民用航空发动机限寿件适航符合性方法

 针对中国民用大涵道比涡扇发动机型号取证的需要,开展发动机限寿件适航符合性方法研究.分析欧美航空发动机限寿件适航要求的安全目标,对AC33.70-1和AMC515发动机限寿件定寿方面的适航符合性要求进行读解分析.以典型航空发动机为例,研究了限寿件的判定方法,分析发动机限寿件适航审定过程中的关键环节,从发动机载荷谱制定、材料性能数据、安全寿命制定3个方面给出航空发动机限寿件适航符合性验证的关键流程和方法.参考国外设计标准给出限寿件应力分析和试验方案设计流程,给出限寿件寿命散度系数的获取方法.本研究为编制航空发动机限寿件的适航指南提供参考依据.     

高效加工在航空机匣零件制造中的应用

航空机匣零件的制造质量和加工效率是影响高性能航空发动机研制的重要环节。为突破国外对航空机匣制造技术的封锁,本研究针对航空机匣结构复杂、易产生加工变形、材料难加工等特点,重点研究了装夹方式、刀具选择及快速CAM等关键技术,通过大量实验对特征单元的加工工艺参数进行了优化,制定了高效加工工艺方案,并在某型号航空发动机高压涡轮机匣制造中进行了实例验证,提高了该类零件的生产效率。研究成果对于提高我国高性能航空发动机制造技术水平具有重要意义。     

航空发动机压气机级问参数测量方法

针对航空发动机压气机级间参数测量困难的特点[1],采用小型5孔探针同时测量三维气流的多个参数.给出了该探针的构造及具体分析了测量方法的具体实现过程.最后,通过试验,给出了采用该方法针对某型号航空发动机压气机第三级的级间参数的测量结果.结果表明,该方法有较高的测量精度和灵敏度,规律性好,测量结果接近设计值.     

浅谈PDM系统上零件图纸的更改

为了保证航空发动机协同研制过程中产品数据的一致性,使用Teamcenter软件按照构型管理的方法,对发动机产品的更改加以管理并以某型号发动机为例,验证了构型更改控制方法的有效性。为了满足航空发动机发展需求,运用构型管理的思想,摸索发动机构型管理和更改控制方法,从而保证协同研制过程中产品数据的一致性,以及发动机数据更改的可控性及可追溯性。     

航空活塞式发动机电嘴的选用及维护

本文结合工作中的实际,对电嘴型号的选用以及维护等作了详细的分析,对航空活塞式发动机的外场堆护具有一定的指导意义.     

航空发动机涡轮流动及噪声数值模拟

发展可靠、高效、低噪声的发动机是航空工业不懈的追求.涡轮作为航空发动机核心部件之一,其流动及换热问题始终是贯穿航空发动机设计、制造的核心问题.随着航空发动机风扇和喷流噪声得到大幅控制,涡轮噪声逐渐凸显,并日益受到关注.为推动航空发动机涡轮流动换热及噪声数值模拟方法的工程应用,首先,以航空发动机涡轮中复杂湍流及流动换热问...     

某型发动机叶片内腔流量检测装置开发

发动机叶片的性能决定了航空发动机质量的重要因数之一.为了适应发动机高温、高压、高转速的工作环境,很多发动机叶片采用空心结构设计.空心结构设计的叶片在发动机大修过程中需对内腔进行流量检测,通过检测来确定叶片是否能够继续工作.发动机叶片内腔流量检测装置是为某型号航空发动机大修过程中三种不同规格叶片的检测而设计开发的装置.检测装置的设计主要基于液压控制技术,采用双电机控制,检测范围大、精度高.检测装置能够与使用单位的MES系统相连接,相关工作人员可以根据测量结果直接进行发动机装配的串台与配台.以上优点使该设计达到了缩短了生产周期,节省人力,减轻工人的劳动强度,提高劳动生产率的目的,是一种可以使用户获得良好的经济效益的设计产品.     

航空发动机轴承游隙对发动机振动的影响分析

为了研究航空发动机轴承游隙值与航空发动机振动之间的关系,分析了航空发动机轴承游隙值对发动机振动峰值的影响,结果表明,控制航空发动机轴承游隙在0.065 mm以下,发动机振动峰值合格率较高,控制航空发动机轴承游隙在0.06 mm以下,发动机振动峰值优秀率较高.分析了航空发动机轴承游隙值对振动变化的影响,结果表明,控制航空发动机轴承游隙在0.065 mm以下,尽量避开航空发动机轴承游隙值在0.051～0.055 mm,发动机振动合格率、优秀率较高.为航空发动机振动故障的排除提供有力的保障.     

