发动机结构总体设计作业
固体火箭发动机设计
工作时间： tk ≤1.8 秒 工作温度：TH = -40℃~50℃ 燃烧室外径： DH ≤0.426 米，发动机总长： L ≤2.52 米 附加条件：选用一种推进剂，装药采用多根管状药柱，为确
保同温度下的推力在允许范围内，可采用更换喷管。
三、课程设计任务：
1 分析原始条件，确定设计方案，进行发动机结构设计
2．1 发动机结构形式 ............................................................................................ 5 2．2 推进剂及药型选择 ........................................................................................ 5 2．3 壳体材料 ........................................................................................................ 6 2．4 发动机主要设计参数选择 ............................................................................ 7 三、 发动机的装药设计： ..................................................................................... 9 3．1 药柱基本参数 ................................................................................................ 9 3．2 药柱尺寸的确定 .......................................................................................... 10 四、 发动机燃烧室设计 ....................................................................................... 12 4．1 燃烧室结构，材料以及尺寸 ...................................................................... 12 4．2 燃烧室应力分析以及强度校核 .................................................................. 15 五、 发动机喷管设计 ........................................................................................... 15 5．1 喷管的气动设计 .......................................................................................... 15 5．2 喷管壁厚 ...................................................................................................... 17 5．3 喷管的热防护 .............................................................................................. 17 5．4 喷管堵盖 ...................................................................................................... 17 六、 喉部设计及校验计算 ................................................................................... 18 6．