航空发动机机匣数控加工参数研究

航空发动机机匣作为发动机的主要零部件,通常选用高温合金毛坯加工而成,铣削力等评价指标将严重影响此类零件的加工效率以及加工质量。首先,通过研究机匣的加工工艺,应用DEFORM-3D软件对材料为镍基合金GH4169的机匣粗铣加工过程进行了铣削仿真分析,以铣削力为评价指标,通过仿真分析,得到不同铣削参数下铣削力的变化规律。其次,针对仿真结果进行方差分析,得出不同指标对铣削力的影响大小,根据仿真结果对参数进行拟合,建立机匣铣削加工过程中铣削力预测模型。最后,运用遗传算法进行算法寻优,得到一组最优的铣削参数,为机匣实际加工提供指导依据。

工艺参数对机匣冷态强力旋压力学行为影响规律研究

针对航空钣金机匣材料难于成形,且成形后的产品精度难以控制等问题,本文以高温合金GH3030为材料,在阐明钣金机匣冷态强旋成形回弹理论与载荷作用机制基础上,使用SIMUFACT.FORMING有限元软件,导入实验室之前所得到的GH3030的本构方程,在软件中建立了航空机匣锥形件冷态强旋的仿真模型,分析了旋轮间隙、旋轮进给比、芯模半锥角等旋压参数对钣金机匣冷态强旋成形回弹与载荷的影响规律;采用正交实验得到了各工艺参数对回弹角度影响的主次规律,并在此基础之上得到最优工艺参数组合;采用BBD(Box-Behnken design)响应曲面设计实验方法,得到旋压过程中最大成形力与旋压参数的量化回归模型,并对回归方程进行方差分析,计算回归方程的多元相关系数、可信度以及精确度。最终结果表明:所得到的模型的可信度和精准度较高;在最终实验结果与仿真结果中取点验证,发现误差在10%以内,因此,回归模型较为精准。最后,进行了旋压实验,对比分析了仿真结果与旋压实验实测结果的回弹角度,其平均误差在6.2%以内,验证了仿真结果及回归模型的可靠性。研究表明:仿真分析的回弹角度与实验测得回弹角度变化趋势几乎相同,并且误差较小,控制在12%以内,表明仿真分析的结果能够较准确地展现旋压件的回弹规律。本文的研究结果为实现高温合金钣金机匣锥形件冷强旋的精确成形提供了理论指导和技术支持。

矿用对旋主通风机周向槽机匣处理扩稳机理研究

为了提高对旋风机的稳定裕度,采用数值模拟方法,将周向单槽机匣处理技术应用于FBCDZ-No20型对旋风机的扩稳,探究了周向槽的轴向位置对风机气动性能和扩稳能力的影响。研究表明:对前级叶轮进行周向单槽机匣处理,可以提高对旋风机的稳定裕度,且周向单槽的轴向位置对风机的气动性能和扩稳能力均具有影响;当周向单槽位于前级叶片的前缘和25%叶顶轴向弦长时,风机可以获得可观的稳定裕度提高量,但峰值效率损失较大;当周向单槽分别位于50%、75%的叶顶轴向弦长和尾缘时,扩稳效果逐渐减弱,相应的效率损失也逐渐减小。周向槽是通过抽吸叶片压力面前缘的低能流体,并将其沿周向输运至叶片吸力面的前缘喷出,从而增大了前级叶轮进口相对气流角及叶顶泄漏流的轴向动量,改变了叶顶泄漏流的轨迹,抑制了前缘溢流与尾缘处的边界层分离,进而减轻叶片通道内的流动堵塞,推迟了失速的发生而实现扩稳。采用前级周向单槽机匣处理并未改变对旋风机的最先失速级和失速起始类型。

基于数值模拟的薄壁机匣铸造工艺设计与优化

根据某大型复杂环形薄壁机匣铸件的结构特征及工艺性分析,设计了特征件铸造工艺,并利用有限元分析软件对铸件充型凝固过程进行了数值模拟。根据数值模拟结果,预测了可能产生缺陷的部位,并对浇注和补缩系统进行了改进。最后通过特征件工艺试验,验证了数值模拟结果的准确性和改进方案的可行性。

