航空发动机风扇叶片表面粗糙度影响的研究

某型航空发动机在三次修理后存在性能下降的问题,分解发现发动机风扇叶片由于使用时间较长导致表面质量较差,表面粗糙度值较大.为研究航空发动机性能下降与风扇叶片表面粗糙度的关系,应用数值模拟方法,对不同叶片表面粗糙度的风扇性能及流场进行分析,并通过试车进行验证.通过研究确认,风扇叶片表面粗糙度值过大会导致航空发动机性能下降.     

航空发动机压气机叶片表面颗粒沉积数值研究

叶片表面颗粒物沉积会使压气机性能衰退,而壁面粗糙度是影响颗粒物沉积的重要因素。为研究不同粗糙度对CFM56-7B航空发动机压气机叶片颗粒物沉积的影响,通过逆向获得CFM56-7B航空发动机第一级压气机模型,利用CFD软件对模型进行仿真,研究了不同壁面粗糙度对亚微观颗粒物沉积的影响。仿真结果表明：壁面粗糙度增加使轮毂及机匣周围颗粒物运动速度明显减慢,当壁面粗糙度增大时,压力面颗粒物沉积量增加,吸力面颗粒物沉积量减少。     

表面楔形结构对发动机冷却风扇性能影响研究

采用CFD/CAA分布耦合仿真方法,在额定工况下对发动机冷却风扇叶片吸力面是否设置凸起楔形结构的两种方案的流场与声场进行三维数值模拟,研究了楔形结构对冷却风扇气动性能和噪声性能的影响。结果表明,该楔形结构对冷却风扇气动性能影响较小,而对其噪声性能影响显著;设置了楔形结构后冷却风扇进出风口噪声值分别下降8.8%和8.9%,风量略有增加。通过分析冷却风扇流场及声场的分布情况,可知楔形结构在叶片吸力面起到了"涡流发生器"的作用,促进边界层提前转捩,进而大大降低了叶片表面气流过早分离引起的涡流噪声,因此总声压级也明显下降。     

航空发动机部件激光冲击强化研究进展与展望

航空发动机部件服役环境恶劣、工作载荷复杂,容易发生高周疲劳断裂,严重影响发动机安全可靠性.激光冲击强化是一种新兴的表面塑性强化技术,可通过残余压应力预制和微观组织改善显著提升金属材料高周疲劳性能,已在航空发动机部件生产和修理中实现了批量化应用.将深入讨论风扇/压气机叶片、涡轮叶片、涡轮盘、机匣、作动筒、导管、齿轮等部件激光冲击强化研究进展和应用情况及有待解决的问题,分析总结近年来航空发动机部件激光冲击强化研究历程及特点,并就未来设备、机理、工艺和应用等方面研究进行展望,希望通过全行业、全技术链的力量创新协同,推动激光冲击强化技术在我国航空发动机部件上的规模化工业应用.     

航空发动机风扇叶片振动应力试验分析

通过试验获取航空发动机转子叶片在实际工作条件下的振动应力,是开展转子叶片设计验证及优化改进的重要手段。以某航空发动机为研究对象,设计风扇叶片振动应力地面试验方案,开展台架试验和装机地面试验,测取风扇叶片振动数据并进行振动应力分析。分析结果表明:装机地面试验中,风扇叶片振动应力较台架试验显著增长,说明发动机安装状态的变化对风扇叶片振动应力有较大影响。     

涡扇发动机叶片高效切削基础研究

作为飞机的心脏,涡扇发动机是决定飞机性能的主要因素之一.随着成形技术的进步和新型材料的研发,涡扇发动机叶片形状变得日趋复杂,给机械加工带来很大困难.为了提高涡扇发动机风扇叶片的加工效率,通过对目前航空发动机加工过程中出现的问题进行分析研究,从刀具使用、胎具技术和冷却技术方面入手,总结出一种能实现涡扇叶片高效切削的加工方法.     

