高转速风扇叶片外物撞击损伤的定量评价方法

外物撞击是造成航空发动机风扇叶片变形、损伤甚至断裂的主要因素。针对外物撞击持续时间短、瞬间载荷大、损伤影 响因素多，难以进行定量损伤评价的问题，提出基于叶片损伤参数α的叶片损伤定量评价方法。以发动机风扇叶片受冰撞为例， 采用非接触叶尖计时测量方法，对叶片撞击产生的叶尖位移进行监测分析，验证了该方法的可行性。采用瞬态动力学分析方法对 叶片经受撞击过程进行全流程仿真模拟，并采用正交试验法定量研究了外物撞击过程中的撞击速度、叶片转速、撞击位置3种因 素对叶片损伤参数α的影响，拟合回归方程并绘制了这3种因素的3D响应曲面图，得到各因素的影响权重。结果表明：冰块速度 与撞击位置同时下降时，叶片损伤弱化效果显著。该方法可为大型风扇叶片抗外物打击性能设计和在役健康监测提供理论支撑。     

基于方差分析的航空发动机风扇叶片外物撞击识别

航空发动机工作过程中风扇外物撞击事件的检测与识别对飞机飞行安全至关重要。通过风扇叶片外物撞击试验平台模拟真实发动机受外物撞击的过程,研究风扇外物撞击规律与检测识别方法。针对航空发动机的机载参数和加装振动参数对风扇外物撞击事件识别难度高与识别准确率低的问题,开展了基于非接触风扇叶片叶尖振动测量的外物撞击检测试验,提出了基于非接触叶尖振动位移方差威布尔分布函数极大似然估计与自动门限检测系统的风扇叶片外物撞击自动门限识别方法,并获取了风扇转子不同转速下外物撞击叶尖振动位移方差识别门限值。选取风扇转子转速为3 000 r/min状态下,直径为16 mm、质量为2.9 g的外物弹体撞击风扇叶片的振动位移数据进行分析,并采用高速摄像系统对该方法识别结果的可靠性进行验证,结果表明：基于非接触叶尖振动位移方差分析法能够准确识别风扇叶片外物撞击事件、撞击叶片编号与撞击叶片数。     

前缘半径对钛合金叶片抗外物损伤能力影响的数值分析

为分析航空发动机压气机叶片前缘半径的选取对其抗外物损伤(FOD)能力的影响,对TC4合金制成的转子叶片的外物损伤过程进行了数值模拟研究.结果表明:增大叶片前缘半径可以提高叶片抗外物损伤的能力,不同撞击速度或撞击角度下前缘半径对抗FOD的影响程度不同.叶片前缘半径对残余应力大小和分布范围大小的影响较大,对残余应力分布的趋势影响不大.     

基于统计特征的航空发动机风扇外物撞击检测

为了检测识别航空发动机工作过程中的风扇外物撞击事件,采用非接触叶尖振动测量系统对风扇叶片叶尖振动位移进行实时采集与检测。通过风扇叶片非接触叶尖振动位移数据统计分析,发现叶尖振动位移服从正态分布,并采用Epps-Pulley假设检验证明。设计了基于统计特征的风扇叶片外物撞击叶尖振动位移检测算法,采用该方法获取了风扇转子不同转速下外物撞击叶尖振动位移检测阈值。对风扇转子转速为3000r/min状态下,直径16mm、质量为2.9g的外物弹体撞击风扇叶片的振动位移数据进行分析,并采用高速摄像系统对该方法识别结果的可靠性进行验证。结果表明:基于统计特征的发动机风扇外物撞击检测方法,能够准确识别外物撞击风扇叶片事件及发生撞击的叶片编号。     

飞机发动机的防鸟撞设计与试验

近两年频繁发生的10余起发动机吸入飞鸟的事故,给发动机设计与制造者敲响了警钟。究其原因,主要是因为目前大部分正在使用的飞机发动机抗鸟击和外物打击能力不够,不满足修订后的航空发动机适航标准,业界强调必须通过不断地强度优化和严格的试验验证逐步提高风扇叶片、包容环等部件的抗外物撞击能力。     

飞机进气道控制系统控制规律的灵活性及其设定

为使飞机在各种飞机状态下进气道与发动机匹配工作，进气道的可变几何形状需按一定的控制规律改变。为了提高飞机性能，飞机可能换装新型发动机；新的发动机特性将要求进气道的可变几何形状控制系统按照新的控制规律工作。本文论述了飞机的进气道控制系统控制规律的调整范围及设定控制规律的方法。这些结果，经过了一系列飞机研制的考验，证明是可行的，收到了省时、省力、节约经费的效果。     

