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AIR403 陆地手册 - NoOutage
• 滞后：AIR 403 调节控制电路现在包含滞后。一旦电池充满电，这将使涡轮机锁定在静音调节模式。当涡轮机感应到电池电压略低于满电电压时，它会再次开始发电。这意味着，对于工厂设置的 12V 涡轮机，当电池电压达到 14.1V 时，涡轮机将进行调节（关闭），当电压降至略低于满电电压的 12.6V 时，涡轮机将恢复充电。由于高于 12.6V 的非充电电池电压主要代表“表面电荷”，能量非常少，因此浪费了最少的输出。此功能可防止涡轮机在调节模式内外波动，从而使机器更安静、性能更好。• 新型电子设备：AIR 403 包含一个专用电源整流器，可将多余的热量直接散发到机身上。调节电子设备已得到增强，可在最极端的操作条件下实现更强大的控制和可靠性。 • 新型交流发电机：新型 AIR 403 内置了更强大的交流发电机。旋转叶片轴时可以感觉到更强大的永磁转子；用手指旋转轴时可以感觉到轻微的“卡滞”。这是正常现象，叶片开始旋转后很快就会消失。 • 新型叶片：转子叶片经过重新设计，采用新型高效真翼型。全新精密注塑模具生产出的叶片一致性极佳，性能更安静，振动最小。在强风中，增强的超速模式（“颤振”）会降低功率输出和机器转速，从而延长使用寿命、降低噪音，甚至在最恶劣的风中具有更高的生存能力。 • 新型机身、新型轮毂：AIR 403 机身采用精密铸造工艺制成，不仅提高了配合度和光洁度，而且机身更坚固耐用。压铸铝轮毂设计是我们生产过的最坚固、最坚固的轮毂。
爱德华·纳多（Edward Nadeau）
爱德华·纳多（Edward Nadeau）在大规模可再生能源项目中，Steamfitters在地热发电厂中使用的蒸汽系统的安装和维护中起着至关重要的作用，这些蒸汽系统是一种重要类型的可再生能源，可利用从地球的核心发热以通过蒸汽生产产生电力的地球核心；本质上，蒸汽翼型负责将地热植物中产生的蒸汽带到产生动力的涡轮机的管道系统。爱德华·纳多（Edward Nadeau）的职业生涯始于1989年的水管工和Steamfitters Local 7作为学徒。在该领域工作了17年后，爱德华成为了在奥尔巴尼的水管工和蒸汽员工UA Local＃7的业务经理兼首席执行官。eD作为当地联盟首席执行官的责任包括经营其日常业务，确定其战略方向，处理成员和雇主出现的问题，并充当当地工会的公众面貌。 与承包商合作，代表劳动力和合同，是他组织新的承包商和成员，解决管辖权纠纷，制定和实施发展市场份额的策略是他的责任。 爱德华·纳多（Edward Nadeau）持有认证的员工福利专家®（CEBS®）名称，并担任养老金，福利和年金基金的受托人。eD作为当地联盟首席执行官的责任包括经营其日常业务，确定其战略方向，处理成员和雇主出现的问题，并充当当地工会的公众面貌。与承包商合作，代表劳动力和合同，是他组织新的承包商和成员，解决管辖权纠纷，制定和实施发展市场份额的策略是他的责任。 爱德华·纳多（Edward Nadeau）持有认证的员工福利专家®（CEBS®）名称，并担任养老金，福利和年金基金的受托人。与承包商合作，代表劳动力和合同，是他组织新的承包商和成员，解决管辖权纠纷，制定和实施发展市场份额的策略是他的责任。爱德华·纳多（Edward Nadeau）持有认证的员工福利专家®（CEBS®）名称，并担任养老金，福利和年金基金的受托人。
报告 - SINTEF
13.简化子结构对撞击载荷的实验研究，A. Krogstad，NTNU 14.水动力载荷建模对小水深浮动风力涡轮机及其系泊系统响应的影响，Kun Xu，NTNU 15.单桩基础海上风力涡轮机的 GPS/加速度计集成轮毂位置监测算法，Z. Ren，NTNU 16.浮动海上风电子结构的供应链 - TLP 示例，H.Hartmann，罗斯托克大学 17.海上风电场部署浮动支撑结构的批判性评论，M Leimeister，REMS，克兰菲尔德大学 18.对海上风力涡轮机最先进的 ULS 设计程序的评估子结构，C. Hübler，汉诺威莱布尼茨大学 19。海上浮动平台：运动缓解解决方案分析，A.Rodriguez Marijuan，Saitec Offshore Technologies 20。LIFES50+ OO-Star Wind Floater Semi 10MW 浮动风力涡轮机的最新模型，A. Pegalajar-Jurado，DTU 21。LIFES50+ OO-Star Wind Floater Semi 10MW 的 CFD 模型验证和粘性流效应研究，H. Sarlak，DTU 22。非线性波浪载荷对单桩风力涡轮机结构的影响，M. Mobasheramini，皇后大学，Bryden 中心 23。设计浅水深度的 FOWT 系泊系统，V. Arnal，LHEEA，Centrale Nantes 24。整体混凝土柱浮标平台批量生产的建造可能性，C. Molins，UPC-Barcelona Tech 25。使用扩展轮廓线方法对海上风力涡轮机进行极端响应估计，J-T.Horn，NTNU 26。OO-Star 风力浮子的制造和安装，T.Landbø，Dr.techn.Olav Olsen 会议 F 27。分析尾流和下游涡轮机性能建模的实验验证，F. Polster，柏林工业大学 28。用于预测 NACA0015 翼型周围气动升力的降阶模型，M.S.Siddiqui，NTNU 29。快速发散一致的流降阶模型，E. Fonn，SINTEF Digital
附件 III：7 项提案征集 (CFP07) - 欧盟委员会
