航空发动机轴承腔通风结构嵌入改进及油气两相流动特性研究

为研究航空发动机轴承腔油气两相流动特性,提高轴承腔回油特性,针对轴承腔的通风结构提出嵌入改进方案;建立基于欧拉-欧拉方法轴承腔两相流求解模型,对不同工况下常规轴承腔和嵌入改进方案轴承腔流动特性和回油特性进行分析。研究结果表明,将常规轴承腔通风结构进行嵌入改进后,润滑油被嵌入的通风口壁面阻挡,在空气剪切力和重力的作用下,通风口右侧的润滑油掠过通风口向下游移动,从通风口流出的润滑油量减小,从回油口流出的润滑油增加,因而使得回油效率明显提升;随着嵌入深度的增加,从通风口流出的润滑油得到进一步抑制,腔内润滑油体积分数进一步增加,回油效率得到进一步提升;相比常规轴承腔,当润滑油流量为200 L/h,转速为15 000 r/min时,嵌入改进方案回油效率提升最为明显,嵌入深度为8、10、12 mm的改进方案回油效率分别提高了16.72%、18.80%和20.19%。

基于振动与滑油信息决策融合的航空发动机主轴承状态监控方法

目的 解决实际工作条件下航空发动机滚动轴承运行状态在线监测及故障诊断问题。方法 首先选用有效值作为时域特征参数,提出特征能量作为频域特征参数,与滑油金属屑末数作为融合的振动及滑油屑末信息。基于模糊推理理论将上述参数进行融合,通过选取隶属度函数,定义模糊推理规则,进行振动信号及滑油金属屑末信息的融合分析诊断轴承故障。开展航空发动机主轴承剥落扩展试验,安装振动及滑油屑末检测系统,同步采集轴承剥落全程的振动及滑油屑末信息,并应用所提出方法对所测得数据进行分析。结果 随故障扩展,振动信号有效值参数为总体上升趋势。频域特征能量随故障扩展升高到一定程度后下降,并产生波动,对轴承早期故障诊断较为敏感。滑油屑末为诊断轴承故障的重要信息,其变化趋势为单调递增,轴承故障后期,滑油屑末信息变化较为显著,对轴承后期的故障诊断较为敏感。结论 基于模糊推理理论的振动和滑油屑末信息融合方法可将不同信号进行故障特征综合分析,并可有效判别轴承的运行状态。

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。

航空发动机露天侧风试验装置流场特性数值模拟

为了分析侧风试验装置的流场特性,建立了真实尺寸的CFD数值仿真模型,利用集总参数模型模拟了风机流动,研究了整流装置、风机布局和自然风对装置流场特性的影响。结果表明:稳定段加装3层开孔率为0.50~0.55的阻尼网可以使试验区动压系数μ≤0.005,改善了风机布局和收缩段突缩对出口流场品质产生的不利影响;装置内部外圈风机的流量低于中心风机的,且不同布局的风机组合具有不同的流场特性和抗自然风干扰能力;风向与装置轴线夹角为30°及以下的自然风对流场品质影响较小且有利于风机风量的输出,而夹角大于60°时装置内靠近风向一侧的风机受到的扰动较大,同时装置出口的射流方向发生大幅度偏转。研究结论对于航空发动机露天侧风试验装置的设计、使用和完善,以及进一步开展喷水、喷砂特性的模拟分析具有较大参考价值。

航空发动机露天试车台测试计量校准研究

利用ANSYS workbench静力学分析模块对航空发动机露天试车台的计量校准问题进行了探讨。首先,仿真计算了航空发动机露天试车台在不同载荷下的形变,与试验数据进行对比验证计算结果的准确性;其次,基于ASHRAE模型计算了太阳辐射强度。利用ANSYS热分析模块对太阳辐射引起的试车台结构温度变化进行了分析;最后,利用模态模块研究了露天试车台在阳光照射下的动力学特性变化规律。结果表明,静态分析模拟和试验的平均误差小于15.29%。试车台的固有频率受温度影响变化较小,当试车台的温差为50 K时,六阶固有频率可降低0.03 Hz。这些结果对推动航空发动机露天试车台试验参数标定具有重要价值。