基于电子束焊接的TC4钛合金叶片焊缝表面强化研究

航空发动机叶片的整体性能极大地影响着飞机的安全稳定运行。针对某型航空发动机TC4钛合金叶片采用电子束焊接后,服役期内在焊缝处常出现疲劳裂纹而导致叶片失效的现象,采用X射线衍射法,结合有限元仿真分析结果,研究分析钛合金叶片焊缝及周围区域的残余应力分布状况,探索分析强化前、后残余应力变化情况。根据实验结果,焊接后焊缝及周围区域表面呈现拉应力,且垂直焊缝方向应力值在+36 MPa左右;强化后,叶片表面呈现出较大且较为均匀的压应力,应力值为-200 MPa左右。同时,有限元仿真结果表明经过表面强化后,叶片表面由拉应力转变为压应力,应力状态得到明显改善,进而提高了叶片疲劳性能,为航空发动机叶片表面抗疲劳制造提供了理论依据和技术参考。     

基于双向流固耦合的冷却风扇气动性能仿真分析

发动机冷却风扇在工作过程中,由于叶片表面压力存在一定的结构变形会对风扇的气动性能产生影响,尤其对大尺寸、高负荷风扇的影响更大。基于Ansys Workbench软件,采用双向流固耦合方法对某型号发动机用冷却风扇的气动性能进行了计算分析,并将其结果和不考虑风扇变形的CFD方法得到的风扇气动性能结果与试验值进行了对比。结果表明:考虑了风扇变形因素的双向流固耦合仿真得到的结果更接近于试验值;采用双向流固耦合方法对风扇气动性能进行计算,可显著降低计算值与试验值的偏差。     

CFM56系列发动机风扇叶片设计特点分析

风扇叶片是涡轮风扇发动机的重要部件,为涡扇发动机提供75%~80%的推力,其工作的好坏直接影响着发动机的性能。对CFM56系列发动机的风扇叶片的发展历程和不同时期的设计特点做一概括性分析,供航空发动机的相关从业人员参考。     

航空发动机带凸肩风扇转子叶片裂纹产生原因

某航空发动机TC4合金风扇转子叶片凸肩根部转接部位过早产生裂纹,通过宏观形貌观察、断口分析以及接触放电试验,分析了裂纹产生原因.结果表明:失效风扇转子叶片裂纹为疲劳裂纹,裂纹萌生于叶片叶盆侧凸肩根部至排气边的转接区域表面;在叶片凸肩耐磨层钎焊过程中,感应线圈靠近或接触叶片基体而发生接触放电,导致叶片基体局部熔化烧伤和阻流剂熔化,是叶片萌生疲劳裂纹的原因.建议采用绝缘胶布对感应线圈进行绝缘处理,选取合适的感应电流和焊接距离,以防止线圈与叶片之间发生接触放电.     

难加工航空发动机叶轮叶片抛光技术及其发展现状

叶轮叶片是航空发动机的核心零件,叶轮表面粗糙度及其微观形貌对发动机的压气效率、热导率和推重比等性能指标具有重要的影响。综述了国内外关于航空发动机叶轮叶片和整体叶轮表面抛光技术的研究和发展概况,对砂带抛光、流体磨料抛光和整体叶轮的特种抛光方法的特点及其在叶轮抛光加工中的效果进行了系统的分析。     

喷丸对1Cr11Ni2W2MoV钢航空发动机涡轮盘表面完整性的影响

对航空发动机涡轮盘采用两种不同弹丸喷丸后,用金相显微镜、表面粗糙度仪、X-350A应力衍射仪、DUH-211(S)动态超微小显微硬度计和SUPPA40高分辨热场发射扫描电镜等设备对1Cr11Ni2W2MoV不锈钢航空发动机涡轮盘喷丸前后表层组织、表面粗糙度、残余应力、超显微硬度及冲击断口等进行对比观测。结果表明:喷丸后表层组织有细化;表面粗糙度值约为未喷丸的10倍;表面残余压应力约为未喷丸的2倍多;表层硬度由表及里呈下降趋势;通过对冲击断口的观察分析可知,喷丸除了对疲劳性能有改善作用外,对材料断裂也有一定的作用。弹丸种类的不同仅在表面残余压应力上有差异体现。     

叶片前后缘百页轮抛光工艺参数优化

为改善叶片前后缘的表面质量、提高航空发动机的性能和寿命,对叶片前后缘百页轮抛光工艺进行研究。通过分析前后缘抛光存在的问题,结合砂带百页轮的抛光加工特点,提出前后缘百页轮柔性抛光工艺方法;基于Preston方程对抛光材料去除率进行分析,获得了影响抛光表面粗糙度的主要工艺参数(百页轮粒度、法向力、主轴转速和进给速度);采用响应面法设计抛光加工实验,分析了主要工艺参数及其交互作用对表面粗糙度的影响,建立了主要工艺参数与表面粗糙度的二阶预测模型,并得到最优工艺参数域和最优抛光工艺参数组合。前后缘百页轮抛光实验检测结果表明:前后缘表面质量明显改善,满足表面粗糙度小于Ra0.4μm的质量要求。     

基于CFD的发动机冷却风扇性能仿真分析

基于CFD(Computational Fluid Dynamics)计算流体动力学方法,通过建模和数值模拟计算,对风扇进行流场分析,研究风扇结构对风扇性能的影响,得出不同风扇叶片倾角、轮毂比和叶片数下风扇的流量和效率值,分析探讨风扇结构参数对风扇性能的影响规律,为风扇改进设计提供参考.     

