基于表面完整性灰色关联度分析的16Cr3NiWMoVNbE齿轮磨削工艺优化研究

1

作者 方园园 李炎鑫 +3 位作者 杨纯辉 姚金鑫 程从前 刘伟 《制造技术与机床》 北大核心 2025年第6期143-149,共7页

为满足航空齿轮抗疲劳与耐磨损性能需求,围绕磨削加工表面完整性展开深入研究。以典型难加工材料16Cr3NiWMoVNbE渗碳航空齿轮为研究对象,通过设计磨削工艺正交试验,研究了影响表面粗糙度与残余应力等关键指标的主要磨削参数,并采用灰色... 为满足航空齿轮抗疲劳与耐磨损性能需求,围绕磨削加工表面完整性展开深入研究。以典型难加工材料16Cr3NiWMoVNbE渗碳航空齿轮为研究对象,通过设计磨削工艺正交试验,研究了影响表面粗糙度与残余应力等关键指标的主要磨削参数,并采用灰色关联度分析方法实现了多目标工艺参数的全局优化。结果表明,径向进给是影响表面粗糙度的主要因素;残余压应力分布呈现齿面节圆≈近齿顶>齿根,其中进给速度对齿顶和齿面残余应力影响显著,线速度与径向进给主导齿根残余应力变化。基于熵权法赋权的灰色关联分析表明,径向进给对表面完整性综合影响权重最大,兼顾低粗糙度与高残余压应力的最佳工艺组合为最大处线速度24 m/s,进给速度1000 mm/min,径向进给0.007 mm。 展开更多

关键词 16Cr3NiWMoVNbE 磨削 粗糙度 残余应力 灰色关联度

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高负荷风扇位置寻优周向处理机匣扩稳

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作者 于传萍 孟德君 +2 位作者 杨帅 侯睿炜 李丽丽 《航空发动机》 北大核心 2025年第1期40-45,共6页

为了获得具有扩稳能力和对风扇性能影响小的处理机匣方案,以高负荷风扇为研究对象,采用数值仿真方法研究了实壁机匣、均布周向槽和位置寻优周向槽下的风扇流场结构,分析了均布周向槽和位置寻优周向槽的扩稳机理;通过试验验证了位置寻优... 为了获得具有扩稳能力和对风扇性能影响小的处理机匣方案,以高负荷风扇为研究对象,采用数值仿真方法研究了实壁机匣、均布周向槽和位置寻优周向槽下的风扇流场结构,分析了均布周向槽和位置寻优周向槽的扩稳机理;通过试验验证了位置寻优周向槽设计参数对流场的影响。结果表明:周向槽处理机匣对高负荷风扇叶尖泄漏涡与激波干涉后形成的堵塞区有正向的作用,可以使风扇的稳定裕度提高2.7%~3.7%;叶尖激波-泄漏流相互干扰形成泄漏涡的位置为提高风扇稳定性的关键位置,在叶尖低速区的中间弦长位置对减轻叶尖堵塞情况十分有利,处理机匣设计应覆盖这2个位置;周向槽处理机匣槽的数量对风扇效率有一定的负面影响,需要用尽量少数量的周向槽覆盖在叶尖的关键位置来完成风扇扩稳作用。经过分析可知,位置寻优周向处理机匣在扩稳综合能力上更具优势。 展开更多

