核心机

摘要： 间冷回热航空发动机作为一种新概念动力技术,可满足未来民用航空发动机对成本控制、环境友好性等方面的要求。以成熟的核心机为基础,在常规热力循环基础上增加间冷过程和回热过程,匹配低压系统派生间冷回热涡扇发动机,进行热力循环参数选择与性能仿真分析。结果表明,派生的间冷回热航空发动机性能提升明显,与常规循环发动机相比,净推力增加14.85%,耗油率降低14.02%;风扇外涵压比、涵道比、增压机压比、间冷度、回热度、外涵间冷用气量等参数对IRA性能有很大影响,合理优化热力循环参数匹配可以显著改善发动机性能。研究结果为后续间冷回热航空发动机的方案论证与开展提供了参考。

摘要： MTU公司制定洁净空气发动机(Claire)技术议程,通过开发燃气轮机技术和革命性的推进技术这两大战略,分步实现零排放航空飞行。在燃气轮机技术方面,MTU公司正在研制第2代齿轮传动涡扇发动机(GTF),进一步降低风扇压比、增大涵道比,利用压气机和涡轮部件一体化设计等方法进一步提高核心机的热效率,同时使用更轻、更耐热的新材料,如涡轮用第6代单晶和金属粉末材料;在革命性的推进技术方面,MTU公司提出了基于燃气轮机的水增强涡扇发动机(WET发动机)和飞行燃料电池(FFC)方案,其中FFC要求对整个动力系统进行电气化,从而实现零排放航空飞行。

摘要： 核心机试验进气范围宽,从常温常压状态到加温加压进气状态,进行进气温度和压力调节的同时给核心机带来大量的过渡态工作过程,对核心机气动稳定性提出了较高的需求,通过压气机进口可调静子叶片角度(α2)的调节可以有效提升稳定裕度,需要设计出合理的压气机α2规律来保证核心机的试验安全。为了研究压气机进口可调静子叶片角度控制规律,以整机大量试验数据为基础,以发动机相似原理为理论依据,分别在核心机稳态、加速和减速等不同状态下开展核心机与整机压气机进口可调静子叶片角度控制规律对比研究。结果表明:最终确定的压气机α2稳态规律与整机的n2R25-α2控制规律相同,遵循在加速过程中稳态基础上偏关2°、在减速过程中稳态基础上偏关5.5°的控制规律,确保压气机在试验过程有较好的稳定裕度,保证试验安全。

摘要： 采用可移动插板对双轴涡扇发动机核心机抗压力畸变能力进行试验研究,完成了进口压力畸变条件下的稳态逼喘试验,获取了核心机的临界压力畸变强度和压力畸变敏感系数,分析了进口压力畸变对核心机气动稳定性及部分性能参数的影响。详述了核心机逼喘试验设备、试验方法和试验结果分析。结果表明,该试验方案可行、数据可靠、结果有效,能满足核心机逼喘试验需求。为实现准确的整机稳定性综合评估提供了重要的技术基础,促进了发动机稳定性综合评估体系的完善。

摘要： 2021年3月29日,美国国家航空航天局(NASA)发布了混合热效率核心机(HyTEC)项目研究公告(NRA),向工业界征集研究方案,旨在将涡扇发动机的燃油效率提高5%~10%,开发适用于下一代单通道客机的发动机技术,以确保美国在发动机领域继续处于领先地位。针对小型高功率密度核心机技术,美国国家航空航天局(NASA)格伦研究中心(GRC)在2020年8月发布了混合热效率核心机(HyTEC)项目的信息邀请书(RFI)。

摘要： 顺应航空业可持续发展的历史趋势,美国国家航空航天局(NASA)已经将电推进系统、小型化核心机、跨声速桁架支撑机翼以及复合材料快速制造作为下一代民用飞机和发动机的关键技术创新领域。随着可持续发展成为全球航空产业议程的重中之重,大西洋两岸都在紧锣密鼓地制订计划并进行新一轮的大规模技术演示,为下一代商用飞机和发动机研发铺平道路。

摘要： 为了保证闭式布雷顿循环核心机在空间核电推进系统内能够稳定运行,需要在其调控过程中同时控制多个系统变量参数,设定合适的初始状态和调控策略.通过对整个闭式布雷顿循环的系统仿真,模拟了不同初始压力的情况下核心机在升速加载过程中的系统参数变化情况.在核心机转速与反应堆加热协同配合的调控策略下,压气机在整个升速加载过程中可以始终处于稳定运行区间内,而循环系统的初始压力会影响核心机加载过程中的各项参数,尤其是涡轮入口温度.在相对较低的系统初始压力情况下,需要在更高的涡轮入口温度条件下,才能够达到与高初始压力情况下相同的满状态电功率输出.仿真结果验证了以精确转速控制作为运行标准的核心机调控策略可行性,同时可以为循环系统不同阶段的热试车试验提供指导建议.

