航空发动机的发展前景_方昌德

航空发动机的发展前景

方昌德

(中国航空工业发展研究中心,北京110029)

摘要:通过美国的综合高性能涡轮发动机技术(IHPT ET )计划和经济可承受多用途先进涡轮发动机(V AAT E)计划,展望了燃气涡轮发动机技术的发展前景。介绍了非传统的新型发动机的研究情况,并指出了2030年前可能出现的新型发动机。关键词:航空发动机 推进技术 科研计划

Prospective Development of Aeroengines

Fang Changde

(Aviation Industries Development Research Center of China,Bejing 110029,China)

Abstract:P rospective development o f aeroeng ine technologies i s pr esented wit h the IHPT ET and VAA T E,and re -cent progr ess in unconv entional aeroeng ines is also introduced.It is predicted that the innovative aeroeng ines w ill be deliv er ed befor e 2030.

Key words:aeroengine;pro pulsion technolog y;R&D plan

1 引言

航空燃气涡轮发动机于问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明。

ó服役战斗机发动机的推重比从2提高到7~9,已经定型并即将投入使用的达9~10。

ó民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN,巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机的1.0kg/(daN #h)下降到0.55kg/(daN #h),噪声下降了20dB,CO 、UHC 和NO X 分别下降70%、90%和45%。

ó服役直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN 提高到4.6~6.1kW/daN,已经定型并即将投入使用的达6.8~7.1kW/daN 。

ó发动机可靠性和耐久性倍增,军用发动机空中停车率一般为(0.2~0.4)/1000发动机飞行小时,民用发动机为(0.002~0.02)/1000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~

6000TAC 循环试验,相当于平时使用10多年,热端零件寿命达到2000h;民用发动机热端部件寿命为7000~10000h,整机的机上寿命达到15000~20000h,也相当于使用10年左右。

航空燃气涡轮发动机在21世纪的头30年内的发展前景正通过IH PTET 计划和VAAT E 计划等的实施和进展得到表征。

2 IHPTET 计划的进展

1988年,美国首先发起由空军制订并实施,由空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA 和7家主要发动机制造商参与的IHPTET 计划,该计划的总目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番,即推重比或功重比增加100%~120%,耗油率下降30%~40%,生产和维修成本降低35%~60%。

该计划采取变革性的技术途径,综合应用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就,可大大提高涡轮前温度,简化结构,减轻质量,

收稿日期:2003-08-27 作者简介:方昌德(1936)

),研究员,1961年毕业于西北工业大学航空涡轮发动机设计专业,1980~1982年在德国柏林技术大学进修,从

事航空发动机情报研究工作。中国航空学会航空发动机软科学专业委员会副主任,享受国务院政府特殊津贴。曾获部级一、二、三等奖

10余次。

12004年第30卷第1期 航空发动机

实现最佳性能控制,最终达到预定的目标。总投资50亿美元,以1995,2000和2005财年为节点分为3个阶段,分别达到总目标的30%、60%和100%。目前,第1,2阶段的任务已经完成,第3阶段计划正在实施,并已进入核心机的验证机试验阶段。

(1)第1阶段

美国军方选择PW公司为主承包商、GE公司为备选承包商。以PW公司的XTE65/2验证机为代表,在1994年9月的试验中已经达到并超过了第1阶段的目标)))推重比增加30%,涡轮进口温度比现有先进发动机的高222e,超出目标值55e。在它上面验证的主要新技术有小展弦比后掠风扇、Alloy C阻燃钛合金压气机材料、双合金压气机盘、刷子封严、陶瓷复合材料火焰筒浮壁、/超冷0涡轮叶片和球形收敛调节片矢量喷管(SCFN,原定的第2阶段目标)。

(2)第2阶段

美国军方选择GE公司/AADC公司联合组为主承包商、PW公司为备选承包商。AADC公司于1991年底和1994年6月分别试验了针对IH PTET 计划第2阶段目标的XT C16/1A和XTC16/1B核心机,提前4年达到第2阶段核心机研制目标。在这2台核心机上验证的新技术主要有压气机整体叶环结构、Lamilloy/铸冷0涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐温700~800e的C钛铝合金、周向分级燃烧室和陶瓷轴承。

GE公司/AADC公司联合组在1995~1996年试验了合作研制的变循环核心机XTC76/2。该核心机有5级压气机和1级涡轮。在该核心机的基础上组成的变循环验证机于1998年开始试验,该验证机上采用的新技术还有先进的2级弯掠风扇、无级间导向器对转涡轮、金属基复合材料低压涡轮轴和镍铝合金涡轮部件。

PW公司在1999年也试验了下一代战斗机发动机PW7000的初始原型XTE-66,属于第2阶段技术验证机,其推重比将比F119发动机的提高50%,达15~16。IH PTET计划第2阶段的变循环发动机可以在不带加力的条件下达到F100-229和F110-129发动机的带加力的单位推力,它与F100-229发动机相比有以下改进:(1)转子级数减少5~6级;(2)长度缩短40%;(3)推重比从8提高到16;(4)典型任务油耗下降1/3;(5)成本降低20%~30%;(6)改进隐身能力。

(3)第3阶段

第3阶段已经完成了应用基础研究和部件研究,在气动热力、结构和材料方面已经取得了阶段性成果,在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证。待验证的技术有带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机(4级的压比达到F100发动机10级的压比)、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘、旋流加力燃烧室、流体控制矢量喷管(可分别降低质量和成本60%和25%)、磁性轴承、气膜轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动稳定控制系统。

GE公司/AADC公司和PW公司的IHPTET 计划第3阶段核心机和验证机试验的进度如下: GE公司/AADC公司

XTE/SE验证机2003财年第1季度末

XTC77/1核心机2004财年第1季度中

XTE77/1验证机2005财年第4季度末

PW公司

XTC67/1核心机2001财年第3季度初

XTE67/SE1验证机2002财年第3季度末

XTE67/SE2验证机2004财年第1季度中

XTE67/2验证机2005财年第4季度中

XTC67/2核心机2005财年第4季度末

H PTET计划实施以来,其成果已应用到许多军民用发动机的研制和改进改型上,如GE90、PW4084、CFM56-7、AE3007和FJ44等民用发动机,F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110等军用发动机。

3VAATE计划概述

由于IHPTET计划已经取得了巨大成功,美国准备从2006年开始实施IHPT ET计划的后继计划)))VAATE计划,其指导思想是在提高发动机性能的基础上,强调降低成本。VAATE计划的总目标是在2017年使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。技术验证将分2个阶段进行。第1阶段到2010年,使经济可承受性提高到F119发动机的6倍;第2阶段到2017年,使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。

推进系统的经济可承受性的定义为能力与寿命

2航空发动机2004年第30卷第1期

期成本之比,其中能力为推重比与中间状态耗油率的函数。

VAATE计划的服务对象不仅包括有人驾驶航空器的发动机,而且还涉及无人机的发动机以及船用和地面燃气轮机。不同的发动机有不同的目标,见表1。

表1V AAT E计划中不同发动机的目标

参数战斗机

涡扇

运输机

涡扇

小型

涡扇

涡轴

一次使

用涡喷

推(功)

重比

+210%+40%+120%+120%+140%

耗油率-25%-20%-33%-40%-30%成本-64%-32%-62%-35%-65%

经济可

承受性

1115倍216倍819倍515倍1010倍注:以2000年的技术为基准。

与IHPTET计划一样,VAATE计划仍由美国国防部主持,NASA、能源部和6家发动机制造商参与。其投资水平也与IH PTET计划的相当,每年3亿多美元,由美国政府和发动机制造商均摊。

