流固耦合作用下航空发动机燃烧室热疲劳研究 被引量：6

1

作者 张俊红 戴胡伟 +3 位作者 鲁鑫 王杰 马梁 孙宇博 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期149-156,共8页

针对某航空发动机在服役过程中出现的燃烧室基体开裂现象,研究了航空发动机的燃烧室热疲劳。通过三坐标扫描逆向建模获得了航空发动机的燃烧室三维模型,选取满足周期性对称条件的1/10扇形段燃烧室作为计算域,考虑流体域与固体域之间的... 针对某航空发动机在服役过程中出现的燃烧室基体开裂现象,研究了航空发动机的燃烧室热疲劳。通过三坐标扫描逆向建模获得了航空发动机的燃烧室三维模型,选取满足周期性对称条件的1/10扇形段燃烧室作为计算域,考虑流体域与固体域之间的相互作用,建立了某航空发动机燃烧室湍流燃烧流固耦合模型,对典型工况下燃烧室内流场进行了模拟,获得了燃烧室基体及热障涂层的温度分布,并对热障涂层外表面温度场与实际服役燃烧室热障涂层宏观样貌进行对比,验证了流固耦合计算的准确性;对燃烧室基体进行了非线性静力学分析,获得了燃烧室基体的应变分布,应变最大位置与燃烧室基体实际开裂位置对应;通过Manson-Coffin公式及线性累积损伤理论,计算得到了在典型工作循环下危险点的寿命。结果表明,随着发动机负荷的上升,燃烧室基体温度逐渐升高,在冷热气流的冲击下,掺混孔下游区域温度分布不均匀,使得该区域塑性应变较大从而导致掺混孔区域的低周疲劳破坏,危险点的最低寿命典型起落循环数为7 126。 展开更多

关键词 燃烧室 流固耦合 塑性应变 热疲劳

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发动机薄壁尾喷管振动机理分析及结构改进 被引量：1

2

作者 郑晓霞 李志强 +1 位作者 李文辉 王根伟 《太原理工大学学报》 CAS 北大核心 2022年第2期330-337,共8页

针对航空发动机薄壁尾喷管试车和使用中出现的局部高频振动问题,基于机械振动理论和有限单元法,采用三维有限元分析方法,开展薄壁尾喷管振动特性分析,获得薄壁尾喷管的低阶固有频率、振型、相对振动应力等。根据发动机的工作转速和引发... 针对航空发动机薄壁尾喷管试车和使用中出现的局部高频振动问题,基于机械振动理论和有限单元法,采用三维有限元分析方法,开展薄壁尾喷管振动特性分析,获得薄壁尾喷管的低阶固有频率、振型、相对振动应力等。根据发动机的工作转速和引发振动的相关激振因素,通过频率裕度分析和绘制坎贝尔图,获得引发薄壁尾喷管共振的原因。综合考虑薄壁尾喷管的结构形式以及受载特点,提出提升尾喷管固有频率、避开低阶有害共振的多个结构改进方案,通过仿真计算和对比分析,并结合工程实际经验和总体气动性能的限制,提出的局部截短方案为最优改进方案。分析表明,所提出的局部截短方案既可有效提升尾喷管的低阶固有频率,又不会带来重量增加,同时对整体气动性能影响较小,是一种十分有效的提升低阶固有频率的改进方法。研究成果可为航空发动机的大尺寸薄壁构件设计和结构优化改进提供理论依据和技术指导。 展开更多

关键词 航空发动机 薄壁尾喷管 三维有限元分析 振动特性 固有频率 激振因素 改进方案

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薄壁圆柱壳的动态优化设计方法 被引量：1

3

作者 王娇 于涛 +1 位作者 张曰浩 韩清凯 《东华大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2017年第4期490-495,共6页

为了降低薄壁圆柱壳模态共振条件下的振动幅值与振动应力水平以及提高抗高周疲劳能力,研究薄壁圆柱壳的不同厚度和材料参数对其振动应力的影响,并采用有限元法计算薄壁圆柱壳关键位置节点处的动应力和振动响应.研究结果表明,薄壁圆柱壳... 为了降低薄壁圆柱壳模态共振条件下的振动幅值与振动应力水平以及提高抗高周疲劳能力,研究薄壁圆柱壳的不同厚度和材料参数对其振动应力的影响,并采用有限元法计算薄壁圆柱壳关键位置节点处的动应力和振动响应.研究结果表明,薄壁圆柱壳存在最优的厚度值,其厚度增加到一定程度可以有效地降低薄壁圆柱壳的动应力.然而,改变薄壁圆柱壳的材料参数对其振动应力的影响较小. 展开更多

