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：航空涡扇发动机机械系统对发动机的性能、可靠性、寿命具有重要作用。介绍了国内外航空涡扇发动机机械系统在发动机中的层级、架构组成及其演变,梳理了近30年来该系统的相关技术现状,提出该系统的技术发展方向为构建具有深度关联的系统架构,在系统架构的需求牵引下,从设计、材料、制造、试验等方面统筹协调、系统性发展。重点分析了中国航空涡扇发动机机械系统相关技术与国外的主要差距为现有的系统架构关联性不够紧密,系统性需求捕获不够完整,导致部件或系统在设计、材料、制造和验证上考虑不够全面,部分技术先进性不够。为中国的航空发动机机械系统技术发展提出了优化现有航空涡扇发动机机械系统架构,在系统需求牵引下系统性提升传统机械系统技术并发展磁浮轴承等先进技术的建议。虽然中国在航空涡扇发动机机械系统架构合理性和技术先进性上与国外相比存在一定的不足,但中国研究力量充沛,在国家相关部门围绕航空涡扇发动机机械系统统筹规划下协调发展,中国的航空涡扇发动机机械系统会很快达到国际先进水平。

摘要：针对常规可移动式插板产生的总压畸变稳态分量和动态分量比值较为固定,无法可调,不能真实反映不同进气条件下的复杂总压畸变的动稳态比例的现状,提出了一种改进型插板,采用对常规插板开孔和开齿等方法,通过不同的参数化设计,通过更换插板在发动机进口截面产生不同稳态畸变和动态畸变比值的总压畸变,采用分离涡模拟的方法对改进型插板进行了数值仿真,结果表明:在边缘开孔或开齿会改变插板后涡结构,但不会改变动稳态畸变比例。在插板上均匀开孔或开齿,既会改变板后涡结构,也会降低动稳态畸变比例,而且随着孔齿数量或尺寸的增加,分离区得到更多的射流能量,动稳态畸变比例降低。变齿数插板畸变比例可在0.14~0.50范围内变化。

摘要：随着整体叶盘结构在航空发动机中的广泛应用,其抗高周疲劳能力设计愈发重要。为了提高整体叶盘结构的减振能力,以风扇整体叶盘模型试验件为研究对象,设计了2种安装在缘板下方的阻尼环,阻尼环与槽道之间通过摩擦碰撞的方式来消耗振动能量,从而降低结构振动响应。通过谐波平衡法开展了阻尼减振效果分析,获得了在不安装阻尼环、安装长方形截面阻尼环和安装圆形截面阻尼环3种工况下的相对响应幅值。通过采用自由振动衰减法在不同叶片上进行敲击,测试获得3种工况下风扇叶盘前4阶模态对应的阻尼特性。结果表明:在相同激励下,不安装阻尼环、安装长方形阻尼环和安装圆形阻尼环的相对响应幅值分别为0.126%、0.98%和0.168%,圆形阻尼环具有较好的减振效果,与试验结果吻合较好。说明在配合关系合理的情况下,阻尼环与配合槽道摩擦接触消耗能量,降低了风扇整体叶盘的响应,增大了叶盘的低阶阻尼比。研究结果对工程上整体叶盘结构减振设计具有一定的参考价值。

摘要：针对压气机S型过渡段,利用数值模拟方法,发展了一种低速模拟设计方法,给出了高低速模拟转换过程中应保证的相似准则。计算结果表明:与几何简单放大的低速计算结果相比,低速模拟得到的过渡段内附面层的发展过程与高速原型的结果更加接近,从而也使得过渡段内损失的发展趋势与高速原型更加一致;最终得到的低速模拟的过渡段进出口总口压损失与高速原型的差异由10.9%降低至2.7%。从而证明了本文提出的过渡段低速模拟方法的可靠性,可用于开展过渡段低速大尺寸情况下的实验研究。

摘要：阐述了动态燃烧的内涵,从先进军用和民用发动机的需求出发,强调了开展主燃烧室动态燃烧研究、支撑燃烧室精细化设计的重要性。对国内外动态燃烧研究进行了总结,从基础研究、模型燃烧室研究、数值模拟研究及工程应用四方面将国内外情况进行了对比。分析了开展动态燃烧研究的难点,梳理了我国开展动态燃烧研究需攻克的四大关键技术,并阐述了其内涵及可采取的技术路径。基于我国先进军民用发动机需求和国内研究现状,提出了建立数据库、发展设计方法、构建理论体系及培养研究队伍等合理化建议。

摘要：针对航空发动机传动系统齿轮辐板断裂现象,进行了原因分析;通过断口检查、强度计算、振动特性分析、应力测试等,确定齿轮辐板断裂的性质为节径共振引起的高周疲劳。基于分析结果,以降低振动应力、提高强度储备为目标,对齿轮结构进行了改进优化设计,并对优化后的结构进行了试验验证。结果表明,齿轮结构优化后,振动应力值大幅降低,齿轮结构强度储备与工作可靠性明显提升。

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。

摘要：为研究蝶阀在不同开度下的流动性能,利用FloEFD流体仿真软件对DN65蝶阀管路在多个典型开度下的流动特性进行了仿真分析与试验验证,得到了各个开度工况下的流场分布与压力分布情况,绘制了不同开度工况下的压力损失系数特性曲线,拟合回归了压力损失系数随开度变化的单值函数经验关系式并进行了验证。仿真与试验结果表明,该蝶阀管路在开度小于60°后流通性能明显下降,本研究内容可为试验装置设备的选型提供理论与数据支撑。

摘要：为了研究大涵道比涡扇发动机风扇叶片飞失仿真中网格尺度与时间步长对于瞬态显式动力学分析结果的影响,采用有限元法中单元计算理论分析的方法分析了网格尺度和时间步长在计算稳定性方面的理论联系。采用多因素试验设计方法组织了针对叶片应力分布、转子轴心轨迹和支点外传振动应力3个风扇叶片飞失的典型输出参数的网格尺度和时间步长的影响研究方案,开展了典型物理过程、模型简化和数值计算无关性研究。针对时间步长为7×10^(-7)、5×10^(-7)、3×10^(-7)和2×10^(-7)s,网格尺度为40、30、20和15 mm的计算结果进行分析,结果表明:对于给定物理过程和目标时长,存在着网格尺度和时间步长的门槛值,如:2×10^(-7)s时间步长和30 mm网格尺度,超过该值进一步细化网格和减小时间步长对于精度提升不明显;显式动力学的计算原理决定了目标时间越长偏差累计越大,所需的网格精度就越高;碰摩过程对于风扇叶片飞失仿真的应力和外传振动偏差影响较大。