索引 1.征集规则 ...................................................................................................................................... 6 2.每个 SPD 的主题数量和总指示性资金价值概览 ........................................................................ 7 3.主题摘要列表 ...................................................................................................................... 8 4.洁净天空 2 – 大型客机 IAPD ............................................................................................. 12 I.可靠且轻质的动力变速箱行星轴承的创新设计 ............................................................. 12 II.ALM 的下一代低压涡轮翼型 ............................................................................. 18 III.先进的发动机舱空气动力学优化 ............................................................................................. 24 IV.真实飞机的皮肤摩擦测量和基于光纤的飞机应用压力测量 ............................................................................................................................. 29 V. 嵌入式永磁机器的新型机械驱动断开装置 ............................................................................................. 35 VI.用于航空航天应用的 MW 级功率密集型电机的先进制造 ............................................................................................. 39 VII.开发用于 >1kV 航空航天应用的电力电子技术 .................................................................................. 43 VIII.脉动热管 (PHP) 建模和特性 ............................................................................................. 49 IX.快速断开系统 ............................................................................................................. 54 X.高性能发电通道集成 ............................................................................................. 59 XI.智能功率模块 ............................................................................................................. 65 XII.开发机身纵向和环向接头全尺寸自动化工厂系统 ...................................................................................................................................... 71 XIII.FMS 的创新验证方法和工具 ...................................................................................................... 88 5.设计和开发可在驾驶舱环境中实施的用于检测人类认知状态的智能传感器 ............................................................................................................. 82 XIV.洁净天空 2 – 区域飞机 IADP ............................................................................................................. 95 I.用于区域飞机机身筒地面演示器的全尺寸创新复合材料框架和剪切带 ............................................................................................................. 95 II.用于区域飞机机身筒地面演示器的全尺寸创新复合材料门、周围和子结构 ............................................................................................................. 