航空发动机主轴轴承状态监测研究现状与发展趋势

航空发动机主轴轴承承受着高温、高速、重载、贫油、断油等极端工况,其疲劳、磨损等失效问题严重影响发动机的可靠性.因此,对航空发动机主轴轴承的使用状态进行有效精确监测极为重要.对航空发动机主轴轴承工况特点、主要失效模式和失效机制进行了梳理;针对主轴轴承的状态监测方法和技术,总结并对比分析了现有主轴轴承振动、滑油状态、声音、...     

航发主轴承地面寿命加速等效试验研究

介绍了针对航空轴承小批量特点, 运用寿命加速原理导出了适当样本数、考核时间及置信度之间的关系, 并用某桨型发动机主轴承作为试件, 在轴承试验器上进行8套试件每套110小时强化试验研究。试验中采用3种测试手段进行综合的失效监控;对试件与样品进行5项内容的等效性检测与对比分析。结果表明其等效性和加速系数(9.1)与置信度(89.7%)均令人满意。为航空部门长期尚未解决的长寿命发动机主轴承定、延寿及轴承产品鉴定验收环节提供了重要方法。      

电磁轴承失效后航空发动机转子跌落动力学分析

为研究航空发动机用主动电磁轴承失效后,发动机转子跌落在辅助轴承上对轴承、轴承座乃至整个发动机造成的冲击,建立了转子跌落及碰撞的力学模型。以模拟转子为研究对象,通过有限元法及Newmark-Beta法求解了模拟转子跌落及碰撞方程。计算结果表明:转子高速跌落时,转动动能若无法有效消减,转子将在轴承内圈长时间涡动,导致轴承内圈表面产生极大的接触应力及变形;辅助轴承的支撑刚度有降低振幅的作用,支撑阻尼有消减振动能量的作用。实际应用时,选择适中的辅助轴承支撑刚度和较大的支撑阻尼,通过两者相匹配可有效减小转子跌落对发动机机体的冲击,同时快速降低跌落冲击造成的振动。     

航空发动机附件传动轴承组件的设计

总结了航空发动机附件传动轴承的工作特点,论述了轴承组件设计中轴承结构选择,布局和安装及轴承润滑与冷却的技术考虑。     

航空发动机主轴承使用状态寿命预测模型

在滚动轴承寿命预测模型分析的基础上,提出了航空发动机主轴承状态寿命的概念,即把主轴承的使用寿命周期划分为状态良好、初步损伤、故障发展和即将失效4个寿命阶段;建立了1种利用机载传感器信息(转速、振动和飞行器机动),来确定航空发动机主轴承使用状态寿命的模型,该模型把状态监控数据和基于理论模型分析计算的方法相结合,为评估主轴承的寿命状态提供了1种新的方法.     

基于混合有限元模型的航空发动机主轴承剥落故障仿真分析方法

高保真的整机实体有限元模型可以逼真地反映航空发动机整机振动特性,但是难以考虑复杂的滚动轴承故障动力学模 型,且其计算量太大,不能胜任主轴承故障激励下的整机非线性动力学仿真。为了有效地进行发动机主轴承的故障诊断,开展了 主轴承剥落故障激励下的整机振动响应机理研究,提出了一种基于整机实体有限元模型和整机梁单元有限元模型的主轴承故障 动力学混合仿真分析方法。利用整机梁单元模型仿真分析得到主轴承故障激励下与机匣相连接的主轴承支反力,在整机实体有 限元模型中去除转子实体有限元模型,将支反力直接施加到各支承处的轴承座上,利用瞬态响应分析方法获取主轴承故障激励下 的整机振动响应,并利用整机梁单元模型进行了方法验证。结果表明：利用混合有限元仿真方法获取了航空发动机主轴承故障激 励下的仿真信号,误差均不超过1%,表明了所提出方法的正确有效性。     

共因失效相关同级叶片系统可靠性分析

为了准确地分析航空发动机的可靠性,针对航空发动机失效模式多、相关性复杂的特点,在考虑失效模式相关性的基础上,建立了共因失效相关的结构系统可靠性模型。采用蒙特卡罗法和近似数值分析法对航空发动机同级叶片系统在叶片静强度不足失效、叶片外缘变形碰摩失效及考虑2种失效模式下的可靠度进行了计算分析。分析表明与共因失效相关的可靠性模型相比,传统的不考虑失效模式相关性的可靠性模型使可靠度评估过于保守。近似数值分析法在保持与蒙特卡罗法计算精度相同的情况下,能够大幅提高计算效率。     

随形固定自适应夹具加工变形控制方法

叶片的加工精度及其稳定性对航空发动机的性能有直接的影响,由于叶片的薄壁和曲率多变特点,易受装夹、切削力和残余应力的影响而产生弯曲、扭转变形。针对该问题,本文提出了一种随形固定自适应夹具加工变形控制方法,可以将叶片无应力装夹,并将加工过程中产生的变形逐层消除。实验结果表明,采用随性固定自适应夹具加工变形控制方法,可以有效控制叶片加工过程中产生的变形,提高加工精度。     

航空发动机转子系统模拟支承设计与刚度计算

为了进行实际航空发动机转子系统组装状态下的模态试验,模拟实际航空发动机转子支承刚度,设计了转子支承结构,在CATIA软件中建立了支承的三维实体模型,将三维模型导入ANSYS Workbench中,采用自动生成网格,考虑到不同的网格划分大小对结果的影响,对支承的不同结构划分了不同大小的网格。为了精确计算支承刚度,对轴承座采用空心轴内表面上加面力、空心轴外表面上加轴承载荷、轴承外圈内表面上加轴承载荷三种施加载荷方式,并进行了计算结果比较,结果表明,支承设计满足了实际航空发动机的转子支承刚度需求,转子支承刚度的计算方法正确可靠。     

航空发动机结构系统的可靠性模型

为使航空发动机可靠性模型误差更小,对航空发动机传统可靠性模型进行误差分析,指出可靠性指标扩张的原因,建立了考虑航空发动机结构系统及其失效力学特征的基于结构系统失效模式的航空发动机可靠性模型,并给出了各层的可靠度计算方法.所建立的基于失效模式的航空发动机结构系统可靠性模型考虑了失效模式的相对独立性、时效性和失效率的时变性,可以避免重要失效模式的遗漏、可靠性指标的过度扩张等问题,具有较强的工程适用价值.      

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。