检索结果-内蒙古大学图书馆

航空动力学报 2025年第3期40卷 393-404页

作者：董少静杨傲然苑旺张立章方宇凡申秀丽北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中国航空工业集团有限公司沈阳飞机设计研究所沈阳110035 中国航发湖南动力机械研究所湖南株洲412002

为更好保证涡轮气冷叶片结构强度设计阶段的气动综合性能,在二维叶栅传统四线造型方法的基础上,引入了喉道宽度和尾缘弯折角两个参数以保证相关气动指标,同时,提出了一种基于自由曲线的异形冷气入口建模方法以改善冷气入口处的应力集中... 详细信息

为更好保证涡轮气冷叶片结构强度设计阶段的气动综合性能,在二维叶栅传统四线造型方法的基础上,引入了喉道宽度和尾缘弯折角两个参数以保证相关气动指标,同时,提出了一种基于自由曲线的异形冷气入口建模方法以改善冷气入口处的应力集中问题并通过优化算例证明了其潜在价值。在此基础上,对涡轮气冷叶片内部典型冷却结构进行参数化建模。以涡轮叶片质量和叶身最大拉伸应力为优化目标,选取参数对涡轮气冷叶片进行优化,优化后涡轮叶片质量和优化前相比下降0.99%,最大拉伸应力下降6.55%。优化结果表明:相关参数化方法可以满足具有复杂内冷结构的涡轮叶片的设计需求,可以有效提高涡轮设计效率。

关键词：涡轮气冷叶片参数化建模二维叶栅冷却结构优化设计

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供油条件对挤压油膜阻尼器等效阻及周向位置阻尼的影响

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机械工程学报 2018年第6期54卷 215-223页

作者：周海仑张明成晓鸣唐振寰曹鹏沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室中国航空动力机械研究所结构强度研究部

为研究供油条件对挤压油膜阻尼器减振特性的影响,利用计算流体力学软件进行阻尼器的建模和数值仿真模拟。为了保证数值模拟的正确性和合理性,借助于双向激励试验器,基于机械阻抗法获得油膜阻尼,与数值仿真结果进行对比验证。通过数值仿... 详细信息

为研究供油条件对挤压油膜阻尼器减振特性的影响,利用计算流体力学软件进行阻尼器的建模和数值仿真模拟。为了保证数值模拟的正确性和合理性,借助于双向激励试验器,基于机械阻抗法获得油膜阻尼,与数值仿真结果进行对比验证。通过数值仿真,研究供油孔数量、供油孔横截面积、供油槽尺寸以及供油流量等对阻尼器等效阻尼和周向位置阻尼的影响。结果表明:由于受到供油孔处的供油压力影响,单孔供油阻尼器提供的阻尼随周向位置呈现近似简谐函数曲线的变化规律,多个对称分布的供油孔可以有效地抑制这种影响,含有三个或者四个对称供油孔的阻尼器,不同周向位置的阻尼在一个进动周期内几乎保持不变。对于供油槽较浅的情况,阻尼器的等效阻尼随着偏心率的增加呈现非线性增加的趋势;随着供油槽深度的增加,非线性增加的趋势逐渐减弱;而供油槽较深时,等效阻尼随着偏心率的增加先减小后增加。另外,阻尼器供油槽宽度和供油流量对阻尼器的阻尼特性也有着明显的影响。研究结果将为挤压油膜阻尼器的设计提供依据。

关键词：挤压油膜阻尼器计算流体力学阻尼供油条件

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基于耦合损伤的镍基单晶高温合金DD6同相热机械疲劳寿命预测

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稀有金属材料与工程 2019年第12期48卷 3889-3894页

作者：张斌王荣桥胡殿印蒋康河毛建兴荆甫雷北京航空航天大学北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191 航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中国航发湖南动力机械研究所湖南株洲412000 中国航空发动机研究院北京101304

