变循环发动机涡轮叶片瞬态响应
飞机发动机涡轮叶片疲劳寿命预测研究
飞机发动机涡轮叶片疲劳寿命预测研究随着航空业的发展，飞机的运行安全和可靠性越来越受到重视。
飞机发动机作为飞机的核心部件，其正常运行与否直接关系到飞机的安全和航班正常运行。
而涡轮叶片作为发动机的关键部件之一，其疲劳寿命预测研究对飞机的安全运行至关重要。
一、飞机发动机涡轮叶片疲劳寿命概述涡轮叶片是飞机发动机中的核心组件之一，承受着高速高温的气流作用下的拉力和挤压力。
由于涡轮叶片处于高温、高压、高速和高寿命负载环境下，容易产生疲劳断裂，这将导致飞机发动机的失效，严重影响飞行安全。
因此，深入研究涡轮叶片的疲劳寿命及其预测方法对于飞机的运行安全和发动机的寿命延长具有极其重要的意义。
二、涡轮叶片疲劳寿命预测方法涡轮叶片疲劳寿命预测采用的方法主要有基于响应面法（RSM）和有限元法（FEA）。
基于响应面法（RSM）是通过采用实验设计的方法，利用响应面设计理论建立考虑各个影响因素的数学模型，在此基础上通过建立模型实现对涡轮叶片疲劳寿命的预测。
这种方法预测疲劳寿命准确度高，但也存在实验设计复杂，测试难度大的缺点。
有限元法（FEA）重点在于建立数值模型，通过扫描和研究结构受到的外力和其响应的强度，以预测叶片疲劳寿命。
这种方法适用范围广泛，但预测精确度需要保证数值模型准确，而此前准确性困难的问题大大影响了其应用。
三、影响涡轮叶片疲劳寿命的因素涡轮叶片疲劳寿命的预测离不开对其影响因素的深入了解，常见的包括工作温度、氧化腐蚀、冲击负载、振动等因素。
工作温度是影响涡轮叶片疲劳寿命的一个重要因素。
工作温度高会使涡轮叶片热胀冷缩变形剧烈，促进疲劳破坏的发生。
氧化腐蚀是涡轮叶片发生断裂的主要原因之一，手段可采用热加工、表面涂层处理等等。
冲击负载是短周期变化载荷的载荷形式，常常是在旋翼风场大噪高峰或者瞬时负载超载等情况，会导致涡轮叶片疲劳寿命破坏。
四、结论涡轮叶片是飞机发动机的核心组件之一，其疲劳寿命预测研究对于飞机的安全和航班正常运行具有重要作用。
什么是变循环航空发动机？原理是什么？
什么是变循环航空发动机？原理是什么？
变循环发动机（VCE）是通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变它热力循环的发动机。
其原理是改变航发的增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，可以让发动机在各种飞行和工作状态下都具备良好的性能。
变循环发动机目前主要研究方向是改变涵道比。
在爬升、加速和超音速飞行时减小涵道比，以增大推力。
在起飞和亚音速飞行时，增加涵道比，以降低耗油率和噪音。
它能有效应对亚音速飞行和超音速飞行间的固有矛盾，还能减小推进系统的安装损失，提高航发性能，达到事半功倍的效果。
世界上最早的投入使用的变循环发动机是SR-71“黑鸟”搭载的J58涡轮-冲压组合式变循环发动机，它是普·惠公司的独门法宝。
“黑鸟”从诞生之日起仍然保持一系列的速度和平飞高度纪录，可谓是航空史上的一个奇迹。
但是由于涡轮-冲压组合式变循环发动机理念太过超前，这种技术并未得到大规模应用。
从1960年代开始，战斗机是变循环发动机的最大推动力。
随着飞机的飞行包线不断扩大，只有变循环发动机才能满足战斗机多飞行状态的性能要求。
随着工程师更加关注飞机机体和推进系统一体化设计，变循环发动机还能减少溢流和后体阻力。
根据航发公司的研究数据显示，变循环发动机可使亚音速飞机的航程和续航时间增加30%和70%，使超音速飞机的航程和续航时间增加40%和80%。
如果相应技术得以应用，会让飞机的整体性能提升一个台阶，可谓是具有历程碑意义的重大进步！。
航空发动机涡轮叶片的动态特性分析与优化研究
航空发动机涡轮叶片的动态特性分析与优化研究航空发动机作为飞机的核心部件之一，其性能的优化研究一直是航空领域的重点关注。
在航空发动机中，涡轮叶片作为能量转化和传递的关键部件，其动态特性分析与优化是提高发动机效能和可靠性的关键环节。
本文将从涡轮叶片的动态特性分析入手，讨论其在设计和优化中的重要性，并介绍一些常用的优化方法，以期为航空发动机涡轮叶片的研究提供一些参考。
首先，动态特性的分析是研究涡轮叶片优化的基础。
涡轮叶片在运行过程中受到各种力的作用，如离心力、气动力、惯性力等。
这些力的大小和方向会导致叶片的变形和振动现象，从而影响到其工作性能和寿命。
因此，了解叶片在不同条件下的动态特性，有助于揭示叶片疲劳破坏的机理，并为优化设计提供参考。
在动态特性的分析中，常用的方法之一是模态分析。
模态分析是通过计算涡轮叶片的固有频率和振型，来研究其受力情况和振动特性。
通过模态分析，可以确定叶片在不同频率下的主要振动模态，并分析其对结构强度和稳定性的影响。
另外，通过模态分析还可以评估叶片的共振风险，从而避免共振振动引起的疲劳破坏。
除了模态分析，流固耦合分析也是动态特性分析的常用方法之一。
在流固耦合分析中，通过同时考虑气动载荷和结构响应，可以获得更加准确和全面的叶片动态特性信息。
例如，通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程和线性弹性方程的耦合问题，可以得到叶片的气动力和振动响应。
这种方法可以考虑流场和结构的相互作用，更加真实地模拟实际工况下叶片的动态行为。
了解涡轮叶片的动态特性不仅可以帮助我们优化叶片的设计，还可以指导改进叶片的制造工艺和材料选择。
例如，在叶片的设计中，可以通过调整叶片的结构参数和材料性能，来减小叶片的变形和振动。
同时，在制造过程中，也可以采用一些先进的工艺和技术，如激光焊接和先进材料成形，来提高叶片的制造质量和结构一致性。
这些措施的实施可以显著改善叶片的动态特性，提高航空发动机的可靠性和寿命。
下一代战机“心脏”——自适应变循环发动机发展追述_
下一代战机“心脏”——自适应变循环发动机进展追述在上个世纪八九十年月进行的美军五代机动力选型中，通用电气（GE）曾推出YF120 变循环发动机与后来成功中标的普惠（P&W）YF119 开展竞争。
尽管当时未能取得成功，但这一代表发动机技术进展方向的先进技术将在将来为 F-35 和“下一代空中主宰”（NGAD）供应创新动力。
一、基本状况中文名：自适应变循环发动机英文名：Adaptive Cycle Engine（ACE）或Variable Cycle Engine（VCE）基本原理：通过转变涵道比，实现发动机模式的切换。
