介绍下涡扇10B与涡扇15这两款发动机的情况与性能? 涡扇10B也就是太行发动机系列发动机。由中国606所研制,是首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇喷气发动机,是国产第三代大型军用航空发动机。涡扇10B开加力最大推力可达14.5吨,推重比达到9级,单台飞行时间1500小时,用来为歼20提供过渡动力。涡扇15峨眉涡扇发动机WS15是我国为五代机研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机,主要用在歼20上。由606、624、614所以及410、430和113厂等单位专研,于2006年5月试车成功。加力推力:161865-181373N,中间推力:10522daN,推重比:907-10.87,质量1633.7kg。技术来源基础:俄罗斯雅克-141。涵道风扇发动机推力如何计算 我来详细说明一下。找一个电子称(最好是数字显示的,指针的不好读数),然后做一个简易支架(用三根筷子绑在涵道外圈上),将涵道头朝下架在电子称上,高度大概有10-20cm。《阿凡达》里的涵道飞行器在未来有可能实现吗? 不用在未来,现在的技术就可以实现。但这样做的意义不大。这个飞行器可以被理解为一个可以倾转涵道风扇的…求涵道风扇推力计算式? 应该和空气的密度还有螺距有关,具体关系列个函数算算 如题,涵道航模(如下图),是里面有叶轮那种,不是喷气式发动机那种 我琢磨到公式应该是:叶轮面积×叶轮数×转速×。FC1使用的RD-93涡轮风扇发动机和米格29k使用的RD-33MK对比啊 RD 93 该发动机2113长4.14米,最大外直径1.02米,交付5261使用重量1135千克。推重比41027.8,加力推力86.37千牛1653,耗油率2.02千克/十牛小时。最大状态中间推力56.75千牛,耗油率0.73/十牛小时。巡航推力51.2千牛,耗油率0.65/十牛小时。进气量80千克/秒,函道比0.57,涡轮前温度1650K,总压比23。大修间隔810小时,总寿命为2200小时。三级轴流式宽弦实心钛合金的风扇叶片,经两极电化学处理的整体叶盘结构,风扇前有电脑控制的可变弯度导流叶片,扩大风扇稳定工作范围。8级轴流式高压压气机(前三级为可调导流叶片)单级低压涡轮采用空心气冷转子叶片,单级高压涡轮为单晶涡轮叶片和导向器叶片,环形燃烧室,有叶尖间隙控制的空气热交换器,综合数字式全权限控制系统。齿轮箱和附件位于发动机的下方,性能先进的微型涡轮辅助动力装置。大部分零部件可以利用RD-33的,部分只需略加改良,小部分是新研制的。外廓尺寸相近,引进了改良后的RD-33的大部分生产工艺设备对一条WP-13生产线进行技术改造,3俄方负责培训技术人员和部分工人,培训完一批工人连设备一起运回,安装调试进行生产,合理安排各部件生产进度,交叉并行进行。由中俄双方在RD-33的设计基础上,对局部。涵道风扇是不是风筒越长推力越大? 压缩空气啊,涵道越长推力越大,前提是风扇速度要跟得上航空发动机的推重比、压缩比、最大推力和涵道比等参数分别有什么意义? 1.最大推力是直接反应航空发动机大小的指标,越大的飞机需要的发动机最大推力自然就越大。比如空客A320、波音737这一级别中短程窄体客机所使用的V2500、CFM56发动机单台最大推力在15吨左右。再大一点,比如空客A330、波音787这一级别的中远程中型宽体客机所使用的Trent700、GEnx发动机单台最大推力在37吨左右。空客巨无霸A380所使用的GP7200、Trent900发动机单台最大推力在35~40吨左右,但要知道A380用了四台发动机。目前世界上推力最大的航空发动机是GE90-115B,它的单台最大推力可以达到11500磅(52吨)。2.再来说说推重比,推重比一般是针对整架飞机而言的,顾名思义就是发动机推力和飞机自身重力的比值,或者你可以把它理解为单位重量的飞机所产生的推力。推重比当然是越大越好,相同推力的发动机,推重比大的也就意味着其自身重量越小。对于一架飞机而言,自身重量减轻就能使飞机更省油或者业载能力增加。目前主流的民航客机的推重比一般在0.2~0.3左右。比如空客A330的推重比大约为0.27、波音777的推重比约为0.28、空客A320波音737的推重比为0.3左右、搭载了RB211发动机的波音757-200的推重比可达到惊人的0.38左右。3.再来解释一下涵道比,要了解涵道比的意义首先得简单。旋翼飞行器的螺旋桨能否改成涵道风扇?控制方式是否相同呢? 飞机设计没有完美的答案,所有选择都是喜忧参半。涵道理论上效率高,但是实际上因为太小,桨叶边缝隙无法…航空发动机中,涡喷、涡扇、涡桨发动机各有什么优缺点,分别装配在哪些类型的飞机上? 涡喷:喷气速度高,低速耗油相对较高,推力完全来自燃烧室喷出的高温燃气,喷气速度高,高空高速性能好…
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