涡扇发动机

摘要： 为了较准确地预测航空发动机机匣复合材料周向安装边的强度和失效模式,以某型涡扇发动机复合材料机匣周向安装边为对象,开展了复合材料机匣周向安装边模拟件的静拉伸试验和静强度及损伤预测方法研究。通过试验获得周向安装边模拟件静强度及给定考核静载下的损伤模式;基于3维逐渐损伤分析方法,采用挤压孔边局部节点合并等效接触算法,建立了复合材料机匣周向安装边模拟件的静载逐渐损伤分析模型,采用该模型对安装边模拟件不同角度的铺层损伤模式进行了分析。结果表明:静强度预测误差在6%以内,考核静载下的预测损伤与试验结果对比损伤区域基本一致;所建立的静载逐渐损伤分析模型具有较高的计算精度。

摘要： 针对低压轴断裂易引起涡轮飞转的问题,需在运营环境中进行涡扇发动机低压轴断裂的机载在线检测。采用机载测量的高压物理转速和低压物理转速等参数,建立了基于物理转速变化率和转差关系的低压轴断裂故障在线检测方法。通过发动机工况仿真识别了能够准确区分正常加减速过程、喘振过程和断轴过程的物理参数,设置了检测判定逻辑和判定阈值。结果表明:在断轴后的0.1 s内,低压转速变化率出现瞬间最小值;在0.2 s内,高压转速变化率变为正值。该方法检测响应时间为0~0.5 s,可以实时检测出低压轴断裂故障,有利于控制系统及时采取停车等处理措施以防止核心机被损坏,不会由于发动机正常停车、加减速、喘振和高压轴断裂而导致虚警,检测可靠性高,具有较高的工程实用性。

摘要： 针对综合电力系统对涡扇发动机的影响进行分析。分析了电起动机与空气涡轮起动机的起动性能差异,采用功率较小的电起动机,通过调整控制规律能满足发动机的起动需求。分析了发动机在高压轴和低压轴进行功率提取对发动机性能的影响,低压功率提取在发动机稳定工作方面更有优势,适用于飞机短时大用电需求。对电动燃油泵性能优势进行分析,电动燃油泵可有效降低传统燃油泵在发动机节流状态因热回油造成的功率损失,以某型发动机为例更换电动燃油泵能够实现亚音速巡航耗油率约0.2%-0.5%的降低。

摘要： 为了降低涡扇发动机控制逻辑中最小-最大选择结构的保守性,更高效地利用现有的安全裕度,提出一种基于条件判断准则的涡扇发动机限制保护控制器优化设计方法。通过对发动机关键输出变量进行条件主动判断,来决定限制保护控制器是否处于激活状态。其中,条件判断模块中的边界阈值采用智能优化算法-粒子群算法使其在给定的边界内搜索出合理可靠的最优值。基于某型涡扇发动机控制系统仿真平台进行计算机数值仿真,仿真结果表明:该优化方法有效地降低了最小-最大选择结构的保守性,在保持所有必要的安全极限情况下,推力响应速度得到了有效提高。其中,传统线性控制器的响应时间为4.7 s,而基于条件判断准则的限制保护控制器的响应时间则为3.8 s,缩短了近20%,控制系统的保守性得到了有效降低。

摘要： 为了提高涡扇发动机剩余使用寿命的预测精度,提出一种将变分自编码器(VAE)和双判别器对抗式生成网络(D2GAN)相结合的预训练特征提取模型。在该模型中,VAE作为D2GAN的生成器参与模型训练,形成双重嵌套生成结构,以提高中间特征的提取质量;利用长短时记忆网络进一步挖掘所提取特征的时序退化信息,预测发动机剩余使用寿命。为了验证所提模型的高效性,将模型在通用数据集上进行测试,并与当前最先进的研究比较,结果显示所提模型具有更优秀的预测表现,极大提高了发动机系统的安全性。

摘要： 大涵道比涡扇发动机被广泛应用于民航客机和大型军用运输机上,随着其涵道比的不断增大,风扇与低压压气机的转速不匹配问题日益凸显。文章通过数值模拟研究的方法,研究了带箍喷气自驱动风扇这一新型风扇结构在解决转速不匹配问题方面的可行性。数值模拟结果表明,通过带箍喷气自驱动风扇的喷管射流提供的动力扭矩来平衡风扇的阻力扭矩是可行的,同时喷管射流不会对风扇的性能和流场结构产生明显的负面影响。

