航空发动机AL-31或WS-10的加力燃烧室冷却气流最后是经过尾喷管鱼鳞片的内部还是外部吹出?

天堂桃花2022-10-04 11:39:541条回答

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幻mm 共回答了24个问题 | 采纳率87.5%
内部.因为内部的优点明显.热传递有三种:热传导热对流热辐射.内部的结构可以形成气膜.尽量让热气流与尾喷管不直接接触.对降低红外和材料寿命有帮忙.而且结构简单.
我的帮助不需要回报,只希望你给我一个承诺.在别人需要帮忙的时候,请你也能帮助他.
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1年前

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为何要几乎同时研制太行、秦岭、昆仑3种航空发动机,研制一种最先进的不是更经济吗?
为何要几乎同时研制太行、秦岭、昆仑3种航空发动机,研制一种最先进的不是更经济吗?
从现状上看中国装备制造没有实现“预研一代”“设计一代”“装备一代”!
而是“外国淘汰一代”,“中国引进一代”,“花了10-20年仿制一代”,“落后一代”,“中国再引进一代”再重复下去啊!
另外,中国应该没有成千上万的科学家吧?有成千上万的工程师还可能,但是工程师和技工队伍的质量和欧美日还有很大差距吧.
anatori1年前1
这又何苦 共回答了22个问题 | 采纳率95.5%
这个跟我们国家的投资有关系,20世纪60年代初我国开始研制涡扇6大推力涡扇发动机,根据606所资料统计,20 年研制经费共计只有1.5亿元,平均每年750万元.当研制进入关键阶段,需要高投资强度时,竟然有两年每年只给200万元,以这样投资总额和投资强度来研制先进大型航空动力系统简直是难以置信,但历史事实就是如此.
在上世纪90年代以前,我们给航空工业的整个儿投入,尚不及我们对越南援助的1/10,不及给朝鲜援助的零头,甚至不及给阿尔巴尼亚的援助!而同一时期,我国引进斯贝MK202发动机进行仿制,却花费了13亿元人民币.
你认为我们这样能造出好的发动机吗?
航空发动机问题,怎么设计一个环保的燃烧室或怎么设计减少燃烧室的污染?
这么多应1年前1
耐磊磊耐华谊 共回答了18个问题 | 采纳率94.4%
不是单一的部件就能达到想要的效果的,燃烧室设计得再好、与压气机不匹配也是白搭.想以环保为前提的喷气式航空发动机,在设计之初就要有包线、从启动之初到最高功率都尽可能让压气机输送合适、稳定气流进入燃烧室,与燃料完全混合并燃烧.而燃烧室就是把高速高压气流减速、形成燃烧区、而燃烧区里又有分富油区和贫油区、比较复杂.字符有限,总之相对来说能帮助完全燃烧的燃烧室是最环保的.
我的帮助不需要回报,只希望你给我一个承诺.在别人需要帮忙的时候,请你也能帮助他.
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喷气式发动机研究君羊:33436108.欢迎志同道合的友人.因
群规模小、只能留下真心研究这个事物的朋友,只图新鲜者、
叶公好龙等.请慎重加入.还有发广告者不要加,网络已经快
没有专心学东西的静土了,请求你们给我们这一小群特殊爱好者
一片清澈的天空,谢谢.
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航空发动机尾喷管有哪些类型以及它们各自的特点,谢谢!
muyc1deaq520_4_1年前1
thst 共回答了19个问题 | 采纳率100%
两种分类方法:1,收敛和收敛扩张;2,喷口面积可调和不可调.
不可调节的收敛形尾喷管(固定喷口的亚声速尾喷管):结构最简单,重量最轻,广泛应用于亚声速及低超声速飞机上的不带加力燃烧室的涡喷发动机,及涡轮后燃气焓降较小的涡桨和涡扇发动机.(如WP5甲的尾喷管)
可调节的收敛形尾喷管:能使发动机在各种工况下都获得良好的性能,带加力的发动机必须采用可调节的尾喷管,保证在家里状态下相应地加大喷口.有的发动机通过改变喷口面积来改变工况.其主要类型有:多鱼鳞片式,双鱼鳞片式,移动尾椎体式,气动调节式.(鱼鳞片又叫调节片,多鱼鳞片式参考WP6,WP7)
可调节的收敛扩张形尾喷管:超声速飞机用(无论有无加力),其燃气的膨胀比很大,用此型尾喷管减小燃气不完全膨胀的推力损失.有移动尾椎体式和多调节片式等.(如AL-31f)
