几种典型的教练机发动机

TFE731是为公务机研制的涡扇发动机,其改型用于教练机;拉扎克发动机在20世纪80年代后期停产,但后来重新用于俄罗斯双发教练机米格-AT;罗-罗和透博梅卡公司不断改进阿杜尔发动机,使它继续用在教练机上;新型高级教练机还采用了目前先进战斗机用的发动机     

加普惠发布全新涡桨发动机

<正>近日,加拿大普惠公司发布了全新的PT6A-140A涡桨发动机及其衍生型号PT6A-140AG发动机,使PT6A涡桨发动机系列拥有超过70个型号。相比同类产品,全新的PT6A-140A将动力提高了15%,并降低了5%的油耗,显著提升通航飞机的飞行性能和燃油效率。根据运     

PT6A-60A发动机螺旋桨轴封严漏油原因分析及预防

对PT6A-60A型发动机多次出现的螺旋桨轴封严漏油故障进行分析,根据厂家的设计理念查找漏油原因,结合飞机运行和维护工作环境,制定了相关的防范措施,改进了维修方案,为使用该型发动机的用户提供参考和借鉴。     

军事

“蝎子”攻击机投产在望 德士隆集团研制的“蝎子”轻型攻击／侦察机已经做好生产工作准备。“蝎子”飞机采用平直上单翼、两侧进气和倾斜双垂尾布局，机翼翼展为144m，机长13．3m。驾驶舱采用串列双座布局，机身由复合材料制成，内埋式载荷舱载弹量为1362kg，同时配有6个外挂点。动力装置选定两台霍尼韦尔TFE731—40AR-3S涡扇发动机，总推力可达356kN。     

简讯

以色列飞机工业公司(IAI)正为大幅度增加喷气公务机的生产做准备.1996年增加基本型AstraSP和M0.82的Astra SPX的生产,1997年开始生产Astra“银河”宽体喷气公务机.Astra销售形势看好,SPX型于今年9月取得适航证,12月开始交付,现已售出的飞机要生产到1996年下半年,SP型现有的订货要生产到1995年底.“银河”型计划1997年下半年取得适航证并交付使用,该机载8～19名旅客,装联信公司的TFE731-40发动机.装全套设备的SPX型和SP型的价格分别为1050万美元和970万美元,而不装设备的“银河”型约1390万美元.IAI计划从“银河”型发展出支线客机.     

基于SD卡数据分析的IO-360-L2A发动机燃油消耗研究

以赛斯纳172R型飞机的IO-360-L2A型发动机燃油系统为研究对象,分析其组成结构及工作原理。以该型发动机燃油消耗量偏高为例,通过SD卡数据对发动机工作状况进行分析,根据其性能参数的变化,判断发动机工作状态是否异常,并提出相应的检查方案和切实可行的预防措施。     

哈克450加入雷神飞机家族

雷神飞机家族的最新成员-轻量级的中型公务机哈克450最近被正式推向市场。该机在2000年10月9日至11日的NBAA年会上仅三天的销售就已达110架，总价值超过9亿美元，创NBAA新飞机销售历史上最佳记录。哈克450飞机的航程超过了2000海里，飞行速度超过0.8马赫，机舱高度1.8米，预计售价在780万美元至900万美元之间。哈克450采用了雷神公司设计用于雷神PremierⅠ和超级中型公务机Hawker Horizon的复合机身及后掠铝制机翼。飞机的动力装置是哈克450项目风险共担伙伴Honeywell公司生产的两台TFE731-40涡扇发动机，每台发动机在0.8马赫、40000…     

FAR 33与GJB 241A技术要求对比分析

针对我国大飞机发动机研制及考核需求,以GJB 241A-2010为基准,对GJB 241A-2010和FAR33中发动机结构完整性、环境适应性、持久试车等重点技术要求进行了对比分析,提出了民用航空发动机研制贯彻GJB 241A-2010和FAR33的建议.     

Y7H-500型飞机通过型号合格审定

西安飞机工业公司研制的我国第一代支线民用货机——Y7H-500于1993年底通过了中国民航总局适航司组织的型号合格审定。 Y7H-500型飞机是根据我国民航市场的需求,在Y7军用型和Y7-100型飞机基础上改型设计的中、短程多用途货运飞机。可用于运送鲜、活物资,发展贸易,也可用于航空快邮传递、救护救灾等。 飞机概况 Y7H-500型飞机总体构型和Y7系列的其他机种基本相似,装两台涡轮螺旋桨发动机和与之相配的全金属四叶螺旋桨(WJ5A-1+J16G10A)以及一台涡轮喷气发动机PY19A-300。机身为全气密货舱,舱内设有货物传输和装卸用的设备。机身尾部有一个     

威廉斯公司升级FJ33/44发动机

威廉斯国际公司作为公务机发动机市场的主要供应商之一,目前正在考虑为其FJ33/44发动机系列升级。近期的研制工作主要是 FJ33-4A-15和 FJ33-4A-19发动机。     

To simulation of fan blade out for a high bypass ratio engine

The results of simulating the dynamic characteristics of turbofan engines (TFE) during and after fan blade-out are presented. To solve the tasks, we constructed a nonlinear unsteady engine model that includes the low pressure rotor, high pressure rotor, cases, nacelle with reverse, engine hanger to the pylon, pylon itself, and aircraft hanger of the pylon to the wing. The rotor system model also includes the rolling bearings (stiffness of which is calculated for engine operation in different operating regimes), nonlinear hydrodynamic dampers, and elastic bushes (“squirrel cages”).     

