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风扇/压气机气动设计技术发展趋势——用于大型客机的大涵道比涡扇发动机 被引量:36
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作者 陈懋章 刘宝杰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期961-975,共15页
分析了大型客机使用的当代先进大涵道比涡扇发动机及其下一代的风扇/压气机气动设计技术的现状和发展趋势,探讨了我国研制高性能大涵道比涡扇发动机在风扇/压气机方面所面临的严峻挑战,以及为了满足我国研制大涵道比涡扇发动机的需求,... 分析了大型客机使用的当代先进大涵道比涡扇发动机及其下一代的风扇/压气机气动设计技术的现状和发展趋势,探讨了我国研制高性能大涵道比涡扇发动机在风扇/压气机方面所面临的严峻挑战,以及为了满足我国研制大涵道比涡扇发动机的需求,需要在风扇/压气机气动研究方面尽快展开的一些关键研究. 展开更多
关键词 型客机 涵道比发动机 风扇 压气机 气动设计 噪声
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GE90-115B发动机结构设计特点分析 被引量:10
2
作者 陈光 邱明星 《航空发动机》 2013年第3期1-5,共5页
GE90-115B发动机是目前世界上推力最大的发动机,由GE90-94B发动机衍生发展而来。与传统的衍生发展不同,GE90-115B发动机的高压压气机减少1级,风扇转子支承作了重大改变,将1号滚珠轴承改为直径特大的滚棒轴承,滚珠轴承则置于风扇轴后端... GE90-115B发动机是目前世界上推力最大的发动机,由GE90-94B发动机衍生发展而来。与传统的衍生发展不同,GE90-115B发动机的高压压气机减少1级,风扇转子支承作了重大改变,将1号滚珠轴承改为直径特大的滚棒轴承,滚珠轴承则置于风扇轴后端处。对风扇转子支承方式的变化作了深入分析,同时对风扇、高压压气机、低压涡轮、轴承等的结构设计改进进行了分析,可供航空发动机结构设计人员参考。 展开更多
关键词 GE90-115B发动机 GE90-94发动机 结构设计 涵道比发动机 支承方式
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侧风条件下进气道流场及地面吸入涡特征研究 被引量:10
3
作者 陈晶晶 吴亚东 +1 位作者 田杰 王安正 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期228-237,共10页
采用数值模拟与试验方法对大涵道比发动机进气道缩比模型在地面侧风工况下的流场特性进行了研究分析,同时考虑了侧风与地面吸入涡对进气道流场的影响,以及侧风对吸入涡强度的影响,在此基础上解释并分析了侧风对进气道流场的双重影响作... 采用数值模拟与试验方法对大涵道比发动机进气道缩比模型在地面侧风工况下的流场特性进行了研究分析,同时考虑了侧风与地面吸入涡对进气道流场的影响,以及侧风对吸入涡强度的影响,在此基础上解释并分析了侧风对进气道流场的双重影响作用。研究结果发现:根据吸入涡在侧风影响下的生成特性,以及吸入涡和侧风因素对进气道流场作用程度的不同,吸入涡从稳定状态到被侧风吹除的过程中存在三个阶段,吹除起始阶段、迅速吹除阶段和吹除完成阶段,并且发动机进气道吸入速度越大,对应这一过程的起始吹除速度和完全吹除速度越大,但相应的速度比基本不变;在吸入涡被完全吹除之前,侧风通过对吸入涡强度的影响对进气道流场产生双重作用,在吹除起始阶段和吹除完成阶段,侧风的影响对进气道流场起主导作用,与无地面工况类似,进气畸变随着侧风速度的增大而增大,在迅速吹除阶段,吸入涡的影响对进气道流场起主导作用,进气畸变随着侧风速度的增大而减小。 展开更多
关键词 涵道比发动机 进气道 侧风 吸入涡 畸变
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基于流量法的齿轮传动涡扇发动机动态建模 被引量:7
4
作者 童万军 唐世建 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期1377-1383,共7页
