风扇机匣的减振优化设计

涡扇发动机风扇叶片的强大尾迹容易激起风扇机匣的高频行波共振.针对某涡扇发动机风扇机匣曾出现的振动过大的现象,分析了引起的原因,研究了减振措施,在此基础上提出了以减小振动为主要目的风扇机匣结构优化设计方法.机匣优化前后的整机试验测试结果表明,该方法是非常有效的.      

航空发动机机匣包容性研究综述

从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、机匣和叶片破坏方式等方面,详细阐述航空发动机包容机匣的现状和发展趋势.简述发展大涵道比涡扇发动机对轻质高包容能力风扇机匣的需求,评述在役及在研大飞机发动机风扇机匣的设计方案,介绍国外从事纤维增强复合材料机匣包容能力研究的情况.并分别从结构改进、低成本复合材料风扇机匣制造技术、全复合材料机匣缠绕规律、耐高温复合材料机匣、叶片包容过程的多学科整机耦合响应分析、智能包容机匣等方面,简要论述我国高推质比发动机和大飞机发动机包容机匣的研制方向.      

航空发动机风扇叶尖径向间隙数值分析

采用流-固-热耦合计算方法,综合考虑离心载荷、温度载荷和气动载荷影响,对某改型发动机的风扇转子和风扇机匣进行数值分析,获得了发动机三个典型状态点下,风扇转子和风扇机匣的压力、温度及结构变形分布;通过对风扇转子和风扇机匣两者变形的叠加,获得了风扇叶尖径向间隙分布。计算结果显示:该型发动机在原型机设计点和转速最高状态下,风扇叶尖与风扇机匣内壁面发生碰磨;而在温度载荷最大状态下,风扇叶尖与风扇机匣内壁面始终存在间隙,这会影响到该状态点下的风扇效率,需在后续设计中予以考虑。     

航空发动机机匣包容试验叶片飞脱方法

风扇机匣包容性试验是航空发动机适航许可试验的重要内容之一,而风扇叶片的飞断方法是风扇机匣包容试验的关键.简述了发动机风扇机匣包容性试验中常用的3种叶片飞脱方法,重点介绍了预制裂纹与线型聚能切割器爆破切割相结合的爆破飞脱方法,并采用该方法对钛合金实心平板叶片进行了静态爆破切割试验,试验结果与设计方案相吻合,达到了预期目标,证明了该爆破飞脱方法具有较强的可行性和较高的可靠性.     

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。      

某型发动机一级风扇机匣包容性数值仿真

为研究航空发动机机匣/叶片包容性过程机理,以某型发动机一级风扇机匣/叶片为对象,建立了三种有限元模型,研究了最高工作转速下的非包容过程,分析了完整叶片等对非包容过程的影响.结果表明:该型发动机一级风扇机匣是非包容的;机匣初始裂纹的主要失效模式为双向拉伸应力下的拉伸失效,随后裂纹扩展产生大范围的撕裂;断叶受较复杂载荷的作用,最终在凸肩处断裂成二部分;断叶与机匣的撞击过程可分成三个阶段,第一次撞击为叶尖与机匣的轻微撞击,第二次撞击作用力最大,而第三次撞击受断叶后侧完整叶片的作用非常明显.受完整叶片的撞击,断叶动能有明显的增加.      

带柔性静子部件的轴承共腔涡轴发动机碰摩特征

为研究具有轴承共腔结构的涡轴发动机在发生转、静子碰摩时转子-机匣系统动力学特征及机匣振动响应特征,建立了简化的转子-机匣碰摩动力学模型,并通过Runge-Kutta法进行求解。仿真结果表明:当发生转、静子碰摩时,机匣响应频谱中出现转子高倍频及其组合频率成分,高倍频成分幅值随碰摩程度加重而增大。对该型发动机进行台架试车实验,验证了该模型和结论的有效性。并利用不具有该结构的某第二代涡轴发动机试车的碰摩数据,进一步验证了带柔性静子部件的轴承共腔发动机中双转子间存在运动耦合,为涡轴发动机振动监控与故障诊断提供一定的理论依据。      

动态消息

GEnx发动机采用的先进材料GEnx发动机是GE公司由GE90发动机衍生研制的新一代低噪声、低污染、低成本的涡扇发动机,在材料应用上有许多创新。大量采用复合材料是GEnx发动机的突出特点。风扇叶片、前风扇机匣、增压级出口处的可调放气阀门管道均采用了树脂基复合材料。这不仅提高了风扇叶片的抗外物损伤能力,而且大大减轻了质量,例如,复合材料风扇机匣比铝机匣减轻质量160kg。钛铝化合物在低压涡轮工作叶片上的应用是GEnx发动机技术上的一大突破,虽然TiAl化合物的应用在全球已经探索多年,尤其是在IHPTET的CAESAR(结构件以及发动机…     