关键词 扩稳 高负荷风扇 风扇失速 处理机匣 均布周向槽 位置寻优周向槽 航空发动机

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航空发动机高温部件相变介质喷射冷却数值仿真

3

作者 肖永鑫 程荣辉 +3 位作者 孙颖 周春阳 徐兴平 尚守堂 《航空发动机》 北大核心 2025年第4期90-96,共7页

为了分析相变冷却介质对航空发动机高温部件壁温降低效果的影响,应用等效热容法结合数值仿真的方法,开展亚声速巡航、T_(6)=833 K条件下,相变介质流量、喷射点数目、喷射方向等参数对介质空间分布、密度分布及其高温壁面冷却降温效果影... 为了分析相变冷却介质对航空发动机高温部件壁温降低效果的影响,应用等效热容法结合数值仿真的方法,开展亚声速巡航、T_(6)=833 K条件下,相变介质流量、喷射点数目、喷射方向等参数对介质空间分布、密度分布及其高温壁面冷却降温效果影响的研究。结果表明:航空发动机高温部件采用相变介质冷却后,可有效降低其壁面温度;随着相变介质喷射方向由逆喷改为顺喷,相变介质的贯穿深度增加,进入到锥体内的介质数量增加;随着相变介质喷射点数目的增加,介质的分布范围变化不大,但在空间中的分布更均匀;随着相变介质喷射总流量由10%m_(16)逐步增加,被冷却壁面的低温区域的分布范围扩大,壁温最大降幅23.3%;当相变介质总流量≥14%m_(16),再增加流量,所带来的降温收益不显著。 展开更多

关键词 相变介质 高效冷却 喷射参数 数值仿真 航空发动机

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加力燃烧室涂覆吸波材料对发动机排气系统雷达散射特性的影响

4

作者 陈瀚赜 李中生 +3 位作者 邓洪伟 杨胜男 王旭 王群 《航空兵器》 CSCD 北大核心 2023年第6期89-95,共7页

为了提升发动机排气系统后向雷达隐身能力,针对雷达波强散射源加力燃烧室拟定了5种吸波材料涂覆方案,利用弹跳射线法仿真分析了加力燃烧室涂覆吸波材料对排气系统S波段、X波段典型频点在方位角-30°~+30°内水平极化与垂直极化... 为了提升发动机排气系统后向雷达隐身能力,针对雷达波强散射源加力燃烧室拟定了5种吸波材料涂覆方案,利用弹跳射线法仿真分析了加力燃烧室涂覆吸波材料对排气系统S波段、X波段典型频点在方位角-30°~+30°内水平极化与垂直极化RCS分布规律,以及方位角0°时X波段典型频点的SAR成像。结果表明:雷达波强散射源在S波段、X波段的分布规律具有一致性,不同吸波材料涂覆方案对两个波段RCS缩减效果的影响规律相似。火焰稳定器是排气系统中雷达特征信号最强的散射源,其涂覆雷达吸波材料对缩减排气系统雷达特征信号收益最大。在加力内锥、火焰稳定器、波瓣混合器、加力筒体4个部位均涂覆吸波材料是对两个波段RCS缩减效果最好的吸波材料涂覆方案,对S波段水平极化、垂直极化RCS均值缩减效果达92.3%和92.0%,对X波段水平极化、垂直极化RCS均值缩减效果达90.2%和88.4%。 展开更多

关键词 加力燃烧室 排气系统 吸波材料 雷达散射特性 弹跳射线法 发动机

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宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤数值仿真

5

作者 张海洋 曹家洺 +3 位作者 韩立斌 曹航 邵帅 韩方军 《航空发动机》 北大核心 2024年第1期94-101,共8页

为解决航空发动机宽弦空心风扇转子叶片抗鸟撞设计问题,对宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤进行了数值仿真。采用光滑质点流体动力学(SPH)算法建立鸟体模型,采用J-C本构模型和失效模型定义材料冲击下动态性能,建立旋转状态下叶片鸟撞数值... 为解决航空发动机宽弦空心风扇转子叶片抗鸟撞设计问题,对宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤进行了数值仿真。采用光滑质点流体动力学(SPH)算法建立鸟体模型,采用J-C本构模型和失效模型定义材料冲击下动态性能,建立旋转状态下叶片鸟撞数值仿真方法,经过试验验证能够较准确预测叶片损伤。开展相同条件下鸟撞击宽弦空心和实心风扇转子叶片仿真,对比鸟撞击叶片过程、撞击时叶片叶尖最大轴向和径向变形、撞击后叶片永久变形,研究被鸟撞击后空心叶片相比实心叶片的损伤特征。结果表明:空心和实心叶片鸟撞击过程相同;空心叶片被鸟撞击后叶尖轴向和径向变形更小;空心叶片被鸟撞击后前缘卷边变形更严重,对风扇气动性能和稳定性影响更大;在结构设计时应适当增加前缘空心区域局部刚度,或者适当增大前缘实心区域范围,用于提高空心叶片的抗鸟撞能力。 展开更多

