首套《航空发动机设计手册》面世

介绍了我国航空工业历史上首套《航空发动机设计手册》面世的过程。指出了撰写《航空发动机设计手册》对于我国航空工业发展的重大作用和深远意义;介绍了对于跨部门、跨单位的大型课题的组织方法;强调了发掘老专家的智慧是提高《航空发动机设计手册》撰写质量的关键。

基于运动法的航空发动机高速燃油齿轮泵卸荷槽设计与验证

高压、高速、高温化使得齿轮泵固有困油问题愈发严重,传统卸荷槽结构已难以满足高性能燃油泵设计要求。为此本文提出一种基于运动法的新型卸荷槽结构设计方法,通过构建困油模型并从整泵全局角度分析齿轮参数对困油各项性能的影响规律,以确定齿轮参数并为卸荷槽设计提供约束条件;其次基于齿轮运动规律和卸荷槽设计原则进行了某型燃油齿轮泵卸荷槽的设计,并进行了多个工况下新型卸荷槽和传统卸荷槽困油特性仿真对比;最后试制了样机并通过试验验证了卸荷槽设计的有效性。研究结果表明:所设计的卸荷槽与传统矩形卸荷槽相比,同工况下最大困油压力降低63.4 MPa,流量脉动率减小33.5%,空化区域更小,工作性能更优,能够显著缓解困油带来的不利影响。采用该结构卸荷槽的齿轮泵具有高的容积效率和长时抗汽蚀能力。

航空发动机附件机匣齿轮传动设计分析软件开发与应用

附件机匣齿轮传动系统作为航空发动机附件动力传递与驱动的关键基础部件,其传动构型与结构设计繁琐,且涉及元件和系统的设计参数众多,传统基于经验公式与零散程序的设计模式难以满足先进航空装备对高承载、长寿命、轻量化传动系统高效设计要求。为此建立了“构型设计—元件设计—系统分析—系统优化”的航空发动机齿轮传动设计方法,基于C++/Python程序语言开发了航空发动机附件机匣齿轮传动设计分析软件。同时依据设计需求,应用所开发软件生成了四种传动构型方案,优选同轴多输出非对称分流构型,以轻量化、高承载为优化目标,基于NSGA-Ⅱ算法开发传动系统多目标优化模型,实现齿轮组减重15.81%,薄弱环节齿轮传动安全性提高2.98%,为新一代航空高端装备齿轮传动设计提供了理论方法和软件工具。

基于SCADA的航空发动机HMU自动化试验系统设计与应用

航空发动机HMU是发动机燃油控制系统中的一个关键单元,主要作用是根据发动机电子控制器的输入要求对燃油增压、计量以及伺服作动,为发动机提供燃油,确保发动机发挥其最佳性能,为保证其产品在生产过程中更高效率、更高精度的试验及交付过程,需要进行智能化试验系统交付平台的设计,从而消除因人工主观因素对产品的影响,针对整个系统进行网络部署和技术架构进行研究,分别采用硬件和软件两方面进行升级配置,基于LabVIEW软件进行算法程序编辑,并创新性地将程序与SCADA系统进行通讯连接,实现自动化试验的功能,同时采用二分法自动找点的方式进行自动交付报告的生成,经实际产品应用已验证其系统设计的科学可行性,满足集中控制自动化试验及交付的目标,具有非常重大的工程意义。

螺旋桨发动机安装系统动力学设计技术综述

随着螺旋桨发动机安装系统国产化研制进程的加快,需要开展相关的安装系统技术研究,而动力学设计是其中的重要组成部分。本文对比分析了不同结构形式安装系统的动态性能特点,进一步从军民用标准规范和工程实践经验出发,归纳了安装系统动力学设计的技术要求,梳理了安装系统动力学设计技术的发展历程和国内外现状,指出国内外差距主要体现在设计理念、关键技术和应用实践经验等方面。在此基础上,展望了螺旋桨发动机安装系统动力学设计技术的发展趋势,为当前及未来螺旋桨发动机安装系统的设计技术研究提供了参考。

