变循环发动机

变循环发动机的进展其他VCE部件有模式选择活门、前可调面积涵道引射器（前VABI）、后可调面积涵道引射器（后VABI）和可调面积低压涡轮导向器。模式选择活门用来确定发动机以涡喷或涡扇模式工作。前VABI是改变核心涵道流量的活门。该活门可进行两个风扇段之间的放气，从而控制前风扇段的失速裕度。后VABI是改变涵道气流马赫数的活门，用以保持涵道气流与核心气流掺混时的静压平衡。可调面积低压涡轮导向器允许单独控制高压涡轮转速，而使发动机具有更大的灵活性。它还可在宽广的工作范围内提高循环匹配能力。在起飞和亚声速巡航时发动机呈双涵模式。通过增加前段风扇转子转速并打开模式选择活门以及前和后VABI，使前段风扇具有最大空气流量。由于转速不匹配，核心机不能吞下所有空气流量，剩余空气通过前VABI流入外涵道。此时，关小CDFS的可调导向叶片的角度，从而减小核心流量，使发动机具有最大的涵道比。在亚声速巡航时，发动机能使进气道溢流和内部性能匹配得最佳。在发动机节流到巡航状态之前一直能保持最大流量。这样，就消除了常规混排涡扇发动机在节流过程中出现的巨大溢流和后体阻力。增加的涵道比改善了推进效率，从而改善性能并降低耗油率（15%左右）。在加速/爬升和超声速巡航时，发动机以单涵模式工作。关闭模式选择活门，关小前VABI和后VABI，仅允许少量空气通过核心涵道以冷却喷管，后风扇段和高压压气机通过前风扇的几乎全部出口空气流量。这时产生高的单位推力，以维持高速飞行。在SCR计划下，对GE21进行了成功的试验，实现其主要目标。在最关键的VCE特征的概念、硬件和工作方面树立了信心。这为未来的VCE计划特别是F120打下了坚实的基础。3F120F120是用于美国空军先进战术战斗机（ATF,后正式编号为F-22）的候选发动机，通用电气公司编号为GE33。它是美国空军和海军在1983~1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列计划的产物。这些计划致力于发展最终构成F120--第三代VCE的先进发动机部件。F120是一种满足先进战术战斗机（ATF）的大功率状态高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE。这些要求由综合涡喷发动机和涡扇发动机最有吸引力的特点得到满足。与GE21一样，它能够以单涵和双涵模式工作。其变循环特征基本与GE21相同，但后来将可调模式选择活门改为比较简单的被动作动旁路活门。F120基本结构是一台带对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。两个涡轮对转，都是单级 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 。F120的CDFS与压气机连在一起，然而其功能恰似一个风扇的后面级。控制系统为三余度多变量FADEC。在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。发动机顺利进入涡喷模式。F120的最终结构经过三个阶段的发展。第一阶段用XF120进行地面验证。第二阶段用YF120进行飞行试验。第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。XF120的试验证实了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度。它还验证了FADEC和二元矢量喷管的工作。在XF120的试验过程中，这种DBE的性能极佳。随着经验的取得和工作能力的评估，对发动机的结构作了一些细小的修改。YF120的流量比XF120的大，以满足不断改变的机体需求和喷管冷却要求。重量和复杂性被减到最小，而保障性始终作为一个关键设计目标。在ATF的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。它还达到或超过不加力超声速巡航推力目标。F120是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。因此，F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。总的来说，F120与通用电气公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。