104 III.用于区域飞机机身筒地面演示器的全尺寸创新复合材料窗框 ............................................................................................................................. 113 IV.区域飞机机身筒体地面演示器全尺寸创新复合材料乘客和货物地板网格 ................................................................................................................................ 123 V. 区域空调创新型一次和二次配电网络 ...................................................................................................................... 134 VI.主结构和大尺寸部件增材制造在操作层面的技术准备情况 ............................................................................................................. 141 6.清洁天空 2 – 快速旋翼机 IADP.................................................................................................................... 149 I.民用倾转旋翼机全尺寸高速空气动力学特性 ............................................................................................. 149 II.倾转旋翼机创新浮选方法（系统） ............................................................................................. 156
用于低雷诺流应用的空气动力和力矩平衡设计、制造和测试
图 1-1：RIT 的风洞测试第 3 部分图 1-2：RIT 的闭路风洞图 5 图 2-1：用于测量三维流体动力的实验仪器。 （Sunada 等 [5]） 6 图 2-2：实验研究中使用的天平示意图 [3] 8 图 3-1：风轴参考系 14 图 3-2：体轴参考系 15 图 3-3：升力和阻力天平的装配图 16 图 3-4：用于测量升力的天平配置 17 图 3-5：用于测量阻力的天平配置 17 图 3-6：力矩分析图 - 升力配置 22 图 3-7：阻力天平配置的力矩分析图 23 图 3-8：俯仰和滚转力矩天平的装配图 24 图 3-9：俯仰和滚转力矩天平的测试平台装配图 25 图 3-10：装配式焊条测试平台 26 图 3-11：俯仰力矩天平配置 28 图 3-12：滚动力矩天平配置 28 图3-13: 俯仰力矩分析图 29 图 3-14: 滚转力矩分析图 30 图 4-1: 实验元素图 34 图 4-2: 升力配置 36 图 4-3: 阻力配置 36 图 4-4: 俯仰力矩配置 38 图 4-5: 滚转力矩配置 38 图 4-6: 平板力矩校准图（零速度且无翼型） 40 图 4-7: 平板俯仰力矩数据 40 图 4-8: 俯仰实验测试平台设置 42 图 4-9: LinAir 涡流面板法翼型 44 图 4-10: 二面角和滚转力矩系数 45 图 5-1: 升力和系数的实验值 53 图 5-2: 实验升力数据与已发布数据的比较 55 图 5-3: 实验阻力数据 56 图5-4：实验阻力数据与公布数据的比较 57 图 5-5：实验俯仰力矩数据 58 图 5-6：俯仰力矩实验值和公布值 60 图 5-7：实验数据；滚动力矩 61 图 5-9：滚动力矩系数与分析模型的比较 62 图 7-1：附加质量的平衡设计 68
非洲航空公司为其空客 A330 飞机队订购 GE CF6 发动机
GE 航空新闻稿 非洲航空公司为其空客 A330 飞机机队订购 GE 的 CF6 发动机 俄亥俄州埃文代尔 - 2008 年 8 月 26 日 - 非洲航空公司已订购 GE 的 CF6-80E1 发动机，为其三架确认的和三架备选的空客 A330 飞机提供动力。确认的发动机订单价值超过 1 亿美元。交付将于 2009 年 5 月开始。机长阿非利加航空公司总裁兼董事长 Sabri Shadi 表示：“阿非利加航空公司很高兴再次选择另一种类型的 GE 产品发动机来驾驶其计划于 2009 年中期交付的新型 A330-200 飞机。这肯定会加强我们与 GE 航空集团的关系，我们期待获得他们的支持服务，以确保实现 GE 为其客户所信赖的利益。”“虽然阿非利加航空公司目前在其 A320 机队上运行 CFM56* 发动机，但这是该航空公司首次订购 GE 发动机，”GE 航空集团西欧和非洲地区销售副总裁 Jack Lutze 表示。“GE Aviation 非常高兴能成为航空公司增长计划的一部分。凭借出色的燃油效率和较低的总体拥有成本，CF6- 80E1 发动机将在未来几年为 Afriqiyah Airways 带来诸多好处。”GE 的 CF6 发动机是业内使用率最高、最可靠的发动机之一。该发动机为 10 多种宽体飞机提供动力，建立了无与伦比的可靠性记录，并为全球 250 多家客户提供了超过 3.2 亿飞行小时的服务。GE 仍然致力于 CF6-80E1 发动机，并继续投资于发动机的技术改进。这些进步，加上主动维护和操作程序，在过去四年中显著增加了发动机的在翼时间。今年，CF6-80E1 发动机开始将 Tech CF6 项目的先进技术融入生产发动机中。新的改进技术包括高压涡轮翼型改进，可提高运行可靠性、降低维护成本并提高燃油燃烧保持率。总部位于的黎波里的 Afriqiyah Airways 由利比亚政府全资控制。该公司成立于 2001 年 12 月，业务范围已扩大到包括从非洲到欧洲的国内和国际航线。