从热力学、气体动力学和发动机基本原理出发,对基于流量法的齿轮传动涡扇发动机动态性能建模技术展开了研究,并推导出了基于流量法的齿轮传动涡扇发动机动态数学模型的求解方程组.基于该模型方程组,利用C++面向对象编程语言,建立起了某... 从热力学、气体动力学和发动机基本原理出发,对基于流量法的齿轮传动涡扇发动机动态性能建模技术展开了研究,并推导出了基于流量法的齿轮传动涡扇发动机动态数学模型的求解方程组.基于该模型方程组,利用C++面向对象编程语言,建立起了某齿轮传动涡扇发动机的动态模型.该发动机动态模型与著名的商业化发动机性能计算软件Gasturb 10进行的比对显示:该模型的运算结果与Gasturb 10的运算结果具有良好的一致性,最大误差不大于1.5%.证明了基于流量法的齿轮传动涡扇发动机动态数学模型求解方程组的正确性和适用性. 展开更多
关键词 流量法 齿轮传动涡扇发动机 涡扇发动机 涵道比发动机 动态模型 建模方法
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大涵道比发动机核心机流量与推力相关性研究
5
作者 唐宇峰 李长晖 +1 位作者 丁宁 魏宝锋 《内燃机与动力装置》 2024年第3期46-50,共5页
为满足大涵道比发动机不同起飞推力的设计要求,对不同进气质量流量及压缩比的核心机采用Gasturb软件开展发动机起飞推力相关性研究;以压缩比最大、核心机进气质量流量最大的核心机为例,采用核心机低压部件重新匹配方法,试验设计不同推... 为满足大涵道比发动机不同起飞推力的设计要求,对不同进气质量流量及压缩比的核心机采用Gasturb软件开展发动机起飞推力相关性研究;以压缩比最大、核心机进气质量流量最大的核心机为例,采用核心机低压部件重新匹配方法,试验设计不同推力量级下对应的发动机性能参数。结果表明:核心机进气质量流量对发动机起飞推力影响较大,核心机压缩比对发动机推力影响较小;核心机进气质量流量越大,发动机推力越大;降低低压部件级数,可减小发动机推力,但可能影响发动机油耗、尺寸、部件设计等;提高低压部件设计水平和增加低压部件级数,可增大发动机设计起飞推力,但应满足发动机温度裕度要求。 展开更多
关键词 核心机 涵道比发动机 核心机流量 推力
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中国大型飞机发动机研制中的关键技术 被引量:5
6
作者 张德志 《中国民航大学学报》 CAS 2008年第5期26-28,共3页
简要论述了中国研制大涵道航空发动机的部分关键技术,以期对中国具有自主知识产权的大涵道比发动机研制工作提供参考。
关键词 型飞机 涵道比发动机 关键技术
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大涵道比发动机旋转帽罩积冰特性试验
7
作者 李云单 周建军 +1 位作者 林贵平 马奎元 《航空动力》 2023年第4期55-58,共4页
大涵道比发动机进口旋转帽罩的型面结构会对水滴撞击和积冰特性产生影响。为了合理地进行防冰设计,需要针对大涵道比发动机不同型面旋转帽罩开展积冰特性试验。当飞机穿越云层时,云层中亚临界状态的过冷水滴撞击到发动机进口部件表面,... 大涵道比发动机进口旋转帽罩的型面结构会对水滴撞击和积冰特性产生影响。为了合理地进行防冰设计,需要针对大涵道比发动机不同型面旋转帽罩开展积冰特性试验。当飞机穿越云层时,云层中亚临界状态的过冷水滴撞击到发动机进口部件表面,会在表面形成积冰[1]。 展开更多
关键词 旋转帽罩 涵道比发动机 水滴撞击 过冷水滴 积冰 防冰设计 亚临界状态 特性试验
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大涵道比涡扇发动机低压涡轮间隙分析与设计 被引量:4
8
作者 张清 郝勇 +2 位作者 张大义 刘宝龙 洪杰 《航空发动机》 2014年第2期56-60,共5页
航空发动机涡轮叶尖间隙的准确分析与合理设计对改善发动机性能有重要意义。对叶尖间隙的影响因素进行了详细分析,并指出在总体结构初步设计中,涡轮叶尖间隙分析和设计需要重点考虑的载荷因素;给出采用NX-NASTRAN进行间隙计算的求解方... 航空发动机涡轮叶尖间隙的准确分析与合理设计对改善发动机性能有重要意义。对叶尖间隙的影响因素进行了详细分析,并指出在总体结构初步设计中,涡轮叶尖间隙分析和设计需要重点考虑的载荷因素;给出采用NX-NASTRAN进行间隙计算的求解方法和详细步骤;以某大涵道比发动机低压涡轮的间隙分析为例,给出详细的求解过程,求解得到低压涡轮在地面起飞状态等8个工况下间隙变化值为-0.4~1.1 mm,并指出间隙初始值的确定应当主要考虑设计点状态、起飞状态和地面慢车状态。 展开更多
关键词 涵道比发动机 涡轮 叶尖间隙 有限元 结构设计 NX-NASTRAN
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大涵道比航空发动机试车台气动分析
9
作者 宋柳 董航喆 《工程与试验》 2023年第2期37-39,共3页
