喷气式发动机

摘要： 在喷气式飞机已经如此成熟的今天,有多少人知道,开启喷气机时代的鼻祖是谁?如果你对航空历史有所了解,应该可以猜到大概的方向,它并非来自如今航空技术最为发达的美国,而是来自二战期间各种军事“黑科技”层出不穷的德国。世界上第一架使用喷气式发动机飞行的飞机,是由德国亨克尔公司私人投资的He178,它于1938年8月27日首飞,自此开启了人类航空史的新时代。

摘要： 涡轮喷气式发动机(英文turbojet engine,以下简称涡喷发动机)是涡轮发动机的一种,完全依赖燃气流产生推力,通常用作高速飞机的动力。现代涡喷发动机的主要元部件包括进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等。

摘要： 在第二次世界大战后期,德国研制了若干种使用喷气式发动机或者火箭发动机的战斗机作为“秘密武器”,企图凭借性能优势夺回制空权。但由于战局已经不利于德国,它不仅丧失了不少资源产地,工业生产潜力也被盟军的战略轰炸所削弱,因此这些“末日战机”其实很难达到预期的生产和作战效率。

摘要： 陈赛娟(中国工程院院士、上海交通大学医学院教授)回顾历史不难发现,科学技术在人类社会的发展历程中扮演着不可或缺的角色,谁掌握了先进科学技术并拥有强大的科技创新能力,谁就能够赢得发展先机,掌握发展主动权。英国通过蒸汽机的发明带动工业革命,继而出现了电磁波、雷达系统、喷气式发动机等一批重大科技创新发明。

摘要： 利用自主研发的计算流体力学软件trip2.0,对某型民机两种典型构型进行了全机-进气道的一体化数值计算,模拟分析了发动机进气道内的流场,获得了相关流场畸变数据;并将发动机匹配流量下不同攻角和不同流量下相同攻角的计算结果与试验值进行了对照比较,获得了良好的一致性.数值试验表明,本文方法对此类问题完全适用,在正常飞行的攻角范围和总压损失情况下,计算结果完全可以满足工程使用的需要,为数值计算广泛应用于全机-动力系统的一体化设计提供了重要的数据支持.

摘要： 利用自主研发的计算流体力学软件trip2.0,对某型民机两种典型构型进行了全机-进气道的一体化数值计算,模拟分析了发动机进气道内的流场,获得了相关流场畸变数据;并将发动机匹配流量下不同攻角和不同流量下相同攻角的计算结果与试验值进行了对照比较,获得了良好的一致性.数值试验表明,本文方法对此类问题完全适用,在正常飞行的攻角范围和总压损失情况下,计算结果完全可以满足工程使用的需要,为数值计算广泛应用于全机-动力系统的一体化设计提供了重要的数据支持.

摘要： 利用自主研发的计算流体力学软件trip2.0,对某型民机两种典型构型进行了全机-进气道的一体化数值计算,模拟分析了发动机进气道内的流场,获得了相关流场畸变数据;并将发动机匹配流量下不同攻角和不同流量下相同攻角的计算结果与试验值进行了对照比较,获得了良好的一致性.数值试验表明,本文方法对此类问题完全适用,在正常飞行的攻角范围和总压损失情况下,计算结果完全可以满足工程使用的需要,为数值计算广泛应用于全机-动力系统的一体化设计提供了重要的数据支持.

摘要： 利用自主研发的计算流体力学软件trip2.0,对某型民机两种典型构型进行了全机-进气道的一体化数值计算,模拟分析了发动机进气道内的流场,获得了相关流场畸变数据;并将发动机匹配流量下不同攻角和不同流量下相同攻角的计算结果与试验值进行了对照比较,获得了良好的一致性.数值试验表明,本文方法对此类问题完全适用,在正常飞行的攻角范围和总压损失情况下,计算结果完全可以满足工程使用的需要,为数值计算广泛应用于全机-动力系统的一体化设计提供了重要的数据支持.

摘要： 利用自主研发的计算流体力学软件trip2.0,对某型民机两种典型构型进行了全机-进气道的一体化数值计算,模拟分析了发动机进气道内的流场,获得了相关流场畸变数据;并将发动机匹配流量下不同攻角和不同流量下相同攻角的计算结果与试验值进行了对照比较,获得了良好的一致性.数值试验表明,本文方法对此类问题完全适用,在正常飞行的攻角范围和总压损失情况下,计算结果完全可以满足工程使用的需要,为数值计算广泛应用于全机-动力系统的一体化设计提供了重要的数据支持.

摘要： 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(OsculatingInward turning Cone Waverider Inlet OICWI)一体化设计技术.基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合.粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀.

摘要： 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(OsculatingInward turning Cone Waverider Inlet OICWI)一体化设计技术.基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合.粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀.

摘要： 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(OsculatingInward turning Cone Waverider Inlet OICWI)一体化设计技术.基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合.粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀.

摘要： 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(OsculatingInward turning Cone Waverider Inlet OICWI)一体化设计技术.基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合.粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀.

摘要： 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(OsculatingInward turning Cone Waverider Inlet OICWI)一体化设计技术.基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合.粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀.