为流体力学学生项目制作风洞模型的替代方法
为流体力学学生项目制作风洞模型的替代方法摘要基于项目的工程教育方法使得学生希望在流体力学课程中创建功能性风洞模型来测试原始设计。本文根据成本、生产时间、易用性以及设备和材料的可及性，比较了几种快速原型 (RP) 方法与用于制造流体动力学模型的传统模具/铸造技术。考虑的 RP 技术包括立体光刻 (SLA)、选择性激光烧结 (SLS)、熔融沉积成型 (FDM)、3D 打印和 CNC 加工。这些方法从数字格式的原始设计开始，而传统方法（例如使用硅橡胶或藻酸盐模具铸造）至少需要粗略的物理原型。还讨论了 RP 模型的涂层和精加工工艺。背景和介绍 德克萨斯大学奥斯汀分校机械工程系已开展了 6 年的综合计划，旨在在整个本科课程中实施基于项目的方法 [1]。该计划的一个要素包括与流体力学入门课程同时进行的风洞测试。本科流体力学实验室有两个风洞，分别有 12"x12" 和 24"x24" 的测试部分。目前，学生仅使用风洞进行经典实验，使用现成的模型（例如横流中的圆柱体和翼型）以及进行流动可视化演示。被测试的对象形状简单，提供有限的创造性实验机会。我们希望通过为学生提供设计和测试原始空气动力学模型（例如汽车车身形状）的机会来增强这种体验。这促使人们研究快速生产原始设计风洞模型的替代方法。考虑了两种根本不同的方法：（1）从粗糙的物理原型开始成型/铸造模型和（2）从数字图像创建功能性物理模型。成型/铸造技术能够生产所有尺寸和几何公差的模型。这些方法可以利用各种不同的材料进行模具制作和铸造，包括热熔胶、乳胶、硅橡胶、聚硫橡胶、聚氨酯、藻酸盐、塑料树脂、环氧树脂、蜡、泡沫、粘土和水基石膏或混凝土。设备和该多步骤过程可能很长，并且需要一定的技能来形成可重复使用的模具和铸造模型。快速原型 (RP) 是指直接从 CAD 文件制造物理对象的过程。此类原型技术包括立体光刻 (SLA)、选择性激光烧结 (SLS)、熔融沉积成型 (FDM)、3D 打印和 CNC 加工等工艺。这些工艺中的每一个都会产生耐用、持久的模型，并且可以通过各种二次表面处理来增强其性能。
为流体力学学生项目制作风洞模型的替代方法
为流体力学学生项目制作风洞模型的替代方法摘要基于项目的工程教育方法使得学生希望在流体力学课程中创建功能性风洞模型来测试原始设计。本文根据成本、生产时间、易用性以及设备和材料的可及性，比较了几种快速原型 (RP) 方法与用于制造流体动力学模型的传统模具/铸造技术。考虑的 RP 技术包括立体光刻 (SLA)、选择性激光烧结 (SLS)、熔融沉积成型 (FDM)、3D 打印和 CNC 加工。这些方法从数字格式的原始设计开始，而传统方法（例如使用硅橡胶或藻酸盐模具铸造）至少需要粗略的物理原型。还讨论了 RP 模型的涂层和精加工工艺。背景和介绍 德克萨斯大学奥斯汀分校机械工程系已开展了 6 年的综合计划，旨在在整个本科课程中实施基于项目的方法 [1]。该计划的一个要素包括与流体力学入门课程同时进行的风洞测试。本科流体力学实验室有两个风洞，分别有 12"x12" 和 24"x24" 的测试部分。目前，学生仅使用风洞进行经典实验，使用现成的模型（例如横流中的圆柱体和翼型）以及进行流动可视化演示。被测试的对象是简单的形状，为创造性实验提供了有限的机会。我们希望通过为学生提供设计和测试原始空气动力学模型（例如汽车车身形状）的机会来增强这种体验。这促使人们研究快速生产原始设计风洞模型的替代方法。考虑了两种根本不同的方法：（1）从粗糙的物理原型开始成型/铸造模型和（2）从数字图像创建功能性物理模型。成型/铸造技术能够生产所有尺寸和几何公差的模型。这些方法可以利用各种不同的材料进行模具制作和铸造，包括热熔胶、乳胶、硅橡胶、聚硫橡胶、聚氨酯、藻酸盐、塑料树脂、环氧树脂、蜡、泡沫、粘土和水基石膏或混凝土。设备和该多步骤过程可能很长，并且需要一定的技能来形成可重复使用的模具和铸造模型。快速原型 (RP) 是指直接从 CAD 文件制造物理对象的过程。此类原型技术包括立体光刻 (SLA)、选择性激光烧结 (SLS)、熔融沉积成型 (FDM)、3D 打印和 CNC 加工等工艺。这些工艺中的每一个都会产生耐用、持久的模型，并且可以通过各种二次表面处理来增强其性能。
基于振动的小型风力涡轮机监测...
能够对系统的结构性能和可靠性进行评估。与叶片振动监测相关的主要技术挑战之一源于复杂的动力学和内在的不确定性，这使得基于模拟的方法难以实现。因此，振动特性的数值研究应基于可靠且有效的气动弹性模型，该模型应能够将结构和气动部分耦合在一起。前者通常用等效梁单元建模，而 WT 的典型气动建模方法包括叶片单元动量 (BEM) 理论、执行器线模型、升力板和涡流模型以及计算流体动力学 (CFD) 方法。执行器线 6 以及升力板和涡流模型 7 旨在提供改进的尾流建模；然而，它们都各有弱点，前者由于需要求解 Navier-Stokes 方程而计算量大，而后者由于方法的内在奇异性而存在发散问题。8 另一方面，CFD 分析受到了广泛关注，尽管目前显示它对于大攻角不可靠。9 此外，它们的适用性仍然受到计算需求增加的限制。10 因此，BEM 理论已成为预测 WT 叶片上气动载荷的标准工业实践，这归功于它能够使用翼型气动数据提供准确且计算效率高的结果。除了上述成熟的气动模型外，还提出了各种替代方法。Zhang 和 Huang 10 对此进行了广泛的综述研究，重点关注不稳定性问题、复杂的流入效应、结构非线性以及 CFD 和气动水弹性分析。