动静干涉下高压涡轮外环非定常气膜冷却性能分析

为了探索航空发动机高压涡轮外环非定常气膜冷却性能的影响因素及其作用规律，对叶片高速旋转作用下某航空发动 机高压涡轮外环的非定常气膜冷却过程进行了3维数值模拟。应用滑移网格技术实现了涡轮叶片与涡轮外环壁面之间的相对运 动以及转子与静子之间干涉作用的模拟；分析了叶片的旋转作用、吹风比、气膜射流方向、气膜轴向射流角度等因素对高压涡轮外 环非定常气膜冷却性能的影响规律。结果表明：在高吹风比下应防止叶片前缘上游气膜孔冷却裕度不足现象的发生；逆向排布的 气膜孔更适合在高吹风比下使用；当气膜入射角由45°减小为30°时，外环面平均气膜冷却效率时均值增大18.54%，显著提高了涡 轮外环冷却的冷气利用效率。     

高转速风扇叶片外物撞击损伤的定量评价方法

外物撞击是造成航空发动机风扇叶片变形、损伤甚至断裂的主要因素。针对外物撞击持续时间短、瞬间载荷大、损伤影 响因素多，难以进行定量损伤评价的问题，提出基于叶片损伤参数α的叶片损伤定量评价方法。以发动机风扇叶片受冰撞为例， 采用非接触叶尖计时测量方法，对叶片撞击产生的叶尖位移进行监测分析，验证了该方法的可行性。采用瞬态动力学分析方法对 叶片经受撞击过程进行全流程仿真模拟，并采用正交试验法定量研究了外物撞击过程中的撞击速度、叶片转速、撞击位置3种因 素对叶片损伤参数α的影响，拟合回归方程并绘制了这3种因素的3D响应曲面图，得到各因素的影响权重。结果表明：冰块速度 与撞击位置同时下降时，叶片损伤弱化效果显著。该方法可为大型风扇叶片抗外物打击性能设计和在役健康监测提供理论支撑。     

浅析PowerMILL在航空发动机整体叶轮数控编程中的应用

作为透平机械的关键部件,整体式叶轮广泛应用于航空航天等领域,其加工技术一直是透平制造业中的一个重要课题.从整体式叶轮的几何结构和工艺过程可以看出,加工整体式叶轮时,加工轨迹规划的约束条件比较多,相邻的叶片之间空间较小,加工时极易产生碰撞干涉,自动生成无干涉加工轨迹比较困难.因此,在加工叶轮的过程中不仅要保证叶片表面的加工轨迹,还要满足几何准确性的要求,而且由于叶片厚度的限制,要在实际加工中注意轨迹规划以保证加工的质量.     

航空发动机叶片型面的旋流式光整加工实验研究

本文利用旋流式光整技术针对航空发动机叶片型面的光整加工进行实验研究,制定了叶片型面光整工艺路程,优选了磨料,设计了叶片光整实验用夹具。通过具体叶片型面和前后缘的光整实验验证了旋流式光整加工及其实验方案能够满足叶片型面和前后缘的设计要求,提高光整效率1倍以上,并且改善叶片型面的应力状态及其分布,从而大幅度提高叶片的疲劳寿命。     

齿轮传动：普惠的选择

虽然飞机制造商还没有提出下一代单通道飞机的方案，但普惠已经决定率先下注，押宝在齿轮传动涡轮风扇（GTF）上。普惠公司一直致力于开发GTF技术，也是最先宣称为下一代单通道飞机研制新结构发动机的航空发动机制造商。在2008年范堡罗航展的第一天，     

顷发的发动机钛着火故障

钛合金是航空发动机中的常用材料，从20世纪60年代开始应用以来，钛着火故障却不绝于耳，在军用发动机和民用发动机中都出现过严重的钛着火故障，不仅有钛合金转子与钛合金静子相磨蹭引发的，也有钛合金的工作叶片与钢制机匣严重磨蹭而引发的事故，这些都应引起重视，并采取相应的措施。     

涡轮叶片辐射热冲击疲劳试验应力温度场模拟仿真

针对传统热冲击试验中大梯度热环境模拟难以实现的问题,采用虚拟试验技术,对基于石英灯辐射加热方式实现叶片热冲击疲劳特性试验的热环境进行模拟。以航空发动机涡轮叶片目标温度场分布为基准,模拟单纯石英灯辐射加热以及石英灯辐射结合内膜气流冷却这2种热环境状态。模拟结果表明:在辐射加热的同时引入内膜气流冷却后,模拟温度场与目标温度场分布更为接近,能够准确模拟涡轮叶片结构上沿厚度和叶弦方向的温度梯度以及结构内的热应力,从而保证热冲击疲劳试验方法的有效性。     

涡喷—7甲（乙）发动机高温涡轮空心气冷叶片研制

本对我国第一代在航空发动机上采用的高温涡轮Ⅰ级导向和Ⅰ级工作空心气冷叶片的探索，研制和使用情况，分别做了较详尽的综述。可供从事高温涡轮空心气冷叶片研制的科技人员参考。     

固体燃料ATR涡轮/压气机匹配方法研究

为了获得固体燃料空气涡轮火箭发动机(SP-ATR)中涡轮和压气机的匹配工作特性,建立了涡轮和压气机的工作特性模型,根据SP-ATR转速、功率和背压平衡的工作特点,分别基于涡轮和压气机的工作环境先后采用两种不同的方法完成了二者的匹配。对比两种匹配方法得出结论:(1)基于涡轮的匹配方法与转速稳定过程一致,可确定特定飞行环境中发动机的转速;(2)基于压气机的匹配方法需要条件更少、适用范围更广,可用于特定转速调控方案下驱涡燃气流量的确定。两种匹配方法的计算结果相对Ax STREAM仿真结果的最大误差为10.75%,两种匹配方法的计算结果相差不超过8%。将建立的匹配方法应用于HARM弹自主爬升飞行过程,得到SP-ATR驱涡燃气流量的定量调控规律。