VAAT E计划将通过核心机、耐久性和智能发动机3个重点领域研究的相互配合来实现经济可承受性提高到10倍的目标。

(1)通用核心机

通过核心机技术是一种多用途的4000h免维修发动机核心机的发展技术。通用核心机为许多涡轮发动机提供一系列类似的核心机,从而达到高通用性并降低成本。例如小型多用途核心机可以覆盖功率为7450kW的大型涡轴发动机、推力为3100~ 4450daN的军用运输机发动机、推力为2230daN的无人驾驶飞行器的动力装置或推力为710daN的先进巡航导弹的推进装置;大型多用途核心机可作为战斗机、轰炸机和运输机发动机的基础。

通用核心机的优势有:军民相关发展硬件可以共用;通用零件可以降低各种成本;分摊发展和翻修成本;加快技术向产品的转化。

通用核心机的通用性将通过下列方法实现:高的剩余功率;优良的燃油效率;耐久/鲁棒的设计;灵活、宽广的流量范围。

(2)耐久性

耐久性研究通过设计和试验一些手段,来防止部件失效,延长寿命,以提高可靠性,最终提高性能。

发动机耐久性越来越引人关注。目前已列入一项高周疲劳(H CF)科学和技术计划的研究范畴。在过去25年中,美国军用涡轮发动机的高周疲劳(HCF)故障急剧增加。1982~1996年,美国空军有关发动机的A级事故中有56%是由H CF引起的。HCF有关的维修费用估计每年超过4亿美元。

为了降低维修成本,美国于1994年12月开始实施了H CF计划,该计划希望通过8个研究项目来实现与H CF有关的维修成本降低50%的目标。这8个研究项目是强迫响应、被动阻尼、材料损伤容限、部件表面处理、测试、气动机械特性、部件分析和发动机验证。HCF计划将延伸融入VAATE 计划。

(3)智能发动机

如今的发动机不能对变化的环境条件作出响应,导致在设计、使用和维修概念方面留有大的裕度,使其性能受到不利影响,保障成本增加。

未来的发动机将发展成智能发动机。所谓智能是指能理解、调整或修改目标,并采取行动实现这些目标。智能发动机依靠传感器数据、专家模型和二者的融合,全面了解环境和发动机状态,提供最佳的信息以作出决策,并采取物理动作执行这些决策。它能对发动机的性能和状态进行主动的自我管理,并根据环境因素平衡任务要求,从而提高发动机的性能、可靠性和战备完好率,延长寿命,降低使用和维修成本。这正是VAATE计划的核心内容。

智能发动机的关键技术包括:

ó压气机、燃烧室、间隙和振动等的主动控制,以提高性能、耐久性和生存性。

ó带有专门诊断传感器的精确的实时性能和寿命模型,以实现故障自动诊断和维修预报。

ó磁性轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动控制系统。

ó微机电技术传感器和作动器。

ó信息融合技术(每台发动机就是1个网站),能够在问题出现时即时发觉,根据余度信息作出正确决策,允许所有用户接近。

ó先进非线性技术,能够实现自设计、/无程序0的自适应控制,这种控制系统可以自动重构,以优化性能并适应损伤和性能恶化。

ó灵巧结构。

4非传统的新型发动机研究

除传统的燃气涡轮发动机外,正在研究中的有

3

方昌德:航空发动机的发展前景

前途的非传统的新型发动机主要有以微机电技术为基础的超微型无人机用涡轮发动机、脉冲爆震发动机、超燃冲压发动机、多(全)电发动机以及各种新能源动力装置。

(1)超微型涡轮发动机

美国国防部预研局和陆军在1998年4月与麻省理工学院签订了一项合同,要求研制一种用于微型无人机的超微型涡轮喷气发动机。无人机的翼展为127mm,质量为50g,安装一台推力为0.0127daN 的涡轮喷气发动机,发动机的最大外部直径为20mm,长3mm。压气机和涡轮的直径分别为8mm 和6m m,涡轮叶片高度只有0.2m m。将应用微机电系统技术由硅制造。这种无人机能以57~114km/ h的速度飞行60~120km,每小时约使用25g甲烷。

超微型发动机可以组合起来产生较大的功率或推力。例如,一个直径为200m m的微型发动机组合可以产生近9daN的推力,可作为总质量为100~ 1000kg的战术弹药和无人机的动力装置。

(2)脉冲爆震发动机

脉冲爆震发动机(PDE)是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机。发动机一般由进气道、爆震室、尾喷管、推力壁、爆震触发器、燃料供给和喷射系统以及控制系统组成,具有结构简单、推重比高(大于20)、耗油率低(低于1kg/(daN#h))、工作范围宽(Ma=0~10)和成本低等优点。在高超声速航空器上有很好的应用前景。

国外早在20世纪40年代就开始PDE研究,到90年代进入全面发展时期。目前,PDE已经完成了概念验证,开始进行原型机的发展和试验。美国的NASA、空军和海军都在进行PDE研究。NASA的PDE计划包括3项内容:脉冲爆震发动机技术(PDET)计划;脉冲爆震火箭发动机(PDRE)计划;脉冲爆震发动机飞行计划。PDET计划的重点是研制混合PDE系统,在今后2~12年内研究在普通燃气涡轮发动机的加力燃烧室内有采用脉冲爆震燃烧,继而在主燃烧室里采用脉冲爆震燃烧。NASA 的PDRE计划将在2005年进行验证,到2009年将研制出可供飞行的全尺寸发动机。

(3)超燃冲压发动机

超燃冲压发动机(Scramjet)是燃烧室内气流速度为超声速的冲压发动机,适于用作Ma=6~25的高超声速航空器、跨大气层飞行器和可重复使用的空间发射器的推进装置。从20世纪50年代开始,国外就对Scram jet进行了研究。80年代中期,在国家空天飞机计划下,美国又掀起Scram jet的研究热潮。国家空天飞机计划被取消后,美国NASA 转而实施较为低调的/H yper-X0计划,其主要目标是发展在飞行条件下的超燃冲压发动机技术,然后发展高超声速飞行器和可重复使用的空间发射器的涡轮、亚燃冲压和超燃冲压组合发动机。该计划的X-43验证机装1台长760mm的Scramjet,已于1998年8月交付给NASA作高速地面试验及飞行试验。X-43验证机装在/飞马座0火箭的头部,由B-52飞机将装有X-43验证机的火箭带到空中发射。然后,火箭再将X-43验证机加速到所需的速度,脱开后打开Scramjet工作5~10s,将X-43验证机加速到Ma=7~10。虽然在2001年6月初进行的首次飞行试验中由于火箭发射后失去控制而使试验失败,但NASA表示在2002年以前将按原计划进行余下的2次试验。

美国空军、海军和国防部预研局也在研究用于高超声速军用飞行器的推进系统,近期目标是发展Ma=4~8的导弹用双模态Scramjet。飞行试验将于2004~2006年进行。

