燃气涡轮发动机

摘要： 航空混合电推进系统是一种新概念推进系统,其工作原理是燃气涡轮发动机驱动发电机产生电能,输出电力带动电动机或者风扇工作,电动机带动大部分或者全部螺旋桨或者风扇产生推力。目前,英国政府及航空企业十分重视混合电推进系统的研发,燃气涡轮发动机公司和初创公司看到了混合电推进系统的市场前景,积极探索新型混合电推进系统方案。

摘要： 俄罗斯乌拉尔联邦大学和俄罗斯科学院乌拉尔分院电物理研究所科研人员联合研发出一种钛基四组分纳米复合涂层TiSiCN(钛、硅、碳、氮)新工艺,可作为耐磨性保护涂层用于保护飞机和燃气涡轮发动机等部件,广泛应用于金属加工和生物医学等领域。该复合涂层不需要高温,也无需附加装置和材料。研究结果发表在《Membranes》杂志上。

摘要： 科研人员研发出钛基纳米复合涂层新工艺据报道,俄罗斯乌拉尔联邦大学和俄罗斯科学院乌拉尔分院电物理研究所科研人员联合研发出一种钛基4组分纳米复合涂层TiSiCN(钛、硅、碳、氮)新工艺,可作为耐磨性保护涂层用于保护飞机和燃气涡轮发动机等部件,广泛应用于金属加工和生物医学等领域。该复合涂层不需要高温,也无需附加装置和材料。研究结果发表在《Membranes》杂志上。

摘要： 活塞式发动机是现代航空器上应用最早的动力装置,其主要用在中低速航空器上。目前,随着涡轮燃气发动机技术日渐成熟,具有高性能的燃气涡轮发动机逐渐应用于通用航空飞机,活塞式航空发动机的最大优点就是其经济价值更高,因此占据了较大的市场比例,目前在轻型低速飞机上仍普遍采用。随着通用航空近几年的飞速发展,通航所属的飞行训练学校飞机数量和训练时间迅速增长。

摘要： 早在2018年俄罗斯国防部就宣布,新的T-80BVM坦克将装备驻北极的部队,首先是第80独立机步旅,随后是北方舰队海军步兵第61机步旅和第200独立机步旅。2019年10月31日俄罗斯国防部发言人又宣称,俄罗斯军队已从俄罗斯技术公司子公司JSC鄂木斯克运输机械制造厂获得第--批升级的T-80BVM主战坦克,但未说明具体数字。T-80坦克也被俄罗斯人称之为“喷气坦克”,因为燃气涡轮发动机发出的声音类似于喷气飞机,因此赢得了此绰号。T-80坦克因为在展示时经常进行高速通过进行“飞跃”表演,也被称之为“飞行坦克”。

摘要： 以典型带中介轴承的发动机高压转子系统为研究对象,提出一种基于多体接触瞬态动力学的发动机转子支承不同心故障等效模拟分析方法,建立了高压转子-轴承-局部支承系统的多体动力学模型.在轴承受力分析的基础上,通过对接触运动状态非线性模拟和支承结构柔性化,研究了单个滚珠、滚珠与轴承外圈、轴承外圈与支承结构的瞬态接触力、力矩以及支承结构振动响应,得到不同心故障特征的产生机理和传递规律.结果表明:压紧区、松脱区以及单个滚动体与内外圈的相对位置变化产生的复杂相互作用是滚动体接触力复杂频率成分产生的直接原因;全部滚珠与外圈的瞬态接触力合力及合力矩是产生不同心故障特征的激励源;轴向振动工频及倍频是不同心故障的典型特征;轴向和径向2倍频、3倍频相对工频幅值的大小可表征不同心故障的严重程度.本文所得结果可为燃机不同心故障分析诊断提供参考.

摘要： Technopark Aviation Technology公司位于俄罗斯乌法,是一家教育、科研和工程服务提供商。它与俄罗斯规模最大的燃气涡轮发动机提供商合作密切,后者设计和制造高性能燃气涡轮发动机,服务于固定翼和旋转翼飞机行业以及天然气和石油生产领域。Technopark的一位客户希望提高叶盘铳削过程的精度和效率。

摘要： 涨圈结构广泛应用于航空发动机静子间的封严,但是目前大部分新机研制中,涨圈结构设计缺乏理论指导,其封严效果及装配性不可控,本文通过弹力分析、封严性分析,提出了涨圈结构参数选取方法.

