宽弦空心风扇叶片制造工艺的发展

本文主要分析了国外新一代涡轮风扇发动机的宽弦空心风扇叶片的设计特点，介绍了空心风扇叶片的超塑成形和扩散连接工艺。宽弦空心风扇叶片的设计与制造工艺正为新一代高推重比军用发动机所采用。     

大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞

为了给风扇叶片设计验证和改进提供依据,针对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的结构特点和振动强度设计要求,获取了飞行中发动机风扇叶片的振动特性,对风扇叶片振动强度进行了仿真分析,并将分析结果应用于测试方案设计,对飞机和发动机本体进行了改装,建立了飞行试验方法。基于充分的技术准备,完成了国内首次大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞,填补了国内试飞领域的技术空白,掌握了发动机风扇叶片动应力测量试飞技术,为中国开展航空发动机转子叶片动应力测量的研制试飞和适航审定试飞奠定了基础。     

航空发动机风扇转子叶片外物损伤II.鸟撞击数值仿真(英文)

鸟撞击是飞行安全最严重的威胁之一。鸟撞击的后果非常危险,因而,在进入服役之前,飞机部件必须通过抗鸟撞认证。航空发动机风扇转子叶片是容易受到飞鸟撞击的飞机部件之一,在设计时必须考虑使航空发动机风扇转子叶片具有抗鸟撞击的能力,降低由于鸟撞击叶片而引起的飞行事故。采用接触冲击算法,对航空发动机风扇转子叶片进行了模拟鸟撞击数值仿真。针对风扇叶片具有阻尼凸台的特点,分析中建立了三叶片组计算模型。得到了对应试验测试点的模拟鸟撞击叶片的瞬态响应曲线、叶片的位移和当量应力。比较了试验中和数值仿真中模拟鸟撞击叶片的瞬态响应曲线,试验中测试点与数值仿真中对应点的变化基本相同。分析了叶片的变形过程、最大位移和最大当量应力。模拟鸟撞击风扇叶片数值仿真验证并补充了模拟鸟撞击风扇叶片试验结果。     

2/3层板结构空心风扇叶片设计与对比分析

针对空心结构风扇叶片设计技术在航空发动机上的应用,分析了2/3层板空心叶片结构特点,提出了1种基于气动数据源的空心叶片结构设计方法,并以某风扇叶片为例开展了2种结构空心叶片设计,有限元对比分析结果表明:2种结构空心叶片在静强度、振动特性方面各有优势,但2层板结构空心叶片可设计性更优,应用前景更好.     

某大涵道比涡扇发动机风扇激波噪声降噪设计

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇叶片弯掠造型对风扇激波噪声的影响,本文在基准风扇叶型的基础上,增大风扇叶片尖部前掠,加宽风扇叶片中下部和根部,设计了一种改型风扇叶片,并对基准风扇和改型风扇的前缘脱体激波噪声的一维传播特性进行了对比分析。结果表明,在海平面标准大气条件起飞工况和最大爬升工况下,改型风扇的激波噪声水平较基准风扇叶型低,证明该风扇叶型的弯掠改型设计有助于降低风扇激波噪声。     

基于模型参数辨识的航空发动机风扇叶片裂纹故障诊断

为了对发动机风扇叶片裂纹故障进行精确诊断，在航空发动机故障模拟试验平台上开展了风扇叶片裂纹故障模拟试 验，对风扇转子叶片进行典型裂纹故障预置，并对风扇转子叶片产生裂纹前后的叶片典型参数进行试验测量。通过风扇转子叶片 阻尼系统及裂纹故障特征理论分析发现，裂纹叶片的模态质量和模态刚度变化会使叶片阻尼比发生明显变化。采用基于遗传算 法的模型参数辨识方法辨识风扇叶片应变响应函数，进而获取风扇叶片阻尼比。结果表明：相同叶片不同次测量试验得到的叶片 阻尼比相差0.02%；不同叶片个体差异导致的阻尼比最大相差2.9%；5#风扇叶片产生裂纹后的阻尼比减小了6.4%。可见，叶片的 阻尼比对其几何特性的变化十分敏感，且通过对风扇叶片阻尼比进行模型参数对应的遗传算法辨识能够实现风扇叶片裂纹故障 诊断。     

钛合金宽弦风扇叶片的振动特性

通过模态仿真和模态试验技术分别对某型号TC4钛合金宽弦风扇叶片的振动特性进行研究。采用ANSYS-APDL软件对风扇叶片模型进行模态仿真分析。根据风扇叶片的坎贝尔图以及不同模态的振型分布,识别风扇叶片的弯扭振型。风扇叶片不同转速不同模态下的转速裕度和频率裕度分析显示:第1阶弯曲模态在红线转速下的转速裕度和频率裕度超过20%,表明风扇叶片满足共振裕度要求。在三轴向振动台上利用扫描式激光测振仪,采用敲击法和随机带宽激励的方法测量叶片的响应,分析了风扇叶片不同模态的冲击响应特性和多轴响应特性,发现风扇叶片在周向和轴向激励下的响应以低阶弯曲模态为主,而在径向激励下的响应以扭转和复合模态为主,不同激励位置不同模态的响应特性与风扇叶片的振型息息相关。      

航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文)

本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。     

某结构空心风扇叶片设计与分析

针对宽弦空心风扇叶片技术在大涵道比航空发动机设计中的应用研究,以某型宽弦风扇叶片为对象,探索了无芯结构空心风扇叶片结构设计和快速强度分析方法.定义了无芯结构空心叶片的几何特征参数,提出了1种基于NX Nastran快速强度分析方法,重点分析了加强筋数量、宽度对空心叶片强度和刚度的影响,并分析了制造偏差对结构设计的影响.结果表明:无芯结构宽弦空心风扇叶片设计方法可以实现无芯结构空心叶片结构设计和快速强度分析.     

复合材料宽弦风扇叶片模态仿真分析

针对复合材料宽弦风扇叶片,以铺层结构设计信息为基准建立了1种有限元建模方法,对某型复合材料风扇叶片模型进行了固有频率与模态振型的数值仿真计算,并采用激光测振仪对该风扇叶片的固有频率进行了试验测量。将试验测量与数值仿真结果进行对比分析,前3阶固有频率的误差在5%以内,第4阶固有频率的误差为6.6%。结果表明:该有限元建模方法建立的复合材料风扇叶片模型与实际叶片较吻合,基本满足工程分析要求,可以为复合材料风扇叶片的优化设计提供参考。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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