俄罗斯、法国、德国和澳大利亚也在进行类似的研究。

(4)多(全)电发动机

作为多(全)电飞机的基础和重要组成部分,多(全)电发动机以支承发动机转子的非接触式磁性轴承和发动机轴上安装的内置式整体起动/发电机为核心,配以分布式电子控制系统,为发动机和飞机各系统提供电力驱动。它可以取消传统的接触式滚动轴承、润滑系统和机械(液压、气压)作动系统,从而大大减小质量和复杂性,改善可靠性和维修性,降低成本。此外,所产生的电功率由2根以上发动机轴分担,可以重新优化燃气发生器,有利于控制喘振和扩大空中点火包线,改善发动机适用性;利用磁性轴承可以减小振动,增大DN值,对叶尖间隙进行主动控制;发动机轴上安装的内置式整体起动/发电机能够产生几兆瓦的电功率,除为多(全)电飞机提供电力外,还可用于生成激光或微波束,作为机载高能束武器的能源。

美国和欧共体在20世纪90年代先后开始实施多(全)电发动机计划。美国主要在多(全)电飞机(M EA)计划和IH PTET计划下组织实施,将其列为IHPTET计划1997~2003年的第3阶段任务。鉴于磁性轴承对航空发动机性能、可靠性和成本的重要影响,欧共体5国(英、法、德、奥地利和瑞士)在

4航空发动机2004年第30卷第1期

1998年正式启动航空涡轮机主动磁性轴承(AM-BIT)计划。

(5)新能源航空动力装置

为解决石油资源枯竭和环境污染问题,满足某些特种航空器(如高空长航时无人机)的需要,人们多年来一直为航空动力装置探索新能源,其中主要有太阳能、液氢、燃料电池、微波能和核能动力。

5展望

随着IH PTET计划和其后续的VAATE计划以及其他相关研究计划的如期完成,预计在2030年以前可能出现以下新型航空发动机。

ó2005年涵道比为10~15的民用涡扇发动机,总增压比为50~60,耗油率比20世纪90年代中期的发动机的低8%~10%,噪声和排放将满足更严格的新标准的要求。

ó2010年先进超声速短距起飞垂直着陆战斗机JSF,其主推进装置将是应用IH PTET计划成果的F119发动机的改进型;以微机电技术为基础的超微型涡轮发动机;高超声速巡航导弹用的PDE 和Scramjet;无人机用的太阳能动力装置和燃料电池动力装置。

ó2015年涵道比为15~20的超高涵道比涡扇发动机,总增压比为60~75,耗油率比20世纪90年代中期的发动机的低18%~20%;多(全)电发动机。

ó2020年推重比为15~20的战斗机发动机,实现Ma>3的不加力持续巡航;经济和环境可接受的第2代超声速民航机。

ó2025~2030年推重比超过20的战斗机发动机,与F119发动机的相比,耗油率降低25%,全寿命期成本降低64%,能力/成本指数为1115倍;高超声速航空、跨大气层飞行器和可重复使用的空地间往返运输系统的推进系统。

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F135发动机的升力风扇喷管

F135推进系统升力风扇组件的可伸缩式D形喷管在STOVL工作状态为F-35C飞机提供偏转推力。D形喷管由4段构成,最后部分包括固定的叶片。1997年4月至7月中旬,AADC公司在NASA Lew is公司航空声学推进试验室的推进升力试验设备上完成了1/3缩比升力风扇排气喷管模型的台架试验。在整个喷管压比范围内,喷管的俯仰矢量角向前15b,向后60b。试验结果表明,该喷管满足了JSF计划的设计要求,也与AADC公司的内流计算流体力学分析结果一致。这些试验结果也将用于升力风扇系统的全尺寸设计。

(梁春华)

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方昌德:航空发动机的发展前景

航空发动机复杂零部件的新型测量技术

航空发动机复杂零部件的新型测量技术 发布时间：2014-6-30 13:37:51 近几年来，航空市场发展迅猛,国内的航空发动机制造技术也正加速发展。在技术提升的过程中，航空发动机从研发到制造，对计量和测量的需求都非常迫切。在新型号研制过程中，设计部门希望获得准确的测量数据，用于设计验证；制造部门需要更加高效地完成测量工作，提升合格率并控制制造成本。目前，国内对高精度测量设备的投入和对新型测量技术的采用程度，与国外先进企业的水平还有一定的差距。 航空发动机的零部件种类多、结构复杂，进而带来了复杂的测量任务。以整体叶盘为例，目前测量编程仍然是一个很大挑战，在现有的技术平台上，测量过程既要根据叶盘的整体结构设计测量路线，还要根据叶片型线考虑扫描过程控制。因此，测量设备本身的效率和精度的提升是必然的，同时，在设备的附属工具、测量软件、探测技术等方面寻找新的突破点，提升复杂零部件的测量效率和测量效果，也成为新型测量技术的发展趋势。 全球对航空发动机的性能追求从未停歇，对航空发动机零部件的要求也日益提高。海克斯康最新研发的Leitz三坐标测量机扫描技术、HP-O非接触测量和I++ Simulator模拟软件等，为解决航空发动机复杂零部件的测量难题，提出了新的手段和方法。 基于航空发动机复杂零部件的制造发展和质控需求，本文将介绍海克斯康计量新近推出的典型测量技术，包括高效率精密扫描技术、复合式高效高精密探测技术和提高测量机有效工时的仿真模拟软件技术等。 Leitz高精密高速扫描技术 触发式模拟扫描技术已经成为发动机精密零部件测量的主要探测方式，该技术能高速提供密集点云，实现几何量形状和位置的精密判定，但是，复杂曲面曲线的高密度扫描，需要设备能够实时根据曲率变化给出智能的调整，以期平衡点密度和效率的同时获取最精确的结果。Leitz最新的扫描技术，借助最先进的控制技术，控制系统根据机器特性和工件扫描状态，判断和调整扫描过程。多样的扫描形式和控制形式的实现，使三坐标测量机的扫描能力显著提升，面对复杂专业的测量任务更加得心应手。 1VHSS 扫描技术：可变速扫描 能快则快，当慢则慢。依据曲面曲率，在已知几何特征上实时连续调整测量速度。在此之前的扫描技术，需要人为编程控制机器扫描的速度，速度的设定，需要考虑机器性能、工件特点、效率要求等多种因素，对编程者的挑战是：想达到最佳的效率，要么具备经验，要么从此任务中开始积累经验。VHSS扫描则无关乎具体使用者的经验，机器根据自身的性能特点和待检测曲面的数据，自动优化扫描过程的速度，编程者直接得到最佳的测量效率。 在进行复杂零部件的扫描时，比如航空发动机叶片，传统的扫描方法需要手动调整速度，以避免探针和工件表面“失联”。采用来自Leitz Pathfinder的VHSS技术，机器可以在已知几何量情况下进行持续的调整，实时调整扫描。平直的部位扫描速度快，前尾缘附