4可控压比发动机可控压比发动机（COPE）是通用电气公司和艾利逊公司联合研究的第四代VCE，他是在F120的技术基础上发展的。目前，这种 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 正在IHPTET计划第二和第三阶段中进行试验验证。COPE方案的关键系统--涡轮系统已经完成了气动和传热设计验证计划。涡轮系统包括三个部件--高效可调面积高压涡轮导向器、高负荷跨声速高压涡轮和无导叶对转低压涡轮。计划的成果将用于XTE76验证机、XTE77验证机和JSF发动机(F136)。(1)可调面积高压涡轮涡轮导向器可调面积高压涡轮导向器是为实现高的不加力推力和亚声速的低耗油率相结合的目标而设计的。它允许发动机在一个宽广的压比范围内以恒定的涵道比工作。高压压气机因其能在宽广的工作范围内保持在固定的匹配点上而保持高的效率。一种独特的凸轮驱动蛤壳设计解决了过去变面积导向器常遇到的冷却漏气引起的性能损失问题。据预估，这些特点在部分功率状态下比常规高单位推力涡扇发动机的耗油率低10%~15%。（2）单级高负荷跨声速高压涡轮COPE的单级高负荷涡轮优于常规的单级和双级涡轮。由于零件数和尺寸的减小，重量、冷却气流量和成本都有所降低。运用CFD和F120的高压和低压涡轮的经验，研究了降低高压和低压涡轮干扰损失的叶片设计。当与先进的气动和冷却技术结合时，级负荷大大提高。（3）双级无导叶对转低压涡轮双级无导叶对转低压涡轮是一种革命性的方案，有许多潜在的优点。设计权衡表明，这种方案特别适合未来军用飞机的推力要求，然而设计面临低压涡轮固有的高周疲劳问题。高负荷跨声速高压涡轮气动设计与双级无导叶对转低压涡轮的优化需要完美的多学科组合，包括气动、传热、和结构动力学。从高压涡轮来的跨声速流的强迫响应需要与低压涡轮的气动性能、冷却和结构响应综合考虑。从COPE涡轮系统结合得到的数据将修正设计程序，使低压涡轮设计的重量轻、效率高、抗高周疲劳能力强。本文重点介绍通用电气公司VCE的发展情况。1、YJ101/VCE1976年2月，在一台修改过的YJ101发动机上进行单涵道变循环发动机试验。它基本上是采用可调混合器的低涵道比涡扇发动机。这种可调混合器又叫后可调面积涵道引射器（VABI），可在发动机工作范围内平衡风扇和涡轮出口静压。结果，在低功率状态下压气机转速降低时风扇系统可以保持大的流量，而常规混排涡扇发动机在低功率状态时空气流量要降低，进气道阻力增加。这是比较简单的第一代VCE。2、GE21通用电气公司的第二代VCE是DBE，编号为GE21。它与常规混排涡扇发动机不同的是将风扇分为前后两段。后段与压气机连在一起，称为核心驱动风扇级(CDFS), 带可调进口导流叶片。每个风扇段有自己的涵道，用以在宽广的工作范围内更好第控制空气流量。后段风扇和压气机由单级高压涡轮驱动，这种独特的安排允许高压涡轮低压涡轮都采用单级。其他VCE部件有模式选择活门、前可调面积涵道引射器（前VABI）、后可调面积涵道引射器（后VABI）和可调面积低压涡轮导向器。模式选择活门用来确定发动机以涡喷或涡扇模式工作。前VABI是改变核心涵道流量的活门。该活门可进行两个风扇段之间的放气，从而控制前风扇段的失速裕度。后VABI是改变涵道气流马赫数的活门，用以保持涵道气流与核心气流掺混时的静压平衡。可调面积低压涡轮导向器允许单独控制高压涡轮转速，而使发动机具有更大的灵活性。它还可在宽广的工作范围内提高循环匹配能力。在起飞和亚声速巡航时发动机呈双涵模式。通过增加前段风扇转子转速并打开模式选择活门以及前和后VABI，使前段风扇具有最大空气流量。由于转速不匹配，核心机不能吞下所有空气流量，剩余空气通过前VABI流入外涵道。此时，关小CDFS的可调导向叶片的角度，从而减小核心流量，使发动机具有最大的涵道比。在亚声速巡航时，发动机能使进气道溢流和内部性能匹配得最佳。在发动机节流到巡航状态之前一直能保持最大流量。这样，就消除了常规混排涡扇发动机在节流过程中出现的巨大溢流和后体阻力。增加的涵道比改善了推进效率，从而改善性能并降低耗油率（15%左右）。在加速/爬升和超声速巡航时，发动机以单涵模式工作。关闭模式选择活门，关小前VABI和后VABI，仅允许少量空气通过核心涵道以冷却喷管，后风扇段和高压压气机通过前风扇的几乎全部出口空气流量。这时产生高的单位推力，以维持高速飞行。 在SCR计划下，对GE21进行了成功的试验，实现其主要目标。在最关键的VCE特征的概念、硬件和工作方面树立了信心。这为未来的VCE计划特别是F120打下了坚实的基础。