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基于ANSYS的涡轮叶片有限元仿真分析
1
作者 刘泳 张姝 《机械工程师》 2026年第1期35-38,49,共5页
为了研究涡轮叶片的叶身部位在高温高压的环境中的受力及变形,使用流固耦合仿真方法,对涡轮叶片仿真分析。通过ANSYS中的Fluent流场仿真,对涡轮叶片进行气动分析,得到其在工作时的物理场环境下的温度和压力分布,再通过Workbench对其在... 为了研究涡轮叶片的叶身部位在高温高压的环境中的受力及变形,使用流固耦合仿真方法,对涡轮叶片仿真分析。通过ANSYS中的Fluent流场仿真,对涡轮叶片进行气动分析,得到其在工作时的物理场环境下的温度和压力分布,再通过Workbench对其在一般工况下的温度、压力、离心载荷进行耦合计算,然后就能得到在涡轮叶片叶身部分所显示的应力、应变及变形结果的云图,为涡轮叶片往后的结构设计以及寿命预测提供一定程度的参考。 展开更多
关键词 ANSYS 涡轮叶片 流热固耦合
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飞行器二元变几何进气道调节机构多目标优化设计
2
作者 齐海涛 刘旭 +2 位作者 刘咄 孟浩洋 苏航 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期189-204,共16页
针对高超声速飞行器二元变几何进气道调节机构质量轻、能耗低、精度高的设计需求,对机构开展了多目标优化工作,获得了综合性能最优的设计方案,并验证了方案的可行性。首先通过受力分析与软件ADAMS仿真的手段,得到楔板与喉道板作动所需... 针对高超声速飞行器二元变几何进气道调节机构质量轻、能耗低、精度高的设计需求,对机构开展了多目标优化工作,获得了综合性能最优的设计方案,并验证了方案的可行性。首先通过受力分析与软件ADAMS仿真的手段,得到楔板与喉道板作动所需的最小驱动力;然后建立了机构质量、能耗和刚度的数学模型,确定了机构的设计变量与约束条件,采用NSGA-Ⅱ优化算法进行多目标优化得到帕累托解集,通过层次图的绘制实现了帕累托前沿的可视化,并选取了一组最优解作为设计方案;最后通过机电概念设计模块(MCD)运动学仿真分析对方案的可行性进行验证。结果表明:与优化前相比,机构的质量降低了6.48%,能耗降低了8.35%,并且能够满足调节作动的行程需求。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 二元变几何进气道 调节机构 质量建模 多目标优化
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考虑关节间隙的可调矢量喷管动力学特性
3
作者 罗忠 赵江 +1 位作者 许春阳 曹航 《东北大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第1期61-67,75,共8页
针对航空发动机可调矢量喷管机构运动稳定性差的问题,开展了间隙对其动力学特性影响的研究.首先,采用第一类Lagrange方程建立可调矢量喷管单链机构动力学模型,得到单链机构驱动力变化曲线.然后采用Lankarani-Nikravesh接触力模型和修正... 针对航空发动机可调矢量喷管机构运动稳定性差的问题,开展了间隙对其动力学特性影响的研究.首先,采用第一类Lagrange方程建立可调矢量喷管单链机构动力学模型,得到单链机构驱动力变化曲线.然后采用Lankarani-Nikravesh接触力模型和修正的Coulomb摩擦模型建立运动副间隙模型,并利用函数在动力学仿真软件中构建间隙模型.最后基于虚拟样机技术建立含关节间隙的单链机构动力学模型,仿真分析了间隙位置、间隙尺寸对可调矢量喷管机构动力学特性的影响.结果表明,间隙与气动力的力臂越大,系统动力学特性波动越显著,小间隙范围内关节间隙尺寸增大时,可调矢量喷管机构动力学特性的波动幅值先减小后增大,当三角拉杆与转向控制环之间的间隙为0.3 mm时,系统动力学最稳定. 展开更多
关键词 航空发动机 可调矢量喷管 动力学建模 关节间隙 动力学特性
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LQFP封装产品外引线退润湿改善及机理分析
4
作者 张进兵 于丹丹 +2 位作者 杨千栋 王少辉 张易勒 《失效分析与预防》 2025年第4期289-297,共9页
