GH3600合金箔材在航空发动机中长期服役后组织演化

以厚度0.05 mm的GH3600合金箔材制备的隔热层壳零件为研究对象,利用光学显微镜、扫描电镜及能谱分析等检测手段,探究了随航空发动机服役400 h后氧化程度差异较大的异常和正常隔热层壳零件的组织变化规律.结果表明:服役后,正常零件和异常零件的晶粒均发生了长大;正常零件中可观察到较多的M_(7)C_(3) 相,但数量少于初始固溶态,而异常零件的M_(7)C_(3) 相几乎完全溶解;异常零件表面氧化层较厚,为双层氧化物结构,较多晶界均已氧化开裂;正常零件氧化层较薄,为单层氧化物结构,仅在表面出现沿晶的裂纹.该研究结果表明,较长时间超温服役是异常隔热层壳零件产生的原因.

光纤传输在航空发动机控制系统中的应用

为了提高发动机控制系统的耐电磁辐射能力,减轻系统传输电缆的质量,以全权限数字电子控制系统为基础,提出了一种基于光纤的系统重构和传输方案,开展光纤数据传输技术研究。设计了整套光纤链路的方案,完成了光纤组件的硬件加工,并在主、备系统间建立光纤传输路径,对设计的光纤传输链路开展了半物理和整机试验验证。结果表明:光纤传输技术可用于航空发动机控制系统信号传输,设计的光纤传输链路可耐受发动机的恶劣机械环境,并能稳定可靠地传输数据;当主系统部分功能失效时,通过光纤传输可获取备份系统信号,实现主控系统的故障重构,提高了系统的可靠性。通过项目研究,为未来新一代分布式控制系统的研制积累了技术经验。

航空发动机中介圆柱滚子轴承抗倾斜能力分析及优化设计

针对某航空发动机中介圆柱滚子轴承由于内、外圈倾斜而导致滚子与内圈滚道出现剥落的问题,提出采用内、外圈许用倾斜角评价圆柱滚子轴承的抗倾斜能力,基于该方法分析得到轴承许用倾斜角随着滚子凸度和内圈滚道有效宽度增大而增大,故提出将滚子凸度增大到原结构的3.2倍,内圈滚道有效宽度比原结构增加6%的改进措施,改进后的轴承许用倾斜角提升到优化前的4~9倍,仿真和试验结果表明优化后的轴承能够避免滚子与内圈滚道一端出现应力集中。

航空发动机研制过程中排故项目流程及管理策略

航空发动机本身精密性极强,在研发过程中经常会有各种各样的故障出现,这也是航空发动机研发过程中最大的拦路虎。但是,由于其精密性强,并且实际使用要求较高,必须要在这段时间内将故障解决并清零。本文就针对于航空发动机研制过程之中排故项目管理的相关策略进行简要分析和思考,并结合多种理论技术路线实施方案进行简要分析。

DOE在航空发动机试验设计中的应用

航空发动机的性能受可调几何变量控制规律的影响十分明显,在工程试验中,通常采用不同的几何调整措施实现发动机性能优化。但随着可调几何变量数量的增加,性能寻优工作越来越难。为明确不同几何调整措施对发动机性能的影响,获取使发动机性能较优的可调几何变量控制规律组合调整方法,在尽可能少的试验次数下实现发动机性能优化,引入了一种高效、简便的试验设计DOE(Design of Experiment)法。采用DOE技术,以降低发动机排气温度为最终优化目标制定了试验计划,确定将风扇进口导向叶片角度(α_(1))、高压压气机可调静子叶片角度(α_(2))、喷管喉道面积(A_(8))作为可调几何变量,并在给定的调节范围内开展了试验,录取了不同几何调整措施对应的发动机性能参数。根据性能录取结果拟合了性能优化模型,采用DOE自带的响应优化器功能确定了3个可调几何变量组合调整方法,并对更低的排气温度进行了预测计算,得到了满意的可调几何变量控制规律组合调整策略,最终完成了试验的优化设计。分析结果表明,降低发动机排气温度,可采取增加A_(8)或者减小α_(2)的措施,但α_(1)和A_(8)之间存在明显的交互效应,台架上需参考A_(8)的大小确定α_(1)的调试方法;DOE预测功能通过对可调因子水平进行扩展,可以实现性能寻优;DOE能够高效地实现多可调变量下的试验优化设计,具有较好的使用前景。

