镍基单晶叶片制造技术及再结晶研究进展

针对航空发动机单晶涡轮叶片的制造技术以及再结晶缺陷进行分析,结合国内外研究现状,从单晶空心涡轮叶片铸造技术、单晶空心涡轮叶片再结晶缺陷及单晶叶片再结晶控制方法等方面,对单晶叶片制造技术及再结晶控制方法取得的研究成果进行总结和分析。重点介绍了叶片制造技术和再结晶控制技术的方法及研究。对我国单晶空心涡轮叶片制造技术及再结晶缺陷的进一步研究重点进行分析。     

复合材料Ⅰ型结构热压罐零吸胶工艺树脂压力测试及硬模传压均匀性分析

针对977-2/IMS预浸料在热压罐零吸胶工艺下采用H型方式成型的Ⅰ型零件,分别采用标准固化制度及阶梯加压制度进行了树脂压力在线测试,基于测试结果,分析了树脂压力与罐压的等效性及硬模传压的均匀性,提出了实际零件硬模传压的测试制度参考.结果表明:单侧硬模传压区域的树脂压力在稳定后与罐压一致,验证了预浸料在热压罐零吸胶工艺下树脂压力与铺层压力的等效性;双侧硬模传压区域的树脂压力存在载荷平衡的过程,稳定后不同区域的树脂压力均匀并与罐压一致;与阶梯加压制度相比,标准固化制度下树脂压力在测试初期存在一定波动,稳定后两种工艺制度下的树脂压力一致,这为热分布差异相对较大零件的树脂压力测试提供了方法参考.     

轻型燃气轮机燃烧室NOx 排放估算

为了解决NOx排放预估问题,应用数值模拟方法研究轻型燃气轮机燃烧室NOx排放规律。将数值分析结果与文献中经验公式计算数据进行比较与分析,验证数值方法的准确性;基于进口压力、空气质量流量、主燃区温度3个参数拟合NOx排放预估公式。结果表明:数值模拟得到的NOx排放值与文献中经验公式计算出的符合度较高;结合数值计算结果得到的NOx排放预估公式;该公式能有效反映上述3个参数对NOx排放的影响;采用验证后的高精度数值模拟方法建立的NOx预估模型所得结果具有一定的科学性及可靠性,并可降低试验成本。     

带锯齿形叶冠叶片接触应力计算及静强度分析

根据接触面位移收敛的特点,采用“位移提取法”计算锯齿形叶冠接触面的接触应力,在面网格尺寸为0.202 mm时可以得到准确的接触应力,最大值为453.48 MPa。分析了带冠叶片在不同情况下的应力水平和扭转程度,发现随初始安装紧度的增加应力水平增大,随离心载荷的增加叶片的扭转角度增大。根据接触面施加载荷与扭转角度的关系,得到了叶片的压缩刚度和扭转刚度,由于压缩刚度远大于扭转刚度,所以叶身应力制约接触面应力。提出以叶冠平均挤压应力不大于40%的名义屈服极限、叶片当量应力不大于75%的名义屈服极限作为静载荷强度判断准则进行静强度分析,初始安装紧度为0.127 mm时的带冠叶片模型可以满足该强度要求。     

某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验

以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。     

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。     

燃机并入冲击载荷下推进轴系动态响应特性研究

为评估联合动力装置中燃机并入冲击载荷作用下推进轴系的动态响应情况,从 SSS离合器的啮合过程出发,建立其动力学仿真模型并进行仿真计算,发现阻尼油腔在降低轴向碰撞力的同时伴随产生扭矩冲击,对轴系安全性造成影响。将不同工况下的燃机并入冲击扭矩作为激励源,对推进轴系进行瞬态响应计算,得出轴系的动态响应,其中螺旋桨轴最大应力为32.77MPa,动力涡轮轴最大应力为78.17MPa。结果表明：燃机并入过程中,油腔阻尼特性和燃机加载特性对冲击载荷及轴系响应有显著影响。为确保轴系运行的安全性,应适当选取油腔阻尼参数并尽可能在低工况下进行燃机并入操作。     

考虑间隙非线性的控制舵非线性气动弹性分析

间隙结构的气动弹性系统非线性颤振问题是飞行器气动弹性力学工程领域的研究热点和难点,研究 考虑间隙非线性的控制舵系统的气动弹性特性具有重要意义。基于最小状态拟合方法获得时域降阶气动力模 型,并通过Lagrange方程获得系统非线性气动弹性方程;对比分析三种不同非线性控制舵系统的极限环颤振 及非线性动力学响应特性,并与等效线化法和时域仿真的结果进行一致性对比。结果表明:俯仰和扑动弹簧刚 度的变化对系统颤振边界有显著影响,当俯仰和扑动两个方向同时含有间隙非线性时,系统在线性颤振速度内 存在倍周期、混沌等复杂非线性动力学现象。     

民机主制造商对MBD软件供应商工程监控过程研究

基于模型的软件开发技术(Model-Based Development,简称MBD)具有可视化建模与仿真、自动生成符合适航要求的代码等特点,已在民用飞机机载设备研发领域被逐渐推广应用。越来越多使用MBD技术开发的机载软件的涌现,给民机机载软件适航符合性工作带来了前所未有的挑战。为解决这一问题,美国航空无线电技术委员会于2011年底发布了DO-178C作为民用航空界认可的机载软件符合性方法,并在此基础上发布了DO-331作为专门针对机载软件MBD技术的适航符合性要求的补充说明。通过对DO-178C和DO-331标准中MBD软件适用目标的研究,结合工程实践,总结归纳了一套民用飞机主制造商对MBD软件供应商的软件研发过程管控要求,用于在向适航当局表明符合性时提高适航置信度,以期对主制造商和供应商在处理MBD软件方面提供参考。     

变循环发动机模式转换对压缩部件的影响

针对变循环发动机在模式转换过程中模式选择阀回流对压缩部件产生影响的问题,建立了不同模式选择阀角度的压缩系统模型,开展了多工况联合数值仿真,详细分析了在模式转换过程中外涵的流动特征以及回流对压缩部件的影响,针对回流发生机理,从整机调节的角度提出了避免回流的措施并进行了数值验证。结果表明:变循环发动机在模式转换时直接打开模式选择阀将导致气体发生回流,回流使风扇工作点升高、喘振裕度下降,模式选择阀打开至14°时风扇接近喘振边界,回流导致CDFS进口产生进气畸变,压力畸变指数最高达到15%,从而影响CDFS的性能。在模式转换前打开喷口和后涵道引射器,再配合调节前涵道引射器和CDFS进口导叶,可以避免发生回流,从而保证变循环发动机稳定工作。