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。

基于打靶试验的风扇机匣包容能力评估方法

为保障飞行安全,航空发动机机匣需具有足够的抗冲击能力以包容高速旋转状态下丢失的叶片。针对某型涡扇发动机对开式风扇机匣包容性评估需求,提出了1种结合真实机匣打靶试验和有限元分析评估机匣包容能力的方法。通过使用真实机匣和真实叶片进行打靶试验获得风扇机匣的冲击损伤情况,并基于ANSYS/LS-DYNA进行了瞬态动力学有限元分析。结果表明:采用Johnson-Cook模型预测的机匣伤形状、尺寸以及叶片残余速度均与试验结果接近,验证了数值分析方法的准确性。采用验证过的数值分析方法开展旋转状态下机匣的包容性评估,发现由于撞击姿态差异和失效模式转变,风扇机匣可以包容以100%工作转速飞出的叶片,但机匣出现长裂纹,接近临界包容状态。所提出的方法可以在不具备部件包容试验条件的情况下,以较方便的形式对机匣包容能力可靠评估。

航空发动机风扇机匣振动故障分析

在航空发动机研发与试车过程中,曾出现风扇机匣振动偏大且振幅存在摆动现象。为明确故障原因,从机匣和转子的振动特性以及机匣变形等多方面对振动测试数据和信号进行了分析。结果表明:振动故障是由机匣变形引起转、静子间隙不协调导致转、静件碰摩所引起的;在机匣发生局部共振情况下,碰摩形式发生变化,引起振动幅值出现摆动现象。

航空发动机风扇机匣行波振动的分析方法

本文提出对风扇机匣应进行行波振动分析 ,作出频率响应曲线 ,进行限幅设计。在分析过程中 ,根据结构特点给出了模型的简化方法 ,采取周期对称模型 ,并根据周期对称的理论结合激振力的特点给出了旋转脉动激励在周期对称模块中的施加方法。

航空发动机风扇机匣修理技术研究

本文针对航空发动机风扇机匣返厂维修时的故障类型、损坏部位、损坏程度的不同,总结出风扇机匣修理过程中常出现四类典型故障:内环焊点裂纹、孔探仪座磨损量超标、流道涂层磨损、机匣焊缝裂纹。针对不同的故障问题,通过采用钳工修磨氩弧焊焊点,更换孔探仪座新结构,修复流道磨损涂层,挖补补焊修复裂纹等技术方法,制定了深度修理的工艺方案,保证产品质量,有效解决风扇机匣修理过程中出现的典型故障。

激光熔覆修复航空发动机风扇机匣TC4钛合金静子叶片

结合航空发动机大型风扇机匣TC4钛合金静子叶片的修复需求,研究了损伤叶片的激光熔覆修复工艺,对熔覆层成分、组织、显微硬度及力学性能进行了分析。试验结果表明,激光熔覆层TC4钛合金的O、N、H元素成分满足标准要求;激光熔覆区为具有魏氏体组织特征的柱状晶,柱状晶内部为细密的马氏体组织,热影响区为柱状晶和双态组织的混合组织,并逐渐过渡到基体的双态组织;激光熔覆层显微硬度平均比母材高15%,过渡平缓;激光熔覆TC4试样的室温拉伸、400℃高温拉伸、热暴露试验的强度结果均高于母材试样,断后延伸率稍低。采用单道多层熔覆工艺对受损叶片进行修复,验收合格后,风扇机匣得到使用。

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。

某型号航空发动机风扇机匣优化设计

为了研究航空发动机风扇机匣加强筋的分布规律,使其在满足机匣包容要求的情况下获取最大的机匣刚度,同时在不降低机匣刚度的情况下实现机匣减重,以某型号航空发动机风扇机匣为例,基于OptiStrcut软件,采用形状优化方法,对机匣包容处的加强筋进行位置和形状优化设计,得到最佳的加强筋结构形式。采用拓扑优化的方法得到材料的最佳分布区域,基于以上优化结果,对机匣进行减重设计。通过在机匣上沿纵向开槽去除材料,以及去除无效多余材料的方式,能够在保证结构刚度的同时减轻整个机匣的质量,减重量达到机匣质量的12%左右,为机匣的优化和减重设计提供了新的思路。

风扇机匣铸件毛坯铸造工艺改进研究

对风扇机匣毛坯工艺由砂型铸造改为熔模铸造进行研究。研究发现,通过采用无余量熔模铸造工艺铸造后的毛坯,可以解决针孔超标、局部多肉等尺寸超差问题,冶金质量也得到显著的提高,从而提高零件的可靠性。叶型支板及流道可直接满足设计图样要求,可大幅降低零件的机械加工成本,提高生产效率。

机车发动机风扇机匣修理技术研究

机车发动机风扇机匣在使用过程中常出现内环焊点裂纹、孔探仪座磨损量超标、流道涂层磨损、机匣焊缝裂纹等故障。通过采用钳工修磨氩弧焊焊点、更换孔探仪座新结构、修复流道磨损涂层、挖补补焊修复裂纹等技术方法，制定了深度修理的工艺方案，可有效解决风扇机匣修理过程中出现的典型故障。

风扇机匣的减振优化设计

涡扇发动机风扇叶片的强大尾迹容易激起风扇机匣的高频行波共振.针对某涡扇发动机风扇机匣曾出现的振动过大的现象,分析了引起的原因,研究了减振措施,在此基础上提出了以减小振动为主要目的风扇机匣结构优化设计方法.机匣优化前后的整机试验测试结果表明,该方法是非常有效的.

