航空发动机限寿件表面特征概率损伤容限评估

为满足航空发动机适航规章(FAR/CCAR33.70)限寿件安全性评估要求,系统总结了基于特殊材料数据库、线弹性断裂力学分析与表面特征失效概率分析的表面特征概率损伤容限评估方法。以表面孔特征为例,总结分析符合适航规章要求的孔特征概率损伤容限评估流程,描述优化的孔特征评估方法,根据咨询通告AC33.70-2中带孔特征轮盘算例完成概率损伤容限评估模型的验证。结果表明:20 000循环寿命期内,不进行无损检测和在4 000及8 000循环对相互独立的90%部件进行两次无损检测的失效概率分别为2.677×10-4和1.514×10-4,符合适航算例校准要求。基于优化评估方法计算的失效概率为3.406×10-4,可初步判定表面特征适航符合性。该评估方法为限寿件表面孔特征评估提供技术支持,并对其他表面特征的评估具有一定的指导意义。      

航空发动机限寿件概率失效风险评估的等效应力转化

提出一种从整个飞行循环出发并基于全局的限寿件等效应力转化方法,将转化后的等效应力作为概率失效风险评估的输入条件,从而获得更为精确的失效风险结果。首先通过流固耦合数值模拟获得限寿件在整个飞行循环的瞬态应力,然后基于雨流计数法及线性累计损伤理论编制转换程序,将限寿件模型全部节点上的瞬态应力转化为等效应力,最后作为概率失效风险分析流程的输入条件确定寿命期内的概率失效风险。相同飞行循环条件下,与基于局部最大应力的转化方法相比,全局等效应力转化方法获得的失效风险更低。该方法的提出,为我国民机型号概率失效风险评估时作为关键输入数据应力的确定给出了定量参考,有力支撑了适航取证。     

航空发动机限寿件批准寿命适航验证方法

以传统的安全寿命法为基础,研究了航空发动机限寿件批准寿命适航验证流程和审定要素.以限寿件适航要求和咨询通告符合性方法为指导,借鉴航空发动机通用规范对关键件的定寿管理方法,从计算分析验证和试验验证给出限寿件批准寿命适航符合性验证的流程和方法.以典型的民用航空发动机为例研究了限寿件的判定准则.从限寿件结构危险点的判定方法、载荷谱的处理和应力分析给出了限寿件批准寿命计算分析验证的关键技术;从试验条件、试验温度方案、试验应力系数和散度系数的获取给出了限寿件批准寿命试验验证的关键技术.为航空发动机限寿件批准寿命适航审定提供指导方法,也为中国民用航空局编制航空发动机限寿件适航咨询通告提供参考依据.      

航空发动机适航概率风险评估方法研究综述

针对我国发展满足适航性要求的大型商用航空发动机的迫切需求,分析总结了目前航空发动机寿命限制件概率风险评估的基本方法和研究进展,系统描述了满足适航规章(FAR33.70)要求的部件失效概率风险评估方法的技术流程和特点.在分析了核心方法和基础数据库架构的基础上,指出完善的概率断裂力学模型及准确的数据库支持是建立概率风险评估方法的重要基础.      

基于故障树与马尔科夫分析模型的发动机系统安全性评估

安全性评估是发动机适航验证的重要方法之一,故障树与马尔科夫分析方法是安全性评估常用的方法,两种方法在安全性评估的不同时机具有各自的特点。针对故障树与马尔科夫在安全性评估中的应用时机行了深入的研究,分析结果表明:对于失效率为常数的顺序相关的系统,若部件是主动失效部件(即λ×t较小),应用故障树与马尔科夫分析方法均可准确评估系统的失效概率,采用故障树可以减少运算的复杂性;若部件是潜在失效部件,由于部件暴露时间较长(即λ×t较大),使用马尔科夫的分析方法可以更精确的评估系统的安全性。     

一种改进的航空发动机结构概率风险评估方法

针对航空发动机适航条款FAR33.75中关于发动机限寿件(ELLP)结构失效概率要求,提出了一种基于Kriging和蒙特卡罗半径外重要抽样(MCROIS)混合的结构概率风险评估方法。该方法针对ELLP高维、小失效概率事件以及极限状态函数为隐式、高度非线性的特点,利用Kriging元模型模拟隐式极限状态函数,然后通过主动学习迭代算法,计算最优点(MPP,最接近设计验算点的样本点),更新实验设计(DOE)并提高Kriging元模型的模拟精度。在此基础上,利用Kriging元模型确定最优抽样半径,构造半径外重要抽样密度函数,在最优抽样半径确定区域进行抽样,通过构造主动学习函数,使样本点更多落在抽样半径确定的球区域附近,加速失效概率计算的收敛,并构建了ELLP风险概率模型,解决了高维、小失效概率事件以及隐式、非线性极限状态函数的发动机结构概率风险评估难题,以某型发动机低压压气机轮盘为应用示例,与传统的蒙特卡罗仿真(MCS)方法进行了对比,验证了该方法的高效率、鲁棒性和仿真精度。     

