某型航空发动机振动值波动故障诊断和排除

针对某型航空发动机试车过程中的稳态振动波动问题,开展了时域和频域分析,指出振动波动是由于低压2倍频和高压基频振动拍振所引起。推导了航空发动机拍振引起的振动响应,建立了某型航空发动机双转子动力学模型,并进行了仿真分析。仿真结果表明,当发动机两个激振力频率相近时,会产生拍振引起振动波动,仿真结果与试验结果相吻合。结合发动机结构和其工作特点,分析了发动机形成低压倍频-高压基频耦合拍振的条件,给出了拍振排除方法,并通过试验验证了方法的正确性。工程上可以通过调整高压和低压转子转差关系,将转速比调整到合理范围内即可消除拍振。

航空发动机涡轮流动及噪声数值模拟

发展可靠、高效、低噪声的发动机是航空工业不懈的追求.涡轮作为航空发动机核心部件之一,其流动及换热问题始终是贯穿航空发动机设计、制造的核心问题.随着航空发动机风扇和喷流噪声得到大幅控制,涡轮噪声逐渐凸显,并日益受到关注.为推动航空发动机涡轮流动换热及噪声数值模拟方法的工程应用,首先,以航空发动机涡轮中复杂湍流及流动换热问题为主线,分别阐述了旋转盘腔、旋转叶片流动及换热问题数值模拟的研究现状;其次,对航空发动机涡轮噪声研究现状进行分析,总结了常用涡轮噪声预测方法和存在的问题.在此基础上,面向工程实际需求,对航空发动机涡轮流动、换热与噪声数值模拟进行了展望.

考虑热、弹、流耦合的航空发动机齿轮箱壳体拓扑优化分析

为提高航空发动机齿轮箱壳体的结构性能,减小发动机恶劣工况对壳体产生的不利影响,采用基于变密度法的拓扑优化理论,以最小柔度指数和加权平均模态特征值为目标函数,考虑壳体所处环境的热、弹、流等耦合影响,以最大变形不超过0.15 mm、等效应力不大于材料屈服应力为约束条件,对航空发动机齿轮箱壳体进行了拓扑优化设计;根据拓扑优化结果,对壳体结构进行了几何重构,并对优化前、后壳体结构的强度、刚度、质量进行了对比分析。结果表明,优化后的壳体质量由5.53 kg下降到5.107 kg,减重7.64%;壳体最大变形由0.1731 mm下降到0.127 mm,变形减小26.6%;壳体最大等效应力由124 MPa下降到116.9 MPa,等效应力减小5.7%。在减小壳体质量的同时,有效地降低了壳体的最大变形和等效应力,显著提升了壳体的强度和刚度。对提高航空发动机齿轮箱传动壳体可靠性和寿命具有重大意义。

白光光学测头测量发动机叶片型面技术分析

为解决接触式三坐标测量机检测航空发动机叶片效率低下的问题,探索更加高效、准确的检测手段,采用白光光学测头对航空发动机叶片型面进行测量对比实验,对各截面的叶型轮廓度参数进行评价,得出测量结果。分析各种误差因素对测量结果的影响,对白光光学测头检测叶片叶型轮廓度的测量不确定度进行评定。与此同时,将同一叶片的白光光学测头测量结果与接触式三坐标测量机测量结果进行对比分析,验证白光光学测头应用于航空发动机叶片型面检测中的准确性。实验结果表明白光光学测头测量航空发动机叶片型面既能保证叶片型面测量精度,又能提高叶片测量工作效率。

某发动机主轴镀膜球轴承性能试验

为研究钨掺杂类金刚石(W-DLC)薄膜在航空发动机主轴球轴承的适用性,开展镀膜后轴承性能试验,结果表明:由于球轴承接触应力较高,球与内、外圈的工作区均发生了薄膜脱落现象;薄膜的脱落在短时间内未导致轴承失效;相同试验条件下,镀膜轴承与未镀膜轴承的回油温度相近,但镀膜轴承温度较未镀膜轴承的低15 ℃左右,具有较好的摩擦性能和耐磨性。

航空发动机叶片扭转刚度试验装置误差评定

本文针对一种航空发动机叶片扭转刚度试验装置进行了误差评定,分析研究了误差减小与控制的方法。对扭转刚度公式展开误差传递函数分析,从载荷施加和角度测量两方面分析试验装置产生误差的主要因素,并采用误差传递函数进行合成,确定了扭转刚度的误差。通过对附加载荷等误差影响因素的深入分析,总结出试验过程中减小和控制误差的一般规律和方法。通过改进试验装置,将扭转刚度测量误差从±2.6%降低到±0.8%。建议叶片转动角度应控制在5°以内,以控制误差在合理范围。本文结果对工程实践有一定的指导意义。