核能的利用与发展

核能的利用与前景 摘 要 本文简要介绍原子核的质量亏损和结合能、核子的平均结合能与规律等核能利用原理及核能发电、供热的应用，并对核能聚变前景进行展望。 关键词 核能 质量亏损 结合能 1、引言【1】 人类赖以生存的地球,正在超负荷运行。不仅人口在增长,而且社会发展对能源的需求正以惊人的速度增长。而靠大量燃烧石化燃料获得能源的同时,也给现代社会带来了许多难以解决的灾难性问题：能量资源短缺,森林植被遭破坏,大气、水系、土壤被污染,二氧化碳增多导致的温室效应使自然灾害增多等等。在保护和改善环境的前提下开发利用新兴能源,是人类生存和社会发展的必然趋势。20世纪30年代,随着对原子核研究的深入,人类发现了原子核内蕴藏着巨大的可开发的能量,并开始和平利用原子能的研究。经半个多世纪的努力,迄今世界上已有30多个国家建造核电站440多座,发电量占全球的18%。与火电相比,核电是廉价、洁净、安全的能源。随着将来受控热核聚变的成功,核能必然成为未来的能源支柱。 2、原理 2.1、原子核的质量亏损和结合能【1】 原子核都是由质子和中子组成的,质子和中子统称核子。实验数据发现任何一个原子核的质量总小于组成它的所有核子的质量和,也即核子在组成原子核的过程中,发生了质量亏损,其亏损等于核子结合为核时质量的减少,用△M 表示。 根据爱因斯坦质能方程2E mc =,可知自由核子在结合成原子核时要释放能量,这个能量称为原子核的结合能B 。2()p n B ZM NM M C =+-,其中M p 、M n 、M 分别为质子、中子、原子核的质量。 2.2、核子的平均结合能与规律【1】

质子和中子结合为原子核时放出 的总能量除以质量数A,称为核子的平 均结合能E 。其物理意义是自由核子结 合成原子核时平均每个核子释放的能 量;也可以理解为核分散成核子时,外 界必须对每个核子作功的平均值。E 的 大小可以表征原子核稳定的程 度。平均结合能越大，表示这些 原子核越稳定。核子数较小的轻 核与核子数较大的重核，平均结 合能都比较小，中等核子数的原 子核，平均结合能较大，表示这 些原子核较稳定。当平均结合能 较小的原子核转化成平均结合 能较大的原子核时，就可释放核 能。 图1中表示出各种不同核的平均结合能对质量数A 的分布曲线。从曲线图分析可知中等原子核的平均结合能较大,轻核和重核的平均结合能较小。这说明当一个重核分裂成两个中等质量的原子核时或者当两上很轻的核聚合成一个较重的核时,将有能量的释放,此能即为原子能,又称核能。重核的裂变和轻核的聚变是获取原子能的两条主要途径。 2.3、核裂变【2】 核裂变，又称核分裂，是指由重的原子（铀y óu 或钚b ù）分裂成较轻的原子的一种核反应形式。原子弹以及裂变核电站或是核能发电厂的能量来源都是核裂变。其中铀裂变在核电厂最常见，加 热后铀原子放出2到4个中子，中子再 去撞击其它原子，从而形成链式反应而 自发裂变。如图2所示。 2.2、核聚变【2】 核聚变是指由质量小的原子 （主要 图1：平均结合能图 图3 ：核聚变示意图 外来中子 铀-235 裂变 辐射 中子 链式裂变反应 图3：裂变反应示意图

航空发动机结构分析思考题答案

《航空发动机结构分析》 课后思考题答案 第一章概论 1.航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？指出它们的共同点、区别和应用。 答： 2.涡喷、涡扇、军用涡扇分别是在何年代问世的？ 答：涡喷二十世纪三十年代（1937年WU；1937年HeS3B）； 涡扇 1960~1962 军用涡扇 1966~1967 3.简述涡轮风扇发动机的基本类型。 答：不带加力，带加力，分排，混排，高涵道比，低涵道比。 4.什么是涵道比？涡扇发动机如何按涵道比分类？ 答：（一）B/T，外涵与内涵空气流量比； （二）高涵道比涡扇（GE90），低涵道比涡扇（Al-37fn） 5.按前后次序写出带加力的燃气涡轮发动机的主要部件。 答：压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管。 6.从发动机结构剖面图上，可以得到哪些结构信息？ 答： a)发动机类型 b)轴数 c)压气机级数 d)燃烧室类型 e)支点位置 f)支点类型 第二章典型发动机 1.根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡喷、涡扇、军用涡扇发动机的性能指 标。 答：涡喷表2.1 涡扇表2.3 军用涡扇表2.2 2.al-31f发动机的主要结构特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 答：AL31-F结构特点：全钛进气机匣，23个导流叶片；钛合金风扇，高压压气机，转子级间电子束焊接；高压压气机三级可调静

子叶片九级环形燕尾榫头的工作叶片；环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴；高压涡轮叶片不带冠，榫头处有减振器，低压涡轮叶片带冠；涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气-空气换热器，可使冷却空气降温125-210*c；加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障；收敛-扩张型喷管由亚声速、超声速调节片及蜜蜂片各16式组成；排气方式为内、外涵道混合排气。 3.ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些有点？ 答：ALF502，涡轮风扇。优点： ●单元体设计，易维修 ●长寿命、低成本 ●B/T高耗油率低 ●噪声小，排气中NOx量低于规定 第三章压气机 1.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型压气机的优缺点有哪些？ 答：（一）轴流压气机增压比高、效率高单位面积空气质量流量大，迎风阻力小，但是单级压比小，结构复杂； （二）离心式压气机结构简单、工作可靠、稳定工作范围较宽、单级压比高；但是迎风面积大，难于获得更高的总增压比。 2.轴流式压气机转子结构的三种基本类型是什么？指出各种转子结构的优缺点。 答 3.在盘鼓式转子中，恰当半径是什么？在什么情况下是盘加强鼓？ 答：（一）某一中间半径处，两者自由变形相等联成一体后相互没有约束，即无力的作用，这个半径称为恰当半径；（二）当轮盘的自由变形大于鼓筒的自由变形；实际变形处于两者自由变形之间，具体的数值视两者受力大小而定，对轮盘来说，变形减少了，周向应力也减小了；至于鼓筒来说，变形增大了，周向应力增大了。 4.对压气机转子结构设计的基本要求是什么？ 答：基本要求：在保证尺寸小、重量轻、结构简单、工艺性好的前提下，转子零、组件及其连接处应保证可靠的承受载荷和传力，具有良好的定心和平衡性、足够的刚性。 5.转子级间联结方法有哪些 答：转子间：1>不可拆卸，2>可拆卸，3>部分不可拆部分可拆的混合式。 6.转子结构的传扭方法有几种？答： a)不可拆卸：例，wp7靠径向销钉和配合摩擦力传递扭矩； b)可拆卸：例，D30ky端面圆弧齿传扭； c)混合式：al31f占全了；cfm56精制短螺栓。 7.如何区分盘鼓式转子和加强的盘式转子？ 答：P40 图3.6 _c\d 8.工作叶片主要由哪两部分组成 答：叶身、榫头（有些有凸台） 9.风扇叶片叶身凸台的作用是什么？ 答：减振凸台，通过摩擦减少振动，避免发生危险的共振或颤振。 10.叶片的榫头有哪几种基本形式？压气机常用哪一种？答： a)销钉式榫头； b)枞树型榫头；

