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核心机派生涡扇发动机部件及整机匹配 总被引:1,自引:0,他引:1
以核心机与低压系统的部件及整机气动热力匹配关系为理论依据,在全面考虑低压压缩系统与核心机压气机的匹配约束关系、核心机涡轮工作状态相应变化以及派生发动机内外涵整机匹配的多因素下,建立了核心机派生涡扇发动机部件及整机气动热力循环匹配算法模型.应用该模型,进行了核心机派生涡扇发动机循环参数及性能趋势分析,计算结果表明高低压和整机匹配约束直接影响核心机派生涡扇发动机循环参数和整机性能,为核心机派生系列化涡扇发动机工程实践应用中所涉及的部件/整机参数匹配及性能预估提供分析和设计参考. 相似文献
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为了研究中小型核心机派生发动机的总体方案设计,以核心机各部件共同工作约束和高低压的匹配机理为基础,研究核心机几何面积不可调和几何面积可调设计点的选取对核心机特征参数的影响,建立了核心机派生发动机总体性能和尺寸重量计算模型,应用该模型对某一先进的中小型核心机派生大涵道比涡扇发动机进行了总体方案设计研究。结果表明:在核心机几何面积不可调时不能同时发挥核心机的机械负荷和热负荷,只有核心机几何面积可调时才能够同时发挥核心机的机械负荷和热负荷,在低压压缩系统增压比为1.8时,核心机几何面积可调比核心机几何面积不可调发动机的进口物理流量增加16.4%,推力增加14.1%,耗油率降低了1.4%。 相似文献
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"系列核心机及派生发展"的航空发动机发展思路 总被引:2,自引:3,他引:2
核心机的派生发展一直受到航空发达国家的高度重视,并成为发动机系列化发展的主要技术途径。根据我国目前的发动机发展现状。本文提出了“系列核心机及派生发展”的发动机发展思路,对核心机技术及核心机的派生发展进行了讨论和分析。详细介绍了5个核心机的基本参数,通过这5个核心机派生发展形成的系列化发动机,其推力可以覆盖200~20000daN范围,基本能够满足我国军民用飞机发展对动力装置的需求。 相似文献
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以成熟的核心机为基础,匹配带不同涵道比风扇(或带增压级)的低压系统,可以派生出不同推力级别的军用或民用涡扇发动机。本文以核心机派生中的部件,整机气动热力匹配关系为理论依据,建立了核心机派生涡扇发动机匹配和性能计算模型,该模型能对核心机在不同工作点下匹配不同低压系统所派生的发动机进行方案设计,并对其设计点和非设计点性能进行预估。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2016,(6)
在研究国内外核心机系列发展研究成果的基础上,以中国燃气涡轮研究院研制的5 k N推力涡扇发动机的5 kg/s流量级核心机为平台,开展了核心机派生发展10 k N推力中等涵道比涡扇发动机的应用研究。通过对派生发动机方案实施效果的分析,验证了核心机派生发展发动机技术途径的可行性。归纳了系列发展在核心机设计时应考虑的主要因素,以及发展大推力跨度和不同用途发动机时核心机所需的改进设计。 相似文献
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为了在试验验证阶段准确、全面地剖析涡扇发动机核心机性能,基于核心机多次试验结果,提出在工程中易实现的核心
机性能评定方法。通过试验确定测量参数,介绍核心机性能评定工作流程,论述性能评定关键参数的测量和计算方法。分析部件
流量、效率等参数变化对核心机循环功及油耗的影响,以涡轮为例阐述部件试验与核心机试验差异的原因包含气动构型、工作环
境、测量不确定度、冷气4个维度的因素,论述了通过减少漏气、优化工作线等手段提升部件效率,讨论核心机流量、循环功、耗油
率对整机的支撑作用。核心机与部件偏离的合理范围应参照测量不确定度,超出合理范围的偏离采用了单因素敏感性分析方法
分解到部件层级。结果表明:该方法适用于大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定,对其他构型的核心机也有一定借鉴作用。 相似文献
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核心机及其派生发动机发展的方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