在应力控制的同相热机械疲劳试验基础上,研究了DD6高温合金同相热机械疲劳损伤机理。基于连续介质损伤力学,建立了反映蠕变损伤和疲劳损伤耦合作用的寿命预测模型,并利用纯蠕变、疲劳的试验数据获取了模型中的损伤参数。开展了带保载时... 详细信息

在应力控制的同相热机械疲劳试验基础上,研究了DD6高温合金同相热机械疲劳损伤机理。基于连续介质损伤力学,建立了反映蠕变损伤和疲劳损伤耦合作用的寿命预测模型,并利用纯蠕变、疲劳的试验数据获取了模型中的损伤参数。开展了带保载时间的DD6高温合金同相热机械疲劳试验,试验寿命在基于耦合损伤的预测寿命的2.3倍分散带内,这表明本研究建立的基于耦合损伤的寿命预测模型能够较为准确地预测DD6高温合金同相热机械疲劳寿命,可以为工程应用中DD6高温合金结构的寿命预测提供基础。

关键词：耦合损伤镍基单晶高温合金同相热机械疲劳寿命预测

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带锯齿形叶冠叶片接触应力计算及静强度分析

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航空动力学报 2020年第4期35卷 732-743页

作者：申秀丽高鹏新董少静张文灿北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中国航空发动机集团有限公司湖南动力机械研究所湖南株洲412002

根据接触面位移收敛的特点,采用"位移提取法"计算锯齿形叶冠接触面的接触应力,在面网格尺寸为0.202 mm时可以得到准确的接触应力,最大值为453.48 MPa。分析了带冠叶片在不同情况下的应力水平和扭转程度,发现随初始安装紧度的... 详细信息

根据接触面位移收敛的特点,采用"位移提取法"计算锯齿形叶冠接触面的接触应力,在面网格尺寸为0.202 mm时可以得到准确的接触应力,最大值为453.48 MPa。分析了带冠叶片在不同情况下的应力水平和扭转程度,发现随初始安装紧度的增加应力水平增大,随离心载荷的增加叶片的扭转角度增大。根据接触面施加载荷与扭转角度的关系,得到了叶片的压缩刚度和扭转刚度,由于压缩刚度远大于扭转刚度,所以叶身应力制约接触面应力。提出以叶冠平均挤压应力不大于40%的名义屈服极限、叶片当量应力不大于75%的名义屈服极限作为静载荷强度判断准则进行静强度分析,初始安装紧度为0.127 mm时的带冠叶片模型可以满足该强度要求。

关键词：涡轮叶片锯齿形叶冠接触应力接触面紧度静强度分析

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基于台架试验的航空发动机可靠性预测

基于台架试验的航空发动机可靠性预测

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中国航空学会第三届航空发动机可靠性学术交流会

作者：金向明徐友良蔡显新中国航空动力机械研究所结构强度研究室湖南株洲412002

航空发动机定型试飞前的台架试验提供了大量的数据信息,利用发动机台架试验数据对技术状态不断变化、可靠性不断增长的发动机进行可靠性预测,为发动机是否进入可靠性评估试验提供决策依据是非常重要的.本文利用Crow可靠性增长预测模型,... 详细信息

航空发动机定型试飞前的台架试验提供了大量的数据信息,利用发动机台架试验数据对技术状态不断变化、可靠性不断增长的发动机进行可靠性预测,为发动机是否进入可靠性评估试验提供决策依据是非常重要的.本文利用Crow可靠性增长预测模型,提出了基于台架试验的航空发动机可靠性预测方法,同时给出了一实例.

