航空发动机管路系统动力学特性综述

航空发动机管路系统主要承受来自机匣和管内流体的耦合激励作用,不同位置机匣传递的基础激励不同,如高低压转子振动、气动载荷、燃烧室火焰脉动和气动噪声激励等,管内流体激励包括介质压力脉动及管路形状改变造成的介质冲击载荷等;同时不同管型的管路通过卡箍、支架、接头等连接部件与机匣和附件相连,存在大量的结构耦合,这些都极易引发管路系统在多源载荷激励下的振动超限,诱发管路及卡箍产生裂纹等故障。为了提高管路系统服役期间的可靠性,在设计阶段需要开展动力学优化设计,并提出相应的设计标准及规范。目前管路系统动力学方面的研究主要聚焦在飞机、舰船及其他输油管路,针对航空发动机管路系统动力学特性的研究相对较少,对管路系统主要支撑部件卡箍静力学及动力学特性表征、弹支边界管路系统动力学特性、流固耦合管路系统动力学特性及管路系统动力学优化这4个方面的研究现状进行了总结与展望,旨在为航空发动机复杂管路系统设计及振动控制提供理论支持和技术指导。     

螺纹镀层对装配影响的研究

通过对表面有涂敷层处理的普通螺纹件、MJ螺纹件等飞机用标准件(如:紧固件、管路连接件等)在装配中出现的问题进行分析,找出问题所在,并对电镀螺纹件镀前尺寸与镀层厚度的关系做进一步研究.     

航空发动机管路振动应力原位抑制试验

为解决航空发动机管路振动应力超限问题,提出航空发动机管路振动应力原位抑制概念,制定了管路振动应力原位抑制流程,提炼出基于管路基本管型、卡箍基本约束方式的振动应力原位抑制方法;结合发动机整机试验,对管路系统振动应力测试截面、试车程序进行了分析,并将所建立的分析流程和方法应用到某型发动机管路系统设计和试验中。结果表明:振动应力原位抑制后的管路系统承受住了实际工作环境的考验,验证了流程和方法的有效性;管路两端管接头焊接处、与附件相连接头处、刚性接地卡箍处,是应力较大的区域,应进行重点监控;采用3 min试车方案可在保证测量数据准确有效的前提下,降低测试成本并提高1倍的测试效率。管路振动应力原位抑制流程和方法可为航空发动机管路系统的设计、振动应力测试及抑制提供参考。     

螺纹紧固件的振动试验

标准的螺纹紧固件(以下简称螺纹件)广泛地应用于各种产品、设备中,它要经受所有类别的振动载荷,包括极为激烈的振动,冲击载荷。在振动、冲击作用下,螺纹件的失效通常是由其自身的松脱和疲劳破坏所引起。在一般情况下,     

安装位置导管的感应钎焊研究

前言飞行器的推进剂供应导管连接件,早期采用螺纹球头连接,由于飞行器推力增大,其振动、工作压力和温度等条件相应恶化,这种连接件已不适应产品的要求,而对于使用液氢作为推进剂或工作环境处在高度真空的卫星导管,螺纹球头连接更不能起到可靠密封连接作用。因此,国外已普遍采用焊接和     

锥套式无扩口导管连接件

一 概述 近代航空,由于高空高速飞机的不断出现,对航空导管的性能和使用要求越来越高。导管接头是飞机管路系统的重要构件,接头的结构形式和性能直接关系着飞机的性能。 目前国内主要有三种类型的无扩口管接头,即卡套式、锥套式、挤压式。这三种管接头与传统扩口式管接头相比有很多优点,如强度高,密封性和抗振性好以及维护方便等。 某型机所采用的锥套式无扩口管接头,应用于全机液压管路连接,管路系统工作压力为23MPa。要求这种管接头具有承受高压、弯曲振动、液压冲击、高空低温、发动机高温等能力。 锥套式无扩口导管连接件于1987年通过部级鉴定。至今已为数架飞机提供了全部液压系统所需无扩口导管,并为导弹发射转塔液压系统管路连接提供了所需无扩口导管。     

螺纹根部圆角滚压强化对螺纹疲劳寿命的影响

对高强度钢材料0Cr13Ni8Mo2Al螺栓连接件采用螺纹根部圆角滚压强化工艺,在频率140Hz、高载21.09 kN、载荷比R=0.1条件下与车削螺纹对比疲劳寿命。试验结果表明,螺纹根部圆角滚压强化工艺可以大幅提高螺栓螺纹的疲劳寿命。     