打通基层党建“最后一公里”的实践探索——以中国航发沈阳发动机研究所为例

党的二十大报告提出的“增强党组步织政治功能和组织功能,坚持大抓基层的鲜明导向,把基层党组织建设成为有效实现党的领导的坚强战斗堡垒”,凸显了基层党组织的政治属性,强化了政治引领。抓好党支部是新时代党的组织体系建设的基本内容,也是抓好管党治党基本任务、检验党建工作基本成效的重要载体。

高技术产品造型意象机器评价方法研究——以航空发动机为例

基于图像信息熵原理提出一种机器评价高技术产品造型意象的方法,可用于产品美度评价、辅助产品工程设计等领域。以航空发动机产品为例,通过用户眼动实验探究工业设计领域专家和发动机行业人员造型评价的隐性关注点,基于优化支持向量机的造型美度算法构建航空发动机图像特征数据与其造型意象评价之间的映射模型。实验结果显示:机器评价与专家评价的拟合度评价达到75%以上,商用航空发动机的预测准确率高于军用发动机。

航空发动机终端威胁作用机理和威胁模式分析

战机及其配装的发动机在战场执行任务时,不可避免地会遭遇敌方防空武器的威胁,终端威胁对施加损伤起关键作用。针对发动机(飞机)在战场执行攻击任务时可能遭遇的不同类型威胁,重点对终端威胁作用机理和威胁模式开展分析。从终端威胁产物杀伤机理(威胁机理)出发,描述了穿透物、破片、燃烧物质、爆炸冲击波、高能激光和生化制剂等常见终端威胁产物的输出特性。在此基础上,对航空发动机典型7大部件遭受的威胁模式开展分析,给出了相关威胁模式可能给各大部件带来的损伤模式。上述威胁分析结果可供发动机及部件易损性分析时借鉴,也可供发动机生存力或易损性设计参考。

美国自适应循环发动机的发展历程

自适应循环发动机以其高效的涵道比调节能力和良好的流量保持能力,成为下一代战斗机和未来超声速客机的理想动力装置。鉴于美国在自适应循环发动机领域长期保持领先地位,本文将美国自适应循环发动机的发展历程分为4个阶段,叙述了美国一系列军/民用研究计划下自适应循环发动机的发展历程、技术关联和结构特点,梳理出自适应循环发动机的基本结构形式,总结了总体性能设计、进气道/发动机匹配、低排放、低噪声、先进材料和增材制造等自适应循环发动机的关键技术及发展历程,从而为我国自适应循环发动机的发展提供一定的参考。

小涵道比涡扇发动机机载气路故障诊断研究综述:边界条件与研究难点

机载气路故障诊断模块是航空发动机健康管理系统的重要组成部分,是推动视情维护发展的关键环节,对于降低发动机维护成本、提高战时出勤率意义重大。为此,聚焦小涵道比涡扇发动机机载气路故障诊断研究,梳理了基于模型的气路故障诊断方法和数据驱动的气路故障诊断方法的发展历程和国内外研究现状,并从机载化的角度阐述了算法的应用和改进思路;罗列了机载气路故障诊断方法的应用需求、问题边界和技术指标,简要提出了研究过程中容易陷入的误区;结合小涵道比涡扇发动机的特点,从数据仿真、运行工况、测量不确定性、故障特征淹没、虚警处置和实时性等角度,归纳总结了气路故障诊断方法在机载化过程中的六大研究难点,并结合现有文献分析了与各研究难点相对应的18种解决思路。对全文进行总结并从算法可解释性、指标快速验证、容错及带故障限时诊断等方面给出了建议与展望。

