第二代镍基单晶高温合金高温氧化行为及机制研究

研究了航空发动机叶片用DD6单晶高温合金980℃高温氧化行为及机制。采用体视显微镜、光学显微镜(OM)和扫描电子显微镜(SEM)表征了表面氧化皮的形貌和截面微观组织特征，采用能谱(EDS)和X射线衍射(XRD)分别分析了氧化物的成分和物相结构，采用显微硬度计测量了高温氧化样品截面表层金属显微硬度。研究结果表明：长时间氧化后，氧化皮主要由Al₂O₃和复合金属氧化物构成；长时间氧化后氧化皮与基体结合较差且局部发生剥离，表面氧化行为由均匀氧化逐渐转变为局部快速氧化；进入局部快速氧化阶段，表层金属中的铝与环境中的氧和氮反应，导致表层贫铝而形成无γ’相区，最终导致表层金属力学性能的损失，最表层金属的显微硬度较基体下降约30%。     

全尺寸发动机模拟舱火灾特性试验及仿真研究

针对民用航空发动机的防火需求，以民用涡扇发动机核心机舱作为参照对象，设计并搭建了全尺寸的模拟发动机舱火灾试验台．通过改变冷却气流量、火源类型与功率，研究了发动机核心机舱内的火灾特性．同时，采用开源火灾模拟软件FDS，仿真计算了典型油雾火和油池火工况，并与试验结果进行了对比分析，研究了舱内火灾的发展及温度分布规律．在实验过程中，发现当火灾强度达到一定程度后，舱内会发生爆燃现象．通过构建舱内控制体的守恒方程，并进行理论分析，推测油气比和通风量是影响舱内爆燃发生与否的关键因素．最后，在此基础上拟合了爆燃发生的临界失稳条件．结果表明：在临界条件以上必然发生爆燃，而在其以下存在一个缓冲区，爆燃有一定概率发生．     

复合材料出口导流叶片包边裂纹产生与固有频率下降的原因

在进行振动疲劳试验时，复合材料出口导流叶片包边处出现裂纹，且叶片固有频率下降超过15%。采用宏观观察、金相检验、扫描电镜分析等方法，对叶片包边裂纹的产生及固有频率下降的原因进行了分析。结果表明：叶片包边发生了疲劳开裂，原因是叶片局部受力、变形不均匀，包边表面的圆弧形划痕促进了裂纹的萌生及扩展；叶片与树脂纤维界面的黏接强度较低，导致了桨根R区发生层间开裂，从而导致叶片固有频率下降。     

航空发动机碳纤维复合材料风扇叶片叶尖间隙测量研究

动叶片的叶尖间隙参数直接决定航空发动机的工作效率和运行安全，随着发动机朝着质量更轻、运转效率更高的方向发展，碳纤维复合材料(CFRP)被广泛应用于大涵道比航空发动机风扇叶片的设计，然而材料导电性会影响间隙测量结果。提出了一种基于电容法的CFRP叶片叶尖间隙测量方法；利用显微观察和元素分析，获取了CFRP叶片导电性规律，建立了仅碳纤维层参与构成电容器极板的叶尖间隙测量模型；开展了金属叶片和CFRP叶片叶尖间隙测量的仿真和实验，结果表明，两种叶片在不同间隙值下的电容输出呈比例关系，CFRP叶片的叶尖间隙测量精度优于45μm;完成了某型大涵道比航空发动机的测量试验，验证了航空发动机CFRP风扇叶片叶尖间隙测量方法的可行性和可靠性。     