旋转离心应力对叶片鸟撞响应的影响

为避免航空发动机叶片在高速旋转工作状态时经常会发生外物损伤造成的严重事故,基于冲击动力学理论,建立了离心预应力作用下叶片外物撞击的非线性动力学模型,利用碰撞动力分析软件PAM-CRASH及其丰富的材料本构模型数据库,建立了旋转叶片受鸟体撞击的有限元分析模型,并在其环境下通过隐式静力求解来进行旋转状态下叶片的预应力分析,对不同离心栽荷下叶片鸟撞击进行数值模拟比较。结果表明,离心应力对叶片的瞬态响应及损伤特征有较大的影响,并获得了不同离心预载作用下外物损伤的一些规律。     

航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文)

本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。     

水滴撞击特性的数值计算方法研究

 对水滴撞击特性的数值计算方法进行了研究。在对防冰部件流场进行计算的基础上,通过对水滴所在单元的判断和单元内流场速度的插值求解以及水滴运动轨迹计算边界的判断,采用差分法对水滴运动方程进行了数值求解,得到了水滴运动轨迹,从而确定了水滴的撞击极限、总收集系数和局部水收集系数等水滴撞击特性参数,为飞机防冰系统的设计奠定了基础;此外,以发动机进气道的水滴撞击特性的计算为算例,研究了飞行高度、飞行速度及水滴半径对水滴撞击特性的影响。     

叶片外物损伤的实验模拟及其疲劳强度的研究

研究了空气炮法模拟外物损伤叶片的可行性,分析了外物损伤对模拟叶片疲劳强度的影响规律。用空气炮发射以300m/s左右速度发射直径1~4mm的钢珠,冲击模拟叶片,空气炮法在发射速度控制和撞击缺口深度方面具有较强的可控性及可重复性。采用光学和扫描电子显微镜对外物损伤的宏观和微观特征进行了观察,冲击损伤处具有材料丢失、塑性变形、剪切撕裂、应力集中、微裂纹、空穴结构和材料的折叠等特征。采用步进法对部分外物损伤模拟叶片进行了高周疲劳强度测试,试验结果比较分散,且冲击损伤引起的高周疲劳强度下降不随缺口深度的增加而单调变化,表明物损伤模拟叶片的疲劳强度是受缺口的宏观特征、微观特征等综合因素的影响。     

航空发动机稳定性评定试验装置的选择

航空燃气涡轮发动机稳定必理规范当代飞机／发动机设计的一项极其重要的标准，是发动机的设计体系中的一个很重要的环节。通过总结国内外进气道－发动机匹配试验研究所用的几种进气道畸变流场试验装置的性能和使用经验，根据我国使用的发动机畸变试验装置，提出了航空发动机的稳定性评定试验装置选择的建议。     

钛合金叶片前缘的外物损伤残余应力数值分析

为研究航空发动机叶片外物损伤(FOD)位置残余应力的分布规律,根据真实叶片前缘特征设计了模拟叶片,基于Johnson-Cook本构模型,使用LS-DYNA软件仿真分析钢珠以不同角度冲击钛合金模拟叶片前缘的过程,对比仿真与相同试验条件下的空气炮模拟外物损伤试验的FOD损伤形貌与宏观尺寸,验证了有限元模型的正确性。提取仿真计算的不同入射角度对应的FOD位置残余应力分布,结果表明:钢珠以0°角入射时,钢珠冲击产生的接触力和变形能明显大于其他入射角度的情况,说明钢珠偏斜一定角度入射时造成的偏斜型缺口处的材料失效与变形不如外物正撞前缘形成的半圆型缺口严重;在FOD缺口底部尖端靠近入射表面区域存在明显的残余拉应力。随着入射角度的增大,残余拉应力区的范围逐渐扩大,残余拉应力最大值逐渐减小。     

涡轮螺旋桨发动机桨叶角测量试验

详细介绍了涡轮螺旋桨发动机桨叶角测量方法,包括桨叶角传感器的研制、安装以及测试系统数据遥测、采集处理整个无线传输过程。该方法在运八飞机试验平台上成功地进行了飞行验证,为验证螺旋桨空中调节和运行规律提供了宝贵的试验数据,对于今后螺旋桨、旋翼及其它高速旋转部件的试飞测试具有重要参考价值。     

跨声速压气机转子叶尖非定常流动的数值模拟

为了进一步加深对转子叶尖区域非定常流动现象的认识，针对某一跨声速单转子轴流压气机，采用三维非定常数值方法开展了详细研究。对单转子在不同进气条件以及不同工作流量下分别进行非定常模拟，来研究该转子叶尖区域复杂流动结构以及叶尖非定常流动的发展过程。结果表明:不同进气条件下，转子叶尖区域流场结构形式表现不同.当进口非轴向进气时，叶尖非定常流动呈单通道周期形式；而轴向进气时，叶尖区域出现了类似于“旋转不稳定”的沿周向传播的非定常流动现象，且随着工作流量的减小，叶尖区域流场结构也相应发生改变.      