1 设计喉部尺寸 dt .......................................................................................... 18 6．2 温度区间—喉衬尺寸 如下表示： ............................................................ 25 七、 内弹道计算 ................................................................................................... 25 7．1 内弹道计算基本方程 .................................................................................. 25
发动机结构课程设计
航空发动机姓名：杨程浩班级：1115062班学号：111506236 院系：航空工程系指导老师：张丽娜2014年6月18日航空发动机结构课程设计任务书、设计题目JetCat P-100-RX小型发动机拆装测绘二、设计内容（1）收集和查阅专业相关资料，了解小型发动机的功用；（2）进行小型发动机分解，记录小型发动机分解过程，画出分解示意图，并对其拆装流程进行分析；（3）分析小型发动机结构组成，分析核心机单元体组成，分析小型发动机启动与工作过程；（4）进行发动机测绘（每个小组需完成以下内容，个人任务根据各自小组成员分配方案进行），主要包括：①完成发动机零件的测绘：轴、轴套、前内导流罩、前外导流罩、离心叶轮、扩压器1、扩压器2、燃烧室、涡轮导流器、涡轮工作叶轮、尾喷管、整流锥、发动机壳体；②完成部件装配图：进气道部件，压气机部件，涡轮部件，尾喷管部件，轴与轴套；③画出小型发动机的总装配图（根据小组及个人情况和意愿做）。
三、设计要求（1）在两周内完成所有课程设计任务；（2）完成发动机拆装，完成分解示意图，完成小型发动机拆装流程分析，分析小型发动机结构及工作原理；（3）对小型发动机零件进行分析、测绘，完成零件图、部件组装图和总装配图的绘制；（4）完成零件图、部件组装图（或总装配图）等至少3张以上图纸;(5)完成课程设计报告四、参考资料(1)《JetCat P-100-RX小型发动机说明书(英文)》(2)《JetCAT涡轮发动机使用说明书》(3)《航空发动机结构课程设计具体安排》(4)《北航微发装配实验指导书》目录一、J etCat P-100-RX 小型发动机的功用 (4)1.1简介 ........................................................... 4.1.2功用............................................................ 4.二、小型发动机的工作原理 ............................................... 5.2.1工作原理...................................................... 5.2.2具体步骤...................................................... 5.三、小型发动机的结构分析 ............................................... 6.3.1 结构系统分析.................................................... 6.3.2核心机单元体分析................................................ 7.3.2.1压气机.................................................. 7.3.2.2燃烧室.................................................. 8.3.2.3涡轮.................................................... 8.四、小型发动机拆装流程分析.9.五、小发零件的测绘、部件组装......................................... 1.55.1 扩压器1的测绘 (15)5.1.1扩压器作用 (15)5.1.2扩压器1的测量 (16)一、JetCat P-100-RX小型发动机的功用1.1简介微型涡轮发动机是航空发动机的一个新领域。