关键词 薄壁圆柱壳 动态优化设计 振动应力 振动位移

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基于影像测量的夹具角向零位确定方法研究

4

作者 毕超 徐微雨 +1 位作者 李迪 张超 《工具技术》 北大核心 2025年第3期144-149,共6页

为了充分应对静子环上叶型孔特征的实际几何技术状态检测任务,本文研制了一套非接触式的四坐标影像测量系统,开展基于影像测量的定位夹具角向零位确定方法研究,以间接实现静子环的角向基准找正。该方法通过在定位夹具上配作圆柱销孔来... 为了充分应对静子环上叶型孔特征的实际几何技术状态检测任务,本文研制了一套非接触式的四坐标影像测量系统,开展基于影像测量的定位夹具角向零位确定方法研究,以间接实现静子环的角向基准找正。该方法通过在定位夹具上配作圆柱销孔来复现静子环的角向基准,采用圆柱形角向定位销作为靶标。由影像测头采集角向定位销的背向照明图像,而后经数字图像处理算法解算出定位销偏角θ_(Δ)。以θ_(Δ)作为判据实现定位夹具的角向基准找正,并将所确定的角向零位作为叶型孔影像测量的角向起点。实验结果表明,角向零位的重复性误差为0.0024°,在此角度位置处完成了1#叶型孔的多个叶型参数和叶型综合轮廓度误差的测量,使测量系统实现了预定功能,从而验证了本文方法的可行性和有效性。 展开更多

关键词 影像测量 角向零位 叶型孔 背向照明

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随机声载荷作用下的复杂薄壁结构Von Mises应力概率分布研究 被引量：15

5

作者 沙云东 郭小鹏 +1 位作者 廖连芳 解丽娟 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2011年第1期137-141,共5页

随机声载荷作用下的某些复杂薄壁结构的振动疲劳属于多轴疲劳,Von Mises应力准则是多轴疲劳损伤分析的一条有效途径。通过对有限带宽高斯白噪声载荷作用下结构Von Mises应力概率分布研究,分析提出Von Mises应力服从双参数Weibull分布或L... 随机声载荷作用下的某些复杂薄壁结构的振动疲劳属于多轴疲劳,Von Mises应力准则是多轴疲劳损伤分析的一条有效途径。通过对有限带宽高斯白噪声载荷作用下结构Von Mises应力概率分布研究,分析提出Von Mises应力服从双参数Weibull分布或Lognormal分布,并且给出了估算这两种概率分布参数的方法,进而得到了Von Mises,应力峰值概率密度函数,从而为结构的疲劳损伤寿命估算提供依据。在工程应用中采用耦合的有限元和边界元方法计算了某型航空发动机燃烧室火焰筒薄壁结构在随机声载荷作用下的振动应力响应功率谱密度,着重分析了Von Mises应力响应的概率分布特征,并对分析结果采用Kolmogorov-Smirnov(K-S)检验进行了比较验证。 展开更多

关键词 火焰筒 薄壁结构 声疲劳 Von Mises应力 概率密度

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基于应力概率密度和功率谱密度法的随机声疲劳寿命预估方法研究 被引量：31

6

作者 沙云东 郭小鹏 张军 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2010年第1期162-165,共4页

针对航空发动机燃烧室火焰筒结构的声疲劳问题,研究了一种用于随机载荷下结构疲劳寿命预估的有效方法。首先,对薄壁结构在随机载荷作用下的Von Mises应力过程的概率分布作了研究,给出了应力峰值概率密度函数的表达式。基于Miner线性理论... 针对航空发动机燃烧室火焰筒结构的声疲劳问题,研究了一种用于随机载荷下结构疲劳寿命预估的有效方法。首先,对薄壁结构在随机载荷作用下的Von Mises应力过程的概率分布作了研究,给出了应力峰值概率密度函数的表达式。基于Miner线性理论,提出了基于应力概率密度和功率谱密度法的随机声疲劳寿命预估方法,并建立了疲劳寿命预估模型。以某型航空发动机燃烧室火焰筒结构为例,在采用耦合的有限元和边界元方法计算出随机声疲劳应力基础上,应用所建立的模型进行了疲劳寿命估算,并对计算结果进行了宽带修正。结果表明,该方法对航空薄壁结构随机疲劳寿命分析具有实用性。 展开更多

