小发动机涡轮的气动设计问题

先进的小发动机涡轮的流量小,叶片短,展弦比低,二次损失及叶尖漏泄损失大,效率低,温度高冷效差。与大发动机相比,尽管其工作原理相同,但它有其独特的矛盾,设计难度大,需作为一个独特的领域有组织有计划地开展设计研究工作。      

大涵道比涡扇发动机关键技术

大涵道比涡扇发动机由于耗油率低、噪声小,被广泛用于大型民用和军用运输机,这种发动机既涉及到军用和民用发动机共用的基础技术,又各有关键技术和特有技术。目前,各国发动机制造商和飞机制造商正在制定各种研究计划．将大涵道比涡扇发动机推进到更高的水平,除了提高发动机的推力外,更多的注意力还将提高发动机的环保性。     

不同插板下的航空发动机进口压力畸变试验

为了得到不同插板形状对航空发动机进气畸变的影响规律,分别采用平插板和角插板方式在插板式压力畸变发生器上 开展了某型发动机进气畸变试验,并采用综合指数法对数据进行分析。结果表明：在插板遮挡区域内形成了广阔范围的总压恢复系数小的区域,且平插板形成的范围更大;在发动机0.9状态下,为形成综合畸变指数为13%的畸变,需使平插板插入0.3、角插板插入0.4深度,采用平插板时具有更大的面平均总压恢复系数、更低的流量;在相同发动机转速下,随插板步进,周向畸变指数和面平均紊流度均增大,且在小深度时面平均紊流度对畸变指数贡献大,在大深度时周向畸变指数贡献大;对2种插板的畸变趋势与发动机状态、插板深度的关系进行预测可知,在不同发动机状态下,畸变强度均随插板插入深度的增加而增大。研究结果可为后续发动机进气畸变研究提供依据。     

小推力涡扇发动机的先进制造技术

小推力涡扇发动机与中、大推力涡扇发动机的设计要求有明显差别;国产WS500发动机在小推力涡扇发动机研制领域中探索前行     

小型弹用涡轮发动机发展综述

小型涡轮喷气和涡轮风扇发动机可为高亚音速、中远程导弹提供理想的巡航动力,是各军事强国竞争的焦点。弹用涡轮发动机具有成本低、寿命短、尺寸小、转速高、增压比低、容积热强度大、起动和点火方式多样等特点,已被广泛应用于巡航、反舰和空地等多种战略与战术导弹。从国内外主要产品及其技术参数、性能与结构基本特点、应用现状、发展趋势等方面,对20世纪70年代以来100~700daN推力范围内弹用涡轮发动机的发展情况进行梳理和分析。指出更低成本、更少油耗和更优结构将是未来导弹推进系统继续追求的目标;螺桨风扇发动机高速性好、耗油率低,脉冲爆震涡轮发动机循环效率高、结构简单,是未来先进弹用涡轮发动机重要的发展方向。     

海湾战争与战术导弹动力装置的发展

从海湾战争中战术导弹的重要作用、战后发展高性能战术导弹的趋势出发,讨论了战术导弹用先进动力装置的发展问题。认为:弹用小涡喷(扇)发动机将大幅度提高各项性能;固体发动机将迎接挑战,向着低信号特征、能量可控和低易损性方向迅速发展;冲压发动机将重新崛起。     

F110发动机系列的研制道路给我们的启示

GR公司的F110发动机系列是近年来获得广泛应用的军用航空发动机之一。它是采用型号衍生的研制方法将B—1轰炸机用的F101发动机的核心机成功地移植到战斗机用的F110发动机上,之后又在核心机保持不变的情况下,衍生出F110X等发动机,形成F110发动机系列,成为运用型号衍生法的典范。它的研制实践证明F101的核心机是非常成熟、性能一流且具有巨大潜力的核心机;同时也显示出型号衍生法具有灵活性大、起点高、风险小、投资少、周期短、寿命期费用低等优点,是研制军、民用航空发动机的一个好途径,可供我们借鉴。     

F119发动机的设计特点与关键技术

F119发动机是美国PW公司为20世纪90年代美国先进战术战斗机F-22研制的小涵道比双转子加力涡扇发动机,其研制充分吸取了F100发动机的研制和使用经验,采用低风险、一体化产品研制、发动机完整性大纲、风险管理和并行工程等策略和方法,结构紧凑、     

最大飞行马赫数3.5的吸气式动力方案初步研究

针对某高超声速飞行器飞行任务对低速推进系统的需求(Ma≤3.5),以某小涵道比加力混排涡扇发动机为背景机提出了两套布局方案.研究结果表明:对于加力涡扇发动机(TF)方案,通过对背景发动机控制规律的优化,能有效降低发动机在高空大马赫数工作状态时混合器内外涵的总压差异,并且能获得更低的发动机单位耗油率.对于加力涡扇/亚燃冲压并联组合发动机方案,与TF方案相比,进气道和喷管的各自独立使其在结构上更加复杂,质量会大大增加,技术风险加大.      