仅就气动部分而言，Lee 等人提出了使用改进的条带理论进行气动弹性分析。11 同时还提出了一种基于谐波平衡法的气动弹性方案，12 显著缩短了计算时间，并且比标准 BEM 方法更为稳健。通过使用三维模型进行数值研究，进一步研究了冰积对叶片气动行为的影响。 13最后，Peeters 等人。39 最后，一类更复杂的方法涉及基于 CFD 的分析，9,14 事实证明，这些方法与标准工业工具（例如疲劳、空气动力学、结构和湍流 (FAST)）具有合理的一致性。关于结构模型，还提出了超出标准方法（包括等效梁的构造）15 的方法，包括薄壁梁模型 16 ，它可以适应大型叶片中遇到的大多数特征，例如任意层压板铺层和剪切变形，以及考虑动态载荷引起的渐进损坏的模型，17 等等。18 对叶片的壳和固体有限元 (FE) 模型之间的静态行为进行了有趣的比较研究。工业应用中的大部分标准实践都包含在大量可用的气动弹性软件中，例如水平轴风力涡轮机分析和模拟程序 (PHATAS)、19 GH-Bladed、20 ASHES、21 和 FAST。22 大多数商用模拟器都基于线性弹性模型，这些模型无法考虑大位移对响应本身或风荷载的影响。虽然这些影响对于小型叶片可以忽略不计，但对于大型柔性叶片则并非如此，23 它们通常会经历显著的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增加，叶片也变得更加灵活，由于几何非线性而产生的耦合效应变得越来越重要。24,25 在用于气动弹性建模的各种内部代码 26 和软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代 (HAWC2) 27 提供了为数不多的非线性商业模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决 WT 叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT)，28,29 本质上提供了变形梁几何的精确表示，这对于较大的 WT 来说越来越重要。然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式的解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛应用于飞机机翼应用。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据相结合以供实时应用。31 该公式最近才得以实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法可以减轻计算成本的增加，即使用降阶模型 33,34，这可能很好地基于非线性法向模式 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中在叶片响应的耦合行为上，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数增强。
Ge 90 发动机手册 pdf
GE 的客户门户允许您通过单击浏览发动机车间手册、图解零件目录、服务公告等。如需更多信息，请联系您的 GE 代表或我们的航空运营中心 (AOC)，电话：1-877-432-3272（美国）或 +1-513-552-3272（国际）。GE90 发动机为双引擎波音 777 飞机提供动力，它将创纪录的推力和高可靠性与更低的噪音、排放和燃料消耗相结合，成为一款因其尺寸和创新而得到全世界认可的标志性喷气发动机。复合材料风扇叶片 商用发动机采用复合材料风扇叶片，强度提高一倍而重量仅为传统钛风扇叶片的三分之一 – 现已成为 GE 宽体发动机的标志 世界推力纪录发动机达到 127,900 磅推力，创下世界纪录（此后在认证测试中被 GE9X 发动机以 134,300 磅的推力打破） 无 FOD 核心发动机采用内开式可变排气阀门，实现无 FOD（异物碎片）核心 增材部件 发动机获得 FAA 批准可使用增材制造压缩机传感器 GE 一直在投资和改进发动机。GE 工程师已经增强了 GE90-115B 发动机的压缩机、燃烧室以及高低压涡轮部件，以减轻重量、提高燃油效率和增强耐用性。与初始发布规格相比，燃油消耗降低了 3.6% 在翼时间提高了 60% 达到世界一流水平 99.98% 的可靠率 GE 已向世界各地交付了 2,800 多台 GE90 发动机，其及其全球维护、维修和大修 (MRO) 提供商网络可以随时随地为客户提供支持。通过 GE 的 TrueChoice 发动机服务套件，GE90 运营商可以使用 MRO 选项，这些选项可以优化发动机，通过有针对性的工作范围满足所需的生命周期，优化硬件利用率并最大限度地降低拥有成本。GE90-94B 发动机的额定推力为 94,000 磅，建立在早期 GE90 发动机型号的成功经验之上，用于为波音 777-200 和 777-300 飞机提供动力。在被波音公司选中开发推力为 110,000 至 115,000 磅的发动机后推力，GE 交付了 GE90-115B 发动机，现在为远程波音 777-200LR、777-300ER 和 777 货机提供动力。低压涡轮/高压涡轮最大直径（英寸）最大功率时的总压力比 1 GE90 - 简介 GE-90 涡扇发动机（剖面图）由通用电气与法国 SNECMA、日本 IHI 和意大利 FiatAvio 联合制造，并于最近（1995 年 9 月）首次由英国航空公司为其新波音 777 机队委托，它是当今最强大的商用飞机发动机。经认证的起飞推力为 380 kN（85,000 磅），仅需两台发动机便足以满足 777 等大型飞机的需要，该飞机可搭载 375 名乘客（重量约为 230 吨）。