航空发动机试飞关键参数趋势监控的实现及应用

作者： 马明明   潘鹏飞   来源： 航空发动机 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 滑油温度   航空发动机   动态链接库   趋势监控   滑油压力   神经网络   振动值  

描述： 为了实现航空发动机滑油压力、滑油温度、振动值在试飞中的趋势监控,采用神经网络方法对某型发动机大量试飞数据进行训练和验证,获得了这几个参数全过程较为准确的计算模型。计算模型应用于该型号另1台发动机参数

航空发动机进口整流支板防冰槽裂纹故障分析

作者： 张弛   王雅谋   来源： 航空发动机 年份： 2021 文献类型 ： 期刊 关键词： 防冰槽   航空发动机   进气机匣   振动   裂纹   整流支板   风扇  

描述： 为了排除某型发动机进口整流支板裂纹故障,利用故障树的排查方法分析了故障原因,并对试验件进行了断口分析、尺寸测量、动应力及残余应力测试、防冰槽结构形式及表面状态疲劳对比试验。结果表明:支板防冰槽裂纹产生的主要原因是进气机匣焊接后残余应力较大,且防冰槽边缘存在应力集中,在试车过程中,防冰槽应力集中处在转子叶片激振的作用下萌生裂纹并扩展。针对故障原因开展了结构改进设计与试验,提出了修改防冰槽宽度、倾角尺寸及增加重熔层控制等措施,使得该故障得以排除。

航空发动机进口整流支板防冰槽裂纹故障分析

作者： 张弛   王雅谋   来源： 航空发动机 年份： 2021 文献类型 ： 期刊 关键词： 防冰槽   航空发动机   进气机匣   振动   裂纹   整流支板   风扇  

描述： 为了排除某型发动机进口整流支板裂纹故障,利用故障树的排查方法分析了故障原因,并对试验件进行了断口分析、尺寸测量、动应力及残余应力测试、防冰槽结构形式及表面状态疲劳对比试验。结果表明:支板防冰槽裂纹产生的主要原因是进气机匣焊接后残余应力较大,且防冰槽边缘存在应力集中,在试车过程中,防冰槽应力集中处在转子叶片激振的作用下萌生裂纹并扩展。针对故障原因开展了结构改进设计与试验,提出了修改防冰槽宽度、倾角尺寸及增加重熔层控制等措施,使得该故障得以排除。

航空发动机氨燃料分析及流量需求计算

作者： 牟奕赪   来源： 航空发动机 年份： 2022 文献类型 ： 期刊 关键词： 燃烧性能   航空发动机   氨氢混合物   燃料流量   氨   层流火焰速度  

描述： 为了减少航空发动机由于燃烧含碳燃料产生的碳排放，针对含氨燃料作为航空发动机替代燃料的可行性问题，基于CFM Leap 1-A发动机的性能参数，运用能量守恒转换关系及氨的化学催化分解反应，对含氨

航空发动机内涵喷管裂纹机理分析

作者： 杜鹏飞   杨纯辉   李勋   刘跃聪   秋洪燕   来源： 航空发动机 年份： 2022 文献类型 ： 期刊 关键词： 航空发动机   有限元   多阶模态振动响应   断口分析   随机激励   疲劳裂纹   内涵喷管  

描述： 为了排除某大涵道比发动机内涵喷管尾缘在试车过程中多次发生的裂纹故障，对裂纹的机理进行了分析，并对内涵喷管进行了断口分析、有限元强度分析、模态及动应力测试分析。结果表明：内涵喷管的裂纹断口为高周疲劳断口。故障位置内、外壁面温差大，温度应力水平高;内涵喷管的结构刚度较低导致其模态密度较大；在工作状态下内涵喷管受气流随机激励作用同时出现多阶模态的振动响应。强度分析表明在动应力和静应力共同作用下，内涵喷管动强度储备不足导致其发生高周疲劳失效。采取改进内涵喷管加强环的结构形式，减小故障位置的温度梯度，增大内涵喷管结构的刚度等改进措施后，内涵喷管经动应力测试和强度分析其动强度储备满足强度要求，经70 h试车验证未再发生类似故障。