基于优化小波包分解的航空发动机主轴承故障特征增强方法

目的 解决航空发动机主轴承微弱故障特征在高背景噪声环境和变转速工况下难识别的问题,提出基于优化小波包分解的航空发动机主轴承故障特征增强方法。方法 首先通过计算阶次分析方法,将振动时域信号转化为振动角域信号;然后对振动角域信号进行小波包分解,并引入有效故障特征能量比和优化最大相关峭度解卷积方法对信号故障特征进行增强,通过循环迭代逐步提取故障特征;最后对信号进行包络分析,并与理论轴承故障阶次进行对比,实现轴承故障诊断。结果 通过对整机试车条件下航空发动机主轴承外圈压坑故障实验数据进行分析,验证了该方法能够有效增强振动信号中的故障特征信息。结论 与传统WPD方法相比,该方法可以有效增强主轴承故障特征阶次,实现高背景噪声环境和变转速工况下的故障诊断。

突加不平衡下GTF发动机转子系统瞬态响应分析

针对GTF发动机低压转子系统突加不平衡瞬态响应问题,基于有限元法建立了考虑啮合单元、行星架单元、膜盘联轴器单元的多体接触、多转子耦合动力学模型,介绍了考虑非线性因素下突加不平衡瞬态响应计算方法,求解了低压转子系统的突加不平衡瞬态响应,并分析了关键部件刚度对突加不平衡的影响规律。结果表明:当风扇转子发生突加不平衡时,各部件均表现为振动幅值突增,后迅速趋于稳定,低压涡轮转子发生明显拍振,突加不平衡载荷主要由行星架结构和第1.5支点刚性支承承担;行星架刚度主要影响风扇转子突加不平衡响应、第1.5支点和行星架处的外传力;膜盘联轴器刚度主要影响增压级突加不平衡响应、转子在突加不平衡之后稳定运转情况。

航空发动机整机动力学建模及模型确认

针对航空发动机整机结构部件多、连接状态复杂、动力学特性预测困难的问题,提出了基于“超模型”虚拟测试数据的航空发动机整机结构分层次动力学建模及模型确认方法。建立各单个部件的简化模型,在初始无样机时,基于超模型的虚拟测试数据对单个部件简化模型进行动力学模型确认;基于两两连接部件超模型的虚拟测试数据,实现确认后的简化模型两两连接界面的修正与确认,连接部件超模型的虚拟测试数据通过部件的超模型与螺栓连接超模型建模理论获得;建立转子组件的动力学模型,并基于参考数据进行修正与确认;将确认后的转子模型和考虑连接的机匣系统模型进行组合,获得整机动力学模型。以某型涡扇发动机为例,采用该方法建立了其整机动力学模型。确认后的发动机整机简化模型的临界转速预测值与实际发动机整机测试的临界转速参考值对比,误差在10%以内,验证了方法的有效性。

航空发动机用聚四氟乙烯软管可靠性数值研究

在航空发动机中,外部管路常用于输送各部件间的燃油、滑油和空气等介质,是使用最多的零部件之一,是航空发动机的“血管”,其可靠性直接影响发动机的安全性。以航空发动机外部管路聚四氟乙烯软管为研究对象,采用数值计算分析方法,开展软管精细化数值仿真和软管在不同状态下疲劳试验等工作,分析压力载荷,外部振动,环境温度,以及安装的弯曲半径等因素对软管疲劳寿命的影响,计算表明,压力载荷、弯曲半径对软管可靠性影响较大,温度和管接头扭转对软管的可靠性也有较大的衰减。

