先进军用航空发动机燃烧室关键设计技术

随着未来先进军用航空发动机向着更高推重比、更低耗油率、更高机动性等方向发展,燃烧室则向着更高温升和热容方向发展,为燃烧室的燃烧稳定性、可靠性、耐久性的提高和寿命期成本的降低提出挑战。先进的燃烧组织技术和火焰筒冷却、结构技术是保证高性能航空发动机燃烧室能够满足设计要求的关键。目前主要的燃烧室关键技术包括驻涡燃烧组织技术,多斜孔气膜冷却火焰筒、浮动壁火焰筒、多孔层板冷却火焰筒等火焰筒冷却与结构技术。本文综述了这些技术的研究现状及未来发展。

航空发动机综合飞行换算率的确定

为实现国内某型现役军用航空发动机寿命控制与管理,基于实测飞行剖面和任务混频,研究建立了军用航空发动机综合飞行换算率的确定算法和计算流程。考虑温度对材料强度的影响,将应力剖面向同一温度折算,综合应用雨流计数方法、古德曼方法和线性累积损伤方法,加权计算得到了国内某型现役军用航空发动机同时适用于压气机部件和涡轮部件的飞行任务换算率;基于工厂交付试车、部队地面试车、最坏发动机系数和削顶因子等因素,对飞行任务换算率进行修正,计算得到了国内某型现役军用航空发动机综合飞行换算率。工程应用表明,计算得到的综合飞行换算率准确合理,工程适用。

某型航空发动机燃油流量调节器建模与故障仿真

以某型发动机燃油流量调节器为研究对象,根据其工作原理和物理结构建立了数学模型。利用小波对某状态下的试车数据进行滤波,然后进行仿真,从而验证了模型的正确性。分析了燃油流量调节器的典型故障,并仿真计算了燃油流量调节器在膜盒老化和变计量油孔磨损、堵塞的故障模式下的供油量。计算表明:对于燃油流量调节器的供油特性,膜盒老化的影响不大,而变计量油孔的磨损、堵塞的影响十分显著。

考虑故障归一化的五相永磁电机低转矩脉动容错控制

五相永磁电机具有功率密度高、容错能力强的优点,能够满足多电/全电飞机高可靠作动器的应用要求。针对五相永磁电机不同类型的故障,提出一种故障归一化的低转矩脉动容错控制方法。建立了五相永磁电机不同类型故障下的降阶解耦矩阵和故障电机数学模型,剖析了五相永磁电机开路故障时二次、四次谐波转矩脉动产生的机理,提出基于双谐振控制器的谐波注入算法。同时,提出了基于转子位置的旋转变换方法,将15种不同的相绕组开路故障归一化为3种类型的故障,简化了容错控制算法。实验结果验证了该容错控制策略能有效降低五相永磁电机容错运行时的转矩脉动,提高控制系统的可靠性。

某型舰用燃气轮机燃烧室故障原因分析及排除

介绍了某型舰用燃气轮机燃烧室故障及检查结果,探讨了故障发生的原因,研究并实施了故障排除的措施。经过试验,证明了故障原因分析的正确性和排除措施的可行性。

美国加速任务试车技术在军用航空发动机上的应用

加速任务试车(AMT)是目前国外研究军用航空发动机耐久性的标准试验,是发动机寿命管理的重要方法。本文以美国F404-GE-402发动机、F110-GE-100发动机为例,介绍了AMT技术在发动机设计验证、部件改进、寿命管理、维修计划等方面的具体做法,对有效提高我国发动机型号研制的风险管理与控制能力和实现发动机的高可靠性具有重要的研究与借鉴价值。

航空液压壳体类零件数字化高效加工

随着科研项目的增多，原有模式下的生产成本和生产时间不断增加，尤其是交付时间很难保证。航空液压壳体类零件作为液压设备中的关键零件，对产品的总体功能和成本起着至关重要的作用。

火箭发动机等离子体助燃的计算与分析

针对等离子助燃火箭发动机问题,依据俄罗斯A.Ktimov,V.Brovkin,A.Kuznetsov等提出的助燃模型,应用化学平衡计算程序CEA计算了辛烷C8H16在初温为298.15K和498.15K时的等离子体助燃效果。计算结果表明,火箭发动机等离子体助燃可增加化学反应过程中的活性中间体,提高化学反应速率,提高燃气的燃烧温度,火箭发动机助燃效果非常明显。

某型涡扇发动机使用可靠性评估

对某型发动机进行使用故障统计分析,得到故障随使用时间、故障类型的分布和平均故障间隔时间、返修率等可靠性参数.对该型发动机使用返修记录进行统计分析,得到发动机返修、提前换发与发动机返修后使用寿命的关系,以对该型发动机寿命控制提供借鉴或依据.