三级高速轴流压气机变转速导静联调特性及流动机理研究

变转速及变导静叶片角度是实现轴流压气机扩稳增效的两个最有效性能调节方法,对航机、燃机、工业压缩系统的高效宽工况运行具有重要影响。本文针对多级高速轴流压气机易出现低转速下裕度不够的问题,对某3.5级高速轴流压气机在100%~70%设计转速范围内四种转速下的内部流动进行了全三维定常数值模拟,重点分析了低转速下的失速特性及其流动失稳机理。结果表明:100%、90%设计转速下失速裕度为16.58%、32.22%;在80%、70%设计转速下失速裕度分别为0.22%、0.34%,性能曲线表现出突变失速的不连续性。分析流动机理后发现80%转速下流动失稳现象为R1叶尖部分叶高失速,该失速无法通过增大流量解除;70%转速下流动失稳现象为S2角区分离引起S3双开型角区分离失速,该失速可通过增大流量解除。研究工作对完善多级高速轴流压气机导静叶调节扩稳设计具有指导价值。

发动机叶片扭转和弯曲变形同步测量新方法

扭转和弯曲变形测量可以确定叶片弯扭变形耦合的特征,为叶片弯扭耦合分析提供可用的试验手段。本文提出了一种发动机叶片扭转和弯曲变形同步测量的新方法,其中,扭转角度测量方法能更加灵活地应用于测量叶片类形状不规则构件的扭转变形,而弯曲变形测量方法解决了叶片变形方向未知且存在弯扭耦合时的叶片变形测量问题,从而可实现对叶片截面扭转和弯曲变形的同步测量。对上述测量方法进行了专门的验证试验,结果表明:与传统方法测量结果相比,扭转角度测量偏差小于1%,挠度测量偏差小于2%,满足工程测量精度要求。

数字孪生驱动增材制造的研究进展

数字孪生技术是充分利用物理模型、传感器信息、运行历史等数据,集成多学科、多物理量、多尺度、多概率的仿真过程。该技术与增材制造相结合,是实现制造物理世界和信息世界智能互联与交互融合、减少工艺参数试错实验、控制增材制造打印件组织性能和节省打印成本的潜在手段。因此讨论了数字孪生驱动增材制造的背景与意义;介绍了建立增材制造数字孪生系统的关键要素;阐述了增材制造的模型优化设计、分层切片、路径规划、机理模型、传感与控制、统计模型、大数据和机器学习等方面的发展现状以及目前存在的一些挑战;提出了数字孪生驱动增材制造的未来发展方向和研究重点。

电荷放大器不确定度分析

正确计算电荷放大器校准不确定度对于电荷放大器测量准确性具有重要意义。本文描述了电荷放大器的结构、工作原理,介绍了电荷放大器不确定度的评定方法,深入分析了不确定度的来源,使测量结果更能反映真实情况。

单晶叶片高温振动疲劳试验技术研究

介绍了低压涡轮叶片高温振动疲劳试验方法。研究了高频感应加温原理,考虑集肤效应、端部效应,设计了高频感应加温系统,获得了均匀的温度场;通过夹具定位系统的设计,保证了更换叶片时温度场的精确性和有效性;利用理论研究结合有限元仿真,获得了高温状态下叶尖振幅与最大振动应力的关系,实现了高温环境下通过叶尖振幅对振动应力的控制。在此基础上完成了低压涡轮叶片的高温振动疲劳试验,获得了最低疲劳极限,为工程设计提供了试验依据。

基于振动传感器校准系统的自动化改进方法研究

振动传感器在发动机测试领域中大规模使用,是监测发动机状态的重要工具。如何完成振动传感器自动校准一直以来都是振动计量工作的重点,为此提出针对3629自动校准系统的二次开发优化方案,利用Visual Basic程序编辑软件提取相关数据,根据检定规程要求完成数据计算,并生成相应格式的校准证书记录,按照校准时间、委托单位、设备编号分类保存。改进了该校准系统与国内检定规程不相符合的部分,完善振动计量自动化工作的最后一环,实现检定校准文件输出全自动化的预期。

粗糙度对不同尺度的双层壁结构冲击换热特性影响

为了探讨精密铸造涡轮叶片内部表面粗糙度对冲击换热特性的影响,数值模拟研究了粗糙度分别为0μm,10μm,20μm,30μm,冲击雷诺数为1×10~4~5×10~4,大、小两种尺度的双层壁结构靶面换热系数。采用瞬态液晶技术测量了大尺度模型粗糙度为0μm时靶面换热系数。结果表明,大尺度光滑靶面换热系数数值模拟结果和实验数据吻合较好。两种尺度的光滑壁面换热系数经无量纲处理后基本相同。粗糙度增加使小尺度靶面换热系数增大,冲击雷诺数越大,粗糙度对换热系数影响越明显,冲击雷诺数从1×10~4增加到5×10~4,相比于光滑靶面,粗糙度为30μm时平均换热系数提高了6%~48%。粗糙度对大尺度靶面换热系数影响非常小。

