航空发动机钛合金材料的高周和超高周疲劳性能研究

通过对航空发动机空心风扇叶片用Ti-6Al-4V随炉试样的高周和超高周疲劳试验研究,揭示了Ti-6Al-4V材料在10~7循环周次以上同样会发生疲劳破坏.采用三参数幂函数寿命曲线拟合了高周和超高周的疲劳性能数据,发现可以较好地将两种试验下的数据衔接起来,结果显示在此试验条件下基于超声的超高周疲劳试验的频率效应可以忽略.通过断口分析表明,超高周试样在试样表面没有缺陷的情况下,裂纹大多数是从材料内部或次表面萌生,而高周疲劳试样的裂纹是从材料表面开始萌生.

基于D-S证据理论的发动机部件性能降级量化融合研究

针对多方法计算所得发动机部件性能降级无法直接应用Dempster-Shafer(D-S)证据理论融合的问题,提出一种实现降级参数量化融合的方法。以一段时间内计算结果作为样本,融合性能模型输出结果和神经网络输出结果,通过划分区间统计样本落入区间的频率构造基本概率赋值(BPA),从而实现性能降级的量化融合。对比了独立区间划分法和嵌套区间划分法两种BPA构造方法的融合结果,得出了嵌套区间划分法构造BPA具有更适合量化融合的主要结论。

航空发动机整机结构分析及其在工程设计中的应用

航空发动机整机结构分析工作在发动机研制过程中扮演重要角色,伴随产品从方案定义到服役整个设计和制造过程。首先介绍整机结构分析的背景意义和研究进展、各大航空发动机整机OEM制造商与欧盟及相关高校所开展的研究工作。对于在发动机工程研制过程中整机结构分析在模型规模、模型质量、分析效率等方面所面临的一系列挑战,提出在模型简化及混合分网、模型修正及确认、连接结构建模方法、结果工况组合输出以及集成平台软件等方面需要开展攻关和研究的技术。最后结合案例探讨整机结构分析在载荷输出、间隙控制、振动响应分析等方面应用。

航空发动机鸟撞分析中的应变率相关材料模型标定及使用研究

本文针对典型航空发动机应变率相关材料,阐述了常用的Johnson-cook模型和双线性材料模型及其参数标定方法,并将这两个材料模型分别应用于风扇叶片鸟撞试验的仿真分析,对试验结果和仿真结果进行了对比。研究表明,通过合理的参数标定及简化假设,Johnson-cook模型和双线性材料模型均可提供满意的仿真结果,其中叶片损伤预测与试验结果很好地符合。鉴于双线性材料模型使用相对简单,同时能够提供足够的预测精度,在航空发动机鸟撞分析工程应用中值得推荐。

大涵道比涡扇发动机风扇转静干涉降噪研究

转静干涉噪声是大涵道比涡扇发动机风扇噪声的重要组成部分,本文基于三维升力面理论,针对某大涵道比涡扇发动机,研究了风扇外涵出口导流叶片(outlet guide vane,OGV)的后掠角大小变化、外涵OGV弦长变化,以及外涵OGV处管道轮毂比变化对风扇转静干涉噪声的影响。结果表明,对于某适航工况,在评估范围内,存在风扇转静干涉噪声声压级的最小值,通过实现外涵OGV后掠角、弦长、轮毂比的优化选择,可以实现该大涵道比涡扇发动机风扇部件的降噪设计。

航空发动机风扇机匣包容性等效试验与分析方法

针对硬壁机匣包容性问题,提出在发动机研制初期,通过风扇包容机匣等效试验件靶板冲击试验,模拟真实风扇叶片脱落机匣包容性过程,并通过材料高应变率试验拟合机匣材料在高应变率下的本构模型;建立基于简化试验结果的数值仿真模型标定及机匣包容性分析模型修正方法,对风扇叶片脱落机匣包容性分析模型进行标定,建立高精度风扇机匣包容性仿真预测模型,用于风扇叶片脱落适航取证试验前仿真预测,以提高试验成功率、减少试验次数。通过数值仿真可拟合获得机匣包容厚度与叶片脱落载荷的关系,为风扇包容机匣设计提供厚度参数输入参考。

风扇叶片结冰对航空发动机不平衡响应的影响

航空发动机风扇叶片结冰对转子不平衡具有显著的影响;并导致发动机推力的损失。针对风扇叶片结冰对转子不平衡的影响问题,采用结冰软件详细分析了商用航空发动机风扇叶片结冰情况。基于隐式动力学模型研究了风扇叶片结冰引起的整机转子不平衡。通过整机有限元模型研究了风扇叶片结冰对不同支撑轴承载荷和位移的影响;进一步研究了不平衡条件下转子和静子的间隙。研究结果表明风扇叶片结冰质量的最大工况为地面慢车状态,对一号轴承和二号轴承有一定的影响。提出的分析方法可以为风扇叶片防冰设计和验证提供指导。

