基于系统工程 V模型的航空发动机正向设计方法

针对国内航空发动机研制面临需求分析和需求验证薄弱、正向研发能力欠缺的情况,在民用飞机及系统开发指南要求的基础上,构建了基于系统工程 V模型的航空发动机正向设计流程,从需求定义、需求分析、需求确认、功能分析、功能危害性分析、逻辑架构设计、物理架构设计与权衡、设计实现、系统安全性评估及产品集成与验证等方面开展航空发动机的正向设计。将建立的基于系统工程 V模型的航空发动机正向设计流程应用到某型航空发动机的设计中,利用 DOORS软件进行航空发动机设计的需求定义,采用故障树分析(Fault Tree Analysis,FTA)法进行系统安全性评估,有效提高了航空发动机正向设计的能力和水平。对于提升航空发动机研制质量,交付满足用户需求的航空发动机产品具有重要意义。     

航空发动机附件机匣结构设计及齿轮强度分析

以适应某型航空发动机功能要求设计的附件机匣为研究对象,将国内外先进设计理念融入结构设计和强度分析中。采用高可靠性结构设计方法进行齿轮、轴承等重要传动部件设计;分析了齿轮疲劳强度,考虑了壳体、轴的实际刚度对齿轮疲劳强度的影响,使分析结果更接近真实情况。该附件机匣随发动机累计试车超过300 h仍工作状态良好,表明其结构设计合理,能够满足发动机附件传动功能要求。     

航空发动机机载健康管理系统设计方法

为解决航空发动机机载健康管理系统正向设计流程不清晰、设计需求不明确、需求设计对应及追溯不规范的问题，在对 比国内外现有健康管理功能架构体系的基础上，结合正向设计中需求捕获、需求分析和功能分配，研究了由上到下的航空发动机 健康管理系统正向设计基本流程，开发了航空发动机健康管理正向设计流程平台，实现了机载功能架构的设计。引入基于模型的 系统工程思想，采用面向对象的工程设计思路，建立功能目标量化、功能描述、模块定义等图形化设计方法，验证了该设计方法在 硬件设计中的可用性。通过研究航空发动机机载健康管理系统设计方法并分析机载功能组成，建立了可扩展的流程平台，基于模 型设计方法建立了可用的硬件设计模型，可为航空发动机机载健康管理系统设计提供参考。     

固体发动机复合材料壳设计

1 引言 发动机壳体是导弹的一个消极部件,其设计目标是在技术和成本允许范围内尽可能地减轻质量。轻质壳体可使发动机质量比较高,从而提高导弹的性能。使用复合材料比金属材料可以大大减轻壳体质量。复合材料     

基于WEB的固体火箭发动机集成设计平台

为满足固体火箭发动机设计过程对集成的需求,开发了一个基于WEB的发动机集成设计平台,提出了采用J2EE技术构建基于WEB的集成设计平台方案,建立了集成设计平台体系结构,分析了体系结构中每一层内涵,重点对集成平台功能框架层进行了详细分析,给出了基于J2EE的平台软件实现方案。平台实现了发动机设计过程中应用集成、信息集成和过程集成,能够支持优化设计和分布式设计人员的协同工作。通过在某翼柱型装药固体火箭发动机设计中的应用实例表明,该平台能够有效提高设计效率和质量,显著缩短设计周期。     

基于六西格玛设计的高压涡轮机匣优化设计

结合航空发动机高压涡轮机匣优化设计绿带项目,通过对高压涡轮机匣结构因素的优化,改善了转子与静子间的热匹配特性,保证了该型涡轮小叶尖间隙设计,阐述了六西格玛设计的方法和工具在航空发动机预先研究中的运用。通过应用客户需求分析、产品质量屋模型和试验设计分析等,确定了机匣的关键设计因子和传递函数,并通过仿真计算表明设计满足产品使用要求。采用的方法具有通用性,对航空发动机同类产品的六西格玛设计具有一定的指导作用。     