摘要： 为了在发动机设计阶段降低涡扇发动机的红外辐射强度,建立了一种外涵引气冷却排气系统高温壁面的优化技术,开展了带外涵引气冷却的低红外特征涡扇发动机总体性能优化设计方法研究。首先,建立了带外涵引气冷却的涡扇发动机总体性能计算模型,并分析了非加力状态下引气量对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低单位油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型和方法,对设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。研究结果表明,相较于传统的涡扇发动机设计参数选取,带外涵引气冷却的涡扇发动机具有更低的红外特性,并且经过多目标优化后,带外涵引气冷却的涡扇发动机在兼顾低红外特征的同时具有更优的总体性能。

摘要： 准确预测飞机发动机的剩余使用寿命,既便于采用及时合理的维修措施,降低维护的经济成本,又提高了飞机的安全性。提出了一种基于门控循环单元的剩余使用寿命评估模型。从大量训练集中采集数据的时序特征,筛选后将合适的特征数据进行门控循环单元网络模型训练,生成预测模型。该预测模型对测试集进行剩余使用寿命评估效果良好,验证了方法的可用性。该方法有效监测航空发动机的动态健康状态,为基于深度学习方法建立剩余寿命评估模型提供了新途径。

摘要： 通过航空发动机总体性能计算程序仿真计算,分析某型涡扇发动机风扇、压气机、主燃烧室、涡轮和加力燃烧室等部件特性变化对发动机整机性能的影响。按发动机控制计划,控制风扇换算转速,通过计算得出部件特性对发动机推力、耗油率、燃烧室出口温度等参数的影响结果。结果表明:高低压转子效率和燃烧室总压恢复系数降低,以及风扇压比和流量升高,发动机按控制计划调整控制参数,引起部件性能和流道参数发生变化,导致发动机推力、耗油率和燃烧室出口温度升高;高压转子效率对发动机性能影响最大,其次为燃烧室、低压转子效率。

摘要： 涡扇发动机经常会在雨天执行飞行任务,当雨滴进入发动机后,由于风扇旋转、液滴和液滴碰撞、液滴与叶片壁面碰撞导致核心机与内外涵道之间的水量重新分配。针对雨滴在内外涵道的分配问题,采用了3维建模仿真方法计算水进入核心机的比例。通过拉格朗日法建立了两相流模型,同时考虑了液滴运动模型和破碎模型,研究了不同的水气比、初始液滴直径和风扇转速对内外涵道水量分配比例的影响。结果表明:进入核心机的水量取决于液滴的初始液滴直径和风扇速度,水气比对进入核心机的水量影响较小。将仿真计算结果与文献[6]中经验数据进行了比较,仿真最大误差为3.3%。证明所建立的涡扇发动机内外涵道水量分布比例数值仿真方法是合理的,对计算液滴量的内外涵道分配具有一定的参考价值。

摘要： 随着大型装备日趋复杂化、精密化和专业化,工业界对智能服务技术的需求更加迫切.涡扇发动机作为设计结构复杂、可靠性要求高的关键航空部件,其剩余使用寿命(Remaining useful life,RUL)的有效预测,对于科学合理地制定维护策略,降低维护成本具有重要意义.针对发动机状态监测数据样本量大、维度高的特点,提出一种整合自编码神经网络(Autoencoder)和双向长短期记忆(Bidirectional long short-term memory,BLSTM)神经网络优势的混合健康状态预测模型,优化涡扇发动机的剩余使用寿命预测.利用Autoencoder方法作为特征提取工具,对状态监测数据进行压缩,然后利用BLSTM方法能捕捉数据长程依赖的特性,构建剩余使用寿命的混合深度学习预测模型.基于通用数据集开展测试比较,结果表明Autoencoder-BLSTM混合模型的预测精度优于现有的多层感知机、支持向量回归、卷积神经网络和LSTM方法,可有力支撑涡扇发动机的健康管理与运维决策.