超声速巡航时，减小涵道比，增大推力，进入“涡喷”（高推力）模式，亚声速巡航时，增大涵道比，降低油耗和噪音，进入“涡扇”（高效率）模式。
此外，能够自动适应不同的工作环境，实现涵道比的转变。
2007 年，随着自适应通用发动机技术(ADVENT)项目的提出，美国空军和海军开头争辩自适应变循环发动机的概念，GE 公司即参与其中（另一参与方为罗罗公司）。
尽管普惠公司没有参与 ADVENT，但还是与GE 一道在 2012 年入选自适应发动机技术开发(AETD)项目（罗罗被淘汰）。
2016 年，后续的自适应发动机转化项目(AETP)正式启动，美国空军寿命周期管理中心（AFLCMC）分别授予两家公司超过 10 亿美元合同，负责各自开发 200 千牛推力级AETP 演示验证机，即GE XA100 和P&W XA101。
AETP 的目标是提高 25%的燃油效率，10%的附加推力和显著改善的热管理。
截至目前，GE 公司的XA100 发动机项目进展较为顺当。
二、代表型号介绍通用电气XA100 发动机适用机型：F-35、六代机（下一代空中主宰NGAD）最大推力：200 千牛（带加力）设计特点：XA100 是一种三涵道自适应循环发动机，可以依据状况调整涵道比和风扇压力，以提高燃油效率或推力。
它通过使用第三涵道流来实现这一点，引入空气以提高燃油经济性，并充当冷却的散热器，这将使 F-35 更大程度地利用飞行包线的低空高速部分。
航空发动机介绍
基本介绍编辑航空发动机自从飞机问世以来的几十年中,发动机得到了迅速的发展,从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机,到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机,还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等,时至今日,航空发动机已经形成了一个种类繁多,用途各不相同的大家族。
航空发动机就是飞机的心脏,就是飞机性能的决定因素之一。
由于战斗机发动机要在高温、高压、高转速与高负荷的环境中长期反复地工作,而且还要求具有重量轻、体积小、推力大、使用安全可靠及经济性好等特点,因此,目前世界上真正具备独立研制发动机的国家只有美、俄、英、法、中等少数几个。
中国航空发动机的研制就是在新中国成立后一片空白的基础上发展起来的,从最初的仿制、改进、改型到今天可以独立设计制造高性能航空发动机,走过了一条布满荆棘的发展道路。
历史发展编辑活塞式发动机时期航空发动机早期液冷发动机居主导地位。
19世纪末,在内燃机开始用于汽车的同时,人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源,并着手这方面的试验。
1903年,美国莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后,成功地用到她们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。
这台发动机只发出8、95 kW的功率,重量却有81 kg,功重比为0、11kW/daN。
发动机通过两根自行车上那样的链条,带动两个直径为2、6m的木制螺旋桨。
首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36、6m。
但它就是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。
在飞机用于战争目的的推动下,航空特别就是在欧洲开始蓬勃发展,法国在当时处于领先地位。
美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机,但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。
在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架就是法国飞机,如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的"斯佩德"战斗机。
这种发动机的功率已达130~220kW,推重比为0、7kW/daN左右。
航空涡轮发动机动力学研究
航空涡轮发动机动力学研究随着现代航空技术的不断发展，航空运输在人们的生活中扮演着越来越重要的角色。
而航空涡轮发动机，作为现代喷气式飞机的主要动力来源，其性能和发展水平也因此成为了航空界关注的焦点之一。
本文将就航空涡轮发动机动力学研究进行介绍和探究，力图展现这一领域的前沿动态和未来发展趋势。
涡轮发动机是一种以空气为工作物质的内燃机，也是现代喷气式飞机的主要动力来源。
它的工作原理是将混合气体压缩后，于燃烧室内燃烧，产生高温高压气体，然后通过涡轮的转动来提供动力，驱动压气机和飞机推进系统运转。
其中，涡轮的旋转速度达到了数万转每分钟的高速，需要应用复杂的动力学理论和技术手段进行研究和控制。
航空涡轮发动机的动力学研究主要涉及到以下几个方面：一、流路径设计流路径设计是航空涡轮发动机动力学研究的重要方面之一。
它是指如何通过合理的流体设计，使得发动机内的气体流动能够实现最优化的工作状态，提高燃油利用率和发动机效率。
这其中，涵道流道的设计和压气机叶轮的设计是最为关键的环节。
涵道流道的设计是以实现气体流动的最佳结构为目标，通过数值模拟、试验验证等手段来确定最优解，从而实现气体流动的最大化和优化。
而压气机叶轮的设计，则是通过计算机仿真、试验验证等方法，对叶轮的几何形状、空气流道和叶片材料等进行优化和改进，以降低能耗、提高效率、延长使用寿命。
二、发动机性能分析航空涡轮发动机的性能评估和分析，是动力学研究的重要内容之一。
利用涡轮发动机的热力学模型，可以对其动态响应进行分析，如转速、压力、温度等。
同时，还可以通过对重要参数的评估，如推力、耗油量、推力/重量比等指标，来评估发动机的性能和效率，从而指导设计和优化。
三、动力平衡控制航空涡轮发动机的动力平衡控制也是研究的重要方向之一。
随着飞行速度和高度的增加，空气密度逐渐降低，这会大大影响发动机的效率和性能，特别是当机型发生变化时，动力平衡控制就非常重要。
在实际工程应用中，一般采取通过调节燃烧室的燃尽程度来控制发动机的动力平衡。
