主发动机

摘要： 日本商船三井(MOL)、常石造船(Tsuneishi Shipbuilding)和三井E&S造船(Mitsui E&S Shipbuilding)已开启一个联合项目,旨在开发和建造一艘将使用氨作为主要燃料的远洋液化气运输船,计划在2026年左右交付。该船被设想为一艘中型氨/液化石油气(LPG)运输船,其配备一台主要靠氨运作的主发动机,并通过使用其部分氨货物作为燃料,实现航行中CO2净零排放量目标。这种船型是用于国际海上氨运输的氨运输船主流,因此该船将能够停靠世界各地主要的氨和LPG航运和接收港口,可用于广泛区域航线上。

摘要： 太空发射系统(Space Launch System,简称SLS)重型火箭是美国实施重返月球的阿尔忒弥斯计划关键的第一步。SLS首飞经历了十几次的延期,终于在北京时间8月29日晚进入发射倒计时。然而,因火箭芯级3号主发动机发生泄漏,在倒计时停留在40分钟一段时间后,美国宇航局正式宣布发射推迟。

摘要： 探月三期工程是我国探月工程“绕、落、回”3个部分中“回”的部分,其探测器由轨道器、着陆器、上升器及返回器组成,轨道器、上升器是探测器中重要的组成部分,探月三期工程轨道器、上升器采用同一种液体火箭发动机作为其推进分系统主发动机,为轨道器和上升器提供各项工作所需的冲量。考虑到针栓式喷注器结构简单、燃烧稳定性好、可实现高性能,轨道器、上升器推进分系统主发动机推力室采用针栓式喷注器。

摘要： 基于某传统清扫车开展试验,实时采集车速、发动机功率、油耗等参数。通过仿真手段开展串联式混动清扫车计算分析,计算表明串联式混动技术节油率为24.83%。其中发动机工况优化节油率为19.67%;由于原副发动机油耗大,更换为电机后节油率可达15.44%;清扫车减速制动时间少,制动回收节油率仅为3.96%。串联式混动清扫车节油率高,成本回收周期短,应用前景广阔。

摘要： ERYX导弹是法国于冷战后期研制的一种轻型反坦克导弹,该弹的名称有时也被译为“沙蟒”。ERYX采用半自动指示线线导,可以全系统肩扛移动。该弹的部分技术源自“米兰”导弹,也采用串联战斗部.最大射程600米。图中可以看到ERYX导弹出筒时使用的是低速发射药,弹体主发动机并未点燃。这种设计有利于导弹在狭窄空间发射。

摘要： 与常压环境地面试车相比,发动机高空模拟试车的热源分布更接近于实际飞行工况,本文通过搭载高模试车验证了高温隔热屏设计的正确性.通过考虑高温隔热屏层间气体导热和接触导热等,对高温隔热屏的传热模型进行了修正,其计算结果与高空模拟试车搭载试验结果的误差较小.在考虑真空引射背景红外辐射以及真空舱内气体与发动机及隔热屏的导热后,利用修订的高温隔热屏的当量热导率,进行了上面级高空模拟整机热分析,进一步提升了热模型的分析精度.

摘要： 日前,瓦锡兰公布其准备在2022年第一季度推出二冲程未来燃油转换平台。瓦锡兰方面表示,该发动机燃烧技术平台将实现二冲程主发动机的快速和经济高效转换,以使用清洁燃料。这被视为行业脱碳的重要一步,因为简易的改进能够避免船东不得不面对长协停租。如前面所描述一样,改装转换将在最初阶段使用现阶段可用LNG燃料,最重要的是机器运行所产生的甲烷逃逸几乎可以忽略不计。

摘要： 辅助动力装置(APU)是指为主发动机的起动和飞机的环控、液压、电力等系统提供辅助能源的动力装置。结合战斗机的发展,可以一窥辅助动力装置发展的过程和趋势。

摘要： 某小型防空导弹动力装置由可分离的发射发动机和单室双推力主发动机串联组成。主发动机在设计时集纳了同类发动机的优点,在研制中又针对出现的故障进行了攻关改进,通过各项工程研制试验和专项加严试验考核证明,主发动机设计固有可靠性较高。本文有关设计分析和故障解决措施对同类发动机设计有一定参考价值。