它是 GE/NASA 节能发动机 (E3) 项目的衍生产品，也是燃油效率最高的发动机，当今最安静、最环保的发动机。除了提供最高推力外，GE90 预计还能为航空公司带来 5-6% 的燃油效率提升、更低的噪音污染和 33% 的 NOX 排放量，比当今的高涵道比发动机低。本次研讨会试图通过简要介绍发动机的特点来突出发动机的各个方面。 2 比较高推力级涡扇发动机 (> 200 kN) (根据 [2] 修改) GE-90 CF6-50C2 CF6-80C2 公司通用电气 (美国) 通用电气 (美国) 通用电气 (美国) 自 1995 年 9 月 1978 年 10 月开始使用 1985 年 10 月首次在空客 A-340 和 B-777 上飞行 KC-10 (军用) A-300/310, 747/767 描述高涵道比 TF 双轴高 BPR TF 双轴高 BPR TF 重量 (干重) --- 3960 千克 4144 千克总长度 4775 毫米 4394 毫米 4087 毫米进气口/风扇直径 3124 毫米 2195 毫米 2362 mm压力比 39.3 29.13 30.4涵道比 8.4 5.7 5.05TO推力 388.8 kN 233.5 kN 276 kN巡航推力 70 kN 50.3 kN 50.4 kNS。燃油消耗（SLS） 8.30 mg/Ns 10.51 mg/Ns 9.32 mg/N-s空气质量流量 1350 kg/s 591 kg/s 802 kg/s是否存在FADEC* 是 否 是其他信息 NOx排放量降低33%。噪音比同级别的其他TF发动机低（由于风扇尖端速度低）。LPT的TET为1144 K。燃油消耗（sfc）比其他发动机低，寿命长，可靠性高。 RB-211-524G/H Trent-882 JT-9D-7R4公司劳斯莱斯（英国）劳斯莱斯（英国）普惠（美国）自 1990 年 2 月开始使用 1994 年 8 月（认证）1969 年 2 月（首次）首次飞行于 747-400 和 767-300 波音 777 波音 747/767、A310 描述三轴轴向 TF 三轴 TF 双轴 TF 重量（干重）4479 千克 5447 千克 4029 千克总长度 3175 毫米 4369 毫米 3371 毫米进气口/风扇直径 2192 毫米 2794 毫米 2463 毫米压力比 33 33+ 22 涵道比 4.3 4.3+ 5TO 时推力 269.4 kN 366.1 kN 202.3 kN巡航时推力 52.1 kN 72.2 kN 176.3 kNS.FC 15.95 mg/Ns（巡航）15.66 mg/Ns（巡航）10.06 mg/N-s空气质量流量 728 kg/s 728+ kg/s 687 kg/sFADEC（Y/N）否是否其他信息合同中（截至 95 年 9 月）世界上功率最强大的常规空调发动机（Trent 772）*FADEC - 全自动数字发动机控制 • 降低燃油消耗。• 通过与飞机计算机交互，更好地控制发动机并减少飞行员的工作负担。• 降低飞机运营成本。低推力级涡扇发动机 (< 200 kN) ([2] 之后改进) 3 CFM56-5C2 JT-8D-17R V 2500-A1公司 CFM International (法国) & GE (美国)Pratt & Whitney (美国) Intl.航空发动机（美国） 自 1992 年底开始使用 1970 年 2 月 1988 年 7 月 首次在空客 A-340 波音 727/737 和 DC-9 空客 A-320 上飞行 描述 双轴亚音速 TF 轴流双轴 TFT 双轴亚音速 TF 重量（干重） 2492 千克（裸机）3856 千克（约） 1585 千克 2242 千克（裸机）3311 千克（带动力装置） 总长 2616 毫米 3137 毫米 3200 毫米进气口/风扇直径 1836 毫米 1080 毫米 1600 毫米 压力比 37.4 17.3 29.4 涵道比 6.6 1.00 5.42 TO 时推力 138.8 kN 72.9千牛 111.25 kN巡航推力30.78 kN18.9 kN21.6 kN SFC16.06 mg/Ns23.37 mg/Ns16.29 mg/N-s空气质量流量466 kg/s148 kg/s355 kg/sFADEC（Y/N）是否是其他信息4 GE-90涡扇发动机循环分析以下是借助计算机程序进行的简单大涵道比涡扇发动机循环分析的结果。分析理论可参见[3]。更广泛和准确的分析可参见[4]。GE90发动机的可用数据仅限于其起飞推力、涵道比（BPR）和总压比（OPR）。其余数据是暂定的，是基于其他类似的 GE 发动机（例如 CF6-80C2 和 CFM56）并考虑了适当的改进而得出的。发动机数据进气效率 = 0.980风扇多变效率 = 0.930压缩机多变效率 = 0.910涡轮多变效率 = 0.930等熵喷嘴效率 = 0.950机械效率 = 0.990燃烧压力损失（比率） = 0.050燃料燃烧效率 = 0.990热喷嘴面积 = 1.0111 m2冷喷嘴面积 = 3.5935 m2设计点（巡航）非设计点（起飞）高度（公里）10.668 0.000马赫数0.850 0.000RAMPR 1.590 1.000FPR 1.650 1.580LPCPR 1.140 1.100HPCPR 21.500 23.000OPR 40.440 39.970Pa（巴）0.239 1.014Ta（K）218.820 288.160Ca（米/秒）252.000 0.000BPR 8.100 8.400TIT（K）1380.000 1592.000ma（千克/秒）576.000 1350.000推力（kN）69.200 375.300mf（千克/秒）1.079 2.968SFC（毫克/纳秒）15.600 7.910Sp。