复合材料层压板的一种新型连接件

本文介绍一种小巧玲珑能承受较大载荷的特殊连接件,该连接件具有游动和自锁的能力,特别适合复合材料层压板的边缘单面连接,也适合连接空间紧张无法铆装的特殊场合。     

航空发动机螺纹连接拧紧力矩应用分析

拧紧力矩的准确施加是航空发动机螺纹连接件正常工作的保障。本文分析航空发动机螺纹连接件的松动机理,并以航空发动机螺纹连接件不同使用工况为基础,探讨了螺纹连接摩擦因数、工作温度、被连接件刚度、自锁螺母锁紧性能等因素对螺纹连接拧紧力矩及预紧力的影响。结合螺纹连接件不同的应用需求,本文还简要分析了螺纹连接件分段加载和伸长量法加载两种不同装配方式对拧紧力矩的影响。     

航空发动机外部管路的振动响应分析

针对航空发动机外部管路的动力学设计需求,采用基于试车实测数据的振动响应求解方法,对典型管路的振动响应特性进行了计算分析。研究结果表明:在风扇机匣位置的管路主要承受转子不平衡和风扇气动激励,表现为典型的简谐激励特征,可采用谐响应分析方法求解其振动响应。低阶振型对管路的动态特性起决定作用,振动能量输入导管结构后,响应输出方向可能发生变化。在燃烧室及尾喷口位置的管路主要承受来自于燃烧室火焰脉动和气动噪声激励,表现为典型的随机激励特征,可采用动力学谱密度方法求解其振动响应,得到功率谱密度响应曲线及具有一定置信度的位移分布和应力分布。     

浅谈飞机螺纹连接件电镀层厚度及螺纹配合间隙

在沿海地区服役的飞机 ,通常是在含有腐蚀性气体和在高温及高湿热复杂环境条件下工作的。此时 ,暴露在外部及内部需经常拆卸的飞机螺纹连接件的锈蚀问题 ,严重地影响了飞机连接件的正常拆卸和安装及连接件的寿命。为提高飞机螺纹连接件的抗腐蚀能力 ,改善飞机的维修性能和提高飞机的使用寿命 ,本文根据镀层厚度与螺纹配合间隙的关系 ,结合国内外相应标准的规定 ,在保证螺纹连接强度的情况下 ,对如何合理选择镀层厚度和螺纹配合间隙来提高抗腐蚀能力的问题做了论述     

由ISO 7169的变化看航空管路连接件未来发展趋势

在对ISO 7169颁布后3次修订内容的对比分析的基础上,预测了航空管路连接件的未来发展趋势,提出了新的管路连接件标准编制模式,建立了新的管路连接件标准体系,并研究了新标准体系对相关各方的影响。     

基于多点随机激励的发动机管路振动疲劳寿命分析

针对航空发动机管路系统激振环境复杂、激振点多的现状和在此边界条件下单点随机振动方法无法准确分析与模拟的问题,提出了一种多点动力学振动分析方法,首先从理论上推导出多点激励的动力学振动方程,其次利用有限元模拟验证了结构多点振动的动强度响应特性,根据Dirlik模型预测了管路系统的随机振动疲劳寿命,对比分析了结构在多点振动激励与单点振动激励下响应动力学特性以及疲劳寿命的关系,针对载荷相关性问题探究管路应力响应与疲劳寿命的变化规律,最后针对于不同的约束条件,分析了弹性约束刚度值对于结构疲劳寿命的影响。对比分析发现:在多点激励下管路系统的的振动寿命仅为单点激励最低疲劳寿命的22.31%,管路应力响应与疲劳寿命随相位与相干系数变化而呈规律变化,随着约束刚度值的增加,结构的响应功率谱密度增加,结构共振区域对于功率谱密度放大作用减小,疲劳寿命降低,验证了多点动力学振动分析方法的有效性。     

一种新型的夹层结构连接件的设计

本文介绍一种新型的夹层结构游动式镶嵌连接件,它适合承受一般载荷的连接,尤其适合设备在夹层板上安装尺寸不易保证需提供工艺补偿的场合,因此它是解决夹层板连接设计疑难问题的一种很有实用价值的新型连接件,具有广泛的实用意义。     