不同插板下的航空发动机进口压力畸变试验

作者： 刘作宏   蔡承阳   何志强   许光磊   高磊   杨龙龙   来源： 航空发动机 年份： 2022 文献类型 ： 期刊 关键词： 插板   综合畸变指数   航空发动机   进气畸变试验   总压恢复系数   压力畸变   面平均紊流度  

描述： 为了得到不同插板形状对航空发动机进气畸变的影响规律，分别采用平插板和角插板方式在插板式压力畸变发生器上开展了某型发动机进气畸变试验，并采用综合指数法对数据进行分析。结果表明：在插板遮挡区域内形成

航空发动机管路振动应力原位抑制试验

作者： 黄发   郭垒   贾鹏超   来源： 航空发动机 年份： 2022 文献类型 ： 期刊 关键词： 管路   航空发动机   应力测试   卡箍   振动应力   原位抑制  

描述： ；管路两端管接头焊接处、与附件相连接头处、刚性接地卡箍处，是应力较大的区域，应进行重点监控；采用3 min试车方案可在保证测量数据准确有效的前提下，降低测试成本并提高1倍的测试效率。管路振动应力原位抑制流程和方法可为航空发动机管路系统的设计、振动应力测试及抑制提供参考。

航空发动机引气管卡箍断裂失效分析

作者： 邱丰   刘博志   赵世炜   佟文伟   谭莉   来源： 航空发动机 年份： 2022 文献类型 ： 期刊 关键词： 失效分析   引气管卡箍   微动磨损   航空发动机   表面拉应力   疲劳断裂  

描述： 针对某发动机发生的引气管单联卡箍组件中的卡箍上半部断裂的故障，对断裂的卡箍上半部进行宏观侧表面检查、断口及材质分析，结果表明：卡箍上半部断口疲劳源区位于卡箍上半部与下半部接触侧的表面区域，在螺栓装配中引起卡箍上半部发生塑性变形而产生表面拉应力，并且在发动机振动载荷作用下产生微动磨损，从而破坏了卡箍上半部螺栓孔周围局部的表面完整性，降低了该部位的抗疲劳强度，是导致卡箍上半部产生疲劳萌生进而发生断裂故障的根本原因。在卡箍上、下半部之间加装垫片的改进建议已在新的结构设计中得到应用，垫片的加装消除了卡箍上半部在装配过程中由于变形而产生的表面拉应力，并且减轻了卡箍上、下半部之间的微动磨损，从而避免此类故障再次发生。

航空发动机消喘措施试验验证

作者： 崔金辉   韩鹏江   来源： 航空发动机 年份： 2023 文献类型 ： 期刊 关键词： 航空发动机   切油   可调静子叶片   试验验证   消喘   喷口喉部面积  

描述： 为明确燃烧室短时切油、关小压气机可调静子叶片（VSV）角度和放大喷口喉部面积等消喘措施对发动机消喘功能的影响，依托某型变几何混排涡扇发动机制定了试验方案，开展了消喘措施专项验证试验，分别得到了消喘失败和消喘成功时的切油深度、VSV角度瞬时关小量和喷口喉部面积瞬时放大量，并从理论上对试验现象做了解释。结果表明：试验结果与理论分析相一致，证明试验结果是可靠的；试验结果能够为消喘系统的设计提供参考，在设计消喘系统时，消喘措施的具体调整量需通过试验手段确定；适当增大切油深度、增加喷口喉部面积瞬时放大量、增加VSV角度瞬时关小量，有利于发动机消喘；加快VSV和喷口等几何可调特征部件的响应速度，有利于发动机快速退出喘振。

航空发动机振动传递特性研究进展

作者： 汪才   艾延廷   陈仁桢   张凤玲   艾辛平   来源： 航空发动机 年份： 2023 文献类型 ： 期刊 关键词： 振动控制   传递路径   整机振动   航空发动机   传递路径分析法   扩展工况传递路径分析法   工况传递路径分析法  

描述： 航空发动机振动传递规律是业内研究热点之一。为了控制整个机械系统振动传递，通过找到振动能量的传递主要路径，进行了结构优化和参数设计。介绍了航空发动机振源机理及研究进展，分别对航空发动机规律性激振源与非