3、F120F120是用于美国空军先进战术战斗机（ATF, 后正式编号为F-22）的候选发动机，通用电气公司编号为GE33。它是美国空军和海军在1983~1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列计划的产物。这些计划致力于发展最终构成F120--第三代VCE的先进发动机部件。F120是一种满足先进战术战斗机（ATF）的大功率状态高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE。这些要求由综合涡喷发动机和涡扇发动机最有吸引力的特点得到满足。与GE21一样，它能够以单涵和双涵模式工作。其变循环特征基本与GE21相同，但后来将可调模式选择活门改为比较简单的被动作动旁路活门。F120基本结构是一台带对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。两个涡轮对转，都是单级设计。F120的CDFS与压气机连在一起，然而其功能恰似一个风扇的后面级。控制系统为三余度多变量FADEC。在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。发动机顺利进入涡喷模式。F120的最终结构经过三个阶段的发展。第一阶段用XF120进行地面验证。第二阶段用YF120进行飞行试验。第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。XF120的试验证实了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度。它还验证了FADEC和二元矢量喷管的工作。XF120的试验证实了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度。它还验证了FADEC和二元矢量喷管的工作。在XF120的试验过程中，这种DBE的性能极佳。随着经验的取得和工作能力的评估，对发动机的结构作了一些细小的修改。YF120的流量比XF120的大，以满足不断改变的机体需求和喷管冷却要求。重量和复杂性被减到最小，而保障性始终作为一个关键设计目标。在 ATF的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。它还达到或超过不加力超声速巡航推力目标。F120是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。因此，F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。总的来说，F120与通用电气公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。美国在研的"联合攻击战斗机"F-35，选取了两种发动机方案，一种是普惠公司的F135，另一种是GE和罗-罗公司合作研制的F136，为与普惠公司竞争中获得更大的市场份额，GE和罗-罗公司正在加紧研制F136发动机。他们计划2004年进行该发动机的首次试验，2011年交付生产型发动机 基于F-16战斗机动力装 置选择的经验，JSF计划办公室决定洛克希德·马丁公司的F-35 JSF采用2种发动机，普惠公司的F135被选为主要动力装置，GE和罗-罗公司合作研制的F136则作为备选发动机。F136计划简况1995年，GE和罗-罗公司的推力为178千牛的F136被选作JSF的备选发动机。为使F-35的两种发动机具有完全的通用性，GE和罗-罗公司与普惠公司密切配合，这包括确定发动机与飞机机体结合面的参数和控制系统的特点，以使任一种JSF都能适合装F135或F136发动机。2000年，GE和罗-罗公司对F136的核心机进行了约80小时的试验，包括热力试验和应力谱试验以及压气机和燃烧室试验。在罗-罗公司的试验是非常成功的，因为在试验中未出现两个曾出现过的问题，一是高压涡轮的振动，经 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 后，通过重新设计GE公司的高压涡轮转子叶片和罗-罗公司的高压涡轮导向器来排除这一故障；二是燃烧室效率未达到要求，大约低2%，通过研究和试验件试验后这个问题也得到解决。2001年10月，GE和罗-罗公司与洛克希德·马丁公司签订为JSF计划研制F136发动机的合同。