核心机及其派生发动机发展的方法研究表明,可通过增大空气流量和增大核心机循环功来实现发动机推力增大,但这需要在发动机设计中事先考虑工作转速、流通能力和叶轮机功率等的储备。在核心机基础上进行发动机系列化发展,原则上可采用保持高压压气机设计换算转速不变、或保持最高燃气温度不变的技术措施,但在实际应用中上述两种方法都采用。因此,在核心机及基本发动机研制中.既要有燃气温度和转速的储备,又要有高压压气机性能的储备。由于使用要求不同,在核心机基础上研制大涵道比涡扇发动机和小涵道比加力涡扇发动机的技术途径是不同的。 相似文献
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核心机及其派生发动机发展的方法 总被引:3,自引:1,他引:2
核心机及其派生发动机发展的方法研究表明,可以通过增大空气流量和增大核心机的循环功来实现发动机推力增大,但需要在发动机设计中事先考虑工作转速、流通能力和叶轮机功率等储备。在核心机基础上进行发动机系列化发展,原则上可以采用保持高压压气机设计换算转速不变,或者保持最高燃气温度不变的技术措施,实际应用中上述两种方法都采用。因此,在核心机及基本发动机研制中,既要有燃气温度和转速的储备,又要有高压压气机性能的储备。但是,在核心机基础上研制大涵道比涡扇发动机和小涵道比加力涡扇发动机的技术途径是不同的。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2016,(6)
<正>核心机系列发展,是指在保持一台成熟的核心机基本几何参数不变的条件下,匹配不同的风扇、低压涡轮、加力燃烧室等低压部件及相关系统,以较低的风险研制出不同用途、覆盖一定推力(功率)范围的一系列发动机。核心机系列发展是发动机系列化发展的最主要途径,能较好解决发动机与飞机研制进度协调的问题,减少发动机研制和翻修 相似文献
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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。 相似文献
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航空转包生产的市场情况 1 转包生产历史回顾 我国转包生产始于1980年,第一个合作项目是西飞与加拿大航空公司合作的CL-215森林灭火机7个小部件的转包生产,其后分别与波音、空客、庞巴迪等世界先进飞机制造公司以及通用、罗·罗、普惠等发动机制造公司建立了航空零部件工业合作关系. 相似文献
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LEAP—X发动机和Tech—X发动机采用和融合了众多创新性先进技术和先进材料。发动机的核心机均由"eCore"核心机技术发展而来。本文就LEAP—X发动机和Tech—X发动机的性能指标和先进技术创新做一概括性分析,供相关人士参考。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2014,(2):54-58
航空发动机领域,国外从四代机研制开始,普遍采用提前开展技术验证机研究的发展思路,使型号发动机中应用的新技术能得到充分的前期技术验证。美国典型的四代机发动机F119,在预研阶段,以充分的核心机技术验证为基础;进入型号阶段后,核心机上采用同期开展的各项技术验证计划中经验证的成熟技术;设计定型后,以核心机为验证平台,派生发展途径从系列化已逐渐跨越到多用途层面。国外四代机发动机的核心机的技术发展战略,对我国发动机的研制具有很好的指导、借鉴作用。 相似文献
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民用航空发动机核心机技术发展研究 总被引:1,自引:1,他引:1
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。 相似文献
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高超声速强预冷航空发动机技术是1项具有巨大潜在技术优势的革命性动力技术,已成为高超声速动力的研究热点。
调研了国外具有代表性的强预冷发动机技术发展脉络及现状,并对不同发动机方案的典型技术特征进行了分析与总结;详细介绍
了中国在强预冷航空发动机热力循环设计分析、紧凑强预冷器设计制造和试验、超临界氦叶轮机设计、宽域进排气系统优化设计
及高效燃烧等技术方面的最新研究进展。国内外已有研究表明:高超声速强预冷航空发动机原理先进、综合性能优异,多项核心
技术已取得重大突破,无“卡脖子”难题;中国可进一步开展强预冷航空发动机核心系统和整机集成验证,提升强预冷航空发动机
技术成熟度,为水平起降重复使用高超声速飞行器研制提供有力支撑。 相似文献