发动机双转子-机匣耦合系统碰摩故障分析

根据航空发动机双转子结构已被大量采用,构成航空发动机双转子-机匣耦合系统,将航空发动机转子系统简化为双转子-机匣耦合动力学系统,其中轴承被简化为弹簧和阻尼.考虑了低压转子与高压转子通过中介轴承的耦合作用,导出了连续体双转子多盘-机匣系统的四阶偏微分运动方程.运用变步长四阶龙格库塔法模拟了双转子系统的碰摩故障响应,分析了转速和中介轴承刚度对系统碰摩故障响应的影响,发现了该双转子模型在发生碰摩故障时的一些非线性动力特性,为解决工程实际问题提供了可参考的理论依据,具有一定的工程意义.      

航空发动机风扇叶片与机匣刮蹭分析及结构设计

针对异常载荷下,航空发动机宽弦风扇叶片的叶尖与机匣刮蹭变形及损伤特征缺乏数据支持,而传统理论计算方法存在较大的误差问题，建立了宽弦风扇叶片叶尖刮蹭显式动力学分析模型,采用宽弦风扇叶片与机匣刮蹭试验数据,对分析模型的计算精度进行了验证。基于分析模型进行了仿真参数的敏感度分析,得到了叶片与机匣刮蹭后叶片变形及机匣损伤规律。研究结果表明:叶尖伸长量对转子转速非常敏感，叶尖径向伸长量增加速率远大于转速增加值，因此在叶片设计中应考虑到风扇叶片极限转速下叶尖伸长量。同时需要选取合理的扭转角度以满足叶片安全性和气动性能的要求。在风扇机匣包容区设计中应主动考虑异常载荷的影响，增大安全性设计域度；设计合理的耐磨层材料参数，减小风扇叶片对其冲击损伤。采用该方法可以提高叶尖间隙控制精度,减小刮蹭对叶片和机匣造成的损伤。      

基于打靶试验的风扇机匣包容能力评估方法

为保障飞行安全,航空发动机机匣需具有足够的抗冲击能力以包容高速旋转状态下丢失的叶片。针对某型涡扇发动机对开式风扇机匣包容性评估需求,提出了1种结合真实机匣打靶试验和有限元分析评估机匣包容能力的方法。通过使用真实机匣和真实叶片进行打靶试验获得风扇机匣的冲击损伤情况,并基于ANSYS/LS-DYNA进行了瞬态动力学有限元分析。结果表明:采用Johnson-Cook模型预测的机匣伤形状、尺寸以及叶片残余速度均与试验结果接近,验证了数值分析方法的准确性。采用验证过的数值分析方法开展旋转状态下机匣的包容性评估,发现由于撞击姿态差异和失效模式转变,风扇机匣可以包容以100%工作转速飞出的叶片,但机匣出现长裂纹,接近临界包容状态。所提出的方法可以在不具备部件包容试验条件的情况下,以较方便的形式对机匣包容能力可靠评估。     

遄达800型风扇叶片包容试验成功

该型发动机在开始首次试车后不到5个月即成功进行了风扇叶片包容试验。长达1030毫米的风扇叶片人为地断裂后被包容在机匣内。试验结果表明,损坏程度与预期的相同,甚至     

风扇机匣材料应用现状与发展

大涵道比涡扇发动机主要用于大型客运和货运运输飞机动力装置,其明显外观特点之一是具有较大的风扇进口迎风面积.发动机迎风面积的增加可以大幅提高发动机的进气量和发动机推力,但同时也增加了发动机吸入外来物体,打伤风扇叶片的可能.随着涵道比的增大,风扇转子叶片的尺寸也相应增大,大尺寸叶片在高速、高压的恶劣环境下工作,受到飞鸟、冰块、砂石、轮胎碎片、地面杂物等外来物撞击或因为叶片材料疲劳等原因导致意外断裂脱离时,就会在巨大的离心力作用下高速撞击到风扇机匣上,若机匣不能阻挡飞出的叶片,就会导致非包容事故发生,轻者飞机丧失部分动力,重者金属碎片会击穿飞机的机舱、油箱、液压管路和控制电路等,导致机毁人亡的事故发生(图1[1-2]).     