直升机减速器机匣碳纤维轻量化设计与验证

采用碳纤维复合材料替代铸铝合金材料对某直升机减速器主承力机匣进行了轻量化设计。在保留原设计硬点条件和满足结构强度/刚度条件下,实现机匣减重达21.8%。通过热模压制造了等比例的四分之一碳纤维机匣,对机匣进行了静力加载和疲劳测试。结果表明,碳纤维机匣在1.5倍设计载荷下静力测试未破坏,设计载荷下疲劳测试循环次数达到2万多,满足设计要求,从而验证了直升机减速器主承力机匣碳纤维轻量化的可行性。

航空发动机机匣螺栓连接结构简化模型修正

为了提高航空发动机机匣螺栓连接结构动力学模型修正效率,基于模态置信准则(MAC),提出了一种基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术,采用该技术对发动机机匣典型螺栓连接结构有限元参数模型进行了修正。通过模态测试获得实际机匣的模态信息,并与有限元实体模型模态进行比较,利用实体模型模态信息筛选修正参数,采用参数化响应面优化方法对机匣动力学简化模型进行修正。结果表明:基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术可以避免对模型进行多次调用,提高了简化模型修正效率;具有较高的修正精度,修正后的典型螺栓连接结构简化模型准确性明显提高约11%。该修正技术进一步完善后可用于航空发动机整机动力学分析、故障分析等。

航空发动机机匣凸台阴极电解加工流场仿真

针对航空发动机机匣凸台在电解加工中电解液流量不能充分进入加工间隙造成流速分布不均匀的问题,提出了在阴极结构上增加一个矩形挡板的新阴极结构以提高流场的均匀性。通过COMSOL软件对阴极内壁与挡板不同间隙和挡板下壁与凸台上表面不同间隙的阴极结构等两种方案进行流场仿真,结合流速云图和速度变化曲线图得出增加挡板能够使电解液流速提高,流场的均匀性增强,并且阴极内壁与挡板间隙为6mm,挡板下壁与凸台上表面间隙为4mm时,流场变化最为平缓。

航空发动机燃烧室机匣加工工艺浅谈

随着科技的进步与发展,我国对未知领域的探索愈加深入,其中宇宙空间的探寻极具代表性,但受制于宇宙环境的复杂性和极端性,所有航空设备需要具有足够的结构强度和功能性,而发动机燃烧室机匣便是影响上述参数的主要诱因之一,相关人员需要进一步研究并完善其加工工艺,提升其性能与可靠性。基于此,本文通过分析航空发动机燃烧室计价的结构,明确具体的选材标准,同时分析其加工工艺,以期为相关人员提供参考,进一步保障航天员的人身安全,也为未来的航空探索奠定基础。

某机匣盖类零件专用夹具设计

以某发动机机匣盖为研究对象,结合其简易模型的建立,针对该零件加工的关键工序讨论其所存在的不足之处,分析该零件专用夹具的支撑和夹紧的方式,最后设计出一款该发动机机匣盖类别的零件专用夹具,在投入使用之后发现能够明显提升零件的质量。

GH4169机匣安装座环形焊缝多轴疲劳寿命预测模型

针对航空发动机机匣安装座焊接结构在复杂载荷作用下的多轴疲劳寿命研究,提出了一种基于临界平面法的多轴疲劳寿命预测模型研究方法.首先,根据机匣安装座环形焊缝的结构特征,设计了一种可以实现双轴拉伸的疲劳试验件,分别在不同载荷级和双轴比下进行双轴拉伸疲劳试验,然后,基于临界平面法的Findley和Matake准则下分别预测疲劳寿命.结果表明,两种准则并不能很好地预测不同双轴比下的机匣安装座环形焊缝疲劳寿命,通过对Matake准则下的疲劳寿命预测模型进行调整,引入双轴比γ对其进行修正,最终建立了能综合考虑不同双轴比影响的双轴拉伸疲劳寿命预测模型,预测结果均在3倍分散带以内.