WJ6G2B发动机的全功能数字式电子控制器

WJ6G2B发动机是航空发动机WJ6用作地面动力时的改型,发动机输出功率约3000～3600马力,双轴,以动力涡轮驱动负荷,带发动机或水泵。控制该发动机的全功能数字式电子控制器QSK-06完成了约2500小时的部件和系统试验,于1986年1月在发动机上完成了主要性能试验,证明QSK-06达到了予期的设计要求。      

某型发动机增设滑油低压开关可行性研究

某型民用航空发动机服役后,在全球范围内,装备该机型的民用客机在运行过程中多次出现由于滑油压力传感器故障导致的滑油低压误告警,使得飞行员主动关停发动机,从而导致空停。通过安全性分析的方式,对该型发动机的滑油系统中增设滑油低压开关来关闭误告警问题的可行性进行评估,同时对增设低压开关的影响进行权衡,确认方法可行,增设低压开关有利于保证该型民用航空发动机航线运行中的安全性和派遣率。     

基于FPGA的机载图形加速子系统设计与实现

本文设计了一种用于飞机座舱的图形显示加速子系统,该子系统支持字符和2D图形的生成显示,并具有反走样处理功能.为了避免直接读写外部DDR2存储器导致的DDR2操作瓶颈,提出增加缓存模块存储中间计算结果的方法,将计算逻辑和输出逻辑分开,对比较耗时的输出操作进行优化和集中处理以形成流水线操作,以达到实时显示的目的.实际应用结...     

50吨级氢氧火箭发动机的设计与研制

系统性地回顾了长征五号运载火箭芯一级50t级氢氧火箭发动机YF-77的设计与研制历程。通过分析氢氧发动机的特点以及国内外氢氧发动机的发展现状,阐述了国内新一代运载火箭研发的技术路线和50t级氢氧火箭发动机的研制背景;对50t级氢氧火箭发动机的总体技术方案及其特点进行了分析与总结,并在此基础上对发动机主要组件的技术方案及其特点开展分析;对发动机热试车情况、可靠性验证情况和故障排除情况进行了分析;对50t级氢氧火箭发动机的研制情况、技术特点进行了总结,并对国内氢氧发动机和液氧/甲烷发动机的发展进行了展望。     

进气道温度畸变问题的研究

重点研究稳态温度畸变对发动机稳定工作的影响。温度畸变分为周向温度畸变和径向温度畸变两种情况。温度畸变将使发动机喘振裕度降低。情况严重时可使发动机工作不稳定,或发动机熄火,从而危及飞行安全。本文半给出进气道温度畸变和稳定性因子的确定方法,作为进气道／发动机匹配研究的基础。     

新型电液伺服飞机发动机模拟系统及其智能控制

给出了一类大功率飞机发动机地面模拟装置的电液伺服系统方案,研究了该系统用于模拟飞机发动机承受阶跃负载作用时的智能控制,并实现了对飞机发动机模拟的高性能控制要求。     

基于飞行数据的航空发动机寿命监视系统设计

对飞行数据中反映发动机寿命损耗的参数进行处理,即野点剔除、峰谷点检测、无效幅值去除,在此基础上,应用一种新的实时雨流计数方法形成可用于寿命计算的标准循环,对发动机寿命影响较大的主要循环进行寿命消耗统计,应用线性累积损伤原理得到每次飞行后的使用寿命消耗百分数。设计了基于飞行数据的某型发动机寿命监视系统,并且建立寿命消耗数据库,为使用和维修该型发动机提供了重要的参考依据。     

大涵道比涡扇发动机低压涡轮间隙分析与设计

航空发动机涡轮叶尖间隙的准确分析与合理设计对改善发动机性能有重要意义。对叶尖间隙的影响因素进行了详细分析,并指出在总体结构初步设计中,涡轮叶尖间隙分析和设计需要重点考虑的载荷因素;给出采用NX-NASTRAN进行间隙计算的求解方法和详细步骤;以某大涵道比发动机低压涡轮的间隙分析为例,给出详细的求解过程,求解得到低压涡轮在地面起飞状态等8个工况下间隙变化值为-0.4~1.1 mm,并指出间隙初始值的确定应当主要考虑设计点状态、起飞状态和地面慢车状态。     

加力涡扇发动机过失速/旋转失速特性分析

研究了混合加力涡扇发动机过失速特性数值模拟方法。采用了轴流压综系统的逐级动态响应模型,并发展了风扇出口分流环内外流耦合分析模型。采用两种不同方式诱导了涡扇发动机过失不稳定流态。结果表明发动机的函道比的动态突变可成为预测涡扇发动机进入不可忧复失速状态的关键参数。