航空发动机轴承腔油气两相流动特性及改进研究

为了研究航空发动机轴承腔油气两相流动特性,改善滑油回油效果,建立了基于欧拉-欧拉方法轴承腔两相流求解模型,针对轴承腔的通风结构和回油结构提出了三种改进方案,对不同工况下常规轴承腔和三种改进方案流动特性和回油特性进行深入分析。研究结果表明,将常规轴承腔通风结构进行嵌入(Embed)改进后,滑油被嵌入的通风口壁面阻挡,从通风口流出的滑油量减小,回油效率明显提升;将常规轴承腔回油结构进行斜坡(Slope)改进后,回油口右侧滑油堆积区消失,腔内滑油体积分数减小,回油效率明显提升;组合改进方案(ES)能够兼顾嵌入和斜坡改进方案的优势,回油效率进一步提升。相比常规轴承腔,当滑油流量为200L/h,转速为15000r/min时,嵌入、斜坡和组合改进方案回油效率分别提高了16.47%,13.02%和32.81%。

航空发动机振动传递特性研究进展

航空发动机振动传递规律是业内研究热点之一。为了控制整个机械系统振动传递,通过找到振动能量的传递主要路径,进行了结构优化和参数设计。介绍了航空发动机振源机理及研究进展,分别对航空发动机规律性激振源与非规律性激振源进行了系统地论述,总结了国内外关于转子系统故障的研究情况;详细分析了传递路径分析方法及其衍生方法相关技术的优点以及近年来传递路径分析法(TPA)、工况传递路径分析法(OTPA)、扩展工况传递路径分析法(OPAX)等传递路径分析方法在汽车、地铁、船舶、航空领域中的应用,指出了不同传递路径分析方法存在的问题;对航空发动机整机振动传递特性研究的发展趋势进行了展望。由于振动传递路径分析方法在航空发动机领域并未系统开展,分类综述了航空发动机整机振动传递特性研究成果,搜集整理了应用于转子-轴承-机匣-吊挂系统振动传递分析方法,可为航空发动机整机振动传递特性研究提供参考。

飞行器动力工程专业工程热力学课程改革探究 ——以沈阳航空航天大学为例

本文首先阐述了飞行器动力工程专业特点和培养目标。以此为基础,明确了飞行器动力工程专业下工程热力学课程的教学目标。初步探索了新目标要求下的教学模式和教学方法改革,包括结合专业工程实例的探究型课堂教学和结合多样化课后自主创新学习任务的课外教学。

浅谈航空发动机叶片的检测与维修

涡轮叶片是航空发动机的重要组成部分,具有温度高、负荷大、结构复杂等特点,检测与维修质量与工作的耐久性和使用寿命密切相关。本文进行航空发动机叶片的检测与维修研究,分析了航空发动机叶片失效模式,总结了航空发动机叶片失效检测技术与维修技术。通过以上研究表明:先进的检修技术在航空发动机叶片维修中得到广泛的运用,极大地改善了其运行的可靠性和降低了使用寿命成本。

先进航空发动机的室内试车台设计

为提高航空发动机试车台的先进性,在试车台常规台架设备的基础上,提出可应用于航空发动机室内试车台的先进燃油稳压控制系统、试车间内流场控制措施、超静定状态多组件矢量力测量系统。燃油稳压系统采用变频调节的供油二次泵和回油电动阀门匹配发动机入口流量需求,应用稳压系统能够使瞬态油压变化量减小至常规供油系统的50%;通过设计多孔孔板和封堵部分引射筒流通孔的方法改善试车间内流场品质;开展多组件测力系统设计、矢量台架安全监控,为航空发动机矢量力解耦和高精度测量提供重要的基础支撑。

航空发动机及附件油封设备的设计技术研究

航空发动机油封是发动机在贮藏和运输时防止其零件发生锈蚀的主要手段。针对目前国内同类油封装置体积庞大,结构复杂,不适合外场条件下使用的现状,本文研究了一种地面油封装置设计技术,包括总体设计要求和油封装置的组成及基本参数。对油封装置的机械系统、油路系统进行研究,并通过模拟仿真,提出了可行的油封系统方案。通过仿真计算结果表明可以很好地满足航空企业的需求,具有相当的实际应用价值。