关键词 声疲劳 疲劳寿命 Von Mises应力 概率密度 功率谱密度

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热-噪声载荷作用下薄壁结构非线性动态响应分析 被引量：2

7

作者 李纪永 李舜酩 沙云东 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2012年第7期1128-1131,共4页

研究热噪声载荷作用下薄壁结构非线性动态响应特性,分析了薄壁结构热屈曲前后模态阵型及模态频率变化。进一步计算了热-噪声载荷联合作用下薄壁结构的横向位移响应,分析薄板中点位移概率密度,指出热屈曲板在强噪声载荷作用下,可围绕着... 研究热噪声载荷作用下薄壁结构非线性动态响应特性,分析了薄壁结构热屈曲前后模态阵型及模态频率变化。进一步计算了热-噪声载荷联合作用下薄壁结构的横向位移响应,分析薄板中点位移概率密度,指出热屈曲板在强噪声载荷作用下,可围绕着两个平衡位置振动,发生跳变响应,且其响应频率随着声压级增大而增大。最后计算横向位移功率谱密度,研究结构几何非线性对结构刚度的影响,得出由于热及噪声对结构动态响应贡献不同,其共振频率及相应的功率谱密度发生规律性变化。 展开更多

关键词 薄壁结构 热-噪声载荷 热屈曲 跳变响应

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薄壳机匣开孔补强的应力集中分析 被引量：1

8

作者 范引鹤 范尔宁 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 1996年第4期546-550,共5页

发动机机匣上安装凸台结构，可简化为机匣壳体开孔后用围壁和加强板组合补强的力学模型。文中从弹性力学的基本公式出发，采用上述简化模型，得到了壳体孔边应力分析的计算公式，并编制了计算程序，进行了实例计算，获得了发动机机匣各... 发动机机匣上安装凸台结构，可简化为机匣壳体开孔后用围壁和加强板组合补强的力学模型。文中从弹性力学的基本公式出发，采用上述简化模型，得到了壳体孔边应力分析的计算公式，并编制了计算程序，进行了实例计算，获得了发动机机匣各种安装凸台的应力集中系数。本文的研究成果对合理地确定机匣安装凸台的几何形状和尺寸具有参考价值。 展开更多

关键词 应力分析 应力集中 发动机机匣 安装凸台 机匣

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非比例阻尼结构谐响应分析的自适应模型降阶方法 被引量：1

9

作者 李玉韦 魏晓 +3 位作者 曹航 柏汉松 王博 郝鹏 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第3期352-358,共7页

针对非比例阻尼结构谐响应分析效率低的问题,开展了基于二阶Arnoldi算法的模型降阶方法研究,提出一种基于二分法和交叉验证策略自适应确定展开频点数目和标准正交基阶数的方法,以较少计算量建立了高保真降阶模型,实现非比例阻尼结构响... 针对非比例阻尼结构谐响应分析效率低的问题,开展了基于二阶Arnoldi算法的模型降阶方法研究,提出一种基于二分法和交叉验证策略自适应确定展开频点数目和标准正交基阶数的方法,以较少计算量建立了高保真降阶模型,实现非比例阻尼结构响应的高精度计算。通过阻尼涂层板和网格加筋筒壳的谐响应分析算例验证了自适应降阶策略的有效性;数值结果表明,自适应降阶模型预测结构动柔顺度相对误差较小,相比模态叠加法和模态加速度法具有更高的计算精度和效率。 展开更多