关键词 宽弦空心风扇转子叶片 鸟撞 数值仿真 损伤 航空发动机

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基于Mohring声类比发动机喷流噪声数值计算

6

作者 闫国华 冯叔阳 +1 位作者 刘勇 李建福 《航空发动机》 北大核心 2023年第1期53-61,共9页

为了研究非均匀流场中航空发动机喷流噪声特性,满足未来的航空器噪声适航要求,采用计算流体力学(CFD)和计算航空声学(CAA)相结合的混合数值算法,对大涵道比发动机喷管的简化缩尺模型进行气动噪声仿真计算。采用大涡模拟(LES)计算喷管的... 为了研究非均匀流场中航空发动机喷流噪声特性,满足未来的航空器噪声适航要求,采用计算流体力学(CFD)和计算航空声学(CAA)相结合的混合数值算法,对大涵道比发动机喷管的简化缩尺模型进行气动噪声仿真计算。采用大涡模拟(LES)计算喷管的瞬态喷流流场;在流场计算的基础上使用Mohring声类比进行声源提取,将时均流场插值到声学网格作为背景流,结合有限元和无限元方法对喷流噪声近场以及远场的辐射特性进行数值计算及分析,并通过单通道锯齿形喷管试验验证数值计算方法的可行性。数值结果表明:发动机喷流噪声主要是由内外涵剪切层内的涡环破碎产生的大尺度涡而形成的,噪声辐射峰值主要集中在低频范围内,随着频率升高,各方向角的声压级都在降低,在1000~2500 Hz,从125 dB快速降低到105 dB,之后衰减速度变缓,到100 dB趋于稳定。数值计算方法精确度高,最大计算误差为1.97%。为发动机噪声适航提供了一种噪声预测方法。 展开更多

关键词 分开排气喷管 高亚声速喷流 大涡模拟 Mohring声类比 喷流噪声 航空发动机

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航空发动机及燃气轮机涡轮叶片热障涂层技术研究及应用 被引量：26

7

作者 王博 刘洋 +2 位作者 王福德 张艺馨 宋佳 《航空发动机》 北大核心 2021年第S01期25-31,共7页

介绍了航空发动机及燃气轮机涡轮叶片热障涂层技术的研究和应用情况,对热障涂层黏结层和陶瓷层的材料、制备、应用及主要失效原因等4个方面的现状和发展趋势进行了综述。详细介绍了应用广泛的黏结层材料MCrAlY以及近几年新兴的PtAl;包... 介绍了航空发动机及燃气轮机涡轮叶片热障涂层技术的研究和应用情况,对热障涂层黏结层和陶瓷层的材料、制备、应用及主要失效原因等4个方面的现状和发展趋势进行了综述。详细介绍了应用广泛的黏结层材料MCrAlY以及近几年新兴的PtAl;包括多元稀土氧化物掺杂ZrO_(2)、萤石结构化合物、稀土锆酸盐等的陶瓷层材料;目前广泛用于生产的等离子喷涂、电子束物理气相沉积等制备技术;着重介绍了热障涂层在中国的应用情况。主要从TGO和CMAS 2方面对热障涂层的失效原因分别进行了分析。简要论述了涡轮叶片热障涂层研究未来将向着1300℃以上超高温陶瓷层、1200℃以上抗氧化并与先进单晶高温合金界面匹配良好的金属黏结层、长寿命且抗CMAS性能良好的方向发展。 展开更多

关键词 涡轮叶片 热障涂层 制备技术 失效分析 航空发动机

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航空燃气涡轮发动机碰摩研究现状与展望 被引量：4

8

作者 于平超 陶玄君 +3 位作者 刘中华 曾振坤 蒋紫菡 张大义 《航空发动机》 北大核心 2023年第1期1-17,共17页

转静件碰摩是航空发动机中常见的故障现象,对发动机的安全可靠运转具有重要影响。从力学本质上,碰摩具有多物理场耦合、跨尺度和强非线性特征,碰摩结构的动力学行为极为复杂。主要以航空发动机工程需求为出发点,介绍了航空发动机中碰摩... 转静件碰摩是航空发动机中常见的故障现象,对发动机的安全可靠运转具有重要影响。从力学本质上,碰摩具有多物理场耦合、跨尺度和强非线性特征,碰摩结构的动力学行为极为复杂。主要以航空发动机工程需求为出发点,介绍了航空发动机中碰摩类型、碰摩力学效应及其引起的结构件损伤或失效形式;从碰摩局部力学模型和整体力学模型两方面梳理了碰摩动力学建模的主要成果;阐述了转子、叶片-盘-机匣、旋转壳体等结构件在碰摩过程中的非线性动力学行为的研究进展。对今后航空发动机碰摩研究的发展方向和工作重点进行了展望,提出要进一步完善和发展碰摩局部力学行为、跨尺度力学模型和非线性碰摩动力学特性相关理论技术,并针对当前工程亟需建立转静件碰摩损伤评估与危害度评价方法。 展开更多