《发动机的起动作业设计方案-2023-2024学年高中通用技术苏教版》
《发动机的起动》作业设计方案一、作业设计背景与目标在摩登汽车工程教育中，发动机作为汽车的心脏，其起动过程是学生必须掌握的基础知识之一。
通过本次作业设计，旨在帮助学生深入理解发动机起动的原理、步骤及其相关技术要点，培养学生的实践操作能力和问题解决能力。
同时，通过模拟实际操作环境，让学生在理论与实践相结合的过程中，提升对汽车发动机起动系统的认识和应用能力。
二、作业设计内容1. 理论进修：学生需阅读教材及相关资料，掌握发动机起动的基本原理，包括但不限于起动机的结构、工作原理、起动电路的组成及工作流程等。
2. 实操准备：学生需准备一台可用于实操的发动机模型或实物，以及相应的工具和设备。
3. 实操练习：学生需在教师的指导下，进行发动机起动的实操练习，包括检查起动机、毗连起动电路、点火起动等步骤。
4. 问题分析：学生在实操过程中遇到的问题，需进行记录并分析原因，提出解决方案。
5. 报告撰写：学生需撰写一份详细的作业报告，内容包括理论进修总结、实操过程记录、问题分析及解决方案等。
三、作业设计步骤1. 理论进修阶段：- 分配进修资料，明确进修目标。
- 学生自主进修，教师提供答疑。
- 组织小组讨论，加深理解。
2. 实操准备阶段：- 准备实操所需的发动机模型或实物。
- 检查工具和设备是否齐全且功能正常。
3. 实操练习阶段：- 教师示范操作流程。
- 学生分组进行实操练习。
- 教师巡回指导，及时纠正错误。
4. 问题分析阶段：- 学生记录实操中遇到的问题。
- 小组讨论问题原因及解决方案。
- 教师提供专业意见。
5. 报告撰写阶段：- 学生整理实操记录和问题分析。
- 撰写作业报告，要求逻辑清晰、内容详实。
- 提交报告，教师进行评判反馈。
四、作业设计评判标准1. 理论进修：学生对发动机起动原理的理解水平。
2. 实操技能：学生在实操过程中的操作熟练度和准确性。
3. 问题解决：学生对实操中遇到问题的分析和解决能力。
4. 报告质量：作业报告的完备性、逻辑性和专业性。
内燃机设计课程设计大作业
第一部分：四缸机运动学分析绘制四缸机活塞位移、速度、加速度随曲轴转角变化曲线（X －α，V －α，a －α）。
曲轴半径r=52.5mm 连杆长度l=170mm, 连杆比31.0==l r λ1、位移：)]2cos 1(41)cos 1[(αλα-+-=r x2、速度：)2sin 2(sin αλαω+=r v3、加速度：)2cos (cos 2αλαω+=r a第二部分：四缸机曲柄连杆机构受力分析1、初步绘制四缸机气缸压力曲线（g F －α），绘制活塞侧击力变化曲线（N F －α），绘制连杆力变化曲线（L F －α），绘制曲柄销上的切向力（t F ），径向力（k F ）的变化曲线（－α），（－α）。
平均大气压MPa p 09839.098.39kPa 0== 缸径D=95mm 则活塞上总压力 6010)(⨯-=A P P F g g 24D A π=单缸活塞组质量：kg m h 277.1= 连杆组质量： 1.5kg =l m 则 往复运动质量：l h j m m m 3.0+=往复惯性力：)2cos (cos 2αλαω+-=-=r m a m F j j j)sin arcsin(αλβ=又 合力：g j F F F +=侧击力：βtan F F N = 连杆力：βcos FF L =切向力：)sin(βα+=L t F F 径向力：)cos(βα+=L k F Ft F k F2.四缸机连杆大头轴承负荷极坐标图，曲柄销极坐标图连杆大头集中质量产生的离心力：2227.0ωωr m r m F l rL ==连杆轴颈负荷：qyqx p F F arctan=α连杆轴承负荷：︒+++=180βαααq P )sin(p P px F F α=2m rL L q F F F +=k rL qx F F F -=tqy F F =q p F F -=)(p p py con F F α=2、四缸机曲轴主轴承极坐标图，主轴颈极坐标图主轴颈负荷：22zy zx z F F F +=主轴承负荷：q zx F F =t zy F F =zxzy z F F arctan=αz e F F -=︒++=180αααz e )sin(e e ex F F α=)cos(e e ey F F α=。
