航空发动机

摘要： 针对航空发动机燃烧室帽罩成形难度大、易失稳起皱等问题,进行了粘性介质结合翻边成形有限元仿真研究,研究结果表明,帽罩中心开孔尺寸决定了环形凸起复杂曲面区域的应力场分布,在预成形过程中,环形凸起区域均由残余压应力与拉应力混合组成,增加开孔尺寸,环形凸起表面拉应力均值有下降的趋势,在二次成形过程中,受中心孔尺寸优化影响,残余拉应力与压应力均值及极值的分布均匀,帽罩环形凸起区域没有明显褶皱出现。在翻边成形过程中,采用2m/s凸模进给速度,模型整体成形应力均匀性提高,符合成形要求。

摘要： 航空发动机延程运行(ETOPS)资格是飞机延程运行的基础,为了给国内航空发动机ETOPS型号设计及适航符合性验证提供指导,研究ETOPS适航规章形成的历程及航空发动机早期ETOPS资格的设计和试验要求。分析发动机ETOPS适航条款与飞机ETOPS适航条款的关系,提出一种民用航空发动机ETOPS型号的设计及符合性验证方法。结果表明:本文提出的验证方法为指导民用航空发动机早期ETOPS型号设计和符合性验证提供了依据。

摘要： 为了解决航空发动机叶片故障检测中存在的检测精度欠佳、检测效率不高的问题,提出了一种基于深度学习的目标检测方法。针对小样本数据集检测精度低、模型训练速度慢等问题,对Faster R-CNN目标检测算法进行结构优化,引入Res2Net结构,通过分割串联的策略强化残差模块的卷积学习能力,搭建了细粒级的多尺度残差模型Res2Net-50,以提升模型的特征提取能力。同时,在网络的训练过程中,采用多次余弦退火衰减法对学习率进行调整,以加快模型的训练速度,提升模型的训练质量。针对航空发动机叶片裂纹和缺损2种故障类型进行网络训练与检测试验,试验结果表明:优化后的模型识别准确率提高了0.7%,模型的平均检测精度提高了1.8%,训练时间缩短了5.56%,取得了比较好的检测效果。

摘要： 针对激光选区熔化成型316L不锈钢工艺参数选择问题,采用单因素条件变量分析法,在激光选区熔化过程中,分析了激光功率、扫描速度对316L不锈钢成型零件表面粗糙度、致密度、硬度和尺寸偏差的影响规律。结果表明:当激光功率降低或者扫描速度提高时,内部能量密度减小,粉末熔化量减少,试样表面球化效应增强,孔隙缺陷增多,试样致密度减小、硬度降低;当激光功率提高或者扫描速度降低时,内部能量密度增大,粉末被过度烧蚀,产生较大的尺寸偏差,所形成熔道易塌陷,导致层间结合较差,试样性能降低。当激光功率为300 W、扫描速度为1000 mm/s时,能量密度适中,形成了较好的冶金结合,抗拉强度可达753 MPa,上表面硬度HRB能达到97.22。该项研究为316L不锈钢激光选区熔化工艺参数的合理选择提供了参考。

摘要： 由于航空发动机科研试验存在高温的部件或者系统,在试验前准备、试验后检查等阶段,可导致环境温度过高,对工作人员身体健康存在影响;目前,部分工艺设备提出了工作温度限制条件,如某电机提出工作环境温度50°C以下,如不采取有效环境温度控制措施,室内温度极有可能超限。在非标工程设计中,非标特殊设备存在锁定相关参数迟滞、相关参数无法提供准确输入,上述问题设计余量一般很大,设计效果并不好。为改善试验测试人员的工作环境,减少恶劣的工作条件对人体的损伤,同时满足设备提出的工作温度限制条件,本文以某试验台(厂房)为原型,建立温度场计算模型,进行热分布仿真计算,再结合实测数据对仿真结果进行对比,从而验证仿真计算的准确性。最终根据仿真结果去评估整个试验台附近的温度场分布情况,检验室内温度控制手段是否有效。