航空发动机涡轮叶片动态特性仿真分析
航空发动机涡轮叶片动态特性仿真分析航空发动机是一个复杂的系统，其中涡轮叶片起着至关重要的作用。
涡轮叶片的设计和性能对发动机的效率和稳定性有着重要影响。
在发动机设计过程中，仿真分析是一个不可或缺的工具，可以帮助工程师们更好地理解和优化涡轮叶片的动态特性。
本文将探讨航空发动机涡轮叶片动态特性仿真分析的相关内容。
1. 引言航空发动机的涡轮叶片可以看作是一个复杂的振动系统。
当高温高压气体通过叶片时，会对其施加各种外部力，这些力会导致叶片产生振动。
仿真分析可以帮助工程师们预测和评估这些叶片的振动特性，从而提供设计上的指导和优化方案。
2. 动态叶片模型建立在进行仿真分析之前，首先需要建立一个合适的动态叶片模型。
这个模型应该能够准确地描述叶片的几何形状、材料性质和边界条件。
一般来说，模型可以采用有限元方法构建，把叶片划分为小的有限元，以便更好地近似真实的物理系统。
3. 叶片振动方程在进行仿真分析时，我们需要解决叶片的振动方程。
这个方程描述了叶片的运动和力的平衡。
在方程中，各种外部力和边界条件需要被纳入考虑，例如气动力、离心力和叶片自重等。
解决这个方程可以得到叶片的运动模式和振动频率。
4. 动态特性评估通过仿真分析，我们可以得到叶片的振动模态和固有频率。
这些信息对于叶片设计和性能评估非常重要。
通过分析振动模态，我们可以判断叶片是否存在共振问题，以及在某些特定频率下是否会受到强迫振动的影响。
通过评估固有频率，我们可以了解叶片在不同振动模态下的稳定性，有助于设计师们优化叶片的结构和工艺。
5. 仿真结果验证仿真分析得到的结果需要与实验数据进行验证。
通过对比仿真结果和实验结果的差异，我们可以评估仿真的准确性和可靠性，并对仿真模型进行进一步优化。
仿真结果的验证是确保仿真分析可信度的关键一环。
6. 优化设计通过仿真分析，我们可以挖掘叶片设计的潜力，并提出优化方案。
例如，我们可以调整叶片的材料和几何参数，以使得叶片在关键频率下更加稳定。
某型发动机涡轮叶片的蠕变寿命分析
２４ 离 心载 荷和 温度场 综 合分析 ．
由图 ７叶片 变形 情 况 、 图 ８叶 身 等 效应 力 云 图
以及 图 ９叶片等效应力云图综合分析 ，叶身部分应 力主要集中于叶身与叶冠接触部分 、叶身与榫头接
温度（ ℃）
触部分 ，即应力危险 区域主要分 布于涡轮 叶片上 ３
个 部位 ：
摘 要 ： 对某型航 空发 动机 的涡轮 叶片 ， 针 开展 了应力计算 ， 进行 给定转速和 温度场条件 下的弹 塑性有限元分析 ， 到应 得
力场； 对叶片上的危险位置和最大应力值进行分析 ， 计算提高工况时的涡轮叶片的应力场， 分析温度场提高和转速提高
对叶身应力分布的影响和最 大应 力值 的变化程度 ； 对温度场 和离心栽荷分析计算的结果 ， 针 对于涡轮 叶片结构设计 、 故
，
００， ． ０ 共计划分单元数 ４ ２ 个 ， ８ ５３７ 节点数 ８ ８ ７ ４ 个。 ５
将 Ｈ ｐｒｍ ｓ ｙｅ ｅｈ的 网格 模 型 导 入 Ａ ｓｓ软 件 中 ｎｙ
２３ 载 荷施 加 ．
（） １ 离心 载荷 。在 叶片模 型上施 加 绕 轴 的
时， 进行涡轮叶片的应力分析。由于使得导人的模型
１ ２ ． ｄ 旋转角速度， ３ １ａ／ ３ ６ｒ ｓ 使得叶片产生离心拉应力。 在叶背位置出现明显缺块和网格划分单元品质不高 （） ２ 温度载荷。选取 叶身部位的关键截面温度 ， 等原因 ，选择 ｓ ｉ１７ ｏ ｄ８ 以及 ｃｍ ｉｌ 单元对实 际模 如表 ２ ｌ ｏｂ ４ ｎ 。 型 网格划分进行修正 ，共计 ２ ８ ３ ６ 单元 ， ｌ １７ ２ ｓ ｉ ８ 单 ０ｄ 表 ２ 关键截面温度数据 元数 ２ ， ４个 ，ｏ ｂ ｌ 单元数 ２ 个 ， ３２ ４ ｃｍ ｉ ４ ｎ ４ 整个有限元 模型共计 ４ ７ ２ 个节点 ， ３ 如图 ２ 所示。
航空发动机瞬态响应特性建模与分析
航空发动机瞬态响应特性建模与分析随着航空业的快速发展，航空发动机在飞行过程中的瞬态响应特性成为研究的焦点之一。
发动机的瞬态响应特性对于飞机的性能和安全至关重要。
本文将对航空发动机的瞬态响应特性进行建模与分析，以期加深对该领域的了解。
首先，我们需要明确什么是航空发动机的瞬态响应特性。
瞬态响应特性指的是发动机在受到外界扰动或发动机参数发生变化时，其输出量与输入量之间的动态响应关系。
瞬态响应特性的研究可以帮助了解发动机的动态行为，从而有助于优化设计和提高性能。
为了建模航空发动机的瞬态响应特性，我们可以采用数学方法来描述发动机的运行过程。
常用的方法包括状态空间模型、传递函数模型和微分方程模型。
不同的模型方法有各自的优劣势，选择适合的模型方法需要综合考虑实际情况和研究需求。
在模型建立的过程中，我们需要考虑到航空发动机的各个组成部分、能量转换和传递过程以及非线性因素的影响。
这些因素对于发动机的瞬态响应具有重要影响，需要在建模过程中加以考虑。
具体建立模型时，我们可以根据发动机的主要参数进行分类。
常见的参量包括转速、温度、压力等。
对于每个参数，我们可以进行动态分析，得到参数变化对发动机输出特性的影响。
通过对多个参数的综合分析，我们可以建立一个全面的瞬态响应模型。
模型建立完成后，我们可以通过仿真来对发动机的瞬态响应特性进行分析。
仿真可以帮助我们模拟发动机在不同工况下的响应情况，评估发动机的性能和安全指标。
同时，仿真还可以帮助我们进行参数优化和故障诊断等工作，提高发动机的可靠性和可用性。
除了建立模型和进行仿真，我们还可以借助实验方法对发动机的瞬态响应特性进行分析。
实验可以帮助我们验证和修正模型，从而提高模型的准确性和可靠性。
通过实验，我们可以获得大量的实测数据，并与模型预测结果进行比较，进一步改善我们对发动机瞬态响应特性的理解。
最后，我们还可以根据航空发动机的瞬态响应特性，提出相应的优化措施和改进方案。
例如，通过调整控制系统的参数和策略，可以改善发动机的瞬态响应特性，提高发动机的动态性能和控制精度。
航空发动机涡轮叶片失效分析
航空发动机涡轮叶片失效分析摘要：发动机涡轮叶片在成品检验和工厂试车后检验时，发现大量叶片榫头存在聚集性点状显示。
某型发动机大修时，荧光检查发现涡轮转子叶片榫齿有裂纹，为该系列发动机修理中首次发现采用扫描电镜观察和金相分析，研究了荧光显示部位缺陷的性质及其产生的原因。
结果表明荧光显示部位存在明显的显微疏松，摔头处有清晰的磨削痕迹，局部有微裂纹。
