航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术

为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制,开展了叶片飞断主动控制技术研究。提出了一种风扇 叶片爆破切割飞断的方法,进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析;设计了遥控起爆系统,确保了 试验安全;根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标,使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术 要求。结果表明：采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆 破飞断,叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%,叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。验证了该项技术在试验器条件 下完成风扇机匣包容性试验的有效性,并为整机包容性试验奠定了基础。     

高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验

针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题,对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行 了研究。根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布,采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考 核部位应力水平的影响,对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。制定了试验方案,设计了试验装置,在旋转试 验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验,按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。结果表明：温度变 化对轮盘考核部位应力的影响明显,瞬态温度沿径向呈“V”型分布,导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%, 使其成为涡轮盘的限寿部位;轮盘失效模式为低循环疲劳破坏,裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向,沿径向扩展导致轮盘失效。     

碰摩故障模拟试验器设计

为开展航空发动机整机振动抑制技术研究与验证,在避免反复分解装配的情况下,准确分析振动故障产生的原因和机 理,设计了碰摩故障模拟试验器。对试验器结构进行了详细设计,对关键部件进行了强度校核,并描述了具体试验步骤。通过安 装在对开机匣上的径向、轴向自动进给碰摩模块及自动横向位移模块模拟发动机在高速运转情况下出现的转静子碰摩故障;通过 更换径向、轴向碰摩块模拟发动机的各种典型碰摩故障以及不同材料之间的碰摩工况。利用振动传感器检测转轴振动响应信号, 利用测试分析系统分析响应信号,研究碰摩进给量、碰摩结构、碰摩材料、碰摩位置与振动特性的关系,归纳出碰摩故障典型特征 和识别方法。     

燃烧室燃烧与排放特性试验与数值计算

为了探寻燃烧室进口空气温度、压力以及油气比对点熄火边界、温升、燃烧效率以及主要排放物摩尔分数的影响规律， 对航空发动机燃烧室在多工况下的点熄火特性、出口温度分布与主要排放物摩尔分数进行了试验测试。分别采用正癸烷的简化 反应机理与C 12 H 23 燃料的单步反应机理，对该燃烧室火焰筒内流场结构、温度场、中间组分与主要排放物摩尔分数分布特性进行了 数值计算，并与相应试验数据进行了对比分析。结果表明：随着燃烧室进口空气温度、压力以及油气比的提高，燃烧室燃烧效率、 温升、出口平均温度与NO X 摩尔分数逐渐提高，而UHC与CO摩尔分数逐渐降低；与采用C 12 H 23 燃料单步反应机理相比，采用正癸 烷的简化反应机理计算得到的火焰筒内流场与温度场分布更为合理，火焰筒出口温度场分布以及主要排放物摩尔分数与相应试 验数据更为接近，计算精度得到较大提高。     

航空发动机测试数据准确度和可靠性保证

测试数据质量对航空发动机试验至关重要。为了保证航空发动机测试数据准确可靠，需要深入研究测试数据准确可靠 的各种影响因素及其保证方法。通过对航空发动机试验测试领域的相关标准和文献进行梳理和研究，结合实际工作经验总结，构 建了保证航空发动机测试数据准确可靠的技术框架。简要描述了测量过程设计的基本流程和准则，强调了完整的测量要求和清 晰的测量过程定义的重要性，重点通过实例描述了测量影响因素分析以及不确定度评定技术在航空发动机试验测试中的应用，探 讨了测量风险分析、可靠性技术及其在符合性测试中的应用，并提出了保证航空发动机测试数据准确可靠的主要方法。为相关专 业人员在保证航空发动机测试数据准确可靠的方法论和实际操作层面提供参考。     

涡扇发动机主轴承试验器考核试验方法

针对涡扇发动机主轴承试验器考核试验，从验证轴承的自身质量和轴承与发动机工况适应性的角度出发，以GJB 7268- 2011为指导，提出了一种基于发动机常规工况和极限工况的轴承试验器考核方法。该方法在传统试验基础上，对常规试验项目的 试验程序进行了细化，增设了短时多频次滑油中断试验、超温试验、超转试验、陀螺力矩试验及不对中试验等项目，提供了各试验 程序的编制要点和示例，并在涡扇发动机主轴承研制过程中对该方法进行了应用，结果表明：试验轴承通过了全部试验项目考核， 且成功装配发动机通过了持久试车验证。该试验方法可以基本覆盖该型涡扇发动机的使用工况边界，达到了在发动机整机装配 前考核主轴承工况适应性的目的，对涡扇发动机主轴承试验器考核的发展具有重要的工程指导意义。     

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。     

TC17钛合金超声喷丸强化残余应力场分析

为探究TC17钛合金超声喷丸强化残余应力场分布状态,基于ABAQUS/Explicit建立了超声喷丸振动系统,结合仿真与试验结果分别探究了0.15 A与0.25 A喷丸强度下TC17钛合金试样的应力场、表面形貌和应变层分布状态。两种喷丸强度下,残余压应力最大值均处于次表面区域。在表面残余应力均值、次表面残余压应力最大值、残余应力层深度方面仿真数值与试验结果差异较小,整体偏差小于15%。随着喷丸强度增加,施密特因子集中分布范围有降低的趋势。0.25 A喷丸强度下应变层与残余压应力层深度分布相近,分别较0.15 A喷丸强度下的深度值提升57.1%与53.3%。高周疲劳结果表明,相比0.15 A喷丸强度,0.25 A喷丸强度下疲劳极限提高4.7%,两种喷丸强度下疲劳寿命均达到10⁷次循环。残余压应力层深度在高载荷低循环下作用较小,在低载荷高循环下对裂纹萌生的抑制作用增加,较高的表面残余压应力及较深的残余压应力层深度对抑制残余拉应力引起的疲劳失效效果更显著。     

基于流体网络拓扑的航空发动机及燃气轮机整机性能建模方法

为了快速、灵活、自由地搭建航空发动机及燃气轮机不同构型整机性能仿真模型,提出了一种基于流体网络拓扑的发动机整机性能仿真模型方案。从发动机部件及整机性能模型建模基本原理出发,在现有面向对象的部件性能建模及通用仿真系统总体框架基础上,采用迭代变量和平衡方程组与发动机部件模型和部件模型计算顺序相关联技术,建立了适用于不同航空发动机和燃气轮机类型的稳态性能仿真模型,并将该模型计算结果与成熟的商用仿真软件计算结果进行了对比分析。结果表明：该方案、模型可以实现发动机计算模型/拓扑自动构建,以及迭代变量与平衡方程组自动构建,提高了仿真系统的适用性。     

涵道可调发动机模式选择阀被动调节特性数值模拟

以涵道可调发动机为基础,通过单双外涵工作模式多涵道压缩系统联合数值模拟,研究了实现模式选择阀被动调节的气动匹配方法及其对压缩系统的影响。结果表明：设计工况气动匹配可以提供足够的模式选择阀气动力以维持单双外涵工作模式,单外涵转双外涵时模式选择阀启动压差很容易建立,而双外涵转单外涵时模式选择阀启动压差较难建立且易使压缩部件稳定裕度下降,是实现模式选择阀被动调节的难点。综合考虑压缩部件稳定性和模式选择阀所受气动力特点,提出了一种适用于工程应用的模式选择阀被动调节方案。