摘要： 介绍了某型号导弹主发动机提前点火故障的排查过程。通过大量分析与试验发现,在发射发动机与主发动机分离并拉断短路环的过程中,发射发动机上产生了一定量级的静电荷,静电荷通过短路环外的金属弹簧,传导至堵塞上残留的裸露短路环线上,并作用于延时电路晶闸管的控制极,导致晶闸管正向导通,向主发动机输出点火电压,主发动机在短路环拉断的瞬间提前点火。本文针对该故障采取了相应改进措施,试验表明该措施有效。

摘要： X-37B轨道测试飞行器先后3次踏上太空之旅,其军事用途备受关注.X-37B的变轨是通过自身携带的推进器来实现的，除了尾部的一台主发动机外，还在头部和尾部布置了若于反作用推进器，这种推进系统布局方案在提高X-37B轨道机动能力方面起了不小的作用。另外，性能先进的主发动机是X-37B拥有强大轨道机动能力的保证，国内应加强对AR2-3发动机的研究，吸取其中的先进设计理念，尽快发展出适合我国空天飞行器的类似发动机。X-37B空天飞行器是美国抢占未来空天制高点的秘密武器，美军对其技术细节一直严加保密，因此对于X-37B的推进系统，至今仍有许多未解之谜，后续将继续关注。

摘要： 一种发动机、用于该发动机的盖组件以及将该盖摁扣地连接至该发动机而不使用螺纹紧固件的方法包括盖、卡箍和弹性材料阻尼器。该卡箍被布置来与发动机的凸缘摁扣地接合，以将该盖固定至发动机。卡箍具有从盖延伸的第一部分和用于与发动机凸缘摁扣地接合的刚性第二部分。弹性材料阻尼器与卡箍的第二部分间隔，以使卡箍的第二部分与发动机的凸缘直接接合。

摘要： 本发明涉及一种用于安装在飞机发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门(K)，其具有第一端(E1)和与第一端相对设置并沿进气活门的纵向(L)与第一端隔开的第二端(E2)，其中所述纵向(L)在正常使用时与流入发动机的空气流动方向(S)相反地定向，所述发动机进气活门具有：进气活门基体(1)，具有用于铰链连接的连接装置，以便铰链式地将进气活门基体(1)连接到进气口或进气通道的壳体上，所述连接装置具有沿第二端(E2)延伸的旋转轴线(A)；在结构上与进气活门基体(1)集成的进气活门延长部(2)，该进气活门延长部具有第一和第二侧部件(5、6)，所述第一和第二侧部件分别在进气活门(K)的两个彼此相对设置并沿纵向(L)延伸的侧边缘(1a、1b)上从所述进气活门基体(1)出发延伸；多个横梁(11)或多个纵梁，所述横梁或纵梁设置在发动机进气活门(K)的前部区域中。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的涡轮喷气发动机的气体喷射锥(8)，该锥具有空心主体(30)，该主体的外围限定主气流环形通道的径向内壳(36)。根据本发明，所述锥还包括用于产生主气流湍流的装置(34)，该装置限制喷射噪音，该装置可移动地安装在所述主体上，以便可以从展开位置向收缩位置移动，反之亦然，在该展开位置中，该装置相对于空心主体的下游端向下游伸出，在该收缩位置中，该装置缩回该空心主体中。此外，所述装置(34)包括：圆柱形支撑体(42)，该支撑体的轴线平行于喷射锥的轴线(32)；以及至少一个由支撑体(42)支撑的翼(46)。

摘要： 具有利用该汽缸的燃烧循环以前的汽缸来识别曲轴的旋转量的旋转识别构件。在针对6汽缸中的某一个汽缸不能供给来自喷射器的燃料时，在该汽缸的燃烧循环以前，变更基于旋转识别构件的对象汽缸的汽缸数，以便识别在该汽缸的燃烧循环以前，燃烧循环连续的6个所有的汽缸的每一个的曲轴的旋转量，同时进行控制，使隔着该不能被供给燃料的汽缸，在位于燃烧循环的前后两侧的汽缸间的燃烧循环的间隔均一，并停止对燃烧循环的间隔与不能被供给燃料的汽缸一致的汽缸供给燃料的喷射器的燃料供给。

摘要： 本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种发动机双主喷装置及发动机冷启动过程的标定方法，发动机双主喷装置包括气缸活塞、气缸盖、主喷油器和副喷油器，气缸活塞设置在发动机的气缸中，开设有凹槽；气缸盖设置于气缸活塞上方，与凹槽围设成燃烧室；主喷油器设置在气缸盖上且与气缸同轴线，主喷油器的喷嘴位于燃烧室；副喷油器设置在气缸盖上且与气缸的轴线呈锐角设置，副喷油器的喷嘴位于燃烧室；主喷油器及副喷油器均通讯连接于ECU。本发明的发动机双主喷装置通过在启动过程中主喷油器和副喷油器分别执行一次喷射过程，通过调整两次喷油间隔及喷油量的喷射策略，能够实现发动机在低温环境中的快速启动。

