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相似文献
 共查询到19条相似文献,搜索用时 77 毫秒
1.
推重比15一级发动机关键技术及分析   总被引:3,自引:0,他引:3       下载免费PDF全文
全面阐述和分析了推重比15一级涡扇发动机总体、风扇和压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管等设计技术。  相似文献   

2.
推重比12~15发动机技术途径分析   总被引:8,自引:2,他引:8  
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.   相似文献   

3.
4.
国外推重比10一级军用发动机综述   总被引:1,自引:0,他引:1  
预计21世纪前20年战斗机发动机的推重比有可能达到15~20,部件数量减少40%,重量减轻50%,耗油率及研制成本又将下降约30%,为未来的国际第五代作战飞机提供不可或缺的、前所未有的强大动力.  相似文献   

5.
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。  相似文献   

6.
依据小偏差法原理,针对涡扇发动机的工作特点,计算并分析了发动机过程参数及评定发动机各主要部件损失的系数等14个参数的小偏差对某高推重比航空发动机性能的影响,为某高推重比航空发动机设计过程中,如何调整某些参数补偿某另一参数的偏差对发动机性能的影响提供依据,同时为航空发动机的技术发展提供定量的指导作用。   相似文献   

7.
推重比10一级发动机的材料和工艺分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
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。  相似文献   

8.
微型涡喷发动机顶层设计研究   总被引:11,自引:15,他引:11  
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。   相似文献   

9.
王应维 《红旗技术》1996,(1):6-8,17
从国内外飞机发动机的选材角度出发,论述了航空发动机60年代到90年代以来及走向新世纪高推重比航空发动机的选材趋势。  相似文献   

10.
对国外正在研制及预研的推重比8以上军用航空发动机技术进展进行了综合性介绍,为跟踪研究国外最新一代军用发动机的发展动向,掌握21世纪高性能战斗机动力装置的发展趋势提供参考。  相似文献   

11.
高推重比对航空发动机结构设计的影响   总被引:2,自引:0,他引:2  
提高推重比是航空发动机设计追求的最主要目标之一,而高推重比一方面取决于高水平的气动热力学设计.同时也取决于高水平的结构设计技术和方法。本文从结构设计关注点、新颖结构、选材趋势及由此带来的结构设计思维变化等方面.论述了对高推重比的不断追求为结构设计工作所带来的变革和发展。  相似文献   

12.
航空发动机轴承腔热分析计算   总被引:1,自引:1,他引:1  
轴承腔热分析计算的目的是确定轴承腔的热负荷和温度分布。采用二维轴对称稳态导热的有限元程序,对某型发动机中轴承腔进行了热分析计算。程序功能比较齐全,使用方便。可从AUTOCAD直接输入图形数据,用ALGOR工程软件分网译码进行前处理,用ANSYS工程软件进行后处理。选用相关经验公式计算摩擦热及换热系数。实例计算结果表明程序计算结果合理,精度满足工程要求。   相似文献   

13.
航空燃气涡轮发动机起动性能分析   总被引:18,自引:12,他引:18  
朴英 《航空动力学报》2003,18(6):777-782
快速、可靠的起动能力是航空燃气涡轮发动机的最重要的特性之一,影响其起动的因素多而复杂,而航空燃气涡轮发动机宽广的工作范围又给起动控制系统的设计带来了困难。本文根据某型航空燃气涡轮发动机起动试验过程中的情况,通过数字仿真和试验数据,综合分析了影响起动性能的各种因素。   相似文献   

14.
根据某型航空发动机落压比调节器的控制原理,建立压力比敏感元件的数学模型,分析了落压比调节器的滞环误差、不敏感区、灵敏度等影响参数。分析结果表明:πr值偏离故障是由薄膜灵敏度太差和反馈弹簧力值偏小造成的。  相似文献   

15.
本防喘系统为某型歼击机研制,采用了数字式防喘控制器,能适应战斗机发射多种武器的要求,可按不同弹位、不同弹种和发射导弹时的不同飞行条件实现不同的控制规律。通过试验室物理模拟试验、火风洞温度畸变试验、地面和飞行台吞噬火药气体试验、高空台试验,优选了防喘控制规律,完成了全飞行包线的实弹考核飞行试验。研制过程中采用发动机进口热扰动参数和防喘系统有效性准则来评价防喘系统的工作能力,使研制工作逐步规范。   相似文献   

16.
航空发动机燃气温度控制系统的设计研究及应用   总被引:1,自引:2,他引:1  
介绍了某航空发动机燃气温度控制系统的设计方法,该系统已经应用于某型航空发动机,并配装某超音速战斗机完成了全包线考核试飞。该系统具有控制品质良好、可靠性高和外场使用维护方便等特点。该系统的安装使用,既可以防止因燃气温度超过规定值过早损伤发动机而节省经费,又可以使飞行员无忧虑地操作,减轻飞行员负担。   相似文献   

17.
航空发动机自适应逆控制研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
将自适应逆控制方法应用于航空发动机控制系统中,用横向滤波器实现了发动机的建模和逆建模,设计了发动机转速自适应逆控制系统。针对系统存在的稳态误差,提出了带积分环节的发动机自适应逆控制结构,提高了系统的稳态精度。飞行包线内的数字仿真结果表明,自适应逆控制方案精度高、跟踪快、鲁棒性较强。   相似文献   

18.
航空发动机性能趋势监控定量化的方法研究   总被引:5,自引:2,他引:5  
通过对某型飞机飞行参数记录系统记录信息的破译、分析和处理,对得到的与发动机性能相关的数据在航空发动机性能趋势监控中的应用进行了较为深入的研究。提出了如何利用这些数据得到综合参数,并采用综合参数作为评判发动机性能状况的量化指标以及在此基础上建立发动机预警信号系统的实现方法。最后,利用实际的发动机数据进行了验证。   相似文献   

19.
基于模糊数的航空发动机可靠性预计模型   总被引:8,自引:1,他引:8  
根据模糊数适于量化模糊信息的特点,运用模糊集和区间分析理论,提出了一种基于模糊数的多级模糊综合评判方法,它能更好地根据模糊信息作出模糊决策。在此基础上,结合航空发动机可靠性的特点,建立了一种航空发动机可靠性预计的模型。该模型的特点是能够在综合考虑各种可靠性影响因素及其模糊性的情况下,对发动机的可靠性水平作出较为客观的综合评判,尤其适用于航空发动机设计初期的可靠性预计。   相似文献   

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