GE和罗-罗公司预计今年将完成F136发动机的详细设计，并将先制造2台F136，其中一台用于常规起落JSF构形的发动机和短距起飞垂直着落（STOVL）JSF构形的发动机，将在2004年进行运转试验，2011年开始交付生产型发动机。2台试验发动机都将在GE公司的位于俄亥俄州的设备上进行试验。2台试验用的F136基本相同，但都不是完全的标准生产型发动机，而涡轮将是标准生产型结构，控制系统将到系统研究和验证完成时才能达到成熟水平。GE和罗-罗公司合作研制F136，其经费分别按60%和40%的比例分配。GE公司负责设计压气机和对转的高低压涡轮以及加力燃烧室，而罗-罗公司负责风扇和主燃烧室以及第2、第3级低压涡轮。另外，GE公司还负责发动机的最后组装。GE和罗-罗公司研制F136将有3种改型，即：为常规起落的F-35研制F136-GE-100，为舰上常规起落的F-35研制F136-GE-400，为STOVL的F-35研制F136-GE-600。这三种发动机的推力都为178千牛，从进口边到加力燃烧室管道的长度为3.37米。如果F-35有可能在国际上销售，则JSF计划办公室鼓励GE和罗-罗公司与其他公司合作研制F136。目前可能的合作伙伴有荷兰的菲利普和意大利的菲亚特公司。 F136的主要部件技术F136采用了许多美国国防部实施的综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划中的新技术，如对转涡轮的"ICE"冷却技术和由艾利逊公司研究的用于燃烧室的层板合金发散冷却材料。这些技术不仅提升了发动机的技术水准，还使GE和罗-罗公司在研制F136中能紧密合作起重要作用。风扇罗-罗公司为F136的试验已制造了风扇，并在达比基地完成了风扇的组装工作，现已运到美国GE公司。这三级风扇都是整体叶盘结构，其特点是第一级采用钛合金空心宽弦叶片，第二和第三级是实心钛合金叶片。三级风扇的设计都采用了三维气动设计程序，其叶片都采用线性摩擦焊技术连接。生产型F136的第一级风扇的直径是1.09米，但迄今只制造和试验了直径为1.22米装有22片叶片的风扇。罗-罗公司原计划对这种直径较大的风扇要进行大的改进，所以早期的试验都集中在这种风扇上。试验主要包括去年进行的约30小时试验，这些试验有助于验证风扇的气流流量和效率。这项研究的经费由英国国防部支出。风扇的进一步试验将在今年末或明年初，主要验证风扇气流量和效率以及机械特性，包括振动。试验将进行100小时。拟定进行这些试验的风扇，其直径是1.22米，命名为RC104B。装20片叶片的直径为1.09米的风扇将在2004年第一台F136发动机试验时使用。压气机F136有5级高压压气机，所有级都是整体叶盘结构。在生产型发动机上，3～5级将采用惯性焊连接一起。为简化工艺，2004年用的试验发动机上的所有压气机级都采用螺栓连接。制造压气机整体叶盘结构的 方法 快递客服问题件处理详细方法山木方法pdf计算方法pdf华与华方法下载八字理论方法下载 还未确定，但高速机加和电子机加工方法是主要的。头2 级压气机将用钛合金制成，后3级用钢制造。压气机设计采用三维气动设计程序，其特点是压气机转子叶片叶尖为前掠，静子叶片为弓形后掠。为扩大失速裕度，曾考虑采用失速沟，但最后取消，因为核心机试验表明没必要采用。燃烧室F136的环形燃烧室内外壁是用一块层板合金材料制成的单头结构。它比现有F110发动机上采用的燃烧室要短，又与YF120上采用的不同，这两种发动机都是双头结构。据罗-罗公司JSF副总裁说："F136的燃烧室是一个难题，因为我们必须在很短的长度内使温度提高。"涡轮 F136的重点部件是涡轮，这部分由GE公司总负责，罗-罗公司参加部分工作。1999年末采用原设计的两涡轮试验件试验表明振动问题已消除，这是通过重新设计高压涡轮转子叶片和导向器达到的。GE和罗-罗公司采用成对涡轮设计方法，因为这种设计方法可以去掉位于最后级高压涡轮和第一级低压涡轮之间的导向器叶片。由于导向器叶片通常需要最好的冷却方式，去掉导向器意味着简化了冷却。成对设计还能缩短发动机轴承之间的距离、增加刚性和改进涡轮的性能保持。成对设计的高压涡轮转子叶片用新一代单晶材料制造，其特点是采用浇铸的"ICE"冷却方法，可使其温度在现有转子叶片的基础上提高10℃。第一级高压涡轮导向叶片采用层板合金制造。涡轮盘用普通超级合金材料制造，为简化结构和减少零部件数，涡轮盘采用无螺栓保持器设计。低压涡轮像一个整体与高压涡轮对转，它的尺寸能满足STOVL F-35飞行时的升力风扇的要求。据称，从后面向前看发动机时，高压涡轮为顺时钟转动，而低压涡轮为逆时钟