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微型单叶轮涡扇发动机若干总体问题

微型航空涡轮发动机是航空发动机科技发展的新兴领域.微型一般是指推力在100 daN以内的发动机.这类发动机具有与大中型发动机不相上下的推重比,其结构特点是转速高,加工精度要求高等.又从气动热力学特点上讲,现有的微型涡喷发动机就是低增压比航空燃气轮机.由于构造复杂性和小雷诺数流动的难度,国际上尚未出现微型的涡扇发动机.大中型的涡轮风扇发动机的压缩系统普遍采用双轴形式,即设有低压风扇轴和高压压气机轴,每根轴上又设有数个风扇转子叶轮或压气机转子叶轮,两轴分别由低压涡轮和高压涡轮驱动.这样的发动机所需零部件很多,因此加工配合面多,工艺复杂,导致很高的制造成本.故双轴压缩系统的结构形式目前只能适用于大型涡扇发动机.微型发动机较小的体积和通常短寿命的用途决定了其零部件数量必然要少,故不同于大中型发动机,微型发动机采用单轴是目前唯一的选择.至今世界上尚仅有微型涡轮喷气发动机投入实用,而微型涡扇发动机产品未有报道,仍停留在概念和设计阶段.本文认...  (本文共7页) 阅读全文>>

《推进技术》2007年03期
推进技术

某型涡扇发动机起动和加速过程数值模拟

1引言发动机起动、加速过程的数值仿真能够为发动机设计者与使用者提供许多有价值的信息。例如,在一个宽广的起动范围内起动和加速时所要求的扭矩,起动和加速过程所需时间。起动和加速过程中部件的气动热力学模拟,还能提供压缩系统失速喘振和涡轮超温的迹象、燃烧室不稳定燃烧的现象等,仿真同时可以对发动机可靠起动所需的控制过程进行必要的分析和优化[1]。从20世纪60年代末期开始,美国NASA等著名的研究机构就开始进行航空发动机的数值仿真研究,到70年代末期,慢车以上工况的发动机动态过程的数值模拟仿真取得了实质性的进步。最典型的代表是NASA开发的动态通用发动机性能程序DY-GENG[2](国内称7901程序)。该程序保留了较早的GENENG和GENENGⅡ对所能处理的所有类型发动机稳态性能的仿真能力和精度,并在此基础上添加了动态仿真能力。而针对包括起动过程的航空发动机的数值模拟研究是从20世纪80年代开始的。由于模拟技术水平的限制,发动机起动过...  (本文共5页) 阅读全文>>

《科技信息(科学教研)》2007年18期
科技信息(科学教研)

某型涡扇发动机特性分析

1.前言飞机推进系统的性能决定着飞机的技、战术性能,空、地勤人员对新装备性能及特点的了解是正确使用和维护的前提。对飞机推进系统(主要是发动机)特性的了解,最快、最直接、最经济的方法是通过对发动机在各种飞行条件和大气条件下的性能进行仿真,为了进行性能仿真必须获得不同外界条件下的性能数据。本文利用建立的涡扇发动机数学模型进行了发动机性能特性计算,计算结果与实验曲线进行了对比,分析了其误差。2.发动机数学模型建立涡扇发动机稳态数学模型,藉以求取发动机工作的稳态参数。把发动机看作由压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和喷管组成的系统,同时考虑大气条件、进气道等因素的影响,描述部件进出口热力学状态,以质量和能量守恒为依据,兼顾功率平衡,建立发动机各部件的共同工作方程。涡扇发动机特征截面如图1所示。图1发动机特征截面示意图0-0:未受扰动的截面;1-1:进气道进口;52-52:外涵出口;2-2:低压压气机进口;21-21:高压压气机进口;22-...  (本文共3页) 阅读全文>>

《哈尔滨工业大学学报》2007年05期
哈尔滨工业大学学报

弹用涡扇发动机飞行可靠性评估

弹用涡扇发动机作为导弹的重要组成部分,其可靠性直接影响到导弹的性能、寿命和费用,因此在发动机定型前必须对其可靠性进行定量的评估,以检验是否满足提出的可靠性要求[1].确定发动机寿命分布及可靠性评估的依据是发动机在各种试验中得到的时间失效数据.弹用涡扇发动机在研制过程中所进行的试验主要包括各种地面条件下的性能实验(磨合试验、加减速试验、二次起动试验、节流试验)、可靠性摸底试验、可靠性增长试验和飞行试验[2].如何利用地面试验数据和少量的飞行试验数据来对发动机的飞行可靠性做出合理评估,成为发动机飞行可靠性评估中一个急需解决的问题[3].本文首先给出了基于AMSAA模型的环境因子的确定方法,并利用优化方法求得了不同地面试验环境相对于飞行试验环境的环境因子,在此基础上实现了弹用涡扇发动机飞行环境下的寿命分布建模和可靠性评估.1环境因子的确定在可靠性数据的统计分析中可以使用环境因子将各种试验环境下的产品的试验时间转化为使用环境下的试验时间...  (本文共3页) 阅读全文>>

《内燃机与配件》2018年01期
内燃机与配件

涡扇发动机的工作原理及应用综述

1涡扇发动机的发展和分类最早出现的活塞式发动机存在接近声速时飞行阻力迅速增大而不得不加大发动机重量和尺寸等问题,于是在燃气涡轮发动机的发展的影响下,逐渐失去优势。燃气涡轮式发动机显著地减少了重量并成功突破音障,开始广泛应用于各式飞机并且衍生出与之相适应的不同类型的燃气涡轮发动机。直接利用喷管喷出气体产生推力的发动机成为涡轮喷气发动机;由轴功驱动螺旋桨的发动机就成为涡轮螺旋桨发动机;由轴功驱动风扇的发动机成为涡轮风扇发动机;此外还有涡轮轴发动机、桨扇发动机和各式的复燃加力式发动机。涡扇发动机是在涡轮螺桨发动机的基础上发展起来的,并且与涡轮喷气发动机结构极为相似[1]。由核心机流出的燃气在其后的涡轮中继续膨胀做功,动力涡轮驱动风扇转动。涡扇发动机根据涵道比的大小可分为大涵道比涡扇发动机和小涵道比涡扇发动机;根据风扇的位置可分为前置风扇发动机和涡轮后风扇发动机;根据排气的方式可分为分开排气式涡扇发动机和混合排气式涡扇发动机。2涡扇发动...  (本文共3页) 阅读全文>>

《航空动力学报》2017年09期
航空动力学报

分开排气涡扇发动机的热力循环分析

2.先进航空发动机协同创新中心,北京100191;3.中国航空发动机集团有限公司商用航空发动机有限责任公司,上海200241)引用格式:杨锟,屠秋野,施洋,等.分开排气涡扇发动机的热力循环分析[J].航空动力学报,2017,32(9):2187-2192.YANG Kun,TU Qiuye,SHI Yang,et al.Analysis of thermodynamic cycle for separated flow turbofan engine[J].Journal of AerospacePower,2017,32(9):2187-2192.符号说明ΔE气流获得动能,J/SNp推进功率,J/Scp比定压热容Fs单位推力,(N·s)/kgh焓,J/kgp总压,PaCsf耗油率,kg/(N·h)V气流速度,m/sγ比热比φ函数φ=∫cp/TdT,J/kgQl燃烧室加热量,J/SB涵道比Fn推力,NHμ燃油低热值,J/(kg·...  (本文共6页) 阅读全文>>