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。

一种改进的航空发动机故障模拟装置设计

故障模拟装置是完成发动机故障模拟试验的必要设备。针对传统装置在发动机试验中显现的弊端,从结构形式、布线、屏蔽、电气特性方面着手,设计了改进型故障模拟装置。经过试验验证,改进后的装置功能完善、可操作性强、实用性能佳,满足发动机试验需求,且为其他型号故障模拟装置的设计提供了有力的参考依据。

基于流截法的航空发动机室内试车推力校准

分析了基于截面法的航空发动机室内试车推力校准方法,针对该方法中假设截面参数均匀带来计算误差的问题,结合流线法提出了基于流截法的推力校准方法。通过减少控制体动量交换面,缩小测量截面的面积,推导出航空发动机室内试车台进气道附加阻力、台架阻力和底部阻力的计算公式。开展了发动机在不同试验工况下流场的数值模拟、试车试验以及对比验证,并对低压转子94%转速的工况进行了推力校准计算。研究表明:流场的数值模拟结果与试验结果吻合度较高,证明了模型和模拟方法可靠,计算得到各项阻力值和发动机总推力,与截面法相比,流截法校准精度提高了0.45%。

航空发动机碰摩故障在线监测与诊断分析

随着科技的进步,航空技术逐渐成为人类进步的重要科技,通过航空技术能够实现快速移动和对太空的探索等.而在航空技术中的发动机碰撞是一种比较常见的故障,这类故障对航空机械的正常运行具有非常重要的影响.在飞机运行的过程中,如果不能够对航空发动机的碰撞故障进行及时的发现和解决,其往往很容易导致安全事故的发生,从而造成严重的经济损失和人员损失.对于传统的航空发动机碰撞故障检测技术,其效率较低,往往不能够在第一时间发现故障位置以及故障原因,在本文中对航空发动机的碰撞故障在线监测和诊断技术进行了简单的分析.

航空发动机材料摩擦学研究进展

机械产品中的摩擦磨损问题不可避免,且严重影响装备性能与寿命可靠性。航空发动机是飞机的心脏,针对该类复杂机械产品的摩擦磨损问题更应得到高度重视.通过材料摩擦学行为调控,可有效减轻或排除航空发动机中的摩擦磨损问题,大幅抑制发动机功能精度衰减,提高其寿命稳定性.为系统有序地开展航空发动机材料摩擦学研究,在本文中以典型三代涡扇发动机为例,按冷端至热端结构顺序,阐述进气道、风扇、中介机匣、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷口等关键部位涉及摩擦磨损部件及材料的摩擦学服役工况、主要磨损类型和磨损机制.结合发动机整机故障分析结果,有针对性的选择4种具有代表性的航发材料作为摩擦学重点研究对象,即叶片尖端与封严涂层的高速刮擦、主轴轴承滚动接触疲劳与滑擦损伤、钛合金叶片的微动损伤、动密封装置中石墨的摩擦磨损及其寿命评价台架试验.从材料摩擦学损伤演变规律、磨损机制、耐磨功能设计和表面改性等角度综述国内外研究进展,提出航发材料摩擦学研究技术路线,即从材料级摩擦磨损实验复现航发零件磨损失效特征出发,实现基于摩擦学行为调控原理获得材料耐磨减摩功能化改进,最终采用模拟工况摩擦学实验台架验证新材料摩擦磨损性能.此外,针对新一代航空发动机对材料耐磨减摩性能的更高要求,从宽温域润滑、腐蚀-磨损交互作用和新材料摩擦学数据库等方面展望航发材料摩擦学研究发展方向.

极端降雨条件下航空发动机吞雨的数值研究

为了探究极端降雨条件下发动机入口吞雨量,基于欧拉多相流模型,针对不同涵道比发动机,选取不同降雨强度、攻角及飞行阶段进行计算,分析不同条件对于发动机入口吞雨量的影响,并将计算所得结果与国军标中对于吞水的试验条件进行对比。计算结果表明,发动机入口吞雨量会随着降雨强度和飞行速度的增大而增大,但攻角变化对其影响较小。当降雨强度低于709.2mm/h时,发动机入口吞雨量始终低于国军标吞水试验条件中的入口流量最大值5%,能够保证飞行安全。但当降雨强度达到1872mm/h时,爬升阶段的吞雨量高于5%,可能存在安全隐患。

航空发动机附件机匣结构设计方法研究

对具有代表性的航空发动机附件机匣结构设计方法进行研究,分析了附件机匣内壳体、齿轮、轴承等重要零部件结构特点,总结各部件长期使用中出现过的故障和问题,提出工程应用优化的结构使用建议,为高可靠性附件机匣设计提供参考。

军、民用运输机的发动机差异性分析

研制大型运输机是一个国家综合国力和军事实力的象征。大型民用运输机市场竞争激烈，为满足市场需求，无论是机型还是动力，均不断推出新的产品。大型军用运输机属于战略武器装备，研制门槛高，投资大，更新换代速度相对较慢，目前世界上仅有美国、俄罗斯和中国具备研制大型军用运输机的能力，其所配套装备的发动机大部分都在民用发动机的基础上改进而成，也有少数是专门研制的。

球形定位技术在涡轮叶片生产中的应用研究

为解决涡轮叶片研制生产中定位转化繁复、误差累积明显、制孔效率低等问题,提出了球形定位技术方案。球形定位解决了工装与气膜孔相互干涉、叶片制孔效率低的问题,通过叶片试制加工和生产验证,球形定位技术减少了基准转换,利于工装设计,制孔效率提升,可以应用于叶片工程化生产。

