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.      

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。     

铁谱技术及其在发动机监控中的应用

由于航空发动机作为飞机动力装置,要求高推重比、低燃油消耗率、长时间的使用寿命,使得保证发动机良好的工作状态和各系统参数的正常变得非常重要.据统计,与航空发动机相关的重大飞行事故占机械原因飞行事故的40%左右.在发动机工作过程中,对发动机的一些参数及系统的工作情况进行监控,是保证发动机正常工作的重要手段之一.     

航空发动机用钛合金外部管路设计及工艺研究

航空发动机外部管路系统是航空发动机极为重要的组成部分,承载着发动机运转所需的燃油、滑油、空气等介质,为发动机组织燃烧、传动润滑、密封、系统控制及状态监控等重要功能提供保障,是发动机的血管和神经。传统发动机上外部管路系统均采用不锈钢材料,重量较大;相比之下,以钛合金管路为代表的新材料和新工艺在航空发动机上行的应用及其结构设计,对新一代发动机提高推重比,提高发动机整体性能,意义重大。     

高温材料研究进展及其在航空发动机上的应用

随着航空发动机推重比的提高,急需发展集轻质、高强韧、耐高温、长时间、抗烧蚀于一体的高温结构材料,如TiAl系和Ni3Al基金属间化合物、Cf/C复合材料、陶瓷、CMC-SiC复合材料等,以满足航空发动机愈加苛刻的工作环境。简要介绍了适用于高推重比航空发动机的高温结构材料的研究进展、成果、应用现状及存在问题,指出了高推重比航空发动机用高温结构材料是今后的研究目标和发展方向。     

航空发动机推重比技术指标研究

以战斗机动力中的推重比指标为研究对象,分析了欧美预研计划中提出的推重比发展目标,及其在具体型号产品中的发展,重点分析了F119发动机推重比指标的实现情况。结果表明:推进系统技术发展指导思想,已从将推重比和耗油率作为技术评价体系改为强调向系统综合要效益;F119发动机采用了预研计划中的高推重比先进技术,但其实际推重比并未达到10;战斗机动力型号产品研发中应秉持全面平衡的指导思想,避免唯性能论。     

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     

燃气涡轮发动机的发展与制造技术

对下一代军用发动机的具体技术指标要求目前还不明确,但其基本技术目标是:推重比＞12～15;涡轮前燃气温度2000～2200 K;风扇和压气机的级数比目前发动机减少约1/2;有可能采用磁浮轴承或燃油冷却轴承而取消滑油系统,这将具有更完善的健康管理系统     

高推重比发动机全权限数字电子控制系统研究和半物理仿真试验验证

以第4代战斗机的动力装置--高推重比发动机为控制对象,攻克了多项全权限数控系统的术,完成了高推重比发动机数控系统总体方案设计和多变量控制技术的工程化研究,适合多变量控制、轻质量、小体积的电子控制器和轻质量、小体积的机械液压装置的研制,以及高推重比发动机全权限数控系统的半物理仿真试验.