陶瓷基复合材料激光加工工艺研究获进展

正航空、航天发动机的推重比与其热端部件的工作温度密切相关。长期以来,工程界致力于发展高温合金以提高工作温度。发动机的核心热端部件主要包括燃烧室、涡轮和加力燃烧室。下一代航空发动机的推重比大于12,要求提高热端部件的工作温度到接近2000K。这要求更新设计,使用陶瓷基复合材料(CMC)、单晶叶片等新材料和     

热障涂层性能检测技术发展现状

1 前言提升涡轮进口温度是提升航空发动机推重比的重要途径.国内外研究表明,在维持其他条件不变的前提下,涡轮进口温度每升高50℃,可提升航空发动机推力7%~8%.随着技术不断发展,当前最先进的涡扇航空发动机的涡轮进口温度已经超过1900K,该温度远超常用高温合金材料的熔点.因此,如何提升航空燃气涡轮发动机热端部件的耐高温性能成为航空发动机发展的焦点问题之一.从20世纪50年代至今,国内外众多科研工作者针对这一问题开展了大量研究,最终形成了提高航空发动机涡轮叶片耐久性与可靠性的3大技术:高温合金等耐高温结构材料技术、高效气冷技术以及热障涂层技术.     

行波型热声发动机与脉冲管配合的实验研究

采用热声发动机驱动脉冲管制冷机，使彻底消除低温制冷机中的运动部件成为可能。作者研制了行波型热声发动机驱动脉中管制冷机实验台。进行三个脉冲管与行波型热声发动机的配合实验，着重研究了热端气体温度、冷端温降和压力振幅的变化规律。     

浅谈双转子涡轮喷气发动机装配车设计

航空涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机,其特点是在气流完全依赖产生的推力,是一种实用的喷气式战斗机。在发动机进行维修作业时需要分解检查,由于发动机属于薄壁合金零部件,在分解过程中需要按照一定的步骤进行。由此需要借助翻转装配车架,以便完成整个发动机的分解和装配作业。掌握发动机翻转装配车架的设计知识,对于我们正确使用和维护发动机翻转装配车架,充分发挥其性能,正确分解和装配发动机零部件,存在很大的联系,是十分必要的。     

航空发动机高压转子动平衡工艺技术研究

航空发动机转子是航空发动机的重要部件,航空发动机转子动平衡工作是转子装配工艺中的重要工艺过程,航空发动机的高压压气机和高压涡轮转子的动平衡工作是保证发动机稳定工作的基础,本文针对转子部件的动平衡工艺为研究方向,具体研究了航空发动机的高压转子的平衡工艺技术,用高压转子组合平衡降低发动机振动有着至关重要意义。     

某航空发动机补氧系统存在积液问题的研究

某航空发动机送达外场后,使用前发现氧气单向阀堵头内含有大量液体。为查找问题产生的原因,对发动机补氧系统各部件进行了分解、检查,复查相关的分解、装配、试车等环节,并对类似交付状态的发动机进行相关的分解、复查,同时从发动机自身结构、补氧系统工作原理进行了系统的分析。最终确认了补氧系统存在少量积液是冷凝水,不影响发动机的飞行安全,可正常使用。     

工业内窥镜在民用航空发动机维修中的应用

文章主要介绍工业内窥镜检测技术在航空发动机维修中的应用。针对CFM56型发动机,使用工业内窥镜检查了压气机叶片、燃烧室、涡轮叶片等部件的损伤和裂纹,并结合发动机手册对发动机部件是否满足适航要求进行判断。     

碳／碳复合材料在航空领域的应用研究现状

介绍了碳／碳复合材料在飞机刹车装置及航空发动机热端部件方面应用，研究的国内外状况，论述了目前研究中存在的总是及今后的研究发展方向。     

发动机安装座焊缝开裂分析

采用宏观观察、SEM断口检查、材料检查、金相检查方法对某发动机部件安装座焊缝裂纹进行了检查及分析,确认了该裂纹产生是由于在发动机该部件的薄壁上焊接该安装座时,存在焊接应力;装配焊接定位时产生校正应力;加之导管传给安装座的振动应力,叠加产生较大的应力,在此大应力的作用下,由安装座焊缝边缘应力集中的薄弱部位产生疲劳裂纹.提出了预防安装座焊缝疲劳裂纹失效的防范措施.     

行波型热声制冷机及混合工质的实验研究

行波型热声制冷机,因采用热声发动机驱动脉冲管制冷机,使消除低温制冷机中的运动部件成为可能.作者建立了行波型热声制冷机实验装置,采用氮气、氦气及其混合气进行了行波型热声发动机与脉冲管制冷机的配合实验,获得73.8℃的最大温降.着重研究了热端气体温度、压力振幅和冷端温降的变化规律.     

高温涂层的研究和发展

主温涂层对防止航空发动机热端部件高温合金的高温氧化和热腐蚀以及延长发动机寿命起着很大的作用,对高温涂层的种类,近期的研究状况和下个世纪初的研究发展方向作了介绍,特别是对ＴＢＣｓ的发展给予了更多的关注。     

航空发动机涡轮叶片超温服役损伤的研究进展EI北大核心CSCD

涡轮叶片是航空发动机的核心热端部件之一,其安全服役对航空发动机的正常运行至关重要。当发动机遭遇非正常工况时,涡轮叶片的服役温度可能急剧上升并超过正常工作允许温度,即发生超温服役。超温可使叶片遭受严重的组织退化,导致叶片提前失效。本文介绍了航空发动机涡轮叶片过热检查和失效分析的方法,详细阐述了超温服役对显微组织与力学性能影响的研究进展。此外,本文还对高温合金超温服役损伤评价、寿命预测和组织修复提出了展望,为叶片服役评价与失效分析及新型高温合金的研制提供了参考借鉴和理论依据。     