航空发动机高速锥齿轮瞬态动力学分析与试验研究

针对航空发动机中央传动锥齿轮由行波共振引起的掉块故障,采用瞬态接触动力学分析方法与试验验证相结合的手段,对行波共振发生时从动锥齿轮的共振特性和应力分布开展研究。基于声测法开展了航空发动机中央传动锥齿轮行波共振试验,研究中央传动锥齿轮行波共振特性,获取了从动锥齿轮行波共振动频、危险转速以及破坏断裂特征。仿真计算结果与试验结果对比分析表明:试验中出现三节径共振皆是前行波共振,四节径共振是后行波共振;三节径共振危险转速范围为74.2%~76.2%,四节径共振危险转速范围为102.8%~104.2%。数值仿真与试验测试中结构静频值具有一致性,三节径误差小于2%,四节径误差小于5%,验证了仿真计算模型的准确性。仿真计算四节径行波共振时从动锥齿轮齿根处和辐板应力集中,应力分布形式与齿轮故障复现试验断裂形式基本一致,辐板正面应力值大小与试验结果基本吻合,误差在0.5%~9.5%,满足工程级应力预测要求,验证了瞬态接触动力学分析方法对齿轮行波共振应力预测的有效性。试验表明该齿轮结构是否存在初始缺陷是发生齿轮断裂故障的重要因素之一。

某型航空发动机轴间轴承集油结构内的两相流动数值计算

为了分析某型航空发动机轴间轴承集油结构集油效率不高的原因,采用基于VOF模型和滑移网格技术的多相流数值计算方法,建立轴承集油结构的油气两相流三维瞬态仿真模型,分析集油结构的流场和滑油分布,揭示集油结构内的滑油运动规律和集油损失的机制,并给出了滑油流量对集油效率的影响。结果表明:集油结构中形成对转流动以及涡环,集油损失的原因主要是由于滑油油柱冲击保持架壁面后飞溅形成的油滴颗粒被旋涡带入油坝与收集器之间的狭缝,进而被甩出到轴承腔,导致集油效率降低;集油结构的集油效率与滑油流量无关,仅取决于自身结构。所研究的集油结构的集油效率仅为62%,须改进集油结构,以提高其集油效率。

基于盲源分离技术的航空发动机轴承故障诊断

滚动轴承是航空发动机转子系统中重要的支撑部件,其运行状态直接影响整台发动机的工作性能。介绍了基于盲源分离技术的滚动轴承振动信号分析与故障诊断方法,分析了滚动轴承典型故障机理。通过对某型航空发动机进行现场测试,完成了针对其轴承振动信号的测试和数据采集工作,并通过MATLAB软件编程实现其振动信号的分析。采用盲源分离中的独立分量分析(ICA)方法和频谱分析方法,提取主轴轴承的振动信号并与理论计算的故障频率对比,进行轴承故障诊断及状态识别。对实际航空发动机轴承及模拟试验台滚动轴承振动测试信号的分析结果表明,所采用的盲源分离方法可以有效地检测和诊断滚动轴承故障。

航空发动机涡轮叶片温度测量修正方法研究

文章介绍了热电偶温度测量技术,探讨三种传热方式对热电偶涡轮叶片壁面温度测量结果的影响,研究测量结果偏离被测点温度机理。综合考虑三种传热方式,建立热电偶温度测量热平衡模型。根据计算式建立热平衡方程组,求解被测点温度,获得温度测量修正方法。