基于柔性抛光轮抛光工艺的研究

为了实现航空发动机叶片表面高质量抛光以及数控加工技术的应用。研制了具有复杂母线的柔性电镀金刚石抛光轮,抛光轮是在磨料与弹性基体中增加必要的增强结构或增强材料,提升磨料的结合力和控制其局部支撑刚度,解决了常规抛光轮磨料尺寸小、结合力小、容易陷入基体、容易脱落、磨削能力低等问题。同时针对叶片的不同区域选择不同抛光轮的原则。通过对某型号发动机叶片抛光实验,叶片的表面及型面质量得到很大提高,叶片表面铣削的刀痕消除,表粗糙度值可以达到Ra≤0.2μm。     

TiAI合金薄壁件铣削加工切削力与表面粗糙度研究

钛铝合金是一种新型的轻质高温结构材料,拥有良好的物理和力学性能,适用于航空发动机叶片等领域.通过用球头铣刀铣削加工钛铝合金薄壁件的正交试验,分析了切削参数对铣削钛铝合金薄壁件切削力和表面粗糙度的影响,建立了基于切削参数的切削力及表面粗糙度的指数预测模型.研究表明,对切削力的影响因素重要性由大到小依次为轴向切深和每齿进给...     

基于计算流体力学汽车冷却风扇优化设计

发动机是汽车的动力源,而冷却风扇是发动机正常工作的重要保证。基于计算流体力学分析方法,对影响冷却风扇性能的结构参数进行分析,对冷却风扇进行优化设计。建立不同轮毂比、叶片数等的三维模型,利用计算流体力学软件FLUENT对模型进行流场分析,选取入口静压、空气流量、有效功率等参数的变化规律进行对比分析,并采用正交分析法分析二者综合作用下冷却风扇结构参数的最优值。选取优化后冷却风扇轮毂比为0.45、风扇叶片10片,采用风洞试验和发动机台架试验对比优化前后冷却风扇性能变化,并对仿真分析的准确性进行验证。结果可知,优化设计后冷却性能变化明显,仿真与试验误差在5%以内,研究方法和结论可以作为设计生产的参考依据。     

大涵道比轴流风扇增压级概念设计技术研究（英文）

本文为航空发动机设计培训总结报告。本培训目标为设计一款巡航状态下涡轮前温度(TET)1700K、可与LEAP发动机竞争的大涵道比航空发动机。为设计该发动机,需要进行市场调研、总体性能设计、总体结构设计、部件性能与结构设计等工作。为了进行大涵道比风扇增压级的设计工作,编写了轴流风扇增压级一维设计程序。在市场调研确定用户需求后,通过总体性能设计程序确定发动机总体性能参数,同时根据设计限制值开展风扇增压级的性能设计工作,得出风扇涵道比为9.6,风扇外涵压比和效率分别为1.6和0.91;风扇内涵压比和效率为2.0和0.90。     

一种单向无迭代航空发动机风扇叶片调频方法

针对某航空发动机风扇叶片共振频率裕度不足的问题,提出了一种单向无迭代叶片调频方法。通过该方法建立了叶片设计变量与固有频率之间的映射关系,找出了影响叶片频率的主要设计因素,并成功完成了该风扇叶片的调频工作,使得该叶片的固有频率避开了发动机的主要工作转速区间。     

砂布轮柔性抛光表面完整性关键表征参数研究

航空发动机叶片表面完整性严重影响叶片疲劳强度和服役寿命.为掌握砂布轮柔性抛光叶片表面完整性关键表征参数,基于"数控机床+柔性磨头+弹性磨具(砂布轮)"的抛光工艺装备开展了TC4叶片抛光试验和表面完整性检测,对比了抛光前后表面完整性各项表征参数变化,分析了变化机理,结果表明:砂布轮柔性抛光对叶片表面粗糙度、表面微观形貌、表面残余应力、表面显微硬度有明显改善,对深度方向残余应力、深度方向显微硬度、微观组织没有影响.研究结果为砂布轮抛光表面完整性控制提供了依据.