美国研究小型涡喷发动机

由美国高级研究计划局投资开发的小型一次性涡喷发动机可能会增强导弹和日前正在研制的子弹药的性能和杀伤力。这些发动机属222N推力级,是根据小型发动机先进项目计划进行研制的。发动机像装网球的筒那么大。质量约为2.72kg,工作时间长达30min。     

试验性涡喷发动机燃油调节系统

研制并演证了一种用于试验评估一次性涡喷发动机的PC机基通用试验性燃油调节系统。该系统可用于试验评估涡喷发动机导弹推进系统(独立于导弹)的发动机硬件、燃油计量装置、控制传感器及控制逻辑。该系统具有通用性,只需做少量变动,便可用于评估各种型号的发动机,计量装置及控制算法。给出了该燃油调节系统的设计要求,详述了所用电子硬件和软件结构及各种程序的功能,最后给出了系统的评估结果。涡轮喷气发动机;;~+燃油调节系统     

法国展示TR-3涡喷发动机

在Eurosatory2008展览会上，法国的微型涡喷发动机公司披露了可用于导弹或无人机（UAV）的新型TR-3专用涡喷发动机，并希望能在2009年中期前获得订单。     

韩国展出SS-760K涡喷发动机

在近期的阿联酋阿布扎比IDEX航展上,韩国展示了其自行研制的反舰导弹所采用的SS-760K涡喷发动机.该发动机也适用于靶机和无人机等的近距飞行.     

NASA将研制民用超声速低噪声涡喷发动机

<正>自2012年起,NASA就开始研究各类民用超声速概念,能运载乘客并遵守民用航空在噪声领域的各项规定。最终,NASA在加利福利亚州和俄亥俄州对样机进行了风洞测试,并且美国航空航天管理局将民用超声速发动机的验证机项目纳入了其2016财年的预算。2020年,航空噪声管制将变得更加严格。因此,降噪率相对较低的涡喷发动机,典型的如超声速飞机上的发动机,必定难以满足这项新规定的要求。通用电气和NASA已于2014年完成了一个     

美国空军在研的一种新型发动机--汽射涡喷发动机

目前 ,为了使武器速度达到Ｍａ =6 ,必须采用涡轮 /冲压或火箭 /冲压组合发动机。而美国空军正对一种称为汽射 (Ｓｔｅａｍ ｊｅｔ)涡喷的新概念进行研究。这种发动机可向其进气口喷水 ,只要一台这种发动机就可将从海平面起飞的飞行器加速到Ｍａ =6 +。这一概念是由弗拉基米尔·巴列宾提出的 ,他曾是俄中央航空发动机研究院专家 ,后在日本和法国工作 ,最后才加盟到蒙大拿的ＭＳＥ技术应用研究院。该发动机将来可用于高超声速巡航导弹、运载火箭的第一级、超声速微型空射拦截器 (ＭＡＬＩ)和低成本高超声速试验飞行器上 ,如Х 4 3可回收太空…     

弹用涡喷发动机转速稳定性研究

涡喷、涡扇发动机越来越多地用作导弹动力装置 ,以提高导弹的作战性能。在设计中 ,保证发动机转速的稳定性是控制系统设计工作的主要内容之一。结合弹用涡喷发动机的设计和试验工作对试验中出现的转速摆动问题进行了分析、探讨     

弹用涡喷(涡扇)发动机技术

概述了弹用涡喷（涡扇）发动机技术的曲折历程;综合论述了巡航导弹对涡喷（涡扇）发动机的要求;提出了弹用涡喷（涡扇）发动机的设计原则;介绍了弹用涡喷（涡扇）发动机典型的制造工艺;对当今世界上先进的弹用涡喷（涡扇）发动机型号进行了综合分析。这些研究工作将有助于我国巡航导弹推进技术的研究与发展。     

弹用涡喷发动机起动控制规律改进研究

利用地面试验系统进行弹用涡喷发动机的起动试验,获得起动过程发动机各工作参数及起动时间、喘振裕度等性能参数。对发动机起动阶段控制规律进行改进试验,得到供油曲线充填段和点火段的合理范围。试验结果表明：加速段供油规律对起动性能影响较大,适当地提高加速段的供油量可以有效缩短起动时间,但同时会减少喘振裕度。     

弹用涡喷发动机维护技术研究及发展趋势

介绍了已开展的弹用涡喷发动机维护技术研究工作和收效,分析了当前弹用涡喷发动机维护存在的问题,并结合国内外研究方向,提出我国弹用涡喷发动机的维护技术发展趋势和建议。     

弹用涡喷(涡扇)发动机技术(续)

