航空发动机高涡叶片气膜孔电火花加工工艺参数优化

高速电火花小孔加工是近年来一项新兴的先进制造技术。其原理是在旋转的中空管状电极中通以高压工作液,冲走加工屑,同时保持高电流密度连续正常放电。电极旋转可使端面损耗均匀,不致受高压、高速工作液的反作用力而偏斜。然而,在电火花小孔加工特别是深孔加工时,容易在工件上留下毛刺料芯以及被去除的工件材料的微小颗粒。     

微型涡喷发动机推力测量装置设计与误差分析

本文介绍了一种新型的微型涡喷发动机地面试车台推力测量系统,阐述台架的结构和原理,并从加工及装配误差、装置内阻力和传感器引起的误差三个方面对该装置进行分析,指出引起误差的原因,并给出了减小及消除这些误差的建议。     

航空发动机转子自动化压装工艺设计与分析

为提高航空发动机转子连接刚度的工作可靠性,设计一种新型自动化压装连接工艺,通过压装转子盘片和联结轴的作用力、反作用力,实现转子轴拉长压紧。研制发动机转子自动化压装设备,在线测量联结轴的伸长量,控制转子压装的位移精度和连接刚度,对设备重要承力构件立柱、横梁进行强度与变形校核,确定设备结构尺寸的安全性。对发动机转子关键结构件后轴颈进行静力学分析,研究在现有压力载荷施加下,后轴颈弹塑性结构变化,为转子压装工艺设计提供理论数据支持,同时转子自动化压装工艺为其他型号发动机转子类似结构的连接工艺设计提供参考。     

航空涡轴发动机主轴轴承试验台测控系统设计

测控系统是试验台建设中的重要组成部分。针对航空涡轴发动机高速轴承试验台,设计了一套高效、高稳定性的分布式测控系统。该系统包括测试和控制2部分:测试部分利用Compact DAQ系列数采平台周期性采集外部信号,在LabVIEW开发环境下编程实现数据采集、分析、记录等测试功能;控制部分采用S7-300系列PLC,使用STEP 7、Win CC软件完成试验转速、载荷等参数控制以及联锁保护等功能。利用OPC技术,通过工业以太网实现LabVIEW平台与PLC数据交互,从而保证测试与控制同步运行。目前,该试验台已投入使用,用于航空发动机轴承性能和疲劳试验,系统运行稳定、可靠。     

航空发动机燃气温度测量装置的设计与仿真

基于数字温度传感器DS18B20和试验数据的拟合,采用检测环境电势和现场电势的新方法,实现了热电偶冷端的自动补偿,并据此设计了航空发动机燃气温度测量装置。硬件设计包括环境电势采集、现场电势采集、测量结果显示接口电路共三个模块;软件设计包括DS18B20的驱动、A/D转换驱动、液晶驱动以及数据处理程序共四个模块。将传统硬件实现的功能交付软件实现,显著简化了硬件设计。仿真及试验结果表明,本补偿系统可使温度测量的最大偏差〈5℃。     

某型航空发动机测量装置温度场分析

航空发动机测量装置用于测量发动机某特定部位的温度、压力等参数。基于ANSYS分析软件对某型航空发动机测量装置在发动机工作时的高温条件下进行数据采集时的温度场进行了模拟,分析了测量装置的温度场变化规律,提取了测量装置上特征点的温度变化曲线,为测量装置结构优化提供了依据。     

航空发动机涡轮叶片叶尖损伤修复自适应加工技术研究与应用

损伤的涡轮叶片修复对航空发动机的检修及延寿具有重要意义.综述了某镍基铸造高温合金涡轮工作叶片修复技术的研究进展,重点介绍了叶尖部位自适应机械加工的修复方法,深入阐述了试验加工过程与验证结果,并对涡轮叶片修复技术的发展前景进行了展望.     