摘要： 为解决航空发动机管路振动应力超限问题,提出航空发动机管路振动应力原位抑制概念,制定了管路振动应力原位抑制流程,提炼出基于管路基本管型、卡箍基本约束方式的振动应力原位抑制方法;结合发动机整机试验,对管路系统振动应力测试截面、试车程序进行了分析,并将所建立的分析流程和方法应用到某型发动机管路系统设计和试验中。结果表明:振动应力原位抑制后的管路系统承受住了实际工作环境的考验,验证了流程和方法的有效性;管路两端管接头焊接处、与附件相连接头处、刚性接地卡箍处,是应力较大的区域,应进行重点监控;采用3 min试车方案可在保证测量数据准确有效的前提下,降低测试成本并提高1倍的测试效率。管路振动应力原位抑制流程和方法可为航空发动机管路系统的设计、振动应力测试及抑制提供参考。

摘要： 现代民用航空发动机总体设计已经定型,要想提升发动机的性能、提高推重比,必须在发动机制造材料上进行升级换代。如今,传统高温合金已经很难追上航空发动机的发展速度,研发新型高温材料取代高温合金是最有效的途径,陶瓷基复合材料是其中的选择之一。本文介绍了陶瓷基复合材料的发展以及应用现状,总结了目前航空发动机使用的高温合金制作工艺以及使用材料的发展历程,并指出了高温合金涡轮叶片的缺点,提出了相应的解决方案。随后介绍了陶瓷基复合材料的概念、制备方法以及性能,分析了目前陶瓷基复合材料存在的缺点和改进方法,对陶瓷基复合材料替代高温合金用于航空发动机涡轮叶片进行了分析。

摘要： 航空发动机气路故障在发动机故障类别中是非常重要的一环,因此为保障飞行安全需避免气路故障,并及时对气路故障进行排故和预测。而随着现代算力和算法发展,基于数据驱动的方法在气路故障诊断中也具有越来越重要的影响力。较为详细地叙述了目前中国基于数据驱动方法航空发动机气路故障诊断的现状,讨论了各种方法的优缺点,指出了利用数据驱动方法的难点和关键环节,并对未来相关的研究趋势和发展趋势做出了展望。

摘要： 近年来,随着航空发动机技术的发展,零件的设计结构也越来越复杂化、集成化、轻量化,随之而来是对零件的加工技术提出了更高要求。这里提到的放气支板就是这样一种结构新颖的新零件,由于结构特殊,在首次加工中暴露出一系列的加工问题,直接影响到零件的正常交付。为了解决加工问题,对放气支板的加工方法等加以深入研究和分析,依托UG编程软件,应用五轴联动加工解决了零件清根问题;通过采用分层铣削方式,解决了铣加工深腔过程中的让刀问题;通过采用钻削方法代替电加工方法加工斜面上小孔,解决了加工效率低,电加工后重熔层难去除问题。经过这样一系列的技术研究和改进,最终实现了放气支板零件的合格交付。

摘要： 飞机在跑道上滑跑、起飞与着陆过程中的发动机外物撞击监测对其飞行安全保障至关重要。为监测识别发动机工作过程中的外物撞击事件,通过风扇叶片外物撞击模拟试验平台开展外物撞击模拟试验,采用应变测量的方法对叶片应力进行实时测量与分析,实现风扇外物撞击事件监测识别的目的。试验与分析结果表明:获取了数值模拟与应变测量的风扇转子叶片结构特性图,数值模拟与试验测量动频最大误差为0.86%;外物撞击使叶片的一阶动频幅值发生较大的增加,通过试验过程中的应变测点时频图可监测识别外物撞击事件发生的时刻、频次与位置等。

摘要： 保证飞机安全运行的核心任务之一是监测航空发动机的运行状态,并对可能的故障进行诊断以及对剩余寿命进行预测.航空发动机运行周期长,传感器监测数据维度高,这些因素都为提出一个能够准确而稳定的剩余寿命预测模型提出了挑战.为此,本文提出了一种基于特征提取与Stacking算法的航空发动机剩余寿命预测神经网络模型.该模型首先应用随机森林算法实现数据降维,然后借助Stacking算法将MLP、LSTM、Bi-LSTM和GRU等深度学习模型进行选择性集成,得到发动机剩余寿命的最终预测结果.使用C-MAPSS数据集进行实验验证发现,本文所提出的模型在各方面表现上均优于现有的单个深度学习模型,这一结论为维护发动机健康稳定运行提供了重要参考.