最大飞行Ma=3.5的吸气式动力方案初步研究

针对某高超声速飞行器飞行任务对低速推进系统的需求(Ma≤3.5)，以某小涵道比加力混排涡扇发动机为背景机提出了两套布局方案。研究结果表明：对于加力涡扇发动机方案TF，通过对背景发动机控制规律的优化，能有效降低了发动机在高空大马赫数工作状态时混合器内外涵的总压差异，并且能获得更低的发动机单位耗油率。对于加力涡扇/亚燃冲压并联组合发动机方案，与TF方案相比，进气道和喷管的各自独立使其在结构上更加复杂,重量会大大增加，技术风险加大。     

欧盟大涵道比涡扇发动机技术研究计划

1引言随着航空发动机技术的飞速发展、市场竞争的日益激烈和环保要求的不断严格,大涵道比涡扇发动机向着费用更低、性能更高和环保更好的方向发展。为此,21世纪,欧盟国家更加重视大涵道比涡扇发动机的技术研究工作,联合实施了高效和环境友好的航空发动机(EEFAE)、大幅度降低飞机噪声对居民区的影响(SILENCE)、电力优化飞机(POA)、环境友好的航空发动机(VITAL)、新型航空发动机方案(NEWAC)等预研计划(如图1所示),开发和验证了更先进常规循环涡扇发动机技术,探索研究了先进循环涡扇发动机技术,以为未来大涵道比涡扇发动机的研制打下…     

大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析

分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机,在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异,并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力,提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作,明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。     

高压涡轮间隙控制

现代航空燃气涡轮发动机的高压涡轮间隙对发动机效率即经济性和可靠性影响很大。高压涡轮间隙过大,漏气损失增大,发动机效率降低,供油量增加,使发动机高温,对发动机的寿命有不利影响;高压涡轮间隙过小,在大转速时可能使叶片折断,发动机失效。因此,高压涡轮的间隙大小对发动机高效、安全而可靠工作至关重要。本文以CFM56—3民用高涵道比涡扇发动机为例,分析高压涡轮间隙的控制方法以及对发动机性能的影响情况。     

大飞机系列论坛 大飞机发动机技术

<正>现代民用发动机正向着大推力、长寿命、低油耗、低排放等方向发展,使我国大飞机要自主研制的发动机必须满足这些技术要求,才能在竞争激烈的民机市场中占得一席之地。     

用于大型导弹的小型涡轮喷气发动机Aribizon 5

在一九八七年六月举办的布尔热展览会上展出了法国透博梅卡公司研制的一种新型的大型导弹用涡轮喷气发动机——Aribizon 5.该发动机的结构简单、布局紧凑、流量大、压缩比大、工作效率高,只有一级,制造费用也比较低.     

大涵道比分排涡扇发动机涡轮轴断裂过渡态性能仿真

为了研究双轴大涵道比分排涡扇发动机轴断裂失效后的动态性能,找出涡轮轴断裂后最先发生的危害事件,建立能够模拟气流参数毫秒时间量级动态响应的大涵道比分排涡扇发动机共同工作方程和性能模型.计算分析了地面起飞状态和巡航状态下某大涵道比民用涡扇发动机分别在高、低压轴断裂后发动机气路参数的瞬态响应规律和机理,为主被动安全设计提供参...     

航空喷气公司试验俄罗斯以氧化剂为冷却剂的小推力发动机

航空喷气公司试验俄罗斯以氧化剂为冷却剂的小推力发动机作为试验、改进和销售俄罗斯稍大发动机的一种尝试，五月中旬航空喷气公司在萨克拉门托的试验场进行了一台俄罗斯４００Ｎ小推力发动机（ＬＴＲＥ４００Ｎ）的点火试验。几年前航空喷气公司与俄机械工程局的研究设计...     

前功率输出式涡轴发动机涡轮结构布局改进

本文介绍了国外前功率输出式涡轴发动机的主要涡轮结构布局形式,针对国内研制的前功率输出式涡轴发动机功重比低、效率低、油耗大、可靠性不高的现状,提出了在涡轮结构设计中的改进思路,并对影响结构设计改进的关键技术进行了分析。     

滚珠式操纵软轴技术研究

<正>在非电控飞机上,一般是采用连杆、推拉钢索或者滚珠式操纵软轴来操纵发动机主泵调节器,控制发动机各个工作状态。飞机(主要指军用飞机)向高性能方向发展对主泵调节器的机载操纵系统提出了小空间、低重量、易安装、高可靠性的要求。以往飞机采用的连杆、推拉钢索由于占用飞机空间大、安装复杂、可靠性不高等原因已不能满足飞机的发展要求,为此提出了能够满足这一要求的滚     

双转子涡轮喷气发动机转速控制系统数字仿真

一、发动机转速控制系统结构图 在对实际控制系统深入分析的基础上,根据发动机基本方程和部件特性以及控制器的结构参数,建立了该系统的静态数学模型和小偏差线性化的动态数学模型。经变换后,该模型的结构图如图1所示。图中ā—控制作用的相对变化量;—分别为发动机低、高压转子转速的相对变化量。