摘要： 齿轮传动结构已在民用大型燃气涡轮发动机版图上悄然扩张,正成为未来先进超高涵道比发动机的经典结构。罗罗公司首台"超扇"(UltraFan)发动机验证机UF001是齿轮传动结构在大推力/功率涡扇/桨扇发动机上应用的重要一步。

摘要： 2021莫斯科航展(MAKS 2021)期间,俄罗斯联合发动机公司(UEC)宣布开展氢能在航空领域的应用研究,考虑在改装后的燃气涡轮发动机中直接燃烧氢气和在燃料电池中用氢发电。UEC表示,氢能是减少碳足迹最有前途的技术之一,已成立了一个专家小组,将与科学界、工业界以及在氢燃料方面有经验的机构一起开展研究工作。但UEC没有透露该项目的潜在应用及时间表。

摘要： 本文开展基于燃油流量比的燃气涡轮发动机消喘控制仿真研究.基于对喘振机理和实验过程中喘振特征的分析,引入喘振修正因子,建立了带喘振模拟功能的发动机数学模型.基于该模型,通过仿真研究了分别采用燃油流量和燃油流量比作为主燃油控制变量两种不同控制算法在消喘方面的控制效果,并进行了对比分析.仿真结果表明:燃油流量比控制算法可以快速的退出喘振,能起到主动消喘的作用.

摘要： 燃气涡轮发动机燃烧室的设计和产品改进性研制是一个复杂的过程,包括大量的设计和试验工作.本研究采用Fluent的finite-rate化学反应模型对一个微型燃烧室内的甲烷(CH4)和空气的混合燃烧进行了数值计算,完成了微型燃烧室流场、出口温分布等燃烧室特性的分析.研究结果对相关燃烧室的设计具有重要的指导和参考意义.

摘要： 航空辅助动力装置(简称APU)是一台小型的燃气涡轮发动机，具有体积小、重量轻、寿命长等优点。本文对辅助动力装置在冲压迸气条件下空中起动性能进行了研究,重点分析了压气机、燃烧室对APU起动的要求,对APU本体与进气系统的匹配性、APU转速与供油点火的匹配性进行了分析,最后从进气风门控制、供油点火时机、点火燃油流量控制、燃油流量限制等几个方面提出了提高APU空中起动成功率的措施.

摘要： 本文对某辅助动力装置(APL，是一种小型燃气涡轮发动机)在飞机上工作时发生的地面掉转及欠转速自动保护停车故障进行了分析,对故障现象进行了介绍,针对该故障列举了故障树,并对故障底事件进行了排查分析,对故障试验数据进行了分析研究,找到了故障发生的原因,最后采用进油管路含有气体模拟试验进行了验证.

摘要： 为提高某型高压涡轮叶片的耐温能力,针对其尾缘带肋和挽流柱的冷却结构进行数值模拟研究.具体包括:1.对比简化的直入口模型和带弯转收缩入口模型的内部流动和换热,研究入口形式对冷却结构内部换热的影响;2.对比冷气进入侧带向下(叶根)45°斜肋和带向上(叶顶)45°斜肋对流动和换热特性的影响;3.在肋和扰流柱间增加冲击隔板,形成冲击扰流柱结构,组织对扰流柱区的冲击换热,对比其与基准扰流柱结构的换热效果差别;4.在冲击扰流柱模型中,将冲击孔间距2d改为4d,对比研究孔间距的影响.研究发现:入口方式的改变会对通道内前三排扰流柱的换热产生影响;冲击孔间距为4d的模型壁面平均努赛尔数最高,其次为冲击孔间距为2d的模型,换热性能最差的是冷气进入侧带向上(叶顶)45°斜肋模型.

摘要： 为提高某型高压涡轮叶片的耐温能力,针对其尾缘带肋和挽流柱的冷却结构进行数值模拟研究.具体包括:1.对比简化的直入口模型和带弯转收缩入口模型的内部流动和换热,研究入口形式对冷却结构内部换热的影响;2.对比冷气进入侧带向下(叶根)45°斜肋和带向上(叶顶)45°斜肋对流动和换热特性的影响;3.在肋和扰流柱间增加冲击隔板,形成冲击扰流柱结构,组织对扰流柱区的冲击换热,对比其与基准扰流柱结构的换热效果差别;4.在冲击扰流柱模型中,将冲击孔间距2d改为4d,对比研究孔间距的影响.研究发现:入口方式的改变会对通道内前三排扰流柱的换热产生影响;冲击孔间距为4d的模型壁面平均努赛尔数最高,其次为冲击孔间距为2d的模型,换热性能最差的是冷气进入侧带向上(叶顶)45°斜肋模型.

