军用涡扇发动机吞鸟适航符合性验证研究

针对我国军用涡扇发动机尚未形成吞鸟适航符合性验证要求及评价准则的问题,在分析国家军用标准与适航规章中有关涡扇发动机吞鸟验证要求异同的基础上,明确了适用于军用涡扇发动机吞鸟适航符合性验证的主要参数,并进一步阐明了吞鸟适航符合性验证的程序及评价准则。建议的吞鸟验证参数及试验程序以同时兼顾适航要求及国军标要求为前提,对我国军用涡扇发动机吞鸟适航符合性验证具有积极的指导意义。所确定的军用涡扇发动机吞鸟适航符合性验证评价准则,能够为吞鸟试验的符合性判定提供参考。

军用涡扇发动机适航试飞安全性验证要求初探

在军用飞机适航性开展的趋势下,通过建立军用涡扇发动机适航试飞安全性验证要求研究方法,初步建立了安全性验证要求,为军用涡扇发动机适航试飞安全性验证工作提供验证指导和审查方向。

大型军用航空发动机的先进涡轮技术

介绍了西方发达国家战斗机发动机的涡轮技术发展现状和技术进展;重点描述了国外在军用涡扇发动机涡轮部件研究领域取得的一些突破性进展和正在研究的新技术;简述了新式飞行器和燃烧技术的进步对涡轮提出的新要求。

军用涡轮喷气式发动机的发展

从二战结束到现在,军用航空涡轮喷气式发动机大致发展了四代: 第一代:以涡轮喷气发动机为主,40～50年代研制,50～60年代获得广泛应用。表征发动机综合性能指标的推力重量比(以下简称推重比)为3～4。涡轮前燃气温度1100～1300K。第二代:主要是加力式涡轮喷气发动机,基本上是上一代的改型,还有少量涡轮风扇发动机,推重比5～6,涡轮前温度1400～1500K。例如:苏联“米格-21”战斗机使用的R-13涡喷发动机,英国的“斯贝MK202”

F110和F404发动机的衍生发展之路

美军F-15、F-16和F-18的动力装置F110和F404是GE公司70年代开始研制的军用涡扇发动机.经过多年发展,F110有了F110-GE-100、F110-GE129IPE、F110-GE-129EFE等改型;F404也有F404-GE-400、F414-GE-400、F414增推型等改型.

航空发动机加力燃烧技术发展

加力燃烧具有宽工况适应性,除用于常规军用涡扇发动机外,未来变循环发动机、常规起降高超声速动力系统、单级入轨系统、新一代超声速民航飞机动力等也可用加力燃烧技术作为突破循环切换"推力陷阱"的重要辅助手段。因此,在未来相当长的一段时间内,加力燃烧仍将作为航空发动机关键技术,发挥重要作用。

F119核心机研制技术途径及发展趋势

航空发动机领域,国外从四代机研制开始,普遍采用提前开展技术验证机研究的发展思路,使型号发动机中应用的新技术能得到充分的前期技术验证。美国典型的四代机发动机F119,在预研阶段,以充分的核心机技术验证为基础;进入型号阶段后,核心机上采用同期开展的各项技术验证计划中经验证的成熟技术;设计定型后,以核心机为验证平台,派生发展途径从系列化已逐渐跨越到多用途层面。国外四代机发动机的核心机的技术发展战略,对我国发动机的研制具有很好的指导、借鉴作用。