关键词：航空发动机台架试验可靠性预测

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TGO非均匀增长对热障涂层应力演化和破坏机理的影响

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航空动力学报 2020年第6期35卷 1140-1148页

作者：刘扬全昌彪杨晓光石多奇张生良孙燕涛宋佳楠李少林中国航空发动机集团有限公司湖南动力机械研究所湖南株洲412002 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 北京航空工程技术研究中心北京100076

采用内聚力模型和热生长氧化层(TGO)非均匀增长子程序,数值模拟了在热循环载荷作用下热障涂层(TBC)内部应力演化规律和开裂行为。涂层失效过程首先是源自陶瓷层(TC)内近波峰位置的拉伸和切应力共同主导的陶瓷层Ⅰ、陶瓷层Ⅱ混合型裂纹;... 详细信息

采用内聚力模型和热生长氧化层(TGO)非均匀增长子程序,数值模拟了在热循环载荷作用下热障涂层(TBC)内部应力演化规律和开裂行为。涂层失效过程首先是源自陶瓷层(TC)内近波峰位置的拉伸和切应力共同主导的陶瓷层Ⅰ、陶瓷层Ⅱ混合型裂纹;随着循环数增加,则转向由TC内近波峰位置的切应力主导的Ⅱ型裂纹和波峰波谷中间的涂层厚度方向拉伸应力主导的Ⅰ型裂纹。整体非均匀增长和波谷均匀增长模式下的最大拉伸应力经过一定循环数后几乎不再随循环数而增加;而在波峰均匀增长和整体均匀增长模式下,最大拉伸应力则会随着循环数增加持续增长。整体非均匀增长、波谷非均匀增长模式下,20个循环后最大切应力出现在近波峰位置,分别为-162.41 MPa和-154.28 MPa;而整体波峰均匀增长和整体均匀增长模式下,最大切应力为-113.82 MPa和-111.98 MPa。对于波谷均匀增长和整体非均匀增长模式,在9个循环后出现界面裂纹。而对于波峰均匀增长和整体非均匀增长模式,在第17个循环出现界面裂纹。

关键词：应力演化破坏机理热障涂层(TBC) 热生长氧化层(TGO) 非均匀增长

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转子系统非协调进动在波德图中的响应分析

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机械设计与制造 2018年第4期 84-86页

作者：唐振寰周海仑成晓鸣中国航空动力机械研究所结构强度研究部湖南株洲412002 沈阳航空航天大学航空航天工程学部辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室辽宁沈阳110136

为了研究带挤压油膜阻尼器的转子系统其非线性振动在Bode图中的响应,建立了挤压油膜阻尼器与转子系统的耦合动力学模型。结合庞加莱图、分岔图、频谱图以及轴心轨迹图等,开展研究。结果表明,转子系统在接近二阶临界转速时,转子振幅明显... 详细信息

为了研究带挤压油膜阻尼器的转子系统其非线性振动在Bode图中的响应,建立了挤压油膜阻尼器与转子系统的耦合动力学模型。结合庞加莱图、分岔图、频谱图以及轴心轨迹图等,开展研究。结果表明,转子系统在接近二阶临界转速时,转子振幅明显增加,转子系统进入非协调进动状态,此时在Bode图上表现为"双峰值"现象。通过改变油膜间隙或者滑油粘度,可以改变转子系统非协调进动转速的范围,但是在Bode图上的双峰值现象仍然比较明显。而采用带浮动环的挤压油膜阻尼器,不但可以有效地抑制转子系统的非协调进动响应,而且在Bode图使得转子系统的二阶临界转速处振动幅值明显减小,"双峰值"现象消失。

关键词：挤压油膜阻尼器非线性 Bode图双峰值

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选区激光熔化TC4小裂纹扩展特性数值模拟

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航空动力学报 2021年第12期36卷 2515-2523页

作者：徐宇飞胡殿印米栋潘锦超王荣桥北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中国航空发动机集团有限公司湖南动力机械研究所湖南株洲412002 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

发展了一种考虑微观组织的选区激光熔化(SLM)钛合金TC4小裂纹扩展数值模拟方法。基于SLM TC4的微观组织观测结果,利用Voronoi算法并通过晶体取向筛选,实现了微观组织建模。在此基础上,采用扩展有限元法建立了SLM TC4材料小裂纹扩展行为... 详细信息

