中国矢量技术怎么样，中国有矢量推进技术吗

本文目录一览

1，中国有矢量推进技术吗
2，中国的发动机推力矢量技术落后俄罗斯多少
3，我国是否拥有或者在研推力矢量技术
4，中国有矢量推进技术吗
5，中国现在掌握推力矢量技术了吗
6，矢量发动机技术
7，中国ws15怎么样

1，中国有矢量推进技术吗

矢量推进技术是一个很普通的技术，中国是已经掌握了的，比如说，在一些特种船上就是很普遍使用的，它通过可偏转的泵推进器来控制船身的前进方向，甚至是原地掉头。

中国有矢量推进技术吗

2，中国的发动机推力矢量技术落后俄罗斯多少

至少落后十年。发动机不是枪炮，不好模仿，工艺、材料都需要攻坚。

应该配备了117s大推力矢量发动机，但是同时应该不会技术转让。

中国的发动机推力矢量技术落后俄罗斯多少

3，我国是否拥有或者在研推力矢量技术

当然在研制啊！我国的“黑丝带”都以出世、不研制自己的咋能成呢！

应该是在研究中，至于进度无人知道。

正在研制中

我国是否拥有或者在研推力矢量技术

4，中国有矢量推进技术吗

没有中国的发动机技术真的很落后 J-10都是用俄罗斯的，别提矢量推进了，现在人们戏称这是中国的心脏病，国家也重视了，正在发展呢

5，中国现在掌握推力矢量技术了吗

没有矢量又称向量(Vector)，最广义指线性空间中的元素。它的名称起源于物理学既有大小又有方向的物理量，通常绘画成箭号，因以为名。例如位移、速度、加速度、力、力矩、动量、冲量等，都是矢量。可以用不共面的任意三个向量表示任意一个向量，用不共线的任意两个向量表示与这两个向量共面的任意一个向量。相互垂直的三个单位向量成为一组基底,这三个向量分别用i,j,k表示. 常见的向量运算有:加法，内积与外积。普通航空发动机提供的推力方向是固定的，和飞机的纵向中心重合或呈一固定夹角，矢量推力发动机推力矢量发动机(主要是喷气式)可将推力方向做垂直或水平调整，这样做好处很多，如可使飞机起降滑跑距离更短，可使飞机机动性更突出，在失速状态可给飞机一个有效的控制能力，调整推力方向可使飞机在阻力最小的迎角下巡航以增大航程等。矢量推力发动机和普通航空发动机大体是相同的，只是尾喷管是可偏转的活动部件。俄式矢量推力发动机尾喷口和发动机是球形铰接，结构复杂但能提供360度全方向偏转。美国采用矩形喷口，上下左右各是两对偏转板，结构简单，只能选择在上下或左右方向偏转。推力矢量的发动机详细说明：推力矢量发动机又分二元推力矢量发动机和多元推力矢量发动机(多元推力矢量发动机又称全推力矢量发动机)。二元推力矢量发动机的喷管可上下15度偏转，多元推力矢量发动机的喷管可360度全范围偏转。二元的设计较简单，而多元的要更为复杂，成本也较二元的高。推力矢量发动机推力矢量发动机的主要生产国是美国和俄罗斯。俄罗斯有AL-41F，AL-41F-1S，AL-31F，AL-31FP，AL-31FU，AL一31FN N1，AL-37FU等等。美国的是JSF系列，其型号不详。

6，矢量发动机技术

矢量发动机通俗说就是喷口可以向不同方向转动以产生不同方向的加速度。　　不采用推力矢量技术的飞机，发动机的喷流都是与飞机的轴线重合的，产生的推力也沿轴线向前，　　矢量发动机这种情况下发动机的推力只是用于克服飞机所受到的阻力，提供飞机加速的动力。　　采用推力矢量技术的飞机，则是通过喷管偏转，利用发动机产生的推力，获得多余的控制力矩，实现飞机的姿态控制。其突出特点是控制力矩与发动机紧密相关，而不受飞机本身姿态的影响。　　因此，可以保证在飞机作低速、大攻角机动飞行而操纵舵面几近失效时利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机机动。　　第四代战斗机要求飞机要具有过失速机动能力，即大迎角下的机动能力。　　使用推力矢量技术的飞机不仅其机动性大大提高，而且还具有前所未有的短距起落能力，这是因为使用推力矢量技术的飞机的超环量升力和推力在升力方向的分量都有利于减小飞机的离地和接地速度，缩短飞机的滑跑距离。另外，由于推力矢量喷管很容易实现推力反向，飞机在降落之后的制动力也大幅提高，因此着陆滑跑距离更加缩短了。　　如果发动机的喷管不仅可以上下偏转，还能够左右偏转，那么推力不仅能够提供飞机的俯仰力矩，还能够提供偏航力矩，这就是全矢量飞机。　　推力矢量技术的运用提高了飞机的控制效率，使飞机的气动控制面，例如垂尾和立尾可以大大缩小，从而飞机的重量可以减轻。另外，垂尾和立尾形成的角反射器也因此缩小，飞机的隐身性能也得到了改善。

