中功率涡桨发动机减振系统设计与试验研究

针对涡桨飞机发动机振动严酷的问题,利用氢化丁腈橡胶设计了一种中功率涡桨发动机减振系统,基于Workbench ANSYS软件研究了含橡胶实体单元的减振系统动力学建模分析方法;再以加速度传递率为隔振性能评价准则,设计了中功率涡桨发动机减振性能试验系统,通过试验研究减振系统的减振性能。结果表明:在小变形假设下利用橡胶材料硬度估算其弹性模量,由线弹性模型模拟橡胶材料开展减振系统动力学仿真分析,仿真分析结果与扫频试验结果误差小于10%;通过随机振动试验测得减振系统对发动机1阶窄带激励的隔振效率大于70%,对2阶窄带激励的隔振效率大于85%,设计的减振系统对发动机窄带激励具有优良的隔振效果。

超临界CO_(2)干气密封热动力学性能研究进展

干气密封技术在超临界二氧化碳(supercritical carbon dioxide,S-CO_(2))布雷顿循环涡轮机械中的应用,以其卓越的密封性能和稳定性,为旋转机械的安全运行提供了保障,并显著改善了轴端密封效果。鉴于密封介质的特殊物性以及高参数化工作环境的要求,在S-CO_(2)干气密封热动力学性能研究过程中涉及复杂的流体润滑理论。本文重点阐述了多重流体效应以及相变特性对S-CO_(2)干气密封性能和流动传热特性的作用机理和影响规律,详细列出了理论研究中常采取的分析模型和求解算法,并综合评述了国内外在理论和试验方面对S-CO_(2)干气密封热动力学性能的研究。在此基础上,结合领域需求和现有先进技术,进一步提出了今后的发展方向,以期为深入开展相关研究提供理论参考,促进干气密封技术在未来能源领域中的广泛应用。

浮动花键接触有限元模型及不对中接触特性研究

针对浮动花键进行有限元建模,分析不同扭矩、不同齿侧间隙等对航空花键接触特性的影响。结果表明:花键Mises应力值、齿面压力、整体变形都随着扭矩的增大,近似线性增大;随着不对中角度的增大,齿侧间隙大的花键的Mises应力增速快;齿侧间隙对花键的Mises应力及齿面压力的影响是非线性变化。

蒸发式涡轮叶间燃烧室方案及性能研究

为提高航空发动机总体性能、改善发动机热力循环模式,设计一种蒸发式涡轮叶间燃烧室方案,试验研究不同油气比下叶间燃烧性能的变化规律;利用数值计算获得燃烧室内燃油分布、组分分布等参数对燃烧性能的影响。研究结果表明:在导向器叶片叶间通道内利用蒸发式稳定器可有效促进燃油雾化以及稳定燃烧,涡轮叶间燃烧室在试验条件下最大温升为694.4 K,燃烧效率为90.3%。

考虑装配变形的航空发动机零部件NX建模方法研究

在航空发动机装配过程中,部分零部件将因装配应力产生显著变形,需要准确预测因装配引起的变形量,要求在三维建模时需同时考虑制造状态和装配状态下的零件变形。在分析现有三维建模软件特点的基础上,在NX软件框架内开发了参数驱动和多引用集表达两类变形件建模方法,可同时满足制造状态和装配状态的模型要求。在两种状态下的模型创建前,先根据变形特征,分析变形参数,选择参数驱动或者多引用集表达建模方法完成三维实体建模。

某变转速涡轴发动机优化设计与调试研究

为确定某变转速涡轴发动机验证机的性能调试方案,本文根据各部件性能要素的设计和试验结果,分别按照单要素偏差、单部件偏差、所有部件综合性能偏差对整机性能的影响进行了计算评估。结合发动机已进行的试验结果,制定了部件改进设计要求和优化调试方案。试验结果表明,优化方案达到了预期效果,发动机性能可以满足验证机阶段的设计指标。

搭接-叠片式箔片气体动压轴承转子动力学特性实验研究

本文研制了由搭接式径向轴承和叠片式推力轴承组成的一套搭接-叠片式箔片气体动压轴承,同时设计并搭建了相应的箔片气体动压轴承转子实验台,通过多组转子降速对比实验研究了所提出箔片气体动压轴承的起飞特性,分析了转子不平衡量和外部载荷对该轴承-转子系统的转子动力学影响。起飞实验结果表明,本文所研制的搭接式径向箔片气体动压轴承的起飞转速约为7500 r/min,最大起飞转矩约为220 N·mm。转子降速实验研究结果表明,随着转子不平衡量的增加,转子系统1X频振动幅值逐渐增大、二阶临界转速逐渐降低、次频振动发生频率逐渐提前;随着转子转速的增加,转子系统1X频振动呈现先增大后减小的趋势、次频振动幅值整体逐渐增大;在减小顶箔结构的圆心距后,转子系统稳定性增加。不平衡量与外部载荷加载耦合实验结果表明,不平衡量与外部载荷都会激起系统的次频振动,次频振动幅值随转速升高而增大;并且在激起次频振动方面,不平衡量与外部载荷之间存在着相互放大作用。