航空发动机软壁风扇机匣包容性研究

高强度纤维缠绕增强的软壁机匣是大型航空发动机轻质风扇机匣的主要选型之一。针对大型航空发动机软壁包容机匣的总体设计思路,从结构特点、数值分析技术、试验方法、纤维性能考核等方面研究了其包容性分析设计的方法。分析了软壁风扇包容机匣的结构特点,较适用于工程、机理分析地连续介质模型和纱线模型,得出了旋转打靶试验能有效考虑关键因素,而部件包容试验则能初步验证包容能力,数值仿真与部件试验相结合能快速掌握软壁机匣的包容性设计方法。此外,软壁机匣外层纤维织物的拉伸、剪切、摩擦、应变率效应、抗老化测试等性能测试,可为选取优良的纤维织物以及发展适用的材料模型提供参考和依据。     

失速先兆抑制型机匣处理研究进展

随着现代高负荷航空发动机推重比的不断提高,风扇/压气机流动稳定性问题日益突出,而机匣处理是目前最有效的扩稳技术措施之一。首先回顾了机匣处理扩稳设计的研究历程和所面临的技术困难,进而阐述了失速先兆抑制型(SPS)机匣处理的研究思路和基本原理。基于所发展的SPS机匣处理理论设计模型,针对亚声速风扇和跨声速压气机进行了扩稳效果评估,结果显示,可以使亚声速风扇TA36和跨声速压气机J69Stage的流量裕度分别提高7.6%和6.8%。然后通过实验验证了SPS机匣处理的有效性,亚声速风扇TA36和跨声速压气机J69Stage流量裕度分别提高5.5%和9.3%,综合失速裕度均能够达到12%以上。同时,SPS机匣处理在小穿孔率大背腔情况下能够保持压气机原有的压升特性、峰值效率以及叶片径向负荷分布。最后,通过对失速先兆演化过程的对比分析发现,SPS机匣处理基于波涡相互作用改变了动力系统的阻抗边界条件,抑制了流场中的失速先兆的非线性放大,从而抑制旋转失速的发生。SPS机匣处理扩稳技术明显有别于传统机匣处理力图改变压气机尖区流动结构的扩稳思路,也完全不同于主动控制技术对消失速先兆波的研究策略,该技术为风扇/压气机流动稳定性控制提供了一种可供选择的技术途径。     

罗罗公司稳步推进民用航空发动机项目

罗罗公司虽然在当下窄体客机换发市场上无所作为,但其技术开发却始终没有停顿。目前,该公司正在致力于“Advance2”和“Advance3”等项目的研发,以及复合材料风扇、风扇机匣和低压涡轮等部件的研究。为在此基础上组装双转子、三转子和开式转子发动机做好了准备。近日,罗罗又与普惠联手,重点研究大涵道比齿轮传动风扇技术,为...     

开式转子发动机齿轮传动系统设计技术研究

等速对转行星齿轮传动系统是对转风扇开式转子发动机的关键技术。与齿轮驱动单级风扇(GTF)发动机的行星齿轮传动系统相比较,该系统的结构更为复杂,工作条件更恶劣。本文以对转风扇开式转子发动机齿轮传动系统概念设计为基础,开展了行星齿轮传动系统初步设计、齿轮疲劳强度分析、行星轴承寿命分析和传动系统润滑设计技术研究,为开式转子发动机的发展提供参考。     

GE90-115B发动机结构设计特点分析

GE90-115B发动机是目前世界上推力最大的发动机,由GE90-94B发动机衍生发展而来.与传统的衍生发展不同,GE90-115B发动机的高压压气机减少1级,风扇转子支承作了重大改变,将1号滚珠轴承改为直径特大的滚棒轴承,滚珠轴承则置于风扇轴后端处.对风扇转子支承方式的变化作了深入分析,同时对风扇、高压压气机、低压涡轮、轴承等的结构设计改进进行了分析,可供航空发动机结构设计人员参考.     

复合材料取代钛金属用于飞机发动机机匣

美国普拉特·惠特尼（P＆W）公司已研制开发出一种复杂的大型复合材料零件，该零件可显著降低军用飞机发动机的重量和制造成本．该零件──涡扇进气道机匣（FIC）用于将轴承支承在发动机机匣上。它包括一个内轴承轴套、多个叶型撑杆、一个外支撑环及数个安装接耳，所有这些都被模制成一个单体。该复合材料零件（MC）将取代目前由普拉特·惠特尼公司制造的用于F-22制空战斗机的F119发动机上的钛金属组件。同钛金属机匣相比，这种复合材料机匣在重量上减轻15磅．此外，这种模制成一个单体的零件在制造成本上远远低于由许多加工过的零件经…     

基于轴承衬套典型构件的微动磨损问题研究

以航空发动机附件机匣轴承衬套为例,从微动磨损问题出发,对轴承衬套工作条件、使用工况进行分析,结果表明轴承衬套磨损为典型的微动磨损现象,并开展了轴承衬套微动磨损试验,复现了轴承衬套磨损现象,验证了理论分析结果。通过本文研究确定了航空发动机附件机匣轴承衬套微动磨损发生的影响因素,并针对这种典型结构提出预防微动磨损问题发生的改进方案,对其中的铝材料表面硬质阳极化方案开展了发动机验证,结果表明对解决铝轴承衬套的磨损问题有明显效果。