飞机液压管路冲击响应分析

分析了液压冲击引起管路系统振动的机理和原因,给出了水击压强和水击波速的计算公式。利用有限元软件ABAQUS建立了某型飞机液压管路系统的三维模型,运用显式积分计算液压冲击下管路系统的振动响应,考虑了不同管道材料和边界条件对管路系统振动响应的影响。结果表明,液压冲击能引起悬空管束剧烈的振动响应,在管接头加卡箍和提高管道材料的刚度能较好地改善管路系统的抗振性能。     

二、谈谈外螺纹的牙底问题

在现代的螺纹标准,户,外螺纹的牙底已成为一项重要的内容。新囚标普通螺纹GBl97—81对螺纹的牙底形状专门列出一节加以规定,我部正在制订的航空用MJ加强螺纹标准,对螺纹的牙底形状更是作为一项重要的指标加以严格的要求。螺纹牙底形状与疲劳强度近代的机械及结构物常承受高速度交变载荷。实践证明,在交变载荷作用下构件的破坏形式经常是疲劳破坏。螺纹连接是机械产品上一种重要的连接形式,许多载荷的传递常需通过螺栓来实现。因此,提高螺纹的疲劳强度就成了当今螺纹标准制订巾的重要内容。     

二、谈谈外螺纹的牙底问题

在现代的螺纹标准中,外螺纹的牙底已成为一项重要的内容。新国标普通螺纹GBl97—8l对螺纹的牙底形状专门列出一节加以规定,我部正在制订的航空用MJ加强螺纹标准,对螺纹的牙底形状更是作为一项重要的指标加以严格的要求。(一)螺纹牙底形状与疲劳强度近代的机械及结构物常承受高速度交变载荷。实践证明,在交变载荷作用下构件的破坏形式经常是疲劳破坏。螺纹连接是机械产品上一种重要的连接形式,许多载荷的传递常需通过螺栓来实现。因此,提高螺纹的疲劳强度就成了当今螺纹标准制订中的重要内容。     

飞机轮胎爆破喷流模式下管路的强度计算方法

飞机起落架作为飞机唯一的支撑结构,是不可或缺的飞机部件,而轮胎作为飞机起落架的重要部件,在飞机起飞、降落到滑跑过程中承受着巨大的冲击力和摩擦力,从而可能导致轮胎爆破的事故发生,也可能引起轮胎的空气喷流效应,导致其空气喷流效应影响范围内的液压管路破坏。而液压管路的破坏将会导致飞机液压能源系统和与之相关联的液压设备非正常工作,进而威胁飞机的飞行安全。在进行喷流模式下的液压管路的强度计算时,由于该模式下轮胎爆破产生的喷流是瞬间的、巨大的,因此计算其喷流载荷是非常困难的。针对该模式下提出一种喷流载荷拟合方法,并将拟合后的载荷加载到管路的有限元模型中,从而计算出液压管路的强度,为轮胎爆破下喷流模式的液压管路计算提供了工程实用的方法。     

基于多点随机激励的发动机管路振动疲劳寿命分析

针对航空发动机管路系统激振环境复杂、激振点多的现状和在此边界条件下单点随机振动方法无法准确分析与模拟的问题，提出了一种多点动力学振动分析方法，首先从理论上推导出多点激励的动力学振动方程，其次利用有限元模拟验证了结构多点振动的动强度响应特性，根据Dirlik模型预测了管路系统的随机振动疲劳寿命，对比分析了结构在多点振动激励与单点振动激励下响应动力学特性以及疲劳寿命的关系，针对载荷相关性问题探究管路应力响应与疲劳寿命的变化规律，最后针对于不同的约束条件，分析了弹性约束刚度值对于结构疲劳寿命的影响。对比分析发现：在多点激励下管路系统的的振动寿命仅为单点激励最低疲劳寿命的22.31%，管路应力响应与疲劳寿命随相位与相干系数变化而呈规律变化，随着约束刚度值的增加，结构的响应功率谱密度增加，结构共振区域对于功率谱密度放大作用减小，疲劳寿命降低，验证了多点动力学振动分析方法的有效性。     

浅谈振动应力测试技术在飞机液压管路维修中的应用

疲劳裂纹是飞机液压管路重要的失效模式,严重影响飞行安全,管路系统振动是造成管路疲劳裂纹的重要影响因素。在飞机管路维修中,应用振动应力测试技术对液压管路振动进行测试分析,监测飞机液压管路振动应力值是否异常,排除异常点,确认液压管路振动值处于正常范围内,降低振动因素对液压管路工作可靠性的影响。