某型涡轴发动机起动冷转异响故障分析

针对外场某型涡轴发动机首次装直升机起动冷运转过程中,发动机有异常响声的故障现象,对发动机进行了分解检查、质量复查、原因分析和机理分析等工作,找准了故障原因,制定了预防措施,完善规范了发动机装配工艺规程,有利于预防同类故障的再发生,提高了该型航空发动机的安全性和可靠性。     

某型航空发动机加力燃油总管积炭去除工艺研究

针对某型航空发动机加力燃油总管结构特点,通过试验对比分析了不同的除积炭工艺方法,确定了适用于该型发动机加力燃油总管的"水基+反抽"积炭去除方法,为类似结构加力燃油总管的修理提供了借鉴。     

发动机叶片气相渗铝工艺研究

为提高发动机叶片抗高温氧化和抗燃气腐蚀的能力,选用发动机叶片气相渗铝工艺,通过模拟生产的工艺试验,以试验数据及现象为依据,客观分析了渗铝的加热温度、保温时间及渗铝剂的用量等因素对渗铝层深度的影响,从而确定某型发动机叶片气相渗铝时的热处理参数。     

某型发动机起动供油量调整方法研究

某型发动机采用高低压风扇对转式的核心机设计,安装了一套国产燃油调节系统,起动过程中因油气比不匹配,经常出现起动不成功情况。通过研究该型发动机起动系统的燃油调节原理、进气导向器工作原理,分析了影响发动机起动成功的各种因素。并针对该发动机的起动特性,总结了一套发动机冷热状态下起动检查与调整的工艺方法。     

浅析某型发动机螺纹紧固件的设计特点

从设计技术角度,对某型发动机螺纹紧固件的结构设计、选材及表面处理、主要工艺方法进行了初步分析。     

某型发动机材料控制标准体系的研究建立

欧美航空发动机公司的健全的材料控制标准体系是保障材料质量稳定和发动机具有高性能的关键.阐述了欧美航空发动机材料控制标准体系特点,并介绍了某型发动机材料控制标准体系构建情况.针对某型发动机研制要求,研究建立了由材料批准与控制、检测控制、工艺控制标准构成的材料控制标准体系.为发动机关键重要材料制造全过程控制制定首件批准制度和实施主导工艺控制,为保障发动机冶金质量稳定可靠提供了重要技术支持.材料控制标准体系具有在航空发动机行业推广应用的意义.     

航空座椅固体火箭发动机装配及检测工艺技术设计

本文对航空座椅某型固体火箭发动机部装、总装及检测、试验、包装技术难点等进行了工艺分析;介绍了固体火箭发动机装配全过程工艺流程、检测、试验方法及注意事项等,对于同类及新型火箭发动机的装配制造过程具有良好的借鉴、推广应用意义。     

电子束焊接工艺应用于某型发动机关键件取得成功

电子束焊接工艺应用于某型发动机关键件取得成功由中国航空工业总公司下达，北京航空工艺研究所、西安航空发动机公司等单位共同承担的某型发动机高压压气机盘鼓及燃烧室薄壁机匣等关键部件电子束焊接项目已按任务和协议全部完成，研制的电子束焊发动机部件通过了地面和高...     

某型航空发动机涡轮机匣选材论证分析

以某型航空发动机高、低压涡轮机匣选材为例,对温度、强度和寿命进行了计算分析,并结合生产成本、材料供应状况和工艺成熟度,提供了涡轮机匣材料选择的方法。分析结果表明：GH4169合金比较适合作为航空发动机涡轮机匣材料。     

带冠整体叶轮通道加工方法的分析和探索

讨论了整体叶轮应用于现代发动机的发展趋势及其制造难点。在分析现有加工工艺的基础上,提出了适用于带冠整体叶轮叶片型面的新型加工方法——电解加工与电火花加工的组合工艺。     

高精度测量燃气轮机叶片前缘的三维轮廓

为了解决高精度测量燃气轮机叶片前缘三维轮廓的难题,提出了一种基于球阵列标定检验方法,直接对金属表面的叶片前缘三维轮廓进行高精度测量的相位轮廓测量系统.通过多角度数据融合算法和非线性最小二乘的递归算法,最后高精度测量出叶片前缘三维轮廓,对叶片前缘16个剖面进行拟合,得出了叶片前缘半径和前缘圆心.结果显示:叶片前缘测量系统、方法和算法的综合误差为±0.03mm.此实验装置和方法测量效率高、精度高,将叶片测量和模型化技术推进了一步.      