飞机设计中发动机转子碎片非包容性设计

基于一种双发常规布局飞机进行飞机设计中发动机转子碎片非包容失效设计的研究,通过研究相关适航规章,以及相关咨询通告等文件,得出第3节到第7节所描述的对咨询通告AC20-128A适当裁剪的工程方法和步骤,并在实例机型设计中进行验证,缩短了飞机研制周期的同时,也表明在发动机转子碎片非包容失效事故发生后,飞机系统及机体结构等采取的设计措施、防范措施符合相关适航条例要求,也即结构剩余的强度、灾难性事件发生概率等满足AC20-128A第10条c中的定性和定量要求,表明该型实例飞机完全满足相关适航条例的要求,并获得中国民用航空局(CAAC)和美国联邦航空局(FAA)的认可。     

航空发动机适航安全分析条款要求及 验证方法浅析

介绍航空发动机适航规章安全分析条款的演变历程,结合条款咨询通告对条款要求进行解析,明确了规章要求的航空发动机不期望事件及概率要求。结合ARP 4761的系统安全性评估流程,明确航空发动机安全性评估3个阶段及适用的安全分析方法,并构建了航空发动机安全分析条款符合性工作流程,可为安全分析条款的符合性提供指导。     

通过失效报告和调查改进航空产品及其适航管理

阐述了中国民航规章关于航空产品在服役中出现故障、失效或者不适航情况时的要求,并通过两个具体案例论述发生航空产品的失效后适航部门、航空公司、制造厂、技术分析机构之间的互动关系,以及这样的互动所达成的对航空产品的设计制造与适航管理的改进。通过对事故原因的调查分析,发现了关键失效件的焊接缺陷问题,文章探讨了缺陷背后的深层次适航管理问题。     

民用航空发动机型号合格审定的制造符合性检查计划研究

围绕CCAR-21、AP-21-AA-2022-11等适航规章,分析了民用航空发动机在型号合格审定阶段制造符合性检查计划的目的和意义,识别并解读了适航规章的制造符合性检查计划要求,探讨了申请人在与局方制定制造符合性检查计划过程中的关注要点,提出了参考的制造符合性检查计划文件内容。     

基于试片超高周疲劳试验的叶片高周疲劳寿命估算方法

依据梁的振动理论,推导了叶尖振幅a与叶片自振频率f乘积af值,来表征叶片振动应力;基于某型航空发动机压气机叶片材料试片超高周疲劳试验结果,结合af值理论,推断该叶片高周疲劳寿命.对该叶片进行1阶弯曲高周疲劳试验,结果显示:af值为1 700,1 800,1 900mm/s时,超高周试验疲劳试片和实际叶片的疲劳寿命均在1×107,0.7×107,0.5×107周次附近,即超高周疲劳试验试片和实际叶片的疲劳寿命基本一致.     

基于动态云BP网络的液体火箭发动机故障诊断方法

将云模型与BP(back propagation)神经网络以串联方式有机结合,首先利用云变换方法进行网络的结构辨识和云模型的特征提取,同时通过在输入层引入单位延时环节描述发动机工作过程动态特性,研究提出了基于动态云BP网络的液体火箭发动机故障诊断方法.结合实际试车数据的验证结果表明,该方法能够准确识别发动机已有的3种故障模式,通过在试车数据中添加0期望、0.2标准差的随机噪声的方法来模拟环境噪声和测试过程中产生的随机噪声,根据持续性原则,方法仍能够正确进行故障检测与分类.方法单步运行时长为1.124×10-4s,完全能够满足实时性要求.      

高旋转数内冷通道换热实验技术及验证

通过内冷通道换热理论分析及实验系统优化,获得了使内冷通道内气体压力保持在500kPa以上的高旋转数实验技术.旋转数和雷诺数的范围分别为0~2.08,104~7×104,极大满足了旋转数与雷诺数同时覆盖真实发动机涡轮叶片工作参数的实验需求.证实了雷诺数和旋转数对内冷通道换热的影响可以解耦.而应用该实验技术进行同等旋转数实验时,内冷通道热损失占总加热量的比例和实验误差分别降低到18%和±10%.     