推力（Ns/kg） 120.100 278.100 计算出的巡航推力值与装有两台 GE90 发动机的波音 777 飞机所需的推力（每台发动机约 65-70 kN）非常接近。 93759555539.pdf 5 设计点运行图（巡航）推力和 SFC 与 FPR 64 65 66 67 68 69 70 1.40 1.43 1.46 1.49 1.52 1.55 1.58 1.61 1.64 1.67 1.70 1.73 1.76 1.79 FPR 推力 ( kN) 15.50 15.75 16.00 16.25 16.50 16.75 17.00 推力 SFC 推力和 SFC 与 OPR 66 68 70 72 74 76 78 20 22 24 26 28 30 32 34 36 38 40 42 44 46 OPR 推力 ( kN) 15.0 15.5 16.0 16.5 17.0 17.5 18.0 推力 SFC 6 推力 & SFC vs BPR 50.0 57.5 65.0 72.5 80.0 87.5 95.0 102.5 110.0 4.0 4.4 4.8 5.2 5.6 6.0 6.4 6.8 7.2 7.6 8.0 8.4 8.8 9.2 9.6 BPR 推力 ( kN) 15.0 15.5 16.0 16.5 17.0 17.5 18.0 18.5 19.0 推力SFC 推力 & SFC vs TIT 40 50 60 70 80 90 100 1300 1350 1400 1450 1500 1550 1600 1650 1700 1750 1800 TIT (K) 推力 ( kN) 15 16 17 18 19 20 21 推力 SFC 7 认证 ([1] 和 [2]) 里程碑 日期 事件 1992 年 11 月 首次核心测试 1993 年 3 月 第一台发动机以 377.8 kN 推力进行测试 1993 年 4 月 第一台发动机以 468.5 kN 推力进行测试 1993 年 12 月 第一个 GE90 飞行试验台在波音 747 上飞行 1994 年 11 月 GE90 认证388.8 kN 推力 1994 年 12 月 首次波音 777 飞行测试 1995 年 8 月 波音 777/GE90 飞机认证 1995 年 9 月 波音 777/GE90 投入使用 GE90 地面和飞行测试 - 随着 FAA 对 GE90 的认证，GE 航空发动机公司完成了有史以来最广泛的地面和飞行测试项目之一，这是发动机制造商开展过的项目之一。GE 于 1990 年 1 月宣布开发 GE90。1992 年 11 月，第一台全尺寸发动机核心机开始测试；随后，1993 年 3 月，第一台全尺寸发动机投入使用。unisolve_pharmacy_software_manual.pdf 自那时起，GE 及其收益共享参与者共运行了 13 台开发发动机，验证了发动机固有的设计优势。总体而言，这些发动机的运行时间超过 5,000 小时，包括在 GE 改装的波音 747 飞行试验台上飞行的 228 小时。GE90 耐力发动机完成了超过 14,000 个循环，并展示了出色的分段耐久性。七台发动机的推力超过 100,000 磅（444.5 千牛），其中一台创下了 110,000 磅（489 千牛）的推力纪录。事实上，GE90 开发发动机的推力水平已超过 100,000 磅（444.5 千牛），持续超过 65 小时。作为必需认证测试的一部分，GE90 成功完成了 2.5 磅和 8 磅（1.13 千克和 3.63 千克）的复合叶片鸟吞测试。1994 年 10 月，在炎热天气下，四台 2.5 磅的鸟被吞噬，发动机以产生 85,000 磅（377.8 千牛）推力所需的速度运转。没有推力损失，发动机在吸入后所需的 20 分钟运行时间内响应所有油门指令。所有风扇叶片都处于良好状态，并继续在其他发动机测试中运转。1994 年 11 月中旬，GE 在 FAA 的陪同下进行了风扇叶片引爆测试。释放叶片以 2,485 rpm 的风扇速度引爆，比目标速度高出 10rpm，发动机产生超过 105,000 磅（466.8kN）的海平面静态（SLS）校正推力。发动机支架系统按设计运行，测试证明了风扇叶片的遏制力。复合材料风扇叶片的坚固性得到成功展示，8 观察到的尾部叶片损坏与测试前分析相符，验证了复合材料叶片设计的固有优势。GE90 于 1993 年底首次飞行，安装在 747 飞行试验台上。在第一阶段的测试中，该发动机在 45 次飞行中累计飞行了近 228 小时。发动机表现异常出色，其性能水平超出规格，并在整个飞行包线内为飞行员提供了不受限制的油门运动。34042629589.pdf 为什么要使用全新发动机？市场要求从历史上看，飞机的重量和推力要求不断增加。lowrider 汽车展评判评分表今天，市场青睐重量更重、航程更远、内置推力增长的飞机。增长图 1 增长图 2 上述增长图显示，趋势有利于使用 GE90 驱动的大型宽体飞机。为航空公司的未来做好准备 • 为整个新型大型飞机系列提供通用发动机。• 新型宽体飞机需要比现在的发动机高 20-30% 的推力。• 历史上飞机需要 20-30% 的额外推力来增加 TOGW。现代循环设计具有内在的总体性能优势• 比今天的发动机高 10% 的 SFC。• 高推力增长与通用性。• 低噪音和排放。结合“经验教训”的成熟技术的可靠性。GE90 设计GE90 设计用于：• 推力增长。• 与 777 飞机系列的发动机通用性。• 燃油效率。• 180 分钟 ETOPS（延长双发运行）。9• 低排放。• 低噪音。• 降低运营成本。选择可显著节省燃油的循环。总计其余乘以三级• 涵道比优化。• 总压比优化。• 设计用于最低 SFC 和燃油消耗。 10. 总结 pdf 选择的设计可使航空公司获得最大利益。• 设计和演示高可靠性技术。• 以 CF6 和 CFM56 可靠性为基础。• ETOPS 批准。• 运营商制定的维护程序。