摘要：通过在胶接接头界面处插入网格状的聚四氟乙烯(PTFE)薄膜作为人工缺陷,设计了5种不同PTFE缺陷网格含量(P)的复合材料胶接结构,采用工业CT和超声C扫的无损检测(NDT)手段对置入的PTFE网格进行检测,利用单搭接测试(SLJ)和Ⅰ型断裂韧性测试(DCB)进行力学性能表征。相比于超声C扫,工业CT可以清晰检测出置入的PTFE网格。SLJ结果表明,当P值低于10%时,胶接接头的剪切强度从13.85 MPa增加到15.15 MPa;当P值超过10%时,剪切强度随缺陷值增加而下降。SLJ胶接接头破坏形貌表明,随缺陷值的增加,失效模式从内聚失效转向混合失效,最后变成界面失效。DCB结果表明,G_(IC)随缺陷值增加呈现先升后降趋势,裂纹扩展状态从近稳定连续转向“粘-滑”的不稳定扩展。

摘要：为研究外来物对航空发动机风扇叶片造成的损伤特征差异,以6 mm、10 mm、14 mm尺寸的304钢球作为冲击物,某型号退役航空发动机叶片作为靶板,通过轻气炮系统开展不同冲击位置处的外物损伤试验,并基于率相关本构模型构建了有限元模型,将基于仿真模型冲击响应后的FOD (Foreign Object Damage)损伤区域与试验损伤区域进行对比,两者在尺寸以及形状等方面取得了较高的一致性.之后利用构建的模型研究了冲击位置、角度以及小球尺寸对冲击响应过程中速度变化趋势的影响.结果表明,叶片不同位置处的抗冲击能力有很大区别,且小球尺寸对损伤区域具有决定性影响;此外还发现损伤模式不同时,小球剩余速度的变化趋势也不相同.

摘要：P型橡胶卡箍是航空发动机外部管路系统中连接管路与支架、机匣之间的重要连接件,其主要的失效形式为机体振动和管内高压液体脉动共同作用下的疲劳断裂。卡箍的疲劳性能极大地制约了管路系统的性能,因此对于卡箍的疲劳性能研究具有重要意义。本文首先设计并进行了卡箍的拉压疲劳试验,得到了不同加载位移下的疲劳寿命。后续的断口分析表明卡箍疲劳破坏呈现出两种不同的形式:一是卡箍的金属箍带发生由外侧向内侧扩展的疲劳断裂,二是卡箍的橡胶垫圈严重的磨损现象。其次,结合卡箍疲劳试验的加载过程,建立了对应的有限元模型,并通过与贴片位置的应变对比验证了构建模型的预测精度。针对卡箍箍带疲劳断裂的失效形式,通过卡箍箍带所采用的不锈钢材料的疲劳试验结果,建立了卡箍的SWT(Smith-Watson-Topper)、FS(Fatemi-Socie)以及WB(Wang-Brown)临界平面疲劳寿命模型。最后,结合有限元分析得到的最大应力应变以及卡箍拉压疲劳试验得到的疲劳寿命结果,验证了提出的寿命模型均处于3倍分散带内,对于卡箍的疲劳寿命具有良好的估计精度。

摘要：本文基于非均匀有理B样条曲面造型和网格变形技术开发了涡轮导叶非轴对称端壁造型工具,并以商业软件Isight为优化驱动器,同时借助CFX为求解器,搭建了非轴对称端壁自动优化设计系统。应用该系统对某高压涡轮导叶进行非轴对称端壁优化设计,优化非轴对称端壁使得导叶总压损失系数减小了3.44%,非轴对称端壁试验验证总压损失系数减小了5.67%;通过流场细节分析表明,非轴对称端壁设计通过改变下端区轮毂处压力分布,减小了横向压力梯度,削弱了端壁区域流向涡的强度,从而减小了二次流损失,改善了涡轮导叶的气动性能。

摘要：建立了商用航空发动机典型部件蠕变风险分析方法,该方法在考虑蠕变本构的有限元计算的基础上,综合蠕变损伤计算、蠕变持久寿命预测及蒙特卡洛分析的方法,对高温高载荷耦合环境下的航空发动机典型部件蠕变失效风险进行了预测。同时,开发了蠕变风险计算程序,给出了蠕变风险计算流程,以商用航空发动机涡轮叶片为例开展了不同使用循环数下的蠕变失效风险计算。计算结果表明,该叶片设计构型在99.87%的可靠度下其蠕变寿命约为1150次循环。

