导读:本文包含了涡扇发动机论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:发动机,涡扇,模型,部件,风扇,推力,转子。
涡扇发动机论文文献综述
王海[1]（2019）在《中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划研究》一文中研究指出为满足中国军用运输机和民用大飞机用大涵道比涡扇发动机的研制需求,加速提升中国试验技术能力,根据国外先进大涵道比涡扇发动机整机试验取得的成果,分析并明确了大涵道比涡扇发动机整机试验验证依据,制定了未来中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划,系统地论证了不同类别整机试验的关注点,总结了中国开展大涵道比涡扇发动机整机试验需突破的关键技术,为开展其整机试验理清思路。(本文来源于《航空发动机》期刊2019年06期）
沈谦[2]（2019）在《陕西首台无人机涡扇发动机交付》一文中研究指出本报讯（记者 沈谦）11月29日，记者从西安航空基地获悉：我省首台无人机涡扇发动机日前由省内民营企业——西安势加动力科技有限公司（以下简称西安势加动力）生产制造并交付用户，这标志着我省无人机发动机制造进入一个新的阶段。西安势加动力也成为我国唯一具备无人机(本文来源于《陕西日报》期刊2019-12-02）
陈光[3]（2019）在《大涵道比涡扇发动机风扇转子支承结构的设计变化》一文中研究指出几十年来,大涵道比涡扇发动机在性能、结构等方面有了天翻地覆的改进。但其风扇转子的支承结构的设计在投入商业运营的前30年(1970—2000年)并没有太多变化,只是在进入21世纪才出现了重大改变。发动机的转子支承方案,是指多转子发动机各个转子的轴承如何安排、轴承载荷如何外传到机匣,是发动机总体设计中需要着重处理的重要问题。要从发动机性能、质量、装配、加工及结构复杂程度等方面全盘考虑,做出最(本文来源于《航空动力》期刊2019年05期）
晏祥斌,杨文潇,张琼,许多,陈康[4]（2019）在《涡扇发动机系统和部件试验适航符合性验证研究》一文中研究指出针对我国涡扇发动机系统和部件适航试验未得到充分融合及系统化贯彻的问题,以系统和部件试验的适航需求为引导,在提出涡扇发动机系统和部件试验的适航符合性验证实现路径的基础上,建立了系统和部件试验验证项目的决断模型和阶段化及并行模型。实例表明,提出的验证实现路径和建立的验证模型,能有效地将系统和部件适航符合性验证项目融合进发动机研制周期中,并系统地实现验证与对象之间的匹配及过程控制,对保证涡扇发动机系统和部件试验适航符合性验证的充分性和系统性具有积极的指导意义。(本文来源于《燃气涡轮试验与研究》期刊2019年05期）
范凯[5]（2019）在《小型涡扇发动机燃油控制分析》一文中研究指出发动机实际运行过程中会耗费大量燃油,科学开展发动机控制系统的分析和研究工作,明确燃油规律,将能够良好支持燃油控制工作的顺利开展。而小型涡扇发动机在实施发动机控制系统分析工作方面具有良好的匹配效果。本文主要是从小型涡扇发动机燃油控制研究的重要性分析入手,重点介绍了小型涡扇发动机仿真试验实施情况,并介绍了发动机的燃油控制规律,为有效推进发动机控制活动的良好开展,提供了一定的借鉴和参考。(本文来源于《中国设备工程》期刊2019年19期）
杨倩,董威,郭之强,郑梅[6]（2019）在《涡扇发动机短舱结冰试验相似方法》一文中研究指出通过分析短舱表面结冰缩比试验相似要求,在保证绕流流场、水滴撞击特性和结冰冰型相似的基础上,分别采用基于气流雷诺数,气流韦伯数和水滴韦伯数3种速度选取方法建立了试验相似准则。利用该准则获得了明冰和霜冰条件下涡扇发动机短舱1/2缩比模型的结冰试验参数,开展了短舱进气道表面结冰冰型预测,对参考模型和缩比模型表面过冷水滴撞击特性、结冰特性、溢流水分布特性进行了分析。结果表明:采用基于气流韦伯数和水滴韦伯数速度选取方法的相似准则,在明冰和霜冰条件下均能保证缩比模型与参考模型表面水滴撞击特性相似,且相似性不受结冰温度影响;溢流水变化趋势与参考模型相似,流动极限相近;缩比模型表面冰型均与参考模型相似,该方法能够为短舱结冰试验参数选取提供依据。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年09期）