集成电路(IC)行业IC器件外引线纯锡镀层的可焊性对产品焊接质量影响重大,改善外引线的润湿能力对提升焊接质量具有重要意义。本文以LQFP封装产品为例,从金属间化合物生长行为、外引线焊接面R角变化所形成的表面张力差异等方面出发,研究... 集成电路(IC)行业IC器件外引线纯锡镀层的可焊性对产品焊接质量影响重大,改善外引线的润湿能力对提升焊接质量具有重要意义。本文以LQFP封装产品为例,从金属间化合物生长行为、外引线焊接面R角变化所形成的表面张力差异等方面出发,研究镀锡前处理、退火温度和外引线焊接面R角对可焊性测试过程中退润湿的影响。结果表明:增加去氧化试剂浓度有利于提高Cu和Sn晶界之间的结合力,降低退润湿风险;降低退火温度和增加退火时长有利于形成连续、均匀的金属间化合物生长层,提升润湿能力。此外,将器件外引线通过反向成型的方式,使引脚焊接面较大的R角转至非焊接面,减弱焊接面的表面张力,增强焊料在器件外引线的润湿能力,从而彻底解决LQFP封装产品外引线退润湿异常的问题。推力试验表明,器件引脚改善后所承受的推力值明显大于改善之前,这为后期分析或控制该类问题提供依据。 展开更多
关键词 集成电路 纯锡镀层 可焊性 退润湿 柯肯达尔空洞
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考虑热-力耦合影响的陶瓷基复合材料涡轮导向叶片热应力分析
5
作者 刘晗霄 尤超 +2 位作者 吴奇宇 高希光 宋迎东 《推进技术》 北大核心 2025年第7期313-326,共14页
在陶瓷基复合材料(CMC)涡轮导向叶片的结构设计中,降低热应力水平是重要设计目标,需要开展CMC热、力学性能的综合调控。本文针对2.5D斜纹机织CMC(SiC/SiC),建立了能够反映真实细观结构特征的代表性体积单元(RVE)模型,开展了CMC等效热、... 在陶瓷基复合材料(CMC)涡轮导向叶片的结构设计中,降低热应力水平是重要设计目标,需要开展CMC热、力学性能的综合调控。本文针对2.5D斜纹机织CMC(SiC/SiC),建立了能够反映真实细观结构特征的代表性体积单元(RVE)模型,开展了CMC等效热、力性能(包括各向异性导热系数、线热膨胀系数和弹性模量)预测并加以试验验证。而后,基于参数化代表性体积单元模型开展了CMC热、力性能受编织参数影响的敏感性分析,筛选了影响CMC各向异性热、力性能的敏感设计参数。结果表明,对于2.5D机织CMC,等效热膨胀系数对编织参数的影响较小;而纱线厚度则是影响CMC面内导热系数及弹性模量的主要因素。在此基础上,选取了四组代表性2.5D机织参数,将其分别作为CMC涡轮导向叶片的叶身预制体方案,并分别针对无冷却和采用对流冷却的CMC叶片开展气热耦合与热应力分析,研究CMC各向异性热、力性能参数对叶片温度及热应力水平的耦合影响关系。研究表明,在对流冷却条件下,通过调整编织参数以增大叶身厚度方向导热系数,使叶身内外表面平均温度差降低24%,叶身内外表面平均周向热应力分别降低31%和38%。 展开更多
关键词 陶瓷基复合材料 涡轮导向叶片 热应力 代表性体积单元 热-力耦合
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基于数据驱动的纤维增强复合材料高效多尺度损伤分析方法
6
作者 马鹏辉 胡殿印 +2 位作者 刘茜 刘昱 王荣桥 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期73-84,共12页
为实现纤维增强复合材料的损伤分析,建立了一种高效多尺度损伤分析方法。首先,基于通用单胞理论,分别针对层合板和平纹编织复合材料构建了多尺度损伤分析框架,研究了这类复合材料在单轴拉伸载荷下细、微观尺度的损伤过程。结果表明:平... 为实现纤维增强复合材料的损伤分析,建立了一种高效多尺度损伤分析方法。首先,基于通用单胞理论,分别针对层合板和平纹编织复合材料构建了多尺度损伤分析框架,研究了这类复合材料在单轴拉伸载荷下细、微观尺度的损伤过程。结果表明:平纹编织复合材料复杂的编织结构导致其细、微观损伤演化过程较为复杂,同层合板的损伤过程具有显著差异。在此基础上,引入神经网络,提出了一种基于数据驱动的多尺度损伤分析策略,进一步实现了平纹编织复合材料的高效损伤模拟。模拟与试验结果相比,建立的高效多尺度损伤分析方法预测拉伸强度误差小于7%;且与传统多尺度损伤分析方法相比,宏观尺度计算效率提升12.47倍。 展开更多
关键词 复合材料 通用单胞模型 多尺度仿真 数据驱动 神经网络
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基于Abaqus的篦齿封严中的衬套碰磨数值研究 被引量：1
7
作者 王志雄 赵凯 +2 位作者 史永运 于向财 迟雅琴 《机械制造与自动化》 2025年第2期186-191,214,共7页
