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航空发动机
航空发动机

李孝堂

双月刊

1672-3147

hkfdj606@163.com

024-24281757 24281751

110015

辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号沈阳市428信箱18号

航空发动机/Journal Aeroengine北大核心CSTPCD
查看更多>>本刊作为我国航空发动机专业创刊最早、报道内容全面翔实、技术含量和学术价值颇高的自然科学期刊在行业内外具有很高的影响和知名度，被专业权威机构指定为“航空发动机专业国内核心期刊”。
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    机械加工模拟外物损伤对钛合金叶片疲劳强度的影响

    张海洋赵振华杜少辉曹航...
    74-80页
    查看更多>>摘要：为建立符合工程研制评估需求的航空发动机叶片外物损伤预制方法,开展机械加工外物损伤对钛合金叶片疲劳强度影响研究.设计了带发动机叶片前缘特征的TC4合金模拟叶片,使用2种精度的线切割工艺在模拟叶片上加工了3种尺寸V型模拟外物损伤缺口,采用步进法开展了带缺口模拟叶片应力比R=-1条件下振动疲劳试验,获得带缺口模拟叶片3×107循环数下的疲劳强度,建立了缺口理论应力集中系数Kt和有效应力集中系数Kf间的数值关系.结果表明:不同加工精度下相同缺口尺寸模拟叶片的疲劳强度平均值基本相同,加工精度越低,缺口表面状态越差,疲劳强度分散性越大;机械加工缺口Kt与Kf符合线性数值关系,Kt越大,疲劳强度越低,Kf越大.机械精加工方法能够通过缺口尺寸模拟给定Kt的外物损伤对疲劳强度的影响.

    外物损伤机械加工方法带前缘特征模拟叶片疲劳强度航空发动机

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    基于MLP集成随机子空间决策树的航空发动机剩余使用寿命预测

    陈俊英席月芸徐琳殷春武...
    81-87页
    查看更多>>摘要：为了预测航空发动机的剩余使用寿命(RUL),针对从众多发动机状态参数中选择特定特征组合进行预测的问题,构建了基于多层感知器(MLP)集成随机子空间决策树的剩余寿命预测模型;随机选取抽样样本的特征子空间构建决策回归树;构建MLP模型结构和损失函数,通过适应性矩估计(Adam)算法优化MLP模型参数,基于MLP模型集成多棵决策树的预测结果,得到发动机的剩余使用寿命;在C-MAPSS数据集上进行的消融试验验证了预测模型中随机特征子空间、决策回归树和MLP集成模块均有益于改善平均绝对误差(MAE)、均方根误差(RMSE)、惩罚得分、拟合优度以及准确率等预测指标值.结果表明:当真实剩余寿命周期小于30时,预测准确率比循环神经网络(RNN)的预测结果提高了7.46%;与其他几种预测方法相比,该方法在多个指标综合评价下具有较好的性能,为多参数航空发动机剩余寿命的预测提供了一种有效方案.

    剩余使用寿命预测航空发动机随机子空间决策树集成方法多层感知器

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    非惯性系下碳纤维轴-钛合金膜盘联轴器动力学特性仿真

    李恩国于印鑫许刘爽
    88-93页
    查看更多>>摘要：针对具有加大跨度和不对中工况的高速转轴的需求,以TC4钛合金膜盘和CF碳纤维轴组成的碳纤维轴-钛合金膜盘联轴器这一新型挠性联轴器为研究对象,基于非惯性系下的弯-摆-轴耦合力学模型,采用Runge-Kutta法对联轴器模态和动态响应进行求解,讨论了中间轴跨度、材料和安装平台的横向旋转对其动力学特性的影响.结果表明:膜盘联轴器安装平台存在转动速度和加速度时,转子系统会产生附加刚度矩阵和阻尼矩阵,引起轴向和径向的耦合振动,在轴向刚度相对与径向刚度较小时,必须考虑平台运动对轴向振动的影响;中间轴跨度每增大100 mm会导致各阶固有频率降低约7%,共振响应峰值增大;而中间轴采用碳纤维材料可以明显提高各阶固有频率并减小振动响应峰值;平台的横向旋转在提高共振响应频率的同时也会导致联轴器整体振动偏离静平衡位置,偏移量随中间轴跨度和材料的不同而变化.