高速飞行器的连续旋转爆震推进技术

吸气式高速飞行器具有重要的战略价值,高性能的推进装置始终是高速飞行器领域的核心问题。基于连续旋转爆震构建的推进系统,与当前基于布雷顿循环构建的推进系统相比,具有显著的性能优势,可以弥补当前推进系统造成的"推力陷阱"问题,有望助力高速飞行器取得长远发展。本文总结了连续旋转爆震燃烧过程与分析模型,以及基于连续旋转爆震构建的推进系统的性能优势与研究进展。进一步,针对连续旋转爆震冲压发动机,讨论了本质非定常燃烧室对发动机进气道与尾喷管的设计要求与需求,介绍了进气道抵抗压力波反传的措施,并进行了数值分析,证明了相关措施的可行性。最后展望了采用基于连续旋转爆震构建的推进系统的发展前景。

基于继电反馈PID自整定控制算法的环境温控系统实现

航空发动机相关零组件的精密测量对环境要求十分严苛,对温度环境的掌控,更是提出了高控制精度和快速响应的要求。针对某型航空发动机零件测试测量对温度环境高精准度的需要,设计了一套对于某密闭环境的温度测控系统,利用9216温度采集卡和9263电压输出控制板卡,应用继电反馈PID自整定算法,构建了LabVIEW RIO温度测控平台。测试结果表明,20 ℃至45 ℃之间调温控制,误差小于3%,调节时间约17 s左右,继电反馈自整定PID算法控制响应时间优于普通PID温度控制。实现了对密闭环境温度的有效控制,满足了对于环境温度的控制精度。

基于弯曲强度校核标准修正的弧齿锥齿轮齿面优化设计方法

ANSI/AGMA 2003-B97是现行弧齿锥齿轮领域中应用广泛的一个弯曲应力校核标准。对其弯曲强度校核计算公式进行分析,对关键参数进行修正,以解决弯曲强度校核安全裕度不足的问题,并通过有限元接触分析对其进行验证。基于修正后的弯曲强度校核标准,开发出弧齿锥齿轮强度校核软件,同时给出齿面优化设计方案。提出的方法可提高目前齿面弯曲强度校核计算的精度和效率。

考虑安装误差的双齿圈人字齿行星齿轮箱振动特性分析

构建某型双齿圈人字齿行星齿轮箱三维实体模型,基于有限元软件建立含有柔性输出轴的刚柔耦合虚拟样机,并分析了不同位置、不同安装误差的齿轮箱振动特性。结果表明,输出轴的安装误差对齿轮箱振动特性影响明显,影响程度随安装误差的增大而增大。研究结果对双齿圈人字齿行星齿轮箱仿真及试验具有一定参考价值。

超跨声涡轮叶栅尾缘激波系流动研究

本文通过分析超跨声涡轮尾缘波系的流动机理给出了详细的尾缘激波系流动图画,强调了尾缘分离激波的重要作用。经过分析,认为基底区压力是通过影响基底区宽度来影响涡轮叶栅尾缘激波强度的。最后将上述机理应用到某叶栅S1计算程序的改进工作中,数值计算和叶栅试验结果表明,改进工作有效提高了该程序对超跨声涡轮叶栅尾缘激波流动的模拟能力。

环形旋流燃烧室模型点火过程的实验

在由16个旋流喷嘴组成的透明环形燃烧室实验模型中,对丙烷和空气贫燃混合气的周向点火和火焰传播过程进行了实验研究。通过高速相机记录点火过程的火焰形态和发光强度变化,对比分析了两种点火模式——先通燃气后点火(FFSL)和先点火后通燃气(SFFL)的不同形态特征。FFSL周向点火过程包含拱形火焰面传播,SFFL喷嘴间火焰传播呈现"锯齿形"结构。喷嘴旋流方向的排列会破坏周向火焰传播过程的对称性,使得沿顺时针和逆时针方向火焰面传播速度差别较大。通过对火焰发光强度积分得到热释放率变化曲线,分析统计了不同工况的周向点火时间,结果表明:在相同工况下,SFFL比FFSL大2倍以上;相同当量比下,FFSL和SFFL随着热负荷增加而减小;相同热负荷下,FFSL随当量比增加而减小,而SFFL正好相反。对两种点火模式,流动加速系数均随供气流量增加而增加。

温比对第一级导叶端壁气膜冷却特性的影响

利用高温风洞及远红外热像技术,在两种主燃气与冷气温比(TR)(1.64、2.68)和4种气膜注射吹风比(BR)(0.6、1.0、1.5、2.0)下,研究了导叶端壁十排复合角度圆形气膜孔的综合冷却效率。对比高、低温比下的实验结果发现:(1)在无气膜时,端壁前缘的最高温点会因主流温度的提高而更靠近叶片前缘;(2)气膜出流时,端壁近吸力面区域冷却效率高于近压力面区域,冷却效率随BR的提高而不断增大,且BR从1.0增加到1.5时,冷却效率增幅最明显;(3)在同一BR下,端壁的综合冷却效率会随TR的增加而提高,但随着BR的不断加大,TR对端壁平均冷却效率的影响逐渐减小,即:相比于TR为1.64下的面平均冷却效率,TR为2.68工况下的平均冷却效率在BR为0.5时可提高18.2%,而在BR为2.0时,其只相对提高了8.8%。