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WS-10发动机到底怎么样

发布时间:2019-07-11 06:29 来源:未知 编辑:admin

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  2013-08-07展开全部WS-10工程起源于上世纪84年的一份咨询报告书,是在WS6工程走进死胡同的背景下出的发展纲要,于87年10月立项。在中国当时的经济环境和技术环境下,一开始发展的确属不容易,不过总体上看还是比较顺利的,先后研制出WS-10原型、WS-10A、WS-10B。概括起来看,原型解决了继WS-6下马后中国在大推力航空发动机上的空缺,性能达到上世纪70年代世界先进水平;WS-10A达到上世纪80年代先进水平;WS-10B达到了90年代末期的世界先进水平。不管怎么说,中国和西方在发动机方面的水平从相距20多年的差距一下拉近到这么多,很不容易的,我们应该感到满足和欣慰。

  WS-10原型:是运用了上世纪82年从美国进口的CFM-56航空发动机的核心机技术,加上已经掌握的WS-6的经验基础,在624所核心机技术有所突破的情况下,靠自力更生研制出的。推力达到12800公斤 ,推比达7.68,综合性能超过F404。于92年试车成功,并于96年首次匹配歼十空中试车。WS-10改良型:在原型机试车成功的经验基础上,并且借鉴了俄罗斯的部分技术,经过两年攻关研制成功。于98年再次匹配歼十空中试车成功,设定为歼十专用发动机。虽然某些性能达到了预期效果,但也有遗憾,即,发动机寿命时间只有X00小时,所以并没有被国家定型。主要是材料加工不过关。

  WS-10A定型机:98年后,国家在经济上给予了大力支持,并运用了部分俄罗斯技术。材料利用基本过关,加工技术也有了很大的进步。WS-10原型遗流下的空中冷却的难题得到了很好的解决(冷凝剂循环抽热后再由从进气道和发动机截出一高一低两个气流来冷却);宽弦实心钛合金的风扇叶片的难关被攻克,高压涡轮中采用了单晶涡轮叶片;606所及时得到的综合数字式全权限控制系统使WS-10A的性能有了较大的提升。于本世纪03年底定型。推力达到1370公斤,推比达7.96,发动机的裕度和单位面积推力达到了F110-GE-129的水平,唯一不理想的还是寿命时间,跟F110-GE-129的5000小时还有不小的差距,不过也达到了X700小时,原因在于材料加工上,但这些不影响在发生战争时批量生产,因为这寿命时段可以为战争服务了,虽然不算很经济,非常期就是非常期嘛,呵呵。WS-10A为歼十专用发动机。(中国大批量订购俄产发动机和技术来源有部分关系,再就是军方等不急了)

  只能说是聊胜于无,毕竟这是国产的。 推力上只能算中推,技术性能上也没啥亮点。全国产估计是唯一的亮点了。下面的用途有误,这个发动机目前主要是用于歼11B和歼11BS,可惜质量那是相当的……总之需要些胆量吧。据说去年底,在地面试车,还给大家表演了一出喷零部件的好戏。 WS-10 涡扇发动机 ws 10 性能数据: 耗油率: 开加力为:2.02-2.08千克/公斤/小时 。 不开加力为:0.78-0.80千克/公斤/小时 推重比: 7.9 最大起飞推力: 12600公斤(加力) 。 7350公斤(不开加力) 推力范围最大推力73.5kn,加力最大推力123.5kn 空气流量: 119千克/秒 涵道比: 0.89 总增压比: 大于32 涡轮前温度: 1392摄氏度 发动机最大处直径:1201毫米 重量: 1997千克 现状生产 价格1200万元人民币 用途用于歼10歼击机。 制 造 沈阳黎明发动机公司开发设计

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  涡扇10/10A是一种采用三级风扇,九级整流,一级高压,一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮,即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片,电子束焊整体风扇转子,钛合金精铸中介机匣;挤压油膜轴承,刷式密封,高能点火电嘴,气芯式加力燃油泵,带可变弯度的整流叶片,收敛扩散随口,高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。

  在太行的早期型上,其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金,但定型批产估计会采用DD6单晶合金,涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金,如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构,这在第三代发动机上是极其罕见的,美国也只是在第四代发动机F119(F/A-22“猛禽”战斗机所使用的发动机)上开始采用了对转结构,这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷,使机匣可以作得轻些;还可以省去低压涡轮导向器,使发动机零件数、长度、重量均减少。

  太行的最大推力在138KN,推比8,涡前温度1800K,这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。涵道比0.78,风扇是3级轴流式,可变弯度进口导叶,压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机(压比12,绝热效率85),高压压气机0~3级静叶可调,5级后放气,燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴,高压涡轮是1级轴流式,低压涡轮是2级轴流式,加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器,尾喷管是收敛-扩张可调喷管控制系统,这是我国首次在发动机上采用这种喷管,估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统,后期将采用电子全权数字控制系统(FADEC),支承系统为高压转子为1-0-1,低压转子为1-1-1。从国际发动机的情况来看,航空发动机基本分成三大类,即小推力发动机,推力一般在3000公斤以下;中推力发动机,推力一般在6000-9000公斤;大推力发动机,推力一般在11000公斤-15000公斤,涡扇10无疑是大推力级发动机。

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