基于系统工程的高压涡轮叶片内腔渗层正向设计

为了解决涡轮叶片内腔渗层设计过程中需求分析不全面、设计确认不充分、设计验证不完整等问题,提出基于系统工程 理论的方法,对舰用燃气轮机高压涡轮工作叶片内腔渗层进行正向设计研发。应用需求分析-技术方案设计-试样验证-产品实 施-产品集成-产品验证的技术路线,开展了涡轮叶片内腔渗层技术研究。通过拉伸性能试验、低周疲劳试验、高周疲劳试验、燃气 热腐蚀试验、工艺试验等对多方案进行验证,优筛选出的内腔CoAl薄渗层和纯Al薄渗层为最佳方案。结果表明：验证方案合理可 行,渗层能够满足发动机的使用需求。基于系统工程的涡轮叶片内腔渗层设计方法从整体需求出发,设计、验证具有系统性和完 整性,在叶片内腔渗层设计过程中具有重要作用。     

发动机构型分析与评价软件的设计与实现

在发动机初步设计阶段,要根据对发动机的构型方案进行分析与评价,来选择发动机主要设计参数,并从多个发动机方案中选择最佳方案。作者以液体推进剂火箭发动机为研究对象,建立了一个发动机构型分析与评价软件IRE/CAA。本文阐述了软件LRE/CAA的设计思想,介绍了软件所包括的模块和各个模块的功能,并说明了在软件实现过程中一些问题的处理方法。     

混杂纤维复合材料壳体承外载试验

为了解决固体发动机承外载荷能力和质量系数的矛盾，用F12纤维、S-2玻璃纤维及二者的混杂纤维缠绕成三种壳体试件，对壳体试件分别进行了扭矩试验和轴压试验。通过试验获得了三种壳体试件的扭矩和轴压破坏形貌和破坏载荷，并测得了相应质量。结果表明，混杂纤维缠绕壳体能有效地使发动机承外载荷能力和质量系数得到协调。     

氢动力冲压发动机冷却分析

在氢动力航空器上以低温燃料氢为冷却剂,对冲压发动机进行多级冷却,通过与以往的方案对比,确定了多级冷却加涡轮做功的方案,这种方案的优势在于不仅对发动机热部件提供了冷却,而且输出了功率。在此基础上进行数学建模,通过理论分析,推导出燃料热沉降率、燃料节省比以及输出功率三个参数与涡轮级数和总压比的关系。通过给定的状态,分析了各个参数的变化范围,由此确定出总压比和涡轮级数最优的参数选取,作为对新型氢燃料航空器冲压发动机的冷却系统设计的参考,以节省不必要的时间和技术浪费。     

航空发动机使用可靠性研究

以航空发动机使用可靠性为研究对象,结合可靠性数据,利用3种不可靠度函数,对数据进行拟合分析。在对可更换件可靠性分析的基础上,利用模糊理论对影响备件权重的故障率、重要性、可修性和国产化进行综合分析,使各个备件的权重更加合理。采用备件需求优化保障模型,给出了在满足要求的保障率时所需的最小费用和配件数量。利用发动机维修改进后使用过程中的故障数据,对发动机在使用阶段的可靠性增长情况进行分析,从而判定了维修改进的合理性。所得结果可为发动机使用维护提供一定的参考。     

无螺栓高压压气机转子结构分析

根据新一代高负荷高压压气机结构设计需求,引入无螺栓高压压气机结构设计概念,从结构强度、部件质量和寿命等多方面对比分析了有无螺栓连接的高压压气机结构的区别,并对无螺栓高压压气机转子结构设计难点进行了初步分析。结果表明:无螺栓转子结构具有成本低、质量轻和便于装配等多项技术优点,能够满足多种类型航空发动机的需求,具有很好的结构通用性。     

基于混沌变量的航空发动机模糊神经网络控制

针对模糊神经网络控制器中模糊规则的设计和神经网络权值的确定存在困难这个问题,提出了混沌优化控制方案,将混沌优化算法应用到航空发动机模糊神经网络控制中,利用混沌优化算法对模糊神经网络的参数进行优化。仿真结果表明,设计的模糊神经网络控制器具有良好的性能。      

