基于六西格玛设计的高压涡轮机匣优化设计

结合航空发动机高压涡轮机匣优化设计绿带项目,通过对高压涡轮机匣结构因素的优化,改善了转子与静子间的热匹配特性,保证了该型涡轮小叶尖间隙设计,阐述了六西格玛设计的方法和工具在航空发动机预先研究中的运用。通过应用客户需求分析、产品质量屋模型和试验设计分析等,确定了机匣的关键设计因子和传递函数,并通过仿真计算表明设计满足产品使用要求。采用的方法具有通用性,对航空发动机同类产品的六西格玛设计具有一定的指导作用。     

基于精益6滓的航空高强钢零件大尺寸面轮廓度 数控加工参数优化

针对某航空高强钢零件大尺寸面轮廓度数控加工合格率较低问题,利用精益6σ方法,依据DMAIC的研究路径,充分运用箱线图、等方差检验、单因子方差分析等方法和工具,分析了“人、机、料、法、环、测”6大方面的操作者、加工刀具、装夹方式、主轴转速、切削量、进给速度、切削方式7个因素,确定刀具尺寸、切削量、进给速度为关键影响因素;通过建立面轮廓度与7个影响因素之间的GLM模型,得出影响流程输出的3个关键影响因素的最佳组合,并在此基础上对工艺参数进行优化。结果表明:该零件的数控加工工艺流程改进后,减少了加工过程中的人工调试检查环节,缩短了加工调试验证时间,大尺寸面轮廓度数控加工合格率从80%提高到96%以上,取得了较好的经济效益。     

基于六西格玛设计的航空发动机产品优化设计

<正>20世纪80年代中期,摩托罗拉公司率先提出了六西格玛概念,其含义是在顾客需求的驱动下进行持续改进,是企业维持发展所必需。其方法体系的运用不仅局限于解决质量问题,同时还包括周期和成本等业务改进相关方面。六西格玛目前分六西格玛改进(DMAIC)和六西格玛设计(DFSS)两种模式。因六西格玛改进对产品质量的改善仍具有局限性,所以实施六西格玛使公司发展到一定     

导弹天线罩生产质量管理的六西格玛改进

针对导弹雷达导引头天线罩生产过程中的质量偏差问题,利用六西格玛的改进模式——DMAIC,借助统计软件MINITAB,分析并提出了天线罩的生产过程改进方法。结果表明：天线罩厚度是影响生产质量的关键因素,通过控制生产过程中的压力、温度等直接影响因素,能显著提高天线罩生产的质量水平。     

燃油总管真空钎焊技术研究

针对某型航空发动机燃油总管合格率低问题进行试验研究，分析了问题产生的主要原因。首次将毛刺定位法应用到某型航空发动机的燃油总管的装配定位，结合装配间隙选配工艺和焊接顺序、焊接参数及检验方法的优化，解决了长期困扰某机交付的技术质量问题，保证了发动机的批产交付。     

航空发动机整流器气体保护钎焊技术研究

本文叙述了气体保护钎焊的机理和工艺方法,系统分析了影响航空发动机整流器钎焊质量的诸多因素,对钎焊过程中产生的缺陷进行了分析,采取了针对性的措施,使整流器钎焊的一次合格率由49.3%提高到80.7%。     

含间隙飞行器折叠舵面的尺寸链分析

间隙在飞行器折叠舵面中普遍存在，会显著影响结构系统的动态行为，给折叠舵面的动力学建模与特性预示带来巨大挑战。针对含间隙飞行器折叠舵面的结构设计问题，从控制间隙特征、改善工作性能的角度出发，以间隙为目标尺寸，综合考虑间隙的产生机理，提出基于矢量环法的折叠舵面尺寸链分析方法，来获取间隙对相关尺寸的敏感度以及相关尺寸对间隙的贡献度指标。以典型含间隙折叠舵面为例，结合其实际工作原理构建尺寸链，分别采用所提出的矢量环法和计算机辅助的统计分析法进行尺寸链分析，两者所得的各相关尺寸的敏感度和贡献度指标相互吻合，验证了基于矢量环法进行折叠舵面尺寸链分析的可行性，可为折叠舵面的间隙特征设计优化提供技术支撑。     