基于混合有限元模型的航空发动机主轴承剥落故障仿真分析方法

高保真的整机实体有限元模型可以逼真地反映航空发动机整机振动特性,但是难以考虑复杂的滚动轴承故障动力学模型,且其计算量太大,不能胜任主轴承故障激励下的整机非线性动力学仿真。为了有效地进行发动机主轴承的故障诊断,开展了主轴承剥落故障激励下的整机振动响应机理研究,提出了一种基于整机实体有限元模型和整机梁单元有限元模型的主轴承故障动力学混合仿真分析方法。利用整机梁单元模型仿真分析得到主轴承故障激励下与机匣相连接的主轴承支反力,在整机实体有限元模型中去除转子实体有限元模型,将支反力直接施加到各支承处的轴承座上,利用瞬态响应分析方法获取主轴承故障激励下的整机振动响应,并利用整机梁单元模型进行了方法验证。结果表明:利用混合有限元仿真方法获取了航空发动机主轴承故障激励下的仿真信号,误差均不超过1%,表明了所提出方法的正确有效性。

舰载涡扇发动机高低温起动试验与分析

为验证某舰载涡扇发动机在高低温环境条件下起动特性,基于高低温起动验证试车台,通过模拟高低温进气和保温条件,开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡扇发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下发动机起动点火性能的变化规律;对比了不同环境温度、燃油种类、转速上升率对发动机起动性能的影响。试验结果表明,大气温度由60℃下降到-20℃,主燃烧室供油到点着火时间延长约1~2 s;在-20~60℃内,采用RP-3和RP-5两种燃油,发动机起动性能基本一致;给定转速上升率降低0.1%/s,低温起动时间延长0.01~0.06(相对值),在高压换算转速n_(Hcor)=0.3~0.5(相对值)转速范围内,反馈转速上升率与给定上升率最大差异为28.2%;整个起动转速范围内,主燃油供油流量最高下降10.8%,燃油总管压力p_(f)与高压压气机出口压力p_(31)之差最高下降10.1%。

航空发动机地面进气加温试验

为了模拟发动机进气加温试验,开展了发动机地面试车台进气加温试验研究,设计了一套合理的进气加温设备,并提出了进气加温试验测试方案和试验方法。结果表明:在108.88℃进气温度下,高温区角度为180°,高温区主要分布在0°和180°位置,低温区分布在90°和270°位置,隔开了连续高温区,高温区平均温度和面平均温度差值较小,温度周向不均匀度为0.43%,温度分布均匀,不存在强烈温度畸变情况;在进气温度从94.82℃上升至108.88℃时用时80 s,高温区温升率为0.18℃/s,时间域内的温度畸变较小,裕度损失小,温场无旋转,高温区分布和周向温度不均匀度均不随时间变化产生明显改变;在进气温度从65.34℃升至108.88℃时,周向分布保持均匀,建立了面平均温度、高温区面平均温度的线性关系。获得了台架温场均值与发动机控制系统采集进气温度的关系。

基于循环参数分析的涡轮基组合动力系统用高速涡轮发动机构型方案

在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮发动机构型方案设计,通过分析高速涡轮发动机在不同速域下的使用需求,明确发动机的技术特征,并从性能、结构、技术发展趋势等多角度对高速涡轮发动机构型进行分析,针对双转子涡扇构型的高速涡轮发动机开展循环参数分析,明确压比、涵道比和涡轮前温度对发动机不同工况性能的影响。结果表明:变循环是高速涡轮发动机的理想构型方案。现阶段应基于双转子涡扇构型逐步集成变循环特征部件,并通过合理的循环参数匹配,实现高低速性能的兼顾。

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。

气动载荷下航空发动机的传感器测点选择方法

提出一种气动载荷下航空发动机的传感器测点选择方法。基于航空发动机相似设计的单转子试验器有限元模型,建立气动载荷表征模型。提出响应计算方法,根据整机机匣表面响应来计算关于气动载荷的灵敏度。基于灵敏度分析结果,采用有效独立法,分析机匣表面测点的独立性。结合灵敏度与独立性,选择传感器布置最佳测点,并与对照组进行了响应对比。研究结果表明:最佳测点的响应比对照组至少高8倍,验证了该方法的有效性。