考虑率效应的Ladeveze本构模型在复合材料损伤失效中的研究

为研究单向纤维增强复合材料在单轴载荷作用下的承载特性与失效模式差异,对复合材料单向板承载时的塑性累积与损伤演化等力学响应进行了有限元预测.首先,引入基于2D连续介质损伤理论的Ladeveze本构模型,并将其看作平面应力问题.考虑材料塑性行为的影响,并假定塑性强化为各向同性强化,利用FORTRAN编程语言对LS-DYNA进行二次开发,编写了基于Ladeveze损伤本构模型的用户材料子程序.利用LS-DYNA建立复合材料单向板的有限元仿真模型,研究了其在承受纵向拉伸、纵向压缩、横向拉伸,面内剪切等载荷下的典型失效行为,并与试验结果进行了对比,然后对所编写子程序的有效性进行了验证.最后,引入对数型率相关修正函数,对复合材料承受不同应变率载荷下的破坏行为进行了预测,研究了单向纤维增强复合材料率效应敏感度与承载组分之间的关系.

航空发动机动力涡轮叶片断裂试验

为研究航空发动机动力涡轮叶片的断裂转速随弯曲应力占比的变化规律,基于等效原则设计加工了4种不同弯曲应力占比、共32件模拟叶片,采用有限元法分别计算得到模拟叶片的断裂转速。对模拟叶片进行分组并开展了断裂转速测量试验,获取了模拟叶片的实际断裂转速和断裂形式,采用高速摄像技术录取了模拟叶片断裂过程,得到了叶片断裂转速随弯曲应力占比的变化规律。研究表明,模拟叶片实际断裂转速与计算转速误差不大于1.10%;在一定范围内,随着弯曲应力的降低,叶片的断裂转速大体呈现下降趋势,并且随着叶片的弯曲应力占比越大,叶片的断裂转速下降越快。研究为动力涡轮叶片的强度设计和叶片断裂试验方法提供了参考,具有重要的工程应用价值。

航空发动机试车台空气雾化加湿系统设计与研究

航空发动机检验试车时,进口空气湿度会影响对发动机性能的准确评判。针对航空发动机试车台,开展了空气雾化加湿系统设计与研究。采用基于欧拉法的气液两相流动计算方法研究了液滴喷出后的运动过程和传质过程,分析了液滴参数对空气湿度的影响。计算结果表明:液滴直径直接影响了空气的加湿湿度,饱和水蒸气加湿流量条件下,空气温度与液滴最大允许直径成抛物线关系;低温环境时,可以通过喷射过盈的水流量增大空气湿度。根据分析结果,完成了航空发动机试车台雾化喷嘴选型和喷雾段设计,通过开启不同数量的喷嘴可以满足不同温度下进口空气的加湿需求。

航空发动机高速旋转部件参数遥测技术研究

提出了一种低成本的航空发动机高速旋转部件参数遥测方法。通过合理的传感器安装解决了静压传感器在高速旋转时测量不准的问题,通过紧凑的电路设计解决了结构安装问题,采用无线通信保证了遥测系统的可靠。开发了相关的系统,并通过所设计的系统开展实验。结果标明,系统可在转速为6000 r/mim的情况下进行可靠的测量,可为其他类似的设计提供参考。

桨扇发动机推进效率分析方法研究

评估涡扇、涡桨、桨扇发动机的推进效率对中高飞行马赫数下桨扇发动机具有重要意义。基于分开排气涡扇发动机模式,采用能量—动量方法推导、建立推进效率分析的数学模型,形成涡桨、涡扇及桨扇发动机统一的推进效率分析方法;选取不同外涵风扇压比、等效涵道比及不同飞行马赫数开展计算。结果表明:在中低飞行马赫数下涡桨发动机推进效率较高,在中高飞行马赫数下桨扇发动机推进效率较高,在高亚声速飞行马赫数下涡扇发动机推进效率较高,印证了现有的涡桨、桨扇及涡扇发动机优势推进效率的飞行马赫数区间分布规律,为涡扇、涡桨、桨扇发动机推进效率研究分析提供了方法。

航空发动机OEI应急工况模拟试验方法研究

本文针对旋翼航空器单台发动机不工作(One Engine Inoperative,OEI)工况进行了模拟试验方法研究,重点研究了两种热加载试验技术,即感应线圈加热试验方法和热模拟电阻加热试验方法。首先,进行了感应加热和热模拟电阻加热的热-力加载性能测试,明确了两种试验方法的技术特点。其次,通过对某种典型镍基高温合金在两种加热方式下进行OEI模拟试验研究,分析了在两种加热方式下OEI对材料性能的影响,评估和比较了感应加热和热模拟电阻加热的OEI工况试验模拟效果。结果表明,由于热模拟电阻加热方法有控温精度高的优点,并且可在试样表面形成较大的均温区,因此能够更好地模拟OEI工况。相比之下,感应加热方法易在试样表面引入较大的热梯度,从而影响测温的一致性,并可能造成较大的热应力,导致OEI工况模拟的效果欠佳。因此推荐采用热模拟机试验方法作为OEI工况模拟的首选方法。

