推重比

摘要： V2500发动机是IAE公司生产的双转子轴流式发动机,其目前主要服务于空客A320系列客机。V2500投入市场以来,以其高度的可靠性、经济的燃油消耗、较低的废气排放和噪音,迅速获得诸多航空公司的青睐。钛合金作为新型金属材料,在航空业中受到广泛应用,现代燃气涡轮发动机结构质量的20%~35%左右为钛合金。该文通过梳理V2500发动机零件材料信息,以分析钛合金材料在V2500发动机中的使用。

摘要： 航空发动机作为世界工业产品"王冠上的明珠",其技术水平是衡量一个国家综合科技水平、科技工业基础实力和综合国力的重要标志,先进航空发动机研制的成功与否也可作为我国是否实现了从"制造大国"向"制造强国"转型的标志之一。随着高性能航空发动机推重比提高,工作温度、压力和转速不断提高,越来越接近现有材料比强度和耐高温性能的工程极限。

摘要： 微型涡轮喷气式发动机在整个航空发动机的发展过程中属于一个较新的领域范畴,从结构上来说,它属于离心式发动机类型,这类发动机体积往往很小巧,推力一般为数百牛左右,加上它自身重量很轻,所以具有非常高的推重比,这是涡扇类发动机所不可比拟的.在发动机本体结构设计,启动流程特点,推力算法控制,加工材料工艺等方面均有不同于涡扇发动机.微型涡轮喷气式发动机将越来越广泛地用作靶机来验证自动火炮的锁定性能、小型超高速无人机和巡航导弹的动力装置,在国内外均具有广阔的发展和应用前景.本文基于2020年省访问工程师项目,对微型涡轮喷气式发动机的启动流程进行了多次实验,并总结出了启动流程的关键步骤和方法,并对整个控制系统在硬件和软件上做了详细的阐述.

摘要： 飞行速度的加快会使发动机进气总温大幅升高,导致燃烧室温升降低,从而大幅度减小发动机的推重比和比冲。气动热问题是高超声速发动机无法回避的一个技术难题,强预冷是解决此类问题的有效方法,必须关注。所谓"强预冷",就是通过加装在发动机上的高效换热器(即"强预冷换热器",简称"预冷器"),利用"相对低温"的冷却介质对高温冲压空气进行冷却。

摘要： 最小离地速度VMU是运输类飞机能够安全起飞和离地的最小速度,以校正空速来表示,是制定飞机其它起飞速度的依据.涡桨运输机以螺旋桨作为动力源,在审查时需关注螺旋桨的影响.本文从运输类飞机最小离地速度的适航条款要求演变过程出发,分析了最小离地速度的特点,系统给出了涡桨运输机最小离地速度的符合性方法建议,重点分析了涡桨运输机最小离地速度审查时的要点和风险点,对涡桨运输机的最小离地速度的适航审定具有一定的指导价值.

摘要： V2500发动机是IAE公司生产的双转子轴流式发动机,其目前主要服务于空客A320系列客机.V2500投入市场以来,以其高度的可靠性、经济的燃油消耗、较低的废气排放和噪音,迅速获得诸多航空公司的青睐.钛合金作为新型金属材料,在航空业中受到广泛应用,现代燃气涡轮发动机结构质量的20％～35％左右为钛合金.该文通过梳理V2500发动机零件材料信息,以分析钛合金材料在V2500发动机中的使用.

摘要： 为充分利用陶瓷基复合材料(CMC)耐高温、低密度和可设计的优点,进一步挖掘其显著提升航空发动机功重比/推重比的潜能,创新团队以涡轮转子叶盘为研究对象,开展了陶瓷基复合材料在热端转子件上的工程应用探索。高功重比/推重比是航空发动机的永恒追求,其中减轻结构质量和提升涡轮前温度是关键途径。目前对高温合金材料的性能挖掘已接近极限,难以再满足未来航空发动机对大幅减轻质量、提升涡轮前温度的需求,应用轻质耐高温材料是航空发动机发展的必然趋势。

摘要： 20世纪60年代,美苏两国几乎同时开始了第三代战斗机(按照美国的战斗机划代标准)的研制工作,对配套发动机的性能乃至设计都提出了巨大挑战。为满足推重比要求,美苏在发动机结构设计方面采取的措施或异曲同工,或大相径庭。美国F-15是一型全天候、高机动性的战术战斗机,为获得与维持空中优势而设计,是美国空军现役的主力战机之一,是第三代战斗机典型机型。

摘要： 该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。为满足多用途战斗机性能要求，对变循环发动机作了评述。矢量喷管是先进战斗机的特征，该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一要求的重要途径。发动机状态监视和邦联诊断技术可提高发动机工作可靠性并降低直接使用费，该文对故障诊断技术的发展和关键技术作了分析。

摘要： 依据发动机数据库统计结果和大量计算研究，该文探讨了提高发动机推重比的技术途径。在推重比10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12—13；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14左右；要想使推重比达到15，还需采用强度高、比重小的非金属和金属复合材料。

摘要： 本文综述了涡轮发动机减重技术.推重比是衡量涡轮发动机技术水平的最主要的技术指标,而提高发动机推重比最直接的措施之一是减轻发动机重量.采用先进的结构设计技术,广泛使用轻质金属复合材料和非金属复合材料等,是目前国内外涡轮发动机减重的主要技术途径.

