某压气机轮盘榫槽低循环疲劳模拟件设计与试验

提出了一种模拟件技术并结合少数构件试验评价构件寿命可靠性的方法.以某型发动机一级压气机轮盘为对象,应用该方法进行了关键部位榫槽的模拟件设计和低循环疲劳寿命考核试验.模拟件低循环疲劳寿命可靠性试验技术的结果表明,该方法为航空发动机真实构件寿命可靠性评价提供了一种新的途径.      

倾斜叶片在某型发动机上的初步应用

在解决某型发动机高、低压压气机匹配过程中, 低压压气机出口静叶先后采用径向和周向倾斜叶片, 其试验件分别命名为 B型和 B1型。本文简要介绍了倾斜叶片的设计, 两种试验件在全台发动机串装试验情况, 以及对测量数据的对比分析。实践表明, 倾斜叶片在改善根部性能和控制端壁流动等方面极为有效。      

《航空发动机》1995年1～4期总目次

序号题 目作者 期(页)2122朱育理、姜燮生、吴大观、陈浚的题词锐意进取勇于开拓一一 纪念《航空发动机》创刊20周年双转子涡喷发动机高、低压压气机压缩功的分配涡流发生器在压气机中介机匣上的应用发动机零件的低循环疲劳寿命消耗和循环换算率发动机涡轮叶片伸根结构的光弹性优化设计某直升机中部减速器弧齿锥齿轮强度故障分析面向对象技术在压气机叶片造型设计中的应用研究一一通用压气机叶片造型系统海宜德何时慧彭峻飞王通北陈美英高鹏飞董本涵魏文山0—0技术小组提高铝合金陶瓷型壳熔模精铸件质量的技术途径和方法蒋育华某烟机叶片断…     

航空发动机温度传感器动态特性改善方法

在某次某型航空发动机的地面台架试车中,该航空发动机发生了喘振.为查证导致发动机喘振的原因,构建了该型航空发动机高压压气机可调静子叶片转角控制系统的数学模型,完成了联合仿真.理论分析及仿真研究证明了:温度传感器动态响应特性滞后是导致发动机喘振的主要原因.为解决喘振问题,设计了该传感器的动态性能校正系统.验证仿真表明:所采用的校正方案可在不影响系统正常工作的前提下,明显改善该高压压气机可调静子叶片角度的动态响应特性,并有效地防止发动机喘振.该温度传感器校正算法具有适应性良好,抗干扰能力强等突出优点,可为解决试车过程中暴露的发动机喘振问题提供重要参考.      

高温度梯度轮盘低循环疲劳试验件设计方法

针对航空发动机设计中高温度梯度轮盘低循环疲劳试验的需求,基于国内外航空发动机轮盘低循环疲劳试验件设计经验及国内现有轮盘试验器的试验条件,总结了该类高温度梯度航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件设计的难点主要为轮盘热应力难在试验过程中模拟、轮盘寿命考核位置多、轮盘试验件试验转速高、轮盘试验件寿命限制位置容易转移等,并针对各难点给出了用离心载荷补偿热载荷、以损伤程度定考核位置、在不改变考核位置应力特征的前提下可以改变非考核位置局部结构特征等解决方案,形成了一套高温度梯度轮盘低循环疲劳寿命试验件设计方法。应用该方法设计了某航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件并进行了试验,完成了寿命考核试验,结果表明:该方法是可行的。     

模拟环境下TB12阻燃钛合金燃烧特征与应用设计

采用摩擦试验方法在模拟航空发动机压气机环境下对TB12阻燃钛合金的起燃和扩散燃烧等特性进行了研究。结果表明,TB12阻燃钛合金在摩擦生热作用下会发生燃烧,表现为转静子试验件初始碰磨会引发突然燃烧,局部燃烧烧损使得试验件的高度尺寸减小,但其对扩散燃烧不敏感,燃烧快速停止,未发生类似与TC4钛合金的持续扩散燃烧现象。TB12阻燃钛合金燃烧产物具有较强的黏附性能、较高的强度、润滑功能和导热系数低的特点,黏附在试验件表面可降低摩擦生热量,阻止摩擦热向基体传导,减少了转静子试验件再次引发燃烧的可能性。根据TB12阻燃钛合金燃烧特点,在航空发动机中设计应用于压气机静子叶片,初始碰磨引发TB12阻燃钛合金叶片局部烧损后快速停止,形成的燃烧产物将阻止静子叶片与转子鼓筒直接碰磨,可降低因鼓筒失稳鼓包以及鼓包与悬臂静子叶片碰磨导致航空发动机钛火这一故障风险。     