C250钢热变形奥氏体静态再结晶行为北大核心CSCD

利用双道次热压缩试验方法,在Gleeble 1500热模拟机上研究了C250马氏体时效钢在热变形时的静态再结晶软化行为。分析了变形温度、应变速率、变形量以及初始奥氏体晶粒尺寸等不同工艺参数对静态再结晶行为的影响,并观察了不同变形条件下的静态再结晶晶粒尺寸变化。基于试验数据,构建了C250钢静态再结晶的动力学模型,得到了C250钢静态再结晶的激活能为146900.1 J·mol^(-1)。试验结果表明:提高变形温度、加快应变速率、增大变形量以及增加道次间隔时间均能有效地增加C250钢的静态再结晶体积分数,其中变形量对静态再结晶体积分数的影响最大,而初始奥氏体晶粒尺寸对其影响较小;不同变形条件下试样的金相组织有显著的静态再结晶现象,且与计算得到的影响趋势相同;基于双道次热压缩试验数据,将静态再结晶动力学模型的预测结果与试验结果进行对比分析,两者较为吻合。     

涡扇发动机气路故障的信息融合诊断方法

为了提高包线内气路部件故障诊断能力,提出一种加权D-S(Dempster-Shafer)合成理论的故障诊断方法.基于传感器测量值,分别利用扩展卡尔曼滤波算法(EKF)和受限玻尔兹曼-极限学习机(RB-ELM)对主要气路部件性能进行估计,将计算值与基准值的偏差作为基本概率赋值函数.使用飞行状态参数结合混淆矩阵求解子证据体加权系数,最后进行决策级加权融合诊断.通过某型涡扇发动机仿真验证,结果表明与单独使用基于模型和数据驱动的诊断方法相比,融合诊断方法有效地提高了部件故障诊断精度.     

基于USB3.0的多通道叶尖间隙数据采集系统设计

动叶片与发动机机匣之间的叶尖间隙参数是反映航空发动机工作性能和运行安全的关键状态参数之一。多级多叶片叶尖间隙同时进行测量时，叶尖间隙测量数据量巨大，多通道数据快速处理与传输至关重要。设计了基于USB3.0的4通道叶尖间隙数据采集系统，提出了全采集和在板处理两种数据处理方法。利用FPGA高速并行处理多路ADC量化数据，通过USB3.0总线将预处理后数据传输至计算机，以进行数据后处理、显示与存储。通过实验验证了数据采集系统的有效性，USB3.0接口的数据传输带宽可达400 MB/s，系统理论上可扩展至32通道叶尖间隙信号输入。数据采集系统可同时满足叶尖间隙离线数据分析和实时在线监测的不同测量需求，设计方法在叶尖间隙测量工程应用方面具有重要意义。     

考虑包容性约束的加筋机匣轻量化设计

为保证飞机航行安全，航空发动机机匣需满足包容性要求以抵抗高能碎片的冲击。针对某型航空发动机内高压压气机机匣的轻量化设计需求，基于LS-DYNA进行包容性分析，揭示了传统光壁机匣与加筋机匣的包容机理，二者均通过鼓凸塑性变形吸收叶片动能。另外，为充分挖掘加筋构型的轻量化潜力，提出一种考虑包容性能的加筋机匣优化设计框架，主要包括：提出一种机匣厚度损伤包容准则，建立结合参数化建模、有限元分析及包容性判断的优化流程，采用自主研发的优化软件Deskopt进行优化迭代并输出最优加筋机匣构型。设计结果表明，相较传统光壁机匣构型，最优加筋机匣在保证包容能力的前提下实现减重20.86%。     

航空快卸卡箍连接结构开裂原因

某航空卡箍连接结构中的燃油分配器主壳体及卡箍发生开裂。采用宏观观察、扫描电镜分析、金相检验及硬度测试等方法对卡箍连接结构开裂的原因进行分析。结果表明：燃油分配器主裂纹起源于安装边R角，呈多源、线源特征，为起始应力较大的双向弯曲疲劳开裂；卡箍发生了起始应力较大的疲劳开裂，裂纹起源于连接环内侧表面，呈多源、线源特征；燃油分配器与卡箍接触面受力不均是其发生早期疲劳开裂的主要原因，结合面挤压摩擦损伤也促进了疲劳裂纹的萌生。