关键词 碰摩 航空发动机 动力学模型 非线性行为

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航空发动机测试数据准确度和可靠性保证 被引量：8

9

作者 王亮 孙颖 《航空发动机》 北大核心 2023年第5期64-77,共14页

测试数据质量对航空发动机试验至关重要。为了保证航空发动机测试数据准确可靠,需要深入研究测试数据准确可靠的各种影响因素及其保证方法。通过对航空发动机试验测试领域的相关标准和文献进行梳理和研究,结合实际工作经验总结,构建了... 测试数据质量对航空发动机试验至关重要。为了保证航空发动机测试数据准确可靠,需要深入研究测试数据准确可靠的各种影响因素及其保证方法。通过对航空发动机试验测试领域的相关标准和文献进行梳理和研究,结合实际工作经验总结,构建了保证航空发动机测试数据准确可靠的技术框架。简要描述了测量过程设计的基本流程和准则,强调了完整的测量要求和清晰的测量过程定义的重要性,重点通过实例描述了测量影响因素分析以及不确定度评定技术在航空发动机试验测试中的应用,探讨了测量风险分析、可靠性技术及其在符合性测试中的应用,并提出了保证航空发动机测试数据准确可靠的主要方法。为相关专业人员在保证航空发动机测试数据准确可靠的方法论和实际操作层面提供参考。 展开更多

关键词 测试数据 测量过程 准确度 可靠性 不确定度 风险分析 航空发动机

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核心机压气机进口可调静子叶片角度控制规律 被引量：4

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作者 王赫 杨纯辉 +1 位作者 韩文俊 王晨 《航空发动机》 北大核心 2022年第3期20-24,共5页

核心机试验进气范围宽,从常温常压状态到加温加压进气状态,进行进气温度和压力调节的同时给核心机带来大量的过渡态工作过程,对核心机气动稳定性提出了较高的需求,通过压气机进口可调静子叶片角度(α2)的调节可以有效提升稳定裕度,需要... 核心机试验进气范围宽,从常温常压状态到加温加压进气状态,进行进气温度和压力调节的同时给核心机带来大量的过渡态工作过程,对核心机气动稳定性提出了较高的需求,通过压气机进口可调静子叶片角度(α2)的调节可以有效提升稳定裕度,需要设计出合理的压气机α2规律来保证核心机的试验安全。为了研究压气机进口可调静子叶片角度控制规律,以整机大量试验数据为基础,以发动机相似原理为理论依据,分别在核心机稳态、加速和减速等不同状态下开展核心机与整机压气机进口可调静子叶片角度控制规律对比研究。结果表明:最终确定的压气机α2稳态规律与整机的n2R25-α2控制规律相同,遵循在加速过程中稳态基础上偏关2°、在减速过程中稳态基础上偏关5.5°的控制规律,确保压气机在试验过程有较好的稳定裕度,保证试验安全。 展开更多