核能利用与发展论文

核能利用与发展趋势 学校：东北农业大学 学院：工程学院 班级：机化1302 学号： 姓名：

核能利用与发展趋势 Unclear energy utilization and development trend 摘要核电是一种清洁、安全、技术成熟、供应能力强、能大规模应用的发电方式，目前，我国核电已由起步进入发展阶段，具有自主设计建造第一代核电的能力，我国已做出积极推进核电发展的重大决定，加快我国核电建设，提高核电在电力供给中的比重，这将有助于缓解电力增民与交通运输的矛盾，核能利用的发展前景将越来越广阔。 关键词核能利用前景核能发展核电 1.核电概述 核能的发展和利用是20世纪科技史上最杰出的成就之一。它通过转化其质量从原子核释放的能量，符合阿尔伯特·爱因斯坦的方程E=mc2，该方程式表明，质量和能量是等价的，其比例常数为光速的平方。在核能的利用中，核电厂的发展是相当迅速的，己被公认为是一种经济、安全、可靠、干净的能源，核动力技术在多数发达国家得到了巨大发展，也在很多发展中国家获得了广泛的认可。根据能源需求和能源生产结构，我国政府己制定了积极发展核电的方针，建设了秦山和大亚湾两大核电基地，中国核电建设的安全策略取得了成功。 2.核能发电 核能是原子核结构发生变化是释放出来的能量。目前人类利用核能主要有三种——重元素的原子核发生裂变和轻元素的原子核发生聚合反映时释放出来的核能或是原子核自发射出某种粒子而变为另一种核的过程，它们分别为核裂变能、核聚变能和核衰变。核裂变能 核裂变，又称核分裂，是指由较重的原子，主要是指铀或钚，分裂成较轻的（原子序数较小的）原子的一种核反应形式。原子弹以及裂变核电站的能量来源都是核裂变。早期原子弹应用钚-239为原料制成。而铀-235裂变在核电厂最常见。 重核原子经中子撞击后，分裂成为两个较轻的原子，同时释放出数个中子。释放出的中子再去撞击其它的重核原子，从而形成链式反应而自发分裂。原子核裂变时除放出中子还会放出热，核电厂用以发电的能量即来源于此。 由于每次核裂变释放出的中子数量大于一个，因此若对链式反应不加以控制，同时发生的核裂变数目将在极短时间内以几何级数形式增长。若聚集在一起的重核原子足够

航空发动机原理

航空发动机主要有三种类型：活塞式航空发动机，燃气涡轮发动机和冲压发动机。 航空发动机的发展经历了活塞发动机，喷气时代的活塞发动机，燃气涡轮发动机，涡轮喷气发动机/涡轮风扇发动机，涡轮螺旋桨发动机/涡轮轴发动机。本文主要利用动态图来说明航空发动机的工作原理。 星型活塞发动机（常见于旧飞机，例如B-36，yun-5等）： 星型活塞发动机的原理与汽车发动机的原理相同。燃料在汽缸中爆炸并燃烧以推动活塞工作，但汽缸装置为星形。汽车上的活塞发动机通常以V或w的形式布置。活塞式航空发动机由于效率低，噪音大，燃油消耗大而已基本取消。 涡轮喷气发动机：（J-7，MiG-25等） 涡轮喷气发动机是涡轮发动机的一种。取决于气流产生推力。它通常用于为高速飞机提供动力，但其燃油消耗高于涡轮风扇发动机。著名的MiG-25和SR-71黑鸟侦察机均配备了涡轮喷气发动机，其最大速度可突破3马赫。由于油耗高，逐渐被涡轮风扇发动机取代。 涡轮螺旋桨发动机：（Y-8，C-130，a-400m等） 涡轮喷气发动机的本质类似于带有减速器和外部螺旋桨的涡轮喷气发动机。涡轮螺旋桨发动机的推力主要由螺旋桨产生，而喷气机产生的推力很小，仅为螺旋桨的十分之一。涡轮螺旋桨发动机的优点是速度低，效率高，适用于运输机，海上巡逻机等。由于螺旋桨旋转的面积较大，因此在高速飞行时会有很多阻力，因此涡轮螺旋桨发动

机不适合高速飞行。 涡轮风扇发动机：（涡轮风扇10，AL-31F，f-135等，cmf56）涡轮风扇发动机是从涡轮喷气发动机发展而来的。与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机的主要特点是第一级压缩机的面积要大得多。目前，大多数先进的飞机都使用涡扇发动机。涡扇发动机相当于涡轮螺旋桨发动机和涡轮喷气发动机性能的折衷产品，适用于以400-1000 km / h的速度飞行。 优点：高推力，高推进效率，低噪音，低油耗，飞行距离长。 缺点：风扇直径大，迎风面大，阻力大，发动机结构复杂，设计困难。 螺旋桨风扇发动机：（ge-36） 螺旋桨式风扇发动机不仅可以被视为具有先进高速螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，而且除了外部管道外，还可以被视为超高旁通比涡轮风扇发动机。它具有涡轮螺旋桨发动机低油耗率和涡轮风扇发动机高飞行速度的优点。实验中的Ge36显示出非常低的燃料消耗，但是由于噪音，它并未在任何飞机上使用。

先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势

先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势 一、轻量化、整体化新型冷却结构件制造技术1 整体叶盘制造技术整体叶盘是新一代航空发动机实现结构创新与 技术跨越的关键部件，通过将传统结构的叶片和轮盘设计成整体结构，省去传统连接方式采用的榫头、榫槽和锁紧装置，结构重量减轻、零件数减少，避免了榫头的气流损失，使发动机整体结构大为简化，推重比和可靠性明显提高。在第四代战斗机的动力装置推重比10 发动机F119 和EJ200上，风扇、压气机和涡轮采用整体叶盘结构，使发动机重量减轻20%~30%，效率提高5%~10%，零件数量减少50% 以上。目前，整体叶盘的制造方法主要有：电子束焊接法；扩散连接法；线性摩擦焊接法；五坐标数控铣削加工或电解加工法；锻接法；热等静压法等。在未来推重比15~20 的高性能发动机上，如欧洲未来推重比15~20 的发动机和美国的IHPTET 计划中的推重比20的发动机，将采用效果更好的SiC 陶瓷基复合材料或抗氧化的C/C 复合材料制造整体涡轮叶盘。2 整体叶环（无盘转子）制造技术如果将整体叶盘中的轮盘部分去掉，就成为整体叶环，零件的重量将进一步降低。在推重比15~20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用密度较小的复合材料制造，叶片减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使结构质量减轻70%。目前正

在研制的整体叶环是用连续单根碳化硅长纤维增强的钛基复合材料制造的。推重比15~20 高性能发动机，如美国XTX16/1A 变循环发动机的核心机第3、4 级压气机为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC 金属基复合材料制造。英、法、德研制了TiMMC 叶环，用于改进EJ200的3级风扇、高压压气机和涡轮。3 大小叶片转子制造技术大小叶片转子技术是整体叶盘的特例，即在整体叶盘全弦长叶片通道后部中间增加一组分流小叶片，此分流小叶片具有大大提高轴流压气机叶片级增压比和减少气流引起的振动等特点，是使轴流压气机级增压比达到3 或3 以上的有发展潜力的技术。4 发动机机匣制造技术在新一代航空发动机上有很多机匣，如进气道机匣、外涵机匣、风扇机匣、压气机机匣、燃烧室机匣、涡轮机匣等，由于各机匣在发动机上的部位不同，其工作温度差别很大，各机匣的选材也不同，分别为树脂基复合材料、铁合金、高温合金。树脂基复合材料已广泛用于高性能发动机的低温部件，如F119 发动机的进气道机匣、外涵道筒体、中介机匣。至今成功应用的树脂基复合材料有PMR-15（热固性聚酰亚胺）及其发展型、Avimid（热固性聚酰亚胺）AFR700 等，最高耐热温度为290℃~371℃，2020 年前的目标是研制出在425℃温度下仍具有热稳定性的新型树脂基复合材料。树脂基复合材料构件的制造技术是集自动铺带技术（ATL）、自动纤维铺放