F110-GE-100小涵道比涡扇发动机总体结构分析
F110-GE-100小涵道比涡扇发动机总体结构分析目录F110-GE-100小涵道比涡扇发动机总体结构分析 (1)制作团队 (1)发动机图例 (2)讨论题 (2)结构和系统 (3)高低压转子结构形式及支承方案 (4)传力路线分析 (4)风扇转子及机匣结构设计特点 (5)涡轮转子-支撑结构设计 (5)低压转子联轴器特点 (5)减重措施 (6)制作团队组长：皮启遥小组成员：皮启遥，李明哲，孙睿智，叶斯泰·克勒施别克，王洪波PPT制作人：皮启遥PPT汇报人：皮启遥，王洪波资料收集人：李明哲，孙睿智，叶斯泰·克勒施别克报告撰写人：王洪波发动机图例讨论题1.画出高低压转子结构形式及支承方案，并说明其特点；2.传力路线分析；3.风扇转子及机匣结构设计特点；4.涡轮转子-支承结构设计特点；5.低压转子联轴器特点；6.第三代军用涡扇发动机在总体结构设计上是如何减重的；结构和系统进气道：环形。
带17个径向支板。
风扇：3级轴流式。
进口导流叶片的铝制尾缘可调。
转子叶片材料为钛合金。
水平对开机匣，使转子叶片可单独更换。
压比3.2。
压气机：9级轴流式。
头三级为钛合金，后六级为A286钢。
零级和头3级静子叶片可调。
盘鼓式转子，惰性焊连接。
水平对开机匣，前段为钛合金，后段为钢。
压比11。
燃烧室：短环形。
火焰筒由HastelloyX合金经机加工而成。
燃油经20个双锥喷嘴和20个小涡流杯喷口喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。
高压涡轮：单级轴流式。
高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。
机匣内衬扇形段，通冷却空气进行主动间隙控制。
转子和静子可单独更换。
低压涡轮：2级轴流式，叶片带冠。
转子叶片均可单独更换，静子叶片分段更换。
加力燃烧室：用盘旋式混合器使内外涵气流有效混合。
内涵气流中90%的气流在燃油喷入外涵气流前燃烧完，使得整个工作范围内的温升平稳。
尾喷管：收敛-扩散型，喷口面积由液压作动筒和作动环腔控制。
《发动机的起动作业设计方案》
《发动机的起动》作业设计方案第一课时一、设计内容1.1 任务目标本次作业设计的主要目标是让同砚了解内燃机的工作原理，精通内燃机的起动方式及起动过程，培育同砚的实践操作能力和动手能力。
1.2 设计内容通过实际操作，让同砚了解内燃机的起动方式，包括手摇启动、电启动、气动启动等，并通过观察内燃机启动过程中的各种现象，了解内燃机的工作原理。
1.3 设计材料本次作业设计需要应用的材料包括内燃机模型、手动启动装置、电启动装置、气动启动装置等。
二、实施步骤2.1 前期筹办在进行试验前，老师需要对内燃机模型及各种启动装置进行检查，确保设备完好无损。
同时，要做好试验场地的筹办工作，确保试验环境安全。
2.2 实施步骤（1）手摇启动：老师起首演示手摇启动的方式，让同砚了解手摇启动的原理和步骤，然后让同砚分组进行实际操作，在辅导下完成手摇启动试验。
（2）电启动：老师演示电启动的方式，并让同砚了解电启动的原理和操作步骤，然后让同砚分组进行实际操作，完成电启动试验，并观察启动过程中的各种现象。
（3）气动启动：老师演示气动启动的方式，让同砚了解气动启动的原理和步骤，然后让同砚分组进行实际操作，完成气动启动试验，并观察启动过程中的各种现象。
2.3 结果分析在实施完各种启动方式后，老师可以与同砚一起谈论内燃机起动的原理及特点，引导同砚总结不同启动方式的优缺点，加深同砚对内燃机工作原理的理解。
三、作业要求3.1 试验报告同砚需要依据试验结果编写试验报告，详尽记录每种启动方式的操作步骤、启动过程中的现象，以及观察到的结果。
报告要求明晰、完备、有条理。
3.2 试验总结同砚需要依据试验结果进行总结，分析不同启动方式的优缺点，对内燃机工作原理进行深度理解，提出自己的见解和建议。
四、评判标准4.1 试验操作评判同砚在试验中的操作技能和操作规范性，包括操作步骤是否正确、操作过程是否安全等。
4.2 试验报告评判同砚的试验报告撰写能力，包括报告的内容是否明晰明了、结构是否合理、表达是否准确等。
