基于进气道前段平台的天线罩结构设计

针对某型飞机需要加装测向天线,优化发动机短舱前段结构,以便更好对进入唇口的气流进行整流。通过设计复合材料天线罩,给出了天线罩在发动机短舱前段的装配形式,并对天线罩结构进行了强度校核、连接强度分析及疲劳强度分析,验证得出天线罩满足设计要求。研究结果为小曲率口盖和大曲率天线罩类结构的快修快卸和一体化设计提供了思路。     

涡扇发动机先进装配工艺与装备

针对涡扇发动机装配技术的发展趋势和应用特点,对整机装配、智能拧紧、装配检测3方面先进工艺进行分析总结。涡扇发动机采用脉动装配线和多自由度装配平台进行整机装配,大幅度提高生产效率;智能拧紧设备能够实现对发动机连接件的定力矩、定转角精确控制及监控,改善关键转子部件连接的均匀性、稳定性和可靠性;转子堆叠优化技术实现对装配位置的预测和同心度优化,电子塞尺可消除不同操作者带来的测量误差。发动机数字化装配将不断引入各种高效先进的自动化智能设备,自动化、智能化、数字化是未来涡扇发动机装配工艺与装备的发展方向。     

某型航空发动机混合器连接螺钉断裂故障分析与预防

某型航空发动机外场使用过程中混合器连接螺钉发生断裂。通过对断裂螺钉进行金相检查,从发动机结构、装配、修理流程等方面进行分析,确定了螺钉断裂原因与相关影响因素,制定了相应的改进措施。     

某发动机盘轴“扭矩-转角”连接法应用试验

螺栓连接是航空发动机机械连接的主要方式,传统的扭矩法造成预紧力误差较大,尚不能满足发动机高精确性、高可靠性连接的工艺控制需求。为此,以某型发动机低压涡轮盘轴的关键连接结构为对象,将传统的扭矩法和先进的转角法相结合,在国内发动机装配中首次应用"扭矩控制–转角监测"法,并设计开发智能拧紧系统,利用转角法预紧力精度高的特点,在准确施加扭矩的同时,监测调整螺母的转动角度,保证了预紧力的准确控制和连接刚度的均匀一致,提高了发动机的结构连接质量,为后续工艺协同发动机设计提供了技术手段,对发动机装配表现的不一致性问题提供了解决途径。     

基于SolidWorks的多自由度航空发动机装配平台设计与分析

传统航空发动机装配设备自动化程度低,对装配效率和装配质量影响较大。结合我国航空发动机装配现状,研制设计了多自由度航空发动机装配平台。阐述了多自由度航空发动机装配平台的设计,并采用Solid Works自带的插件Simulation对关键构件进行受力和疲劳分析,得到其最大应力和最大变形,据此可对关键构件进行强度和刚度的校核。     

基于单元体设计的航空涡扇发动机装配标准研究

针对目前航空发动机在装配过程中装配标准缺失的问题,在对传统航空发动机和基于单元体设计的航空涡扇发动机的装配流程进行对比分析的基础上,给出基于单元体设计的航空涡扇发动机装配过程中需要采用的装配过程标准、工艺方法标准、检测方法标准、工装及设备标准、技术基础标准等内容,并对航空发动机装配标准编制工作开展提出了建议.     

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DELMIA的某飞机发动机装配仿真

传统发动机装配采用二维设计,很多问题无法在设计阶段得到验证,造成成本和周期的浪费。在工艺准备阶段采用基于DELMIA的数字化装配工艺仿真技术进行某飞机发动机三维装配工艺过程的仿真,可以在计算机上以可视化方式研究和解决飞机装配的可行性、可达性,验证装配工艺设计的合理性,及时发现工艺中存在的各种结构性和空间性等问题。并对工艺方法、工装结构和生产线布局等进行修改和优化,从而有效地提高了飞机装配质量、降低了研制成本和周期。     

