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航空发动机大长径比传动杆轴承润滑结构设计方法研究

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热科学与技术 2025年第01期 87-95页

作者：沈丹妮宋玮刘海鸥孙立权中国航发商用航空发动机有限责任公司

民用大涵道比涡扇发动机中常采用一种长径比很大(一般大于10)的空心传动轴，其作用是连接中央传动齿轮箱与附件传动齿轮箱，传递发动机附件及飞机附件正常工作所需扭矩，通常称为径向传动杆。该传动杆在两端集成有花键结构，分别与上下... 详细信息

民用大涵道比涡扇发动机中常采用一种长径比很大(一般大于10)的空心传动轴，其作用是连接中央传动齿轮箱与附件传动齿轮箱，传递发动机附件及飞机附件正常工作所需扭矩，通常称为径向传动杆。该传动杆在两端集成有花键结构，分别与上下游齿轮轴配合，中间采用一轴承支撑。传动杆工作转速很高(一般大于20 000 r/min),为保证传动杆工作持久可靠，其花键副、轴承必须得到良好的润滑。本文根据发动机空间限制、传动杆自身结构特点、传递功率、工作转速等要求，进行了传动杆供油结构设计，并通过实际供油试验对设计进行了验证，结果表明供油结构能够实现预期功能，并分析了设计与试验结果的差异，为进一步优化设计提供参考。

关键词：传动杆花键轴承润滑航空发动机

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水溶蜡型芯的脱除工艺研究

特种铸造及有色合金 2025年第2期45卷 317-320页

作者：张贺刘永娜王春钢中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司

针对复杂空心结构铸件水溶蜡型芯脱除难度较大和脱除反应物难回收处理的问题，采用稀盐酸和柠檬酸溶液进行脱除试验对比研究，优选了柠檬酸溶液，测试了不同质量分数柠檬酸溶液可脱除水溶蜡的品质，比较了反应速度和型芯的溶解脱除程度... 详细信息

针对复杂空心结构铸件水溶蜡型芯脱除难度较大和脱除反应物难回收处理的问题，采用稀盐酸和柠檬酸溶液进行脱除试验对比研究，优选了柠檬酸溶液，测试了不同质量分数柠檬酸溶液可脱除水溶蜡的品质，比较了反应速度和型芯的溶解脱除程度，最终确定了采用质量分数为3.4%的柠檬酸溶液进行水溶蜡脱除的工艺方案。设计了一套带有脱芯和清洗功能的脱除设备，实现了型芯脱除的清洁性和反应生成物的物理固液分离，并对固体和液体生成物分别采用了环保处理方案。

关键词：水溶蜡型芯柠檬酸溶液精密铸造

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涡轮动叶叶型公差对喉道面积的影响

航空发动机 2025年第1期51卷 46-52页

作者：常骐越侯伟涛慕粉娟张馨元罗华玲中国航发商用航空发动机有限责任公司上海200241

为精确控制涡轮动叶喉道面积,减小喉道面积偏离设计值对涡轮性能的影响,以GE公司某高压涡轮1级动叶为研究对象,提出了基于叶型位置度、扭转角、轮廓度、缘板轮廓度的动叶喉道面积评估方法。按航空工业标准(HB 5647-98)给定了上述参数的... 详细信息

为精确控制涡轮动叶喉道面积,减小喉道面积偏离设计值对涡轮性能的影响,以GE公司某高压涡轮1级动叶为研究对象,提出了基于叶型位置度、扭转角、轮廓度、缘板轮廓度的动叶喉道面积评估方法。按航空工业标准(HB 5647-98)给定了上述参数的公差,分析了其对动叶喉道面积的影响,并采用随机分析方法研究了涡轮动叶喉道面积偏差分布。结果表明:当叶型沿轴向、周向偏移时,由于对叶片左右两侧喉道宽度的作用效果相反,因此叶片喉道面积变化不大于±0.005%。叶型扭转及轮廓度偏差对叶片喉道面积影响显著。当叶根、叶中、叶尖叶型分别扭转0.1°时,叶片喉道面积分别变化0.13%、0.14%和0.15%;当叶背侧轮廓或尾缘轮廓变化0.1 mm时,叶片喉道面积变化0.08%;当下缘板轮廓度变化0.1 mm时,叶片喉道面积变化0.06%。当叶型尺寸参数均符合其公差范围内的正态分布时,动叶喉道面积偏差也服从正态分布,±3倍标准差对应的喉道面积变化为理论喉道面积的±0.91%。

关键词：涡轮动叶喉道面积叶型公差随机分析位置度扭转角轮廓度航空发动机

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MI SiC_(f)/SiC-SiYBC复合材料的蠕变性能及损伤机理

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无机材料学报 2025年第1期40卷 23-30页

作者：张立管皞阳郑琪宁洪智亮王佳璇邢宁李玫刘永胜张程煜西北工业大学超高温结构复合材料重点实验室西安710072 中国航发商用航空发动机有限责任公司上海200241