    膜盘联轴器碳纤维钛合金非惯性系耦合振动

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    基于飞行参数的航空发动机主轴承支反力分析

    姜振和陈茉莉罗贵火王卫英...
    94-99页
    查看更多>>摘要：为研究飞机机动飞行对发动机主轴承径向支反力的影响,建立了飞机载体坐标系及发动机转子坐标系,采用Timoshenko梁单元和具有偏心质量的圆盘单元对转子系统进行建模,推导了基于飞参和发动机整机模型的转子系统运动微分方程.给出了横滚飞参的转速比和飞机加速度等参数,将飞参输入到发动机整机模型中,利用Newmark-β法求解出模型中主轴承的支反力.结果表明:机动飞行对转子产生的附加阻尼、刚度及激励力会导致主轴承产生沿轴承周向非对称的径向支反力;机动飞行引起的动偏心使主轴承的支反力增大,各主轴承x向最大轴承支反力增大为非机动飞行时的70.4、48.4、58.9、77.2和125.9倍,y向最大轴承支反力增大为非机动飞行时的4.2、1.3、3.1、2.1和2.9倍.该结论对于航空发动机主轴承的结构设计具有参考价值.

    主轴承支反力机动飞行整机模型飞行参数航空发动机

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    多分散相STF-Kevlar缠绕软壁机匣包容性数值仿真

    谢志浩纪健刘璐璐陈伟...
    100-106页
    查看更多>>摘要：芳纶织物(Kevlar)缠绕的航空发动机软壁机匣具有质量轻、包容能力强的优点.针对将具有更强抗冲击性能的剪切增稠液(STF)浸渍芳纶织物在航空发动机软壁包容机匣的应用设计,建立了多分散相STF浸渍Kevlar织物缠绕软壁机匣数值模型,开展了不同类型机匣、不同层数织物缠绕机匣及不同叶片转速工况下的机匣包容性能数值仿真研究.结果表明:多分散相STF浸渍Kevlar织物缠绕软壁机匣具有优异的能量吸收能力,其单位质量吸能比纯铝合金机匣的提高了57.4%,比纯Kevlar缠绕软壁机匣的提高了15.2%;织物层数越多,软壁机匣的包容效果越好,3层多分散相STF浸渍Kevlar织物缠绕软壁机匣可使叶片动能降低94.9%;随着转速增大,机匣会由包容转变为非包容,叶片与机匣的接触力逐渐增大,当发生非包容事件时,铝合金内壁的损伤减小,能量吸收降低.

    软壁机匣包容数值仿真剪切增稠液芳纶织物航空发动机

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    封严环蜂窝结构哈氏合金材料等效杨氏模量

    苏国征孙丹郁丽唐超...
    107-112页
    查看更多>>摘要：为研究适用于封严环组件动力学特性分析的蜂窝结构哈氏合金材料等效杨氏模量,搭建了封严环组件模态试验装置,建立了封严环组件有限元模型.基于模态分析与二分逼近理论,以模态试验获得的固有频率为标准值,对哈氏合金材料杨氏模量采用二分法不断进行数值模态分析,以逼近固有频率标准值,获得蜂窝结构哈氏合金材料等效杨氏模量.结果表明:蜂窝结构哈氏合金材料等效杨氏模量为0.304 GPa时,数值模态分析固有频率与试验结果最大相对误差小于1.3%,可应用于封严环组件动力学特性分析.使用具有不同结构参数的封严环组件对等效杨氏模量为0.304 GPa进行了验证,最大相对误差小于3%,表明蜂窝结构哈氏合金材料等效杨氏模量取为0.304 GPa对于封严环组件动力学特性分析具有较高的准确性和普适性.