高性能航空发动机先进风扇和压气机叶片综述

详细介绍了国外高性能航空发动机先进的风扇和压气机叶片的特点、发展和应用。所介绍的叶片,包括掠形转子叶片、弓形静子叶片、吹吸叶片、分流小叶片、空心叶片和复合材料叶片。     

端弯技术在压气机上的应用

介绍了采用端弯技术对某型高压压气机的静子叶片重新设计后获得的良好效果，分析了端弯叶片对压气机特性的影响。提供了较详细的试验数据，对多级压气机设计具有工程应用价值。     

连续纤维增强钛基复合材料整体叶环设计与分析

为适应未来高推重比航空发动机研制的需要,研究了国内外连续纤维增强钛基复合材料及其结构件的制备工艺特点,以及压气机连续纤维增强钛基复合材料整体叶环的设计和试验情况。以某压气机转子级为对象,开展了整体叶环设计和分析研究,提出了不同结构形式整体叶环设计方案,并从应力、重量、制造可行性和经济性等方面对不同结构设计方案进行了对比分析,结果表明:装配结构复合材料整体叶环应力水平低,制造可行性好,经济性好,并在一定程度上避免了径向载荷作用下的界面失效问题,值得深入研究。     

航空用粉末冶金颗粒增强铝基复合材料研制及应用

简要分析了颗粒增强铝基复合材料的性能优势,阐述了铝基复合材料基体与增强体组元匹配性设计准则,评述了国内外粉末冶金工艺制备的颗粒增强铝基复合材料组织与性能特点。此外,较为详尽地总结了国内外先进颗粒增强铝基复合材料坯锭与构件的工程化制备技术以及复合材料无损检测的研究现状。最后还列举、分析和展望了颗粒增强铝基复合材料在航空领域的应用方向。     

航空发动机风扇静子叶片裂纹失效分析

针对某型航空发动机风扇静子叶片前缘靠近上缘板部位在振动疲劳试验结束后发现的裂纹故障,运用荧光探伤检测、 断口宏微观分析、叶片表面划痕来历分析、源区表面检查、材质分析及有限元应力模拟分析等技术手段,对该裂纹的性质及萌生原 因进行细致分析。分析结果表明：故障风扇静子叶片裂纹的性质为高周疲劳,裂纹断口疲劳起源于叶片叶盆侧前缘靠近上缘板基 体表面划痕处,呈多源线性起始特征。疲劳源区距前缘距离约为2.3 mm,疲劳源区表面未见明显冶金缺陷,疲劳裂纹的萌生与叶 片表面划痕有关。建议严格控制振动光饰机中磨粒棱边的圆滑度,不应存有锋利棱角,避免在振动光饰时磨粒划伤叶片表面,降 低叶片表面完整性,在叶片划伤部位出现应力集中现象。     

基于热响应的陶瓷基复合材料火焰筒热冲击试验

连续纤维增韧的碳化硅复合材料火焰筒是航空发动机重要的热端部件之一,对其进行热冲击性能评估具有十分重要的 意义。为了考察陶瓷基材料与金属材料的连接性能及火焰筒本体特征部位的抗热疲劳性能,采用扣锁式壁面温度测试方法和基 于材料热响应试验制定的热冲击时域循环,对连续纤维增韧的碳化硅复合材料制备的航空发动机火焰筒试件进行燃气热冲击性 能研究。试验中,通过准稳定壁温获取试验得到了火焰筒试验件准定常状态时外壁面温度参数;按照加速试车原则确定了热冲击 时域循环参数;参照航空发动机100次起降对应的燃烧室经历的热载荷,以100次时域循环作为火焰筒试件试验评估的最终循环 次。试验结果表明：经100次热冲击循环后,试件考核部位表现出较好的连接性和抗热疲劳性能,为连续纤维增韧的碳化硅复合 材料制备的航空发动机热端部件的工程优选和设计优化提供了试验支撑。     

航空发动机分布式智能导叶控制装置设计

针对某型发动机电子控制器,对航空发动机分布式控制系统进行了初步研究。设计了1种基于分布式控制,用AD598、TMS320F2812 DSP和CAN总线构成的航空发动机智能导叶控制装置。阐述了智能导叶控制装置的壳体设计方法,以及TMS320F2812最小系统、基于AD598的LVDT(线性可变差动变压器)信号调理电路、电液伺服阀电流驱动电路(电流输出电路)、CAN总线接口电路和D/A转换模块等电路的设计方法,简述了软件系统设计。通过完成半物理试验,基本满足了对风扇进口可调叶片角度α1、高压压气机进口可调静子叶片角度α2的控制要求。结果表明:该装置具备体积小、智能化程度高、控制效果好等特点。     

