摘要：为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制,开展了叶片飞断主动控制技术研究。提出了一种风扇叶片爆破切割飞断的方法,进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析;设计了遥控起爆系统,确保了试验安全;根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标,使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术要求。结果表明:采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆破飞断,叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%,叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。验证了该项技术在试验器条件下完成风扇机匣包容性试验的有效性,并为整机包容性试验奠定了基础。

摘要：目的设计热障涂层黏结层结构,改善涂层结合强度和抗热震性能。方法制备了5种结构的CoNiCrAlY黏结层,即超音速火焰喷涂(HVOF)底层+等离子喷涂(APS)上层的双层结构黏结层试样,对其进行1050℃真空热处理3 h后的试样,APS黏结层试样,HVOF黏结层试样及其真空热处理试样。再在以上5种试样表面制备Y2O3部分稳定ZrO2(YSZ)陶瓷层,研究黏结层的表面粗糙度、相组成、微观组织结构及其对涂层试样结合强度、热震性能的影响。结果制备态的黏结层由γ/γ’和β-NiAl两相组成,真空热处理后β相含量增多,表面粗糙度下降。在所有涂层试样中,双黏结层的涂层试样的结合强度最低,为28.43 MPa;对其真空热处理后得到的涂层试样的结合强度最高,达到39.42 MPa,主要原因在于热处理促进了两黏结层之间的扩散,提高了界面强度。双黏结层的涂层试样的抗热震性能最好,200次热震后涂层无明显剥落,而APS黏结层的涂层试样的抗热震性能最差,涂层抗热震性能的差异在于黏结层微观结构的不同。结论双黏结层的结构设计综合了APS、HVOF两种黏结层制备方法的优点,能显著提高热障涂层的抗热震寿命。

摘要：目前，国外航空发动机数控加工广泛使用五轴数控加工中心，技术成熟。国内的精密加工中心，集成了整机设计、可靠性、热变形补偿等技术，基本达到国际先进水平。

摘要：为了对航空发动机吸鸟适航符合性设计与验证方法的初始设计输入提供数据支持,综述了影响航空安全的高风险鸟类概况,获得其在中国境内的大致分布情况,调研收集中国50余个机场周边鸟情的生态学调查及其对航空安全影响分析的文献资料;结合CCAR140规章要求,对高风险鸟种及其分布数据进行统计对比,得到中国境内影响航空安全的鸟种、质量分布、地区分布和地区间差异情况;并与中国民航2008~2015年鸟击数据进行对比验证,提出影响中国航空安全的高风险鸟种及其地区分布规律。

摘要：本文针对民用大涵道比发动机装配时风扇叶片叶尖间隙周向差异大,局部间隙超差、机匣涂层局部磨损现象,分析影响叶尖间隙的重要因素,找出原因,提出控制措施,并指出在设计过程中,通过控制叶尖间隙相关的轴向、径向尺寸及公差,风扇机匣变形,从而获得一致性好的安装间隙;同时控制影响发动机工作可靠性的重要因素,如风扇盘与风扇轴的连接,最终可获得理想的工作间隙。

摘要：转子同心度是发动机装配中非常重要的测量和控制参数,而夹持夹具对同心度测量起着关键性作用。通过采用液性塑料夹具方案,阐述夹具设计、制造要点,证明液性塑料夹具可有效提高测量质量和效率。

摘要：结构拓扑优化作为一种典型的结构优化方法,其优化的宗旨是根据给定的约束和载荷等条件,采用整体分析技术和优化算法寻求最优的结构分布状态,该方法已经被广泛应用于船舶工程、航空航天和汽车等工程领域。本文以扩张调节片结构为研究对象,以最小化质量和最小化柔度为目标函数,建立相应的结构拓扑优化模型,考虑尺寸、载荷和约束等多因素的影响,在保证结构刚强度的前提下,实现扩张调节片结构的轻量化设计。为了对比结构拓扑优化前后的效果,采用有限元分析软件对其进行结构强度校核,通过位移和等效应力云图来表征拓扑优化效果,并在拓扑优化模型的基础上,采用点阵填充对扩张调节片结构连接处进行结构强化。结果表明,拓扑优化可以有效减小扩张调节片结构的重量,提高其结构刚强度,减小其内部的最大应力,降低其在高应力下出现疲劳失效的概率。

摘要：针对航空发动机附件机匣传动轴端机械密封易提早失效的问题,提出在其端面开设激光脸槽型的改进方法,采用试验手段研究在喷油润滑条件下,激光脸机械密封的摩擦磨损特性、热特性及泄漏情况。自主设计可模拟喷油润滑工况的机械密封试验工装,定制可进行润滑油加热的集成型液压站作为辅助系统,分别进行变工况运转试验和长时稳态工况试验。结果表明:在变工况以及稳态工况运转条件下运转后动、静环端面均无明显磨损;在介质温度较为稳定的情况下,动环和轴套温度均能保持稳定;在整个试验过程中,机械密封均无泄漏发生,表明激光脸机械密封在喷油润滑工况下具备良好的热特性和密封效果。

摘要：为预估航空发动机风扇转子叶片受到冰雹撞击后的损伤情况,基于PAM-CRASH软件进行冰雹撞击风扇转子叶片仿真。采用SPH方法和带失效应变的弹塑性材料模型建立冰雹数值模型,模拟冰雹撞击铝合金平板过程,仿真结果与试验数据吻合较好。针对冰雹撞击旋转状态风扇转子叶片试验,建立3维风扇转子有限元模型,使用带失效模型的J-C本构模型定义叶片材料性能,采用该冰雹模型对试验过程进行仿真,获得的冰雹撞击过程和叶片损伤与试验结果基本相同,叶片凹陷深度误差小于10%。仿真与试验结果对比表明:风扇叶片冰雹撞击仿真方法能够预估叶片被冰雹撞击后的损伤情况,可用于叶片抗冰雹撞击设计与评估。

摘要：针对某航空发动机杯形锁圈发生碎裂的故障情况,进行检查和经验分析,列出故障树,然后通过扫描电镜对杯形锁圈碎片进行了材料分析和断口性质分析。结果表明,断裂性质为疲劳断裂,首断位置位于锁窝处。为了解锁窝处是否存在原始缺陷,对冲锁后的残余应力进行了仿真,结果表明锁窝附近部分区域残余应力大。根据设计复查、故障树排查、断口和仿真分析结果,找到故障原因为冲锁方式不当,并给出了解决措施。