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。

航空活塞发动机机匣数字模型的建立对其深度维修至关重要,基于Geomagic Design X软件,文中介绍航空活塞发动机机匣的逆向建模流程,包含点云获取、处理,三角面片封装,数模逆向建立,数模与点云的偏差对比,最终得到了较高精度的航空活塞发动机机匣数字模型。同时提供了逆向建模的关键思路,对其它逆向工程具有参考价值。

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。

由于燃烧室机匣法兰螺栓连接处存在漏油问题,影响发动机的使用寿命和工作性能,还会污染环境、浪费油料。基于悬臂梁挠度变形理论,采用解析法推导螺栓连接结构挠度变形方程,建立优化连接结构密封设计的方法;在ANSYS中建立机匣螺栓连接精细有限元模型,计算法兰结合面在不同载荷形式下的轴向间隙分布;采用加强连接密封性的实施方案,通过数值模拟分析不同厚度密封圈的封严效果。结果表明:本文推导的方程能计算出法兰连接结构受载变形量,适用于连接结构密封优化,采用的方案能够解决实际工程应用中机匣法兰螺栓连接处漏油问题。

针对莱康明航空活塞发动机机匣深度修理过程中在对贴合面进行铣削加工修理后曲轴密封圈孔的修理问题,采用自主创新修理技术的方式对曲轴密封圈孔进行修理满足尺寸要求,解决了曲轴圈孔尺寸标准的技术难题,应用验证了该修理技术在机匣实际维修过程中的可行性,在开发零部件自制和深度修理能力中有一定的参考价值。

针对现代航空发动机机匣安装边密封设计与泄漏评估问题,本文开展了不同安装边结构参数及机匣所受载荷对安装边密封特性影响的研究。根据环形板理论,推导并建立了轴向力、内部气体压力等载荷与安装边形变的关系,据此研究了安装边厚度、高度及螺栓预紧力等对安装边密封性能的影响规律。本文得出安装边根部轴向位移理论解与有限元计算结果相对误差为-2.71%,分离距离与有限元计算结果相对误差为-1.21%,具有很好的工程精度,为航空发动机机匣安装边密封特性分析与泄漏评估提供了一种有效方法。

随着使用时间的增加,莱康明发动机机匣贯穿螺栓孔出现滑油渗漏的机率会大大增加,该渗漏会导致发动机滑油消耗量增加,严重时会影响飞行安全.文中在分析渗漏原因基础上提出使用加大尺寸的螺栓或对螺栓加装密封圈的方法来解决滑油渗漏问题,实践证明此方法切实可行.

为了对比国产化涂层与进口涂层之间的性能,改善燃气轮机机便部件制造的成本,采用国产化的TWL-12涂层与进口ПMG—Ю涂层进行性能对比.研究了两种涂屡的硬度、结合力、粗糙度及对基体力学性能的影响。结果表明恒I产化的TWL-12涂层与进既ПMG-Ю涂屡的硬度比较接近.粗糙度低，结合力基本相同。

某系列立式双管猎枪的开发试制阶段,遇到了关键部件＂机匣＂热处理的淬火氧化变形难题。立管机匣是采用数控成形铣加工的外形不对称高精度枪件,一旦热处理氧化变形就无法补救。为此,公司引进了VOQ2-100双室真空淬火炉,并研制E型夹紧支撑辅具,研究推行了立管机匣真空热处理新工艺,攻克了热处理氧化变形难关,为新式立管机匣研制成功扫除了障碍。

通过对某型涡轮风扇发动机压气机的结构设计、强度设计,结合航空涡轮发动机压气机的技术发展和使用要求,根据设计规范对发动机包容性的规定,进行该型发动机压气机包容性研究。为该型发动机包容性设计提供依据,积累设计数据、丰富设计数据库,完善该涡轮风扇发动机设计体系。