摘要： 本文结合第四代战斗机对其动力装置的技术要求,对第四代战斗机动力装置的总体性能、总体结构、外部结构及零部件一体化设计、雷达和红外隐身设计、矢量喷管的应用、“推重比”概念等具体技术特征进行分析,总结出“综合平衡设计”这一动力装置设计的发展趋势。

摘要： 压气机和涡轮两类叶轮机对航空燃气涡轮发动机性能影响举足轻重.迄今,以采用先进叶轮机构型(如大小叶片)、先进设计思想(如掠、弯)和先进设计手段(三维定常和非定常CFD)为特征,先进叶轮机设计理论和方法正使叶轮机负荷趋向极限,结合材料和工艺等技术进步,航空发动机推重比已达10,并继续向15-25目标发展.对转叶轮机(对转风扇、压气机,对转涡轮)是支撑实现该目标的一项重要创新技术,它从两方面直接提升航空器性能:一是通过去除其间静止叶排而减轻航空发动机尺寸、重量,提高效率、提高推重比;二是通过双(三)轴对转,部分或全部消除航空燃气涡轮发动机陀螺力矩,进而提高航空器飞行性能.另外,用于垂直/短距起降战斗机的对转升力风扇也属对转叶轮机.本文出于提高航空动力和飞行器性能,进行对转叶轮机技术的基本分析。

摘要： 本文研究了不同节流比对小涵道比涡扇发动机的推力变化率,约束分析的影响.结果表明节流比大的发动机在高马赫数时推力大,因此发动机的高速推力性能更好.在获得不同节流比对应的推力变化率后进一步研究了节流比对AAF战斗机的约束分析和任务分析的影响.约束分析的结果表明节流比越大,解空间越大;在同样的任务剖面要求下飞机的推重比可以降低,机翼载荷可以增大,使得飞机性能提升.这些研究结果有助于进一步对高性能发动机进行更精确的约束分析与任务分析,为未来新一代高推重比、低耗油率发动机预研提供参考.

摘要： 近年来,作为提高涡轮发动机推重比、降低耗油率及飞机整机性能的有效途径,对转涡轮技术越来越受到各国重视,例如,在美国的"综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)"和"先进可承受通用涡轮发动机(VAATE)"计划中,很多技术验证机都采用了对转涡轮方案.为何对转涡轮部件技术会受到如此重视呢?分析表明,采用对转涡轮会带来许多好处:首先是气动方面,由于对转使下游静叶稠度减小,或者根本消除静叶排的存在,从而对转涡轮气动效率会较高;其次冷却方面,由于对转带来静叶或转叶稠度减小甚至不存在静叶使冷却气需求相应减少;结构方面,对转带来涡轮叶排轴向长度缩短,从而减轻了结构重量、缩短了涡轮端长度,使结构更紧凑;对转涡轮的最大好处还体现在飞机整体性能方面,转轴对转使传到飞机上的合力矩大幅降低,因而在做回转机动飞行时陀螺力矩大大减小,能够提高飞机机动性能,增强飞机机身结构和飞机飞行可靠性.这一系列优势实际为快速提高涡轮发动机乃至飞机性能提供了一条捷径,因而对转涡轮技术对我国愈显重要.本文研究,1实用对转涡轮分类,2国内外发展状况,3工程热物理所对转涡轮近期研究工作回顾,4对转涡轮研究后续工作展望.

摘要： 本发明属于燃气涡轮发动机技术领域，涉及一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器，包括旋转机匣以及设置在旋转机匣内的斜流压气机叶轮、旋转燃烧室、向心涡轮，斜流压气机叶轮各叶片的尾缘为没有任何后掠且具有厚度的楔形，且斜流压气机叶轮的至少部分叶片的尾缘上设有径向燃油喷射孔，各径向燃油喷射孔与设置在空心转轴内的燃油供应通道流体连通，旋转燃烧室包括位于其上游的进口段以及位于进口段下游的台阶状突扩膨胀段，旋转燃烧室的进口段的内壁上设置有点火装置。本发明的高推重比燃气涡轮发生器，在低速和高速情况下效率均保持较高的水平，在高马赫数下耗油率更低，适用于宽范围飞行包线的无人机动力需求。

摘要： 本发明公开了一种三涵道大推重比高效动力推进器，包括涵道和设置在所述涵道的进气端的进气机构，所述涵道包括内涵道、中涵道和外涵道，所述内涵道位于所述中涵道内，所述中涵道位于所述外涵道内。本发明提供的三涵道大推重比高效动力推进器提高了燃气热能的利用率、降低了轴承等关键零部件的工作温度。