关键词 核心机 压气机进口可调静子叶片角度 相似原理 控制规律 航空发动机

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激光选区熔化成型316L不锈钢工艺参数研究 被引量：4

11

作者 徐凯池 王科 +1 位作者 徐如雪 沈喆 《航空发动机》 北大核心 2022年第1期110-115,共6页

针对激光选区熔化成型316L不锈钢工艺参数选择问题,采用单因素条件变量分析法,在激光选区熔化过程中,分析了激光功率、扫描速度对316L不锈钢成型零件表面粗糙度、致密度、硬度和尺寸偏差的影响规律。结果表明:当激光功率降低或者扫描速... 针对激光选区熔化成型316L不锈钢工艺参数选择问题,采用单因素条件变量分析法,在激光选区熔化过程中,分析了激光功率、扫描速度对316L不锈钢成型零件表面粗糙度、致密度、硬度和尺寸偏差的影响规律。结果表明:当激光功率降低或者扫描速度提高时,内部能量密度减小,粉末熔化量减少,试样表面球化效应增强,孔隙缺陷增多,试样致密度减小、硬度降低;当激光功率提高或者扫描速度降低时,内部能量密度增大,粉末被过度烧蚀,产生较大的尺寸偏差,所形成熔道易塌陷,导致层间结合较差,试样性能降低。当激光功率为300 W、扫描速度为1000 mm/s时,能量密度适中,形成了较好的冶金结合,抗拉强度可达753 MPa,上表面硬度HRB能达到97.22。该项研究为316L不锈钢激光选区熔化工艺参数的合理选择提供了参考。 展开更多

关键词 激光选区熔化 316L不锈钢 工艺参数 试样性能 航空发动机

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镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性能研究 被引量：3

12

作者 李艳明 李中生 +3 位作者 刘欢 卜嘉利 张开阔 韩振宇 《航空发动机》 北大核心 2023年第1期169-174,共6页

为了研究镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性,对该Co-Al涂层在800、900和1000℃下进行200 h高温氧化试验,利用扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)和X射线衍射仪(XRD)等进行高温氧化行为分析。结果表明:合金氧化动力学曲线均基本符合... 为了研究镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性,对该Co-Al涂层在800、900和1000℃下进行200 h高温氧化试验,利用扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)和X射线衍射仪(XRD)等进行高温氧化行为分析。结果表明:合金氧化动力学曲线均基本符合抛物线规律,氧化激活能为78185 kJ/mol,质量增大速度较缓慢,平均氧化速度也较慢;合金表面生成氧化物结构完整、致密,主要以Al2O3为主;表面生成连续致密的Al2O3保护膜有效地阻止了Al向涂层与空气界面的外扩散和氧向涂层与基体界面的内扩散,在3种温度下Co-Al涂层均表现出优异的抗高温氧化性能。 展开更多

关键词 镍基高温合金 Co-Al涂层 高温氧化 Al2O3保护膜 航空发动机

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燃气环境内高温部件红外测温试验方法 被引量：2

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作者 苏文超 彭新 +4 位作者 刘春宇 马慧 张哲衡 初少斌 吴云 《航空发动机》 北大核心 2023年第1期163-168,共6页

针对航空发动机加力燃烧室高温部件温度场测试精度不高的问题,提出了一种燃气环境内高温部件红外测温试验方法。在同一时刻,分别用配装3.97~4.01μm窄带滤光片的红外热像仪和K型热电偶测试了燃气环境内高温部件在8种不同状态下的壁面温... 针对航空发动机加力燃烧室高温部件温度场测试精度不高的问题,提出了一种燃气环境内高温部件红外测温试验方法。在同一时刻,分别用配装3.97~4.01μm窄带滤光片的红外热像仪和K型热电偶测试了燃气环境内高温部件在8种不同状态下的壁面温度分布,并对测试结果进行了对比,根据K型热电偶测试结果引入红外热像仪测试结果综合修正系数。结果表明:所引入的综合修正系数可有效地修正表面发射率、高温燃气、蓝宝石玻璃窗口以及环境大气等因素在不同温度条件下所带入的测试误差,经修正后红外热像仪和热电偶之间的测试偏差可控制在1.5%以内。该方法为后续航空发动机加力燃烧室高温构件温度分布测试提供了一种方法和思路。 展开更多

关键词 高温部件 温度修正 红外热像 燃气环境 加力燃烧室 航空发动机

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航空发动机地面试车台加温加压进气控制系统设计 被引量：2

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作者 周易 黄猛 +2 位作者 陶国云 罗振伟 王晓宇 《航空发动机》 北大核心 2022年第5期130-136,共7页

