摘要：锥面管接头广泛应用于各种航空航天飞行器的管路系统,其密封性能的稳定性直接影响着飞行器的工作可靠性。经验表明,在锥面上设置环形凹槽可以提升锥面管接头的密封性能稳定性,然而目前缺少证明该观点的试验数据。以航空发动机上常用的某74°锥面管接头为对象,通过旋转弯曲疲劳试验证明了环形凹槽可以显著提升振动工况下锥面管接头密封性能稳定性。在此基础上,基于有限元仿真证明了环形凹槽的边缘可以产生接触压强集中带,起到线密封的作用,从而对环形凹槽提升密封性能稳定性的机理给出了定性的解释。研究可为锥面管接头及其他形式静密封结构的改进设计提供参考。

摘要：航空发动机全生命周期过程中存在着大量的随机和认知不确定性因素,往往带来研发迭代周期长、制造合格率低、使用维护困难等一系列问题。近年来国内外针对不确定性分析已经开展了一系列研究,但尚未从理论层面系统地提出航空发动机不确定性设计体系。在当前航空发动机确定性设计体系的基础上,结合不确定性分析取得的研究成果,对如何构建航空发动机不确定性设计体系、实现航空发动机设计体系的变革进行了探讨。首先归纳了航空发动机中的不确定性因素及其影响,进而对不确定性设计体系的内涵和必要性进行了探讨。不确定性设计体系以实现研发一次成功为最终目标,在设计的各个阶段对性能分散度进行定量化评估与控制,产生全生命周期内性能、可靠性、鲁棒性和成本等方面综合最优的设计方案。基于这一内涵界定,对不确定性设计体系的流程、方法、平台、规范和组织等各项基本要素逐项进行了分析,提出了不确定性设计体系建设的阶段性展望、预期收益以及各项挑战。

摘要：为了探究极端降雨条件下发动机入口吞雨量,基于欧拉多相流模型,针对不同涵道比发动机,选取不同降雨强度、攻角及飞行阶段进行计算,分析不同条件对于发动机入口吞雨量的影响,并将计算所得结果与国军标中对于吞水的试验条件进行对比。计算结果表明,发动机入口吞雨量会随着降雨强度和飞行速度的增大而增大,但攻角变化对其影响较小。当降雨强度低于709.2mm/h时,发动机入口吞雨量始终低于国军标吞水试验条件中的入口流量最大值5%,能够保证飞行安全。但当降雨强度达到1872mm/h时,爬升阶段的吞雨量高于5%,可能存在安全隐患。

摘要：为研究自然风下露天试车台航空发动机推力修正的方法,针对典型结构露天试车台开展航空发动机在不同自然风风速(0~5m/s),风向(0~90°)下试车流场的数值仿真研究。研究发现,自然风条件明显影响露天试车发动机进气道周围回流区的分布,以往基于测量二次气流的室内试车台推力修正方法无法用于露天试车台,因此推导出基于发动机内流参数的进气附加阻力计算和测量方法,并结合仿真结果分析不同自然风对露天试车台各阻力修正量的影响。结果表明,对于进气附加阻力,随着风速增大逐渐成正比例增加,最大占总推力1.09%;对于台架迎风阻力,当风向角小于45°时与进气方向风速之间满足近似二次曲线关系,最大占总推力0.18%;无风时由于发动机排气射流对台架周围气流速度的影响,仍有台架迎风阻力。

摘要：航空发动机零部件低周疲劳试验时,由于试验温度与发动机实际工作环境温度不一致,需要对载荷进行修正。基于材料疲劳特性数据,给出了一种疲劳试验的载荷修正方法。该方法可综合考虑循环次数、循环类型、应力集中、循环硬化/软化等材料特性的影响,相比以往依据极限强度进行载荷修正的方法更为全面、合理。同时,给出了基于材料疲劳特性进行载荷修正的流程图,通过实例介绍了该方法在低周疲劳试验载荷修正中的应用。