摘要： 航空发动机本身是多学科综合产物,其结构、工作原理和运行工况非常复杂,给相关从业人员的学习带来较大困难;传统航空发动机装配均采用纸质装配图纸,具有很强的抽象性;航空发动机试车工艺大纲也使操作人员无法直接感受装试环境和条件;另外,现有的航空发动机仿真方式以大量计算为呈现手段的性能计算为主,无法满足航空发动机装试技术专业人才培养的需要.本文以某型航空发动机为研究对象,采用虚拟现实技术开发了一套集发动机虚拟试车操作培训考核、运行工况分析以及典型性能故障模拟等功能于一体的装试技术及可视化平台.本文系统地介绍了该仿真平台的架构及以物理模型为基础的虚拟装试技术、虚拟仿真装试交互场景防眩晕技术及分布式数据源等关键技术.该平台创新性地以发动机结构、工艺、工作过程等真实物理模型为基础,以虚拟现实技术为交互和呈现手段,将发动机工作数学模型、试车工艺模型等数据源独立分布在平台不同位置,设计了航空发动机装配、试车两大任务主线,搭建了一个以内部模型数据和外部人员操作输入共同驱动的具有强烈沉浸感的试验环境.结果表明:该平台能够在1∶1实景下进行合成音效、颜色空间、火焰形态等高精度实时反馈仿真数据的变化,较好地解决了航空发动机装试技术领域面临的真实性与运行成本、安全等方面的矛盾,为航空发动机试车人员培训提供了全新的研究和学习工具.

摘要： 弹簧是燃油电磁阀中重要的零组件,通常安装于衔铁与挡铁或活门与活门座之间,控制电磁阀的启动与闭合,其性能直接影响燃油电磁阀的正常工作.随着中国航空发动机事业的飞速发展,对阀类产品的技术要求也越来越高,高性能,轻量化已成为了主要的发展方向.因此,在对弹簧等关键零组件进行设计时,需多方面、多指标考虑,以满足产品的设计需求.而目前弹簧常用设计方式是通过弹簧力来对弹簧各参数进行设计,需多次试算直至满足要求,计算效率不高且存在一定的局限性.本文将弹簧设计问题转化为多目标优化问题,将弹簧力F,弹簧质量m,自振频率fn作为优化目标函数,将弹簧丝径d、弹簧中径D、工作圈数n、自由高度L、支撑圈数nz作为优化目标.采用改进粒子群算法,通过计算当前各指标数据与最优值之间的距离,实现对当前方案的评价.并与基本粒子群算法进行对比,验证了改进算法的可行性.研究结构表明,改进粒子群算法迭代曲线在30代左右结果趋于稳定,其计算结果可行,能够满足燃油电磁阀弹簧设计的需求.改进后的离子群算法较传统粒子群算法收敛速度更快,计算结果更加精确,更好的实现对弹簧的设计计算,可作为一个解决燃油电磁阀弹簧设计的有效工具,具有良好的工程应用前景.

摘要： 轴断裂是发动机运行时具有严重危害性的事故之一,发动机在运行时如果发生断轴事故,涡轮会在短时间内超转破裂、压气机也会进入不稳定工作状态,气路流动极为复杂且难以分析,CCAR33.27、33.92、33.94条款分别对转子轮盘、转子锁定和机匣包容性作了适航规定.为此,本文提出了一种最大能量假设,以断轴前高压压气机出口气流总焓为断轴后短时间内的气流稳态参数,在最保守的条件下仿真发动机在断轴后的性能.本文在MATLAB/Simulink环境下按部件法建立了发动机的气动热力模型,在分别采用最大能量假设和现有文献的方法下,对比验证了断轴后的高压压气机出口气流能量的变化规律,重点仿真了发动机在高压转子轴断裂后的转速变化情况,分析了在最大能量假设下低压转子转速变化响应,同时仿真和分析了压气机的气路响应,并在此基础上研究了控制器在不同时间内介入并切断燃油供应对高压涡轮转速变化情况的影响.结果表明:轴断裂后压气机出口气流能量呈现下降趋势;最大能量假设可以在15％-25％的安全裕度下仿真高压涡轮的转速变化情况,合理外扩了发动机的安全性范围;此外该假设还能仿真高压压气机和低压转子的转速变化情况;轴断裂后压气机会进入不稳定工作状态.

