RB211-535E4发动机高压定位轴承传动轴组件跳动量超标排故方案

从RB211-535E4发动机高压定位轴承传动轴组件的结构特点出发,重点研究了装配时经常出现跳动量测试不合格的原因,提出了自主创新的排故方案,该方案已在实际排故中得到应用,不仅可以挽救变形的零件,节约维修成本,还能显著缩短修理周期,成为解决N3振动和防止周期延误的有效措施之一。     

航空发动机涡轮叶片高周疲劳裂纹 故障分析与思考

针对航空发动机涡轮整体叶盘叶片发生的高周疲劳裂纹故障,及排故初期受动应力测试条件限制,主要采取增强结构抗力的排故措施使裂纹位置集中于叶片尾缘根部。后经高温、高转速、小尺寸整体叶盘叶片动应力测试技术攻关,明确故障主要为涡轮导叶尾流激起的叶片振动应力超限所致。采取增加导叶数避开共振的改进措施,并经整机高周疲劳试验考核验证了其有效性。认识到叶片振动特性设计时需关注的几个问题,及先进动应力测试技术在发动机研制过程中的不可或缺,形成了一套经过实践验证的叶片高周疲劳排故工作流程,对国内航空发动机研制起到一定的参考借鉴作用。     

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。     

离心叶轮高速旋转叶片振动测量与特性分析

为了解离心叶轮高速旋转叶片的振动特性,对其进行振动应力测量与叶尖振幅测量,并将两种方法的测量结果进行对比分析。在介绍振动应力测量与叶尖振幅测量基本原理及数据处理方法的基础上,对离心叶轮高速旋转叶片进行了振动测量与分析。分析结果表明,两种方法均能有效识别叶片的5个共振转速区以及相应的激励源(转速的4,8和17倍频)。振动应力测量与叶尖振幅测量识别的叶片最大共振转速差异为0.56%,识别的叶片最大共振频率差异为1.78%。以振动应力测量结果为参考,验证了叶尖振幅测量结果的准确性和有效性。     

螺旋桨振动传递试验研究

建立了某型螺旋桨的传力结构与动力学模型,对其振动传递路径进行了分析;采用锤击方法进行了螺旋桨振动传递试验研究,得到了由螺旋桨到功率输出机匣的振动传递率,应用该振动传递率对功率输出机匣测量振动进行了修正,并将其结果用于螺旋桨叶片振动应力计算。结果表明,试验研究方案可行。     

某型飞机进气道有限元应力及振动疲劳分析

针对某型飞机进气道经常出现的蒙皮裂纹、铆钉断裂等现象,通过建立飞机进气道有限元模型,对进气道进行了有限元应力分析及振动疲劳分析。根据分析结果提出了改进方案,通过计算验证、改进方案能有效降低裂纹多发部位的应力水平、增加振动疲劳寿命。     

高转速小尺寸涡轮叶片动应力测量方法与应用

根据小推力发动机涡轮叶片动应力测量试验要求,提出了一种基于引电器的高温环境旋转件动应力测量系统方案,以实现高温度条件下高转速、小尺寸涡轮叶片的动应力测量。详细阐述了测量系统组成及关键技术,并利用该系统完成了高压涡轮叶片的动应力测量,试验过程中,测试系统工作稳定,信号频率跟随性良好。试验结果表明,该型发动机转速在34920r/min时叶片振动应力达到112.7MPa,会带来涡轮叶片的高循环疲劳损伤。     

风机叶片的防颤设计与试验分析

本文着重对内蒙牧民用的50瓦双叶风力发电叶片振动故障进行了理论计算和试验分析研究。确认叶片出现强烈振动故障是流体诱发振动的颤振现象。为了排故,设计了两种排振防颤的新叶型,即FD-01型与FD-02型。其中对FD-01型叶片进行了野外车载试验,并采用7T17频谱分析仪进行数据处理与分析。      