摘要： 为了提高航空发动机核心机起动过程数学仿真模型的计算精度,提出了辨识法建模的思路,主要借助核心机试车数据,通过求解转子扭矩平衡方程和燃气扭矩特性方程,建立核心机起动数学模型.在燃气扭矩特性的计算求解中,创新性地提出了起动加速过程"虚拟稳态"的概念.利用辨识模型对某型核心机的起动过程进行了仿真计算,并利用试车数据对辨识模型的计算结果进行了校核.结果表明:辨识法可用于建立核心机起动数学模型,且辨识模型具有较高的计算精度,计算结果与实际试车数据之间的误差小于2％,因此辨识模型可作为核心机试车调试的辅助手段.随着核心机试车数据库的完善,辨识模型还将进一步发展,其计算能力和计算精度还将继续提高.

摘要： 20世纪60年代以来,美国空军通过核心机计划开展技术验证和提高技术成熟度,建立了丰富的经过验证的核心机关键技术储备,此后投入使用的先进航空发动机均为这一技术途径的产物。由高压压气机、燃烧室和高压涡轮组成的发动机核心机(如图1线框内所示),包括了推进系统中温度最高、压力最大、转速最高的组件,其成本和周期在发动机研制中占比重大,是发动机研制主要难点和关键技术最集中的部分。

摘要： NASA的混合热效率核心机(HyTEC)项目团队授予GE公司和PW公司6份总价值达1880万美元的成本分摊合同,以协助其解决缩小发动机核心机尺寸所面临的具体技术挑战。这些技术挑战包括:(1)先进的高压压气机——开发机匣处理技术和先进设计方法,通过设计更小的零件和更紧密的间隙,使小型核心机在保持可操作性的同时优化性能和效率。

摘要： 目前,我国通过开展一系列航空发动机核心机的设计与试验,已基本掌握了核心机设计的关键技术,取得了一定成就.研制设计核心机必须要设计一个可试验、可测试的综合试验平台,即核心机试验机.本文主要探讨核心机试验机的一些设计思想和设计技术.核心机是航空发动机的重要组成部分，它包括了发动机系统中温度最高、压力最大、转速最高的组件和系统(压气机、燃烧室、高压涡轮、传动等)。设计核心机试验机如同设计一台单转子燃气涡轮发动机，是一个多学科、多专业共同参与的设计过程，带有一定设计难度。一个可靠性较高、可测试性较好的核心机试验机，可以确立为通用试验机，即不同尺寸的核心机均可采用结构形式相类似的试验机，以便降低设计难度和成本。

摘要： 针对某型核心机试车需求,对台架进气加温设备及测控系统进行了改造,开发了基于组态软件的进气加温控制系统.通过对人机界面中参数的监控和调节,实现了对控制系统的进气压力、温度、流量的实时调节,满足了核心机在不同工作状态下的试车需求.试验结果表明该套系统具有较高的稳定性和可靠性,以及良好的工程应用价值.

摘要： 通过试验研究介绍了压气机进口导叶调整对某型核心机亚声速巡航性能的影响,分析了核心机亚音速巡航性能随高压压气机导叶角度的变化规律,对比了各导叶角度下的性能结果,从而确定最优的导叶控制规律以满足亚音速巡航性能的设计要求.

摘要： 空气系统引气流量在发动机热端部件冷却中起着至关重要的作用,引气流量测量的准确性对空气系统设计具有重要的意义.本文根据以往空气流量的测量经验,推导管路中的流量计算模型,进行三维流场计算,得到能够表征流场特征的总温总压测量截面和测点设置方法,并利用不同引气流量条件的计算结果与引气管流量设计值的对比以验证模型.结果表明,由计算模型所得出的引气流量与理论设计值基本一致.此外,本文还提出了引气管流量系数校准试验与核心机上引气管流量系数的关联法则.

摘要： 针对某型发动机的核心机加速控制规律采用燃油开环控制的问题,本文提出基于转速变化率来设计其加速过程控制规律,利用转速可快速精确测量的特点,实现对该型核心机加速过程的闭环控制.通过理论推导计算核心机的共同工作线和加速过程对应的最佳加速过程线,并根据不同相对换算转速点对应的剩余功率计算转子转速变化率,得到基于转速变化率的加速过程控制律.理论推导和算例仿真表明,此方法满足加速控制规律要求且控制品质良好.