基于UG、3DVIA的航空发动机外部管路装配工艺可视化设计

为了解决发动机外部管路装配工艺设计难度大、周期长、装配工艺规程直观性差等问题,提出了利用UG、3DVIA软件进行发动机外部管路装配工艺可视化设计的方法。介绍了发动机外部管路装配工艺可视化设计的总体流程及实现方法,包括工艺模型建模、装配工艺可视化设计和装配工艺可视化输出。并针对发动机外部管路装配过程中的非常规分解、因管路结构设计变化而带来的工艺更改、管路装配应力等问题,利用可视化工艺设计方法提出了相应解决措施。应用结果表明:该方法大幅度提高了管路装配工艺设计质量与效率,形成的装配动画及3维图解能够直观地指导现场装配。     

民用飞机后压力框与机身连接的结构研究

民用飞机后压力框与机身连接的结构方案主要有两种,详细介绍了两种连接方案的结构构型以及各方案的优缺点,并从后压力框外形曲面的设计、结构的选材、质量、装配和维护空间以及系统在后压力框站位的通路等方面对两种连接方案进行分析和总结,为民用飞机后压力框与机身的连接设计提供参考。     

军用小涵道比发动机的飞发安装连接研究

针对军用小涵道比发动机飞发安装连接问题,通过分析现役典型战斗机的飞发结构特点,研究了不同主、辅安装节的连接结构及其特点,总结归纳了钻山洞、滑轨和吊挂3种飞发安装方式的装拆特点和承力特性,结合典型的飞发连接结构和安装方式的搭配应用形式,对比分析了不同系统的特点,得出飞发安装连接系统需综合考虑飞机与发动机相关因素而制定和优化匹配的方案,对飞发安装连接系统的发展方向进行了分析预测。     

2.1装配应力产生过程2.2装配应力对强度影响分析

飞机装配本质上是按照设计和技术要求,将大量飞机零件和紧固件进行组合、连接,逐步装配为组合件、部件及整机的过程。由于零件数量巨大、构型多样,装配关系复杂,而且,由于零件加工过程尺寸公差、装配过程中的形位公差,零件加工过程中残余应力释放,在飞机主机装配过程中,各类误差累积,导致结构间存在装配间隙。在紧固件作用下,产生装配应力。装配应力作为预应力一直存在于飞机结构中,改变结构应力状态,使其偏离设计点,进而影响飞机结构完整性,甚至危及飞行安全。本文基于飞机结构应力状态,分析了装配应力对结构强度的影响,主要在于降低疲劳寿命和导致应力腐蚀开裂两方面,并进行了试验验证。试验表明,随着装配间隙增加,结构产生应力腐蚀裂纹概率及裂纹数量急剧增加,实际工程中,应考虑工艺水平及成本等因素,严格控制装配间隙以降低由此产生装配应力影响飞机结构强度品质。     

单元体结构发动机总体结构尺寸控制与分析

在单元体结构发动机中,在各小的维修单元体或大的单元体内部,通过逐级控制一些关键尺寸,来满足单元体本身互换性要求,同时满足发动机总体结构设计的要求,这也是单元体发动机设计和装配中需重点关注的问题。以国外某发动机为例,通过尺寸链的分配和必要时在内部设置调整环,使单元体内部的这些关键的总体结构特征尺寸达到一定的精度要求,贯穿至发动机总体结构设计和协调、传装及总装装配的各环节中,使发动机总体结构尺寸如转、静子轴向间隙等更加合理可靠,避免发生干涉等问题。     

翼吊式发动机安装设计综述

发动机安装是飞机总体设计中必须考虑的因素,发动机吊挂作为将发动机动力传递给飞机的结构部件,其安装设计非常重要。针对翼吊飞机的特点,介绍了发动机安装位置对飞机特性的影响,阐述了几种不同吊挂形式以及吊挂与机翼、吊挂与发动机连接形式的优缺点。分析表明：盒形梁式吊挂盒段结构、吊挂与机翼静定连接形式、吊挂与发动机主体连接形式是发动机吊挂结构的首选方案。     

冲击载荷下单螺栓连接结构力学行为试验与仿真研究

基于霍普金森压杆(Split Hopkinson Pressure Bar,SHPB)装置,对发动机结构设计中广泛使用的螺栓连接结构开展了冲击试验,研究了冲击载荷作用下单螺栓结构的承载能力、损伤模式和失效机理,掌握了冲击速度、预紧力、装配间隙的影响规律.在瞬态显式动力学软件ANSYS/LS-DYNA中,对单螺栓连接结构...     