盘形锥齿轮的横向振动特性分析

本文分析了盘形锥齿轮的横向振动特性,分析指出此种齿轮小端齿槽底横向振动周向拉应力最大,故易在此处首先出现疲劳源。对此种齿轮振动的共振条件提出了新的理论。理论分析和试验实例表明两者结果十分一致。     

发动机涡轮叶片伸根结构的光弹性优化设计

在某发动机涡轮叶片(9小孔)失效分析的基础上,利用局部卸荷的方法,对故障区结构进行了光弹性优化设计,其最佳方案可使第6孔孔边的离心应力和振动应力降低30％,从而大大提高了叶片寿命。     

Improving Avionics Fiber Optic Network Reliability & Maintainability

Work is ongoing at NAVAIR to understand how avionics fiber optic BIT technology can help reduce military aviation platform fiber optic network life cycle and total ownership cost. Operational availability enhancements via comprehensive supportability programs combined with keen attentiveness to reliability and maintainability metrics are driving the avionics fiber optic BIT value proposition. Avionics fiber optic BIT technology is expected to reduce failure rate and mean time to repair by predicting link failure before link failure actually occurs, running post-maintenance stress screening upon aircraft start-up, improving fault isolation by reducing the troubleshooting ambiguity zone from three to one, and reducing the need for separate support equipment for system troubleshooting     

基于虚拟样机技术的航空发动机放气活门机构仿真及故障分析

针对某型航空发动机放气活门机构主动摇臂的多起断裂故障,为寻找故障原因并尽可能缩短排故周期与降低排故成本.借助虚拟样机技术建立此机构的动力学仿真模型,利用动力学仿真软件ADAMS与有限元分析软件ANSYS的联合仿真分析,实现放气活门机构摇臂断裂故障再现,并找出断裂件受力的主要影响因素及其影响规律,估算各受力水平下断裂摇臂的疲劳寿命.最终,分别给出保证摇臂最低使用寿命与全寿命使用情况下的改进建议,即将摇臂与放气活门之间间隙B增大至0.273mm与0.279mm,从而为实际工程排故提供理论依据.      

航空继电器适应性故障诊断系统

为了减少目前航空继电器用于发现和修理故障的费用,建立了基于规则、事实以及其自身经验的一个专家系统--适应性诊断系统(ADS).该系统利用推理对航空继电器检测和替换顺序进行了优化,节约费用约50%.     

基于FTA的飞机空调组件关断的故障分析

为迅速准确地确定飞机空调系统故障源,提高航线排故效率,针对B737飞机空调组件关断的故障,介绍了故障树建立的依据和方法,引入最小割集概念定性分析主要的故障模式;在综合考虑空调系统历史故障数据、零部件的可靠性、维修实践经验和部件更换方便性等信息的基础上,列出了排故顺序和排故措施,最后根据各类事件发生的概率,利用结构函数定量分析了顶事件发生的概率;所建立的空调系统故障树可迅速准确地确定故障源,在实际的航线排故过程中已得到了初步验证。该故障树对于排除空调系统各个子系统的故障也具有一定的参考价值。     

Wearable computers open a new era in support resource management

Our aerospace customers are demanding that we drastically reduce the operating and support costs of our products. In today's aerospace maintenance environment, the vast majority of maintenance technicians are using paper technical publications, with fixed troubleshooting trees, and manual or semi-automated post maintenance documentation. Interactive Electronic Technical Manuals (IETMs) are at this time being deployed with portable maintenance aids, often an electronic notebook-sized data presentation system, some with expert system based troubleshooting aids. Many of the IETM based systems still require post maintenance documentation and, the maintenance control function is at best, updated when each maintenance task is completed and the vehicle departs. Advances in wearable computer technologies allow us to integrate the maintenance technician with a highly automated, tightly managed support system that will significantly reduce support costs and turn-around times while improving the quality of maintenance. A “Portable Maintenance Terminal” is a wearable computer configured to meet a maintenance technician's information and communication needs. The Portable Maintenance Terminal (PMT) will place the maintenance technician in the loop with the support system. Wearable computers are intended for use in locations where easy access to a desktop computer or laptop is not practical, or where operators are required to have their hands on the job rather than being busy with a computer. The wearable PMT can provide a hands-free, heads-up, networked computing environment     