TDI、EGR、VCRi、OBD-II、双涡流h

最大的困难是加工精度和材料工艺达不到要求，能设计出，但是造不出

我系统的说说吧。先从涡喷发动机和涡扇发动机说起。图中上为涡喷发动机，下是涡扇发动机，当涡喷发动机在压气机前多了一组大一些的前级风扇，并且有一个环形的涵道将气流引走，这个就成涡扇发动机了，因为前级风扇能产生部分推力，所以在相同的推力条件下，就有涡扇比涡喷省油的说法了。一般战机用发动机风扇和涵道都比较小，所以称小涵道比涡扇发动机，后面一般还会有个燃烧室，加力时用，因为这时还有部分未消耗的氧气，这也就是加力时推力增加，油耗增大的由来。推力矢量是通过喷管或喷流（因为不一定是矢量喷管，还有扰流片也算）的偏转产生的推力分量来增强操纵功能，难点是耐高温材料和密闭措施。矢量喷口就是尾喷口能质量转动的发动机。

所谓矢量喷气技术，是指在喷气发动机尾部安装一个可以小范围调节喷气方向的喷口，事实上，是一种燃气舵。其实技术难点出现在能够改变喷气方向的矢量喷口上。这个喷口的机动部件太多，操作精度要求太高，工况太恶劣，这个就是研制的难点了。你知道，发动机尾焰的温度有２千多度，材料在这个温度下会迅速氧化，这是个问题吧。以前耐高温的火焰筒都是固定的，现在要让火焰筒动起来，操作机构的工况也和火焰筒一样恶劣了，对操作机构也是很大的考验。润滑机构也很麻烦。矢量喷口是随时调整的，也就是说，运动的非常频繁，那么对相应的操作机构以及活动部件的润滑也会非常麻烦。因为如果用润滑剂润滑的话，那么这种润滑剂在常温下一定是固体。。。关于维护为什么困难，这个就很简单了矢量喷口是发动机的一部分，大部分是埋在后机身里面的。也就是说，出现任何一个小故障，都要掀开后机身蒙皮，把发动机吊下来，然后再把发动机和矢量喷口分解拆开，才能检查和修理，日常检查也一样，自然维护起来就困难了。

7，中国ws15怎么样

预定中的四代机动力，指标目前都是YY ，因为实物根本没有怎么测试。

WS-15由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组织研制。“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的一步。2011年中航黎明完成了ws-15验证机的交付。保节点是2020年完成研制。2基本信息编辑同类型发动机：美国普惠F-119、F-135，俄罗斯土星117S，英国罗罗F-136，飞马型发动机（鹞式）。3装机对象编辑WS-15用于双发重型隐身战斗机歼-204研发背景编辑中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过3年的拉锯之后，因为俄罗斯的经济状况很差，用于军工科研的经费很少很少，又因为在92年明斯克马丘丽莎会议雅克-141被终止后，R-79发动机没有了使用对象，又没有其他的战斗机使用此发动机，所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差，在这种状况下，1995年6月，中俄签订了转让R-79发动机生产许可证的协定。1996年8月，俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体向中国方面交付了R-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了制造R-79发动机核心机的生产设备及生产制造工艺资料。遗憾的是用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到。后来，1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机，中国此时不仅购买了用于雅克-141的R-79B-300发动机矢量喷管技术，同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料。R179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。在这种背景下,1996年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以R-79发动机为基础进行深度开发)关键技术预研工作。组织完成R-79发动机的核心机的测绘仿制工作；R-79发动机的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制工作。进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究，在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R-79-300发动机设计方案和R-79M的设计图纸和技术资料后，研制了YWH一30—27核心机，YWH一30—27核心机就是以R-79发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000是以YWH一30—27核心机为基础进一步开发的，WS-15是CJ-2000的型号研制的代号。5研发历程编辑从中国燃气涡轮研究院（624所）工作会上获悉，我国自行研制的推力推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机CJ2000于2005年4月14日首次点火成功后，推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机已于2005年7月上旬在台架运转试车时，各种性能完全达到了设计指标,转速推到地面最高转速（换算转速102.2%）-----“峨眉”航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。预计，2009年6月“峨眉”发动机的原型机将完成FRET(飞行前鉴定试验阶段)，预计2013年3月发动机完成设计定型试验。6综述编辑按照飞机任务要求，“峨眉”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。发动机由10个单元体组成。7技术数据编辑最大加力推力：16186.5daN中间推力：10522daN加力耗油率：2.02kg/daN/h中间耗油率：0.665kg/daN/h推重比：10(初期约为大于8.5)空气流量：138kg/s涵道比：0.382总增压比：28.71涡轮进口温度：1750K最大直径：1.02m长度：5.05m质量：1862.3kg8结构系统编辑进气口：进气口采用全钛结构环形进气机匣，带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰。风扇：风扇采用3级轴流式宽弦实心钛合金风扇叶片，第1级风扇叶片采用宽弦设计，风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计。高压压气机：高压压气机采用6级轴流式，增压比7.16。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级定子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构，采用三维流技术设计。定子部分进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4～ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体，用长螺栓前与第3级盘连在一起。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣，设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。燃烧室：燃烧室采用短环式燃烧室，火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却，火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴，燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。高压涡轮：高压涡轮采用单级轴流式，采用国内第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式，不带冠，采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第三代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。低压涡轮：低压涡轮采用单级轴流式，与高压转子对转，空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承。加力燃烧室：加力燃烧室采用整体式，采用径向火焰稳定器，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却，加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换。尾喷管：尾喷管采用全程可调收敛、扩张式三元矢量喷管—在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。控制系统：控制系统采用推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。