涡轮-火箭-冲压组合循环发动机润滑油的研制的开题报告.docx
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涡轮-火箭-冲压组合循环发动机润滑油的研制的开题报告.docx
涡轮-火箭-冲压组合循环发动机润滑油的研制的开题报告一、研究背景涡轮-火箭-冲压组合循环发动机(TRRCC)是一种新型发动机。它是由多个不同类型的发动机组成,具有高效率、高推力和高空速等特点,被广泛用于航空航天、导弹和卫星发射等领域。TRRCC循环制动流体的温度高达3000K左右,这意味着油品必须具备更高的抗氧化和防磨损性能,以确保发动机运行的可靠性和寿命,因此润滑油在TRRCC中起着至关重要的作用。二、研究目的本文旨在通过对TRRCC润滑油的研发,提高其使用寿命和工作性能,为TRRCC的高效、可靠和安全
涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法.pdf
本发明公开了一种涡轮火箭组合冲压发动机,轮火箭组合冲压发动机,包括共用进气道且共用尾喷管的空气涡轮冲压发动机和火箭基循环组合发动机,进气道的管道上设置有进气道导向器;进气道导向器,用于在空气涡轮冲压发动机低速启动时,转向并封闭火箭基循环组合发动机的入口,以使得进气道与空气涡轮冲压发动机内部连通;还用于在空气涡轮冲压发动机速度大于等于马赫时,转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口,以将进气道与火箭基循环组合发动机内部连通,以启动冲压发动机。解决了现有两种动力系统都不能单独并完全满足现代战争对武器系统超高声速、超
涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机.pdf
本发明的目的在于克服现有技术不足,提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机,解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进,燃烧室采用矩形并联布局,且针对其进气道进行改进,该进气道采用二元进气道构型,并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道,所述亚燃通道至少为一个,所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧,通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面,以控制进气道喉道面积大小,实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要,拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动
一种变循环空气涡轮火箭组合发动机.pdf
本发明一种变循环空气涡轮火箭组合发动机,包括压气机、轴、主燃烧室、空气涵道、涡轮、加力燃烧室和尾喷管;压气机位于主燃烧室进气口侧,涡轮位于主燃烧室出气口侧,压气机与涡轮通过轴连接;空气涵道位于主燃烧室外侧,连通压气机与加力燃烧室;加力燃烧室位于涡轮排气侧,尾喷管与加力燃烧室连通;组合发动机还包括燃气发生器和第二涡轮,燃气发生器位于空气涵道和主燃烧室之间第二涡轮位于涡轮的叶尖处并通过轴与压气机连接;燃气发生器出口正对第二涡轮。本发明为航空飞行器提供一种既能长时间经济巡航,又能短时间内以较高综合性能高速机动的
一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机.pdf
一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机,涉及一种应用于高超声速飞行器的组合循环式发动机。该发动机主要由涡轮发动机、液体喷射装置和超燃冲压发动机或双模态超燃冲压发动机构成。发动机与飞行器采用一体化设计,涡轮发动机与冲压发动机并联工作;液体喷射装置位于涡轮发动机的压气机前,包含多组以涡轮发动机轴线为中心呈环形结构排列的液体喷嘴。当发动机从涡轮发动机模式向冲压发动机模式转换时,液体从喷射装置喷出,与压气机入口空气混合并蒸发。喷射液体可以降低涡轮发动机入口空气温度,增大涡轮发动机的推力和工作范围,从而弥补涡轮发