航空发动机运行中,篦齿封严与衬套易发生碰撞以及磨损,造成衬套变形。为获得碰磨后封严衬套形貌参数及碰磨过程中温度、接触力变化情况,使用基于有限元法的Abaqus软件,以钢-铜摩擦副为例,重点分析篦齿封严在不同转速和入侵速度下碰磨过... 航空发动机运行中,篦齿封严与衬套易发生碰撞以及磨损,造成衬套变形。为获得碰磨后封严衬套形貌参数及碰磨过程中温度、接触力变化情况,使用基于有限元法的Abaqus软件,以钢-铜摩擦副为例,重点分析篦齿封严在不同转速和入侵速度下碰磨过程中最大接触力、表面温度以及型面变化。结果表明:使用材料失效模型计算碰磨后衬套型面变化的方法是可行的,可为计算碰磨后性能退化提供理论基础;在转速为2500 r/min下,入侵速度从100 mm/s降至25 mm/s,碰撞过程中最大法向接触力减小35%;在相同入侵速度下,转速增大会导致封严碰磨中温度升高,接触力降低。 展开更多
关键词 航空发动机 篦齿封严 碰磨 摩擦温度 最大接触力 型面
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一体化燃烧室机匣静强度试验
8
作者 张根 李飞 +1 位作者 吴文青 陈玉龙 《航空发动机》 北大核心 2025年第6期108-114,共7页
为了保证航空发动机服役可靠性,对发动机Ti2AlNb一体化燃烧室机匣开展静强度试验。设计了完整夹具、密封装置和应力应变等测试设备,获取机匣破坏临界压力,并采用有限元计算软件进行应力应变仿真以验证静强度试验方法的有效性。结果表明... 为了保证航空发动机服役可靠性,对发动机Ti2AlNb一体化燃烧室机匣开展静强度试验。设计了完整夹具、密封装置和应力应变等测试设备,获取机匣破坏临界压力,并采用有限元计算软件进行应力应变仿真以验证静强度试验方法的有效性。结果表明:设计的夹具强度满足一体化燃烧室机匣试验要求,且通过位移、应变测量敏感位置测得的90°方向测点的应变值明显高于0°和45°方向测点的,破坏表面应力主要受90°方向上主应力作用;在0.5 MPa密封性加载试验中,不同应变位置的相同应变测点变化曲线大致重合,保载阶段应变能在有效范围内保持不变;在设定工况载荷下,机匣部件在12 MPa时出现破坏,在15.2 MPa时完全破裂失效,试验件结构最大应变为-3779με,最大位移为4.07 mm,失效位置与仿真结果大致吻合,证明了搭建的测试平台和分析方法能保证完整的机匣静强度试验有效开展。 展开更多
关键词 一体化燃烧室机匣 密封性试验 静强度试验 TI2ALNB 航空发动机
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考虑静变形影响的鼠笼式弹性支承疲劳强度储备计算方法
9
作者 白孝栋 蔚夺魁 +3 位作者 冯国全 黄海 董超 金圣展 《航空发动机》 北大核心 2025年第5期70-74,共5页
鼠笼-挤压油膜阻尼器组合减振器预调同心后,鼠笼弹性支承存在重力静态变形,其极限位移发生变化,不再为随涡动角变化的周向对称位移,应力必然发生变化,需要重新计算校核鼠笼式弹性支撑的疲劳强度储备。基于梁的非对称弯曲理论,考虑了弹... 鼠笼-挤压油膜阻尼器组合减振器预调同心后,鼠笼弹性支承存在重力静态变形,其极限位移发生变化,不再为随涡动角变化的周向对称位移,应力必然发生变化,需要重新计算校核鼠笼式弹性支撑的疲劳强度储备。基于梁的非对称弯曲理论,考虑了弹性支承主弯曲方向与笼条受力方向不平行特点,得到了鼠笼式弹性支承在预调同心状态下的笼条最大应力的计算公式;提出了在预调同心状态下,鼠笼弹性支承疲劳储备系数计算的一种新方法。并以发动机鼠笼式弹性支承预调同心后疲劳强度储备计算为算例,计算结果表明:在预调同心状态下,笼条承受的弯曲应力不再为对称循环应力;与未调同心相比,弹性支承的疲劳储备系数降低14.8%。在实际发动机型号设计中,如果做鼠笼弹性支承—挤压油膜阻尼器配合件的预调同心处理,需要重新计算校核鼠笼弹性支承的疲劳强度。 展开更多
关键词 鼠笼式弹性支承 航空发动机 整机振动 预调同心 疲劳储备
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航空发动机机匣包容性研究综述 被引量：78
10
作者 宣海军 陆晓 +1 位作者 洪伟荣 廖连芳 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第8期1860-1870,共11页