支板型线对压气机中介机匣性能影响的试验研究

为了明确支板对中介机匣气动性能的影响,本文针对某一舰船燃气轮机压气机中介机匣的2种不同支板开展了对比试验研究。试验结果显示:在0.2、0.3和0.4Ma工况下,改型支板较原型支板中介机匣的出口总压损失系数分别降低37%、79%和77%,原型支板尾迹损失远大于改型支板,但主流区域油流和气动测量结果相似。这说明主流区域轴向压力变化不受支板型线影响,但相较于原型支板,改型支板能够有效降低中介机匣的气动损失。

航空发动机叶片冲击耗散能对机匣包容能力的影响研究

面向航空发动机机匣包容精细设计需求,研究飞失过程中叶片耗散能对机匣包容性的影响规律。结合打靶试验及有限元数值仿真,对以TC4靶板为对象的机匣包容原理模拟件进行研究,揭示了机匣包容能力对叶片冲击耗散能的敏感性,验证了数值分析方法的准确性和合理性。基于建立的简化风扇模型,明确了机匣包容不同阶段中叶片-机匣能量转化机制,分析了叶片与机匣碰撞过程中机匣包容能力对叶片材料主要参数的敏感性。结果表明,叶片在冲击、碰撞过程产生的耗散能对机匣包容能力有着明显的影响,在工程设计中可考虑通过改善叶片材料延伸率和硬化系数以及降低弹性模量等途径提升机匣的包容能力。

基于失效概率的涡轮后机匣全局灵敏度分析

涡轮后机匣作为航空发动机安全的关键部件,具有工况复杂、不确定性因素多的缺点。为了探究输入随机变量的不确定性对涡轮后机匣结构失效概率的影响,建立参数化有限元模型进行确定性分析。考虑材料性能、几何参数及外部载荷的不确定性,对涡轮后机匣两种典型失效模式建立极限状态函数;通过构造自适应Kriging代理模型并结合重要抽样方法评估涡轮后机匣结构失效概率,利用基于失效概率的全局灵敏度方法对涡轮后机匣结构可靠度的不确定性来源进行分析,对各输入随机变量重要性进行排序,构建一种涡轮后机匣全局灵敏度分析框架。结果表明:涡轮后机匣在两种失效模式以及系统失效模式下,发动机推力以及线性膨胀系数对结构失效概率影响最为显著,应对其重点考虑;内外机匣长度以及材料弹性模量对涡轮后机匣结构失效概率影响较小,可对其适当忽略。

机匣生产线数控刀具智能制造管理系统的设计及实现

以国内某航空发动机公司需求出发,针对其机匣生产线中数控刀具管理数据信息共享程度低、刀具分类粗、刀具寿命难以统计及刀具成本难以控制的问题,设计了一套智能制造刀具管理系统。系统采用B/S架构基于SSH体系架构进行模块化开发,根据企业现场使用状况和需求绘制管理流程和E-R图,编制一种适用于生产线的编码,以提升刀具信息利用效率。结果证明,系统能够满足生产线精益化生产和智能制造的需求。

航空发动机风扇机匣声衬与进气道声衬联合设计方法

对于现代的大涵道比涡扇发动机,风扇噪声是主要的噪声源。风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬能显著降低风扇前传噪声。该两段声衬距离接近,所处的声场互相影响,有必要研究风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬的联合设计方法。首先结合国内外进展,对声衬优化设计方法、声传播计算模型、声源模型、声阻抗模型、代价函数等声衬设计的关键环节进行讨论,并选择合适的方法形成一套完备的声衬设计体系与设计工具。同时,对航空发动机风扇机匣声衬(风扇前)与进气道声衬进行联合设计,得到单自由度与双自由度声衬两套方案,证明该工具的工程可行性与有效性。最后,对两种声衬方案进行了不同方面的评估,包括叶片通过频率(blade passing frequency,BPF)噪声降噪效果、宽频降噪效果等。评估表明,在该设计思路下,两方案在飞越、边线、进场前两阶BPF噪声都能得到很好的降噪效果,并且双自由度声衬能够在更宽的频率范围内显示出降噪优势。但是,如果代价函数能够进一步囊括声衬的宽频吸声效果,双自由度声衬能够具有更优的宽频降噪效果。