摘要： 为了分析更加广泛的来流条件下,激波诱导振荡燃烧中波的传播和相互作用规律的变化情况,进一步揭示燃烧模态的切换规律,本文采用二维轴对称Euler方程和基元反应模型,对不同直径圆球在多个来流条件下的H2/air预混气体中诱导振荡燃烧的现象开展数值模拟.研究验证了燃烧模态随圆球直径的切换规律,即圆球直径增大,燃烧模态会从稳定模态变为超高频振荡模态,然后突变为高频振荡模态.研究还进一步发现,来流压力会影响到超高频振荡模态的形成,在某些来流条件下,圆球直径从小增大,燃烧模态会直接从稳定模态变为高频振荡模态,其间没有出现超高频振荡模态.

摘要： 为了分析更加广泛的来流条件下,激波诱导振荡燃烧中波的传播和相互作用规律的变化情况,进一步揭示燃烧模态的切换规律,本文采用二维轴对称Euler方程和基元反应模型,对不同直径圆球在多个来流条件下的H2/air预混气体中诱导振荡燃烧的现象开展数值模拟.研究验证了燃烧模态随圆球直径的切换规律,即圆球直径增大,燃烧模态会从稳定模态变为超高频振荡模态,然后突变为高频振荡模态.研究还进一步发现,来流压力会影响到超高频振荡模态的形成,在某些来流条件下,圆球直径从小增大,燃烧模态会直接从稳定模态变为高频振荡模态,其间没有出现超高频振荡模态.

摘要： 为了分析更加广泛的来流条件下,激波诱导振荡燃烧中波的传播和相互作用规律的变化情况,进一步揭示燃烧模态的切换规律,本文采用二维轴对称Euler方程和基元反应模型,对不同直径圆球在多个来流条件下的H2/air预混气体中诱导振荡燃烧的现象开展数值模拟.研究验证了燃烧模态随圆球直径的切换规律,即圆球直径增大,燃烧模态会从稳定模态变为超高频振荡模态,然后突变为高频振荡模态.研究还进一步发现,来流压力会影响到超高频振荡模态的形成,在某些来流条件下,圆球直径从小增大,燃烧模态会直接从稳定模态变为高频振荡模态,其间没有出现超高频振荡模态.

摘要： 为了分析更加广泛的来流条件下,激波诱导振荡燃烧中波的传播和相互作用规律的变化情况,进一步揭示燃烧模态的切换规律,本文采用二维轴对称Euler方程和基元反应模型,对不同直径圆球在多个来流条件下的H2/air预混气体中诱导振荡燃烧的现象开展数值模拟.研究验证了燃烧模态随圆球直径的切换规律,即圆球直径增大,燃烧模态会从稳定模态变为超高频振荡模态,然后突变为高频振荡模态.研究还进一步发现,来流压力会影响到超高频振荡模态的形成,在某些来流条件下,圆球直径从小增大,燃烧模态会直接从稳定模态变为高频振荡模态,其间没有出现超高频振荡模态.

摘要： 预冷器内流体的流动存在严重的分布不均匀现象,工质流量分配不均匀导致换热不均匀,影响预冷器的整体换热性能.本文采用FLUENT软件对环形扇片式预冷器空气侧的流量分配特性进行模拟仿真,改变预冷器外壳轴向角度、毛细管轴向和径向管间距、空气侧入口结构的轴向间距,发现改变预冷器外壳轴向角度从0°增加到6°,流量不均匀度降低12％;减小毛细管的轴、径向管间距以提高毛细管的紧凑度有利于改善流量不均匀性;空气侧入口结构的轴向间距取12mm时流量不均匀度可降低3.7％.

