机匣

摘要： 为分析航空发动机叶片/机匣碰摩热致变形与应力,基于有限元方法建立了叶片/机匣碰摩模型,研究多次碰摩下叶片/机匣的应力、形变、温度特征,并对碰摩热致变形的主导因素进行探究分析。研究发现,叶尖与机匣的碰摩会引起接触界面摩擦升温,不仅会改变界面温度状态,还将通过热变形引发叶片/机匣产生附加的热应变和热应力:界面摩擦热在改变温度的同时还会引发机匣和叶片的热膨胀应变,叶片受热后呈现伸长的趋势,机匣受热呈现局部向上拱起的趋势;在叶片旋转一周后,总体上机匣呈现朝向叶片拱起的趋势,而由于机匣向内拱起,导致叶尖变形不但没有伸长,反而受机匣挤压而缩短,同时在宽度方向上膨胀。叶片和机匣碰摩受热后的叠加作用结果是在叶尖与机匣间产生附加压应力,同时热致应变应力的产生主要源自于机匣摩擦热,因此,机匣摩擦热是引发纵向位移、纵向应力的主要来源。

摘要： 机匣零件在切削过程中的切削力变化将带来残余应力的变化,进而引发零件的变形,通过工装夹具难以对零件加工变形进行有效控制。本文基于切削载荷均衡原则,应用先进的物理仿真技术手段,从切削力入手开展物理仿真,依据仿真结果优化数控程序,实现切削加工过程切削力的稳定控制,通过基于均衡切削力的数控程序优化,控制零件表面应力应变场的分布状态,进而控制零件表面振纹的产生、降低表面应力集中现象、提升零件表面加工质量。

摘要： 针对螺栓连接的复杂性与特殊性,对机匣螺栓连接薄层单元法基本原理与方法进行研究,提出虚拟薄层代替实体薄层完成机匣连接建模。建立实体薄层连接有限元模型与虚拟薄层连接有限元模型,通过模态分析对两种有限元模型进行相关分析。研究结果表明:虚拟薄层单元法建立的连接模型与实体薄层单元法建立的连接模型最大频率误差为-4.5%,模态振型匹配良好,采用虚拟薄层单元法能较好地模拟螺栓连接,并能有效避免薄层单元所产生的机匣轴向位置偏移。

摘要： 以中间减速器为研究对象,建立了其热-流耦合计算模型,运用Fluent仿真技术,设定了机匣外流场的边界条件,对中间减速器机匣内外热平衡特性进行了分析。简化了机匣内热源施加方法,分析了不同气流速度下机匣壁面的压力、对流换热系数及温度分布的影响规律。结果表明,不同气流速度下,机匣迎风面均出现压力最大值,机匣两端面与背风面处于负压状态,与外部空气流场的进出口位置有关;机匣迎风面温度较机匣背风面的低;随着气流速度的增加,机匣散热性能增强,但壁面压力也在增高。因此,选定气流速度应从机匣散热和强度两方面综合考虑。

摘要： 直升机减速器机匣需要将复杂的旋翼载荷传递至机身平台,是直升机的重要承力部件。为了满足直升机长寿命、轻质量的要求,需要采用先进的结构设计方法。采用基于拓扑优化的方法,通过对直升机减速器机匣进行拓扑优化、结构重构、结构优化,设计出轻质量、低应力的机匣,并建立了基于拓扑优化的直升机减速器机匣结构设计流程。

摘要： 为了分析航空发动机叶片/机匣碰摩过程中的超瞬态摩擦热效应,基于有限元方法建立了叶片/机匣碰摩模型,研究了单次碰摩条件下界面的微区超瞬态摩擦热效应,并对模拟过程中空间尺寸与时间步长对模拟结果的影响进行探究分析。研究发现,由于叶片与机匣摩擦速度快、碰摩时间短,只在叶尖很小的范围内发生超瞬态传热,产生的摩擦热以分子量级进行传递。叶片/机匣碰摩模型建立过程中,网格尺寸划分过大、时间步长取值过大,会导致模拟结果不能真实反应碰摩过程的微区超瞬态热效应。为此,通过对建模过程中模型空间尺寸与时间步长的优化,得到了能够准确反映温度微区超瞬态特性的建模方法,阐明了网格尺寸与时间步长匹配对微区超瞬态行为的影响规律,为叶片-机匣碰摩模型的建立奠定了基础。