从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、机匣和叶片破坏方式等方面,详细阐述航空发动机包容机匣的现状和发展趋势.简述发展大涵道比涡扇发动机对轻质高包容能力风扇机匣的需求,评述在役及在研大飞机发动机风扇机... 从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、机匣和叶片破坏方式等方面,详细阐述航空发动机包容机匣的现状和发展趋势.简述发展大涵道比涡扇发动机对轻质高包容能力风扇机匣的需求,评述在役及在研大飞机发动机风扇机匣的设计方案,介绍国外从事纤维增强复合材料机匣包容能力研究的情况.并分别从结构改进、低成本复合材料风扇机匣制造技术、全复合材料机匣缠绕规律、耐高温复合材料机匣、叶片包容过程的多学科整机耦合响应分析、智能包容机匣等方面,简要论述我国高推质比发动机和大飞机发动机包容机匣的研制方向. 展开更多
关键词 航空发动机 包容分析 复合材料机匣 风扇包容机匣 智能包容机匣
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晶体取向的偏差和随机性对镍基单晶叶片强度与蠕变寿命的影响 被引量：23
11
作者 岳珠峰 吕震宙 +2 位作者 杨治国 成晓鸣 尹泽勇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期477-480,共4页
本文提出双参数蠕变损伤模型用以模拟镍基单晶合金叶片的强度和寿命。该模型得到单轴应力状态和模拟叶片、双剪切试样复杂应力状态的考核。叶片分析表明:单晶叶片轴向的偏角增大,强度的分散性变大。两个不受控的晶体取向变化时,滑移系... 本文提出双参数蠕变损伤模型用以模拟镍基单晶合金叶片的强度和寿命。该模型得到单轴应力状态和模拟叶片、双剪切试样复杂应力状态的考核。叶片分析表明:单晶叶片轴向的偏角增大,强度的分散性变大。两个不受控的晶体取向变化时,滑移系的分切应力最大有15%的变化;轴向的偏角的增大,寿命的分散性变大,15°的偏角,寿命偏差6倍。两个不受控的晶体取向变化时,寿命有50%的变化。结果表明:对叶片进行3维取向优化,可以提高叶片的蠕变寿命。 展开更多
关键词 镍基单晶叶片 晶体取向 随机性 蠕变寿命 材料强度 轴向偏差
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模型机匣的包容性试验和数值模拟 被引量：18
12
作者 范志强 高德平 +2 位作者 姜涛 覃志贤 王维 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期551-556,共6页
为了解叶片断开撞击机匣的过程,研究航空发动机机匣包容性设计方法,在旋转试验器上进行了不同模型机匣的包容性试验,得到了叶片断开甩出时的转速、断叶撞击机匣的应变响应和断叶撞击机匣过程的高速摄影照片。试验结果表明:断叶与机匣碰... 为了解叶片断开撞击机匣的过程,研究航空发动机机匣包容性设计方法,在旋转试验器上进行了不同模型机匣的包容性试验,得到了叶片断开甩出时的转速、断叶撞击机匣的应变响应和断叶撞击机匣过程的高速摄影照片。试验结果表明:断叶与机匣碰撞两次,机匣破坏发生在第2次撞击,机匣的失效模式为剪切和拉伸失效。采用基于冲击动力学理论的有限元数值分析方法模拟了试验过程,反映了撞击过程中断叶的能量变化历程,较好地模拟了试验结果。 展开更多
关键词 航空发动机 模型机匣 叶片 包容性 应变响应 数值模拟
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航空发动机涡轮榫接结构齿形基本参数研究 被引量：11
13
作者 申秀丽 齐晓东 +2 位作者 王荣桥 樊江 刘海 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期735-744,共10页
通过大量有限元分析和优化设计数值计算方法研究了楔形角、榫头颈宽、榫槽高度、上侧角、下侧角及拉削角等齿形基本参数对榫接结构强度的影响,并根据计算结果设计了新的结构模型,经过实验验证,新结构最大应力有所改善.研究表明,可以采... 通过大量有限元分析和优化设计数值计算方法研究了楔形角、榫头颈宽、榫槽高度、上侧角、下侧角及拉削角等齿形基本参数对榫接结构强度的影响,并根据计算结果设计了新的结构模型,经过实验验证,新结构最大应力有所改善.研究表明,可以采用二维有限元分析结果来研究齿形基本参数对榫接结构应力分布的影响,但是其不能反映应力在轴向方向的变化。 展开更多
关键词 榫头 榫槽 楔形角 拉削角 上侧角 光弹实验
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一种考虑宽温宽频宽动态位移的粘弹性本构模型 被引量：9