摘要： 预冷器内流体的流动存在严重的分布不均匀现象,工质流量分配不均匀导致换热不均匀,影响预冷器的整体换热性能.本文采用FLUENT软件对环形扇片式预冷器空气侧的流量分配特性进行模拟仿真,改变预冷器外壳轴向角度、毛细管轴向和径向管间距、空气侧入口结构的轴向间距,发现改变预冷器外壳轴向角度从0°增加到6°,流量不均匀度降低12％;减小毛细管的轴、径向管间距以提高毛细管的紧凑度有利于改善流量不均匀性;空气侧入口结构的轴向间距取12mm时流量不均匀度可降低3.7％.

摘要： 本发明公开了一种航空发动机传动机构以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化航空发动机传动机构的性能。该航空发动机传动机构包括第一轴承座、第二轴承座、偏心挡肩、第一轴承、第二轴承以及传动轴。偏心挡肩的第三通孔的圆心相对于偏心挡肩的外轮廓的圆心是偏心的；偏心挡肩安装于第一通孔中。第一轴承的第一外圈的圆心相对于第一内圈的圆心是偏心的；第一外圈安装于第三通孔中。第二轴承包括可转动连接的第二外圈和第二内圈，第二内圈安装于第二通孔中。传动轴的第一端安装于第一内圈的通孔中，传动轴的第二端安装于第二内圈中。上述技术方案，优化了航空发动机传动机构的结构和性能。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机涂层其制备方法和应用、航空发动机、航空器，涉及材料表面改性技术领域。该航空发动机涂层包括热障涂层及其表面的Yb3Al5O12层，所述热障涂层的材料包括Y2O3和ZrO2，所述Yb3Al5O12层包括由Al、Yb和ZrO2原位反应生成。当发生原位反应时，新形成的Yb3Al5O12熔体可以沿微裂纹的延伸方向流动，至反应完全，Yb3Al5O12完全封堵热障涂层表面的大量微裂纹，物理上隔绝了水蒸气的进入，抑制了热障涂层中Y元素的降解，还保持了面层的致密性且Yb3Al5O12层对热障涂层陶瓷层有一定的保护作用。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机传动机构以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化航空发动机传动机构的性能。该航空发动机传动机构包括第一轴承座、第二轴承座、偏心挡肩、第一轴承、第二轴承以及传动轴。偏心挡肩的第三通孔的圆心相对于偏心挡肩的外轮廓的圆心是偏心的；偏心挡肩安装于第一通孔中。第一轴承的第一外圈的圆心相对于第一内圈的圆心是偏心的；第一外圈安装于第三通孔中。第二轴承包括可转动连接的第二外圈和第二内圈，第二内圈安装于第二通孔中。传动轴的第一端安装于第一内圈的通孔中，传动轴的第二端安装于第二内圈中。上述技术方案，优化了航空发动机传动机构的结构和性能。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机短舱的入口部和航空发动机短舱。航空发动机短舱的入口部包括至少两个内壁分板和主体框架，主体框架包括第一框架、第二框架和轴向连接梁，第一框架包括第一内环和位于第一内环的径向外侧且与第一内环连接的第一外环，第二框架包括第二内环和位于第二内环的径向外侧且与第二内环连接的第二外环，第一框架和第二框架同轴设置且轴向连接梁连接于第一内环和第二内环之间，至少两个内壁分板沿周向依次围绕设置于第一内环和第二内环上。本发明的入口部将主体框架设置为整体式结构，且将内壁板设置为至少两个内壁分板的形式，当内壁板局部损坏时可以对损坏区域的内壁分板局部换装，因此便于维护。