摘要： 针对某流道深、型面复杂、加工时易发生颤振和干涉的机匣零件,为了提高内流道复杂表面铣削加工的效率和质量,根据进气机匣结构特点设计了五轴加工工艺和专用刀具。利用五轴叶轮零件数控加工软件MAX-PAC完成了数控路径规划,并使用Vericut验证了数控程序,在机床上完成了试验加工,加工结果显示机匣内复杂曲面加工质量较好。

摘要： 针对复合材料机匣安装边结构,设计一种采用RTM工艺成型的T800级碳纤维增强聚酰亚胺树脂基复合材料层合结构试件;对其进行有限元数值仿真分析,当施加单向拉伸载荷时,计算得到的破坏载荷为21.7 kN,最大应变出现在安装边转角位置,说明转角区为试件承载时的薄弱区域。采用超声C扫描和光学显微镜对制备的试件转角区内部质量进行分析,结果表明:试件转角区整体内部质量良好,无明显分层缺陷,局部可见百微米级孔隙,主要集中在近表面和直角填塞区。试件平均拉伸破坏载荷为19.81 kN,与数值仿真结果相近;在25%破坏载荷条件下循环疲劳实验24000次后,拉伸破坏载荷仍为19.94 kN,说明疲劳实验对试件的承载能力没有影响;拉伸实验后部分试件转角区在显微镜下可见轻微分层和裂纹缺陷,但所有试件均未发生目视可见损伤,表明试件在出现分层缺陷后仍能继续承载。

摘要： 航空发动机机匣是航空发动机重要的连接、承载部件,它结构复杂、刚性弱、材料难加工,目前存在加工变形严重、壁厚精度差等制造难题,已成为制约新型航空发动机研制和生产的瓶颈。针对薄壁机匣的制造需求,本文提出了旋印电解加工技术,该技术采用回转体电极作为阴极工具,通过工件与工具的同步对转对阳极工件逐层精确溶解去除,实现薄壁机匣的无变形精密加工成形。研究揭示了旋印电解加工阳极成形规律、难加工材料脉动态溶解机理、电解液流场分布特性等基础科学问题,突破了阴极工具设计、钛合金点蚀抑制、流场优化设计等关键技术,研制出具有自主知识产权的大型旋印电解机床,实现了大型薄壁机匣的高效精密加工,为新型航空发动机的研制和生产提供了重要的技术支撑。

摘要： 创新开发了某航空发动机铝镁机匣内间断式深孔的加工方法,利用枪钻和加工的引导孔,并设计好枪钻与引导孔的配合间隙、引导孔加工深度,使用间断式数控加工程序,有效地解决了铝镁机匣深孔加工的问题,可为深孔加工提供一定的参考。

摘要： 叶片是航空发动机的重要组成部分，其在高速旋转时对气体进行压缩和膨胀，为发动机提供动力。为了提高推重比，常用的做法就是减小叶片与机匣之间的间隙，然而这也使得叶片与机匣更容易发生碰摩，导致发动机故障。以旋转叶片-机匣为研究对象,基于板壳振动理论,采用Hamilton能量方程及伽辽金模态截断法,建立了旋转悬臂板的动力学模型,并研究了升速过程中不同机匣刚度、不对中角以及最小间隙下旋转叶片的碰摩振动响应.结果表明,在不同的叶片转速下,叶片-机匣会发生不同形式的碰摩,如点碰摩和局部碰摩;随着机匣刚度的增加,叶尖法向碰摩力增大,引起超谐共振的转速增多;随着不对中角的增加,叶尖在升速过程中发生碰摩的位置增加,点碰摩持续的时间增加;另外,在一定转速范围内,增加叶片-机匣最小间隙会使叶尖发生碰摩的位置减少,同时也会使得由碰摩引起的超谐共振峰值降低.

