发动机推重比具有与尺寸成反比提高的潜力。基于各相关学科近期能达到的技术水平,选择了微型发动机尺寸并提出了初步设计方案。对微型涡喷发动机的压比、燃烧室出口温度和各部件效率等设计参数进行了单变量和双变量分析,得到了这些参数对推力、耗油率等性能的影响规律。提出了一个能简便准确地判断微型发动机顶层设计方案是否能产生推力的判别准则,并得出了高、中、低性能的三种气动热力参数顶层设计方案。      

基于核心机的GTF发动机方案研究

齿轮传动风扇(GTF)发动机具有部件效率高、噪声低、级数少和质量轻的特点,是未来大型民用发动机的主要发展方向之一。为加快后续发动机的发展,在现有核心机的基础上,通过发动机典型气动循环参数的匹配分析,完成GTF发动机总体性能设计方案。分析了涵道比、风扇外涵压比、低压压气机压比、传动比等参数对GTF发动机性能的影响,初步确定参数选取范围。通过对比相同涵道比的GTF发动机与常规结构发动机,其推力和耗油率等性能指标基本接近,但GTF发动机具有低压部件级数显著减少的优点;总结了GTF发动机特有的关键技术。     

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。     

再燃室布局对基于固体火箭引射式发动机性能影响研究

为了降低靶机的生产成本,提高靶机发动机的推重比,建立了基于固体火箭引射式组合发动机模型,其结构包括固体火箭与再燃室,两者之间的布局可分为固体火箭内置式和固体火箭外置式,为了优化发动机布局结构,采用再燃室定量加热方法模拟发动机工作过程,分别对内置式及外置式布局发动机进行了数值计算。计算结果表明:在相同的入口引射面积条件下,随着加热量的增加,内、外置式发动机引射效率都降低,内置式布局发动机推力基本不变,外置式布局发动机推力逐渐增大,具有较高的推力及推力增益(最高达到39.3%);由此可知,外置式发动机具有更好的推力性能。为了进一步优化外置式布局发动机,分别计算了引射口尺寸L与固体火箭出口直径D之比(L/D)为1/6,2/6,3/6,4/6,5/6,6/6的六种工况。结果表明:随着L/D从1/6增大到6/6,引射效率、推力及推力增益呈现先增大后减小的趋势,在L/D为4/6时,发动机引射效率和推力达到最大,此时发动机性能最优。     

超燃冲压发动机性能预测工程方法

基于一维流体动力学守恒关系模型和燃烧化学平衡流动假设,建立了超燃冲压发动机内推力、比冲与尾喷管出口压力的关联式,消除了以往实验中存在的超燃冲压发动机性能评估的困难。利用该关系式对超燃冲压发动机燃烧室实验模型推力增益进行了计算,通过与实验测量值的对比,校核了燃烧效率。对配合现有燃烧室模型、进气道和尾喷管的一体化发动机推力性能进行了评估,获得了发动机内推力系数、比冲与尾喷管出口压力关系曲线,为超燃冲压发动机性能快速评估和优化设计提供依据。     

一种航空发动机轮盘尺寸与重量预估方法

为了在航空发动机总体设计阶段准确快速的预估轮盘转子的重量,正确把握轮盘结构形式的发展趋势,建立基于等强度型面的轮盘尺寸设计和重量预估模型并开发计算程序,利用程序对某型涡扇发动机的轮盘转子进行重量预估,研究在不同轮盘中心孔半径、不同叶片应力参数(AN2)值下的轮盘尺寸和重量的变化规律,研究轮盘重量在不同轮盘中心孔半径、不同AN2值下随转子叶片材料的变化。结果表明:在满足一定的强度负荷限制和结构限制的条件下,存在轮盘应力和轮盘中心孔半径的最优组合,使得轮盘重量最小;转子叶片采用密度更小的新材料后,轮盘的中心孔半径增大,进而可能演化为叶环结构,转子部件重量大幅下降。     

基于难度系数平衡的涡轴发动机总体设计方法

为了实现第5代涡轴发动机从概念至初步设计阶段的总体方案设计,发展一种兼顾涡轴发动机总体性能与尺寸质量的总体设计方法。统计并评估国内外典型型号涡轴发动机的技术参数,建立涉及总体性能、总体结构、部件的气动/结构/强度/材料等数据库;在概念设计阶段,应用难度系数选取涡轴发动机的技术参数,开发涡轴发动机总体性能和尺寸质量设计的计算模型及程序。基于设计准则完成涡轴发动机总体性能以及各转子部件气动、结构、强度、尺寸及质量等总体方案设计。结果表明:所提出的总体设计方法能够快速有效的实现涡轴发动机的总体方案设计,并以此方法设计完成轴动功率为1500kW的第5代涡轮发动机,耗油率为0.248kg/(kW·h),功质比为10.26kW/kg。