摘要：对转涡轮是高性能航空发动机的关键技术之一。采用试验方法对某1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能进行了研究与分析。针对试验中涡轮级间难以布置测点的问题,提出了基于特性反推的分步试验方法,然后对超跨声对转涡轮运行特性进行了详细分析。研究结果表明,该超跨声高压涡轮流量特性几乎不随膨胀比变化,而效率特性变化较大;高、低压涡轮喉道面积比在涡轮膨胀比分配中起到重要作用,该值低于设计状态时,总膨胀比满足设计要求下,高压涡轮膨胀比增大,低压涡轮膨胀比减小;高压涡轮出口气流角对低压涡轮运行特性影响显著。

摘要：针对航空发动机在工作过程中振动量增大且伴随有一定的界面磨损问题,在结构特征分析的基础上建立了三盘转子-支承系统动力学模型,并将接触端面同轴度偏差以及平行度偏差进行参数化描述,基于Lagrange方程得到考虑界面变形的高压刚性转子系统动力学微分方程。结果表明,界面变形将使得刚性转子系统产生附加激振力,同轴度偏差引起的附加激振力幅值与转速平方成正比,仅作用在相应自由度上;平行度偏差引起的附加激振力幅值仅与系统刚度和平行度偏差量有关,与转速无关,且其在支承自由度方向上存在一定分量。

摘要：某航空发动机所用的K465合金高压涡轮叶片在使用条件下的强度安全裕度较低,在使用考核中造成了高压涡轮叶片烧蚀断裂故障。为保证发动机的性能、寿命及材料整体匹配性的要求,开展了某单晶高温合金及涡轮叶片的研制及应用研究。研制的单晶高温合金不但具有卓越的高温性能,而且还具有优异的工艺性能和抑制再结晶能力。批量试制出了合格的某发动机单晶涡轮叶片,形成了一系列该单晶涡轮叶片工程化制备生产用工艺规范和单晶叶片铸件验收暂行技术条件;单晶涡轮叶片试验件已通过了热冲击试验、振动疲劳试验、转子超温超转试验和发动机整机长期试车试验考核,经受住了严苛的考验。该单晶叶片的研制成功,填补了国内同类产品的空白,该研究成果也可用于其他高推比发动机。

摘要：机械产品中的摩擦磨损问题不可避免,且严重影响装备性能与寿命可靠性。航空发动机是飞机的心脏,针对该类复杂机械产品的摩擦磨损问题更应得到高度重视.通过材料摩擦学行为调控,可有效减轻或排除航空发动机中的摩擦磨损问题,大幅抑制发动机功能精度衰减,提高其寿命稳定性.为系统有序地开展航空发动机材料摩擦学研究,在本文中以典型三代涡扇发动机为例,按冷端至热端结构顺序,阐述进气道、风扇、中介机匣、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷口等关键部位涉及摩擦磨损部件及材料的摩擦学服役工况、主要磨损类型和磨损机制.结合发动机整机故障分析结果,有针对性的选择4种具有代表性的航发材料作为摩擦学重点研究对象,即叶片尖端与封严涂层的高速刮擦、主轴轴承滚动接触疲劳与滑擦损伤、钛合金叶片的微动损伤、动密封装置中石墨的摩擦磨损及其寿命评价台架试验.从材料摩擦学损伤演变规律、磨损机制、耐磨功能设计和表面改性等角度综述国内外研究进展,提出航发材料摩擦学研究技术路线,即从材料级摩擦磨损实验复现航发零件磨损失效特征出发,实现基于摩擦学行为调控原理获得材料耐磨减摩功能化改进,最终采用模拟工况摩擦学实验台架验证新材料摩擦磨损性能.此外,针对新一代航空发动机对材料耐磨减摩性能的更高要求,从宽温域润滑、腐蚀-磨损交互作用和新材料摩擦学数据库等方面展望航发材料摩擦学研究发展方向.

摘要：对具有代表性的航空发动机附件机匣结构设计方法进行研究,分析了附件机匣内壳体、齿轮、轴承等重要零部件结构特点,总结各部件长期使用中出现过的故障和问题,提出工程应用优化的结构使用建议,为高可靠性附件机匣设计提供参考。