涡轮表面腐蚀原因分析

镍基高温合金涡轮在运行一段时间后表面发生了严重腐蚀、叶片尺寸减小。通过对涡轮表面观察、测试与分析,确定了涡轮表面腐蚀为热腐蚀,腐蚀机理为钠盐热腐蚀,腐蚀介质为含硫钠盐,随着热腐蚀的加重,腐蚀产物不断剥落,导致叶片尺寸逐渐减小。涡轮表面发生热腐蚀原因是由于发动机燃油燃烧不充分,导致表面接触甚至沉积含硫钠盐,在发动机高温的共同作用下发生热腐蚀。     

基于3D打印技术的预研涡轮叶片精铸蜡型快速制造方法

针对航空预研涡轮叶片制造成本高、周期长等问题,提出一种基于光固化成型技术的涡轮叶片快速制造方法。根据涡轮叶片的结构特点设计蜡模模具及其冷却结构,采用光固化成型技术制造模具型壳和内植冷却流道,基于凝胶注模方法将氧化铝等陶瓷粉末填充于模具内腔,实现了涡轮叶片蜡模模具的快速制造;基于ANSYS模拟研究了蜡模模具和蜡模温度场分布;采用三坐标测量分析了涡轮叶片精度。研究结果表明:随形冷却流道明显改善了蜡模温度场的均匀性,缩短了蜡模的冷却时间,提高了蜡模的制造质量,金属涡轮叶片尺寸精度达到CT4~CT5等级,表面粗糙度Ra达到4.97μm,相对于金属模具制造方法,显著缩短了预研涡轮叶片的制造周期,大大降低了制造成本。     

涡轮复杂气冷叶盘结构变形分析模型简化方法

基于高压转子开展高压(HP)涡轮转子叶片叶尖变形分析可提高叶尖间隙的数值模拟精度，而高压涡轮转子叶片由于其复杂的气冷结构，有限元分析网格数量巨大；叶片和轮盘的榫接结构属于非线性分析，也需要足够的计算机时。针对该问题提出了一种复杂气冷叶片的简化方法和榫接结构接触计算简化方法，在不影响计算精度的前提下提高计算效率。采用该方法对典型结构高压涡轮转子进行了变形分析，与采用复杂气冷叶片模型和接触分析方法的变形分析结果进行比较。结果表明:涡轮叶片叶尖最大径向变形相对误差为0.47%，计算机时减少99%，证明简化方法和计算方法的有效性。      

Implications of day temperature variation for an aero-engine's HP turbine-blade's creep life-consumption

Some in-service deterioration in any mechanical device, such as an aero-engine, is inevitable. Also in a country like Pakistan, there is a significant variation of day temperature over the year. As a result of experiencing deterioration (of the engine as a whole or any of its components individually) and/or any alteration in the conditions (such as day temperature) of incoming air stream, an engine will seek a different steady operating point thereby resulting in a variation of the spool speeds and/or turbine-entry temperatures in order to provide the same thrust. Rises in the turbine entry-temperatures and spool speeds result in greater rates of creep and fatigue damage being incurred by the hot-end components and thereby higher engine's life cycle costs.Possessing a better knowledge of the impacts of day temperature variation upon the creep life-consumption of aero-engine's hot-end components, helps the users to take wiser management-decisions. For a military aircraft's mission-profile, using a bespoke computer simulation, the implications of day temperature variation for a turbofan aero-engine's high pressure turbine-blade's creep life-consumption have been predicted.     