某型航空发动机空气引气管路节流孔板脱落的故障分析和改进设计

本文针对某型航空发动机长时考核试车过程中出现的空气引气管路节流孔板脱落问题,利用故障树工具和仿真软件,成功定位了问题原因。根据问题原因,对引气接口处的密封结构和节流结构进行了优化设计,通过仿真计算、流量计算和试验验证,证明了优化方案的正确性和有效性,为发动机型号设计工作提供有力保障。

基于数字孪生的航空发动机工艺设计系统构建方法

为了实现降低产品三维模型曲线的曲率极差的同时,达到提高工艺规程合格率、降低传递至执行端时长的目标,提出基于数字孪生的航空发动机工艺设计系统构建方法。利用基础数据层的数据库及文件系统调取基础数据层的航空发动机工艺数据,Savitzky-Golay滤波法对数据曲线作平滑处理后,Siemens NX软件构建航空发动机三维模型,实现航空发动机由物理环境到虚拟环境的数字孪生。设计结果经通信层的通信协议完成与用户层的数据交互。结果表明:该方法构建的工艺设计系统可实现航空发动机三维模型构建及曲线平滑处理,降低三维模型曲线的曲率极差和传递至执行端时长,提高工艺规程合格率。

航空发动机试验器电气系统设计与优化

航空发动机试验器是航空工业中不可或缺的重要设备,用于对航空发动机进行性能测试和验证。试验器的电气系统是试验器的关键组成部分,其设计优劣直接影响试验器的性能和安全性。本文介绍了航空发动机试验器电气系统设计与优化的相关内容。通过确定电源系统、仪器与控制系统以及数据采集与处理系统的需求,选择了适合的设备和方案。然后,进行了系统的设计和优化,包括选择设计参数、优化算法和系统优化方法。最后,通过实际测试和验证,验证了设计与优化的有效性与性能。

航空发动机燃油控制装置可靠性研究综述

航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元,长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境,在航空发动机外场使用中故障率占比高,产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型,对比分析了国内外在燃油控制装置可靠性设计与分析技术、可靠性优化技术、寿命试验技术及可靠性评估技术方面的研究进展;剖析了我国燃油控制装置可靠性技术研究及应用方面的不足及原因,同时结合航空发动机正向研发体系建设需要,指出了航空发动机自主创新设计中燃油控制装置性能及可靠性一体化设计所面临的技术难点和挑战,并立足于现有国内设计水平及工业基础,给出了夯实我国航空燃油控制装置设计能力需开展的基础性研究建议。

航空发动机机匣—叶尖封严涂层结构设计及制备研究进展

可磨耗封严涂层的结构特性对涂层工作性能和服役寿命有重要影响,但缺乏这方面的系统介绍.封严涂层主要用于航空发动机机匣—叶尖之间的间隙控制,提升机匣与叶尖之间的气密性,并作为牺牲涂层来保护叶片叶尖,防止在叶尖与机匣碰摩过程中发生"硬碰硬"的碰撞.综述了多层多孔结构、蜂窝-涂层复合结构和纳米结构三种结构形式的封严涂层及其相应制备技术.发现多层多孔结构目前仍然是封严涂层的主要应用结构,这种结构主要通过在喷涂过程中调控涂层孔隙,达到涂层可磨耗性、结构强度、抗氧化和耐腐蚀等多种性能的平衡.结合蜂窝结构封严与可磨耗封严涂层各自的优点,设计和制备出蜂窝—涂层复合结构封严,这种结构能够提升封严的结构强度和抗氧化性.随着纳米技术的发展,设计和制备出纳米结构封严涂层,相比传统可磨耗封严涂层,纳米结构封严涂层表现出更好的综合性能.最后,提出纳米结构、仿生结构可能成为未来航空发动机可磨耗封严涂层结构设计的发展趋势,而3D打印技术的日趋成熟将能够制备出更加多样化的涂层结构.研究结果对可磨耗封严涂层的结构设计、制备和实际应用具有参考意义.