摘要： 以某附件机匣重载侧齿轮及喷嘴为研究对象,建立了机匣内部流场多相流三维CFD模型,对齿轮喷射润滑进行了流场分析计算,以观察各轴齿轮的分布位置对油液运动和分布的影响.获取了机匣内部风阻效应、油液运动趋势和分布、啮合区表面的油液比例等信息.综合这些信息,评价了齿轮喷射润滑效果,找出了机匣喷嘴布置的潜在问题,为改善机匣喷射润滑效果提供了参考.

摘要： 本文以航空发动机压气机转子叶片为研究对象,基于Ansys有限元软件,考虑离心刚化、旋转软化以及科氏力对叶片的影响,采用变厚度的壳单元建立了旋转叶片的有限元模型.假定圆盘与机匣存在静态不对中,叶片由于离心力的作用产生径向拉伸,从而使叶尖与机匣内壁发生碰摩.根据叶尖处每个节点径向位移与间隙之间的位置关系,采用叶片-弹性机匣碰摩表征模型,对不同转速下叶片-机匣碰摩过程进行数值仿真.研究结果表明,对于带扭形叶片而言,叶尖只有部分节点与机匣发生碰摩;碰摩结束后,叶片以低阶动频进行衰减,连续的周期碰摩产生的倍频在与之接近的动频处会出现幅值放大现象.研究结果可为叶片结构设计及叶片-机匣碰摩故障诊断提供理论依据.

摘要： 本文通过建立参数化的机匣结构模型,以ANSYS软件为平台进行结构强度可靠性优化,对设计变量进行灵敏度分析和可靠度计算,选取主要优化变量、以及合适的应力设计准则对机匣的结构进行以质量为目标函数的优化分析,优化结果效果明显,减重达到2.34％,同时可靠性系数提高到0.99,结构更安全,应力分布更为合理.

摘要： 三维电子散斑干涉测量技术是运用物体表面漫反射的散斑与参考光线相互干涉的原理进行表面三维位移和应变分布测量的一种方法。该方法灵敏度高、准备时间短，特别适合测量物体不规则表面，并可测量焊缝、小圆弧等应变计不适于测量的部位。该技术应用于传动系统的机匣应变测试，并用应变计对其测量结果进行了修正分析。

摘要： 通过电火花高效放电铣和电解加工两种工艺的技术原理和加工工艺特点的叙述与分析，针对航空发动机典型机匣零件的电火花/电解加工方法的可行性工艺试验，与机匣数控铣削加工工艺进行综合技术经济效果比较与分析，确定一种切实可行的加工方法，对于降低成本、提高表面质量和加工效率，具有非常重要的参考价值。

摘要： 采用局部应力-应变法预测电子束焊某型号机匣模拟件的低循环疲劳寿命.结果表明:高等效应力区集中于安装座附近的座与机匣筒壁的焊缝处,是产生疲劳裂纹的危险部位;经计算分析危险部位的低循环疲劳寿命可判定该型号机匣模拟件满足设计使用要求.

摘要： 本文首先叙述了故障报告、分析和纠正措施的概念和重要意义,然后针对某机在外场使用发生的喷管引射机匣裂纹故障,根据GJB841-90的要求,结合航空发动机的特点,制定适合该发动机工作特点的FRACAS工作程序,并按照该程序要求,重点对机匣裂纹故障进行详细分析,确定其故障原因及纠正措施.另一方面,本文根据本次FRACAS程序的运行情况,对FRACAS在发动机行业的实际、有效运用做了一些探析,以期使FRACAS等可靠性工作同工程实际切实结合起来,在发动机行业得到有效的开展.

摘要： 本文以机匣加工为例,介绍了数控仿真技术作为一种专业的数控仿真软件,解决了在实际生产中遇到的问题,提高了企业的经济效益,缩短了生产周期.