摘要： 本文探讨了国外航改燃机的技术途径,研究了一种基于核心机的航改燃气轮机总体方案设计计算方法,可以快速地进行基于某一核心机的航改燃机的总体方案的参数匹配计算.

摘要： 核心机结构复杂,工作环境十分恶劣,一旦发生故障损失惨重。本文首先给出了核心机故障诊断的总体方案,然后从小波分析的角度出发,分析了传统傅里叶变换和窗口傅里叶变换的不足,对小波变换、Mallat算法和小波包变换进行了介绍。最后结合高空台试验中核心机故障诊断的具体要求,提出了基于故障频率、基于频率突变点、基于特征向量的诊断方法,并对各种方法进行了仿真分析。

摘要： 随着航空发动机技术的不断成熟，据此衍生的舰用燃气轮机得到更好的发展。本文为解决工程中遇到的基于核心机的间冷燃机总体参数选取问题，编制了一种可以快速、合理的匹配计算整机循环参数的计算程序。编制的方法采用设计点与非设计点稳态计算相结合的方法，并给出计算实例，经总体性能计算软件验证表明，计算结果合理有效，可以进行工程应用。

摘要： 通过中外四型发动机结构比较,揭示出我国型号研发的技术差距.本文从设计角度浅析了建立核心机预研机制、开发控制源代码设计软件、掌握三维、黏性叶片气动设计及取消高、低压对转涡轮导向器等设计关键技术;从材料角度浅析了突破第三代粉末高温合金、单晶高温合金材料及陶瓷、碳/碳复合材料等关键材料技术;从制造角度浅析了火焰筒、涡轮叶片层板组合、扩散连接,整体叶盘和整体叶环等关键制造技术,从技术层面提出了一些关键技术对策和建议,可供有关领导、部门决策参考.

摘要： 高性能推进系统工程预研(简称"高推预研")按照定向基础和应用研究—部件—核心机—验证机—型号研制的科学研发规律,开创了我国航空发动机预先研究的先河,对自主研制航空发动机的发展道路进行了探索,取得了宝贵经验,在预研实践中凝聚形成的"拼搏、求实、协作、奉献"的中推精神是突破我国航空动力发展"瓶颈"的宝贵精神财富,对我国中等推力涡扇发动机研制具有启示意义.

摘要： 本发明涉及泡沫铸造型壳（31）、离心机转鼓（30）、用于生产包围了离心机的转鼓（2）的热绝缘件（32）的方法、以及离心机。所述泡沫铸造型壳（31）被配置为一次性工具，该一次性工具用于使用热绝缘材料对所述转鼓（2）进行泡沫包围。因此，能够显著地减少具有热绝缘件的转鼓（2）的离心机转鼓（30）的生产复杂度和生产成本。

摘要： 本发明涉及泡沫铸造型壳（31）、离心机转鼓（30）、用于生产包围了离心机的转鼓（2）的热绝缘件（32）的方法、以及离心机。所述泡沫铸造型壳（31）被配置为一次性工具，该一次性工具用于使用热绝缘材料对所述转鼓（2）进行泡沫包围。因此，能够显著地减少具有热绝缘件的转鼓（2）的离心机转鼓（30）的生产复杂度和生产成本。

摘要： 本发明涉及发动机核心机架装置以及发动机核心的拆除和运输方法。大直径燃气涡轮发动机的运输是有问题的。在这种情形下，已知将风扇组件(30)从发动机核心(1)和其它部件分离，以便于运输。风扇组件(30)与发动机核心(1)的分离需要增加不便性和成本的起重架。通过利用具有形式为起动带(43)的悬挂元件(43)的台架(2，44)，能够通过一般沿着平台(2，44)内的轨道(21)侧向移动的托架推车(3，45)来移除发动机核心(1)，直到将台架上的发动机降低至地平面为止，其中形式为起动带(43)的悬挂元件(43)从已有支架(31)向下延伸。然后，台架(2，44)与托架推车(3，45)可用作运输发动机核心的机架。

摘要： 本发明的基于核心机特性试验数据修正核心机性能数学模型的方法，属于航空发动机试验和设计技术领域，解决现有技术中的方法使核心机理论模型计算结果难以与实际核心机特性试验结果吻合的技术问题。包括：S101：确定部件参数和核心机换算流量、压比和温比与核心机换算转速的二维曲线图，即为，特性图；S102：部件参数修正部件特征；S103:根据所述部件参数确定核心机理论模型的应变量结果；S104：确定理论模型并与核心机特性图相同或一致，确定出核心机理论模型自变量修正系数；S105:通过所述自变量修正系数确定部件性能偏离所述理论模型的偏差量。本发明的方法优化发动机的设计。