摘要： 分析某涡扇发动机齿轮箱组件的结构特点和装调工艺难点,提出了齿轮箱组件精密装调的关键技术,制定了合理的装调技术方案,采用理论计算和分析、工艺试验等方式开展齿轮侧隙检测、弧齿锥齿轮侧隙调整、接触印痕检测与调整等关键技术研究.通过设计专用测量装置实现了弧齿锥齿轮侧隙检测,研究弧齿锥齿轮侧隙调整方法,进行了侧隙变化量的理论计算并开展工艺试验对理论计算结果进行验证,得到了弧齿锥齿轮轴向位移与侧隙变化量之间的数值关系,为弧齿锥齿轮侧隙调整提供依据;分析了弧齿锥齿轮接触印痕影响因素,采用着色检查进行弧齿锥齿轮接触印痕检测,并开展工艺试验研究接触印痕的调整规律,通过对工艺试验结果进行分析总结并结合锥齿轮接触印痕理论变化规律,得到了弧齿锥齿轮接触印痕调整的半定量规律.通过研究突破了齿轮箱组件精密装调技术瓶颈,完成一台合格产品的装配和调试.

摘要： 本文分析某定型涡扇发动机的优点和结构特点,根据无人机动力装置的发展需求,确定了改型基本原则,并进行了改型技术途径研究及风险分析,通过适当的改装和匹配,能大批量生产,满足大型无人机动力装置的需要.将涡扇发动机改为无人机动力是行之有效、快速高效的型号改进途径.

摘要： 针对大涵道比涡扇发动机控制系统中最易发生故障的传感器,提出了基于增广卡尔曼滤波的故障诊断与自适应重构控制方法,对传感器进行了实时故障检测与诊断.应用MATLAB进行了系统仿真,仿真结果表明了该种方法的可行性.

摘要： 针对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的结构特点,研制了数字式无线电近距遥测系统,对风扇叶片的静强度和振动模态进行了仿真分析,并将仿真结果应用于应变计的改装方案设计.基于充分的技术准备,国内首次开展了大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力的飞行实测,获取了风扇叶片的振动特性,为风扇叶片设计验证和改进提供了必要依据,掌握了风扇叶片动应力测量试飞技术,具备了型号试飞能力,为我国军民用发动机广泛开展转子叶片动应力测量研制试飞和适航审定试飞奠定了基础.

摘要： 基于非结构/混合网格并行计算软件,以等熵流动原理为出发点,结合发动机短舱入口及远场特征边界条件,建立了一种新的涡扇发动力动力特性计算模型.通过与Navier-Stokes方程耦合求解,数值模拟了轴对称超高涵道比涡扇模型(CRUF)和轴对称涡轮动力模型(TPS)进排气流场,计算结果与文献中的发动机动力特性模型计算结果以及实验数据进行比较,三者吻合较好,从而验证了本文构造的涡扇发动机动力特性计算模拟的正确性、可靠性以及工程实用性.

摘要： 随着飞机适航审定关于噪声要求的逐年提高,预测部件飞行噪声声压级可以为飞机的适航审定工作提供依据,也可以为发动机的减噪设计提供参考.通过对发动机部件噪声进行预测,可以有效确定发动机的部件特性.以核心机噪声为突破口,通过对发动机核心机的静态噪声进行预测,然后经过从静态到飞行状态相关映射因素声源移动效应、声衰减等的修正,最后得到飞机在边线时的噪声值.同时可以用文中的方法预测其他部件的噪声值,整合预测出整机的噪声,可作为适航审定的依据,从而大量减少适航审定过程的投入成本.

摘要： 以先进涡扇发动机转子系统为代表的带有弹性支承、内外布置的多转子系统,其动力学特性具有特殊性,转子系统不对中问题的理论研究及其工程设计与诊断技术需求十分迫切.本项目针对先进涡扇发动机转子系统具体结构特征开展动力学建模与不对中模式研究,提出了航发转子系统两类不对中问题即联轴器不对中和支点不对中的五种具体模式及其主要影响因素.创新性地建立了考虑支承结构存在偏置时的角接触球轴承5自由度刚度变化模型和带有滚动轴承不对中的两支点转子系统动力学解析模型,获得了滚动轴承不对中的激振机理及其附加激励力表达式,揭示了轴承支点不对中转子系统振动响应转频及其二倍频成分变化不明显、轴向振动突出等新规律.