显微疏松在磨削应力作用下局部撕裂，磨削痕迹使显微疏松连接成片，从而导致聚集性荧光显示。
关键词：涡轮叶片；裂纹；失效涡轮发动机叶片作为航空发动机中最重要的关键部件之一，在很大程度上决定了发动机性能。
在高速运转的状态下，涡轮叶片需要同时承受着离心力、热应力、振动应力以及气动应力等各种复杂交变载荷，而且随着工作温度和载荷循环次数的变化，受力状态较为复杂，在高温下工作的涡轮叶片极有可能出现蠕变损伤和疲劳损伤，在工作中出现失效的概率较高。
目前，高温合金已被广泛地应用在制造航空发动机的热端部件上。
随着发动机性能的不断提高，对高温合金力学性能和承温能力的要求也越来越严格。
为了更好地适应需求，镍基高温合金经历了等轴晶、定向凝固柱状晶和单晶的发展历程。
柱状晶合金由于消除了与应力轴垂直的横向晶界，使其具有优异的高温力学性能，同时柱状晶叶片的制造成本一般小于单晶合金，因此大量三代、四代航空发动机选用定向柱晶涡轮叶片。
涡轮叶片主要采用熔模铸造成形，叶片榫齿作为叶片与涡轮盘的关键装配部位，其尺寸精度要求较高，需要对叶片榫齿部位进行磨削加工。
铸造高温合金多用于一些关键的高温承力部件，如叶片、盘等。
铸造镍基高温合金合金化元素高，加之叶片形状和结构的复杂性，夹杂是铸造高温合金中常见的一类冶金缺陷。
夹杂等内部冶金缺陷的存在，不仅会破坏基体连续性，而且会使零件性能出现很大的差异，尤其是一些超标的夹杂缺陷的存在，容易在缺陷处产生应力集中，导致裂纹萌生，最终有可能引发疲劳断裂。
尤其对于航空航天领域的叶片、盘一类的转动部件，一旦发生断裂，将造成灾难性的后果。
航空发动机涡轮叶片敏捷化设计与制造技术
航空发动机涡轮叶片敏捷化设计与制造技术随着航空工业的快速发展，对航空发动机的性能要求越来越高，特别是涡轮叶片的性能。
涡轮叶片作为航空发动机中的关键部件，其设计和制造技术直接影响到发动机的效率、可靠性和寿命。
因此，敏捷化设计和制造技术在涡轮叶片的研发中显得尤为重要。
敏捷化设计是指在设计过程中快速响应需求变化，采用模块化、参数化等设计方法，以提高设计效率和灵活性。
在涡轮叶片的设计中，敏捷化设计可以快速适应不同的工作环境和性能要求，实现个性化定制。
例如，通过参数化设计，可以快速调整叶片的形状、尺寸和材料，以满足不同的工作条件。
敏捷化制造技术则是指在制造过程中采用先进的制造工艺和设备，以实现快速生产和高质量制造。
对于涡轮叶片而言，常用的敏捷化制造技术包括数控加工、激光熔化、电子束熔化等。
这些技术可以提高制造精度，缩短生产周期，降低成本。
在涡轮叶片的敏捷化设计和制造中，还需要考虑以下几个关键因素：1. 材料选择：高性能的涡轮叶片需要耐高温、耐腐蚀的材料，如镍基合金、钛合金等。
材料的选择直接影响到叶片的性能和寿命。
2. 冷却技术：由于涡轮叶片在高温环境下工作，有效的冷却技术是保证其正常运行的关键。
常见的冷却技术包括内部冷却通道设计、气膜冷却等。
3. 应力分析：在设计过程中，需要对叶片进行应力分析，以确保其在高速旋转和高温环境下的稳定性和可靠性。
4. 制造精度：高精度的制造工艺是保证涡轮叶片性能的基础。
通过采用先进的检测和校准技术，可以确保叶片的几何精度和表面质量。
5. 环境适应性：涡轮叶片需要在不同的环境条件下工作，如湿度、盐雾等。
因此，设计和制造过程中需要考虑环境因素对叶片性能的影响。
通过综合运用敏捷化设计和制造技术，可以显著提高涡轮叶片的性能和生产效率，满足航空发动机对高性能部件的需求，推动航空工业的发展。
可变截面涡轮叶片的工作原理
可变截面涡轮叶片的工作原理今天咱们来聊聊可变截面涡轮叶片这个超酷的东西。
你知道汽车或者一些发动机里有个涡轮增压器吧？这涡轮增压器里的可变截面涡轮叶片就像是一个超级聪明的小助手呢。
咱先从涡轮增压器的基本工作说起哈。
涡轮增压器就是想办法让发动机进气更多，这样燃烧就更猛，发动机也就更有劲儿。
普通的涡轮增压器呢，它的涡轮叶片是固定的。
就好像是一个人只能用一种姿势干活儿，有时候就不是那么灵活。
可变截面涡轮叶片就不一样啦。
它就像一个会变身的小超人。
当发动机在低转速的时候，这时候进气量不需要太大。
可变截面涡轮叶片就会把自己的通道变得窄窄的。
你可以想象成它把进气的小嘴巴给缩小了。
这样呢，废气经过涡轮叶片的时候，流速就会变得特别快。
就好比你用手捏着水管口，水就会喷得更远一样的道理。
这个时候，涡轮就能够比较轻松地被废气推动起来，开始快速转动啦，然后就能给发动机提供足够的增压压力，让发动机在低转速的时候也不会觉得没力气。
那当发动机转速升高了呢？这时候需要更多的空气啦。
可变截面涡轮叶片就开始放大招了，它会把自己的通道变得宽宽的。
就像把小嘴巴变成了大嘴巴，这样就能让更多的废气通过。
更多的废气通过就意味着能给涡轮提供更大的动力，涡轮就能转得更快，然后给发动机提供超级大量的新鲜空气。
这时候发动机就像打了鸡血一样，动力嗷嗷地往上窜。
你看，这可变截面涡轮叶片是不是很机灵呀？它就像是根据发动机的心情在随时调整自己的工作状态呢。
再从涡轮叶片的结构上来说说吧。
它的结构设计得特别巧妙。
那些可以改变截面的部分就像是一些小关节一样，可以灵活地移动。
这背后可是有很精密的控制系统的哦。
这个控制系统就像是叶片的大脑，时刻监测着发动机的各种状态，像是转速啦、进气压力啦之类的。
一旦发现发动机的状态有变化，就会立刻指挥可变截面涡轮叶片做出调整。
比如说，你在马路上开车，刚刚起步的时候，发动机转速低，可变截面涡轮叶片就把自己调整到适合低转速的状态，让你能平稳地起步。
下一代战机“心脏”——自适应变循环发动机发展追述
下一代战机“心脏”——自适应变循环发动机发展追述自适应变循环发动机作为新一代战斗机的“心脏”，在战斗机发动机领域中备受关注。
本文将追述自适应变循环发动机的发展历程。
自适应变循环发动机的概念最早可追溯到20世纪80年代。
当时，像美国和欧洲这样的国家开始研究并寻求新一代战斗机发动机的升级方案。
研究的重点是提高战斗机的可靠性、推力和燃油效率。
为了实现这些目标，工程师们开始研究如何使发动机在不同的飞行条件下具有最佳的工作状态。
在早期的研究中，工程师们发现将不同类型的循环结合起来可以提高战斗机发动机的性能。
于是，自适应变循环发动机的概念就应运而生了。
这种发动机可以根据不同的飞行环境自动调整其循环方式，以实现最佳性能。
随着技术的进步，自适应变循环发动机逐渐成为研究和发展的热点。