双叉式叶尖结构风力发电机的设计与外特性分析

采用Wilson设计法,选择NACA4412翼型,应用MATLAB软件设计了300 W双叉式叶尖结构风力发电机。应用Profili软件生成风力发电机叶片截面,应用Unigraphics软件进行三维建模,并通过三维加工设备进行叶片制作。在B1/K2型低速直流风洞中进行双叉式叶尖结构风力发电机的外特性测试,与未改型叶尖结构风力发电机进行对比,表明双叉式在6 m/s、8 m/s、10 m/s三种来流风速下输出功率依次提高14.15%、4.60%、6.84%,确认叶尖结构具有良好的气动性能。     

涡轴发动机弹性支撑外挤压油膜涡动特征频率

针对某型涡轴发动机整机台架测振时频谱分量多且对应激振源或调制因素不明确的问题,采用经验模式分解(empirical mode decomposition,简称EMD)对其振动数据进行滤波处理,发现某一中低频分量包含了原始数据较为显著的信息。经过多传感器、多状态测量,将测振参数进行时频分析,证明该频率分量为燃气发生器联合转子的亚同步频率,且二者之比为0.443。通过排除法和整机断滑油实验,确定该分量为燃气发生器转子前定心弹性支撑外挤压油膜涡动的特征频率。     

航空发动机测量耙裂纹故障诊断

以航空发动机测量耙振动试验过程中的安全监测为需求。首先,基于测量耙结构特征简化模型,建立了含裂纹测量耙振动特征方程;其次,建立了某型测量耙有限元模型,通过数值模拟分析了裂纹参数（相对位置、裂纹长度）对测量耙固有频率的影响规律;最后,开展了该型测量耙的振动试验。扫频试验结果验证了测量耙有限元模型的准确性,测量耙在振动耐久性试验过程中出现孔边裂纹,固有频率降低了11.1%,表明在测量耙研制过程中开展振动考核试验时,可在试验现场通过试验前后固有频率的变化实时监测耙体的结构损伤。     

航空发动机热态下不均匀叶尖间隙的热固耦合分析

涡轮叶尖间隙对发动机性能有很大影响。孔探图像显示高压涡轮叶片前缘与机匣衬套之间摩擦严重,且发动机排气温度裕度持续偏低。为了精确获得航空发动机在工作环境最恶劣工况下的叶尖间隙值,对涡轮盘与叶片进行热固耦合有限元分析。采用SolidWorks 2014建立高压涡轮盘与高压涡轮叶片模型,借助ANSYS Workbench获取工作状态下涡轮盘与叶片的温度场分布与结构变形量,得到高压涡轮叶尖前缘与后缘的实际间隙值,为改进高压涡轮单元体维修方案,提高发动机性能提供合理建议。     

涡轴发动机弹性支撑外挤压油膜涡动特征频率

为实现环境激励下复杂钢结构的损伤预警,提出一种基于粒子群优化（particle swarm optimization, 简称PSO）的支持向量回归（support vector regression, 简称SVR）-时间序列（auto-regressive and moving average model, 简称ARMA）组合模型用于频率预测,并结合均值控制图法将其用于复杂钢结构的损伤预警中。所提出频率预测模型的准确性和有效性采用潍坊市白浪河摩天轮钢结构实测数据进行验证。验证结果表明：与基本SVR模型、SVR-ARMA模型和PSO-SVR模型相比,所提模型具有更高的泛化能力和预测精度;在白浪河摩天轮钢结构的损伤预警中,基于粒子群优化的SVR-ARMA组合模型可检出由损伤造成模态频率轻微的异常变化,具有较强的损伤敏感性。研究成果可为环境激励下复杂钢结构的损伤预警提供参考。     

涡轴发动机弹性支撑外挤压油膜涡动特征频率

针对某型涡轴发动机整机台架测振时频谱分量多且对应激振源或调制因素不明确的问题,采用经验模式分解（empirical mode decomposition,简称EMD）对其振动数据进行滤波处理,发现某一中低频分量包含了原始数据较为显著的信息。经过多传感器、多状态测量,将测振参数进行时频分析,证明该频率分量为燃气发生器联合转子的亚同步频率,且二者之比为0.443。通过排除法和整机断滑油实验,确定该分量为燃气发生器转子前定心弹性支撑外挤压油膜涡动的特征频率。     