对于新落成或改造的发动机室内试车台,为了验证设计结果与相关标准及使用要求的符合性,确认试车间内流场测点布置位置的合理性,需采用CFD手段来模拟试车台内部流场。本文根据某型号大涵道比发动机试车台展开流场分析,解析了CFD仿真过程... 对于新落成或改造的发动机室内试车台,为了验证设计结果与相关标准及使用要求的符合性,确认试车间内流场测点布置位置的合理性,需采用CFD手段来模拟试车台内部流场。本文根据某型号大涵道比发动机试车台展开流场分析,解析了CFD仿真过程和细节处理方法,验证了试车台试验能力。 展开更多
关键词 涵道比发动机 室内试车台 气动仿真
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大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究 被引量:3
10
作者 施鎏鎏 罗华玲 +1 位作者 张颜 刘火星 《航空发动机》 2016年第1期75-78,共4页
为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析。结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流... 为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析。结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性。来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大。CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2%。 展开更多
关键词 扩张角 涡轮过渡段 气动性能 流动分离 气流角 试验 涵道比发动机
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大涵道比发动机涡轮过渡段气动改型设计 被引量:3
11
作者 郭泽润 蒋首民 +1 位作者 孔庆国 周琨 《航空发动机》 2015年第4期18-23,共6页
大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控... 大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。 展开更多
关键词 涡轮过渡段 气动设计 流动分离 二次流 涵道比发动机
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涡轮支板与导向器一体化气动设计方法研究 被引量:1
12
作者 马广健 武晓龙 +1 位作者 陈云 王雷 《航空发动机》 北大核心 2020年第2期9-15,共7页
针对大涵道比发动机低压涡轮设计要求,开展了大、小叶片组合叶栅形式的低压涡轮支板与导向器一体化设计方法研究。以常规参数化方法为基础,建立了大、小叶片设计参数关联关系,提出1种参数化程度高和参数关联性强的大、小叶片组合叶栅参... 针对大涵道比发动机低压涡轮设计要求,开展了大、小叶片组合叶栅形式的低压涡轮支板与导向器一体化设计方法研究。以常规参数化方法为基础,建立了大、小叶片设计参数关联关系,提出1种参数化程度高和参数关联性强的大、小叶片组合叶栅参数化叶型设计方法,并用于低压涡轮支板与导向器一体化气动方案设计。结果表明:涡轮支板与导向器一体化气动方案的总压恢复系数为0.981,叶片表面载荷分布合理,流场质量良好,叶栅出口流场参数分布均匀且周期性好。涡轮支板与导向器一体化叶型参数化设计方法具有良好的工程应用价值。 展开更多
关键词 、小叶片 气动设计 参数化造型 涵道比发动机
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大涵道比发动机多级低压涡轮试验技术研究 被引量:1
13
作者 安兆强 陈强 +3 位作者 郝晟淳 马永峰 才彦双 刘宇 《航空发动机》 北大核心 2018年第6期69-73,共5页
涡轮试验是检验涡轮性能是否达标的重要过程。基于某全尺寸涡轮试验器、现有涡轮试验方法和试验规范,通过对试验器进行适当设备改造,结合试验涡轮的进出口压力、温度、流量和功率等参数的耦合关系,形成针对大涵道比涡扇发动机多级低压... 涡轮试验是检验涡轮性能是否达标的重要过程。基于某全尺寸涡轮试验器、现有涡轮试验方法和试验规范,通过对试验器进行适当设备改造,结合试验涡轮的进出口压力、温度、流量和功率等参数的耦合关系,形成针对大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮性能试验状态评估、过程控制和数据分析方法,并通过国内某型大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮试验进行验证。试验结果表明:基于试验参数耦合关系的试验状态评估、过程控制和数据分析方法有效,填补了国内大涵道比涡扇发动机多级低压涡轮试验方法和试验数据的空白,同时,该型发动机低压涡轮的效率达到设计指标,处于国内先进水平,所述方法可为国内后续多级低压涡轮试验提供参考。 展开更多