特别是在21世纪初,随着机载计算机的广泛应用和先进材料的出现，使得自适应变循环发动机的开发更为可行和实际。
自适应变循环发动机的关键技术之一是燃料供应系统的设计和优化。
传统的喷气发动机通常使用燃油直接供应给涡轮机，但自适应变循环发动机则根据飞行状态和需要而确定燃气发动机的燃油供给方式。
这种优化的燃料供应系统能够提高燃烧效率并降低燃油消耗，从而提高战斗机的续航能力。
另一个关键技术是气动外形设计的优化。
自适应变循环发动机必须在不同的飞行条件下具有良好的气动性能，以实现最佳性能。
发动机的外形设计需要兼顾低速和高速飞行的需求，同时在机身内部还需要考虑发动机的内部结构布局，以最大限度地减少空气压力损失和阻力。
此外，自适应变循环发动机还需要结合先进的涡轮机技术。
涡轮机是自适应变循环发动机能够在不同的循环点上运转的关键。
通过改进和优化涡轮机的设计和制造工艺，可以提高发动机的动态响应性和燃烧效率。
近年来，许多国家的军事工业正在加大对自适应变循环发动机的研发力度。
美国、俄罗斯、中国等国都将自适应变循环发动机作为新一代战斗机的核心技术之一、目前，许多自适应变循环发动机的概念机已经成功进行了试飞，并取得了一些令人鼓舞的成果。
用于最大化内燃机中的瞬时可变几何涡轮响应的方法[发明专利]
![用于最大化内燃机中的瞬时可变几何涡轮响应的方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/bc641c8e1ed9ad51f11df23e.png)
专利名称：用于最大化内燃机中的瞬时可变几何涡轮响应的方法
专利类型：发明专利
发明人：埃里克·L·派珀
申请号：CN201110106263.7
申请日：20110427
公开号：CN102287290A
公开日：
20111221
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：用于最大化内燃机中的瞬时可变几何涡轮响应的方法。
为最大化响应在瞬时操作过程中操作可变几何涡轮(VTG)的方法通过在可变几何涡轮的压力比率和效率曲线的平衡条件确定VTG面积操作以获得最大化功率。
该方法包括涡轮进口压力、涡轮出口压力、涡轮每分钟转数、和其他用于测量涡轮质量流量的参数的测量。
申请人：迪尔公司
地址：美国伊利诺伊州莫林市
国籍：US
代理机构：北京纽乐康知识产权代理事务所
代理人：田磊
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涡轮机械系统瞬态响应性能研究
涡轮机械系统瞬态响应性能研究介绍涡轮机械系统是一种重要的动力传动装置，广泛应用于航空、汽车、能源等领域。
瞬态响应性能是评价涡轮机械系统性能的一个重要指标，影响着系统的稳定性、可靠性和效率等方面。
本文将探讨涡轮机械系统瞬态响应性能的研究，分析影响因素，并提出改进措施。
1. 瞬态响应性能的定义瞬态响应性能是指当涡轮机械系统受到外部扰动时，系统能够迅速响应并恢复到稳态的能力。
它直接关系到系统的动态特性和稳定性。
一个具有良好瞬态响应的涡轮机械系统可以迅速实现所需的工作状态，提高系统效率，同时减少对其他部件的冲击和磨损。
2. 影响瞬态响应性能的因素（1）负载变化：当涡轮机械系统的负载发生变化时，系统需要调整输出功率以满足需求。
负载变化大小和速度将直接影响系统的瞬态响应性能。
较大的负载变化要求系统具有更高的瞬态响应能力。
（2）惯性特性：涡轮机械系统的涡轮和旋转部件具有惯性，这会对系统的瞬态响应性能产生一定的影响。
较大的惯性特性意味着系统需要更长的时间来调整，从而降低了瞬态响应性能。
（3）控制策略：控制策略直接影响到涡轮机械系统的调整速度和精度。
合理的控制策略能够提高系统的瞬态响应性能。
例如，采用先进的控制算法和优化器可以实现更精确的负载调整，提高瞬态响应速度。
（4）系统阻尼：系统的阻尼决定了系统的过渡过程中响应的振动和稳定性。
适当的系统阻尼可以减少振动，提高瞬态响应性能。
3. 改进研究和措施为了提高涡轮机械系统的瞬态响应性能，可以从以下几个方面进行改进研究和措施：（1）提高系统的动态响应速度：可以通过优化系统结构和材料，减少系统惯性特性，从而提高系统的动态响应速度。
例如，采用轻量化设计和高刚度材料，减小涡轮的转动惯量。
（2）改进控制策略：优化控制策略是提高瞬态响应性能的关键。
可以借鉴其他领域的先进控制算法，如模糊控制、模型预测控制等，实现更快速、更精确的负载调整。
同时，可以利用计算机仿真方法，对不同控制策略进行比较和分析，选取最佳方案。
一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法
一种涡轮发动机一二次流组合变循环
方法
涡轮发动机一二次流组合变循环方法是一种利用涡轮发动机中的一、二次流组合变循环来提高发动机性能的新技术。
该方法通过优化涡轮发动机中的流体循环过程，提高热能转换效率，减少能量损失，从而实现更高的动力输出和更低的能耗。
在传统的涡轮发动机中，一次流是指进入涡轮的空气，二次流则是指由燃烧室排出的燃烧产物。
一二次流组合变循环方法通过改变一、二次流之间的相互作用，以提高发动机效率。
具体而言，该方法包括以下几个关键步骤：
通过优化进气系统设计，提高进气流量和质量。
这可以通过增加进气口的尺寸、减少进气阻力、改善进气道设计等手段来实现。
通过调整一、二次流之间的流动速度和压力比，优化压气机和涡轮之间的能量传递效率。
这可以通过改变涡轮的叶片设计或调整压力比来实现。
然后，通过优化燃烧室设计和燃烧过程控制，提高燃烧效率和排放性能。
这可以通过改进燃烧室结构、优化燃烧室内部流场和燃烧控制系统等手段来实现。
通过精确控制涡轮发动机的工作参数，如转速、温度和压力等，以确保其在最佳工作状态下运行。
这可以通过采用先进的控制系统和实时监测技术来实现。
涡轮发动机一二次流组合变循环方法的应用可以显著提高发动机的综合性能，包括功率输出、燃烧效率、燃料经济性和排放性能等方面。
这不仅有助于降低能源消耗和环境污染，还
能提供更高的动力和可靠性，满足不同领域对发动机性能的需求。
因此，该方法具有广阔的应用前景和市场潜力。
不同应变率下叶片的瞬态响应分析
不同应变率下叶片的瞬态响应分析
陈伟;温卫东
【期刊名称】《南京航空航天大学学报》
【年(卷),期】1998(030)001
【摘要】鸟与航空发动机叶片相撞时，叶片的是在高应变率下变形的。