航空发动机总资料

第一章概论 航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3 空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4 燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。 由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。P5 航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于1为小涵道比，大于4为大涵道比，大于1小于4为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9 喷气时代（主流），服役战斗机发动机推重比从2提高到7~9，定型投入使用的达9~11，我国到8。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN 巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机 1.0kg（daN·h)-1下降到0.55kg(daN·h)-1，噪声下降20dB,NO X下降45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从2Kg/daN提高到4.6kW/daN~7.1kw/daN。发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2/1000EFH~0.4/1000EFH（发动机飞行小时），民用发动机为0.002/1000EFH~0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达

航空发动机知识大全

航空发动机知识大全 飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。 飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示： 吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。

核能开发利用及对环境的污染

核能的开发利用及对环境的污染 能源是人类社会和经济发展的保障性资源，同时能源问题也是世界性的问题。目前人类所使用的能源主要是化石能源，自19世纪70年年代产业革命以来，化石燃料的消费量急剧保持增长，90%以上的世界经济活动所需的能源都依靠化石能源提供，由于大量消耗，这类资源正趋于枯竭；同时化石燃料的大规模利用也带来了严重的环境污染，导致了温室效应和全球气候变暖等一系列环境问题。能源危机与环境危机日益紧迫，寻找新的清洁、安全、高效的能源是人类所面临的共同任务。 现代社会中，除了煤炭、石油、天然气、水力资源外，还有许多可利用的能源，如风能、太阳能、潮汐能、地热能等等，但是由于技术问题和开发成本等因素，这些能源很难在近期内实现大规模的工业生产和利用；而核能是一种经济、安全、可靠、清洁的能源，同各种化石能源相比起来，核能对环境和人类健康的危害更小，这些明显的优势使核能成为新世纪可以大规模使用的安全和经济的工业能源。从20世纪50年代以来，前苏联、美国、法国、德国、日本等发达国家建造了大量的核电站，由于核电具有巨大的发展潜能和广阔的利用前景，和平发展利用核能将成为未来较长一段时期内能源产业的发展方向。 一．核能发展的简单历程 人类对核能的现实利用始于战争。核能的战争用途在于通过原子弹的巨大威力损坏敌方人员和物资, 达到制胜或结束战争的目的, 目前人类对核能的开发利用主要是发展核电, 相对与其他能源, 核能具有明显的优势。核电站的开发与建设开始于20世纪50年代，1954年，前苏联建成电功率为5000kW 的实验性核电站；1957年，美国建成电功率为9万kW 的希平港原型核电站；这些成就证明了利用核能发电的技术可行性。国际上把上述实验性和原型核电机组称为第一代核电机组。 20世纪60年代后期以来，在试验性和原型核电机组基础上，陆续建成电功率在30万kW 以上的压水堆、沸水堆、重水堆等核电机组，它们在进一步证明核能发电技术可行性的同时，使核电的经济性也得以证明：可与火电、水电相竞争。20世纪70年代，因石油涨价引发的能源危机促进了核电的发展，目前世界上商业运行的四百多座核电机组大部分是在这段时期建成的，称为第二代核电机组。 第三代核电设计开始于20世纪80年代，第三代核电站按照URD或EUR 文件或IAEA 推荐的新的安全法规设计，但其核电机组的能源转换系统（将核能转换为电能的系统）仍大量采用了第二代的成熟技术，预计一般能在2010年前进行商用建造。从核电发达国家的动向来看，第三代核电是当今国际上核电发展的主流。 与此同时，为了从更长远的核能的可持续性发展着想，以美国为首的一些工业发达国家已经联合起来组成“第四代国际核能论坛”（GIF），进行第四代核能利用系统的研究和开发。第四代是指安全性和经济性都更加优越，废物量极少，无需厂外应急，并具有防核扩散能力的核能利用系统，其目标是到2030 年后能进行商用建造。 二．核能的利用现状与核电的发展 1954年前苏联世界建成第一座发电功率为5000KW 的试验性核电站, 美国则在1957年12月建成了发电功率达90000KW的希平港压水堆核电站。20世纪60年代到70年代, 是世界各国经济快速发展时期, 电力需求也以十年翻一番的速度迅速增长, 此时, 核电的安全性和经济性得到验证, 相对于常规发电系统的优越性鲜明地显现出来, 给核电发展提供了一个广阔的市场。核电迅速实现了标准化、批量化的建设和发展。 国际原子能机构公布的一份报告显示, 立陶宛核能发电在全国发电总量中所占的比重接近80%, 这一比重在世界上是最高的。在世界主要工业大国中, 法国核电的比例高, 核电占国家总发电量的78%, 位居世界第二, 日本的核电比例为40%, 德国为33% , 韩国为30% , 美国为22% , 而我国仅为2%右, 发展空间很大。

CFM56-7B飞机发动机部件位置及功能

第70-80章： 发动机系统 名称 反推控制手柄 启动电门 发动机启动电门， 发动机点火选择电门 发动机附件装置(EAU)位置 中央操作台、推力手柄上 驾驶舱P5面板上 驾驶舱P5前顶板 在电气设备（EE）舱内 E3架上 主电子舱E3架上功能 提供反推的放出和收回的信号向发动机启动系统提供启动信号的输入…….. 启动电门选择启动模式，点火选择电门选择点火模式控制反推装置（T/R）自动再收入操作，帮助做反推装置控制系统的故障分析，控制驾驶舱内P5后舱顶板上的反推灯计算机存储每台发动机的振动值，提供帮助？发动机配平平衡操作的振动平衡？ 发动机主要的控制器，控制和监控容纳发动机滑油，从回油中清除空气，使你做滑油而检查和充加滑油系统冷却IDG滑油，同时加温发动机燃油供给发动机伺服系统和燃油系统的燃油

增压燃油 启动活门打开提供气压动力至起动机测量流至燃油总管和燃油喷嘴的燃油质量流量 提供一号轴承振动信号 AVM信号处理器 发动机电子控制组件(EEC) 滑油箱 IDG滑油冷却器 燃油滤压差电门 液压机械组件（HMU） 燃油泵 启动活门 燃油喷嘴油滤 燃油流量传感器 1号轴承振动传感器位置： 在风扇机匣 风扇机匣2:00钟位置 风扇机匣3:00位置 风扇机匣7:00位置 风扇机匣8:00钟位置 风扇机匣8:00钟位置

AGB的后面，在发动机风扇 机匣左侧08:00钟位置 风扇机匣上（9:00）高于起动机风扇机匣10:00钟位置 风扇机匣10:00钟位置 在发动机内部，接头在风扇机 匣上，发动机滑油箱后部，发 哦的那个叫铭牌的上面 风扇机匣的右侧下部 风扇框架上3:00钟位置 风扇框架6:00钟位置 点火激励器 风扇框架压气机机匣垂直振 动传感器（FFCCV） 防漏活门 VBV作动筒 VBV门 LPTCC活门提供高能电压到点火电嘴提供风扇框架压气机机匣垂直面的振动值 风扇框架后面在4: 00、"8:00钟VBV作动筒接受指令作动，带动摇臂作动VBV门，打开到指令位置风扇框架上一圈，12个

