航空发动机转子系统模拟支承设计与刚度计算

为了进行实际航空发动机转子系统组装状态下的模态试验,模拟实际航空发动机转子支承刚度,设计了转子支承结构,在CATIA软件中建立了支承的三维实体模型,将三维模型导入ANSYS Workbench中,采用自动生成网格,考虑到不同的网格划分大小对结果的影响,对支承的不同结构划分了不同大小的网格。为了精确计算支承刚度,对轴承座采用空心轴内表面上加面力、空心轴外表面上加轴承载荷、轴承外圈内表面上加轴承载荷三种施加载荷方式,并进行了计算结果比较,结果表明,支承设计满足了实际航空发动机的转子支承刚度需求,转子支承刚度的计算方法正确可靠。

航空发动机进口温度畸变参数和防喘控制系统设计

主要研究了航空发动机防喘控制系统的设计和研制,特别是研究了当战斗机发射导弹时温度畸变对发动机的影响。引入的温度畸变参数包括:进口相对平均温升δT;进口温升率dT/dt;当量热区角Φe;连续温度畸变时间tB。通过试验和数据分析的方法得出发动机防喘控制系统的设计准则,发动机防喘控制系统的研制和飞行试验证明了该设计准则的正确性。

航空发动机转子-滚动轴承-支承-机匣耦合系统的碰摩故障分析与验证

针对实际的航空发动机转子系统,建立了含碰摩故障的转子-滚动轴承-支承-机匣耦合动力学模型.在模型中,考虑了机匣运动,弹性支承、挤压油膜阻尼,充分考虑了轴承间隙、滚珠与滚道的非线性赫兹接触力以及由滚动轴承支撑刚度变化而产生的变柔性(Varying compliance VC)振动.运用数值积分方法获取了系统响应,并建立带机匣的航空发动机转子实验器进行碰摩故障实验,仿真结果与实验结果比较分析表明了模型的有效性.

先进航空涡扇发动机风扇/压气机的先进结构与新材料

高推重比是先进发动机性能的重要指标,减轻质量是提高这一指标的重要途径。减轻质量要求采用新的轻质结构,而轻质结构的实现又离不开新工艺和新材料。航空涡扇发动机风扇/压气机的先进结构及新材料部件的研制和应用。

航空发动机转静径向碰摩位置智能识别技术研究

获取航空发动机转静碰摩位置对于诊断发动机碰摩故障和改进设计具有重要意义,基于航空发动机转子实验器的机匣振动加速度信号,研究基于拉普拉斯特征映射(Laplacian Eigenmaps,LE)结合球结构支持向量机的径向碰摩位置智能识别方法。采用拉普拉斯特征映射算法提取碰摩样本的特征信息,用网格搜索法优化拉普拉斯特征映射算法的相关参数;将特征样本输入到球结构支持向量机分类器,识别不同位置的碰摩样本;利用实测的碰摩数据对该方法进行验证,并与主成分分析法(PCA)所得特征样本分类结果进行比较,结果表明,该方法具有实用性和有效性。

基于机匣加速度信号的航空发动机转静碰摩部位识别

提出了基于机匣加速度信号的航空发动机转静碰摩部位识别方法。利用航空发动机转子试验器模拟了大量不同部位的碰摩,将小波局部极大模归一化能量与直接提取的机匣加速度信号归一化均方值输入至支持向量机中,以进行识别验证及对比分析。结果表明,小波局部极大模方法提取的归一化能量特征比直接提取的加速度信号均方值能更加有效地进行转静碰摩部位的识别。

航空发动机上可磨耗封严涂层的应用及需求

本文概述了航空发动机用间隙控制可磨耗封严涂层材料及其应用情况,对其性能评价方法、应用环境及需求进行了阐述。

多轴疲劳理论在航空发动机零部件寿命预测中的应用

由于航空发动机主要零部件结构形状及工作环境复杂 ,工作时承受多种类型的循环载荷 ,寿命考核部位有可能处于多轴应力状态 ,因此寿命预测分析需要考虑多轴应力状态的影响。近些年由于疲劳试验技术的提高 ,多轴 (或双轴 )疲劳研究取得较快的进展 ,并逐步应用到工程实际当中。在对航空发动机主要零部件工作中的应力状态进行分析的基础上 ,应用局部应力应变的近似计算方法及多轴疲劳寿命预测模型对航空发动机轮盘进行寿命预测 。

某发动机转子-机匣系统局部碰摩的混沌运动研究

以某发动机实验器为基础，研究了转子-机匣系统发生碰摩时的分叉与混沌行为。分析了转子径向碰摩刚度比、偏心质量等参数对转子分叉与混沌特性的影响并与试验结果进行了比较。当转子机匣系统发生碰摩时呈现出非常丰富的动力学行为，除了通过倍周期、阵发性和拟周期分叉进入混沌外，还发现了孪生叉形分叉现象。