由于材料的性能随应变率的变化发生变化，因此在计算叶片的瞬态响应时，应当考虑这一材料性能的变化的影响。
本文分析了不同应变率下鸟正撞击时模型叶片的瞬态响应。
结果表明，在高应变率下，叶片的弯曲变形与局部变形都偏小；叶片受撞结束后的振动周期增大。
【总页数】4页(P96-99)
【作者】陈伟;温卫东
【作者单位】南京航空航天大学动力工程系;南京航空航天大学动力工程系
【正文语种】中文
【中图分类】V231.91
【相关文献】
1.基于不同腐植酸供应水平下小麦叶片理化参数及其光谱响应分析 [J], 吕玮;李玉环;张军;朱福军
2.转子叶片撞击瞬态响应分析 [J], 李克安;林左鸣;杨胜群
3.变转速下涡旋压缩机转子系统不平衡瞬态响应分析 [J], 赵嫚;高汉根
4.不同光温环境下玉米苗期叶片的高光谱特性响应分析 [J], 陈美辰;于海业;李晓凯;
王洪健;刘爽;孔丽娟;张蕾;党敬民;隋媛媛
5.叶片受不同软体外物撞击的瞬态响应分析 [J], 尹冬梅;徐亚栋
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发动机连杆的瞬态响应计算_王有智
980051发动机连杆的瞬态响应计算王有智*⒇ 贺红兵(东风汽车工程研究院计算机部)摘 要 本文分析了发动机连杆在工作过程中的受力状况,应用M SC /N AST RAN 软件计算了发动机连杆在一个运动周期内受随时间变化的气缸爆发压力、往复惯性力和固定不变的螺栓预紧力时的响应应力,给出了连杆上5个代表性应力区的应力-时间变化曲线和连杆在工作过程中可能受破坏的危险区域,并根据疲劳寿命与应力载荷之间的关系,对危险区域计算出连杆在95%存活率下的使用寿命大于1010次。
该连杆满足使用寿命要求,通过对连杆的瞬态响应计算,为设计出满足强度、刚度及轻量化要求的连杆提供了参考依据。
关键词:连杆,瞬态响应,应力,有限元Transient Response Calculation of the Engine Connecting RodWang Youzhi He Hongbing(Do ngfeng Auto mo tiv e Engineering Research Institute Co mpute Depa rtme nt )Abstract The lo ad co ndition o f engine co nnecting rod in serv ice is ana ly zed.Respo nse stress v ersus time of the r od subjec ted to cylinder pressur e,recipro ca ting iner tia lo ad and co nstant preloading fo rce o f nut has been calculated by using pr og ram M SC /N A ST R AN .Str ess -time curv es o f fiv e r epresenta-tiv e fields of engine co nnecting rod a nd th e high str ess field are giv en.Acco rding to the rela tio nship between fatigue life and st ress,and w ith surv iv al rate of 95percent,fa tig ue life of hig h stress field is calculated,which is mo re tha n ten billio n and satisfies the life r equir ement.The calculation o f tra nsie nt r esponse pr ovides the r eference to desig n the engine co nnecting rod hav ing satisfac to r y proper ties.Key words :Co nnecting r od,T ransient r espo nse,Stress,FEM第16卷(1998)第3期 内 燃 机 学 报Transactions of CSICE V o l .16(1998)N o .3⒇ 原稿收到日期为1997-02-24,修改稿收到日期为1997-05-15。
发动机瞬态响应试验标准
发动机瞬态响应试验标准
发动机瞬态响应试验标准可以根据不同的应用领域和需求而有所差异。
以下是一些常见的发动机瞬态响应试验标准的示例：
1. ISO 1585: 发动机瞬态响应试验标准，适用于用于道路车辆的内燃机发动机。
该标准包括发动机加速和减速试验，以评估发动机在不同负载和转速条件下的响应特性。
2. ISO 9249: 发动机瞬态响应试验标准，适用于用于非道路车辆的内燃机发动机。
该标准涵盖了发动机加速和减速试验，以评估发动机在各种工作条件下的响应性能和排放控制。
3. SAE J1349: 发动机瞬态响应试验标准，由美国汽车工程师学会（SAE）制定，适用于内燃机发动机的功率输出和瞬态响应特性的测量。
该标准规定了测试方法和程序，包括发动机加速和减速试验，以评估发动机的性能和可靠性。
4. GB/T 18351: 汽车排放标准，适用于中国汽车行业，包括发动机瞬态响应试验要求。
该标准规定了发动机瞬态响应试验的方法和条件，以评估发动机在不同负载和转速情况下的响应性能和排放控制。
这些标准通常包括试验设备和仪器的规范要求、试验程序的详细描述、试验参数的测量和记录方法、试验结果的评估标准等内容。
具体的试验标准应根据实际应用和需求进行选择，并确保符合相关的法规和标准要求。
建议在进行瞬态响应试验时，参考和遵守适用的国家或地区的标准和法规。
变循环发动机
变循环发动机的进展其他VCE部件有模式选择活门、前可调面积涵道引射器（前VABI）、后可调面积涵道引射器（后VABI）和可调面积低压涡轮导向器。
模式选择活门用来确定发动机以涡喷或涡扇模式工作。
前VABI是改变核心涵道流量的活门。
该活门可进行两个风扇段之间的放气，从而控制前风扇段的失速裕度。
后VABI是改变涵道气流马赫数的活门，用以保持涵道气流与核心气流掺混时的静压平衡。
可调面积低压涡轮导向器允许单独控制高压涡轮转速，而使发动机具有更大的灵活性。