一种适宜于航空电子类机载设备的可靠性强化试验方法

目前我国军机机载电子类设备的可靠性试验主要依赖传统的可靠性模拟试验技术,其存在试验周期长、效率低、耗费大以及试验结果易受综合环境应力准确性的影响等缺点.而可靠性强化试验通过外场加严使用环境中的某类或某几类应力来进行试验,可以快速激发设备的设计缺陷和制造工艺等问题.本文提出一种适宜于军机电子类机载设备的可靠性强化试验方法流程,给出试验应力量值、加载时序、运行流程、故障处理要求和回归验证方法等试验实施细则或要求,并在某型号工程研制中进行工程实践.结果表明:试验效果显著,可显著提高设备的可靠性、节约试验经费和时间.     

基于形状改变比能和材料属性离散的焊接残余应力估算

为了提高焊接残余应力测量精度,在2219-T87铝合金TIG焊接接头残余应力测定试验基础上,通过离散接头材料属性并利用形状改变比能对焊接残余应力进行塑性修正,分别研究孔边塑性变形和接头强度不匹配对焊接残余应力估算的影响。结果表明：同时考虑孔边塑性变形和接头强度不匹配因素的焊接残余应力估算方法,比线弹性残余应力计算方法能最大减小39.8%的误差;当测量点距焊缝距离小于8mm时,在考虑孔边塑性变形的情况下,同时考虑接头不匹配的影响相比不考虑其影响可最大减小40.6%的误差;当测量点距焊缝距离大于8mm时,可忽略接头强度不匹配对焊接残余应力估算的影响。     

航空发动机应急放油功能失效故障分析

针对某型发动机在地面试车时发生的应急放油失效故障,通过分析故障现象、详细阐述应急放油系统工作原理及剖析故障机理,制定了排故流程。结合排故流程,列举应急放油附件电磁阀、电气系统、加力燃油泵故障3种故障原因,通过对3种故障原因逐条分析和排查,确定为加力燃油泵故障导致应急放油失效。更换加力燃油泵后进行试车验证,结果表明:发动机工作参数正常,应急放油功能正常,故障排除。总结得出类似加力燃油泵故障的快速判断方法,为后续故障的排除提供了新思路。     

某型发动机新件涡轮叶片叶冠掉块故障分析

为排除某型发动机新件涡轮叶片叶冠掉块故障,对故障件进行尺寸检测、加工制造工艺复查、断口分析、结构和强度分析等,认为:引发故障的主要原因是叶冠转接R不圆滑、存在尖角,造成应力集中;而相邻原机件叶片弦宽尺寸超差,锯齿形工作接触面积小,以及非工作面局部碰磨,是引发故障的次要因素。采取并验证了有针对性的排故措施。     

基于主动热载荷管理技术的涡轮盘疲劳寿命

为降低航空发动机涡轮盘失效风险并提高使用寿命,将主动热载荷管理技术应用于预置裂纹的涡轮盘模型,采用通用权函数法计算裂纹应力强度因子进而分析轮盘寿命,研究经主动热载荷管理的轮盘上能量分布对轮盘寿命的影响,探索轮盘上热边界载荷与寿命的关联性和变化规律,并通过有限元仿真模拟初步分析其作用机理。结果表明:主动热载荷管理技术通过优化轮盘的温度分布,可以有效地降低裂纹附近的应力,延缓裂纹的扩展,显著的提高寿命和安全性,当热边界载荷系数分别取0.05和0.10时,轮盘相应的寿命分别增加12.2%和26.1%。