摘要： 本发明涉及一种用于涡轮发动机转子的旋转对称部件，例如盘(24')。所述部件具有旋转轴线(A)并且在其周缘上包括齿(22')的环形的列，所述齿在它们之间限定出用于将杉树形的转子叶片根部(10'，10″)保持在其中的凹槽(34'，34″)。每个齿包括第一侧面(40″)和第二侧面(40')，该第一侧面包括至少两个凸出部分，该至少两个凸出部分用于保持叶片根部并且被凹陷部分彼此分隔开，该第二侧面包括至少两个凸出部分(42)，该至少两个凸出部分用于保持相邻的叶片根部并且通过凹陷部分彼此分隔开。第一侧面的所述至少两个凸出部分位于以旋转对称部件的旋转轴线为中心的圆周(C3，C7)上，第二侧面的所述至少两个凸出部分位于以所述旋转轴线为中心的圆周(C4，C8)上。所述部件的特征在于，每个齿大体在其整个的纵向尺寸上关于大体的径向中间纵向平面(P2)不对称。每个齿的第二侧面的凸出部分的所述圆周中的至少一个(C4)位于第一侧面的凸出部分的圆周(C3，C7)之间，并且从所述圆周径向地偏移。

摘要： 本发明公开一种固液点火发动机多次催化启动主发动机方法及点火控制装置，通过在主发动机前燃室处安装催化点火发动机；由点火控制装置为催化点火发动机及主发动机分别供给过氧化氢，由催化式点火发动机实现主发动机的多次点火启动，通过将过氧化氢通入催化式点火发动机后，在催化床作用下分解为氧气和水，放出大量热量形成高温富氧气体混合物，高温富氧混合物进入燃烧室，与药柱发生反应，产生高温燃气，高温燃气进入主发动机前燃室内，使通入主发动机欠然是内的过氧化氢催化分解，产生的高温燃气，点燃主发动机内的药柱，点燃主发动机。本发明可用于各种推进剂组合的发动机，启动可靠，安全性好。

摘要： 具两个主发动机和小功率辅助发动机的旋翼飞行器，具有旋转机翼（2）和驱动机翼的涡轮轴发动机。发动机包括两个主发动机（11、12）和辅助发动机（13），主发动机是相同的且各个能在与主功率相关的至少一个特定级下操作，辅助发动机能通过输出辅助功率（maxTOP'、OEIcont'）而在该至少一个特定级下操作，辅助功率与对应主功率成比例且比例系数（k）≤0.5；飞行器具有控制系统（20）以使各主发动机在整个飞行期间持续地操作且在预定特定飞行阶段期间补充使用辅助发动机而驱动旋转机翼。藉由本发明可优化动力设备。本发明涉及使用飞行器的方法。

摘要： 本发明公开一种固液点火发动机多次催化启动主发动机方法及点火控制装置，通过在主发动机前燃室处安装催化点火发动机；由点火控制装置为催化点火发动机及主发动机分别供给过氧化氢，由催化式点火发动机实现主发动机的多次点火启动，通过将过氧化氢通入催化式点火发动机后，在催化床作用下分解为氧气和水，放出大量热量形成高温富氧气体混合物，高温富氧混合物进入燃烧室，与药柱发生反应，产生高温燃气，高温燃气进入主发动机前燃室内，使通入主发动机欠然是内的过氧化氢催化分解，产生的高温燃气，点燃主发动机内的药柱，点燃主发动机。本发明可用于各种推进剂组合的发动机，启动可靠，安全性好。

摘要： 具两个主发动机和小功率辅助发动机的旋翼飞行器，具有旋转机翼（2）和驱动机翼的涡轮轴发动机。发动机包括两个主发动机（11、12）和辅助发动机（13），主发动机是相同的且各个能在与主功率相关的至少一个特定级下操作，辅助发动机能通过输出辅助功率（maxTOP'、OEIcont'）而在该至少一个特定级下操作，辅助功率与对应主功率成比例且比例系数（k）≤0.5；飞行器具有控制系统（20）以使各主发动机在整个飞行期间持续地操作且在预定特定飞行阶段期间补充使用辅助发动机而驱动旋转机翼。藉由本发明可优化动力设备。本发明涉及使用飞行器的方法。