复合材料在航空发动机上的应用

树脂基复合材料在发动机的外涵机匣、静子叶片、转子叶片、包容机匣以及发动机短舱、反推力装置等部件上得到大量应用;金属基复合材料具有优于传统金属材料的比强度、比刚度、耐高温和结构稳定性,在不久的将来将取代镍、钛合金,成为未来航空发动机的主要材料;金属间化合物具有密度低、刚度高、高温强度好和防火能力强等特点,早已被列为先进航空发动机的候选材料     

某型发动机高压压气机第6级静子叶片掉角故障分析

针对某型发动机高压压气机第6级静子叶片掉角故障,分别进行了断口分析、强度计算、振动模态试验和整机动应力测试,综合分析结果表明:第6级静子叶片掉角断口均属于高周疲劳;实测第9阶振型的最大相对振动应力区与故障叶片的裂纹起始位置吻合;第9阶自振频率对叶尖附近的弦长、厚度及尾缘R的尺寸微小变化很敏感。采取了增加频率限制、对涂"W"漆前的吹砂工艺进行细化以保护叶片的措施,使得该故障得以排除。     

变几何涡扇发动机几何调节对性能的影响

本文以高推重比涡扇发动机为研究对象,利用所建立的以变几何部件特性为基础的变几何加力涡扇发动机性能模型,详细计算和分析了风扇和高压压气机静子叶片角度、高压和低压涡轮导向器喉道面积4个几何参数的调节对发动机性能的影响。结果表明,在本文计算条件下调节风扇静子叶片角度对发动机性能有显着影响,调节其它3个参数对性能影响不大,但可在控制主要部件在其高效率工作点方面发挥作用。      

涡扇发动机可调静子叶片控制规律研究

航空发动机高压压气机采用可调静子叶片,可改善高压压气机的工作特性,扩大喘振边界,保证发动机稳定工作;通过优化可调叶片角度控制规律,还能提高发动机性能。基于双转子涡扇发动机的试车数据,介绍了可调叶片角度的控制方法,研究了可调叶片角度在低转速和高转速时的控制规律,分析了打开可调静子叶片角度对发动机性能的影响。研究表明,高压转子转速较高时,通过调节可调静子叶片角度,可以降低高压转子的物理转速,增加转子转速裕度,降低机械负荷,增加发动机在翼使用时间。     

高负荷压气机径向间隙工程优化设计与验证

为减小径向间隙对高负荷压气机气动性能的负面影响,从工程实用角度出发,研究了压气机运转周期内转子叶尖间隙变化规律,对不同间隙对压气机性能的影响进行了对比分析,综合考虑气动性能和结构工程设计,对转子叶尖间隙进行了优化设计。基于可调静叶实际具体结构,研究了可调静叶圆台不同位置处间隙在不同转速下的变化规律,采用全三维数值模拟对不同静叶间隙气动性能进行了对比分析,并开展方案优化设计。将径向间隙优化设计方法应用于高负荷压气机设计中,试验验证表明:该压气机相对于第四代发动机的压气机平均级压比提高了16%,效率提高了1%,三维特性预估准确,验证了压气机转、静子叶片间隙优化设计的合理性和有效性。     

多级轴流压气机静子通道三维流场测量

为了实现多级压气机静子叶片通道内部的详细流场测量,设计加工了7根不同长度的"L"型五孔探针以及1根四孔探针。在压气机的设计工作状态,通过采用坐标位移机构带动五孔探针和四孔探针的方法,完成了四级低速大尺寸轴流压气机第3级静子叶片通道内部的7个不同轴向位置的截面上以及静子叶片出口截面上的三维流场测量,获得了静子叶片通道内部的详细流场细节。测量结果显示了通道涡和角涡的生成、发展过程以及两者之间的相互影响。实践表明,采用位移机构带动"L"型五孔探针或其它探针的方法可以应用于多级压气机静子叶片通道内部流场测量。     

某压气机试验件转子平衡精度分析

航空发动机及其转动部件运行的平稳性与转动件的平衡品质密切相关.为保证压气机试验件可靠运行,分析了压气机转子静平衡、初始动平衡、最终动平衡允许剩余不平衡量控制方法,以及最终动不平衡量的分配方法,并针对某压气机试验件转子,通过采取零件静平衡、组件初始动平衡、转子最终低速动平衡的分步平衡方法,保证了该试验件转子的平衡品质.试验运行结果表明:采取分步平衡精度控制方法,试验件运行平稳、振动水平低.