基于维修性设计的管路自锁连接结构分析

为了研究管路连接结构对维修性设计的影响,针对军用小涵道比涡扇发动机外部管路连接结构,从维修性角度出发,详细研究了丝套自锁、爪式自锁、卡环自锁以及卡钩/卡槽4种管路自锁连接结构,分析了不同结构的特点和实现自锁的机理,得出管路自锁是通过相对独立于螺纹结构的形变产生克服螺纹松脱的力矩,并间接作用于螺纹实现自锁的结论。通过对比研究,总结归纳出不同管路自锁结构的优缺点,以及其取消保险丝显著提高管路连接的维修性和装配性的共性优点。     

涡轮后机匣的结构动力学精确建模

构建精度高、规模适中的部件动力学模型,是航空发动机在研制初期实现从结构部件到整机的动力学特性准确分析的有效途径。为构建满足工程需求的部件结构动力学模型,依据某装配组合式涡轮后机匣的结构特点,提出了其各构件的“超模型”建模及装配组合形式的连接件分类建模的方法,实现装配组合式涡轮后机匣的整体“超模型”建模。同时,进一步介绍了各构件的“超模型”建模步骤、基于有限元单元网格尺寸变化的收敛准则,建立了自由度490万的后机匣构件“超模型”,“超模型”构件的频差精度可达1%以内;利用薄层建模法模拟多螺栓连接结构、采用接触对模拟支板搭接处的接触连接。装配组合后的涡轮后机匣“超模型”通过动力学分析,结果表明后机匣前8阶为整体振动模态。整体“超模型”的建立,可以代替研制样机提供虚拟试验数据,实现简化模型的修正和确认,为研制初期的结构动力学特性精确分析提供技术支撑。可推广应用到发动机其他部件及整机的精确建模中。     

航空发动机装配技术状态数据模型研究

提出一种装配工艺与质量检验集成的机型装配技术状态数据网络模型,表达了发动机、装配任务、装配工艺、装配工序、检验项等之间的关联关系.提出了一种发动机装配技术状态数据网络模型,不仅可以表达发动机与机型装配技术状态数据模板之间的实例化关系,而且便于换件后的装配技术状态维护.设计了技术状态跟踪搜索算法,对比了不同发动机之间在装配技术状态上的差别,动态输出了工序与检验项的合成工艺指导卡片数据.     

基于离散粒子群算法的航空发动机总装工艺优化方法

为了提高航空发动机总装工作的效率与质量,加强对总装工序和总装机件的管控,量化不同总装人员工作任务量,提高发动机总装的一致性和可追溯性,提出了1种发动机总装分区优化方法。以改进的2进制粒子群算法为基础,平衡了发动机总装各区域的工作内容,最小化各总装区域的工作差异,增强了每个区域装配机件的关联度,提高了总装工作的并行度,从而提高了装配质量。以某型发动机总装区域划分工作为实例,通过上述算法进行了总装区域划分,量化了所有装配区域每一工序的具体装配内容,减小了不同装配区域间的机件差异,杜绝了缺件、剩件等装配问题。     

航空发动机健康管理系统设计技术

总结了国内外航空发动机健康管理（EHM）研究的现状,详细阐述了EHM总体结构、功能领域和EHM系统设计的关键技术,指出了EHM系统的设计要求,最后提出了EHM系统设计的一些建议和发展趋势。