14
作者 林松 高庆 +2 位作者 李映辉 杨显杰 赵云峰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期431-438,共8页
对硅橡胶粘弹性阻尼材料进行不同温度的频率扫描和动态位移扫描实验.采用经典Burgers模型和RT模型对该材料频率响应曲线的预言能力进行评估;基于RT模型,本文提出改进的M-RT模型同时考虑了温度、频率和动态位移对材料动态力学行为的影响... 对硅橡胶粘弹性阻尼材料进行不同温度的频率扫描和动态位移扫描实验.采用经典Burgers模型和RT模型对该材料频率响应曲线的预言能力进行评估;基于RT模型,本文提出改进的M-RT模型同时考虑了温度、频率和动态位移对材料动态力学行为的影响,通过与实验结果的比较分析,表明该模型能很好地描述该材料在宽温、宽频和宽动态位移的动态本构行为. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 硅橡胶 粘弹性 阻尼 温度 频率 动态位移
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航空发动机涡轮叶片包容试验及数值模拟 被引量：35
15
作者 宣海军 洪伟荣 吴荣仁 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第5期762-767,共6页
为了解断裂涡轮叶片与包容环的撞击过程,研究航空发动机的包容性能,提高飞机飞行安全。在高速旋转试验台上进行了飞断平板叶片与包容环的撞击试验,并采用基于撞击动力学理论的有限元数值计算方法模拟了撞击过程。结果表明,平板叶片撞击... 为了解断裂涡轮叶片与包容环的撞击过程,研究航空发动机的包容性能,提高飞机飞行安全。在高速旋转试验台上进行了飞断平板叶片与包容环的撞击试验,并采用基于撞击动力学理论的有限元数值计算方法模拟了撞击过程。结果表明,平板叶片撞击包容环产生两个撞击点,第二撞击点是较为危险的撞击点,撞击点处的径向凸起量随初始撞击动能的增大而线性增大,两撞击点间的距离随初撞击动能的增大而线性减小,数值模拟准确地反映了叶片与包容环的撞击过程。研究结果对航空发动机包容环结构的优化设计和包容能力的校核计算有一定的参考价值。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 航空发动机 叶片 包容试验 数值模拟
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等离子涂层热疲劳失效模式及失效机理研究 被引量：15
16
作者 魏洪亮 杨晓光 +1 位作者 齐红宇 韩增祥 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期270-275,共6页
开展了等离子涂层构件热疲劳实验研究,对失效过程及失效模式进行考察,分析了对失效起主导作用的应力分量.针对陶瓷层材料引入粘塑性本构模型,对涂层的热疲劳进行数值模拟研究.分析表明,氧化层厚度为2μm时,陶瓷层波峰位置容易萌生Ⅰ型... 开展了等离子涂层构件热疲劳实验研究,对失效过程及失效模式进行考察,分析了对失效起主导作用的应力分量.针对陶瓷层材料引入粘塑性本构模型,对涂层的热疲劳进行数值模拟研究.分析表明,氧化层厚度为2μm时,陶瓷层波峰位置容易萌生Ⅰ型横向裂纹,界面中部偏上位置容易萌生Ⅱ型横向裂纹;氧化层厚度为8μm时,陶瓷层内部法向应力主导横向裂纹的扩展;不同厚度的氧化层内部将形成较高的应变能密度.给出了等离子涂层内部裂纹形成过程及机理. 展开更多
关键词 航空、 航天推进系统 热障涂层 热疲劳 失效模式 失效机理
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考虑应力松弛的单晶涡轮叶片蠕变疲劳寿命预测 被引量：12
17
作者 高靖云 张成成 +4 位作者 侯乃先 任远 李颖 温志勋 岳珠峰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第3期539-547,共9页