改进均匀设计在航空发动机高空模拟实验中的应用研究

航空发动机高空模拟试验设计方法的研究对航空发动机的发展具有重要意义,国内外学者在航空发动机高空模拟研究中,很少有采用均匀设计,同时已有均匀设计表存在均匀性不好、效率不高等缺点。本文提出了一种改进均匀设计的试验方法,试验结果表明本文提出的试验设计方法的正确性和可行性。

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。

航空发动机控制系统及关键技术现状与展望

航空发动机控制系统是航空发动机的安全关键系统,对发动机在飞行全包线范围内安全可靠产生推力或功率至关重要。本文阐述了航空发动机控制系统的演进历程,对架构设计、控制律设计、故障诊断与状态监视设计三大系统级关键核心技术以及仿真使能技术的发展情况进行总结分析,并对工程可应用性进行探讨,最后对未来的发展方向和重点研究内容进行展望,为新一代航空发动机控制系统设计提供一定参考。

航空发动机燃油总管装配及防错装置

航空发动机燃油管路装配过程要求严格,对此,设计了一种航空发动机燃油总管装配及防错装置。介绍了技术方案,分析了关键技术及优点。应用航空发动机燃油总管装配及防错装置,可以避免管路装配应力及错装带来的质量隐患。

航空发动机吊具技术分析

在航空发动机整机试验过程中,需要进行航空发动机的起吊和装卸。作为航空发动机在试车台安装的工具,航空发动机吊具的重要性不容忽视。航空发动机吊具的设计方法,包括航空发动机吊具的组成、关键部件的设计及结构强度计算方法。而航空发动机吊具的检验方法和负载试验方法,能确保设计的航空发动机吊具工作的稳定性。

数字孪生技术在航空发动机制造中的应用研究

本文阐述了数字孪生技术的概念内涵,分析了航空发动机制造的特殊性,提出数字孪生技术可以有效解决当前制造过程中的技术难题,提高效率和质量。文中分析了数字孪生技术在发动机设计、试验、制造和维护环节的具体应用,并构建了完整的功能架构,包括数据采集、存储、分析、优化、控制等模块。总体而言,数字孪生技术为航空发动机的全生命周期管理提供了有力支持,是实现制造过程优化的重要途径。

我国军用航空发动机发展路径及启示

发动机是飞机的“心脏”,军用航空发动机研制是飞机发展的“瓶颈”技术,也是国防力量的充分展示。自20世纪50年代至今,我国军用航空发动机经历了从仿制逐步过渡到全面自主设计的发展阶段。回顾这一发展路径,可以加深对军用航空发动机发展规律的认识,提出重视预先研究、加大投资力度、建立健全科学发展模式以及从战略高度加强重点建设的建议。

基于改进好格子点法均匀设计航空发动机高空模拟试验研究

航空发动机高空模拟试验是发动机系统试验的关键环节之一。针对高空台试验因素多、层次复杂的问题,研究改进好格子点法进行均匀设计,并结合遗传算法进行优化设计的试验设计方法。通过典型方案验证,表明相对正交设计的试验优化率可以达到92.593%,本文提出的试验设计方法对于高空台试验是可行的。

基于多项式环正交设计航空发动机模拟试验研究

以航空发动机高空台模拟试验为研究对象,针试验设计方案与现有正交设计试验表难以有效匹配的问题,结合多项式环和正交设计试验理论,构造优化的正交试验表,并生成正交设计试验方案;基于正交设计特点,采用无量纲极差分析和逐次回归分析对试验结果进行分析处理;通过试验,得到了可调导叶最优匹配,验证了本试验设计方法的正确性和可行性,对降低航空发动机试验的经济成本和时间成本,加速我国航空发动机研究的步伐具有重大意义。

中国航空发动机集团有限公司航空齿轮制造技术创新中心2024年度开放基金课题申请指南

中国航空发动机集团有限公司航空齿轮制造技术创新中心(以下简称中心)由中国航空发动机集团有限公司依托中国航发中传机械有限公司设立,负责统筹航空齿轮制造技术研究资源,协调组织相关单位共同开展基础研究、先进工艺研究、关键技术攻关、技术集成验证等技术创新活动,推动先进制造技术转移转化,反哺航空齿轮传动设计研发,培养与汇聚高端人才,持续提升航空齿轮核心制造能力,着力打造航空齿轮制造技术创新高地。