加强开放式研发体系建设 助推企业跨越式发展

沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司始建于1954年,是"一五"期间国家建立的第一家航空发动机制造企业。公司除国家重点型号产品的研制生产任务外,主导产品还包括燃气轮机系列、航空转包出口等产品。2010年,公司实现销售收入100.6亿元,出口创汇6132万美元,近3年保持了销售收入平均增长41%、利润平均增长56.8%的迅猛发展势头。     

航空发动机压气机级间参数测量方法

针对航空发动机压气机级问参数测量困难的特点^[1],采用小型5孔探针同时测量三维气流的多个参数。给出了该探针的构造及具体分析了测量方法的具体实现过程。最后,通过试验,给出了采用该方法针对某型号航空发动机压气机第三级的级间参数的测量结果。结果表明,该方法有较高的测量精度和灵敏度,规律性好,测量结果接近设计值。     

技术状态管理在航空发动机中的应用

为加强航空发动机研制的过程控制,提高产品质量,该文对国内发动机研制的技术状态管理现状进行分析,并在工程实践经验的基础上,参照美国技术状态管理手册等标准指出了在发动机型号研制、生产和使用过程中技术状态标识、技术状态控制、技术状态记实、技术状态审核工作的具体实施内容以及需要重点关注的工作,为后续发动机研制及其他系统工程领域开展技术状态管理工作提供参考。     

微型涡喷发动机燃烧室优化设计

由于供油方式和来流条件不同,现有微型涡喷发动机燃烧室直接参照大型航空发动机燃烧室设计,存在明显"尺度效应",导致微型涡喷发动机燃烧室性能较差,主要表现为燃烧室壁面温度过高、燃烧稳定性差和出口温度分布均匀性差.该文采用ANSYS和CFX数值模拟分析了现有某型号微型涡喷发动机燃烧室内的空气流动和燃烧过程,并通过冷态实验验证...     

航空发动机喘振故障机理及监控方法研究

航空发动机喘振故障是影响发动机性能的主要因素,并对民用客机的安全构成巨大威胁.在对航空发动机喘振机理进行分析的基础上,从适航性的角度对航空发动机喘振故障进行监测,同时运用可靠性分析方法--故障树分析法(FTA)对该故障进行计算机辅助建树、定性分析及定量分析,最后采取了相应的控制措施使喘振部件快速退出喘振状态.通过对航空发动机喘振故障的监控,大大提高了喘振故障的分析效率,同时发动机的可靠性也得到一定提升,对解决喘振故障提供了参考和借鉴.     

航空发动机科学技术的发展与创新

航空发动机是"飞机的心脏",是实现人类飞行梦想的关键.回顾了发动机技术进步与飞机的发明、喷气式发动机的问世、航空动力领域的持续创新等内容,介绍了高超声速强预冷涡轮发动机、自适应变循环发动机、民用大涵道比发动机、混合电推进技术的发展现状和发展趋势,探讨了国外航空发动机发展的主要经验和重要举措.     

基于特定域建模方法的航空发动机MBSE实施方法

 提出一种基于模型系统工程（MBSE）的方法,将基于系统工程航空发动机系统的研发与基于模型的研发有效结合起来：采用系统思维方法对航空发动机需求、架构及验证进行形式化表达,并采用特定域建模方法与代码生成方法实现发动机验证模型的自动生成及验证。该方法通过元元模型对航空发动机的需求、架构及验证进行元模型建模,将用于描述航空发动机研发流程的特定域模型分为3个视图,并根据不同视图实现航空发动机研发过程的信息描述。通过开发代码生成器实现航空发动机验证模型自动生成的过程,实现航空发动机验证模型的自动验证和确认。以某型航空发动机为例,验证了所提方法的有效性。     

基于ABC算法的航空发动机管路自动优化布局

为求解航空发动机管路路径规划问题,引入了人工蜂群算法,并通过设定最大允许路径节点数、采用规则引导的搜索策略及锦标赛选择策略方法分别探讨了人工蜂群算法应用于航空发动机路径规划中的3大问题,即路径节点不固定、邻域构造困难和标准ABC算法过早收敛和停滞问题.提出了应用于航空发动机管路自动优化布局的人工蜂群算法,实例研究证明了该算法的有效性和可行性.     

我国航空测试技术实现技术牵引型号的问题和措施的研究

飞机研制实践中,美国是技术牵引的代表,而欧洲、俄罗斯和中国基本都采用型号牵引.该文首先阐述了技术牵引与型号牵引的概念,分析了我国航空测试技术实现技术牵引型号存在的问题,并以从事航空测试的专业研究所六三四所为例提出了改进的措施和着力点.     

某型航空发动机不对中双转子 系统动态特性对比分析

为了更好地了解和掌握某型航空发动机转子系统固有的振动特性及不对中状态下振动特性变化趋势,对正常和平行不对中状态下的该型航空发动机双转子系统进行了模态分析,分别计算了各自前6阶固有频率,并对仿真结果进行了对比分析.研究工作可为该型航空发动机的优化运行及其双转子结构优化设计提供参考和依据.     

基于双DSP的航空发动机参数采集系统设计与实现

航空发动机参数(简称发参)采集系统的主要功能是对发动机主要传感器输出的信号进行调理、采集和处理并输出给显示设备进行显示.研究了数字信号处理器(DSP)在航空发动机参数采集系统中的具体应用,采用TMS320VC33与TMS320C31浮点型数字信号处理器为核心设计了航空发动机参数采集系统,使用模块化设计方法,利用双口RAM实现了一个由两片数字信号处理器构成的航空发动机参数采集系统.     

活塞式航空汽油机增压的模拟研究

为了改善活塞式航空汽油机的高空性能,基于GT-Power软件,建立了活塞式航空汽油机原机和增压机模型,对活塞式航空汽油机进行了原机、一级增压及二级增压模拟研究.研究表明,涡轮增压能有效改善活塞式航空发动机高空性能,一级增压后,该活塞式航空发动机极限工作高度达到海拔7km以上;气动二级增压后,则能达到海拔8～9km,而电控二级增压后,极限工作高度将达到海拔10～11km.