摘要：真实发动机涡轮叶片端壁为曲面造型,并且其冷却受槽缝气、泄漏流和离散气膜冷却多种冷却气叠加影响,同时又受到主流二次流影响,因此呈现复杂冷却特性。为研究接近真实发动机涡轮叶片端壁构型和工况下的气膜冷却特性,本文采用高速风洞(主流雷诺数为37万)及压敏漆(PSP)技术,研究了槽缝气、泄漏流以及离散气膜对曲面端壁的气膜冷却效率的影响,并针对不同冷气流量比对端壁气膜冷效的影响规律进行了对比分析。结果表明:端壁表面气膜冷效随着槽缝气流量比增大而增大,当流量比增大到1.71%时,槽缝气膜几乎可以覆盖整个端壁表面;与槽缝气相比,端壁表面的离散气膜冷气覆盖范围较为有限,端壁压力面侧下游区域气膜覆盖较差;在喉部之前,随着流量比增大,离散气膜冷效呈现下降趋势;在喉部之后,随着流量比从1.3%增大到1.9%,离散气膜冷效呈现上升趋势;与仅有离散气膜相比,包含槽缝气、泄漏流、离散气膜的全气膜覆盖更为均匀,全气膜冷效的叠加使得端壁冷效相比仅有离散气膜时整体提高了93.4%。

摘要：气膜冷却技术广泛应用于航空发动机火焰筒、涡轮叶片等热端部件的冷却。与常规圆柱形气膜孔相比,扇形气膜孔冷却效率更高。为更全面地掌握在典型大涵道比商用航空发动机燃烧室火焰筒工作环境下扇形气膜孔气膜冷却效率随几何参数和吹风比的变化规律,采用数值模拟方法研究了扇形气膜孔的流动和换热,分析并讨论了气膜孔板厚度、气膜孔出口宽度、气膜孔入口圆柱段长度、气膜孔倾斜角以及吹风比对扇形气膜孔下游流场和热侧面气膜冷却效率分布的影响。结果表明:在小吹风比条件下,几何参数的变化对冷却效率影响很小;而当吹风比较大时,冷却效率随几何参数的变化规律可能受其他几何参数的交叉影响;几何参数的变化将诱发不同的卵形涡结构,从而对气膜孔下游的冷却效率分布造成较大的影响。

摘要：针对多级轴流压气机中复杂流场在数值模拟时存在计算精度的问题,以四级低速大尺寸轴流压气机为试验平台开展测试研究,并选取第三级带悬臂静叶的嵌入级,进行了与试验同一设计流量工况点的多通道定常和非定常数值模拟。试验与数值模拟结果对比研究表明,气流经过转静交接面时由于掺混损失造成总压降低;转静交接面对非定常计算得到的绝对气流角的影响可达2°,所以非定常计算的交接面位置的选取应在试验测量平面之后,以保证数值模拟的后处理截面与试验测量面一致。在叶中附近定常计算结果相较于非定常结果更接近于试验测量值,而在悬臂静叶近轮毂区域则反之,这表明非定常数值模拟方法相较定常方法可以更准确地模拟悬臂静叶轮毂附近的非定常流动。

摘要：为研究叶尖间隙对压气机中低转速性能的影响,以某六级高负荷高压压气机为研究对象,采用数值模拟方法,研究了不同叶尖间隙参数对多级轴流压气机在非设计工况条件下的间隙流动的影响。结果表明:压气机在各转速下的性能随叶顶间隙变化的趋势是相同的,流量、峰值效率和喘振裕度均随间隙的增大而降低,但间隙对低转速的影响程度明显弱于高转速。间隙的增大改变了压气机的级间匹配,进口级的工作区间逐渐偏向效率下降的左半支,而出口级却工作在偏堵点的状态,导致近喘点的流场分离区由出口级根部转为进口级尖部。

摘要：钛合金由于其优异的比强、蠕变及疲劳等综合性能,在航空发动机压气机盘等关键转动件中得到广泛的应用。但近年来的研究发现,采用传统的三角波或正弦波循环疲劳寿命评估方法可能会高估部分钛合金在真实运行条件下的疲劳寿命,引发严重的安全事故。保载疲劳通常表现为低于200℃时,在疲劳峰值应力保持加载一段时间,寿命相比传统的循环低周疲劳出现大幅降低。此外,裂纹通常萌生于亚表面,较难在零件服役过程中被有效检测,严重危害航空发动机的安全性和可靠性。综述了近年来国内外在钛合金保载疲劳产生机理,H元素含量、显微组织、加载条件、保载时间等因素影响保载疲劳方面的研究进展,并探讨了钛合金保载疲劳的预防及研究发展方向。