发展了一种考虑微观组织的选区激光熔化(SLM)钛合金TC4小裂纹扩展数值模拟方法。基于SLM TC4的微观组织观测结果,利用Voronoi算法并通过晶体取向筛选,实现了微观组织建模。在此基础上,采用扩展有限元法建立了SLM TC4材料小裂纹扩展行为模拟方法,探究沉积方向以及晶粒尺寸、晶体取向等微观组织对小裂纹扩展速率的影响规律。结果表明:沉积方向影响材料的裂纹扩展抗力,沉积方向与裂纹扩展方向平行时,材料抵抗疲劳小裂纹扩展的性能相对更好。晶粒尺寸影响小裂纹扩展速率,晶粒尺寸越大,小裂纹扩展速率越快。晶体取向影响速率的波动性,不同晶体取向材料的小裂纹扩展速率上下界有明显差异。

关键词：选区激光熔化增材制造钛合金微观组织小裂纹扩展扩展有限元法

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一种平纹编织复合材料的三维通用单胞模型

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航空动力学报 2019年第3期34卷 608-615页

作者：胡殿印杨尧郭小军张龙王荣桥北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191 中国航空发动机集团有限公司湖南动力机械研究所湖南株洲412002

为了解决采用通用单胞(GMC)方法开展编织复合材料多尺度模拟的技术难题,发展了一种三维通用单胞模型,可用于二维平纹编织复合材料的多尺度模拟。概述了三维通用单胞方法的基本理论和求解流程;基于对二维平纹编织复合材料细观结构特征分... 详细信息

为了解决采用通用单胞(GMC)方法开展编织复合材料多尺度模拟的技术难题,发展了一种三维通用单胞模型,可用于二维平纹编织复合材料的多尺度模拟。概述了三维通用单胞方法的基本理论和求解流程;基于对二维平纹编织复合材料细观结构特征分析,建立了其三维通用单胞模型,并通过与传统有限元单胞模型的宏细观力学响应分析计算结果对比,验证了所建模型的正确性。采用基于通用单胞模型的有限元多尺度模拟方法,开展了二维平纹编织复合材料平板试件的模态分析。与试验结果对比表明,采用所建立的通用单胞模型预测得到的前五阶固有频率绝大部分的精度较传统有限元方法有了明显提升。该方法的优势在于可以基于通用单胞模型开展多尺度模拟,进而研究宏细观力学响应的相互关联。

关键词：复合材料平纹编织多尺度模拟模态分析通用单胞模型

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考虑流体介质影响的管路模态特性分析

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航空动力学报 2019年第3期34卷 671-677页

作者：李继世张大义王立林丹洪杰北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中国航空发动机集团有限公司湖南动力机械研究所湖南株洲412002 中国船舶工业集团有限公司系统工程研究院北京100036 先进航空发动机协同创新中心北京100191

针对航空发动机外部管路的动力学设计需求及湿模态特性求解问题。应用铁摩辛柯梁理论和能量法推导得到流体质量、压强、流速等综合影响下的管路湿模态振动方程,并基于软件ANSYS现有管单元,通过引入自定义附加刚度和阻尼单元建立了流体... 详细信息

针对航空发动机外部管路的动力学设计需求及湿模态特性求解问题。应用铁摩辛柯梁理论和能量法推导得到流体质量、压强、流速等综合影响下的管路湿模态振动方程,并基于软件ANSYS现有管单元,通过引入自定义附加刚度和阻尼单元建立了流体压强和流速影响项的等效方法,实现了考虑流体因素影响的管路模态特性计算。结果表明:流体压强引起的横向压力差会降低管路弯曲刚度,而压强引起的轴向张力会提高弯曲刚度,压强作用效果与管支点的轴向约束程度和管材泊松比有关。流体速度对管路湿模态影响与边界条件、振型和管路轴向伸长有关,在高流速时,模态频率可能为零,即出现屈曲失稳现象。

关键词：管路航空发动机湿模态有限元 ANSYS软件

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