我国航空发动机进展概况

来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 19:39:43
不知道会不会有泄密之嫌
先发点资料得题目让版主鉴别一下
"推重比10一级发动机技术改进方案分析"
""推重比15一级发动机有关总体性能的关键技术和难点分析"
" 某型双轴加力涡扇发动机实时性能仿真模型"
" 推重比—10级发动机综述"
" 以已有核心机为基础进行发动机系列发展的初步研究"不知道会不会有泄密之嫌
先发点资料得题目让版主鉴别一下
"推重比10一级发动机技术改进方案分析"
""推重比15一级发动机有关总体性能的关键技术和难点分析"
" 某型双轴加力涡扇发动机实时性能仿真模型"
" 推重比—10级发动机综述"
" 以已有核心机为基础进行发动机系列发展的初步研究"
Bump进气道设计研究
对发动机进气系统Bump进气道进行了设计、CFD计算及风洞试验研究。设计了三种进气道进口鼓包方案,对三种方案在Ma=1.5、1.8、2.0的状态进行了对比试验,选出一种方案进行了亚音速及大攻角试验。试验结果表明,在超音速高马赫数状态,该Bump进气道具有喘振裕量大、不需要附面层抽吸的优点,但四唇缘Bump进气道对攻角相对比较敏感。

呵呵,充分说明bump进气道我国已经基本掌握了设计方法并可以自行加以改进
推重比15?？？？？

什么材料？
推重比10一级的通过改进部分技术就可以达到12
再通过材料改进就可以达到15
(一篇资料里说的)
我等结果，过程不在乎
公开论文贴之无妨，如果不放心可以只贴出处，大伙自己去弄
不过是座谈会而已,不用大惊小怪.
推比10的核心机可能说的是CJ2000，15的那个呢？
呵呵
先发点有关歼十的
推重比12～15发动机技术途径分析
【中文摘要】 依据发动机数据库统计结果和大量计算研究 ,本文探讨了提高发动机推重比的技术途径。在当代高性能发动机参数的基础上 ,依靠气动热力学的进步和配以相应材料、工艺技术 ,发动机推重比可达到约 1 2 ;进一步依靠发动机部件设计技术的提高 ,减少叶片机级数、采用整体叶盘结构、高通流设计 ,可使发动机推重比达到 1 3～ 1 4左右 ;要想使推重比达到 1 5,还需采用强度高、比重小的非金属和金属复合材料
【中文摘要】 本文在变几何涡扇发动机推进系统性能模型基础上，采用综合优化方法，分别以安装推力最大、安装耗油率最低和涡轮前温度最低为推进系统性能寻优的目标，针对某高推重比加力涡扇发动机进行了稳态安装性能最优化计算。分析结果表明，对于包含多个可调节几何参数的军用加力涡扇发动机而言，在基准调节规律的基础上对发动机进行性能寻优控制，可以明显改善推进系统的性能，从而大幅度提高飞机的综合作战能力。

     这个高手应该可以分析出作战半径,载弹量之类的东西
轴对称矢量喷管机构优化设计
【中文摘要】 本文介绍了矢量推力技术的发展、现状和目前工程应用的主要矢量喷管方案。针对某轴对称矢量喷管,开发了优化设计程序,给出了建立数学模型、选择优化设计目标函数的一般方法。
15?2020年有希望
原帖由 狼行天下 于 2006-9-30 12:28 发表
15?2020年有希望

那咱们的新机要等到2020？:(
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