涡扇发动机寿命管理研究

对"大部件(单元体)寿命控制"下涡扇发动机的寿命管理进行了深入研究,构建了某型涡扇发动机项目化管理体系和方法.建立了发动机寿命管理的信息网络,明确了用户、制造厂商和翻修部门在寿命管理信息中所应承担的责任;建立了发动机/大部件/零件寿命评定程序、寿命增长原则和程序以及附加检验项目和程序;建立了喷管和附件寿命控制及管理的基本方法.工程实践表明,建立的管理方法及程序科学合理、工程适用.

金属飞片对EFI起爆能量的影响

目的降低EFI的发火能量,研究非金属飞片与金属飞片在EFI中的应用。方法采用飞片材料匹配的方法,并选择金属Al与金属Ti,开展金属飞片的设计与制备,得到Al-PI与Ti-PI的金属飞片以及金属飞片-爆炸桥箔metallic flyer,并开展发火摸底试验。结果在不额外对金属飞片进行绝缘处理的情况下,含有金属飞片的EFI均未发火;对金属飞片进行绝缘处理后,含有金属飞片的EFI均可靠发火。采用光子多普勒测速仪(PDV)进行的飞片速度测试结果表明,在充电电压为1200 V时,Ti-PI金属飞片的速度为3604 m/s,金属飞片-爆炸桥箔一体化换能元速度为2986m/s。结论同样的发火电压下,金属飞片-爆炸桥箔一体化换能元的金属飞片速度明显小于绝缘层较厚的金属飞片速度。

钛合金的腐蚀机理及耐蚀钛合金的发展现状

钛及钛合金作为耐蚀结构材料在腐蚀工程中的应用已越来越广泛。综述了钛合金在不同腐蚀介质中的几种腐蚀行为及其腐蚀机理,概述了不同合金化元素的添加对钛合金耐蚀性能的影响及其作用机理,最后介绍了耐蚀钛合金的发展现状,以及今后耐蚀钛合金研究的发展方向。

燃气轮机热障涂层的研究现状与发展趋势

综述了热障涂层的原理、作用、组成和制备方法、失效模式等方面的研究现状,在此基础上探讨了热障涂层的发展趋势。

溶剂型碱性脱漆剂的研制

研制了一种用于航空发动机零部件脱漆的脱漆剂，该脱漆剂由两层液体组成，上层为油封层，下层为工作液。脱漆时需将工件完全浸没在工作液中，合适的脱漆温度为80～110℃。该脱漆剂具有较宽的使用范围，脱漆效率较高。

某燃气发生器地面台架试车性能分析

针对某燃气发生器特点采用工艺喷口模拟动力涡轮流通能力,测取各截面参数,统计分析试验数据结果证明该型机性能达到设计要求。在地面台架试车阶段,对比调整压气机径向间隙、喷口面积变化对燃气发生器各性能参数的影响。为改进部件性能和燃气发生器与动力涡轮配套的整机试车提供试验数据。

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。

多层钢靶板侵彻环境下半导体桥火工品过载响应仿真研究

为研究多层钢靶板侵彻环境下半导体桥火工品力学过载特性,通过LS-DYNA建立侵彻弹对不同排列状态3层钢靶的侵彻过程仿真模型,分析弹内半导体桥火工品壳体长度、壳体直径和药柱长度变化与靶板排列顺序、靶板间距和侵彻角度等侵彻环境的关系。结果表明:厚靶在两层薄靶中间时火工品轴向过载较小;靶间距为0~1倍弹长时,随着靶板间距增大,火工品轴向过载增大;侵彻角度在0~20°时,随着侵彻角增大,火工品承受过载减小。

基于改进量子粒子群的发动机部件特性修正

为提高发动机部件特性修正的精度,在分析修正因子法的求解条件以及目标方程的选取原则的基础上,利用部件特性删除法,直接以各部件特性参数作为被优化变量进行特性修正。对于目标函数,提出利用量子粒子群(QPSO)算法优化求解,并针对算法存在早熟收敛的问题进行。改进以涡扇发动机试车试验数据为依据,分别利用改进算法和其他典型算法进行部件特性修正计算。计算和试验结果对比表明,算法要明显优于其他被比较的算法。

某型发动机地面慢车滑油压力影响因素分析

根据某型发动机在慢车状态下滑油压力受限的原理,对滑油系统中影响滑油压力的各因素进行了分析,并对发动机主滑油泵的供油和泄漏等进行了计算;根据试验结果,提出了在使用国产4050滑油时发生的滑油压力低于限制值故障的排除措施。

腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路

本文侧重于在沿海及远海使用的环境特点,分析了使用过程中飞机结构腐蚀和疲劳损伤形成的原因和对飞机飞行安全的危害,以及目前的预防和控制措施所存在的问题。提出了建立"飞机设计厂所-装备机关-应用研究单位-机务部队"四位一体的闭环控制体系,采取超常规的措施开展工作,形成应用性强、实效好、可操作的腐蚀防护方法,为今后全面提高飞机腐蚀防护能力提供有力支持。