航空发动机涡轮叶尖间隙损失的统计设计

应用数值计算方法对发动机涡轮叶尖间隙引起的涡轮效率损失进行了分析，结合计算机辅助公差设计，提出了基于涡轮叶尖间隙损失的间隙尺寸和公差优化设计方法。以制造成本和涡轮效率损失最小为优化目标函数，采用Monte Carlo随机模拟法和基因遗传算法，分析计算了涡轮间隙尺寸公差和装配组成环的尺寸公差分配。     

基于地面试验的涡扇发动机装机推力损失分析

为评定涡扇发动机装机推力损失,基于推力直接确定方法开展了发动机推力测量地面试验。通过改进完善安装节推力数据处理方法、进气道冲压阻力计算方法来提高总推力测量精度,分析表明:台架试验推力测量最大误差为2.41%,11架次飞行后停机状态发动机总推力测量误差小于0.8 kN,基本满足推力测量评定的需求。以相同状态台架试验数据为基准,对比发现:随着发动机功率状态增大,总推力损失呈明显增大趋势,中间状态换算总推力损失达到了17.95%,最大状态换算总推力损失达到了27.72%。通过分析风扇换算转速、换算流量等关键参数,得出:装机后受进气道的影响,导致换算流量明显小于同等状态下台架试验的换算流量,同时进气道内气流总压的过大损失,是造成装机后发动机推力损失明显的主要原因。     

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。     

基于工效分析与过程仿真模型的机载设备拆装时间评估方法

机载设备拆装时间是重要的维修性设计指标,是选择或优化设计方案的重要参数。提出一种以过程 仿真模型为基础,综合考虑维修作业复杂度和维修工效评估结果的拆装时间综合评估方法。首先,将机载设备 拆装过程分解为基础维修活动单元,规划仿真过程并建立仿真模型;然后,使用模特分析法分析基础维修活动 时间,并根据维修作业复杂度与维修工效综合评估结果确定维修时间修正系数,修正基础维修活动时间;最后, 根据基础维修活动时间和工作流程评估机载设备拆装时间,并以飞机发动机拆卸时间分析为例进行应用验证。 结果表明:该方法可对机载设备拆装时间进行准确评估,能够满足飞机研制的需要。     

涡轮叶尖间隙计算实现方法与结果分析

叶尖间隙分析是研究叶尖问隙控制方法，改善发动机性能的重要内容。本文应用有限元ANSYS软件分析了某型发动机高压涡轮在温度场及离心力作用下叶尖间隙在发动机工作过程中的变化情况，介绍了涡轮各构件换热边界条件的计算方法，给出了对涡轮盘施加温度场的新方法。计算结果表明：除起动初期及停车前的很短时间外，离心力引起的涡轮盘径向位移为轮盘总位移的20％左右；离心力所引起的叶片径向位移约为叶片总位移的5．5％。     

暖机对涡扇发动机加速过程中压气机叶尖间隙影响分析

为了研究涡扇发动机暖机程序是否合理,分析了暖机与不暖机对发动机加速过程中压气机叶尖间隙变化造成的影响,并进行了两种情况下变化规律的对比分析。建立了转子模型,在综合考虑转子离心载荷与温度载荷基础上,运用该发动机暖机与不暖机情况下台架测试数据绘制载荷谱,并基于Workbench平台采用热—固耦合分析方法对加速过程中发动机转子径向位移进行仿真计算。根据转子径向间隙计算模型,利用仿真结果计算获得暖机与不暖机情况下的叶尖间隙。结果表明,充分暖机后的压气机叶尖间隙值明显小于不暖机情况下的间隙值,相对原始装配间隙,两者在慢车状态时相差19.86%,在最大加力状态相差8.04%,且加速过程中叶尖间隙变化规律均为随时间增加而不断减小,在慢车至中间状态过程中迅速减小,在加力过程中缓慢减小。     