关键词 涵道比发动机 多级低压涡轮 全尺寸涡轮试验器 试验技术
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浅谈民用大涵道比发动机风扇转子叶尖间隙控制
14
作者 白志刚 印雪梅 《中国设备工程》 2018年第7期148-149,共2页
本文针对民用大涵道比发动机装配时风扇叶片叶尖间隙周向差异大,局部间隙超差、机匣涂层局部磨损现象,分析影响叶尖间隙的重要因素,找出原因,提出控制措施,并指出在设计过程中,通过控制叶尖间隙相关的轴向、径向尺寸及公差,风扇机匣变形... 本文针对民用大涵道比发动机装配时风扇叶片叶尖间隙周向差异大,局部间隙超差、机匣涂层局部磨损现象,分析影响叶尖间隙的重要因素,找出原因,提出控制措施,并指出在设计过程中,通过控制叶尖间隙相关的轴向、径向尺寸及公差,风扇机匣变形,从而获得一致性好的安装间隙;同时控制影响发动机工作可靠性的重要因素,如风扇盘与风扇轴的连接,最终可获得理想的工作间隙。 展开更多
关键词 叶尖间隙 涵道比发动机 间隙控制 风扇叶片
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发动机转子支承方案安全性、可靠性考虑 被引量:1
15
作者 霍枫 宋振海 张清 《军民两用技术与产品》 2016年第2期3-4,12,共3页
安全性、可靠性设计在大涵道比发动机研制中占有越来越重要的地位,本文阐述了在发动机转子支承方案设计中影响安全性、可靠性的主要因素,通过对国外成熟发动机的典型结构进行对比分析,从转子支点布局、承力框架布局、止推轴承的位置三... 安全性、可靠性设计在大涵道比发动机研制中占有越来越重要的地位,本文阐述了在发动机转子支承方案设计中影响安全性、可靠性的主要因素,通过对国外成熟发动机的典型结构进行对比分析,从转子支点布局、承力框架布局、止推轴承的位置三方面考虑,以实现结构的简化、转静子合理间隙的控制,以及轴承载荷的优化为目标,提出提高双转子大涵道比发动机安全性、可靠性的具体措施. 展开更多
关键词 双转子涵道比发动机 转子支承方案 安全性 可靠性
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大型飞机发动机的发展现状和关键技术分析 被引量:60
16
作者 刘大响 金捷 +1 位作者 彭友梅 胡晓煜 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期976-980,共5页
对军民用大涵道比涡扇发动机的现状和发展趋势等进行了阐述,从国家大型飞机工程的战略目标、大型飞机发动机的重要性和市场前景等方面,对我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析,简要介绍了我国大涵道比涡扇发动机的... 对军民用大涵道比涡扇发动机的现状和发展趋势等进行了阐述,从国家大型飞机工程的战略目标、大型飞机发动机的重要性和市场前景等方面,对我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析,简要介绍了我国大涵道比涡扇发动机的总体方案,提出了发展我国大涵道比涡扇发动机的主要关键技术,并分别从大涵道比涡扇发动机、国际合作、材料工艺试验条件建设等方面,简要论述了关键技术解决途径与措施建议. 展开更多
关键词 涵道比涡扇发动机 综述 需求分析 关键技术 措施途径
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进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性的影响 被引量:23
17
作者 胡骏 赵运生 +1 位作者 丁宁 赖安卿 《航空发动机》 2013年第6期6-12,共7页