建立了民用航空发动机单晶涡轮叶片考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命预测方法,该方法在热弹性蠕变有限元计算基础上,综合单轴等应变松弛模型及多轴应力修正因子预测全寿命周期内的应力松弛历程,应力下限取为一次应力.利用综合时间硬化隐式蠕... 建立了民用航空发动机单晶涡轮叶片考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命预测方法,该方法在热弹性蠕变有限元计算基础上,综合单轴等应变松弛模型及多轴应力修正因子预测全寿命周期内的应力松弛历程,应力下限取为一次应力.利用综合时间硬化隐式蠕变方程描述蠕变变形,结合损伤雨流计数法及Morrow方程计算疲劳损伤,基于Robinson法则的分段损伤线性累积方法计算全寿命周期内的蠕变损伤,总损伤达到临界损伤时获得蠕变疲劳寿命.通过对公开的单晶材料蠕变疲劳数据的分析,临界损伤定为0.5.结果显示,考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命是不考虑应力松弛的45.6倍.为保证可靠性而兼顾经济性,叶片寿命预测时,可先有限元循环加载n个循环,再利用所提出的方法预测2n个循环内的应力松弛历程. 展开更多
关键词 单晶涡轮叶片 应力松弛 蠕变疲劳 寿命预测 循环载荷谱
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某型发动机转子热弯曲变形及其影响数值分析 被引量：15
18
作者 陆山 赵明 +1 位作者 任平珍 戚先萍 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第3期243-246,共4页
采用有关文献提出的数值分析方法，对某型发动机转子的热弯曲变形及其影响进行了定量分析，得出了一些可供工程实际参考的有益结果。首次在发动机转子轴对称稳态温度场的基础上，借助热弯曲实验器实验结果，产生一个非轴对称温度场，用... 采用有关文献提出的数值分析方法，对某型发动机转子的热弯曲变形及其影响进行了定量分析，得出了一些可供工程实际参考的有益结果。首次在发动机转子轴对称稳态温度场的基础上，借助热弯曲实验器实验结果，产生一个非轴对称温度场，用三维热弹性有限元法计算其热弯曲变形，采用传递矩阵法计算热弯曲振动响应。上述方法在热弯曲试验器分析中均得到了验证。实践表明这是一种分析航空发动机热弯曲及其影响的简便可行的数值分析方法。 展开更多
关键词 温度场 有限元 航空发动机 转子热变形
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非接触式转子叶片振动测试技术应用研究 被引量：10
19
作者 李勇 胡伟 +1 位作者 王德友 李其汉 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期21-25,共5页
介绍了旋转叶片整数阶次与非整数阶次的振动理论分析,并利用非接触式叶片振动测量系统进行了模拟试验器和台架压气机试验验证.理论分析和试验结果吻合,表明由非接触式叶片振动测量系统测试振幅的变化特征,可确定整阶次共振与非整阶次叶... 介绍了旋转叶片整数阶次与非整数阶次的振动理论分析,并利用非接触式叶片振动测量系统进行了模拟试验器和台架压气机试验验证.理论分析和试验结果吻合,表明由非接触式叶片振动测量系统测试振幅的变化特征,可确定整阶次共振与非整阶次叶片振动. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 叶片共振 整数阶次 非整数阶次 非接触式
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等离子涂层涡轮导向叶片热疲劳寿命预测研究 被引量：12
20
作者 魏洪亮 杨晓光 齐红宇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期1-8,共8页
针对等离子涂层涡轮导向叶片材料的变形特点,引入了粘塑性本构模型.进行了涂层高温氧化实验、带涂层构件热疲劳实验及有限元模拟研究.基于研究结果,建立了可以体现氧化损伤与热疲劳损伤耦合效应的寿命预测模型.计算分析了带涂层涡轮导... 针对等离子涂层涡轮导向叶片材料的变形特点,引入了粘塑性本构模型.进行了涂层高温氧化实验、带涂层构件热疲劳实验及有限元模拟研究.基于研究结果,建立了可以体现氧化损伤与热疲劳损伤耦合效应的寿命预测模型.计算分析了带涂层涡轮导向叶片的稳态温度场、涂层隔热效果和基于宏观尺度的应力应变场,研究了宏、细观有限元计算结果间的转换关系,提出了等效系数的方法,对涡轮导向叶片表面涂层的热疲劳寿命进行了预测.寿命预测结果合理,方法可行. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 等离子热障涂层 涡轮导向叶片 粘塑性 本构方程 热疲劳 寿命预测
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