铰接连杆式安装系统振动传递特性测试及分析

目前涡扇发动机安装系统中大多采用铰接连杆式安装节进行发动机与机翼的连接,测试与分析铰接连杆式安装节的振动传递特性对于发动机的减隔振安装设计有重要作用。以某型发动机安装系统为参考,设计由发动机假件、前/后安装节缩比模型以及吊挂组成的安装系统原理验证模型。以原理验证模型为研究对象采用激振器及真空吸盘进行刚体模态试验及振动传递试验,得到发动机刚体模态与安装系统力传递率-频率曲线,并分析确定振动传递的主路径。结果表明:刚体运动模态主要集中在100 Hz以下,并且模态耦合现象比较严重;60 Hz以下,振动传递主路径为发动机-前安装节-吊挂;60 Hz～120 Hz带宽内,振动传递主路径为发动机-后安装节-吊挂;在1阶转速附近,力传递率小于1,设计出的安装节缩比模型具备隔振功能。同时,研究结果可为后续研究中涡扇发动机安装系统多体动力学建模与仿真方法的验证以及安装系统优化设计提供试验支持,并为全尺寸涡扇发动机安装系统隔振试验研究奠定基础。     

托架法在航空发动机核心机装配中的应用

航空发动机结构复杂、制造难度大,是一个国家工业实力的集中体现。航空发动机不仅对所加工制造的各零部件有着严格的要求,同时对于后期的航空发动机核心机装配也有着严格的规范,尤其是航空发动机核心机的装配直接影响着航空发动机的性能和使用寿命。航空发动机核心机的装配属于航空发动机制造的后期工序,在航空发动机核心机装配中除了是对前期所加工制造的各零部件加工精度的验证,同时也是对航空发动机核心机装配人员技术、装配工艺的考验。本文结合航空发动机核心机装配特点对一种应用于航空发动机核心机装配的托架式航空发动机核心机装配方法进行分析。     

民用航空涡扇发动机核心机噪声预测评估

随着涡扇发动机的采用,核心机噪声成为主要噪声源。因此研究涡扇发动机核心机噪声特性就显得很重要。本文将涡扇发动机分为燃烧室和涡轮噪声再合并为核心机噪声的方法,并用于分析了CFM56-7B核心机噪声特性,将静态下核心机噪声级与燃烧室噪声级、涡轮噪声级做了比较,且将静态与起飞状态下核心机噪声有效感觉声压级做了比较。     

镍基高温合金焊接修复技术的研究进展

镍基高温合金具有良好的高温抗氧化和抗腐蚀能力,较高的高温强度、蠕变强度和持久强度,以及良好的抗疲劳性能,广泛地用于制造航空发动机和各种工业燃气轮机的热端部件。热端部件在服役过程中由于受磨损、冲击、高温燃气和冷热疲劳等综合作用,易产生热裂纹,致使零件报废。因此,镍基高温合金部件的先进修复技术有着非常广阔的应用前景。文章针对高温合金修复问题进行论述,着重阐述焊接方法在修复技术中的研究进展,主要涉及激光焊、钎焊、摩擦焊和瞬时液相扩散焊等方法。     

叶片丢失对齿轮涡扇发动机风扇轴振动影响的研究

针对齿轮涡扇发动机(Geared Turbofan Engine,GTF)的动力学设计要求,考虑叶片丢失后引起的突加不平衡激励、齿轮时变啮合刚度和啮合误差对系统振动特性的影响,采用考虑剪切变形Euler-Bernoulli梁单元建立风扇-齿轮-轴-轴承-机匣耦合关系的系统动力学模型。在单个叶片完全丢失的风车状态下,对比含有齿轮系统的齿轮涡扇发动机风扇轴的振动特性和不含齿轮系统的发动机风扇轴的振动特性区别。研究在不同转速下齿轮系统对齿轮涡扇发动机风扇轴振动的影响。研究结果表明:含有齿轮系统的齿轮涡扇发动机风扇轴的轴心轨迹呈现多频涡动,且轨迹都在一个稳定的极限环内;在风车状态下,啮合频率与模态频率有多个交点,系统的临界转速分布更为密集。研究结果为齿轮涡扇发动机的参数设计和后续改进提供参考。     

热冲击试验器的消声

“热冲击试验器”即“单管试验器”,由燃气涡轮发动机中的一个燃烧室构成,是对航空发动机的热端部件进行模拟试验的一种必不可少的试验装置。单管试验器(全尺寸燃烧室)在作燃烧冲刷试验时,一般燃气温度可达900～1093℃,燃气     

飞行状态下涡扇发动机风扇音频信号合成

为了能以快速、低成本的方式获得飞机起飞过程中,噪声适航审定飞越噪声测量点处涡扇发动机风扇部件的音频信号,对该音频信号的合成方式进行了研究,并提出了一种基于Heidmann风扇噪声预测模型的音频信号合成方法。该方法首先将环境参数、涡扇发动机风扇部件的尺寸参数和性能参数输入Heidmann预测模型得到源噪声数据,根据ANP数据库计算得到航迹数据,接着根据航迹数据对源噪声数据进行修正,得到噪声适航审定飞越噪声测量点处噪声数据。将上述数据输入Adobe Audition软件,分别用加法合成法和减法合成法合成单音噪声和宽频噪声,再在该软件中对噪声进行组合拼接,最后得到飞行状态下风扇部件的音频信号。对合成的音频信号进行播放并使用声学测量仪器进行测量,验证了该方法的正确性和有效性。     

行波型热声发动机的试验研究

介绍子新型行波热声发动机的试验装置,对试验结果进行了分析和讨论,在工作气体为氮气、压力为1．56MPa、热端气体温度615℃时获得压比1．083。