摘要： 本发明涉及发动机核心机架装置以及发动机核心的拆除和运输方法。大直径燃气涡轮发动机的运输是有问题的。在这种情形下，已知将风扇组件(30)从发动机核心(1)和其它部件分离，以便于运输。风扇组件(30)与发动机核心(1)的分离需要增加不便性和成本的起重架。通过利用具有形式为起动带(43)的悬挂元件(43)的台架(2，44)，能够通过一般沿着平台(2，44)内的轨道(21)侧向移动的托架推车(3，45)来移除发动机核心(1)，直到将台架上的发动机降低至地平面为止，其中形式为起动带(43)的悬挂元件(43)从已有支架(31)向下延伸。然后，台架(2，44)与托架推车(3，45)可用作运输发动机核心的机架。

摘要： 本发明公开了一种适用于核心机密数据安全传输的方法，包括步骤：S1、服务器生成随机数，并将随机数传输至浏览器；S2、需要传输机密数据时，服务器获取当前时间作为时间值，采用TOTP算法对时间值和随机数进行计算以生成动态口令，根据动态口令将传输的原始数据加密后生成加密数据，将加密数据与时间值一起传输至浏览器；步骤S3、浏览器采用TOTP算法对时间值和随机数进行计算以得到动态口令，并根据动态口令解密加密数据，得到原始数据。由于随机数不会被网页的代码公开，因此仅有服务器以及浏览器知晓，且采用了TOTP算法生成动态口令，因此其泄露的风险较低，提升了安全性，能实现机密数据的安全传输。

摘要： 本发明提供了一种核心机试车台供气系统，采用压气机试验器的排气系统，可以提供大流量、加温、加压的空气，最大化利用现有试验设备，避免为核心机试车台建立专用的全流量气源系统；采用辅助气系统，可以提供小流量、加压和温度可调的空气，配合掺混方案，可以便利的调节核心机试车台的供气流量、温度，并可以避免为核心机试车台建立大流量、大功率的加温系统；另外配备大气进气系统在核心机组件启动阶段，方便核心机组根据需求自动吸入大气。

摘要： 本发明公开了一种高压涡轮叶片振动应力动测核心机试验器的进气机匣，其包括进气机匣外环、进气机匣内环和空心连接支板，进气机匣外环布置在进气机匣内环外部，进气机匣外环和进气机匣内环之间通过周向均布的连接支板连接，连接支板为空心支板，进气机匣内环的内腔中布置滑环引电器，滑环引电器上连接的引线由连接支板穿出。本发明进气机匣前端与试验台管路连接，后端与核心机试验器中介机匣，为试验器提供进气通道；进气机匣内环空腔能够满足引电器在试验器上的安装，满足高压涡轮叶片振动应力动测的测量需求；空心支板为冷却气管路及引线提供通道，通过冷却管路在试验中对引电器进行冷却，通过引线将试验数据传输至处理设备。

摘要： 本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种航空发动机核心机试验加温加压程序设计。该方法主要包括：步骤S1、确定核心机加温加压过程的参数范围；步骤S2、构建参数范围矩阵；步骤S3、根据核心机加温加压过程中的限制条件，构建限制条件矩阵；步骤S4、将不利条件转速进行建模；步骤S5、确定不利条件转速的时间域；步骤S6、根据不利条件转速的时间域改变核心机换算转速，从而制定核心机加温加压控制计划。本申请实现加温加压过程中在限制转速下尽可能少的时间停留，避免了核心机叶片等结构件出现共振或结构等故障。

摘要： 本实用新型公开了一种航空发动机核心机尾喷管以及航空发动机核心机，涉及航空发动机领域，用以改善对尾喷管的冷却。该航空发动机核心机尾喷管包括尾喷管本体、罩体以及引气管。尾喷管本体被构造为环形的且具有通道；尾喷管本体的壁体开设有气膜孔，气膜孔与通道连通。罩体设于尾喷管本体的外侧，罩体的内壁和尾喷管本体的外壁之间围成空腔。引气管安装于罩体，且与空腔流体连通。上述技术方案提供的航空发动机核心机尾喷管，用于从试验台引入冷却气流，冷却气流在尾喷管内壁形成气膜，从而实现整个尾喷管壁面的降温，进而实现对核心机喷管的冷却，降低甚至避免了高温带来了材料力学性能的快速折减，提高了尾喷管结构的耐高温能力。