关键词 非比例阻尼结构 二阶Arnoldi算法 自适应模型降阶

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某涡轮后机匣裂纹失效机理分析 被引量：7

10

作者 高志坤 迟庆新 卜嘉利 《航空发动机》 北大核心 2018年第6期6-10,共5页

为排除某航空发动机斜支板涡轮后机匣在试车后出现裂纹的故障,进行了裂纹宏观检查、断口宏观和微观形貌分析、材质检查、细晶层成因及其对疲劳特性影响分析,并对裂纹性质进行了判定,分析了产生裂纹故障的原因。结果表明:斜支板涡轮后机... 为排除某航空发动机斜支板涡轮后机匣在试车后出现裂纹的故障,进行了裂纹宏观检查、断口宏观和微观形貌分析、材质检查、细晶层成因及其对疲劳特性影响分析,并对裂纹性质进行了判定,分析了产生裂纹故障的原因。结果表明:斜支板涡轮后机匣裂纹为疲劳性质,原始铸造冷隔缺陷、热等静压工艺产生的细小再结晶层、基体晶粒粗大是促使涡轮后机匣过早疲劳开裂的主要原因。为避免该类故障再次发生,建议提高浇注温度以增强浇注液流动性,从而排除冷隔缺陷;防止热等静压时产生表面细小再结晶;添加细化剂使基体晶粒细化。 展开更多

关键词 涡轮后机匣 裂纹 疲劳 铸造缺陷 再结晶 故障分析 航空发动机

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立式转子试验设备包容壳体厚度设计 被引量：1

11

作者 陈国栋 祝昭丹 《航空发动机》 北大核心 2018年第4期61-66,共6页

为了解决试验器条件下航空发动机轮盘爆裂产生的能量问题,采用包容曲线法、破坏势能法、2阶段能量法及数值仿真法进行立式转子试验设备包容壳体的厚度设计。计算结果表明:轮盘爆裂后最大碎块为1/3轮盘碎块,并且碎块最大平动动能明显高... 为了解决试验器条件下航空发动机轮盘爆裂产生的能量问题,采用包容曲线法、破坏势能法、2阶段能量法及数值仿真法进行立式转子试验设备包容壳体的厚度设计。计算结果表明:轮盘爆裂后最大碎块为1/3轮盘碎块,并且碎块最大平动动能明显高于平均平动动能;依据已有的试验结果,对得出的结果进行安全性评定;采用2阶段能量法计算得到的结果与试验结果的符合性较好,仿真分析需要准确的失效应变数据以得到可靠结果,最终使用2阶段能量法以3倍安全系数确定包容壳体的厚度应不小于0.2 m。 展开更多

关键词 包容壳体 转子试验设备 轮盘爆裂 厚度设计 航空发动机

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航空发动机叶片/机匣碰摩热致变形与应力研究 被引量：3

12

作者 刘梅军 董宇 杨冠军 《中国材料进展》 CAS CSCD 北大核心 2022年第4期296-303,共8页

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,... 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。 展开更多

关键词 热致变形 热致应力 叶片 机匣 碰摩

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航空发动机叶片/机匣碰摩不对称热效应和升温曲线研究 被引量：3

13

作者 刘梅军 董宇 杨冠军 《中国材料进展》 CAS CSCD 北大核心 2021年第7期542-547,共6页

基于有限元模拟对航空发动机压气机叶片与机匣碰摩过程中的摩擦热效应和温度变化进行了研究。研究发现,在单次碰摩过程中,叶尖截面小,热流密度大,温度高;机匣面积大,热流密度小,温度低;叶尖与机匣的碰摩热效应存在不对称现象。在转子旋... 基于有限元模拟对航空发动机压气机叶片与机匣碰摩过程中的摩擦热效应和温度变化进行了研究。研究发现,在单次碰摩过程中,叶尖截面小,热流密度大,温度高;机匣面积大,热流密度小,温度低;叶尖与机匣的碰摩热效应存在不对称现象。在转子旋转一周内,每个叶片只受到一次碰摩,而机匣要受到多个叶尖的碰摩,因此,在转子旋转一周之内,叶片与机匣的碰摩热效应同样存在不对称现象。这种多次不对称热效应使得叶尖与机匣温度分布与变化规律呈现出明显差异,叶尖的升温只发生在碰摩过程中,在不接触的剩余时间内由于空气的对流换热,叶尖温度持续降低;对于机匣,在与叶尖碰摩过程中,机匣温度上升,在与相邻两个叶尖碰摩的间隙时间内则通过空气对流换热进行降温,因此,机匣的升温曲线具有明显的波动增加的变化规律。 展开更多

