摘要：压气机是航空发动机的关键核心部件,随着先进作战飞机对航空发动机需求的不断提高,快速研制全面满足发动机产品需求的压气机是工程设计人员面临的重大挑战。为保证设计的压气机全面满足发动机产品需求,介绍了先进作战飞机发动机的典型技术特点以及对压气机全面的技术需求,梳理了压气机满足发动机需求需重点考虑的影响因素,开展了宽转速范围高效率设计技术、全飞行包线高稳定裕度设计技术、高性能保持能力设计技术、高可靠叶片设计技术、高稳健压气机转子设计技术、高可靠调节机构设计技术、高安全性以及高环境适应性设计技术研究。结果表明:基于需求的综合设计可以保证压气机的综合性能。该研究可为设计全面满足发动机产品需求的压气机提供参考和依据。

摘要：针对涡轮叶片热冲击试验的需求,提出了一种基于石英灯辐射加热的涡轮叶片热冲击试验方法。采用高功率双排石英灯进行辐射加热、氮气和水雾相结合进行主动冷却、伺服作动系统进行加热冷却循环运动控制。通过仿真计算分析了辐射加热方式和气雾结合冷却方式的可行性和有效性,并根据仿真结果开展了加热器、冷却设备设计,构建了基于石英灯辐射加热的涡轮叶片热冲击试验系统,实现了50次冷热循环的热冲击试验考核。结果表明:采用石英灯辐射加热和气雾结合降温的试验方法可以模拟涡轮叶片热冲击所需的温度场和升降温速率。基于石英灯辐射加热的热冲击试验方法有效、可靠,能够精确模拟叶片温度场,大部分特征点温度控制偏差均小于5%,可应用于涡轮叶片热冲击试验。

摘要：为了满足航空发动机高速轴承状态实时监测的迫切需求,研制了一种基于以太网传输的集成式多通道同步在线监测系统。系统集成了电涡流传感器前置器和IEPE加速度支持单元,满足了35~4400 MHz范围内感应探头激励和IEPE供电需求,实现转速和振动传感信号高精度采集,并通过硬件抗混叠滤波和滑动滤波算法抑制轴承的杂散干扰。试验结果表明:系统在0~9000 r/min范围内保持架转速测量误差小于2 r/min,相对误差小于0.1%,振动灵敏度为200 mV/g,实时性能好,实现轴承状态的实时在线监测。

摘要：为了建立安全可靠预测TC17基复合材料叶环破裂转速的方法,尽快实现其工程应用,开展了SiC连续纤维增强TC17基复合材料叶环结构破裂转速预测技术研究。测定了复合材料叶环成型过程所导致的TC17基体力学性能变化规律,仿真分析了由于热不匹配导致的热残余应力对复合材料叶环强度的影响。考虑复合材料试棒和叶环结构的差异,建立了基于复合材料试棒拉伸强度极限的高可靠度复合材料叶环破裂转速预估准则。完成了复合材料叶环强度试验件设计、制备和试验验证,并对试验件进行了断口分析。结果表明:复合材料叶环成型后,TC17基体合金本构模型将发生改变,其屈服和拉伸强度都有较大程度的下降,强度分析时应予以考虑。复合材料叶环成型工艺所导致的叶环热残余应力使得复合材料增强芯的同一半径处的周向应力沿轴向产生了梯度,其周向和径向最大应力均有明显降低,还导致叶环残余变形最大位置发生了变化。在旋转试验过程中,应变实测值与仿真结果相近。断口分析结果证明本文研究的复合材料叶环结构实际破裂模式为周向破裂,与所建立的仿真方法和评估准则预测的破裂模式一致,且破裂转速的预测精度较高,并保证了设计的安全性,可满足工程应用需求。

摘要：为解决航空发动机双转子系统无法避开临界转速的问题,提高双转子系统容忍振动的能力,根据带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法,以某型带中介轴承双转子发动机相似模型为初始模型进行优化设计,并以此搭建一套双转子实验器系统。通过模态测试、响应测试、连续变转速以及长时间“共振”实验,先后验证了带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法的准确性、有效性、稳定性和可靠性。研究发现,双转子实验器测试结果与计算结果临界转速误差最高3.06%、模态振型误差最高9.6%;工作范围内任意转速下,即使频繁穿越临界转速,振动幅值均不超过50µm;在6阶临界转速处各完成了不少于3790s的“共振”实验,所容忍的不平衡量最大为设计不平衡量的5.2倍,振幅平稳,且可容度评价函数值越高,容忍共振能力越强。实验结果充分验证了带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法是可行的。