基于直升机/ 发动机综合模型的变旋翼转速控制研究

为了实现直升机旋翼转速在宽广范围内连续变化且涡轴发动机连续提供输出轴功率,采用1种扭矩序列转移控制方案来实现该传动链。通过2台涡轴发动机和2台多级变速器与旋翼协调工作,发动机依次连接或脱开旋翼,提供旋翼转速大范围内变化,并提供旋翼连续变化的功率。在扭矩转移过程中,针对发动机扭矩强扰动问题设计了鲁棒LMI控制器+ADRC扭矩前馈补偿控制器,最后基于直升机／发动机综合模型进行数值仿真,验证了扭矩转移方案的可行性。仿真结果表明：在转移过程中的扭矩强扰动对发动机动力涡轮转速的影响较小,旋翼转速可以实现较大范围内的快速平滑变化。     

基于静强和寿命可靠性的双辐板涡轮盘/榫结构优化设计方法

为保证双辐板涡轮盘/榫结构疲劳寿命及可靠性，提出基于静强和寿命可靠性的涡轮盘/榫结构优化设计方法.采用盘身轴对称模型和涡轮盘/榫三维模型交替优化策略，进行轮盘静强结构优化.结合材料应力-寿命数据，对满足静强准则的涡轮盘/榫结构进行考虑尺寸效应的寿命可靠性分析，并建立各危险区域给定可靠度的峰值应力-寿命曲线.基于涡轮盘/榫静强优化设计平台，利用给定可靠度的应力-寿命曲线数据修改结构优化单点应力标准.在保证不出现轮盘破裂的前提下，将轮盘寿命可靠性优化的复杂过程简化为基于应力标准的寻优过程.典型例优化结果表明:静强优化后涡轮盘/榫的寿命不能满足设计要求；经寿命可靠性优化后，轮盘疲劳寿命较优化前增加了47.28%，满足寿命可靠性设计要求；且在轮盘静强优化质量减轻16.66％的基础上，再减轻3.43%；该方法在保证优化精度的条件下，可大幅提高优化效率，且易于工程设计中应用.      

基于核主元分析方法的燃气涡轮发动机燃烧系统实时监测与诊断

针对燃气涡轮发动机燃烧室状态监测方法不足,故障定位难和故障早期发现难的问题,以涡轮排气温度场周向数据为分析依据,通过研究燃气在涡轮通流部分的偏转规律,利用核主元分析(KPCA)方法对经过有效性处理后的温度场数据进行分析,并结合两台发动机的故障数据,分别对燃烧系统自身故障和热电偶传感器故障进行检测与识别,验证了排气温度场燃气偏转规律与核主元分析相结合的方法对燃烧系统故障和传感器故障进行诊断的有效性.结果表明:该方法能够将安装了环管式分布火焰筒的燃气涡轮发动机燃烧室的故障诊断定位层次从目前的燃烧室这个大部件提高到火焰筒级别的小部件.      

涡扇发动机涡轮和机匣碰摩故障飞行试验研究

受装机空间限制,小涵道比涡扇发动机通常仅采用发动机振动值表征发动机的振动情况,无法准确对异常振动进行定位分析和排除。针对某台涡扇发动机在试飞中出现的发动机振动值异常现象,利用机载加装的应变片和振动传感器的测量数据,对故障现象进行了详细分析。结果表明:涡轮和机匣的碰摩导致发动机发动机振动值异常增大。总结了该型涡扇发动机涡轮和机匣碰摩中发动机振动值的发展趋势的特征,为迅速、准确定位后续飞行试验中的同类故障提供借鉴。     

涡轮叶片模态实测阻尼比的有限元应用

为了更加精确地通过有限元来模拟涡轮叶片的谐响应特性,剖析了有限元分析中阻尼矩阵的构建方法,并且选定了适用于真实涡轮叶片设计的阻尼矩阵模型.在进行涡轮叶片有限元谐响应计算时,以模态测试得的阻尼比为基本参数,建立构建阻尼矩阵的方法,该方法能处理具有单独共振频率或具有临近共振频率的振动问题.通过模拟涡轮叶片的响应试验,测得了试验系统的阻尼比及模拟涡轮叶片的位移响应.根据测得的系统阻尼比,运用构建阻尼矩阵的方法,对具有单独共振频率特征的模拟涡轮叶片进行了谐响应计算,结果显示模拟涡轮叶片的位移响应与试验结果基本一致.运用该方法进行涡轮叶片的谐响应分析可比较精确地得到其谐响应特性.