摘要： 在航空发动机中，由于叶片机匣碰摩可能引起复杂的整机振动，威胁发动机结构完整性，降低系统性能，叶片机匣碰摩引起了广泛关注。本文基于ANSYS有限元软件,考虑角不对中、平行不对中、离心力作用下的叶尖伸长和机匣振动的影响,分别用梁单元、等厚度和变厚度壳单元建立三种不同的有限元叶片模型,研究升速过程中旋转叶片与机匣碰摩导致的叶尖振动响应,探讨角不对中对叶尖振动响应的影响.考虑离心刚化、旋转软化以及科氏力对叶片的影响,三种叶片模型与实体单元模型进行了前两阶动频对比.叶尖被等分为20个单元、21个节点.相对应的,机匣沿着旋转轴方向等分为21部分,每部分简化为一个两自由度集中质量点,自由度方向为叶片的弯曲和径向方向.在ANSYS软件中,机匣的这些集中质量点被刚性耦合在一起,以此来模拟机匣的整体平动.研究结果表明,由于叶片质量不均和离心力导致的叶尖各部分径向伸长量不同,变厚度壳叶片模型更能真实地反映碰摩过程;对于变厚度和等厚度壳单元,碰摩剧烈程度随着不对中角的增加而增加.

摘要： 本发明的另一目的在于提供一种机匣装配系统，其具有前述机匣夹持装置。为实现前述目的的机匣夹持装置包括支撑板、螺杆件以及两支撑臂。支撑板长度方向上的两端分别设有导向槽，导向槽沿长度方向延伸。螺杆件沿长度方向设置，可转动地安装在支撑板上，其具有操作部，通过操作部对螺杆件施加外力使其转动。两支撑臂在两端分别与螺杆件螺纹配合连接，具有连接凸部，连接凸部可滑动地连接于导向槽中。其中，支撑臂具有与机匣水平安装边内侧相对的支撑面，支撑面上具有多个对应机匣安装边法兰孔凸起设置的凸台，转动螺杆件，以使支撑臂沿长度方向相向移动并抵顶机匣水平安装边内侧面，凸台在抵顶状态下插入法兰孔。

摘要： 本发明涉及一种智能感知树脂基包容机匣的制造方法及包容机匣，本发明为了赋予机匣智能感知性能，针对航空发动机风扇包容机匣的结构健康监测问题，解决了光纤与制造适应性的难题，通过以下方式在风扇机匣制造过程中引入光纤传感器：a)利用芳纶纤维套管保护的光纤埋入机匣自动铺丝结构中；b)将光纤与碳纤维或芳纶纤维编织成织物结构，制备成中间材料预浸料，将光纤传感器引入包容机匣结构中，并结合特殊的制造工艺，赋予结构智能感知性能，实现包容机匣结构健康监测，提升大涵道比发动机冷端最大静止部件风扇机匣的安全性。

摘要： 本发明公开一种燃烧室机匣的扩压器与内机匣的焊接接头及加工方法，扩压器上一体设置有第一连接段和第一焊接段；第一连接段的厚度的中分面和第一焊接段的厚度的中分面重合设置，第一焊接段的接头厚度大于第一连接段的厚度；第一焊接段的一侧设有背衬，背衬与第一焊接段一体设置；背衬的宽度大于第一焊接段的接头宽度；内机匣上一体设置有第二连接段和第二焊接段；第二连接段的厚度的中分面和第二焊接段的厚度的中分面重合设置；第二焊接段的接头厚度大于第二连接段的厚度。焊接时，第一焊接段的中分面与第二焊接段的中分面重合放置。该焊接接头合理解决了铸造扩压器的铸造变形导致的焊接接头错位问题，有效提升了焊接精度以及焊接强度，有效确保了结构的强度和发动机的安全性。

摘要： 本发明公开一种复合机匣的制造方法和复合机匣，复合机匣的制造方法包括：步骤a，制造外表面形状与所述复合机匣的内表面形状相对应的芯模；步骤b，利用纤维纱线在所述芯模的外表面上纺织纤维材料层；步骤c，利用外模包裹所述芯模和所述纤维材料层；步骤d，在所述外模与所述芯模之间形成的型腔中注入成型液体。应用该制造方法制造的复合机匣力学性能更好。