摘要： 本发明公开了一种可上下左右改变喷出气流方向、可连续调节喷出气流量，并可开、关控制喷出气流的喷气式航空发动机矢量喷管。本发明更改之前喷气式航空发动机矢量喷管的设计思路，改变以前喷气式航空发动机矢量喷管的形状，工艺较之前的设计大幅简化，生产制造的难度也大幅降低。这种喷气式航空发动机矢量喷管的发明，使我们可以通过在飞行器上安装压力腔、让航空发动机产生的高压气流喷进飞行器的压力腔，再通过分别关闭、开启及连续调节连接在飞行器压力腔上各个喷气式航空发动机矢量喷管喷出的气流量，达到更容易控制飞行器姿态的目的。

摘要： 本发明涉及一种用于喷气式飞机发动机的喷管(2)。喷管(2)的喷管壁面(20)形成有至少一条狭缝(24)，狭缝(24)朝向喷管(2)的喷管出口(23)延伸并终止于喷管(2)的喷管后缘(25)。狭缝(24)的宽度沿喷管内外的气流流动方向(21、22)单调增加。上述喷管能够在降低其排气噪声的同时，不对喷气发动机的推力等性能造成明显的不利影响。本发明还涉及配备上述喷管的喷气发动机和喷气式飞机。

摘要： 本发明公开了一种可上下左右改变喷出气流方向、可连续调节喷出气流量，并可开、关控制喷出气流的喷气式航空发动机矢量喷嘴。本发明更改之前喷气式航空发动机矢量喷嘴的设计思路，采用全新的设计方案，大胆改变以前喷气式航空发动机矢量喷嘴的形状，工艺较之前的设计大幅简化，生产制造的难度也大幅降低。这种新型喷气式航空发动机矢量喷嘴的发明，使我们可以通过在飞行器上安装压力腔、让航空发动机产生的高压气流喷进飞行器的压力腔，再通过分别关闭、开启及连续调节连接在飞行器压力腔上各个新型喷气式航空发动机矢量喷嘴喷出的气流量，达到更容易控制飞行器姿态的目的，从而生产出像汽车那样普通人都可驾驶的喷气式可垂直升降飞行器。

摘要： 本发明涉及一种用于喷气式飞机发动机的喷管(2)。喷管(2)的喷管壁面(20)形成有至少一条狭缝(24)，狭缝(24)朝向喷管(2)的喷管出口(23)延伸并终止于喷管(2)的喷管后缘(25)。狭缝(24)的宽度沿喷管内外的气流流动方向(21、22)单调增加。上述喷管能够在降低其排气噪声的同时，不对喷气发动机的推力等性能造成明显的不利影响。本发明还涉及配备上述喷管的喷气发动机和喷气式飞机。

摘要： 本发明的目的为提供一种用于制造喷气式发动机燃料用组合物的方法，和燃料用组合物。所述方法能以高收率制造具有优异品质的喷气式发动机燃料用组合物，即使当使用FT合成油由来的喷气式发动机燃料基材时。为了实现这个目的，本发明的特征在于通过将特定的费托(FT)合成喷气式发动机燃料基材与特定的石油系喷气式发动机燃料基材混合以使FT合成喷气式发动机燃料基材的比例在20体积％至80体积％的范围内。

摘要： 本发明涉及一种通风管，用于引导在包括至少一个中空旋转轴杆(2)的涡轮喷气式发动机中的气流，所述通风管被安装在至少一个中空旋转轴杆(2)内，所述通风管整体沿着轴A延伸。该通风管特征在于，它包括至少两个管段(8a，8b)，其旨在被纵向对齐并且互相装配在一起，同时保持在它们其中相对平移方面的自由程度，至少一个段(8b)设置有可变形部件(16)，当所述管段(8a，8b)相对于彼此沿着涡轮喷气式发动机(1)的轴杆(2)锁紧时，其结构径向地变形，以便支承在所述轴杆(2)上。本发明促进所述通风管的安装。

摘要： 本发明的目的为提供一种用于制造喷气式发动机燃料用组合物的方法，和燃料用组合物。所述方法能以高收率制造具有优异品质的喷气式发动机燃料用组合物，即使当使用FT合成油由来的喷气式发动机燃料基材时。为了实现这个目的，本发明的特征在于通过将特定的费托(FT)合成喷气式发动机燃料基材与特定的石油系喷气式发动机燃料基材混合以使FT合成喷气式发动机燃料基材的比例在20体积％至80体积％的范围内。

摘要： 本发明涉及一种通风管，用于引导在包括至少一个中空旋转轴杆(2)的涡轮喷气式发动机中的气流，所述通风管被安装在至少一个中空旋转轴杆(2)内，所述通风管整体沿着轴A延伸。该通风管特征在于，它包括至少两个管段(8a，8b)，其旨在被纵向对齐并且互相装配在一起，同时保持在它们其中相对平移方面的自由程度，至少一个段(8b)设置有可变形部件(16)，当所述管段(8a，8b)相对于彼此沿着涡轮喷气式发动机(1)的轴杆(2)锁紧时，其结构径向地变形，以便支承在所述轴杆(2)上。本发明促进所述通风管的安装。

摘要： 本发明涉及航空喷气式发动机技术领域。特别是航空喷气式发动机尾部喷出发动机外的燃气动能再利用技术。通过该发明，使航空喷气式发动机的飞行器额外获得了几吨的向上升力。提高了现有航空喷气式发动机的工作效率。

摘要： 一种独扇式水油合用喷气式发动机属于农用机械+汽车节能+航海航空+国防科技等领域，是一种结合活塞缸式发动机与喷气式发动机的优点，通过特殊的一体叶轮机将压缩气体的耗能降到最低，利用优良的导热材料如铜管组件⑥、耐温耐压高导热管组件吸收发动机燃烧仓组件⑦、助推器辐射的大量废热并加热过管的水使形成高热速喷射的水蒸气加以利用，通过反推排气轮⑨、尾端盖增加对高喷热流的方向、流量和扭矩的控制，使成为简洁高效的多用途的新型发动机；可用于汽车、摩托车、农用机械、无人机、航海航空等领域，未来还可用于飞行汽车，市场非常巨大。