它还可在宽广的工作范围内提高循环匹配能力。
在起飞和亚声速巡航时发动机呈双涵模式。
通过增加前段风扇转子转速并打开模式选择活门以及前和后VABI，使前段风扇具有最大空气流量。
由于转速不匹配，核心机不能吞下所有空气流量，剩余空气通过前VABI流入外涵道。
此时，关小CDFS的可调导向叶片的角度，从而减小核心流量，使发动机具有最大的涵道比。
在亚声速巡航时，发动机能使进气道溢流和内部性能匹配得最佳。
在发动机节流到巡航状态之前一直能保持最大流量。
这样，就消除了常规混排涡扇发动机在节流过程中出现的巨大溢流和后体阻力。
增加的涵道比改善了推进效率，从而改善性能并降低耗油率（15%左右）。
在加速/爬升和超声速巡航时，发动机以单涵模式工作。
关闭模式选择活门，关小前VABI 和后VABI，仅允许少量空气通过核心涵道以冷却喷管，后风扇段和高压压气机通过前风扇的几乎全部出口空气流量。
这时产生高的单位推力，以维持高速飞行。
在SCR计划下，对GE21进行了成功的试验，实现其主要目标。
在最关键的VCE特征的概念、硬件和工作方面树立了信心。
这为未来的VCE计划特别是F120打下了坚实的基础。
3 F120F120是用于美国空军先进战术战斗机（ATF, 后正式编号为F-22）的候选发动机，通用电气公司编号为GE33。
它是美国空军和海军在1983~1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列计划的产物。
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中图分类号：V231.1论文编号：10006SY0604303硕士学位论文变循环发动机涡轮叶片瞬态响应作者姓名谢毅学科专业工程热物理指导教师徐国强教授培养院系能源与动力工程学院Transient Response of Turbine Blade in VariableCycle EngineA Dissertation Submitted for the Degree of MasterCandidate：Xie YiSupervisor：Prof. Xu GuoqiangSchool of Jet PropulsionBeihang University, Beijing, China中图分类号：V231.1论文编号：10006SY0604303硕士学位论文变循环发动机涡轮叶片瞬态响应作者姓名：谢毅申请学位级别：工学硕士指导教师姓名：徐国强职称：教授学科专业：工程热物理研究方向：传热与传质学习时间自年月日起至年月日止论文提交日期年月日论文答辩日期年月日学位授予单位：北京航空航天大学学位授予日期年月日关于学位论文的独创性声明本人郑重声明：所呈交的论文是本人在指导教师指导下独立进行研究工作所取得的成果，论文中有关资料和数据是实事求是的。
尽我所知，除文中已经加以标注和致谢外，本论文不包含其他人已经发表或撰写的研究成果，也不包含本人或他人为获得北京航空航天大学或其它教育机构的学位或学历证书而使用过的材料。
与我一同工作的同志对研究所做的任何贡献均已在论文中作出了明确的说明。
若有不实之处，本人愿意承担相关法律责任。
学位论文作者签名：日期：年月日学位论文使用授权书本人完全同意北京航空航天大学有权使用本学位论文（包括但不限于其印刷版和电子版），使用方式包括但不限于：保留学位论文，按规定向国家有关部门（机构）送交学位论文，以学术交流为目的赠送和交换学位论文，允许学位论文被查阅、借阅和复印，将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，采用影印、缩印或其他复制手段保存学位论文。
保密学位论文在解密后的使用授权同上。
学位论文作者签名：日期：年月日指导教师签名：日期：年月日题目：变循环发动机涡轮叶片瞬态响应作者：谢毅导师：徐国强摘 要变循环发动机通过改变部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环状态，使得航空发动机能够在涡喷循环和涡扇循环之间切换。
由于兼具涡喷发动机的高单位推力特性和涡喷发动机的低耗油率，因此变循环发动机作为第四代战斗机及未来高性能飞机的动力装置而受到越来越广泛的重视。
发动机循环参数的变化会使得涡轮叶片的工作环境发生改变，进而对其工作状态产生影响，而涡轮叶片失效的危险点又通常出现在工况发生转变的过程中，因此，有必要对这一变化过程进行瞬态研究，获得不同循环工况变化曲线对叶片工作状态影响的大小。
基于以上目的，本文假定了对数函数、指数函数和线性3种不同的循环工况变化规律，并通过瞬态数值模拟的方法对叶片的流动换热进行研究，并在已得叶片内部温度场的基础上通过有限元计算进行热应力分析。
通过对3个变化过程中叶片内部温度场及热应力大小进行对比，得出以下结论：涡轮导向器叶片来流及冷气参数以指数函数变化时，叶片温度值保持最低，但引起内部热应力值波动较大；来流及冷气参数按对数函数变化时，叶片温度值较前者稍高，但内部热应力值波动较小，且应力值最低；综合考虑对涡轮叶片的各方面影响，循环参数按对数函数变化对叶片的不良影响最小，同时也最适合作为变循环发动机在循环模式切换时的状态变化规律。
本课题对于变循环发动机涡轮叶片瞬态响应的研究在国内尚属首次，因而将为今后变循环发动机的各项相关研究提供理论参考，具有重要意义。
关键词：变循环，涡轮叶片，瞬态，流动换热，热应力Paper Title: Variable Cycle Engine Turbine Blade Transient ResponseAuthor: Xie YiSupervisor: Xu GuoqiangAbstractVariable Cycle Engine (VCE) can switch operation cycle mode between turbojet and turbofan by changing shape, size or location of some parts. Because Variable Cycle Engine both has high specific thrust of turbojet engine and low fuel consumption of turbofan engine, it draws more and more