基于系统响应特征的指尖密封泄漏特性分析

结合指尖密封动态工作特点,通过研究转速和转子不平衡力与转子跳动之间的关联规律,得到转子的位移激励,构建了指尖密封系统的动态计算模型,依据指尖密封的系统响应特征研究其泄漏间隙的获取办法,进而基于泄漏间隙特征建立了指尖密封动态泄漏量计算方法.针对某型发动机转子进行了动态泄漏量分析,结果表明:在转子每个转动周期内,指尖密封的动态响应跟随转子激励周期性变化,由此产生的动态迟滞泄漏间隙也随时间而周期性变化,迟滞泄漏的大小随着密封上下游压差的增加而增大,随着转子转速的升高先增加后减小;设置一定的装配过盈量能够一定程度地减小迟滞泄漏;指尖密封磨损后迟滞泄漏规律表现出先减小后增加再降低的变化趋势;与国内外试验结果的对比分析初步验证了提出的计算方法,为指尖密封动态性能设计方法研究提供了参考.      

基于蒙特卡罗发动机竞争失效的下发仿真模型

针对常规的解析法预测发动机下发时间建模过程复杂且不易求解的问题,提出了一种基于蒙特卡罗仿真预测发动机首次下发时间的方法。通过分析发动机机队的历史数据,研究排气温度裕度(EGTM)的衰退规律以及性能衰退超标的寿命分布,统计各主要部件发生首次部件损伤的时间分布,并计算偶然性损伤的发生概率,确定偶然性损伤的时间分布,对性能衰退、部件损伤、偶然性损伤三种失效模式进行竞争分析,建立蒙特卡罗仿真模型,预测发动机的首次下发时间规律。结合该机队提供的实际下发数据,利用Kolmogorov-Smirnov检验确定首次下发时间的分布类型,经分析,仿真结果的可靠度误差甚小,在-1%~2%之间,从而验证了该方法的合理性和可行性。      

考虑发动机性能退化的涡轮叶尖间隙预估方法研究

针对有主动间隙控制的某型高压涡轮,建立了考虑发动机退化的叶尖间隙预估模型,重点研究了发动机在长期使用、性能退化过程中涡轮前燃气温度和蠕变变形对叶尖间隙的影响。研究中,首先分析了间隙预测中发动机性能退化影响的引入方式,建立了对应的间隙预估流程。随后以某型发动机典型工作历程为对象,对比研究了传统间隙控制方案、考虑发动机性能退化影响两种条件下的涡轮叶尖间隙尺度变化规律,并据此开展了间隙控制策略的优化调整。研究中发现,由于发动机性能的退化,导致涡轮前燃气温度升高,使得机匣、轮盘和叶片的热变形量增大,其中在最大巡航阶段对机匣的影响最大,其伸长量达到了6.914mm,与未退化前相比增大了17%,同时由于发动机的长期使用,叶片和轮盘受蠕变变形影响,导致叶尖间隙的变化。研究结果表明,采用优化后的主动间隙控制方案,各个工况下的叶尖间隙值均控制在合理范围内,尤其在高温起飞阶段,与退化状态下的间隙值相比提高了53%,有效避免了叶片严重碰摩等故障发生。     

Maneuver control at high angle of attack based on real-time optimization of integrated aero-propulsion

To reduce the propulsion system installation thrust loss under high angle of attack maneuvering, a control method based on real-time optimization of the integrated aeropropulsion is proposed. Firstly, based on data fitting and physical principle, an integrated onboard model of propulsion system is established, which can calculate various performance parameters of the propulsion system in real time, and has high accuracy and real-time performance. Secondly, to improve the compatibility of optimiz...     

飞行过载及安装间隙对主安装节推力测量的影响

为了研究飞行过载和推力销安装间隙对推力测量结果的影响，根据安装节推力测量原理开展一系列推力校准试验，获 得了不同过载和安装间隙下的推力校准方程。通过结果分析得出飞行过载和安装间隙对推力测量结果的影响关系和解决措施。结 果表明：当飞行过载不超过2g 时，安装间隙为4～6 mm，且在发动机慢车以上状态时，可以忽略飞行过载和推力销安装间隙的影 响；当飞行过载超过2g 时，需要根据实际的过载系数和安装间隙对主安装节推力进行修正，以获得更高精度的推力测量结果。     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。