第二内燃机的总体设计
一、活塞行程S与气缸直径D的比值的选取 二、曲柄半径R与连杆长度L的比值的选取 三、气缸中心距L0与气缸直径D的比值的选取
第二章 内燃机的总体设计－主要结构参数的确定
二、曲柄半径R与连杆长度L的比值的选取
第二章 内燃机的总体设计－总体布置
总体布置是根据所选则和确定的内燃机型式、主要结构参数、主要 零部件和辅助系统的结构形式，以及主要零部件和辅助系统各机件估 算的外形尺寸，从此而进行的具体布置工作，并绘制出内燃机纵、横 剖面图和外形图。
总体布置的设计过程就是从总体到主要零部件和辅助系统，又从主要 零部件和辅助系统到总体的相互协调过程。
第一节 内燃机总体设计的任务 第二节 内燃机的选型 第三节 内燃机主要结构参数的确定 第四节 内燃机的总体布置
第二章 内燃机的总体设计－内燃机的选型
一、汽油机与柴油机 二、二冲程与四冲程内燃机 三、增压与不增压 四、风冷式与水冷式内燃机 四、气缸数及气缸排列形式
第二章 内燃机的总体设计－内燃机的选型
第二章 内燃机的总体设计－内燃机的选型
一、汽油机与柴油机 二、二冲程与四冲程内燃机 三、增压与不增压 四、风冷式与水冷式内燃机 四、气缸数及气缸排列形式
第二章 内燃机的总体设计－内燃机的选型
第二章 内燃机的总体设计－内燃机的选型
第二章 内燃机的总体设计
第一节 内燃机总体设计的任务 第二节 内燃机的选型 第三节 内燃机主要结构参数的确定 第四节 内燃机的总体布置
一、汽油机与柴油机 二、二冲程与四冲程内燃机 三、增压与不增压 四、风冷式与水冷式内燃机 四、气缸数及气缸排列形式
第二章 内燃机的总体设计－内燃机的选型
发动机结构分析实验报告
发动机结构分析实验报告
车辆工程专业实验
实验报告书
指导老师
成绩
实验项目名称: 发动机结构分析
学年：学期：
入学班级：
专业班级：
学号：
姓名：
联系电话：
指导老师：
发动机结构分析实验报告实验日期成绩指导教师同组同学姓名
一、实验目的
二、4缸发动机拆装过程记录
三、4缸发动机主要系统的工作原理和结构分析
四、单缸通用机拆装过程记录
五、单缸通用机装配要点
六、单缸通用机运行状态分析
七、思考题
1、曲轴为什么要轴向定位？怎样定位的？
2、配气机构的功用是什么？配气相位对发动机性能的影响？
3、发动机冷却系统中的温器的作用是什么？
4、润滑系统的组成主要包括哪些？
5、气门间隙如何调整？。
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《现代航空燃气轮发动机总体设计》 期末考试答卷 院系能源与动力工程学院 学号姓名 成绩 1. 简述中冷回热发动机具有较高的热效率的基本工作原理以及制约
其发展的主要因素。 中冷回热涡扇航空发动机的循环系统相对传统发动机而言，在其中增加了中冷器与回热器两个部分，在工作时当涡扇发动机里面的空气经过中压压气机的压缩之后，然后经过中冷器与外涵中的空气进行热交换，使得涡扇里面的空气温度降低，在其温度降低之后进入到高压压气机中。中冷器在这一过程中降低了高压压气机进气口的温度，从而减少了高压压气机在这一过程中的功率，以此同时也增大了回热器中的空气与燃气之间的温度差异，这样对于提高回热的功率有很大的帮助。内涵中的空气在温度降低后经过高压压气机的出口与低压涡轮的出口的气流进行热交换，从而有效的利用了涡轮出口处的燃气余量使得进入燃烧室内的空气温度升高，这样在涡轮温度不变的情况下，可以减少供油室的燃油消耗，从而提高了发动机的热效率，使发动机的功率也提高。 但与此同时，将回热器引入燃气涡轮发动机也面临着以下问题：在大推力下，较大发动机的收益很小、费用增加、质量增大、复杂性增加；承受热负荷的回热器耐久机械性能差；较高的燃烧室进口温度可能增加NOx的排放量。