3　弹用涡喷 (涡扇 )发动机制造工艺弹用涡喷 (涡扇 )发动机的制造工艺与航空发动机的制造工艺并无本质的区别 ,许多工艺方法和制造手段都是借鉴过来的。但是为了满足体积小、成本低、结构简单等设计要求 ,弹用涡喷 (涡扇 )发动机的制造工艺在某些方面表现出一些特色 [37,4 0 ] ,其中整体式叶轮的制造技术最为突出 ,反过来对航空发动机的制造工艺产生了积极的影响。3.1　整体式零件的无余量精密铸造技术弹用涡喷发动机体积和结构方面的要求独特 ,设计中大量采用整体式零件结构[4 1] ,如美国的Ｊ4 0 2发动机和法国的ＴＲＩ 6 0系列发动机。发…     

弹用涡喷发动机风车起动过程仿真及性能分析

针对弹用涡喷发动机风车起动过程的特点,提出一种仿真求解机制:点火前的风车过程利用径向基函数神经网络(RBFN)方法建模仿真;点火后的加速过程则采用部件匹配法建立发动机动态模型仿真求解.动态模型的非线性方程组,利用粒子群优化算法(PSO)求解,解决了传统迭代解法受初值影响不易收敛的问题.计算结果与试验数据吻合较好,证明所...     

弹用涡喷发动机可靠性参数的选择和评定方法

分析了弹用涡喷发动机的结构、起动加速和工作特性,给出了其主要可靠性参数,讨论了可靠性评定方法。     

弹用微小型涡轮发动机的发展及关键技术分析

为探索微小型涡轮发动机发展途径,对国际上20~550kgf推力级范围内的先进导弹动力系统进行了综述。结合导弹总体的发展应用需求,对适用于弹用微小型涡轮发动机未来发展的关键技术进行了分析。通过分析可以看出,为实现弹用微小型涡轮发动机宽推力型谱、高推重比、低油耗、低成本的技术指标,着重发展高效压缩系统技术、先进燃烧组织技术、特种材料技术、低成本设计制造技术等关键技术势在必行。     

弹用涡喷发动机直连式高空模拟试车的推力换算

本文利用相似原理整理了弹用涡喷发动机直连式高空模拟试车的推力换算方法。通过对所导得的公式的讨论,阐明了直连式高空模拟试车所测得的推力的性质,并进一步分析了放宽对进口模拟偏差的要求和利用部份高空试验数据和地面台架试验数据来获取发动机速度高度特性的可能性。     

小型弹箭转动惯量的测量

阐述了对称式三线摆的结构原理 .介绍了三线摆微角度与大角度摆动周期的计算方法 .利用该摆可以测量小型弹箭、弹头、飞机模型及其他构件的转动惯量 .当R/L <1/ 30、φ0 <6 0°时 ,对称式三线摆的测量精度优于 1% .     

弹用小型、低成本、一次使用的涡轮喷气发动机

遥控飞行器和自主导弹需要使用一种小型、低成本和一次使用的涡轮喷气发动机(在海平面静止条件下,其额定推力小于1001b)。尽管人们都知道这种发动机具有良好的紧凑性、重量和工作适应性等优点,但到目前为止,这种发动机还没有被人们广泛接受,其主要原因是,这种发动机的制造成本仍高于它的竞争对手(即固体火箭发动机)。本文就是通过直径6in(15cm)、推力401b(18.14kg)的Gemjet涡轮喷气发动机的设计和试验,验证和说明在保持一个可接受的耐久性和性能的同时实现低成本的方案的可行性。     

小型弹箭惯性矩的测定

叙述了三线摆的结构原理 ,介绍了该摆小角与大角摆动周期的计算方法。利用三线摆的结构原理可以测量小型弹箭、子弹头、飞机模型及其他构件的惯性矩。当 R/ L <1 / 30 ,φ0 ≤ 60°时 ,该装置的测量精确度可优于 1 %。     

小型涡喷转子动力特性研究

某型涡喷发动机在实际试车时,出现振动偏大现象,为了排除故障,对该发动机转子的动力特性进行计算分析.根据实际结构,在ANSYS中建立了有限元计算模型,在此基础上计算了转子临界转速和稳态不平衡响应.分析得到,该转子工作在两阶临界转速之上,且在整个工作转速内没有临界转速点.该分析方法为转子临界转速的计算提供了比较完善的方法,分析结果为发动机安全运行提供了理论依据.     

小型涡喷发动机设计与布局

小而新的吸气式推进战术导弹已被提出并在进行研制。这些导弹将应用于当前由较大的、射程有限的导弹或有人驾驶截击机完成的各种作战任务。这些先进的导弹体积极小,要求使用较高功率密度的小型涡喷发动机。对于这些涡喷发动机,包括其离心式和轴流式涡轮压气机与涡轮,直流式环形燃烧室和回流式环形燃烧室及各种燃料喷射系统等部件都可能有多种结构选择方案。根据单位前面积最大推力、射程、最佳寿命和低制造成本,对候选构型的特性进行了讨论。文中论述了有关发动机设计的布局制约条件、特别是有关进气道、排气喷管及起动系统。研制初期就重视这些制约条件对推进系统总成本降至最低,体积减至最小方面是极为重要的,而且由此可获得最大的武器系统效率。