航空发动机原理复习题

发动机原理部分 进气道 1.进气道的功用： 在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地引入压气机; 2.涡轮发动机进气道功能 冲压恢复—尽可能多的恢复自由气流的总压并输入该压力到压气机。提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压压缩空气, 提高空气的压力 3.进气道类型： 亚音进气道：扩张型、收敛型；超音速：内压式、外压式、混合式 4.冲压比：进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值∏i=P1*/P0*。 影响进气道冲压比的因素：流动损失、飞行速度、大气温度。 5.空气流量：单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 影响因素:大气密度, 飞行速度、压气机的转速 压气机 6.压气机功用：对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力。供给发动机工作时所需 要的压缩空气，也可以为坐舱增压、涡轮散热和其他发动机的起动提供压缩空气。7.压气机分类及其原理、特点和应用 （1）离心式压气机：空气在工作叶轮内沿远离叶轮旋转中心的方向流动. （2）轴流式压气机：空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动. （3）混合式压气机： 8.阻尼台和宽叶片功用 阻尼台：对于长叶片，为了避免发生危险的共振或颤振，在叶身中部带一个减振凸台。 宽弦叶片：大大改善叶片减振特性。与带减振凸台的窄弦风扇叶片比，具有流道面积大，喘振裕度宽，及效率高和减振性好的优点。 9.压气机喘振： 是气流沿压气机轴向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象。 10.喘振的表现: 发动机声音由尖锐转为低沉，出现强烈机械振动. 压气机出口压力和流量大幅度波动，出现发动机熄火. 发动机进口处有明显的气流吞吐现象，并伴有放炮声. 11.造成喘振的原因 气流攻角过大，使气流在大多数叶片的叶背处发生分离。 燃烧室 12.燃烧室的功用及有几种基本类型 功用：用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许的温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。 分类：单管（多个单管）、环管和环形三种基本类型 13.简述燃烧室的主要要求点火可靠、燃烧稳定、燃烧完全、燃烧室出口温度场符合要 求、压力损失小、尺寸小、重量轻、排气污染少 14.环形燃烧室的结构特点、优缺点 结构特点：火焰筒和壳体都是同心环形结构，无需联焰管 优点：与压气机配合获得最佳的气动设计，压力损失最小；空间利用率最高，迎风面积最小；可得到均匀的出口周向温度场；无需联焰管，点火时容易传焰。 缺点：调试时需要大型气源； 采用单个燃油喷嘴，燃油—空气匹配不够好； 火焰筒刚性差；

(整理)西北工业大学航空发动机结构分析课后答案第2章典型发动机

第二章典型发动机 1、根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡轮喷气、涡轮风扇、军用涡扇发动机的性能特征。 涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、军用涡扇发动机对比如下，以典型的三代发动机的性能指标加以对比，如下表所示： 通过分析比较，涡喷发动机随着技术的更新，新一代的发动机比上一代的发动机拥有高的增压比，推重比，涡轮燃气温度也有较大幅度的提高，特别是第三代发动机，整体性能有了大幅度的提升。 民用涡扇发动机的涵道比进一步增大，涡轮燃气温度也进一步升高，在不影响整体性能的情况下，采用了一系列措施降低了耗油率。

军用涡轮风扇发动机每一代的性能提高十分迅速，增压比，推重比，涡轮前燃气温度都有大幅度提高，而涵道比降低，耗油率也有较明显的下降。对于军用发动机来说，推重比的大幅提高提高了战机的机动性能，耗油率降低也相应的增大了载弹量，这些性能的提高均有利于空中作战. 2、АЛ—31Ф发动机的主要特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 主要特点： АЛ—31Ф发动机是苏—27的动力装置，其主要部件有低压压气机、中介机匣、高压压气机、环形燃烧室、双转子涡轮、射流式加力燃烧室、全状态可调拉瓦尔喷管和附件传动机匣等。其中压气机有13级，低压压气机4级，高压压气机9级；涡轮为双转子流反应式，高、低压涡轮各1级。高压转子为刚性连接，支承在两个支点上；打压转子由部分组成，各个部分之间用销钉连接，支撑在4个支点上。 先进技术： 进气匣为全钛结构，有23个可变弯度的进口导流叶片； 风扇和高压压气机才、广泛采用钛合金结构，转子的级间采用了电子束焊； 高压压气机有三级可调静子叶片，所有9级工作叶片均为环形燕尾形榫头； 环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴； 高压压气机不带冠，榫头处带有减震器，低压涡轮叶片带冠； 涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气—空气换热器，可使冷却空气降温125~210℃，加强了冷却效果； 加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障； 收敛—扩张喷管有亚音速、超音速调节片及密封片各16片组成； 排气方式为内、外涵道混合排气； 燃油控制系统为监控型电子控制，模拟式电子控制装置—综合调节器提供超限保护，提高了控制精度；发动机全流程几何通道控制系统和防喘系统使发动机稳定工作范围扩大，工作可靠性提高； 附件传动装置中游恒速传动装置。 3、ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些优点？ ALF502发动机是为商用短程及支线客机发展的小推力级别高涵道比双子涡轮风扇发动机。 优点： 该发动机采用单元体设计，整台发动机由4个单元体组成，每个单元体在出厂前都经过平衡，可以直

什么是核能及核能的利用

什么是核能及核能的利用 关键字：核能利用、核能现状、核能发展、核能简介 引言 人类的一切活动都离不开能源，能源是发展工业、农业、国防、科学技术和提高人民生活水平的重要基础。1939 年原子核裂变的发现，开辟了核能利用的新时代.。特别是在能源结构从石油转入非油能源的新时期里，核能被认为是解决世界能源短缺的一种重要途径，可开发的核燃料资源所提供的裂变能、聚变能，可供人类大规模长时期的利用。核能具有独特的优越性，开发和利用新型的核能源是人类社会生存发展的必然趋势。近年来，大力发展核电是许多国家在研究本国能源现状和前景之后,所采取的一种比较普遍的基本政策。 1、核能简介 1.1核能的发现 核能的发现凝聚了众多科学家的智慧和汗水。1932年，英国物理学家查德威克发现了中子，为人类提供了打开核能利用大门的一把钥匙，1939 年，费米利用中子轰击铀发现反应能产生中等重量的元素，居里夫人的女儿伊伦·居里进行了类似的研究，但得到了不同的反应产物。德国科学家哈恩重复他们的实验，证实中子轰击铀能产生重量为铀一半的元素，并确定它是钡，他的进一步工作证实了伊伦·居里实验的产物是镧。接着，流亡瑞典的奥地利女科学家迈特纳提出了铀核裂变的概念,并指出裂变能放出能量。为了能持续地放出核能,匈牙利物理学家西拉德最先考虑了链式反应发生的可能性。1939 年约里奥·居里夫妇等人，通过实验发现一个铀核(U - 235)裂变会释放出2—3个中子,用实验证实了链式反应的可能性。1941年12月到1942年12月,费米领导一批物理学家在芝加哥大学斯塔克运动场的西看台下，成功地建造了世界上第一座原子核反应堆，发出了200W的电，解决了受控自持链式反应的众多技术问题，这标志着核能和平利用时代的到来【1】。 1.2核能的利用原理 核能，由于原子核内部结构发生变化而释放出的能量。其是通过转化其质量