• 低噪音、低排放设计。• 最低运营成本设计。发动机尺寸符合未来飞机的要求。• 初始认证推力为 84,700 磅（376.5 kN）- 1995 年 2 月• 首次增长认证推力为 92,000 磅（408.9 kN）- 1996 年 5 月。• 可能增长到 120,000 磅（533.4 kN）。高推力和测试经验总结• > 422.3 kN 下超过 145 小时• > 435.6 kN 下超过 95 小时• > 440.0 kN 下超过 75 小时• > 444.5 kN 下超过 65 小时• > 444.5 kN 下在 900-105/1A 上连续运行 20 小时注：海平面静态（SLS）校正推力水平八台 GE90 发动机已在 445 kN 的 SLS 推力下或以上运行。进行了各种测试• 风扇测绘。• 助推器应力调查。• 超速认证（490.3 kN）。• 三重红线段测试“彩排”。• 1.13 公斤鸟牌认证/叶片伸出认证。 10 发动机及其部件 ([2]) GE-90 涡扇发动机（横截面图）以下是发动机的主要部件 - 1. 复合风扇2. 低压压缩机 (LPC)/增压器3. 高压压缩机 (HPC)4. bugavufawenesa.pdf 双圆顶燃烧室5. 高压涡轮 (HPT)6. 低压涡轮 (LPT) 11 复合风扇 GE90 风扇设计 风扇图 • 22 个复合宽弦叶片和平台。• 大风扇直径可实现更高的空气质量流量。• 风扇齿轮传动 - 降低风扇尖端速度，从而产生更少的噪音。• 低尖端速度和压力比，实现安静高效的运行。• 轻质三网盘，便于检查并减轻重量。• 混合（圆锥形/椭圆形）旋转器，减少核心碎片摄入。• 风扇压力比 (FPR) 约为 1.60-1.65（暂定）。 GE90 风扇叶片 风扇叶片 • 宽弦复合风扇 – 性能高、重量轻。• 耐环境性 – GE90 风扇材料系统表现出与当前飞机复合材料相同的耐环境性。12 • GE90 风扇复合材料系统与目前服役的风扇复合材料系统类似。 • 完全暴露在航空液体中的层压样品通常可保持 95% 的基本性能。 • 实际叶片完全受聚氨酯涂层保护。• 不暴露于紫外线辐射。 复合材料风扇开发历史• GE90 复合材料叶片受益于 25 年的开发。• 材料、制造和计算方面的进步提供了必要的技术。 los baker van a peru book pdf 13 压缩机 压缩机图 第一级 HPC 叶片 •结构类似于成功的 CFM56。•紧凑的发动机结构。•坚固的低纵横比翼型。•减少零件数量。•降低运营成本。•短 LPC/助推器 - 3 个阶段。•LPC 压力比（LPCPR）约为 1.10-1.14（暂定）。•低 LPT 入口温度以增加推力。•10 级 HPC，压力比为 23:1（HPCPR）。•NASA 节能发动机（E3）的扩大规模在测试单元和飞行测试中都展示了性能和可操作性。 燃烧室 •来自成功的先进军事计划的双圆顶环形燃烧室。 • 降低 NOX 排放水平（低至 10 ppm）。• 降低未燃烧的碳氢化合物、一氧化碳和烟雾水平。• 提高可操作性。• 长寿命衬套结构。• 针对功率设置进行调节的圆顶气动热调节。• 高度重新点火能力 30,000 英尺（9.144 公里），留有余地。14 涡轮机涡轮图 HP 涡轮叶片 - 分别为 1 级和 2 级。 • 高压涡轮机采用了成熟的设计技术。• 6 级 LPT 和 2 级 HPT。• 类似于 CFM56 的刚性、简单支撑转子系统，可实现动态稳定性。• 仿照成功的 CF6-80 设计设计的无螺栓组装翼型和罩壳冷却回路。• 从成熟的涡轮机经验中引入薄膜冷却技术。• 多孔涡轮冷却技术 - 冷却效果更佳。• 成功的 CF6-80 设计和被动间隙控制系统特点。• 带有激光钻孔冷却孔图案的第 1 级 HPT 叶片铸件（材料 N5）。• 带有激光钻孔冷却孔图案的第 2 级 HPT 叶片（材料 N5）。• 基于 CFM56 和 CF6-80 设计的模块化喷嘴组件。 15 其他特点 ([2]) GE90 和环境 减少排放和烟雾 • 双圆顶燃烧室。• 降低噪音。• 低风扇压力比和大纵横比低压涡轮。• 总体上降低任务总燃料消耗 = 降低任务总污染物。• 提高推力与核心流量比。 GE90 燃烧室在降低排放水平的同时提高了可操作性 • 双环形燃烧室。• 优化了飞行员圆顶以提高可操作性 - 优化了主圆顶以提高功率。• 减少排放 基于 15 年的 NASA 和先进军用发动机开发经验。• 全面的 GE90 测试。• 出口温度曲线符合设计意图。• 验证了排放水平。 可运输性• 针对标准发动机运输方法设计。GE90推进器• 比今天的高涵道比涡扇发动机更小 GE90模块化设计• 只允许更换推进器• 推进器/喷嘴与风扇定子模块分离• 风扇定子模块留在主基座或飞机上• 拆卸和更换时间估计少于6小时 16 GE90的未来 ([2]) 推力增长GE90组件的尺寸适合增长。如果市场需要，通过进一步投资，GE90可以产生110,000磅（511千牛）的推力。通用电气打算通过以下方式实现推力增量 - • 376.5千牛风扇认证发动机。B777“B”市场。 • 409 kN 风扇改进的 LPT 材料。增强的 HPT 冷却和第一级叶片 TBC。B777“B”市场。B777 拉伸。 • 422.3 - 435.6 kN 风扇改进的涡轮机械。 • 466.8 kN 风扇带有降级核心的更高 P/P 风扇。 • 511.2 + kN TF带有降级核心的更高速度和 P/P 风扇。 17 结论可以看出，GE90 确实是 90 年代最强大、最高效的商用运输发动机。 85086163020.pdf 它还具有足够的推力增长空间，以满足未来的需求。虽然缺乏有关该发动机的确切技术信息（例如其重量、压力比、TIT、巡航推力、sfc 等），导致本报告中的数据具有不确定性，但与其他发动机的比较清楚地表明，它在推力和燃油效率方面是独一无二的。18 参考文献 1.