基于部件特性的螺旋桨数学模型通用建模算法

为了有效地建立螺旋桨数学模型和涡桨发动机数学模型,以及为涡桨发动机控制规律设计奠定基础,借鉴压气机部件特性缩比方法,提出了一种适用于螺旋桨部件特性的修正缩比方程;基于螺旋桨静态特性,提出了静拉力状态下的螺旋桨建模优化算法;针对螺旋桨低速前进状态下和高速前进状态下的不同工作特点,提出了两种不同的螺旋桨建模算法,以实现全飞行包线内的螺旋桨数学建模。通过与GSP (Gas turbine Simulation Program)软件仿真数据对比验证,其结果表明,基于所提出的算法建立的螺旋桨数学模型输出拉力、功率和效率的最大相对误差分别不超过3×10-6,3×10-6和6×10-5,同时,验证了算法有效性和通用性。     

带斜孔肋大宽高比矩形通道的强化传热特性

为了获得带斜孔肋大宽高比矩形通道的强化传热特性,并寻求最佳的孔排倾斜角度,调节孔排倾斜角度和通道雷诺数,使其分别在0°~30°和3×104~9×104范围内变化,通过数值计算系统分析了通道摩擦因数和带肋壁努塞尔数等参数的变化规律.研究发现:相比于常规肋片,新型斜孔肋有效改善了肋片后方紧邻肋片的局部区域的壁面换热,并降低通道的摩擦因数,但传热增强因子有所减小;随着孔排倾斜角度的增大,通道的相对摩擦因子单调升高,传热增强因子则呈现出先升高后降低的变化过程,因此存在着最优孔排倾斜角度为15°,此时斜孔肋的强化传热综合指标达到最大值;随着通道雷诺数的增大,斜孔肋通道的摩擦因数小幅减小,换热则逐渐增强.      

航空发动机高速滚子轴承的试验研究

1.探索性试验 为适应我国航空工业发展,就要提高发动机主轴的旋转速度,而主轴滚子轴承成为发展的障碍,因此提出了研究DN(D为轴承内径mm,N为转速rpm)值为2.5×10~4的滚子轴承课题。先选用某型发动机涡轮前滚子轴承E1032932NQ进行探索性试验。 首先将DN值提高到2.2×10~6,分解检查,基本完好,无明显异样。然后提高到2.5×10~6,按大纲试验后分解检查,在滚子端面有明显磨痕。这是滚子不稳定性引起偏扭磨损所致。     

微型涡轮发动机综合测控系统设计

针对微型涡轮发动机测控要求,设计了集试车、控制系统半物理模拟、电动供油试验功能于一体的综合测控系统.各传感器调理信号并接到测控计算机与电子控制器;电子控制器通过串口接受测控计算机操纵指令,并采集p₂进行转速间接闭环控制.详细介绍了转速测量方法、电动油泵(pulse width modulation,PWM)驱动设计,并分析、设计了发动机控制律.测试软件以Lab Windows/CVI为平台,采用多线程技术设计.应用表明,系统结构简单、试验效率高,可为同类发动机研发提供支持.      

超音速燃烧冲压发动机最佳设计参数

本文对超音速燃烧冲压发动机设计参数进行优化。从产生推力与发动机热力循环两方面综合分析得到了以下结果:作为空天飞机动力装置的超音速燃烧冲压发动机,在M_H=6-6.6飞行范围内,按照等面积和等M数分段加热的热力循环设计时,比冲最大;在M_H=6.6-10飞行范围内,按照等面积和等温分段加热的热力循环设计时,比冲最大。从而得到最佳设计参数,并在此基础上,用一元流方法计算了有面积变化,有化学反应、摩擦和散热损失时,超音速燃烧冲压发动机的性能。     

基于Hopkinson技术的CMDB推进剂动态起裂韧性实验

为了研究改性双基（CMDB）推进剂的动态起裂韧性,利用Hopkinson实验技术对CMDB推进剂的含切缝半圆形（NSCB）试件进行了冲击实验.运用脉冲整形技术,获得了CMDB推进剂的载荷-位移曲线.采用改进型柔度变化率法得到NSCB推进剂试件的起裂点.通过ABAQUS有限元软件对NSCB试件的无量纲结构因子进行了标定,并获得了NSCB的动态起裂韧性.利用电镜扫描设备分析了NSCB试件断裂的微观机理,研究结果表明:在加载率为5.41×105~8.94×105MPa·m1/2·s-1范围内,CMDB推进剂的动态起裂韧性具有显著的加载率敏感性.结合电镜扫描图分析,随着加载率的增大,断面内部颗粒微观结构的破坏形貌逐渐恶化,消耗的能量相应增大.