某型航空发动机核心机起动点火性能优化方案研究

在某型发动机核心机试验中,出现起动喷火、点火时间波动、点火时间过长等现象。该文通过对该型核心机起动点火时的影响因素进行分析,找出影响该次试验的关键因素是分配器后的燃油管路填充速度偏慢,点火时燃油喷嘴进口压力偏低,喷嘴在低压差情况下燃油雾化效果差,导致不能在第一时间点着火。结合试验数据与发动机实际附件特性,提出该型核心机的起动点火优化方案,增大起动点火前初始供油流量,延后开始供油与点火时间后,达到优化点火电嘴的工作环境,加快点火速度,减少点火前的燃油泄漏的目的。试验结果表明,优化方案可解决该型核心机在地面台架试验时的起动点火问题。

某航空发动机模拟转子动力学试验方案优化

针对某航空发动机动力涡轮模拟转子动力特性试验过程中发生的设备动力输出轴振动故障,提出在试验器与转子试验件之间增设中支点的优化方案,并通过有限元模型对新方案的试验转子系统进行动力学分析。从分析结果来看,增加中支点不但可以抑制动力输出轴的振动响应,还能减小动力输出轴对模拟转子动力学特性的影响。采用优化方案后,在后续的试验过程中,动力输出轴的振动得到控制,模拟转子平稳地运行到试验目标转速。研究结果表明,在试验器与转子试验件之间设置中支点的试验方案可以提高动力输出轴的稳定性,为转子试验提供安全保障。

涡轴发动机台架刹车起动试验研究

旋翼刹车起动是涡轴发动机一种特有的起动方式,为减少装机试验风险,须在台架模拟涡轴发动机刹车起动。介绍了涡轴发动机刹车起动原理,给出了在台架条件下模拟涡轴发动机刹车起动试验方法,并证明了试验方法的可行性。试验结果表明:涡轴发动机可以在台架模拟直升机旋翼刹车起动;与正常起动相比,刹车起动可以使动力涡轮转速在起动阶段具有较快的加速度,在较短时间内加速到慢车状态,但直升机传动系统要承受较大负载。

电感耦合等离子体原子发射光谱法(ICP-AES)测定GH3128中钨、钼、铬、锆的含量

研究了快速准确测定GH3128中4种元素(W,Mo,Cr,Zr)的分析方法。样品利用盐酸、硝酸低温加热进行溶解。采用电感耦合等离子体原子发射光谱法(ICP-AES)测定所得溶液中4种元素的含量,选择的分析谱线分别为W207.912 nm、Mo202.031 nm、Cr284.325 nm、Zr343.823 nm,选择了合适的光谱仪工作参数等检测条件。采用基体匹配法消除基体组分的影响制作工作曲线。各元素检出限(3s)为6.3、5.6、2.5、1.9μg·m L^(-1)之间,相对标准偏差(n=10)在1.1%~3.1%之间。按上述方法分析GH3128标准物质,测定值与认定值一致。

辅助动力装置主发起动系统试验超转问题的研究

主发起动试验时,由于辅助动力装置(auxillary power units,APU)输出轴功率在主发指令发出时刻无法与电力加载功率同步响应而出现超转现象,设计了一种以可编程逻辑控制器(programmable logic controller,PLC)为控制器,西门子视窗控制中心(windows control center,WinCC)组态软件为上位机的主发联动试验系统。通过分析超转现象原因指出了主发起动系统存在不足,然后着重阐述了改进后的主发联动试验系统,主要采用主发指令与加载指令联动方式、预加载控制策略及调节加载完成与主发起动完成之间的时滞差,解决了主发起动试验过程中存在的超转问题。经过长时间试验运行表明:该系统及方法是一种解决APU超转现象的有效途径,且运行稳定可靠,具有推广应用价值。

航空发动机健康管理系统软件需求开发与管理实践研究

发动机健康管理系统是提高发动机可靠性、维修性和安全性的重要保障。随着EHM系统的发展和维护保障要求的不断提高,系统软件实现的功能随着型号研制需要成倍增长,软件功能逻辑越来越复杂,在发动机型号全生命周期内,软件功能更新迭代频繁,软件技术状态增多。为保障系统研发质量,本文结合典型发动机EHM系统架构特点,开展了满足GJB 5000B的软件需求开发和管理实践应用和探索,并取得了一定效果。同时,根据软件项目工程化实施情况,提出了提升软件能力的方法和建议。

辅助动力装置起动控制规律研究

起动控制规律对于辅助动力装置(Auxiliary Power Unit,APU)至关重要。针对APU起动控制规律设计中的控制时序、供油规律、起动过程中的限制及保护等关键技术点进行深入研究,提出一种适应性较好的起动控制规律。经多型APU整机试验验证,提出的起动控制规律可缩短整机调试时间,提高研制效率。