为模拟不同飞行状态下航空发动机的工作环境,设计了航空发动机地面试车台,该试车台能够通过管道供气的方式为航空发动机提供一定温度、压力的气体。介绍了包括进气系统及其控制系统在内的硬件系统架构的总体设计方案,以及模糊PID控制器... 为模拟不同飞行状态下航空发动机的工作环境,设计了航空发动机地面试车台,该试车台能够通过管道供气的方式为航空发动机提供一定温度、压力的气体。介绍了包括进气系统及其控制系统在内的硬件系统架构的总体设计方案,以及模糊PID控制器的基本原理和设计思路。针对该试车台的加温加压进气系统设计了基于西门子PLC平台的控制系统,并在实际的试车工作中完成了验证与应用。其中,最后1级压力调节系统采用了模糊PID控制方法,在西门子PLC平台使用2种编程语言分别设计了模糊PID控制器模块,并对比了2种编程语言的设计效率和运行效果。分别通过计算机仿真和试车台试验及试车将模糊PID控制器的控制效果与传统PID控制器的进行对比,结果表明:模糊PID控制器的控制效果更优。 展开更多

关键词 地面试车台 加温加压进气系统 可编程控制器 模糊PID控制 航空发动机

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利用性能参数回归分析的航空发动机MTBF预计 被引量：2

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作者 杨阳 李中生 +3 位作者 王艺 万里勇 刘慧娟 张昕宇 《航空发动机》 北大核心 2023年第1期34-40,共7页

航空发动机可靠性指标平均故障间隔时间(MTBF)的预计方法有多种,在发动机立项阶段数据缺乏的情况下建议优先选用统计回归法进行发动机可靠性指标MTBF的预测。为了在发动机预先研究阶段能够预计发动机的可靠性水平,利用系数修正的方法对... 航空发动机可靠性指标平均故障间隔时间(MTBF)的预计方法有多种,在发动机立项阶段数据缺乏的情况下建议优先选用统计回归法进行发动机可靠性指标MTBF的预测。为了在发动机预先研究阶段能够预计发动机的可靠性水平,利用系数修正的方法对国外的预计回归公式进行修正,可以得到1个新的回归预计公式,但该公式存在飞机参数不明确时无法进行应用的缺点,因此,基于仅利用发动机性能参数进行多元线性统计回归分析得到了新的预计公式,结果表明:新的预计发动机MTBF的回归公式可以在配装飞机不明确的情况下,仅利用发动机本身的性能参数即可大概估算出发动机的MTBF水平,预计效率高,可以为发动机立项论证时可靠性指标MTBF提供参考依据。综合来看,该方法可以实现立项阶段根据飞机参数、发动机性能参数进行发动机可靠性指标MTBF的快速预计,有一定的参考价值。 展开更多

关键词 平均故障间隔时间 可靠性预计 回归分析 性能参数 航空发动机

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航空发动机内涵喷管裂纹机理分析 被引量：1

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作者 杜鹏飞 杨纯辉 +2 位作者 李勋 刘跃聪 秋洪燕 《航空发动机》 北大核心 2022年第4期116-121,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 疲劳裂纹 内涵喷管 断口分析 有限元 随机激励 多阶模态振动响应 航空发动机

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航空发动机离子火焰探测器探管裂纹故障分析 被引量：1

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作者 刘军和 巩孟祥 +1 位作者 魏涛 曹家洺 《航空发动机》 北大核心 2021年第S01期64-68,共5页

某航空发动机试车后连续出现2起离子火焰探测器探管根部焊缝处裂纹故障,为查明故障原因,从外观检查、断口分析、产品结构、加工过程等方面进行分析,确定了探管裂纹为疲劳裂纹,经分析确定2件故障产品焊缝处疲劳裂纹产生的原因分别为:焊... 某航空发动机试车后连续出现2起离子火焰探测器探管根部焊缝处裂纹故障,为查明故障原因,从外观检查、断口分析、产品结构、加工过程等方面进行分析,确定了探管裂纹为疲劳裂纹,经分析确定2件故障产品焊缝处疲劳裂纹产生的原因分别为:焊探管时2次手工氩弧焊堆焊时送丝速度不均匀造成焊趾凹凸不平;焊趾处为探管端熔合线,引起应力集中、探管材料表面存在突起物造成。在发动机试车时,离子火焰探测器探管在热冲击、振动等交变应力作用下,从探管强度薄弱部位形成疲劳源,最终导致裂纹沿径向贯穿探管壁厚,沿圆周方向继续扩展产生疲劳断裂。提出了明确焊缝表面形状、保证填料位置和速度、增加抛光后荧光检查、增加探管焊缝放大镜检查、外场普查等预防和改进措施。 展开更多

