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对付与时间敏感目标采用高速和超高速导弹 ,考虑以冲压发动机为动力的将日趋增多。 2 0 0 2财年 ,美国海军开始实施高速反辐射验证计划HSAD ,旨将哈姆导弹 (HARM)升级为更高速反辐射导弹HSARM ,已选择可变流量固体火箭冲压发动机为动力装置的优选方案。德国研制的智能制导增程反辐射导弹Armiger,采用火箭冲压发动机推进 ,飞行马赫数可达到 3,于 2 0 0 2年初成功地进行了首次飞行试验。法国的冲压发动机飞行器VESTA ,将于 2 0 0 2年中期开始进行飞行试验 ,计划将这发动机用于装备核弹头的增程空面导弹ASMPA ,… 相似文献
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环保的航空发动机VITAL(EnVIronmenTALly Friendly AeroEngine)计划是欧洲共同体在第6框架下实施的新的技术研究计划。该计划总投资额为9050万欧元,由SNECMA公司领导,欧洲9个国家的53家合作伙伴参与。它的目标是通过开发和验证先进发动机部件技术,在2000年发动机技术水平的基础上,使噪声降低6dB,CO2的排放值降低7%。为了实现上述目标,VITAL计划将开发的技术纳入到以下3种发动机方案中进行验证:SNECMA公司负责的对转的涡扇发动机(CRTF)方案;RR公司负责的直接驱动的涡扇发动机(DDTF)方案;MTU公司负责的齿轮驱动的涡扇发动… 相似文献
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许多航天工业专家都预测 ,今后二十年内 ,小型涡喷 (扇 )发动机在无人空中飞行器、无人战斗机和精确打击武器中的应用将有显著增加。(1)由罗尔斯 罗伊斯公司的AE 3 0 0 7H发动机为动力的全球鹰 (GlobalHawk)侦察机仍在研制 ,国防部给这发动机的编号为F 13 7。(2 )Predotor B无人机的研制在继续。动力装置的一种选择是Honeywell公司的TEP3 3 1 10涡轮螺浆发动机 ,另一方案是威廉姆斯 罗尔斯的FJ 4 4 2A涡扇发动机。(3 )以Honeywell公司F12 4发动机为动力的DARPA 空军的X 4 5A无人战斗机 ,于 2 0 0 2年 7月进行了首次飞行。通用电… 相似文献
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最近法国玛特拉公司和意大利梅拉腊公司决定共同研制MILAS反潜导弹.MILAS导弹是一种用鱼雷管发射的反潜导弹,它的射程为5千米,动力装置为涡轮喷气发动机.这项研 相似文献
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刘峻峰 《燃气涡轮试验与研究》2007,20(4):57-57
据英国《飞行国际》2007年10月报道,以制造和修理军民用航空发动机为主要业务的德国MTU航空发动机公司将环境友好的航空发动机部件验证机(CLEAN)研究项目的技术应用到普惠公司的齿轮传动涡扇发动机(GTF)上,为其研发高速低压涡轮。 相似文献
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法国欧洲动力装备公司(SEP)为美国延长射程拦截技术(Erint-1)导弹提供了固体火箭发动机关键性部件.这种导弹是一种灵敏的单级高超音速末段寻的导弹,是为战场导弹防御而研制的.发动机外壳和尾喷管由SEP负责设计.发动机外壳采用石墨/环氧树脂复合材料,尾喷管用碳/碳材料制成.发动机和尾喷管的总长约为1.8m,固体火箭发动机位于Erint-1导弹的中央,排气直接通过尾喷管排出. 相似文献
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GE90发动机的降噪技术 总被引:1,自引:0,他引:1
发动机的噪声是飞机的主要噪声源。大涵道比涡扇发动机降低噪声主要通过选择适当的发动机循环参数 (增大涵道比、降低风扇转速、降低发动机的排气速度 )和低噪声设计来实现。 除了采用增大涵道比 (8.4 )和较低的风扇转速(371m/s)降低发动机噪声外 ,GE公司 2 0世纪 90年代全新研制的GE90大涵道比涡扇发动机还大量采用了部件降噪技术。这些技术包括 :(1)进气 /风扇机匣前后优化处理 ;(2 )风扇叶片低噪声设计 ;(3)风扇与进口导向叶片的间距加大 ;(4 )进口导向叶片数量优化 ;(5 )减小风扇叶尖间隙 ;(6 )可定制进口导向叶片与舱吊挂一体化设… 相似文献
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从1980年起,美国空军一直在研究把两级火箭发动机结合在一起的整体级方案(ISC).这种方案可提高多级导弹系统的性能,共用某些导弹结构部件,有效地利用推进系统的可用容积,使发动机可靠性更高,制造成本显著降低.航空喷气战略推进公司(ASPC)一直在研究整体级方案应用于未来的先进洲际弹道导弹(AICBM)、空中发射助推滑翔飞行器(BGV)、快速燃烧助推器和轨道运送飞行器(OTV).这些系统采用和以前不同的部件设计方案和材料,取得了一些研究成果.根据最近完成的详细研究表明,对于体积有限系统,级性能改善30%左右,对于重量有限系统,级性能改善15%. 相似文献
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普惠公司在民用航空发动机领域坚持齿轮传动方案。目前全球已有5个机型选装该发动机为动力。普惠准备以齿轮传动涡扇发动机为基础,打造普惠的民用发动机产品线。 相似文献
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冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化 总被引:1,自引:0,他引:1
针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。 相似文献
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1 引言 发动机壳体是导弹的一个消极部件,其设计目标是在技术和成本允许范围内尽可能地减轻质量。轻质壳体可使发动机质量比较高,从而提高导弹的性能。使用复合材料比金属材料可以大大减轻壳体质量。复合材料 相似文献
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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. 相似文献
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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。 相似文献
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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。 相似文献
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为有效解决某涡扇发动机过度维修造成发动机性能衰减、维修周期长、维修成本高的难题,以某涡扇发动机大修手册和维修工艺为依据,研究了基于故障检测的发动机维修流程和修理模式,建立专家诊断系统和基于BP(back propagation)神经网络的故障诊断模型,并用数台涡扇发动机真实性能数据验证故障诊断模型的可靠性,其诊断准确率高达95%,综合两者的诊断信息,制定可靠的维修方案,优化维修流程,提出了一种基于故障检测的维修决策方法.通过某涡扇真实排气温度高发动机应用验证表明:所提出的维修决策方法,有效排除故障,提高发动机的修理质量,降低维修成本,具有良好的工程应用价值. 相似文献