民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣声衬设计

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣声衬的降噪效果,基于Wiener-Hopf管道声传播预测方法和声阻抗模型,形成了风扇机匣声衬设计流程和方法,对某民用大涵道比涡扇发动机风扇机匣开展声衬设计研究,包括风扇前和风扇/外涵出口导流叶片(outlet guide vane,OGV)之间两段声衬的设计。首先,选择边线和飞越两个适航工况的管道可传播声模态作为降噪目标声源,以工程要求为设计边界,获得最优声阻抗和声衬结构参数;其次,在真实流道形状下,对所设计声衬在目标声源和其他频带声源的消声量进行评估。结果表明:所设计的两段风扇机匣声衬在目标声源插入损失和低阶叶片通过频率(blade passing frequency,BPF)其他声源处的消声量可观,达到声衬降噪的目的。

航空发动机风扇地面慢车关键结冰温度分析

根据《航空发动机适航规定》中第33.68条"进气系统结冰"的要求,发动机需在地面慢车状态下进行结冰试验验证,并应在-9^-1℃的环境温度范围内选择结冰最严重的温度点作为试验温度。风扇是发动机首当其冲的结冰部件。为确定某型发动机风扇在该温度范围内的关键温度点,基于Messinger结冰热力学模型,利用FENSAP-ICE软件对风扇进行了结冰计算。通过结冰质量的比较分析,获得了风扇的关键结冰温度点。计算结果显示,风扇结冰质量随环境温度呈两个阶段的变化趋势:在-9^-6℃范围内,结冰质量不随温度变化,单个叶片保持在0.29 kg;在-6^-1℃范围内,结冰质量随温度升高呈二次曲线的下降趋势。因此从结冰质量的角度来看,风扇在地面慢车状态下的关键结冰温度为-9^-6℃。

基于时间触发总线的发动机分布式控制系统原型设计

分布式控制具有重量轻、模块化程度高和可靠性高等特点,是未来航空发动机电子控制系统的发展方向之一。基于时间触发总线TTP/C构建了分布式控制原型系统,根据发动机控制需求将系统划分为监控节点和智能节点的架构,制定了集群级和节点级的TTP/C通信协议。基于Simulink模型设计了智能节点应用软件,基于VxWorks设计了监控节点应用软件。经过系统试验,表明基于TTP/C通信总线的分布式原型系统能够满足发动机分布式控制通信要求,具有实时性好、可靠性高的特点。

航空发动机设计集成平台建设与实践

为了支撑商用航空发动机的研制,满足未来适航认证管控要求,就需要开展航空发动机设计集成平台的建设,有效管控设计过程、缩短研制周期、降低研制成本。在综合考虑业务成熟度和信息系统复杂度的基础上,某企业在整个设计集成平台实施过程中,充分参考系统工程方法论开展项目技术管理工作。从项目整体策划、团队组建、需求管理、关键技术、工程验证、运行管理、推广策略等方面对建设实践工作进行了思考总结,为其他企业的设计集成平台实施工作提供参考。

发动机燃油系统部件温度耐久试验测试系统设计

根据航空发动机适航规定33.91条要求,发动机燃油系统部件需要开展高低温耐久试验。针对温度耐久试验系统设计开发了相应的测试系统。系统采用工控机和PLC作为核心控制,传感器将检测到的数据传到PLC,实现试验设备运行控制功能。上位机试验监视软件采用力控组态软件进行设计,对接收到的试验数据进行存储、显示和数据处理。针对温度控制延时的难点,采用了模糊PID算法实现了较好的控制效果。实际应用结果表明,该系统架构合理、使用方便、可靠性高,能够满足燃油系统部件温度耐久试验的要求。

涡扇发动机缩尺风扇管道声学试验数据分析

降低噪声是民用飞机适航性的要求,降低飞机噪声必须控制飞机的主要噪声源发动机噪声向外辐射。飞机的主要噪声源为发动机,对于高速发动机,离散噪声占主导地位,在管道内以模态形式传播。对于超声速风扇,除了离散噪声,还有叶片与超声速来流相互作用形成的激波噪声,主要分布在叶片轴频率及其谐波处。本文主要通过在风扇试验件上开展声学测试获得声源的模态信息和管道内激波噪声轴向衰减特性,用于验证声模态和激波噪声分析工具。试验是在几种不同风扇工况下进行的,用布置在进气道中轴向不同位置的两圈传声器进行测量,周向各均布40个传声器,得到周向模态信息。在同一周向位置沿轴向布置10个传声器,用于获得激波轴向衰减。为能在试验中准确地量化各个测量值,并真正反映风扇管道声源特征,需要规范频谱处理的方法以及对高速风扇管道的声源有深刻的了解。本文阐述了管道声模态的基本理论,对管道内声模态的测量值进行了分析,最后跟数值结果进行对比,得到了较一致的结果。根据经验模型,激波主要分布在1BPF以内的轴频处,对试验数据展开分析,获得激波声功率级,与数值计算结果进行了对比分析,发现了试验中存在的问题,同时分析了幅值差异产生的原因。