基于平行压气机原理,建立了进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性影响的理论模型和计算分析方法,评估了总压畸变和总温畸变对某型大涵道比涡扇发动机稳定性的影响,获取了发动机的临界畸变指数和首发失稳级组。结果表明:总压畸变在风扇中... 基于平行压气机原理,建立了进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性影响的理论模型和计算分析方法,评估了总压畸变和总温畸变对某型大涵道比涡扇发动机稳定性的影响,获取了发动机的临界畸变指数和首发失稳级组。结果表明:总压畸变在风扇中衰减幅度最大,发动机在高转速下运行达到临界总压畸变值时,风扇率先失稳,在低转速下运行时为增压级率先失稳;总温畸变在高压压气机中衰减幅度最大,发动机在高转速运行达到临界总温畸变值时,高压压气机率先失稳,在低转速运行时为增压级率先失稳。 展开更多
关键词 涵道比涡扇发动机 进气畸变 稳定性 数值模拟
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大涵道比涡扇发动机涡轮内部流动机理及气动设计技术研究进展 被引量:12
18
作者 邹正平 周琨 +4 位作者 王鹏 綦蕾 张伟昊 姚李超 邵飞 《航空制造技术》 北大核心 2012年第13期49-54,共6页
对低雷诺数低压涡轮而言,在设计中利用上游尾迹对下游边界层的非定常效应能够有效地减少涡轮叶型损失,其关键在于合理选择尾迹诱导转捩的通过频率和低压涡轮叶片表面负荷分布形式,而尾迹通过频率的选择主要结合负荷分布,以达到叶片吸力... 对低雷诺数低压涡轮而言,在设计中利用上游尾迹对下游边界层的非定常效应能够有效地减少涡轮叶型损失,其关键在于合理选择尾迹诱导转捩的通过频率和低压涡轮叶片表面负荷分布形式,而尾迹通过频率的选择主要结合负荷分布,以达到叶片吸力面尾缘无非再附式分离为佳。 展开更多
关键词 涵道比涡扇发动机 低雷诺数 气动设计 涡轮 透平 低压涡轮叶片 动机 研究进展
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某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究 被引量:11
19
作者 高扬 王朝蓬 +1 位作者 屈霁云 寿圣德 《航空发动机》 2011年第3期47-49,共3页
以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证"飞行推力确定"试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进... 以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证"飞行推力确定"试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进行了验证。结果表明,采用飞行推力确定计算方法得到的计算值与设计值间吻合程度较高。 展开更多
关键词 飞行推力确定 涵道比涡扇发动机 性能 飞行试验
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反推状态下大涵道比涡扇发动机气动稳定性预测与评估 被引量:12
20
作者 王志强 沈锡钢 胡骏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期151-161,共11页
为了预测与评估反推状态下,反推气流再吸入对大涵道比涡扇发动机气动稳定性的影响,采用反推气流扰流流场三维CFD数值模拟、发动机整机稳定性计算分析以及反推状态下发动机进气畸变台架试验相结合的方法,开展了反推气流对大涵道比涡扇发... 为了预测与评估反推状态下,反推气流再吸入对大涵道比涡扇发动机气动稳定性的影响,采用反推气流扰流流场三维CFD数值模拟、发动机整机稳定性计算分析以及反推状态下发动机进气畸变台架试验相结合的方法,开展了反推气流对大涵道比涡扇发动机气动稳定性影响的研究。通过三维CFD数值模拟手段,捕获了反推状态下发动机进口流场的畸变程度。在此基础上,通过采用稳定性计算程序预测了发动机的气动稳定性,并进一步通过发动机台架试验,验证了预测结果。CFD计算结果表明,随着相对来流马赫数的减小,反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大,当相对来流马赫数减小到0.05时,外侧发动机进口的流场畸变情况变得最为严重。进气畸变情况下的整机稳定性计算分析以及发动机台架试验结果表明,在所考核的目标状态,若只存在因反推气流再吸入引起的进口流场畸变,是不会导致发动机失稳的。 展开更多
关键词 涵道比涡扇发动机 反推力装置 反推气流再吸入 流场畸变 气动稳定性 数值模拟 试验验证
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