共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
2.
现代军用航空发动机的推重比已达到了10,甚至更高。为了提高推重比,需重新设计发动机的循环参数、提高总增压比和涡轮进口温度。发动机循环参数优化结果表明,总增压比增加不大,涡轮进口温度将比以前提高不少,即燃烧室的工作压力变化不大,但温升将比目前增加。先进燃烧室的特点先进燃烧室的主要特点是温升高。发动机制造商将高推重比发动机的结构可靠性、耐久性、可维护性和性能列入了同等重要的地位,并要求热端部件的使用寿命大大提高,这就使燃烧室的设计面临严峻的挑战。 相似文献
3.
为探究级间燃烧室对各种航空发动机的性能影响,利用热力循环原理分别计算了在有无级间燃烧室的情况下涡喷、涡扇和涡轴发动机的性能结果并与实际型号做出对比。通过计算获得了上述三种发动机在加入级间燃烧室后的单位推力和耗油率随飞行马赫数等参数在一定范围内变化的曲线。结果表明加入级间燃烧室后对各种发动机的动力性能提升都在10%以上,个别涡轴发动机可达30%。同时若能将加入级间燃烧室后增加的质量控制在一定范围内,则对于各型发动机均可提高其推重比。 相似文献
4.
5.
本文首先对航空发动机结构发展进行了回顾,指出今后10~20年内发动机结构和材料应用方面的发展趋势;接着对推重比10一级发动机中采用的新结构及其强度设计技术进行了详细分析,预测了推重比12~15一级发动机中可能出现的新结构及强度问题;最后分析了发动机结构及材料与强度设计的相互依存关系。 相似文献
6.
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
7.
8.
航空发动机的先进涡轮技术(上) 总被引:5,自引:0,他引:5
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 相似文献
9.
航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案 总被引:9,自引:1,他引:9
传统发动机加力燃烧室都采用V型火焰稳定器组织燃烧,自加力出现到第三代发动机,该方案一直得到了广泛应用。随着新一代歼击机性能指标的提高,发动机加力燃烧室需要新的突破才能满足更高推重比的要求。本文介绍了第三代、第四代发动机加力燃烧室的结构方案,并根据新一代加力燃烧室一体化设计思想,介绍了新颖加力燃烧室的结构方案。 相似文献
10.
11.
12.
13.
14.
15.
16.
针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明:该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1/5,并使加力内锥壁温降低33.3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。 相似文献
17.
18.
《燃气涡轮试验与研究》1998,(2)
1997年12月22日,英国、德国、西班牙的意大利四国国防部长在波恩签署了理解备忘录(MoU)。这一MoU将导致欧洲开始大批量生产“欧洲战斗”EF2000及其动力装置EJ200发动机。根据这一MoU欧洲最终将生产600架飞机和1500台发动机。罗罗公司承担了发动机1/3以上部件的生产,如燃烧室系统、高压涡轮和中机匣:还参与高、低压压气机,低压涡轮,级间支撑和加力燃烧系统的制造。EJ200发动机净推力为60kN,带加力推力为89kN,其零件比以往设计的战斗机发动机零件减少了约50,并且推重比增加到10,这对提高飞机的机动性和性能有着极大的益处… 相似文献
19.
20.
推重比15一级发动机有关总体性能的关键技术和难点分析 总被引:9,自引:3,他引:6
本文从发动机总体性能方面分析了推重比15一级发动机设计研制的关键技术及难点。文章首先根据典型飞行任务,对推重比15一级加力涡扇发动机的最有利循环参数进行了一体化分析。矢量喷管是先进战斗机的特征,本文讨论了实现推力矢量存在的技术难点。降低发动机研制成本和缩短研制周期是发展先进发动机的重要要求。发动机数值仿真技术是解决这些要求的重要途径之一,应给予足够重视。发动机状态监视和故障诊断技术可提高发动机工作可靠性并降低直接使用费,本文对故障诊断技术的发展和关键技术作了分析。 相似文献