某大涵道比涡扇发动机风扇激波噪声降噪设计

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇叶片弯掠造型对风扇激波噪声的影响,本文在基准风扇叶型的基础上,增大风扇叶片尖部前掠,加宽风扇叶片中下部和根部,设计了一种改型风扇叶片,并对基准风扇和改型风扇的前缘脱体激波噪声的一维传播特性进行了对比分析。结果表明,在海平面标准大气条件起飞工况和最大爬升工况下,改型风扇的激波噪声水平较基准风扇叶型低,证明该风扇叶型的弯掠改型设计有助于降低风扇激波噪声。

浅谈大涵道比航空发动机燃烧噪声预测评估

随着发动机涵道比增大,为了满足航空发动机噪声目标,提高噪声预测能力,对比了3种用于航空发动机燃烧室的远场噪声预测模型,预测计算噪声情况,通过与燃烧室噪声测量结果对比,选取更优的燃烧噪声预测模型,用于发动机核心噪声的快速评估。结果表明,SAE模型与TAM模型都能够比较准确的预测燃烧噪声,总声压级最大误差为3dB。

考虑高压涡轮性能非确定的航空发动机鲁棒设计

为了降低制造过程中非确定性因素对航空发动机总体性能的影响,通过在设计阶段考虑高压涡轮性能的非确定性,构建鲁棒优化设计模型来优化总体性能的设计方案,使用蒙特卡洛仿真量化非确定性的影响,并开发了相应的全局优化算法进行求解。数值实验的结果验证了鲁棒设计模型的优势,与传统确定性设计方法相比,在高压涡轮性能非确定的情况下,鲁棒设计模型获得的方案能平均减少15.97%的总体性能离散程度,具有较优鲁棒性。

基于Ritz级数的滚珠丝杠驱动系统建模与振动研究

通过有限元分析建立滚珠丝杠驱动系统模型,分析系统的模态与振型,基于该振型结果且考虑丝杠导程对系统动态特性的影响,提出一种基于混合基函数的Ritz级数法,将该方法用于系统的轴向和扭转振动分析中,并建立基于Ritz级数的滚珠丝杠驱动系统运动方程。通过数值仿真分析,给出了工作台在不同位置下的模态特性与振型变化,仿真结果表明工作台的位置变化对系统的轴向振动影响较大,对扭转振动影响较小。实验结果表明所提的建模方法能够准确预测系统的振动特性。

基于棒材拉伸试验确定金属材料真实应力应变关系的研究

根据颈缩段塑性变形前后体积不变的原理,并假设拉伸试棒颈缩后的轮廓为圆弧,推导出了颈缩段最小直径和颈缩段轮廓半径的计算公式。依据计算出的颈缩段最小直径和颈缩段轮廓半径,可以计算出材料的真实应力和真实应变。考虑到试样颈缩部位处于三向应力状态下,对计算得到的真实应力依据Bridgman的应力公式进行了修正。通过采用的真实应力应变的计算方法,对TC4材料单向拉伸的试验数据进行处理,获得了TC4材料的真实应力应变曲线。基于TC4真实应力应变曲线和拉伸试验条件,建立TC4材料单向拉伸试验的有限元模型,利用获得的力和位移曲线与单向拉伸试验获得的曲线进行比较,结果高度吻合,证明了这种计算真实应力应变方法的可行性和工程实用性。

褶皱缺陷的检测及对力学性能的影响研究

褶皱是复合材料零件制造过程中一种常见的工艺缺陷,这种缺陷通常会对零件的性能产生较大的影响。通过制造含有不同褶皱缺陷的碳纤维增强树脂基复合材料试验件,研究了褶皱角对力学性能的影响,并对含有褶皱的拉伸和压缩试验件进行了有限元模拟。研究表明,复合材料的拉伸强度和压缩强度均随褶皱角的增大而持续降低,16.8°的褶皱角可使拉伸强度下降21%,使压缩强度下降36%,试验结果和模拟结果基本符合。基于试验和理论模拟结果,对于复合材料结构设计,如果综合考虑无损可检性和对性能的影响,复合材料层压板的褶皱缺陷设计容限推荐为5°。

高速旋转状态下高压涡轮叶盘振动试验研究

在高速旋转状态下,开展对高压涡轮转子叶片的振动特性和缘板阻尼装置减振效果的试验研究,有利于后期的设计迭代,获得真实的叶片振动情况。以高压涡轮转子模拟件为对象,采用雾化油滴非接触式激励方式模拟涡轮叶片周期性气动激励,建立高速旋转状态下高压涡轮转子叶片振动特性试验系统,并进行介于静止状态夹具固定式测试和整机直接测试之间的组件级试验,在高速旋转状态下实现叶片非接触式高频激振,获取叶片的振动特性和缘板阻尼装置对转子叶片的减振效果。结果表明:在常温10000~19000 r/min运行转速下,缘板阻尼装置对转子叶片减振约40%,阻尼质量较大的叶片频率较高。