摘要： 本发明公开了一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器，包括进气机构、涵道和增流机构，所述进气机构设置在所述涵道的进气端，所述增流机构靠近所述涵道的出气端，所述增流机构包括筒状的增流机构壳体和若干个设置在所述增流机构壳体的内表面的增流喷管，所述增流机构壳体一端与所述涵道的壳体固连，所述涵道的出气端位于所述增流机构壳体内。本发明提供的具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器提高了燃气热能的利用率。

摘要： 本发明提供了一种高推重比低油耗的涡喷发动机,其特征在于，包括转子(1)和机匣静子(2)，涡轮燃烧室(3)、增压燃烧室(4)、涡轮尾喷管(5)和主喷管(6)，转子(1)包括多级的主压气机叶片(11)、多级的增压压气机叶片(12)和多级的涡轮叶片(13)，涡轮叶片(13)与增压压气机叶片(12)共轴并通过叶片连接环(14)套装在增压压气机叶片(12)的外周上，机匣静子(2)包括多级的主压气机静子叶片(21)、多级的增压压气机静子叶片(22)和多级的涡轮导向叶片(23)，涡轮导向叶片(23)通过静子叶片连接环(24)固定在增压压气机静子叶片(22)的外周上。

摘要： 本发明公开的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在地球质心惯性系下建立探测器动力学方程；将探测器在惯性系下的位置速度转换到入轨点惯性系下，并表示成轨道根数形式。简化探测器动力学方程，根据制导策略对探测器进行控制，制导至符合相应终止条件后停止制导，探测器进入星际转移轨道，实现探测器从近地轨道到星际转移轨道的直接转移，所述的相应终止条件为探测器的发动机满足关机条件建立探测器动力学方程，根据打靶方程求解中途修正脉冲，进行轨道中途修正，使探测器到达目标星体附近目标轨道，即实现低推重比的星际精确转移。本发明具有计算速度快、收敛性好、适用性强的优点。

摘要： 本发明公开一种推重比小于0.1的垂直起降飞机，在垂直起降期间，除了在关闭涡扇发动机的低温涵道(6)的尾喷管(7)和打开低温旁通涵道(15)的入口(14)的情况下，低温旁通涵道引导来自低温涵道(6)的低温气流(18)，以低温平面射流(20)的形式，沿翼展方向流过机翼上表面，产生传统的垂直升力外，还在关闭涡扇发动机的高温涵道(4)的尾喷管(5)和打开高温旁通涵道(9)的入口(8)的情况下，高温旁通涵道(9)引导来自高温涵道(4)的高温气流(11)，以高温平面射流(13)的形式，沿翼展方向流过低温平面射流(20)上面，获得另一个垂直升力，但不烧坏翼展方向的机翼，同时使得副翼(1,2)能更有效地控制平衡。

摘要： 本发明属于燃气涡轮发动机技术领域，涉及一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器，包括旋转机匣以及设置在旋转机匣内的斜流压气机叶轮、旋转燃烧室、向心涡轮，斜流压气机叶轮各叶片的尾缘为没有任何后掠且具有厚度的楔形，且斜流压气机叶轮的至少部分叶片的尾缘上设有径向燃油喷射孔，各径向燃油喷射孔与设置在空心转轴内的燃油供应通道流体连通，旋转燃烧室包括位于其上游的进口段以及位于进口段下游的台阶状突扩膨胀段，旋转燃烧室的进口段的内壁上设置有点火装置。本发明的高推重比燃气涡轮发生器，在低速和高速情况下效率均保持较高的水平，在高马赫数下耗油率更低，适用于宽范围飞行包线的无人机动力需求。

摘要： 本发明公开了一种三涵道大推重比高效动力推进器，包括涵道和设置在所述涵道的进气端的进气机构，所述涵道包括内涵道、中涵道和外涵道，所述内涵道位于所述中涵道内，所述中涵道位于所述外涵道内。本发明提供的三涵道大推重比高效动力推进器提高了燃气热能的利用率、降低了轴承等关键零部件的工作温度。

摘要： 本发明公开了一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器，包括进气机构、涵道和增流机构，所述进气机构设置在所述涵道的进气端，所述增流机构靠近所述涵道的出气端，所述增流机构包括筒状的增流机构壳体和若干个设置在所述增流机构壳体的内表面的增流喷管，所述增流机构壳体一端与所述涵道的壳体固连，所述涵道的出气端位于所述增流机构壳体内。本发明提供的具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器提高了燃气热能的利用率。

摘要： 本发明公开的低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：在地球质心惯性系下建立探测器动力学方程；将探测器在惯性系下的位置速度转换到入轨点惯性系下，并表示成轨道根数形式。简化探测器动力学方程，根据制导策略对探测器进行控制，制导至符合相应终止条件后停止制导，探测器进入星际转移轨道，实现探测器从近地轨道到星际转移轨道的直接转移，所述的相应终止条件为探测器的发动机满足关机条件建立探测器动力学方程，根据打靶方程求解中途修正脉冲，进行轨道中途修正，使探测器到达目标星体附近目标轨道，即实现低推重比的星际精确转移。本发明具有计算速度快、收敛性好、适用性强的优点。