随着航空发动机的服役环境日益严苛,SiC_(f)/SiC在高温空气/水氧环境中的服役温度和应力亟需提升。为此,研究人员尝试采用自愈合基体改性的方法提升SiC_(f)/SiC复合材料的抗氧化性能和抗蠕变性能。本工作研究了熔体渗透工艺(MI)制备的... 详细信息

随着航空发动机的服役环境日益严苛,SiC_(f)/SiC在高温空气/水氧环境中的服役温度和应力亟需提升。为此,研究人员尝试采用自愈合基体改性的方法提升SiC_(f)/SiC复合材料的抗氧化性能和抗蠕变性能。本工作研究了熔体渗透工艺(MI)制备的碳化硅纤维平纹布增强的SiYBC改性碳化硅复合材料(MISiC_(f)/SiC-SiYBC)在空气中的拉伸蠕变性能及损伤机理,蠕变温度为1300、1350和1400℃,应力为60~120 MPa。结果显示:在1300~1400℃范围内,MISiC_(f)/SiC-SiYBC的蠕变断裂时间(tu)与应力、温度密切相关,随温度或应力升高而降低。当蠕变应力高于比例极限应力(σ_(PLS))时,基体开裂,氧气会进入材料内部侵蚀纤维和BN界面,使其发生氧化退化,大幅降低tu。此时由于基体完全开裂,载荷主要由纤维承担, tu受纤维的抗蠕变性能控制。当蠕变应力低于σ_(PLS)时, t_(u)较长,载荷由纤维和基体共同承担, tu则受纤维和基体两者的抗蠕变性能共同控制。随着温度从1300℃升高至1400℃,基体氧化物等物相填充界面间隙,导致界面黏结,促进裂纹张开和扩展。

关键词： SiCf/SiC-SiYBC 蠕变氧化损伤机制

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纳米碳球切削液的润滑性能及机理研究

中国机械工程 2025年

作者：孙浩蓝启鑫姚斌芦晶晶张金辉潘志榕赵珂馨中国航发哈尔滨东安发动机有限公司厦门大学航空航天学院

切削润滑是难加工金属材料切削加工的关键技术之一。纳米切削液在众多切削试验中表现出了良好的润滑性能，纳米粒子的润滑作用机理得到了越来越多研究者的关注。论文研究将纳米碳球切削液应用于难加工航空齿轮钢（15Cr14Co12Mo5Ni2W）... 详细信息

切削润滑是难加工金属材料切削加工的关键技术之一。纳米切削液在众多切削试验中表现出了良好的润滑性能，纳米粒子的润滑作用机理得到了越来越多研究者的关注。论文研究将纳米碳球切削液应用于难加工航空齿轮钢（15Cr14Co12Mo5Ni2W）的切削中，研究了纳米碳球切削液的润滑性能和机理。构建了金属切削的切削力模型，分析了切削润滑与切削力的关系。联合摩擦磨损试验和铣削试验，从摩擦系数、磨损量、摩擦表面质量和切削力等方面分析了纳米碳球切削液的润滑性能表现。相比于基础切削液，纳米碳球浓度为0.2wt‰时，难加工齿轮钢铣削力减小了10%以上，表面粗糙度减小了15%以上。摩擦接触面上的纳米碳球粒子更容易吸附在表面自由能大的微尖峰区域，而形成一层纳米碳球吸附膜。摩擦副运动时，尖峰区域的吸附膜可以发挥“微轴承”减摩作用。

关键词：纳米碳球切削液润滑机理铣削难加工齿轮钢

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航空发动机篦齿封严环气弹稳定性

航空动力学报 2025年

作者：王文徐梅鹏赵柄锡孙丹孟光中国航发商用航空发动机有限责任公司沈阳航空航天大学上海交通大学

基于涡轮机械叶片气弹稳定性数值计算的能量法，发展了一种求解篦齿封严环气弹稳定性问题的仿真方法。基于标准文献篦齿封严环几何参数，建立了篦齿封严气弹稳定性数值模型，分析了齿腔宽度、壁厚和封严间隙对气弹稳定性的影响。结果表... 详细信息

基于涡轮机械叶片气弹稳定性数值计算的能量法，发展了一种求解篦齿封严环气弹稳定性问题的仿真方法。基于标准文献篦齿封严环几何参数，建立了篦齿封严气弹稳定性数值模型，分析了齿腔宽度、壁厚和封严间隙对气弹稳定性的影响。结果表明，通过能量法分析气弹稳定性仿真方法可准确计算篦齿封严环的气动阻尼比及失稳节径，为篦齿封严环气弹稳定性分析提供理论依据。齿腔宽度的增加会恶化气弹稳定性，且齿腔宽度对气弹稳定性的影响随压比增加而增大。壁厚和封严间隙的增加可改善气弹失稳。