范凯[7]（2019）在《以模型分析为核心的涡扇发动机容错控制方法研究》一文中研究指出以模型控制为核心,以全包线平衡流形模型构建为基础,对航空涡扇发动机容错控制技术进行了简单的分析,提出相关技术人员应以高精度机载发动机实时模型为基础,利用平衡流形模型计算方法,构建以单调度变量为原理的航空涡扇发动机容错控制模型。在容错控制模型内,对航空涡扇发动机进行控制、监测、诊断管理,以保证航空涡扇发动机稳定运行。(本文来源于《中国高新科技》期刊2019年18期）
宋汉强,钱仁军,滕怀亮,闫思齐[8]（2019）在《基于粒子群算法的涡扇发动机气路性能修正》一文中研究指出针对由于建模过程中条件简化及发动机零部件的差异性导致的发动机数学模型计算结果与整机性能实测数据偏差较大的问题,提出基于粒子群算法(PSO)的发动机模型修正方法,运用修正因子提高模型计算精度。将修正后发动机模型的计算结果与实测数据对比,结果表明:运用PSO算法对模型进行的修正能够显着提高模型的精度,修正前模型计算值与实测值的最大误差达4.85%,修正后最大误差只有0.97%,修正效果良好,且涡轮等后端部件比压气机等前端部件精度提高更为明显。(本文来源于《海军航空工程学院学报》期刊2019年04期）
魏刘博[9]（2019）在《俄罗斯投资30亿美元 为伊尔-96飞机研发35吨推力的涡扇发动机》一文中研究指出据ainonline网站报道，俄罗斯彼尔姆设计公司负责人亚历山大·伊诺兹姆采夫透露，俄罗斯政府已经同意为Aviadvigatel公司PD-35提供30亿美元的研发资金。PD-35发动机是俄罗斯有史以来最大的涡轮风扇发动机，推力高达35吨（77160磅）。(本文来源于《中国航空报》期刊2019-08-24）
薛志远,胡晓安,赵高乐,饶国锋[10]（2019）在《某涡扇发动机篦齿盘均压孔损伤容限分析方法》一文中研究指出大修记录表明,某小涵道比涡扇发动机第9级篦齿盘发生多起均压孔疲劳裂纹萌生。为了估计该篦齿盘均压孔边失效风险,发展了一种基于有限元计算裂纹扩展的损伤容限评估方法。首先,研究了孔边初始缺陷的Monte Carlo模拟方法,得到孔边含制造缺陷的深度分布数据;其次,利用AC 33.70-2推荐的电涡流检测法给出的缺陷检测概率曲线,讨论了缺陷检出模拟方法。在此基础上,针对AC 33.70-2给出的钛合金压气机偏心孔案例,采用Abaqus/Franc3D对偏心孔角裂纹和表面裂纹扩展进行了数值模拟,并结合初始缺陷的Monte Carlo模拟结果和缺陷检出模拟,评估了压气机轮盘偏心孔风险,验证了方法的准确性。最后,针对某涡扇发动机篦齿盘均压孔进行了裂纹扩展模拟、损伤容限及风险评估。(本文来源于《机械设计》期刊2019年08期）
涡扇发动机论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本报讯（记者 沈谦）11月29日，记者从西安航空基地获悉：我省首台无人机涡扇发动机日前由省内民营企业——西安势加动力科技有限公司（以下简称西安势加动力）生产制造并交付用户，这标志着我省无人机发动机制造进入一个新的阶段。西安势加动力也成为我国唯一具备无人机
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
涡扇发动机论文参考文献
[1].王海.中国大涵道比涡扇发动机整机试验验证规划研究[J].航空发动机.2019
[2].沈谦.陕西首台无人机涡扇发动机交付[N].陕西日报.2019
[3].陈光.大涵道比涡扇发动机风扇转子支承结构的设计变化[J].航空动力.2019
[4].晏祥斌,杨文潇,张琼,许多,陈康.涡扇发动机系统和部件试验适航符合性验证研究[J].燃气涡轮试验与研究.2019
[5].范凯.小型涡扇发动机燃油控制分析[J].中国设备工程.2019
[6].杨倩,董威,郭之强,郑梅.涡扇发动机短舱结冰试验相似方法[J].航空动力学报.2019
[7].范凯.以模型分析为核心的涡扇发动机容错控制方法研究[J].中国高新科技.2019
[8].宋汉强,钱仁军,滕怀亮,闫思齐.基于粒子群算法的涡扇发动机气路性能修正[J].海军航空工程学院学报.2019
[9].魏刘博.俄罗斯投资30亿美元为伊尔-96飞机研发35吨推力的涡扇发动机[N].中国航空报.2019
[10].薛志远,胡晓安,赵高乐,饶国锋.某涡扇发动机篦齿盘均压孔损伤容限分析方法[J].机械设计.2019
论文知识图