    蜂窝结构哈氏合金材料等效杨氏模量封严环组件模态分析二分法航空发动机

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    基于滑油磨粒聚类分析的航空发动机故障诊断

    周良王华伟许珊珊王清薇...
    113-119页
    查看更多>>摘要：为了有效分析滑油状态,实现基于滑油状态分析的航空发动机关键部件磨损状况监测,开展了基于滑油磨粒聚类分析的航空发动机故障诊断研究.利用主成分分析算法提取滑油磨粒的关键特征参数;结合关键特征参数,利用支持向量机模型进行滑油磨粒的聚类识别.并通过对改进粒子群算法进行分析,利用自适应权重粒子群算法和异步收缩因子粒子群算法对支持向量机模型进行优化,以提高聚类的准确性.以滑油光谱数据为例,进行了滑油磨粒聚类试验.试验结果表明:通过2种改进粒子群优化的支持向量机模型仿真,可实现航空发动机滑油中磨粒的聚类识别,识别精度高达99.7%,且监测和诊断结果与实际故障一致.研究结果可为航空发动机的滑油状态监测和故障诊断提供依据.

    聚类识别故障诊断状态监测粒子群算法支持向量机航空发动机

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    可变流通面积喷嘴在发动机数控系统半物理模拟试验中的应用

    邢耀东朱桢叶薛成城杨帆...
    120-124页
    查看更多>>摘要：为了提升航空发动机数控系统半物理模拟试验的置信度,在试验过程中开展了燃烧室反压模拟研究.基于发动机的燃烧室喷嘴流量、压差特性,提出了一种基于可变流通面积喷嘴的试验方案.喷嘴采用机械活门式结构,通过型孔设计,保证流过喷嘴的压差、流量满足试验要求.设计、加工了2支可变面积喷嘴,在半物理模拟试验台进行了验证.通过与发动机试车数据比较,结果表明:数控系统在进行半物理模拟试验时,主要工作压力数据与发动机试车时的基本一致,证明该方法是一种工程实用的燃烧室反压模拟方法.与传统的反压模拟方案相比,可变当量喷嘴结构简单,不需要复杂的燃烧室反压调节、控制系统.该方法适用于不同型号发动机控制系统半物理模拟试验.

    可变流通面积喷嘴半物理模拟试验数控系统反压模拟航空发动机

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    基于改进NSGA2-FLC的饱和含水燃油多目标优化控制

    刘林盛王彬彭炬叶志锋...
    125-131页
    查看更多>>摘要：为了解决在燃油结冰适航试验饱和含水燃油制备中,燃油与导热油之间温差过大易导致热交换器壁面结冰问题,提出一种将改进第2代非支配排序多目标优化算法(NSGA2)最优个体输入模糊控制器(FLC)进行动态优化的多目标优化方法,实现对饱和含水燃油温度的精确控制.基于热液和两相流管路模型搭建含第3方导热油的饱和含水燃油温控系统,结合试验温控系统验证仿真模型的可靠性,对不同温度工况下的系统进行仿真分析.优化在控制中定义的系统温度调节时间,并以温差控制的适应度值为决策目标,引进佳点集法初始化种群并在迭代过程中采用变惯性权重的柯西变异(CM)法寻优,将改进NSGA2寻优获得的全局最优控制参数输入模糊控制器中并自整定控制器中参数的变化率,实现对温控模型的动态优化.结果表明:改进NSGA2-FLC多目标优化控制能缩短调节时间,提高控温精度约50%,使温差接近且不超过13℃,满足适航要求.

    改进第2代非支配遗传算法模糊逻辑控制器饱和含水燃油多目标优化第3方导热油

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    基于3维空间平面扫掠的导向器最小排气面积计算方法

    韩旭崔海华颜诚李义勇...
    132-136页
    查看更多>>摘要：为了更准确高效地测量航空发动机涡轮导向器最小排气面积,提出一种基于3维空间的排气平面扫掠的最小面积计算方法.这项工作通过分别测量与计算双联、4联与全环导叶的最小排气面积,分析对比了该结果与设计值、三坐标测量的差异.结果表明:非接触激光测量方式下测得的最小面积误差并未随被测面积增大而呈相近比例增大,与三坐标测得结果较为相近,且二者极差的波动在0.184 cm2以内,一定程度验证了该计算方法的正确性和准确性.该测量系统的重复性和稳定性指标仅为10.2%,且3位作业员测量10件导向器叶片的最小排气面积极差最大仅0.025 cm2,可认为该方法能满足工程使用要求.

    航空发动机涡轮导向器最小排气面积非接触激光测量测量系统

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