某型发动机一级风扇机匣包容性数值仿真

为研究航空发动机机匣/叶片包容性过程机理,以某型发动机一级风扇机匣/叶片为对象,建立了三种有限元模型,研究了最高工作转速下的非包容过程,分析了完整叶片等对非包容过程的影响.结果表明:该型发动机一级风扇机匣是非包容的;机匣初始裂纹的主要失效模式为双向拉伸应力下的拉伸失效,随后裂纹扩展产生大范围的撕裂;断叶受较复杂载荷的作用,最终在凸肩处断裂成二部分;断叶与机匣的撞击过程可分成三个阶段,第一次撞击为叶尖与机匣的轻微撞击,第二次撞击作用力最大,而第三次撞击受断叶后侧完整叶片的作用非常明显.受完整叶片的撞击,断叶动能有明显的增加.

基于激光冲击强化的某型航空发动机风扇机匣壳体裂纹修复技术研究

为解决某型航空发动机风扇机匣壳体焊缝热影响区裂纹故障,采用激光冲击强化技术对机匣壳体焊缝部位及热影响区进行处理,以提高材料疲劳强度。以焊缝残余应力场和激光冲击残余应力场耦合规律分析为基础,优化功率密度、强化次数和冲击路径等强化参数,研究强化后的微观组织特征和力学性能,试验表明壳体热影响区材料的抗疲劳性能得到显著提高。采用该工艺修复的风扇机匣随航空发动机进行600h长期试车考核,通过了项目鉴定。

某型发动机风扇机匣包容性仿真研究

航空发动机在飞行过程中若发生非包容事故,断叶将会击穿机厘进一步破坏机厘外壁面的液压管路和控制线路等,造成飞机操纵失控,严重时将会引发严重的空难事故[1-2]。美国波音公司和联邦航空局的统计数据显示,随着空中交通运输不断增加,每年发生的非包容事故不断增加,研究航空发动机机厘包容性对飞行安全意义重大。

概率神经网络用于机匣振动故障诊断

对机匣振动加速度信号进行采集与分析是航空发动机振动故障诊断的重要方法。对振动信号进行处理与特征提取后,可以利用神经网络非线性映射的能力,对振动故障实现分类。利用转子-轴承-机匣耦合振动实验台模拟了5种风扇机匣的振动故障,从频谱的初步分析中并未能够实现对故障的准确判断。对振动数据进行了处理,提取了振动波形的频域与幅域参数,采用概率神经网络的方法实现单一故障的分类,并对不同参数所训练的网络进行了比较,检验了该诊断方法对于机匣振动故障的可行性。

三维编织/机织复材机匣包容性研究综述

总结了三维编织/机织复合材料静态和动态力学性能测试标准、方法,以及材料力学性能测试结果;介绍了平板打靶和旋转打靶试验方法的优缺点,分析了复材靶板冲击失效的破坏机理和破坏破式,以及碳纤维性能等对弹道极限的影响;对比了连续介质模型和纱线模型的优缺点,指出结合两种模型优点且易于实现的纱线-连续介质模型是未来发展的重点方向。通过综述复合材料机匣包容性研究进展,对新一代航空发动机设计具有很好的指导意义。

先进树脂基复合材料在大涵道比发动机上的应用

大量使用树脂基复合材料大幅提高了大涵道比发动机多方面的优异性能。树脂基复合材料的使用需要材料、设计、工艺一体化协作。采用先进的复合材料制造技术,可提高性能、降低制造成本。要想为民用航空市场提供安全、舒适、节能、环保、具有竞争力的中短航程单通道商用干线飞机,使用复合材料是必经之路。

发动机飞行载荷测量应变计布置方案分析

针对发动机风扇机匣飞行载荷的测量需求,开展了机匣应变计布置方案研究。利用应力摩尔圆得出了通过若干半桥叠加不能获取主应变的结论。根据应变和载荷的线性叠加原理,通过分析典型飞行条件下发动机受力情况,将机匣承受的静载荷归为拉压力、扭矩、剪切力、弯矩载荷、压差载荷五种载荷类型,采用合理的组桥方式可消除其他载荷对目标载荷应变的影响,确定了前四种载荷类型的应变布置方案。给出了后续载荷的测量分析方法:以地面试车、稳定平飞时的载荷数据为基准点,根据受力分析结论,建立不同状态发动机参数与应变之间的关系。这些分析和结论可为应变改装提供指导,也可为其他应变测试提供了参考和借鉴。

某航空发动机卡箍断裂故障分析

针对某航空发动机在试车过程中风扇机匣安装边上用于固定管路的多处卡箍发生的断裂故障,通过对卡箍故障件进行断口分析和设计复查等,确定了卡箍断裂发生的原因:在设计状态下,卡箍上、下瓣之间装配夹角较大,在螺栓拧紧过程中,造成卡箍结构故障位置产生较大的初始局部应力,在较大的振动环境下导致综合应力增大,由于故障位置结构强度储备不足,从而发生高周疲劳断裂。通过对卡箍结构采取加装 2 mm 厚钢垫、降低静应力等改进措施优化设计,降低了其静应力,提高了其强度储备,有效避免此类故障再次发生。

先进航空发动机树脂基复合材料技术现状与发展趋势

介绍了先进树脂基复合材料在国内外航空发动机上的应用需求与发展现状,讨论了国内航空发动机树脂基复合材料研制遇到的问题。最后分析了航空发动机树脂基复合材料在原材料、低成本技术、设计工具与体系、适航要求等方面亟待解决的问题。