发动机用AlSi/BN、CuAl/NiCg封严涂层可磨耗性研究

利用高温高速可磨耗试验机,模拟发动机典型工况,进行了AlSi/BN、CuAl/NiCg封严涂层与TC4模拟叶片配副的可磨耗性验,分析了刮削磨耗试验后涂层和叶片的宏观形貌、涂层刮削深度、叶片磨损高度和总磨耗深度。结果表明：AlSi/BN涂层在不同进给速率下的刮削深度均远大于TC4叶片的磨损高度,涂层和叶片磨耗表面有凹槽,磨耗时有＂积屑瘤＂产生。CuAl/NiCg涂层在不同进给速率下的TC4叶片磨损高度为涂层刮削深度的2～4倍,涂层磨耗表面整体平整,局部有轻微剥落,磨耗时未产生＂积屑瘤＂。

现代典型军民用涡扇发动机的先进技术

本文综述了F119、YF120、F100-PW-229A、F110-GE-132、F414增推型、GE90、PW4084、“遄达”800发动机等所采用的一些先进技术,分析了这些技术的主要特点。

基于涡扇发动机的多电技术研究初步设想

介绍了涡扇多电发动机研究的特征和关键技术,在分析了国内外多电技术研究的基础上,提出了涡扇多电发动机总体方案初步设想和分布式控制系统关键技术研究、验证的发展思路。

发动机散热器支架断裂原因分析

某型发动机钛合金散热器支架发生断裂故障。通过对故障件进行外观检查、断口分析、表面微观检查、材质分析、工艺对比分析,以查找确定支架的断裂性质和产生原因。结果表明:支架断裂性质为高周疲劳断裂,导致支架过早发生疲劳断裂的主要原因是支架棱角尖锐造成了应力集中以及表面电加工重熔层中存在微裂纹。通过对2种电加工工艺试件的表面状态进行对比研究,有效避免了此类故障的发生。

航空发动机小零件数字化设计体系开发与研究

说明了建立小零件数字化设计体系的重要性,并结合在航空发动机小零件数字化设计体系开发与研究方面所作的有益尝试,着重介绍了航空发动机小零件数字化设计体系的建立原则及使用方法。

浅析航空发动机小零件目录的分类管理

从剖析航空发动机小零件目录传统管理方式的弊端入手,详细阐述了发动机小零件目录分类管理的过程、目标、措施和实施步骤,说明了建立新型航空发动机小零件目录分类管理体系的重要性和原则。

复合材料支架设计方法研究

国内航空发动机的外部系统中,支架一般采用不锈钢或钛合金等材料,初步估算在同一种支架上,采用复合材料制造可比采用钛合金制造减轻40%以上的结构重量。由于发动机上支架数量较多,若采用复合材料进行支架设计,发动机则能取得显著的减重效果。

以信息化促进航空动力技术的发展

本文简要介绍了沈阳航空发动机设计研究所信息化建设工作的发展过程以及取得的成绩,并提出了未来信息化工作的设想。

微功耗单片机在数字压力表设计中的应用

从设计思路、元件选择、特殊A/D转换器的应用等方面介绍了以超低功耗单片机MSP4 30系列为核心进行微功耗长寿命数字压力表设计的相关技术。

非线性碰摩力对碰摩转子分叉与混沌行为的影响

研究了具有非线性碰摩力的转子局部碰摩的分叉与混沌运动 ,利用计算机仿真对某发动机转子的碰摩故障进行了数值模拟 ,讨论了转子系统参数的变化对转子混沌运动状态的影响 ,并与碰摩实验结果进行了比较 ,发现了具有非线性碰摩力的转子局部碰摩转子系统的各种多周期运动和混沌运动及其演变过程。

相位角对定向合金DZ125热/机械疲劳行为与寿命影响的试验研究

对DZ125定向凝固铸造镍基高温合金进行了同相位、反相位和-135°相位的550℃～1000℃热/机械疲劳试验研究。试验结果表明:同相位寿命曲线与反相位寿命曲线有一交点,-135°相位的热/机械疲劳寿命比同相位热/机械疲劳寿命与反相位热/机械疲劳寿命长。试样的微观断口分析显示了在热/机械疲劳试验中同时存在疲劳、蠕变和氧化损伤。对同相位、反相位和-135°相位热/机械疲劳循环应力响应行为进行了研究。用Manson-Coffin方程、微裂纹扩展模型和拉伸迟滞能(Ostergren)寿命预测模型对DZ125合金的热/机械疲劳寿命进行了预测(分散带为2倍左右)。