Blade containment evaluation of civil aircraft engines

The potential hazard resulting from uncontained turbine engine rotor blade failure has always been the long-term concern of each aero engine manufacturer, and to fully contain the failed blades under critical operating conditions is also one of the most important considerations to meet the rotor integrity requirements. Usually, there are many factors involving the engine containment capability which need to be reviewed during the engine design phases, such as case thickness, rotor support structure, blade weight and shape, etc. However, the premier method to demonstrate the engine containment capability is the fan blade-off test and margin of safety (MS) analysis. Based on a concrete engine model, this paper aims to explain the key points of aero engine containment requirements in FAR Part 33, and introduces the implementation of MS analysis and fan blade-off test in the engine airworthiness certification. Through the introduction, it would be greatly helpful to the industrial community to evaluate the engine containment capability and prepare the final test demonstration in engine certification procedure.     

航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤特征

通过对国内近20年民用航空发动机风扇叶片外物损伤数据调研与统计分析，筛选最具典型特征的硬物冲击损伤数据，依据发动机维修手册对风扇叶片损伤类型特征进行了分类，研究损伤类型与发动机类型的相关性和差异性、损伤发生位置特征、损伤尺寸特征等内容.分析结果表明:发动机风扇叶片硬物冲击损伤类型表现出多样化特征，其中缺口和凹坑两类损伤类型发生概率较大，而且不同损伤类型在特定发动机型号中又存在一定的差异性.通过对损伤位置与尺寸特征的分析，表明风扇叶片的损伤位置存在一定的集簇统计规律，缺口的损伤尺寸特性存在一定的统计分布规律.研究结果能够为航空发动机风扇叶片实际的维护维修工作提供相关技术参考.      

叶片丢失后发动机整机响应模拟试验与仿真

依据大涵道比涡扇发动机结构设计了叶片丢失试验台,开展了一系列模拟叶片丢失试验,并采用显式有限元方法进行了数值仿真,研究了发动机叶片丢失后整机结构响应与载荷传递规律。结果表明:丢失叶片与机匣存在叶尖与叶身两次撞击,对应的加速度曲线存在两个响应峰值;转子转速越高,加速度响应幅值越大。叶片飞断后转子不平衡载荷传递路径为前轴承支承-中轴承支承-中介支板-机匣结构;叶片撞击机匣导致的冲击载荷则由风扇机匣向后传递,最终传给吊装结构;发动机承受的载荷是由不平衡和冲击影响耦合得到,其中冲击载荷为主要部分。该研究为掌握真实发动机叶片丢失下整机响应规律提供了试验模拟方法与数值仿真分析工具。      

民用航空发动机持续转动适航要求研究

中国民用航空规章CCAR 25 R4《运输类飞机适航标准》要求航空发动机的持续转动不会危及飞行安全。围绕25.903（c）款并对比33.74条和33.92条,从条款的内容、制定背景、修订原因以及技术内涵四个方面全面分析了适航审定对航空发动机持续转动的要求。从发动机合格审定和飞机合格审定两个角度分析了适航符合性验证的基本内容,为工业方理解适航条款提供参考,为局方开展型号合格审定工作提供支持。     

前、后排叶片相对位置对串列转子性能的影响

在折合叶尖切线速度381m/s条件下,利用跨声串列转子技术实现了总压比2.25,负荷系数高达0.55的风扇转子设计。基于数值模拟结果,分析了串列转子前、后排叶片周向和轴向几何相对位置的变化对各自其整体性能的影响及原因。研究结果表明:前、后排几何相对位置的变化改变了后排叶片堵塞系数及其进、出的轴向速度和气流角,因而改变了速度三角形,导致了串列转子整体及各排叶片速度三角形及特性的变化;对于前、后排叶片最佳几何相对位置的选择,当后排叶片在前排叶片弦向上有0.1～0.15倍弦长的重叠时、后排叶片在周向上较为靠近前排叶片压力面时,串列转子能够获得较高的气动性能。