2. 简述基于核心机派生技术的发动机推力范围受限的主要技术原因。 在成熟的发动机基础上增大推力可以采用以下技术途径： (1)增加发动机空气流量； (2)增大发动机单位推力。 为了增加发动机空气流量，可以直接增加风扇流量或者提高风扇增压比，即采用更大功率的风扇来实现；所以，为了在基本发动机基础上增大推力，在发动机设计中应事先考虑相应的能力储备。其中最重要的是工作转速、流通能力和叶轮机功率的储备。因此，在基本发动机的核心机中也要有相应的储备。这种能力储备会导致基本发动机结构尺寸偏大，即其重量和尺寸与最佳技术方案相比都有增加，但是，由于降低了研制开发的总费用而从系列发展中得到了补偿。为了提高涡扇发动机设计状态的增压比，可以提高低压压气机和／或高压压气机的增压比。为此，在大涵道比涡扇发动机中，增压压气机获得了广泛应用。因此，在核心机结构设计中也必须事先考虑具有传输大功率和大扭矩的低压轴穿过。 增大发动机单位推力的最有效途径是增大核心机的循环功。可以通过增加内涵空气流量，并同时提高压气机增压比和涡轮前燃气温度，以及提高有效工作效率(提高部件效率、减少漏气等)的办法来实现。 压气机前增加零级压气机级来提高发动机增压比，最大的问题在于基本核心机的设计参数会受到干扰。高压压气机压缩功的增加必然导致涡轮前最高燃气温度和／或高压涡轮膨胀比的增加。因此，事先考虑到核心机压气机物理及换算转速的储备可以减低对增压压气机增压比的要求，并缓和与此有关的其他矛盾。 由于使用要求不同，大涵道比涡扇发动机(亚声速飞机用)与小涵道比加力涡扇发动机(超声速机动飞机用)的发展途径是不同的。在保持核心机结构不变时，大涵道比涡扇发动机增大推力的技术途径实际上受到增大增压比和涵道比的限制。不仅单位推力不增加，而且，在超过最佳参数后增压比和涵道比的增大会导致发动机经济性下降。所以，在增大增压比和涵道比的同时，由于不能大幅度提高涡轮前燃气温度，因此，大涵道比涡扇发动机的推力增大是非常有限的。而小涵道比加力涡扇发动机增大推力，在保持核心机结构不变时，增加空气流量的同时还可以改变循环参数，即提高涡轮前燃气温度。 核心机基础上发动机派生发展的主要途径在核心机基础上派生发展系列发动机，原则上有两条主要的技术途径，一是保持压气机设计换算转速不变，二是保持最高燃气温度不变。 保持压气机设计换算转速不变在保持压气机设计换算转速不变的情况下，通过改变低压压气机增压比来增大(减小)发动机增压比，必然导致涡轮前燃气温度随核心机进口温度的增加(减小)而增加(减小)。因此，在巡航推力与起飞推力比值不变的条件下，当风扇增压比一定时，随着涡轮前燃气温度的增加，最佳涵道比增大；在增压比和涵道比同时增加的情况下，总空气流量增大，推力也随之增大。此时耗油率因有效效率的提高而有所降低。因此，为了保证发动机系列发展的需求，不仅要求核心机有相应的燃气温度储备，还需要有相应的核心机转速储备，以及具有传输大功率和大扭矩的低压轴穿过的几何储备。当减小总增压比时，情况与上述的分析结果相反亦即当推力减小时，与基本发动机的情况相比，核心机的强度将出现过剩现象。在一定范围内，具有最大起飞推力的涡扇发动机基本上有最高的工作参数，并相应地有较好的经济性和较高的推重比。与此相比，最小起飞推力的发动机的巡航经济性可以恶化15 ～2O ，而其推重比可恶化1．4～1．8倍。 保持最高燃气温度不变在这种情况下，高压压气机特性图上的工作点位置取决于最大状态下的转速和功率消耗，也即随着风扇增压比的增加(减少)，工作点将沿着核心机工作线向下(上)移动。与基本发动机相比，风扇增压比的增加将导致循环功的减小，从而，发动机推力减小，这是由于在一定的风扇增压比下，最佳涵道比减小了。因此，需要预先考虑核心机派生发展中比基本发动机推力更大的发展情况，即需要考虑压气机特性的换算流量储备。从而带来基本发动机中压气机的空气流量过剩。 从实际核心机的派生发展分析表明，应用中既采用第一种方法，又采用第二种方法，也就是说，在核心机及基本发动机研制中，既要有燃气温度和转速的储备，又要有高压压气机性能的储备。实践表明，在核心机基础上派生发展的大道比涡扇发动机，其发动机起飞推力可以在2倍增长的范围内保持良好的经济性。在此范围内，近2／3是通过改变最大起飞状态下涡轮风扇组合的尺寸和功率来保证的，而近1／3是对应于节流改型。因此，以一个多用途核心机为基础，实现涡扇发动机推力的2倍变化从技术经济观点看是正确的，尽管其中的一部分发动机(较小推力)的经济性、外廓尺寸和重量特性较差。需要指出的是，由于在系列核心机中，较大推力的发动机具有相对较高的热力参数，因此，这种技术措施丝毫没有降低涡扇发动机研制的技术难度。 对涵道比不大的加力涡扇发动机来说，在核心机或者基本发动机基础上进行系列化发展的有效方法，是在与基本发动机外廓尺寸限制和互换性要求相同的条件下增大发动机推力的改型研制。其主要目标是在总空气流量增大时保持发动机流道的横向尺寸不变，这时，在带有气流掺混装置的涡扇发动机中将遇到由核心机参数、风扇增压比和涵道比之间的相互影响而引起的压力平衡问题。因此，在发动机总空气流量增大时，往往要利用核心机的储备能力来解决压力平衡问题。但是，由于核心机的储备能力有限，在不对核心机进行适应性修改的前提下，发动机推力的增长是有限的。