摘要： 为提高某型高压涡轮叶片的耐温能力,针对其尾缘带肋和挽流柱的冷却结构进行数值模拟研究.具体包括:1.对比简化的直入口模型和带弯转收缩入口模型的内部流动和换热,研究入口形式对冷却结构内部换热的影响;2.对比冷气进入侧带向下(叶根)45°斜肋和带向上(叶顶)45°斜肋对流动和换热特性的影响;3.在肋和扰流柱间增加冲击隔板,形成冲击扰流柱结构,组织对扰流柱区的冲击换热,对比其与基准扰流柱结构的换热效果差别;4.在冲击扰流柱模型中,将冲击孔间距2d改为4d,对比研究孔间距的影响.研究发现:入口方式的改变会对通道内前三排扰流柱的换热产生影响;冲击孔间距为4d的模型壁面平均努赛尔数最高,其次为冲击孔间距为2d的模型,换热性能最差的是冷气进入侧带向上(叶顶)45°斜肋模型.

摘要： 为提高某型高压涡轮叶片的耐温能力,针对其尾缘带肋和挽流柱的冷却结构进行数值模拟研究.具体包括:1.对比简化的直入口模型和带弯转收缩入口模型的内部流动和换热,研究入口形式对冷却结构内部换热的影响;2.对比冷气进入侧带向下(叶根)45°斜肋和带向上(叶顶)45°斜肋对流动和换热特性的影响;3.在肋和扰流柱间增加冲击隔板,形成冲击扰流柱结构,组织对扰流柱区的冲击换热,对比其与基准扰流柱结构的换热效果差别;4.在冲击扰流柱模型中,将冲击孔间距2d改为4d,对比研究孔间距的影响.研究发现:入口方式的改变会对通道内前三排扰流柱的换热产生影响;冲击孔间距为4d的模型壁面平均努赛尔数最高,其次为冲击孔间距为2d的模型,换热性能最差的是冷气进入侧带向上(叶顶)45°斜肋模型.

摘要： 为提高某型高压涡轮叶片的耐温能力,针对其尾缘带肋和挽流柱的冷却结构进行数值模拟研究.具体包括:1.对比简化的直入口模型和带弯转收缩入口模型的内部流动和换热,研究入口形式对冷却结构内部换热的影响;2.对比冷气进入侧带向下(叶根)45°斜肋和带向上(叶顶)45°斜肋对流动和换热特性的影响;3.在肋和扰流柱间增加冲击隔板,形成冲击扰流柱结构,组织对扰流柱区的冲击换热,对比其与基准扰流柱结构的换热效果差别;4.在冲击扰流柱模型中,将冲击孔间距2d改为4d,对比研究孔间距的影响.研究发现:入口方式的改变会对通道内前三排扰流柱的换热产生影响;冲击孔间距为4d的模型壁面平均努赛尔数最高,其次为冲击孔间距为2d的模型,换热性能最差的是冷气进入侧带向上(叶顶)45°斜肋模型.

摘要： 为提高某型高压涡轮叶片的耐温能力,针对其尾缘带肋和挽流柱的冷却结构进行数值模拟研究.具体包括:1.对比简化的直入口模型和带弯转收缩入口模型的内部流动和换热,研究入口形式对冷却结构内部换热的影响;2.对比冷气进入侧带向下(叶根)45°斜肋和带向上(叶顶)45°斜肋对流动和换热特性的影响;3.在肋和扰流柱间增加冲击隔板,形成冲击扰流柱结构,组织对扰流柱区的冲击换热,对比其与基准扰流柱结构的换热效果差别;4.在冲击扰流柱模型中,将冲击孔间距2d改为4d,对比研究孔间距的影响.研究发现:入口方式的改变会对通道内前三排扰流柱的换热产生影响;冲击孔间距为4d的模型壁面平均努赛尔数最高,其次为冲击孔间距为2d的模型,换热性能最差的是冷气进入侧带向上(叶顶)45°斜肋模型.

摘要： 用于熔接到具有喷嘴轨道(455)的燃气涡轮发动机涡轮喷嘴(451)的防冲击盖(460)包括主体和用于与喷嘴轨道(455)形成第一熔接件的多个突片。所述主体具有板样形状并包括多个防冲击孔(464)、第一边缘、第二边缘以及第一翼面冷却孔(470)。所述多个突片包括从第一边缘延伸的第一突片(461)和从第二边缘延伸的第二突片(462)。所述第二突片(462)与所述第一突片(461)位于所述主体的不同象限。

摘要： 一种用于燃气涡轮发动机(10)的涡轮喷嘴组件，其包括涡轮喷嘴(51)和围绕着涡轮喷嘴周向延伸的集流环(51)，涡轮喷嘴(50)包括外带(54)、内带(56)以及由内带和外带连接起来的多个翼型叶片(52)，各翼型叶片是中空的并在其中形成了腔室(90)，而集流环用于将冷却流体径向向内地引导至各翼型叶片的腔室内。集流环包括由一对侧壁(136)连接起来的径向外壁(138)和径向内壁(134)，其中所述径向内壁的至少一部分(152)在这对侧壁之间弧形地延伸。