机匣安装边螺栓连接结构抗冲击性能评价指标

针对航空发动机机匣安装边螺栓连接结构的抗冲击问题,对现有研究中适用于机匣包容性的评价指标进行了总结与比较,提出了螺栓能量密度的评价指标。分别以螺栓内能占比和螺栓能量密度2种评价指标进行了机匣安装边螺栓连接结构几何参数对其抗冲击性能的影响研究,通过数据对比验证了以螺栓能量密度作为评价指标的可行性与合理性。结果表明:随着安装边高度、螺栓直径、螺栓数的增加,螺栓内能占比逐渐降低;随着机匣壁厚的增加,螺栓内能占比呈现与实际不符的先降低后提高的趋势。安装边高度、螺栓直径、螺栓数和机匣壁厚与螺栓能量密度皆呈负相关;在数值仿真中以螺栓能量密度作为评价指标可以更好地反映螺栓连接结构抗冲击能力的同时具有更高的效率。

倾斜式周向槽机匣处理对压气机稳定性的影响

为分析倾斜周向槽机匣处理对跨声速轴流压气机NASA Rotor 37稳定性的影响,采用数值仿真方法研究了光壁机匣和倾斜周向槽机匣的扩稳效果。结果表明:经过周向槽机匣处理后,叶尖泄漏流被诱导进入周向槽,抑制了低速区的发展且泄漏流经过周向槽流出后能够吹除低能区,改善低速区造成的流道堵塞情况,扩大压气机的稳定工作范围;在设计转速下,5种不同形式的周向槽机匣处理都能够提高压气机的稳定裕度,其中,CT3的扩稳效果最好,稳定裕度提高2.86%,而峰值效率降低最少,仅降低0.7%;通过正交试验优化设计方法发现,样本9对于提升转子的稳定裕度效果最为明显,能够将稳定裕度提升2.95%,但会使峰值效率降低1.56%;当周向槽轴向倾斜方式不同时,会使得周向槽的周向截面及槽内流动发生改变,从而对压气机的稳定裕度和峰值效率造成影响。

基于表面粗糙度的机匣数控程序优化技术研究

航空发动机机匣零件多数为难加工材料,具有薄壁和大长径比等典型特征,根据工艺人员和操作工人的经验优化传统的数控加工程序,效率低,稳定性较差。本文提出采用数控程序切削力物理仿真的方法,基于控制零件表面粗糙度指标,对数控加工程序进行分段优化,确定不同程序段的切削参数,解决了机匣零件数控加工稳定性难以控制的问题。经过多次加工试验,验证结果稳定,工艺方案准确可行。

基于航空发动机机匣零件数控加工的多编程软件集成应用

针对关重零部件几何形状越来越复杂、技术指标要求越来越苛刻的需求,文章基于数控加工编程工具的应用现状,提出一种多软件组合编程技术,并确定了软件应用比对分析原则、软件应用效果评价模型,同时打通多款不同编程工具之间的数据传输壁垒,定制形成多数控编程软件组合应用工具,以将多款编程软件的优势进行整合应用在航空发动机机匣零件数控程序的编制中。采用虚拟验证的技术手段,验证了多软件组合编程技术手段的可行性,该项技术可有效提高产品的研制质量和效率。

一种适用于火焰筒冷却试验件进气及视窗观察机匣的结构设计

火焰筒壁面冷却是燃气轮机火焰筒研究的重要方向。但由于火焰筒造价的昂贵,若想在有限的成本内取得火焰筒壁面冷却试验结果,则一般使用一片弧形试验件来模拟火焰筒。在弧形试验件曲面壁上钻取不同角度、不同排列的冷却孔,通过试验来研究火焰筒冷却技术。本文针对火焰筒冷却试验件的试验条件,设计出一种可安装火焰筒冷却试验件及带有视窗观察功能的进气机匣,在实现火焰筒冷却试验件进气及冷却的同时还能实时观察试验件的状态。