摘要： 开展轻质复合材料风扇包容机匣的研究,对大型民用涡扇发动机的减重设计具有重要意义.为研究Kevlar纤维束编织布缠绕增强机匣的包容过程和包容机理,在立式试验台上进行高速旋转平板叶片撞击Kevlar缠绕增强铝合金内层机匣的包容试验,并采用显式瞬态动力学软件LS-DYNA对撞击过程进行数值仿真.结果表明:叶片撞击机匣的过程可分为三个阶段,其中包括两次主要的撞击;断叶的冲击动能大部分由Kevlar纤维束编织布吸收;断叶包容过程中外层纤维布会产生较大的鼓包变形,鼓包的大小和位置随叶片运动而改变.

摘要： 随着科学技术的发展和人们生活水平的日益提高，现代社会对民用飞机噪声限制的要求也越来越高，国际民航组织(ICAO)和各国的适航机构相继制定和颁布了严格的飞机噪声适航标准。本文通过对大涵道比涡扇发动机混合式排气系统缩比模型的冷喷流实验,研究了由波瓣混合器和锯齿形喷管组成的降噪型组合喷管的二次混合强化喷流降噪技术.研究结果表明:与基本型喷管相比,降噪型组合喷管在低频段有一定的降噪效果,并随着锯齿切入度的增大,降噪量进一步的有所增加;降噪型组合喷管高频段的声压级增加不是很明显,随着锯齿切入度的增大,喷管上游方向的声压级增加量也相对明显,喷管中游和下游方向的声压级呈波动变化,并且变化不明显;降噪型组合喷管不同程度地降低了喷管上游方向和下游方向的总声压级,但也引起喷管中游方向总声压级略有升高.

摘要： 本发明涉及用于涡扇发动机中的风扇罩和组装涡扇发动机的方法。具体而言，提供了一种用于涡扇发动机(10)中的风扇罩(100)。风扇罩(100)包括具有大致圆柱形截面形状的后部部分(102)，以及从后部部分(102)延伸的前部部分(104)。当前部部分(104)从后部部分(102)延伸时，前部部分(104)的截面形状在径向尺寸上逐渐减小。

摘要： 本公开涉及一种涡扇发动机低压轴断裂检测方法及系统、涡扇发动机，其中，检测方法包括：根据检测的发动机转速信号得出加速率信号，提取识别低压轴断裂的第一特征L1；根据检测的温度信号和转速信号合成换算转速值，并通过比较高压换算转速和低压换算转速的转速差，提取识别低压轴断裂的第二特征L2；将压比变化率与预设压比变化率阈值比较，提取识别低压轴断裂的第三特征L3；将所述第一特征L1、第二特征L2和第三特征L3进行逻辑判断，以识别出低压轴断裂故障。

摘要： 本发明公开了一种涡扇发动机外涵低损失降噪装置及具有其的涡扇发动机，包括：引流装置和减阻降噪装置。减阻降噪装置呈中空管状，连接于发动机两段外涵流道之间，以形成外涵流道的组成部分。引流装置的进流端穿设外涵流道的壁面后伸入外涵流道内以引出冷气流，引流装置的出流端连通减阻降噪装置，以使引出的冷气流进入减阻降噪装置，进而在减阻降噪装置的作用下由减阻降噪装置的内壁面射出形成壁面吹气，以降低外涵流道壁面的摩擦阻力，进而减小发动机外涵总压损失。本发明提供了一种涡扇发动机外涵低损失降噪装置，通过壁面吹气的方式降低发动机外涵流道壁面的摩擦阻力，从而减小发动机外涵总压损失，有效提高发动机推力，降低耗油率。

摘要： 本发明提出了一种航空涡扇发动机改型方法及改型车载涡扇发动机，基于各型特种车辆对小体积、大功率喷气动力的需求，选取退役涡扇发动机进行车载喷气动力改型，改型方法包括保留涡扇发动机的关键部件和主体结构，去除不适用部件，加装部件，改型后的发动机末端设有带快装卸设计的标准化机械接口，后端设备只要依据本产品规范即可进行快速连接；本发明选取成本低、耗油率低的退役涡扇发动机来进行车载喷气动力改型，改型方法简单快捷、花费少、通用性强，保留了退役发动机的最大利用价值，适合对退役发动机进行批量化改装；改型产品可为后端应用设备提供排气量宽范围可调的高温高速喷流，产品体积小、可靠性高、适合作为多种特种车辆的喷气动力。