大数据技术在航空发动机研发领域的应用探索

针对航空发动机研发领域内不同专业之间数据彼此孤立,相同专业的数据名称、符号、量纲不统一,无法应用大数据技术进行深层次分析的问题,通过对发动机数据进行系统有效的管理,建立了航空发动机大数据平台方案,从而挖掘数据间隐藏的规律,解决发动机复杂问题。通过系统梳理全寿命周期内发动机不同阶段、不同专业数据的现状及管理的不足,开展了航空发动机大数据平台建立的需求分析,并利用工程经验开展了数据种类分析,首次定义了航空发动机元数据的概念及组成,创新性地提出了一种多维度、多专业数据关联的命名方法,为后续科研院所及发动机承制厂商建立航空发动机大数据平台提供了数据间关联的支撑,摸索出大数据技术应用的途径,从航空发动机设计的专业角度提出了大数据平台实施方向,具有较好的工程应用价值。     

民用航空发动机航线维修专家系统设计分析

为了缩短民用航空发动机航线维修的时间,提高航线维修效率,降低航班延误率,针对民用航空发动机航线维修工作的特点,提出了基于故障特征利用模糊技术建立专家系统的模糊知识库,并结合智能检索技术建立民用航空发动机航线维修专家系统的方法,该方法能够提高专家系统解决问题的准确性和时效性。重点阐述了专家系统模糊知识库构建和智能检索技术的逻辑思路。相比于以关键故障特征为知识点建立的数据库,模糊知识库包含了更全面的故障特征知识。智能检索基于概念或语义检索,相比于关键词检索,对自然语言有更好地理解,便于航线维修工作人员使用。     

CFD技术在航空发动机空气系统设计中的应用

结合航空发动机空气系统的功能和设计特点,介绍了空气系统的设计分析技术现状;以2种发动机典型结构为例,采用商用CFD软件完成了流动与换热特性分析。CFD技术是现有分析技术的有益补充,是空气系统设计分析技术精细设计的重要工具,其数值模拟结果对工程设计具有指导意义。     

航空发动机过渡态典型热端部件热响应分析

为满足航空发动机方案设计阶段结构分析及强度寿命评估的要求,必须提供相关零件稳态和过渡态热状态数据。应用1维解析方法和数值方法分别对薄壁类和轴对称缘盘类热端部件进行了过渡态热状态计算分析,得到带涂层叶片、盘及机匣平均温度随发动机状态的变化,并依此分别进行了各零件热响应分析;由热响应分析结果得到了高压涡轮转子和机匣过渡态热伸长量,并进行了过渡态的热间隙分析,为结构分析提供输入;计算结果与采用ANSYS软件计算的结果偏差普遍在3%以内,说明计算方法合理,可适用于方案设计阶段过渡态热端部件热状态计算。     

推重比10一级发动机技术改进方案分析

依据大量计算和估算研究 ,探讨了提高发动机推重比的改进方案。在推重比 1 0一级发动机参数的基础上 ,进行了发动机性能对设计参数的敏感性分析和初步优化迭代计算。依靠气动热力学的进步和配以相应的材料、工艺技术 ,发动机推重比可达到 1 2左右。进一步依靠减重设计和轻质材料的应用 ,发动机推重比可达到约 1 5。通过方案的相对难度比较分析 ,确定了一套可行的、短期可实现的、可达到推重比 1 5的改进方案      

加强盘式转子支承设计技术

针对航空发动机高速转子支承结构设计难点,以某加强盘式结构的高压压气机试验件为研究对象,基于该试验件具有转子跨距长、质量大、轴向力大的设计特点,分析转子支承方案设计要求和转子动力特性影响因素,总结了转子支承设计技术特点和需求条件;开展支承方案的确立及筛选设计,采用通过理论和数值计算分析优选出的1-1-1型支承方案,综合优化支点跨距、转子质量、支承刚度和支点阻尼4个设计变量,满足全转速范围内的性能录取需求。结果表明:优化方案在工作转速范围内存在2阶临界转速并均处于性能录取转速以下,应变能分别为9.3%和16%。试验件最终顺利完成了全部转速下的性能参数录取,在试验过程中运行平稳,整体振动水平较低,轴向力始终处于轴承承载范围,验证了转子支承方案的合理性。