关键词 叶片 机匣 碰摩 不对称热效应 升温曲线

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航空发动机叶片/机匣碰摩超瞬态行为建模方法 被引量：3

14

作者 董宇 刘梅军 杨冠军 《中国材料进展》 CAS CSCD 北大核心 2022年第5期383-387,共5页

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... 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。 展开更多

关键词 超瞬态行为 碰摩 叶片 机匣

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基础发动机外置机匣外场振动值偏大原因分析

15

作者 吴殿文 李松航 《材料工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第z1期157-159,共3页

经过大修的基础发动机外置机匣装机后,其中有部分外置机匣的振动值偏大.经过内外场对比试验、分析后发现,造成装机后振动值偏大的主要原因是内外场测试环境、统计、测振系统、执行的振动标准等之间的差异,以及外场装机、运输等外部环境... 经过大修的基础发动机外置机匣装机后,其中有部分外置机匣的振动值偏大.经过内外场对比试验、分析后发现,造成装机后振动值偏大的主要原因是内外场测试环境、统计、测振系统、执行的振动标准等之间的差异,以及外场装机、运输等外部环境的影响. 展开更多

关键词 基础发动机 外置机匣 振动值 偏大原因

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机匣支架光弹性分析和优化

16

作者 高鹏飞 董本涵 《航空发动机》 1992年第5期66-72,共7页

关键词 壳体 支架 光弹性 航空发动机

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航空发动机U形金属密封环的设计与优化 被引量：6

17

作者 黄发 马健 吴正洪 《润滑与密封》 CAS CSCD 北大核心 2020年第7期128-135,共8页

针对某型发动机高压转子连接结构的密封问题,设计一种U形金属密封环,分析研究密封环的密封和强度性能,探究结构参数(包括根部倒圆、壁厚、环高、接触面曲率半径、密封环接触面角度、密封环配合件角度)对密封环最大等效应力、最大接触应... 针对某型发动机高压转子连接结构的密封问题,设计一种U形金属密封环,分析研究密封环的密封和强度性能,探究结构参数(包括根部倒圆、壁厚、环高、接触面曲率半径、密封环接触面角度、密封环配合件角度)对密封环最大等效应力、最大接触应力的影响,基于ANSYS Workbench优化设计模块,采用代理模型结合遗传算法的优化技术对密封环结构进行优化。结果表明:安装压缩率范围为3.56%~6.33%时,可保证安装和工作2种工况下密封和强度的要求;最大等效应力与壁厚成正比关系,而与根部倒圆和环高成反比关系;接触面曲率半径对最大等效应力影响较小,但最大接触应力随着接触面曲率半径的增加而增加;选择合适的角度范围时,密封环接触面角度和密封环配合件角度对最大等效应力、最大接触应力影响均较小。密封环结构优化后,最大等效应力在安装和工作2种工况下分别减小了34.3%和30.4%,同时密封环质量减少了6.1%。对设计的U形金属密封环随整机进行了试验,结果表明U形金属密封环密封性能良好,验证了设计的合理性。 展开更多

关键词 U形金属密封环 密封性能 结构优化设计 结构参数分析

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发动机壳体零件的局部刷镀锌修补

18

作者 谢新林 《航空工艺技术》 1994年第5期40-40,共1页

发动机壳体零件的局部刷镀锌修补南峰机械厂谢新林发动机壳体胶接件是我厂某军品的一个重要部件。有一次，当进行到局部化学镀铜工序时，由于操作失误，致使活化所用的１０％ＨＱ溶液溅到壳体（内外表面全部Ｄ·Ｚｎ８～１２·... 发动机壳体零件的局部刷镀锌修补南峰机械厂谢新林发动机壳体胶接件是我厂某军品的一个重要部件。有一次，当进行到局部化学镀铜工序时，由于操作失误，致使活化所用的１０％ＨＱ溶液溅到壳体（内外表面全部Ｄ·Ｚｎ８～１２·ＤＣ）内壁及外壳上。经马上用水冲洗后检查：... 展开更多

关键词 航空发动机 壳体 零部件 刷镀锌

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