摘要：燃烧效率是航空发动机的关键气动性能参数,其准确获取对提高航空发动机性能、节省燃油、减少排放及匹配燃烧室总体性能等都具有重要意义。针对航空发动机温升燃烧效率的准确获取问题,设计了高准确度的进口参考温度传感器、出口参考温度传感器和媒介温度传感器,将出口参考温度传感器与媒介温度传感器相结合,提出并使用测点修正因子,实现了航空发动机温升燃烧效率现场校准。结果表明:所采用的温升燃烧效率校准方法合理、结果可信,参考温度传感器所得温升燃烧效率与燃气分析燃烧效率的相对偏差为0.3%~2.1%。

摘要：本文给出了复合式气冷涡轮叶片内冷气流量分配、温增加和换热系数迭代求解方法和计算实例 ,还讨论了转动效应对冷气流动和换热和影响。并成功地应用于高性能推进系统气冷叶片的设计 ,同时也可用于气冷涡轮叶片改型和模底分析。

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：为了研究固溶温度对GH4099合金环锻件显微组织和力学性能的影响,设计了环轧后锻件固溶处理温度为1080、1100和1120℃,保温时间均为1h,时效处理制度为900℃条件下保温5h的热处理试验,并开展相关的组织分析和力学性能测试。采用扫描电子显微镜(SEM)、电子探针显微分析(EPMA)、JMatpro软件计算和力学实验检测等手段研究了不同固溶温度下GH4099合金环锻件的显微组织和力学性能。结果表明,1080、1100和1120℃固溶处理后γ'相的平均尺寸分别为47.3、48.5和49.3nm,体积分数分别为30.1%、31.0%和29.9%,由此可见,固溶温度对γ'相的尺寸、含量及分布影响不大。随着固溶温度的升高,合金硬度呈下降趋势。晶内颗粒状M_(23)C_(6)随着固溶温度的上升逐渐发生回溶,当温度达到1120℃时,晶内M_(23)C_(6)几乎完全回溶。固溶温度在1100℃以下时,晶粒细小,组织均匀;固溶温度在1100℃以上时,晶粒尺寸出现明显的长大现象,并且经时效处理后,M_(23)C_(6)型碳化物呈链状析出于晶界,使晶界由平直状变为弯曲状,弯曲晶界显著提升了合金的持久寿命。持久试样断口附近晶粒组织被拉长,晶界处存在大量的孔洞,该现象表明沿晶断裂为该合金裂纹萌生和扩展的主要机制。此外,1120℃固溶处理时,合金内部组织不均匀,出现混晶现象;由此可知,GH4099合金环锻件的最佳固溶处理温度为1100℃。

摘要：通过理论计算分析与试验研究,解释了核心机试验中调节叶片(VSV)异常偏关引起的转子叶片非同步振动(NSV)现象。首先对出现叶片振动的前1.5级压气机进行了全环非定常数值模拟研究。数值结果表明当第1级静叶安装角从偏关2°逐渐调节到偏关6°时,第1级转子叶片负荷逐渐增加,并出现明显的分离流动结构,该流动现象在转子叶片上产生非整数倍转频的压力脉动激励,这是典型的旋转失稳(RI)现象特征。为进一步研究旋转失稳诱发非同步振动与转子气动负荷之间的关联,在6级跨声压气机试验件上开展了系统性的计算与试验研究。通过二维通流计算评估了不同进口导叶/静叶(VIGV/VSV)角度下,第1级转子负荷随转速的变化规律。进而通过6级压气机试验,观察到当第1级静子叶片调整到偏关8°以及第1、第2静子叶片同时调整到偏关4°和偏关3.6°时,第1级转子叶片均出现了非同步振动现象。通过分析第1级转子叶片表面应变的频谱和机匣动态压力脉动的频谱,建立了二者的内在关联。明确了除叶尖径向间隙大外,可调导叶/静叶偏关同样会在转子叶尖形成高负荷,导致叶尖区域流动不稳定进而诱发叶尖旋转失稳现象。研究结果对于多级压气机的设计工作具有重要的指导意义。