航空燃气涡轮发动机标准件数据库的构建与应用

介绍了以航空燃气涡轮发动机型号应用的小零件资源为基础,进行积累、整合和创新,将成熟程度和通用程度高的小零件提升为标准件,同时组织标准件数据库的开发,即建立小零件CBB资源库推广应用,探索出了适合航空燃气涡轮发动机型号研制实际的小零件发展思路,即设计小零件-选用标准件-标准件CBB,有利于提高小零件的标准化水平和航空燃气涡轮发动机的标准化程度。

罗罗超扇发动机项目研制加速

目前，罗罗公司的遄达系列发动机在宽体飞机发动机市场占据了半壁江山，并且获利丰厚，同时其在支线飞机和公务机发动机市场也占有一定份额，但是随着近年来单通道窄体飞机市场需求量不断增加，其销量远大于宽体飞机。

开式转子发动机的最新研究进展

开式转子发动机概念的提出至今已有40余年，但研发进程甚为缓慢。当前，在齿轮传动涡扇（GTF）发动机技术获得成功和低油价的背景下，这项技术似乎已经“失宠”。然而，赛峰集团对这项可大幅降低油耗的新技术却钟爱有加，并将其作为中远期项目进行投资。在攻克了重重技术难关之后，赛峰的双排叶片对转开式转子发动机即将迎来整机测试。

混合动力或将成为涡扇发动机之后的新选择

如果涡扇发动机按既定方向发展，那么飞机将不得不改变结构设计，以适应更大尺寸的发动机。例如，机翼上弯以便为更大的短舱提供离地空间，或在机翼上方安装更大的发动机以避免采用长起落架，这两种方案已出现在民用客机设计概念图上。但这些解决方案均存在一定限制条件，并可能还存在其他的一些问题。在认识到这一点后，航空界对混合电推进的兴趣更加浓厚。

宽体机发动机发展动态

为了满足航空市场对宽体客机需求增加的要求并争夺更大的市场份额，GE航空集团和罗罗公司都在同时研制多个宽体机发动机型号。这些发动机都吸收了之前发动机的设计、使用经验和教训，同时也应用了最新的技术成果，可在今后几年内通过适航认证并交付使用。

罗罗积极解决遗达1000发动机故障

罗罗公司于2004年开启遍达1000的研制工作,在经历了初步设计、详细设计、地面台架试车、飞行试验、适航取证等工作之后,于2011年将该型发动机配装日本全日空的波音787进行首次商业飞行。截至目前,遗达1000发动机共发展出A型、B型、C型,以及遗达1000 TEN等4个型号,其中A型是最初用于取证的型号,取证后不再生产。

涡扇发动机时代并未结束

普惠公司 普惠公司主管技术与环境的副总裁Alan Epstein认为，商用航空发展至今，涡扇发动机的巡航效率尽管已从20％提高到40％，但未来仍有很大的提升空间。在航空发动机业内已达成的一致看法是，巡航效率还可以提高到60％。尽管关于如何达到这个目标还没有形成共识，甚至不知道如何去做。

搅拌摩擦焊技术在航空航天工业中的应用

随着科技的不断进步,人们加快了对世界或者宇宙的探索步伐。飞机的出现,不仅改变了人们的生活方式,也加快了社会文明的发展。在当前的航空航天工业中,焊接技术是其中一项很重要的技术,本文主要讨论搅拌摩擦焊技术在航空航天工业中的发展及应用。

面向性能的压气机叶片铣削加工误差分析及统计

为提高航空发动机压气机叶片的加工质量,对其铣削加工中的质量影响因素进行了分析,包括加工前工艺规划及几何造型等因素、加工过程中变形与稳定性等问题以及加工后的残余应力变形等。针对必然存在的加工误差,提出了一种概率统计方法,并在此基础上对于影响气动性能的叶型关键几何区域,建立了有关轮廓误差和叶型参数误差的统计分析方法。借助于气动性能试验,获得了稳定工况下关键参数的误差分布,从而为指导叶片的实际铣削加工提供了理论依据。

基于材料疲劳特性的零部件低周疲劳试验载荷修正

航空发动机零部件低周疲劳试验时,由于试验温度与发动机实际工作环境温度不一致,需要对载荷进行修正。基于材料疲劳特性数据,给出了一种疲劳试验的载荷修正方法。该方法可综合考虑循环次数、循环类型、应力集中、循环硬化/软化等材料特性的影响,相比以往依据极限强度进行载荷修正的方法更为全面、合理。同时,给出了基于材料疲劳特性进行载荷修正的流程图,通过实例介绍了该方法在低周疲劳试验载荷修正中的应用。

连接界面变形对转子动力特性影响的力学模型

针对航空发动机在工作过程中振动量增大且伴随有一定的界面磨损问题,在结构特征分析的基础上建立了三盘转子-支承系统动力学模型,并将接触端面同轴度偏差以及平行度偏差进行参数化描述,基于Lagrange方程得到考虑界面变形的高压刚性转子系统动力学微分方程。结果表明,界面变形将使得刚性转子系统产生附加激振力,同轴度偏差引起的附加激振力幅值与转速平方成正比,仅作用在相应自由度上;平行度偏差引起的附加激振力幅值仅与系统刚度和平行度偏差量有关,与转速无关,且其在支承自由度方向上存在一定分量。