航空航天类专业实习实训课程思政教学体系构建

在培养航空领域人才时,开展“第二课堂”即实践环节的课程思政是非常重要的。本文以OBE理念为指导,构建多学科交叉融合的“一心三环”航空航天特色实践教学体系,基于航空发动机综合实践不同的实训模块,围绕“社会道德”、“爱岗敬业”、“铸心文化”和“国家利益至上”四大核心主题,依托公众平台搭建四大主题核心特色思政资源数据库,创新课程思政的路径和方法。基于数据库资源,通过工程伦理教育让学生具备基本职业道德素养, 培养学生工匠精神,强调精益求精的严谨态度,引导学生追求精湛专业技能的目标,激发学生具有自力更生、艰苦奋斗,为国争光、勇攀高峰的精神。这种公众平台的思政数据库可保证学生随时随地可接受思政教育,不做“填鸭式”教学,用润物细无声的模式潜移默化的渗透教育思想,日积月累,便会产生巨大的教育力量,体现教育的艺术。

航空煤油/甲烷混合燃料航空发动机燃烧室燃烧与排放特性分析

为了阐明双燃料航空发动机的燃烧与排放特性,选用正癸烷作为航空煤油的模拟替代燃料,采用该替代燃料的燃烧反应简化机理对某型航空发动机分别燃用航空煤油、50%航空煤油/50%甲烷混合燃料时燃烧室的燃烧过程进行了反应动力学计算,并对比分析了该型航空发动机燃用两种不同燃料时燃烧室的燃烧特性与主要排放物的生成特性。结果表明,与燃用航空煤油相比,燃用50%航空煤油/50%甲烷混合燃料时,火焰筒内流场分布特性基本一致,但主燃区高温区域明显缩短;同时,火焰筒内温度峰值与火焰筒出口平均温度分别下降15 K与11 K;火焰筒内燃料摩尔分数分布特性基本相似,但燃料摩尔分数峰值急剧升高,中间裂解组分C_(2)H_(2)、C_(2)H_(4)、C_(4)H_(4)摩尔分数峰值下降幅度较大;火焰筒出口CO_(2)与CO的平均摩尔分数分别降低12%、33%,H_(2)O的平均摩尔分数升高13%。

航空发动机试验技术课程实践教学平台构建研究

针对航空发动机试验技术课程内容学科交叉性、理论性和专业性强的特点,为解决传统教学模式效果不佳的问题,提出建立实践教学平台的教学方法。围绕课程教学中高空模拟试验难点开发了虚拟仿真教学模块,解决了将试验过程在课堂上实施难的问题;针对航空发动机试验技术本身所具有的工程背景,建立了可面向学生开放的典型试验平台,提升了对学生实际动手能力的培养。研究提出的教学改革方法将先进仿真技术和典型实验平台共同与课程教学相结合,能够促使学生更深入的理解航空发动机试验技术课程内容,真正将应用型人才培养理念落到实处。

某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场特性

超燃冲压发动机结构简单,推重比大,应用前景广阔。但其流场结构十分复杂,研究超燃冲压发动机三维流场结构具有重要的意义。采用计算流体力学软件对某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场进行数值模拟,先后得到了流场的密度、马赫数、涡量及速度矢量线图。结果表明:喷管内及侧壁面出口处存在膨胀波。各个壁面出口处附近的流场存在羽流激波和剪切层,内喷管出口周围的羽流激波和剪切层呈环状分布在流场周围,上壁面尾部受羽流激波的影响产生一道由压强决定的管内斜激波。内喷管出口及上壁面尾部处也均存在流向涡结构。

超燃冲压发动机喷管流场流向涡特性研究

超燃冲压发动机喷管是发动机提供推力和升力的主要部件,因此对该流场流向涡特性的研究具有重要意义。采用计算流体力学软件运用数值模拟的方法对超燃冲压发动机喷管的三维流场做定常计算,得到了流场各个截面的流线图。结果表明外喷管流场中的流向涡起源于喷管下壁面两侧,流向涡随着流动的发展涡的强度会逐渐减弱,且发现外喷管流场中上壁面两侧边缘附近流线开始出现弯折。这是由于此处存在边界层分离现象,该处流场的扰动会向下游传递,并在尾流中形成流向涡;尾流流场流向涡起源于上壁面尾部两侧,随着流动的发展流向涡的尺度逐渐增大,并且涡核有明显靠近的趋势,当两个流向涡边界发生接触时,涡核位置的变化不再明显。同时由于涡尺度的增大流向涡之间会发生挤压变形,但在一定长度内的尾流流场中流向涡不会发生相互卷并。