attention, as power device of the fourth generation fighter and advanced aircraft in future. Variety in engine cycle parameter will make the environment around turbine blade change and affect operation status of blade. Dangerous working points of blade always exist in the transform process. Consequently, it is necessary to do some transient research on these processes and get to know the influence of operation cycle condition change on working status of turbine blade. Based on this purpose, this paper gives three changing styles as assumption, which include exponential, logarithmic and linear. Heat transfer research was made on blade by transient numerical simulation. And thermal stress analysis was also made according to the te mperature pattern.Compare was made between the three processes. And the comparing factors mainly include the value of temperature, as well as thermal stress. The following conclusions were gotten. During the process that both incoming main flow and cooling air changed following exponent function, blade can get a lowest temperature, but one curve of stress with undulations. In the process that all items change by logarithmic function, although the temperature of blade is a little higher than the former, thermal stress changes gently and gets a lower value.As the first domestic research on turbine blade transient response of Variable Cycle Engine, this paper gives an excellent beginning of research in this field and is very important to the following research as data reference.Key words: Variable Cycle, Turbine Blade, Transient, Heat Transfer, Thermal Stress目 录第一章 绪论 (1)1.1 论文的技术背景 (1)1.2. 国内变循环发动机研究的进展 (4)1.3. 涡轮冷却技术的发展 (5)1.4. 本论文的研究方向及工作 (6)第二章 计算模型的建立以及网格的划分 (8)2.1. 计算模型结构及建模方案 (8)2.1.1.计算模型及简化 (8)2.1.2.叶栅模型冷却结构 (10)2.2. 网格的划分 (12)第三章 涡轮湍流流动与换热的理论分析 (14)3.1. 涡轮流动与换热的基本方程 (14)3.2. 湍流模型的选取 (16)3.2.1.0方程模型 (16)3.2.2.k-Epsilon模型 (17)3.2.3.k-Omega模型 (18)3.3. 近壁区域的处理方法 (19)3.3.1.壁面函数法 (19)3.3.2.低Re数k-ε模型 (21)3.3.3.L-S模型 (22)3.3.4.MORSE模型 (23)3.4. 数值计算误差估计 (24)3.4.1.截断误差 (25)3.4.2.分析数值解截断误差的Richardson外推法及其应用 (25)第四章 涡轮导向器叶片的流动与换热稳态计算 (28)4.1. 稳态计算的数值条件 (28)4.1.1.计算模型 (28)4.1.2.计算边界条件 (28)4.1.3.物性参数 (29)4.1.4.初场的设定 (30)4.2. 稳态计算结果分析 (30)4.2.1.涡轮导向器外部流场分析 (30)4.2.2.状态1，2叶片前缘换热结果对比分析 (31)4.2.3.状态1，2叶片中弦换热结果对比分析 (33)4.2.4.状态1，2叶片尾缘换热结果对比分析 (37)第五章 涡轮导向器叶片的流动与换热瞬态计算 (41)5.1. 瞬态计算的数值条件 (41)5.2. 瞬态计算结果分析 (43)5.2.1.过程a瞬态计算结果分析 (43)5.2.2.过程b瞬态计算结果分析 (44)5.2.3.过程c瞬态计算结果分析 (46)第六章 涡轮导向器叶片内部应力计算分析 (51)6.1. 涡轮导向器叶片有限元分析的数值条件 (51)6.1.1.有限元模型 (51)6.1.2.三维等参八节点六面体SOLID45 (52)6.1.3.边界条件及载荷设置 (53)6.1.4.DZ22的力学特性 (54)6.1.5.强度准则 (55)6.2. 有限元计算结果分析 (57)结论与展望 (63)参考文献 (64)攻读硕士学位期间发表的论文及所取得的研究成果 (66)致 谢 (67)北京航空航天大学硕士学位论文第一章 绪论1.1 .论文的技术背景未来飞机要求更长的航程、更好的任务灵活性、更高的巡航速度、更低的寿命期成本和更大的承载能力[1]。