基于真实数据反演的风扇转子本机平衡方法

针对风扇转子相位监测困难、振动传递路径复杂、不同机台动力学特性差异性大、动平衡效率低等现象,提出一种基于模型和真实动平衡数据反演的风扇转子本机平衡方法。首先,通过分解风扇转子振动传递路径,构建数据反演模型和确定反演特征参数;其次,利用真实动平衡数据反演出匹配各机台的关键特征参数K_cs(机匣到支点1动刚度);最后,基于反演理论建立多转速下机匣振动响应、特征参数K_cs和转子不平衡量的线性矩阵方程,实现转子不平衡量逆运算。本方法经风扇转子现场动平衡验证,可在给定的转速范围内实现100%振动抑制,抑振比达43%～68%,动平衡效率大大提高。     

大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法分析

整机包容试验是大涵道比涡扇发动机取得适航证前1项关键的安全性试验。为了验证机匣对断裂风扇叶片碎片的包 容能力,保证飞机的飞行安全,详细分析了大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法,解读了不同国家整机包容试验要求,重点介绍 了整机包容试验设备,对整机包容试验的关键技术难点——叶片飞脱的爆破方法进行阐述。同时,类比国外发动机成熟试验经 验,分析试验转速与程序的确定方法,最后探讨了试验结果的评判标准,对开展航空发动机整机包容试验具有一定的指导意义。     

几何参数对S弯喷管红外辐射特性的影响

为了深入理解和掌握S弯喷管的红外辐射特性,采用数值模拟的方法着重研究了轴向长度比和中心线变化规律这两个几何参数对S弯喷管红外辐射特性的影响。结果表明,S弯喷管在水平探测面上的燃气红外辐射强度比垂直探测面上的低61.1%。同时,在垂直探测面上,下方的壁面红外辐射强度高于上方的。轴向长度比和中心线不同的S弯喷管,总红外辐射强度的变化在2.2%~6.3%。虽然S弯喷管轴向长度比和中心线变化规律对喷管性能有显著的影响,但其对红外辐射特性的影响较小。因此,仅从红外辐射的角度,在S弯喷管的设计过程中轴向长度比和中心线变化规律可不作为主要考虑因素。     

风扇转子动特性试验与分析

转子不平衡是引起发动机振动的主要原因。针对风扇转子工艺状态平衡良好,但工作状态不平衡量较大所引起振动偏大的现象,对其变化规律及影响因素开展转子动特性试验。采用卧式转子试验器测量风扇转子在工作转速范围内各截面的振动响应,利用三圆法测算出转子动不平衡量在高、低转速间存在的明显差异,主要是套齿连接结构刚度变化及叶片工作状态差异引起。通过窄带跟踪滤波提取出转子在各典型转速下基波弹性线,发现风扇转子本身未发生较大挠曲变形,为准刚体状态。其相位测试结果表明:风扇转子与多功能轴间存在明显的非同步振动规律。     

某涡扇发动机空中停车率分析与优化

为了分析某型军用涡扇发动机空中停车的原因,通过自批量装备部队以来发生的空中停车故障,根据历年空中停车率总结了停车原因的变化趋势,归纳了空中停车率统计结果,分析了影响空中停车率的空中停车事件以及故障件与故障原因,提出了提高成附件可靠性水平、优化控制规律和加强监控措施等预防措施。结果表明:影响发动机空中停车率的主要因素是控制系统和传动润滑系统成附件故障与整机喘振裕度低。     

改进堵孔法在主燃烧室上的试验研究

为了简化主燃烧室流量分配的试验方法,对传统堵孔法进行了改进,提出了一种采用参考压力损失与进口空气流量来建立流量特性曲线,之后通过求解线性方程组获得燃烧室流量分配比例的方法。通过在一扇形燃烧室上进行流量分配试验,验证了改进方法的可行性。研究结果表明:采用改进的堵孔法压力测点数最少为2个,能够有效减少试验测点和试验测量仪器的数量,不同测点位置测量获得的孔流量分配比例基本一致,在1%～4%参考压力损失范围内,不同参考压力损失对流量分配比例基本无影响,改进堵孔法测得的流量分配比例在试验参考压力损失范围内误差不超过4%。     

高温升燃烧室综合燃烧性能超大涡模拟

为了对高温升燃烧室性能进行计算分析,运用超大涡模拟方法开展数值模拟,并同步开展了雷诺平均数值模拟作为对 比。计算结果表明：旋流器设计与火焰筒开孔设计的匹配合理,Rothstein提出的射流迹线公式能够合理预测主燃孔的射流穿透。超 大涡模拟计算得到的出口径向温度分布系数的剖面曲线趋势和最大值位置均与试验结果符合较好。通过与试验结果进行定量比较 发现,在相同计算网格条件下,超大涡模拟方法预测高温升燃烧室综合燃烧性能的精度明显高于雷诺平均方法的。     

1 种航空发动机整机质量分配方法

为了在航空发动机方案设计阶段实现整机质量指标向发动机各单元体的分配,定义了整机质量目标,提出了整机质量 名义值和质量公差的分配方法。单元体质量公差的分配主要考虑了单元体的加工成本、质量占比、零组件特性的影响,构建了“质量 公差—加工成本”模型来确定质量公差与加工成本的关系;采用蒙特卡洛法对单元体的质量公差分配结果进行综合,对照整机质量 目标迭代修改质量公差分配结果。结果表明：本方法具有工程应用的可行性和合理性。     

基于泊松分布的轮盘多危险部位定寿方法

在航空发动机轮盘低循环疲劳寿命评估试验中,针对基于中位、最小和最大寿命的寿命分散系数存在预估可靠寿命偏 低的问题,根据失效部位出现次数服从泊松分布的假设和次序统计量理论,推导了1 种新轮盘寿命散度计算公式,并提出1 种轮 盘安全寿命的估计方法。通过数值算例对比了该方法与基于中位、最小和最大寿命、单侧容限系数法、新单侧容限系数法在预测安 全寿命精度上的差异。结果表明：新方法相对于其它方法能够给出更接近真实安全寿命的估计值。     

航空发动机孔探辅助工具设计与应用

某型航空发动机涡轮叶片在台架试车过程中出现断裂故障,为排除故障,需检查涡轮转子叶片活动量。本研究通过对发动机孔探位置及路径的分析,设计研制了孔探辅助装置,并在发动机周期性维护中验证有效。应用该孔探辅助工具,高涡转子叶片的故障点可得到有效验证。