超声速飞机还用过引射式尾喷管,用引气气流调节主流的膨胀比.
以上尾喷管是直流式的,燃气向后排出.
还有偏转燃气流的,如“飞马”发动机,带有折流板,用于短距/垂直起降,类似的还有F-135发动机,3轴承旋转喷管,用于STOVL.
除此之外,还有用于减速,缩短降落时的滑跑距离,或飞行中机动,减速的反推力装置,主要是将燃气流偏转向前方,产生反推力.有蛤壳形门式,戽斗式门,外涵反推装置.
航空发动机地面试车 推力 怎么测
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重点是测力仪器
lily8211年前1
山指 共回答了15个问题 | 采纳率93.3%
冲量等于动量的变化量,你求出了冲量也就可以间接的求出力来.集体的,你去查下资料
.谢谢
请问:航空发动机推力一千牛等于多少公斤?
244860051年前1
任oo喋喋不休 共回答了21个问题 | 采纳率85.7%
1千克力=9.81牛顿
1牛顿=0.102千克力
1000牛顿=102千克力
G=mg
m=G/g=1000牛/(9.8牛/千克)=102千克=102公斤
求GP7000航空发动机的推重比和耗油率
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SFC应该在0.50KG/daN.h左右 我想知道确切的数据
蓝若白芷1年前1
hiellen 共回答了16个问题 | 采纳率93.8%
Gp7270推力311千牛重量6712公斤推重比4•73耗油率不知道我有时间再查,资料太乱.刚查到Sfc是1.4%数看来有点小,但我的资料就是.1.4%*311/9.8=0.444
关于发动机的喷管最近学了航空发动机的喷嘴,亚声速喷管为渐缩喷管,管内为增速增压过程;出口最大达到声速;超声速喷管为缩放喷
关于发动机的喷管
最近学了航空发动机的喷嘴,亚声速喷管为渐缩喷管,管内为增速增压过程;出口最大达到声速;超声速喷管为缩放喷管(拉法尔管),其中缩和放过程均是增速增压过程,在喉部达到声速,出口超声速.关于这两个喷管我有些地方不是很理解:
1.发动机的涡轮静叶为渐缩通道,燃气在内部膨胀,燃气主动增速减压,燃气的焓转化为动能;发动机的压气机动叶为渐扩通道,空气被动增速增压,整流环也为扩散型通道,空气在其中主动减速增压.那么,为什么发动机喷嘴无论缩还是扩的过程都能增速增压呢?是主动被动的问题么?还是声速的问题?
2.亚音速段,要使气流加速只能渐缩型流道;超音速段,要使气流加速只能渐扩型流道,在喉部位置恰好为声速,那么发动机运行中工况千变万化,能够保证喉部位置永远恰好为声速吗?当喉部位置不是声速时,喷管中气流是怎样变化的呢?
本人本科生,学艺不精,积分又少,麻烦大家伙了,
dong8405191年前2
li2008211 共回答了18个问题 | 采纳率88.9%
唉,这些东西确实是很难的,我现在也有很多东西都不懂得.气体在压气机动子中被动做功,往气体中加功,总焓上升,所以,尽管是亚声速扩张通道但是速度却增大,这样说可以理解么?在压气机静子中就和亚声速喷管中的情况一样了.而在涡轮静子中,总焓不变化,和渐缩喷管是一种情形了,可以和压气机整流叶片一起记忆.总结来说,就是考虑主动被动的问题,也就是加功,无功,做功三种情况了,
关于第二个问题以后学习进气道原理和发动机构造时会有讲到,有一种结构是可变喉道的,就是为了解决这个问题.不过喷管中的喉道一般是不会变的,因为内流相比于外流的变化是很小的.考虑到发动机的外部运行环境随高度,速度等变化起伏较大,一般在宽马赫数范围时会采用喉道可变进气道.我就知道这些了,
航空发动机燃烧室故障分析有哪些?谢谢!
colettedai1年前1
good8681 共回答了20个问题 | 采纳率100%
这个问题要分两个方面看
结构方面:
裂纹,烧穿
燃烧方面:
油气混合不均,油气比例不正常,燃烧不充分等
对于不同的故障有不同的原因.要分别对待,逐个分析.
希望能帮你~
航空发动机采用减荷措施后,是否影响推力?
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如题,
娃哈哈qi2941年前1
wanghangwt 共回答了14个问题 | 采纳率92.9%
不影响,采用减荷措施进行的力的抵消,是在发动机内部进行的,相对机体为研究对象不受外力
求分数