关键词：篦齿封严环气弹稳定性能量法气动阻尼比

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航空发动机五头部燃烧室中的喷雾与点火研究

燃烧科学与技术 2025年第1期31卷 62-73页

作者：于博文陈涛刘德文夏溪王国情徐亮亮齐飞上海交通大学机械与动力工程学院上海200240 中国航发商用航空发动机有限公司上海200241

多头部点火是航空发动机贫燃预混预蒸发(LPP)燃烧室开发的关键过程.为探究五头部燃烧室点火初期至火焰完全传播至整个燃烧室的点火联焰机制,建立了一套包含5个直线阵列LPP喷嘴的可视化燃烧实验系统.基于高重频高能脉冲串激光系统,采用10... 详细信息

多头部点火是航空发动机贫燃预混预蒸发(LPP)燃烧室开发的关键过程.为探究五头部燃烧室点火初期至火焰完全传播至整个燃烧室的点火联焰机制,建立了一套包含5个直线阵列LPP喷嘴的可视化燃烧实验系统.基于高重频高能脉冲串激光系统,采用10 Hz PLIF/PMIE和10 kHz PIV及2 kHz OH*自发光高速成像等可视化测量技术,研究了空气流量(110~250 g/s)和油气比(0.032~0.066)对喷雾流场特征和点火联焰特性的影响规律.结果表明,燃油压力和空气流量的变化显著影响喷雾场的MIE、LIF信号分布及燃油雾化效果.随着燃油压力的增加,喷雾液滴粒径与数密度上升,液滴速度脉动减弱导致湍动能降低.相反,空气流量增加促进了燃油雾化,降低液滴间速度差,进而减小湍动能.在点火及联焰过程中,空气和燃料的流量是关键参数,空气流量250 g/s时火焰传播迅速,多头部火焰能在150 ms内迅速被全部点燃;而流量降低至200 g/s时,火焰传播速度较慢,多头部联焰时间大于500 ms,并且存在无法全部点燃的风险.

关键词：航空发动机点火多头部燃烧器激光诊断雾化蒸发贫燃预混预蒸发

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带槽径向轮缘密封结构对封严性能的影响

热能动力工程 2025年第1期40卷 10-18页

作者：程舒娴杜昆李昆阳中国航发商用航空发动机有限责任公司上海201100 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072

为降低封严冷气量,提高涡轮效率,优化轮缘密封结构,采用数值求解三维URANS方程和SST湍流模型的方法,对比了不同径向轮缘密封结构的封严性能。设计了7种带槽径向轮缘密封结构,包括4种横向槽结构、1种轴向槽结构和2种斜向槽结构。数值计... 详细信息

为降低封严冷气量,提高涡轮效率,优化轮缘密封结构,采用数值求解三维URANS方程和SST湍流模型的方法,对比了不同径向轮缘密封结构的封严性能。设计了7种带槽径向轮缘密封结构,包括4种横向槽结构、1种轴向槽结构和2种斜向槽结构。数值计算结果表明:与传统的简单径向轮缘密封结构相比,所设计的横向、轴向和斜向槽结构在本文计算的冷气量范围内,通过增长流动路径和增强涡流两种方式来增加流动阻力,均可使封严效率提高0.17~0.31;在4种横向槽结构中,双槽结构的封严效果优于其他结构,槽数过少和槽宽过窄都会降低封严性能;在轴向和斜向槽结构中,轴向槽结构所需封严冷气量最少,斜向槽倾斜方向影响封严性能,顺向槽结构封严性能更好。

关键词：轮缘密封封严效率数值模拟

基于Matlab的遍历式平衡配重精确定位分析

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燃气涡轮试验与研究 2025年第1期38卷 35-40页

作者：崔彬彬王娟邹宇宁李鹏飞迟贺坤李欣欣中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司沈阳110015

航空发动机装配过程中,需要对发动机转子进行平衡,且通常采用平衡块调整法对转子不平衡量进行修正。由于设计阶段平衡块的安装位置固定,平衡机输出的位置可能偏离平衡块安装位置,因此在安装平衡块的过程中需要经过多次尝试,导致平衡块... 详细信息

航空发动机装配过程中,需要对发动机转子进行平衡,且通常采用平衡块调整法对转子不平衡量进行修正。由于设计阶段平衡块的安装位置固定,平衡机输出的位置可能偏离平衡块安装位置,因此在安装平衡块的过程中需要经过多次尝试,导致平衡块的安装效率低、精度低。利用Matlab软件对平衡配重时平衡块数量、质量及安装位置进行遍历式计算,得到最终不平衡量的最优解,保证平衡块安装时的精确定位,提高转子平衡的精度和效率。

关键词：航空发动机转子平衡平衡配重遍历式精确定位

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