小型航空发动机虚拟样机设计与仿真分析

以ADAMS为平台建立了某型号小型航空发动机虚拟样机模型,该模型考虑了主轴承的润滑作用和柔性体对系统动力学行为的影响,使得模型更接近实际物理样机。通过对仿真结果的对比分析说明柔性体对系统动力学行为有一定的影响,在小型航空发动机设计和仿真分析中考虑柔性体的影响是必要的。     

大涡模拟航空发动机加力燃烧室内部流场

为研究航空发动机加力燃烧室内部气流的流动情况,基于LES计算方法,选用动态亚网格湍流模型对燃烧室内非反应流场进行数值研究。模拟结果显示:在中心锥后侧有较大回流区;在空心叶片尾部存在稳定回流区,表明大涡模拟动态亚网格模型能够模拟出加力燃烧室筒体内尺寸较小的涡团及涡团的掺混耗散过程,可较好地展现加力燃烧室实际的流动过程和特性。     

航空发动机机匣电解加工工艺

目前航空发动机机匣型面加工,主要采用五坐标数控铣削成形加工方法。而数控铣削加工存在一定的缺陷,如机匣材料多数是高温耐热合金,机械切削成形困难,刀具消耗量大,刀具费用高;数控铣削后,材料表面残余应力大,工件易变形,需增加热处理工序消除变形;数控铣削加工周期长,设备占有量大,     

航空发动机包装箱设计与制备研究

为安全可靠地运输和储存航空发动机,适应现代化保障需求,设计了带有减振装置和密封结构的复材包装箱。利用有限元软件对包装箱箱体及支撑架进行强度校核,对减振系统进行模态分析。结果表明,包装箱具有足够强度,支撑架结构具有足够的刚度储备,说明复材包装箱能够有效保护发动机,满足发动机的运输和储存要求。总结了包装箱箱体成型工艺及流程,箱体制备工艺得到了验证。     

航空发动机机匣加工工艺研究

航空发动机机闸在航空中的优势非常突出,类似于圆柱或者是圆锥的薄壁筒体,主要承担着承受压力和包容的作用,不同型号的航空发电机对于机闸的要求存在着明显的差异性.基于此,对航空发动机机闸加工工艺进行基础性实验的有效研究,提出多轴数控、火花高效放电、电解加工等加工工艺,以优化航空发动机机闸加工的整体工作流程,提高加工的效果,从而使得航空发动机机闸应用水平能够得到全面的提高.     

航空发动机连杆裂解工艺研究

介绍航空发动机连杆的特点与裂解加工的质量要求,在此基础上分析连杆材料与热处理对裂解加工的影响;对20CrMoA渗碳淬火连杆进行裂解加工试验,确定材料的热处理方法;分析工艺孔对加工质量的影响,给出合理的裂解工艺孔数量与形式;确定初始裂纹槽槽深、张角和曲率半径的取值范围;最后介绍同步浮动裂解装置,并提出"浮动定行程"裂解工艺加工方法,使裂解加工质量得到提高,获得优良的断裂面,解决了航空发动机连杆对裂解加工要求高的工艺难题.     

航空发动机机匣加工工艺研讨

正航空发动机机匣加工具有结构复杂、加工工艺性差、精度要求高、加工余量大、刚性差等特点,在其加工过程中易产生加工变形。通过研究航空发动机机匣的加工机床、刀具应用等加工工艺,分析机匣加工变形的原因,结合航空发动机机匣毛坯特点及加工工艺方法,提出的加工变形控制的措施,对薄壁类机匣的加工有一定的指导作用。航空航天技术发展日新月异,航空发动机技术首当其冲,作为航空发动机的核心关键部件的机匣,为了满足其功能需求结构变得越来越先进复杂,机匣类零件的结构相应的也变得复