关键词 焊缝裂纹 故障分析 离子火焰探测器 探管 航空发动机

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PVD强化涂层在辊轧模具上的应用

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作者 彭新 王福德 +2 位作者 国振兴 曹家洺 李建福 《航空发动机》 北大核心 2021年第S01期133-138,共6页

为了解决冷辊轧模具寿命短、人工修复周期长、修复一致性差等问题,提高了模具耐磨性,延长模具使用寿命,在辊轧模具表面涂敷了PVD强化涂层。采用真空阴极多弧离子镀技术,在不同材质模具钢表面制备AlCrN多元纳米硬质涂层。试验样品基材选... 为了解决冷辊轧模具寿命短、人工修复周期长、修复一致性差等问题,提高了模具耐磨性,延长模具使用寿命,在辊轧模具表面涂敷了PVD强化涂层。采用真空阴极多弧离子镀技术,在不同材质模具钢表面制备AlCrN多元纳米硬质涂层。试验样品基材选用Cr8W1Mo2V2SiNb、W6、Cr12MoVCo及V-4E工具钢作为样品基体,采用2种工艺制备硬质PVD涂层,V-4E基材AlCrN涂层的晶粒尺寸最小,沉积的AlCrN涂层结构更致密。V4E+CrAlSiN强化体系获得最优的综合测试性能。验证结果表明:涂敷PVD强化涂层可使模具寿命提高20倍以上。 展开更多

关键词 辊轧模具 物理气相沉积强化涂层 真空阴极多弧离子镀 航空发动机

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1种航空发动机整机质量分配方法

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作者 郑伟连 杨纯辉 刘仕运 《航空发动机》 北大核心 2020年第4期41-46,共6页

为了在航空发动机方案设计阶段实现整机质量指标向发动机各单元体的分配,定义了整机质量目标,提出了整机质量名义值和质量公差的分配方法。单元体质量公差的分配主要考虑了单元体的加工成本、质量占比、零组件特性的影响,构建了"... 为了在航空发动机方案设计阶段实现整机质量指标向发动机各单元体的分配,定义了整机质量目标,提出了整机质量名义值和质量公差的分配方法。单元体质量公差的分配主要考虑了单元体的加工成本、质量占比、零组件特性的影响,构建了"质量公差—加工成本"模型来确定质量公差与加工成本的关系;采用蒙特卡洛法对单元体的质量公差分配结果进行综合,对照整机质量目标迭代修改质量公差分配结果。结果表明:本方法具有工程应用的可行性和合理性。 展开更多

关键词 质量分配 质量公差 加工成本 公差综合 航空发动机

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跨声速压气机轴承腔封严泄漏影响机理

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作者 廖虹宇 刘军和 +1 位作者 赵家毅 陆庆飞 《航空发动机》 北大核心 2023年第3期61-65,共5页

目前,针对跨声速压气机轴承腔封严泄漏的相关分析尚不充分,泄漏流与主流相互作用的形式尚存在争议。为解决该问题,基于某跨声速压气机与轴承泄漏腔模型,采用3维N-S方程组及k-ω湍流模型,边界条件与试验环境保持一致,对变工况下轴承腔封... 目前,针对跨声速压气机轴承腔封严泄漏的相关分析尚不充分,泄漏流与主流相互作用的形式尚存在争议。为解决该问题,基于某跨声速压气机与轴承泄漏腔模型,采用3维N-S方程组及k-ω湍流模型,边界条件与试验环境保持一致,对变工况下轴承腔封严泄漏流发展特性及其对压气机性能的影响机理进行了研究,重点分析了一种显著影响压气机主流稳定性的掺混涡结构。结果表明:当封严篦齿泄漏流进入右封严腔时,空腔效应会在篦齿出口区诱发大尺度回流涡,从而对齿端间隙泄漏流起到阻碍作用;当泄漏流量由0.72%进口流量增大至1.9%进口流量时,转子通道激波由约55%弦长位置移动至65%弦长位置。轴承腔泄漏流对压气机转子性能的不利影响主要在于转子通道激波后移以及2股掺混涡的产生。 展开更多

关键词 跨声速压气机 泄漏流 掺混作用 轴承腔 航空发动机

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