摘要： 本公开涉及一种航空发动机试验机匣和航空发动机试验系统。其中，航空发动机试验机匣包括：机匣本体；承载支架，固设在机匣本体内；以及空气节流机构，其通过承载支架设于机匣本体内，用于调整流过机匣本体内的空气流量；其中，空气节流机构的节流位置和节流面积均被配置为可调。本公开航空发动机试验机匣能够调整流过风扇内涵道或者外涵道气流的空气流量，从而调整风扇压缩功和低压转子的剩余功率，改变发动机低压转子转差。该试验机匣加工简单、调整便捷、转子转差调整范围大，能够大大降低试验成本和周期。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机曲轴总成，包括曲轴曲柄臂以及与曲轴曲柄臂连接的曲轴前曲柄和曲轴后曲柄，曲轴曲柄臂位于曲轴前曲柄和曲轴后曲柄之间，所述曲轴曲柄臂上集成有信号轮。本发明的航空发动机曲轴总成，信号轮与曲轴曲柄臂上成为一个整体，避免了使用其它的连接装置，减轻了质量的同时也节省了空间；集成化的设计还提高了曲柄臂的强度和信号轮整体的强度，提高了发动机的可靠性。本发明还一种了一种航空发动机。

摘要： 本发明提供了一种航空发动机组合回油泵及包括其的航空发动机，航空发动机组合回油泵包括外壳体，以及安装在外壳体内的至少一级齿轮泵、至少一级旋板泵和至少一齿轮变速箱，每一齿轮泵和对应的每一旋板泵之间通过齿轮变速箱连接；外壳体上开设有旋板泵入口接口、齿轮泵入口接口、出口接口、第一排油通道和第二排油通道，旋转泵入口接口与旋转泵的入口腔连通，齿轮泵入口接口与齿轮泵的入口腔连通；第一排油通道连通旋板泵的出口腔和出口接口，第二排油通道连通齿轮泵的出口腔和第一排油通道。本发明充分发挥齿轮泵和旋板泵各自工作特性上的优势，提高了航空发动机回油泵在整个飞行包线内的工作适应性，且有效降低回油泵的整体重量。

摘要： 本公开涉及一种EMU冷却装置、航空发动机燃油系统及航空发动机，其中EMU冷却装置包括：壳体；EMU电子元器件，设置于壳体的内部；以及至少一条换热油路，密封设置于壳体的内部，被配置为通过流经自身的冷却油液带走EMU电子元器件的发热量；其中，换热油路的油液进口和油液出口分别设置于壳体上相对的两个侧壁。有鉴于此，本公开实施例能够对工作中的EMU的起到冷却作用，并升高燃油的温度，从而一方面降低EMU超温带来的故障可能性，提高EMU的可靠性，另一方面提升了燃油温度，从而提高了发动机的燃烧效率。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机进气系统及航空发动机，包括进气座和气门，所述气门以可弹性滑动的方式安装于进气座内的进气通道右侧，其特征在于：还包括喷油管、混合气管套、混合气喷头以及启闭门；本发明的进气系统，将进气腔室分隔为多重空间，利于混合气体的均匀分布，保证混合气体与燃油的充分混合，同时利用混合气的气压驱动启闭门，该结构响应速度较快，利于及时开启或者关闭喷气孔和喷油孔，喷油孔和进气口会随着各个冲程自适应快速启闭，可有效防止燃烧室中的废气回流，避免在进气口和喷油孔处产生积碳现象，而且通过燃油和混合气体均匀混合结合防止废气回流两个方面，综合的提高燃烧室内燃烧效率。

摘要： 本实用新型公开了一种航空发动机燃油喷射系统、航空发动机和航空器，包括：油箱、油泵模块、控制模块、喷油器和油压检测模块，油泵模块通过低压油路从油箱中抽取燃油，并通过高压油路输送给喷油器，油压检测模块检测高压油路的油压并反馈压力信号给控制模块，当检测到高压油路内的油压低于设定的油压时，控制模块控制油泵模块提高输出功率，加快输油速度，增加高压油路的油压，当高压油路内的油压高于设定的油压时，控制模块控制油泵模块降低输出功率，减慢输油速度，降低高压油路的油压，实现高压油路的油压调节，使其保持恒定，保证燃油喷射效果。