摘要： 本发明涉及用于燃气涡轮发动机的叶片组件以及包含所述叶片组件的燃气涡轮发动机。具体而言，用于燃气涡轮发动机的叶片组件(1)，包括涡轮叶片(2)和至少部分地收纳在涡轮叶片(2)内的高温计装置(3)；高温计装置(3)包括：长形支撑本体(11)，其容纳在纵向内腔(4)内，纵向内腔(4)在涡轮叶片(2)的前缘(6)后面在涡轮叶片(2)内延伸；以及多个横向长形陶瓷帽(12)，其从所述长形支撑本体(11)突出而彼此并排地间隔开，以便形成耙结构(13)，且它们中的每个以贯通方式接合形成在涡轮叶片(2)中其前缘(6)处的对应开口(14)，使得长形陶瓷帽(12)的节段以悬壁方式突出到涡轮叶片(2)外。

摘要： 一种燃气涡轮发动机叶片(10)，包括具有铸造壁的基体部分(12)，以及附接到该基体部分并具有通过增材制造方法形成的壁(60)的端部部分(14)。该端部部分壁可以形成为实心的并且厚度小于2mm，或者其可以为瓦楞状的并且厚度大于2mm。限定壁的瓦楞的开口(80)的截面形状可以为半圆形、矩形、梯形或椭圆形。得到的叶片具有较低的端部质量，同时保持足够的机械性能。端部部分可以形成为在具有等轴晶粒结构的基体部分上具有定向凝固的晶粒结构。

摘要： 一种燃气涡轮发动机包括围绕第一压缩机的壳体以及从所述第一压缩机向前延伸的衬垫。另外，所述燃气涡轮发动机包括放气组件，所述放气组件具有定位在所述衬垫中且沿所述燃气涡轮发动机的圆周方向间隔开的多个排放阀。所述放气组件还包括与所述多个排放阀成空气流动连通且在所述壳体处限定出口的管道。在操作期间，所述管道将流动放气从所述多个排放阀提供到所述出口。

摘要： 本发明涉及一种操作燃气涡轮发动机（10）的方法，其可选地利用由气体质量流（

摘要： 本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)的旋流器(50)，包括多个叶片(54)，该多个叶片(54)从旋流器(50)的外半径(64)向旋流器(50)的内半径(62)延伸；叶片(54)之间的多个混合通道(56)，以从实质上被定位于旋流器(50)的外半径(64)处的混合通道(56)的径向外端(58)向实质上被定位于旋流器(50)的内半径(62)处的混合通道(56)的径向内端(60)引导空气；至少一个主喷射装置(52)，用于提供用于燃气涡轮发动机(10)的主火焰的燃料，主喷射装置(52)被布置在混合通道(56)中的至少一个处和/或中；以及至少一个引燃喷射装置(70)，用于提供用于燃气涡轮发动机(10)的引燃火焰的燃料。进一步地，本发明涉及一种燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)，并且涉及一种燃气涡轮发动机(10)。

摘要： 本发明公开一种燃气涡轮发动机和燃气涡轮发动机的排油方法，燃气涡轮发动机包括：低压涡轮机匣；尾喷管；连通管，连通所述低压涡轮机匣和所述尾喷管，用于将所述低压涡轮机匣内的沉积的滑油导入所述尾喷管中，包括与所述低压涡轮机匣连接的入口端和与所述尾喷管连接的出口端。本发明的燃气涡轮发动机有助于清除沉积在低压涡轮机匣中的泄露的滑油。

摘要： 本实用新型涉及用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴和燃气涡轮发动机。本申请和所得的专利提供了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴。涡轮喷嘴可包括第一喷嘴导叶、第二喷嘴导叶和连接第一喷嘴导叶和第二喷嘴导叶的平台。平台可包括限定在其中的第一冷却通路和分开的第二冷却通路。第一冷却通路可构造成沿第一方向引导第一冷却流体流，且第二冷却通路可构造成沿与第一方向大致相反的第二方向引导第二冷却流体流。本申请和所得的专利还提供了一种用于冷却燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴的方法。

摘要： 本实用新型公开了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机叶片及燃气涡轮发动机，具有基座（442）和翼面（441），所述基座（442）包括冷却空气入口（481）和内部冷却空气通道（482），所述翼面（441）包括起始于基座（442）且终止于在翼面（441）的后缘（447）的冷却空气出口（471）的内部热交换路径（470）。所述翼面（441）还包括包含顶端壁（461）、内翼梁（462）、前缘肋（472）以及前缘空气偏导器（475）的外壳（460）。前缘肋（472）与外壳（460）的前缘（446）结合以形成前缘腔室（463）。前缘空气偏导器（475）成形并定位成使得离开前缘腔室（463）的冷却空气转向并扩散。