摘要： 本发明涉及用于涡扇发动机中的风扇罩和组装涡扇发动机的方法。具体而言，提供了一种用于涡扇发动机(10)中的风扇罩(100)。风扇罩(100)包括具有大致圆柱形截面形状的后部部分(102)，以及从后部部分(102)延伸的前部部分(104)。当前部部分(104)从后部部分(102)延伸时，前部部分(104)的截面形状在径向尺寸上逐渐减小。

摘要： 本发明涉及一种涡轮发动机，诸如航空涡扇发动机或涡轮螺旋桨发动机，所述涡轮发动机包括风机外壳(10)，该风机外壳(10)具有围绕该风机的叶片的基本圆柱形壁(12)，以及径向地安装在所述壁(12)内侧的至少两个环形隔音镶板(18、20)，第一镶板(18)被安装在该风机的上游，第二镶板(20)位于该第一镶板(18)的下游并支撑由耐磨材料制成的内层(42)，该内层面对该风机的叶片的径向外端，其特征在于，该两个环形镶板(18、20)形成单个结构单元。

摘要： 本发明公开了一种发动机喷管及包含其的涡扇发动机，发动机喷管包括外涵壳体和内涵壳体，内涵壳体设于外涵壳体的内侧，内涵壳体的内腔形成内涵道，外涵壳体和内涵壳体之间形成外涵道，其特征在于，内涵壳体和/或外涵壳体的周向上设有多个通孔，通孔内设有遮挡件，遮挡件能被控制打开或封闭通孔。本发明使得发动机喷管在喷射气流时，外涵道内的气流可通过通孔进入内涵道内并与内涵道内的气流提前混合接触形成交流机制，外界大气内的气流可通过通孔进入外涵道内并与外涵道内的气流提前混合接触形成交流机制，通过更有效的掺混混合来达到降低喷流噪声的目的。

摘要： 本发明提供了一种涡扇发动机低温起动试验发动机冷浸方法，该方法在高空模拟试车台上进行，包括如下步骤：S1：高空模拟试车台空气系统向发动机供给低温空气；S2：通过外流对发动机进行冷浸至发动机滑油温度达到滑油许用温度下限；S3：通过内流和外流同时对发动机进行冷浸至发动机轴承温度达到低温起动试验规定温度；S4：对发动机进行保温；S5：开展低温起动试验。该方法通过内外流同时冷浸发动机，真实模拟了高寒极端气候环境，发动机冷浸时间由最初的4小时缩短至如今的1至1.5小时，安全高效的实现了发动机冷浸，从而使得试验成本大幅度降低，并从严验证和考核了涡扇发动机在高寒极端气候环境条件下的起动及加速到最大的能力。

摘要： 本实用新型涉及一种涡扇发动机轴承支承锥和涡扇发动机，其中，涡扇发动机轴承支承锥包括空心锥体，在空心锥体的壁面上部分地设有第一加强筋，以使空心锥体在设置第一加强筋的部位形成刚度加强部，且空心锥体在未设第一加强筋的其余部位形成刚度薄弱部，刚度加强部的刚度大于刚度薄弱部的刚度，在风扇叶片脱落状态下，刚度薄弱部能够在不平衡载荷作用下断裂。轴承支承锥失效后，传力路径中断，有效阻止了其它部件直接受极大的不平衡载荷的作用，保护关键结构。

摘要： 本实用新型公开了一种涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以有效实现对尾锥的冷却。涡扇发动机内涵排气装置包括尾喷管、尾锥以及引气管。尾喷管具有贯通自身轴线方向的第一通孔。尾锥位于尾喷管的第一通孔的下游，且部分位于尾喷管的外部；尾锥与尾喷管固定连接；尾锥的壁体被构造为双层或者多层的，且在相邻两层壁体之间形成空腔。引气管，位于尾锥的内壁的上游，且位于第一通孔中；引气管与尾喷管和尾锥至少其中之一固定连接，引气管的一端与尾锥的壁体之间的空腔流体连通。上述技术方案，其尾锥采用双层壁或者多层壁结构，并且经由引气管将外部冷却气体引入到尾锥的空腔中，以实现对尾锥的有效冷却。