级《航空发动机原理》期末考试复习

《航空发动机原理》复习 一、单项选择题（共20题每题2分共40分） 1.以下哪个是衡量发动机经济性的性能参数（ A ）。 A EPR B FF C SFC D EGT 2.涡轮风扇发动机的涵道比是（ D ）。 A流过发动机的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 B流过发动机的空气流量与流过外涵的空气流量之比 C流过内涵道的空气流量与流过外涵道的空气流量之比 D流过外涵道的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 3.高涵道比涡扇发动机是指涵道比大于等于（ C ）. A 2 B 3 C 4 D 5 4.涵道比为4的燃气涡轮风扇发动机外涵产生的推力约占总（C ）。 A20％ B40％ C80％ D90％ 5.涡桨发动机的喷管产生的推力约占总推力的（ B ） ％％ % D. 0 6.涡桨发动机使用减速器的主要优点是：( C ) A能够增加螺旋桨转速而不增加发动机转速 B螺旋桨的直径和桨叶面积可以增加 C可以提高发动机转速而增大发动机的功率输出又能使螺旋桨保持在较低转速而效率较高 D在增大螺旋桨转速情况下，能增大发动机转速 7.双转子发动机高压转子转速Ｎ2与低压转子转速Ｎl之间有（ C ） A Ｎ2＜Ｎl B Ｎ2＝Ｎl C Ｎ2＞Ｎl D设计者确定哪个大 8.亚音速进气道是一个（ A ）的管道。 A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D圆柱形 9.亚音速进气道的气流通道面积是（ D ）的。 A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D先扩张后收敛形 10.气流流过亚音速进气道时，（D ）。 A速度增加，温度和压力减小 B速度增加，压力增加，温度不变 C速度增加，压力减小，温度增加 D速度减小，压力和温度增加 11.在离心式压气机里两个起扩压作用的部件是（ D ）。 Ａ涡轮与压气机Ｂ压气机与歧管Ｃ叶片与膨胀器Ｄ叶轮与扩压器 12.轴流式压气机的一级由（C ）组成。 A转子和静子 B扩压器和导气管 C工作叶轮和整流环 D工作叶轮和导向器 13. 空气流过压气机工作叶轮时, 气流的（C ）。 A相对速度增加, 压力下降 B绝对速度增加, 压力下降 C相对速度下降, 压力增加 D绝对速度下降, 压力增加 14.空气流过压气机整流环时, 气流的（ C ）。 A速度增加, 压力下降 B速度增加, 压力增加 C速度下降, 压力增加 D速度下降, 压力下降 15.压气机出口处的总压与压气机进口处的总压之比称为（A ）。 A发动机的增压比 B发动机的压力比 C发动机的压缩比 D发动机的容积比

航空发动机构造

航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：

常见大型民航飞机发动机归纳

羈螃节螈袈螀螄GE通用电气航空发动机（英文）（中文）（英文）通用电气公司（简称GE公司）是一家多元化的科技、媒体和金融服务全球性公司，GE的产品和服务范围广阔，以多种经营和先进技术称雄世界。通用电气公司的历史可追溯到托马斯·爱迪生，他于1878年创立了爱迪生电灯公司。1892年，爱迪生通用电气公司和汤姆森－休斯顿电气公司合并，成立了通用电气公司，随后不断发展壮大，目前业务范围涵盖多重领域，旗下有消费者金融集团、商务融资集团、能源集团、医疗集团、基础设施集团、NBC环球、交通运输集团等11个业务集团：下面主要介绍GE在民用航空发动机方面的情况。涉及民用航空发动机的是GE交通运输集团，该集团由飞机发动机和轨道交通两部分业务组成，应用领域覆盖航空、铁路、海洋交通和公路。 GE公司虽然历史悠久，但GE是在1941年才开始进入航空发动机制造领域，依靠CF6系列发动机及合资CFMI生产的CFM56系列发动机两款非常成功的发动机奠定了其在航空发动机制造领域的领先地位。GE公司主要的涡轮风扇发动机产品有：CF6系列发动机： 1971推向市场的CF6发动机，属于高涵道比大推力涡轮风扇发动机，CF6系列发动机从最初的40000磅推力的CF6-6不断发展，稳步推进到72000磅推力的CF6-80E，CF6系列发动机相当成功，奠定了GE在航空发动机领域的地位，早期大型宽体客机几乎都选用CF6系列发动机，市场占有率是最大的，1971年投入使用，推力范围是40000磅～72000磅，供空客A300、A310、A330，波音B767、B747、MD11，道格拉斯DC10等大型民航飞机选装CF34系列发动机：前身是空军A-10攻击机等装备的TF34发动机，经过改进以适用于民航，延续其稳定、低噪音的特点，应用于支线运输机、中型公务飞机等。1983年投入使用，推力范围是9200磅～20000磅，是CRJ100/200/700、Challenger 601/604、EMBRAER 170/175/190/195、Dornier 728、ARJ21等小型民航飞机唯一可装的发动机。GE90系列发动机：结合了GE在过去成功的CF6发动机项目及GE在其它军事项目验证过的先进技术，GE投入20亿美元的巨资为新一代宽体飞机开始研制高可靠性、低油耗的动力---GE90。GE90发动机在1995正式推出应用于波音777飞机。GE90的风扇叶片是航空业内最大的叶片，由于采用了世界上压力比最大的压气机，使GE90的大型风扇叶片可低速运转，从而其噪声是同类型发动机最低的。GE90最新的衍生型发动机GE90-115B于2002底创造了127900磅的推力记录。，被称为“世界上最强劲的民用喷气发动机”。 GE90在1995年投入使用，推力范围是74000磅～115000磅，供波音B777飞机选装GEnx系列：是为新一代远程客机研制的发动机，联合了日本、意大利、比利时等五家航空发动机公司共同开发。结构以GE90发动机为基础，前风扇机匣和风扇叶片都采用复合材料，大大减轻重量，并采用了新一代的燃烧室，减少了废气的排放。预计2007年投入使用，推力范围是53000磅～72000磅，供波音B787、B747 Advanced、空客A350飞机选装 芁蚆芆羇薂羄袅罗尔斯·罗伊斯公司 袆肈膇肀肄蚇肇罗尔斯·罗伊斯公司（中文）罗尔斯·罗伊斯公司目前是世界第二大民用航空发动机公司和世界第二国防航空发动机公司，是全球船用推进系统和能源领域的主要供应商。1884年，亨利·罗伊斯先生创立了一个从事电气和机械方面业务的公司。1904年，他制造出了他的第一辆汽车，当年5月，罗伊斯先生与在伦敦从事高级汽车销售的查尔斯·罗尔斯先生相识。并达成协议，成立一个罗伊斯有限公司，该公司将生产一系列专供查尔斯·罗尔斯的公司销售的汽车，这些汽车的品牌被冠名为“罗尔斯·罗伊斯”。由于这些新的“罗尔斯·罗伊斯”汽车获得了巨大成功，1906年3月，罗尔斯·罗伊斯公司正式宣告成立。下面主要介绍罗尔斯·罗伊斯公司在民用航空发动机方面的情况。早在二战后期，罗尔斯·罗伊斯公司就放弃了活 塞式航空发动机的发展，开始了燃气涡轮发动机的发展，领先于其他发动机制造商，20世纪60年代末，随着宽体客机的出现，罗尔斯·罗伊斯公司为其研制涡扇发动机，几经曲折，研制生产的RB211系列、Trent系列涡扇发动机以其三转子的独特设计在航空发动机市场大受欢迎。 20世纪90年代是罗尔斯·罗伊斯公司发生巨变的十年。1990年，罗尔斯·罗伊斯公司与德国宝马（BMW）公司联合成立了一个合资公司，进行BR700系列发动机的发展。从1999年底开始，由于BMW集团重组，退出了飞机发动机行业，罗尔斯·罗伊斯公司全面控制了与宝马的合资公司，成为罗尔斯·罗伊斯德国公司。1995年，罗尔斯·罗伊斯公司收购了位于印第安纳州的艾利逊发动机公司（Allison Engine Company），艾利逊发