3. 简述变循环发动机发展的必要性。 传统航空涡轮发动机的热力循环特性是固定不变的．一种发动机只能在一种模式下工作．并且仅在有限的飞行范围内具有最好的性能。先进的变循环发动机(Variable Cycle Engine,VCE)则不同，它是一种多设计点发动机．通过改变一些部件的几何形状、尺寸或位置，来调节其热力循环参数( 如增压比、涡轮进口温度、空气流量和涵道比) ．改变发动机循环工作模式(高推力或低油耗) 使发动机在各种飞行情况下部能工作在最佳状态。与此同时，变循环发动机能以多种模式( 包括涡轮模式、涡轮风鹚模式和冲压模式等)工作．因而在亚声速．跨声速、超声速和高超声速飞行状态都具有良好的性能．，在涡喷／涡扇发动机领域．VCE研究的重点是改变涵道比．如发动机在爬升、加速和超声速飞行时涵道比减小，接近涡喷发动机的性能．以增大推力；在起飞和亚声速飞行时．加大涵道比，以涡扇发动机状态工作，降低耗油率和噪声。 在未来陆、海、空、天、电多维力量和多维战场的信息化战争中，配装先进动力系统的航空武器装是一个重要环节．是夺取制空权和决定战争胜负的决定性因素之一。VCE概念的提念以追溯到20纪60年代．随着涡轮风扇发动机的问世，它优越的亚音速性能、高的推进效率，使得发动机设计师不断地追求更大涵道比的发动机。在超音速飞行状态，由于大涵道比的涡扇发动机耗油率明显高于等推力级的小涵道比涡扇发动机，因此限制了超音速飞机发动机涵道比的进一步增加，为了使航空发动机在亚音速和超音速状态下都具有较好的性能，国外航空发动机科学家提出了变几何和VCE思想。VCE的优点就是在宽广的飞行包线内，都能保持很好的效率和较低的耗油率，可以看作将亚音速性能很好的大涵道比涡扇与超音速性能很好的小涵道比涡扇、涡喷取各自优点．结合成一台发动机。实践证明，VCE技术以其内在的性能优势，能够满足强大的军事需求，并显示出巨大的应用发展潜力，已经受到各航空强国的重视，是目前航空动力主流的研究方向。 特别在先进战斗机研究方面，自20世纪60年代以来，战斗机一方面朝着多用途方向发展；另一方面，飞机的飞行包线不断扩大．特别是在20世纪80年代后，人们更重视飞机机体／推进系统一体化设计。由于VCE在满足上述指标方面的优势尤为明显，于是，对军用战斗机用的VCE研究逐步开展起来。在航空发动机的百年发展历程中，航空发达国家持续研究新型动力装置以满足先进飞机的需要，由此先进VCE技术应运而生。VCE是正在研究发展中的五代机的重要动力特征。VCE技术成功解决了战机对单位推力和低耗油率之间的矛盾，能够在同一台发动机上实现涡喷工作模式和涡扇工作模式，使发动机在超声速和亚声速飞行时都有优良特性。与涡喷、涡扇发动机相比，变循环发动机柱超声速和亚声速混合飞行任务中综合性能优势明显。高单位面积推力的涡喷循环模式工作，以满足飞行器高速、高机动性飞行；低耗油率的涡扇循环模式工作，以满足长时间续航续且对飞行速度无严格要求。因此具有广阔的军事需求，对军机或民机都是非常有价值。VCE被誉为未来飞行器的最佳动力装置之一。 鉴于VCE优异的技术特性、强大的的军事需求和实际应用的重要性，我们应高度重视这项新技术的探索研究。通过分析国外在VCE领域的研究成果，借鉴国外的成功经验，结合国内已有的研究基础，制定顶层研究方案．突破VCE工作原理、结构设汁、建模和计算、关键技术(核心机驱功风扇级、变面积涵道引射器、可调涡轮导向器和自适应控制技术等) ，探索VCE研究的零部件和整机试验条件和技术要求条件，掌握其试验方法，为VCE的验证机与工程研制提供技术储备与支持，最终实现我国先进航空动力的跨越式发展。
4. 简述F120双外涵变循环发动机的工作模式、转换及技术特征。 F120基本结构是：1台带对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动2级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含1 级CDFS）；2个单级涡轮对转；CDFS与压气机相连，其功能恰似1个风扇的后面级；控制系统为3余度多变量FADEC。 工作模式： 在起飞和亚声速巡航的低功率状态下, 发动机以双涵道(涡扇)模式工作(如图4.1上半