摘要： 本发明提供一种机匣强度试验装置和机匣强度试验方法。在机匣强度试验装置中：试验组件包括机匣试验件；空气系统包括：用于对机匣试验件加热的第一气路，用于对机匣试验件加压的第二气路，设置在机匣试验件内且与控制器信号连接的温度传感器和压力传感器，用于调节第一气流或第二气流的流量或/和压力或/和温度的控制器。机匣强度试验方法包括：开启第一气路进行加热；根据机匣试验件内的温度调节第一气流的流量或/和温度；将机匣试验件内加热至预判温度后关闭第一气路；开启第二气路进行加压；根据机匣试验件内的温度和压力调节第二气流的流量或/和压力；将温度和压力调节至试验温度和试验压力后关闭第二气路；其中，预判温度高于试验温度。

摘要： 本发明涉及一种机匣安装导引装置以及机匣安装方法。其中，所述机匣安装导引装置包括：基座，包括第一定位面、第二定位面；导引杆，可拆卸连接于所述第一定位面；其中，所述第一定位面、第二定位面两者的间距提供所述导引装置的安装高度，所述安装高度可调，使得所述第一定位面、所述第二定位面分别用于同所述机匣的上法兰边、下法兰边抵接定位。

摘要： 本发明公开了一种用于机匣内孔的修复方法，包括用于设置于第一瓣机匣的纵向安装边和第二瓣机匣的纵向安装边之间的工艺垫片，修复方法包括：组合对半机闸，第一瓣机匣的纵向安装边和第二瓣机匣的纵向安装边之间设置工艺垫片，将所述工艺垫片朝向机匣内壁的一端凸出设置；喷涂；车削涂层，涂层于所述工艺垫片位置连续断开；拆解。通过上述工艺垫片改变内孔修复过程中工艺垫片与机匣内孔的相对位置，工艺垫片相对机匣的内孔壁凸出设置且设置间距与涂层厚度尺寸要求相适配，使工艺垫片位置涂层在车削过程中与机匣部分涂层连续断开，进而改变了垫片位置涂层去除的方式，解决了喷涂后的两瓣机匣拆分时，内孔涂层边缘易剥落、垫片易损伤的问题。

摘要： 本发明提供一种机匣装配质量检查方法和机匣前后支点同轴度计算方法。机匣装配质量检查方法包括：在每一级静子机匣各贴至少三个靶标点；测量所有靶标点在假装和正式装配状态的坐标；计算其中一级静子机匣的正式装配与假装状态的位置和姿态矩阵；计算其余各级静子机匣的相对位置和姿态变化量齐次矩阵；比较齐次矩阵与单位矩阵判断装配质量。机匣前后支点同轴度计算方法包括：得到假装状态下的前后支点同轴度；在第一级机匣和最后一级机匣各贴至少三个靶标点；测量所有靶标点在假装和正式装配状态的坐标；计算第一级机匣的正式装配与假装状态的位置和姿态矩阵；计算最后一级机匣的相对位置和姿态变化量齐次矩阵；计算正式装配状态的前后支点同轴度。

摘要： 本实用新型提供一种动态传感器与机匣处理一体化结构、压气机机匣及压气机，一体化结构包括：槽缝式机匣处理结构；形成于所述槽缝机匣的前缝机匣和后槽机匣之间的梅花桩槽；能够可拆地安装于所述梅花桩槽内的传感器安装结构；所述传感器安装结构包括能够与所述梅花桩槽适配的梅花桩固定盖，以及与所述梅花桩固定盖连接的梅花桩传感器固定盖，所述梅花桩固定盖上设置有机匣连接孔，用于将所述梅花桩固定盖可拆地固定在所述梅花桩槽内。本实用新型既提供了可扩稳增效的机匣处理结构，同时又可以为各种来流条件下深入分析机匣处理的作用机制提供叶顶流场的精密测量支持。

摘要： 本公开涉及一种航空发动机内机匣、级间机匣及航空发动机，其中，航空发动机内机匣包括：分体的第一部分(10)和第二部分(20)，第一部分(10)和第二部分(20)固定连接，且形成的整体结构具有内环(11)、外环(12)、第一端壁(13)和第二端壁(14)，第一端壁(13)连接在内环(11)与外环(12)沿内机匣(1)轴向的第一端，第二端壁(14)连接在内环(11)与外环(12)沿轴向的第二端，内环(11)、外环(12)、第一端壁(13)和第二端壁(14)之间围合形成空腔(Q)。