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SiC_(f)/TC17复合材料拉伸性能研究及叶环结构强度分析
1
作者 石多奇 郝文琦 +4 位作者 刘长奇 黄浩 赵文侠 李佳 杨晓光 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期1-13,共13页
对SiC_(f)/TC17复合材料开展室/高温纵向拉伸试验,研究不同温度的拉伸性能,通过断口形貌分析阐释断裂机制,建立本构模型描述其拉伸行为。结果表明:SiC_(f)/TC17的断裂强度随着温度升高而降低,同时应力应变曲线的非线性段增加;室温(25℃... 对SiC_(f)/TC17复合材料开展室/高温纵向拉伸试验,研究不同温度的拉伸性能,通过断口形貌分析阐释断裂机制,建立本构模型描述其拉伸行为。结果表明:SiC_(f)/TC17的断裂强度随着温度升高而降低,同时应力应变曲线的非线性段增加;室温(25℃)的断裂机制主要是反应层断裂和纤维随机断裂,而高温下出现大规模的纤维拔出与界面脱黏、基体韧性断裂和多纤维断裂;不同强度预测模型的结果表明:25℃下材料的断裂模式以局部承担载荷为主,而高温更符合全局承担模型;所提出的耦合纤维累积损伤的本构模型很好地模拟了25℃和450℃的应力应变曲线。最后基于试验所得拉伸性能,开展了叶环结构的应力应变分析和静强度校核,在典型服役温度下,叶环结构具有较高的强度储备系数。 展开更多
关键词 钛基复合材料 SIC纤维 拉伸性能 断裂机理 本构建模 叶环 强度分析
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基于熵产的高温裂纹扩展热力学损伤研究
2
作者 丁水汀 左亮亮 +3 位作者 李果 李振磊 夏舒洋 包绍宸 《航空动力学报》 北大核心 2025年第2期190-200,共11页
为研究873 K下镍基高温合金GH4169裂纹扩展过程的热力学损伤响应,基于热力学理论提出了含裂纹试样的热力学熵产计算方法。开展了裂纹扩展有限元仿真,并针对含裂纹试样提出了热力学系统的定义方法。分析了应力幅值对循环熵产率(CEGR)和... 为研究873 K下镍基高温合金GH4169裂纹扩展过程的热力学损伤响应,基于热力学理论提出了含裂纹试样的热力学熵产计算方法。开展了裂纹扩展有限元仿真,并针对含裂纹试样提出了热力学系统的定义方法。分析了应力幅值对循环熵产率(CEGR)和累积熵产的影响规律,将累积熵产与疲劳断裂熵(FFE)的比值定义为热力学系统的热力学损伤,探究了归一化疲劳寿命与热力学损伤的关系。结果表明:热力学系统应始终将裂纹和裂纹尖端塑性区域包含在内;当应力幅值不变,不同循环数时热力学系统的循环熵产率并非恒定值,应力幅值越小,循环熵产率的分散性越大;疲劳断裂熵与应力幅值之间存在近似二次函数关系;热力学系统的归一化剩余寿命随热力学损伤的累积呈现指数衰减。 展开更多
关键词 裂纹扩展 热力学熵产 热力学损伤 热力学系统 循环熵产率 疲劳断裂熵
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基于有限元仿真的航空发动机涡轮盘疲劳可靠性分析
3
作者 李静 葛会俊 +2 位作者 杨智博 王瑶瑶 方鹏亚 《郑州航空工业管理学院学报》 2025年第5期36-42,共7页
涡轮盘作为航空发动机核心部件之一,在复杂交变载荷下易发生疲劳失效。开展其疲劳寿命可靠性分析,对预防故障、优化设计及保障发动机安全运行兼具理论价值与工程意义。通过逆向建模技术和布尔运算,构建航空发动机低压涡轮盘的三维模型,... 涡轮盘作为航空发动机核心部件之一,在复杂交变载荷下易发生疲劳失效。开展其疲劳寿命可靠性分析,对预防故障、优化设计及保障发动机安全运行兼具理论价值与工程意义。通过逆向建模技术和布尔运算,构建航空发动机低压涡轮盘的三维模型,利用有限元仿真对涡轮盘进行应力应变分析确定其应力集中部位,并基于代理模型对轮心部位展开疲劳寿命可靠性分析。研究结果表明:涡轮盘的应变疲劳寿命概率密度函数呈正态分布,涡轮盘可靠度在0~2500次循环内较高,2500~4000次循环内急剧下降,5000次循环后趋近于零。 展开更多
关键词 涡轮盘 有限元仿真 疲劳寿命 可靠性分析
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喷丸强化对TC4钛合金风扇盘疲劳裂纹扩展行为的影响 被引量：1
4
作者 韩雪纯 蔡培 +2 位作者 徐鹤鸣 张屹尚 王卫泽 《表面技术》 北大核心 2025年第13期161-170,共10页
目的研究喷丸强化对航空发动机风扇盘裂纹扩展行为的影响,为后续全尺寸风扇盘旋转疲劳裂纹扩展试验提供数据支持,以延长航空发动机风扇盘的服役寿命。方法考虑某型涡扇航空发动机风扇盘的实际结构及其服役工况,设计并制备含初始缺陷的TC... 目的研究喷丸强化对航空发动机风扇盘裂纹扩展行为的影响,为后续全尺寸风扇盘旋转疲劳裂纹扩展试验提供数据支持,以延长航空发动机风扇盘的服役寿命。方法考虑某型涡扇航空发动机风扇盘的实际结构及其服役工况,设计并制备含初始缺陷的TC4钛合金模拟件,通过开展不同残余应力场下含缺陷模拟件的裂纹扩展试验,获得材料的裂纹萌生和扩展特性。在Paris公式的基础上,考虑了由残余应力引起的裂纹闭合效应,并通过FRANC3D软件构建一种考虑喷丸强化的疲劳裂纹扩展分析方法,预测裂纹的扩展路径和扩展寿命。结果随着喷丸强度的增大,模拟件的表面裂纹萌生寿命逐渐延长,而裂纹扩展寿命却明显降低;采用仿真分析方法成功描述了喷丸强化后“口袋”型裂纹的演化过程,以及裂纹扩展寿命的下降过程,且裂纹扩展预测寿命在试验扩展寿命的两倍分散带内。结论由喷丸处理引起的残余应力,改变了材料近表面的裂纹扩展行为,形成了“口袋”形裂纹,在裂纹形态、外部载荷及残余应力等多重因素的影响下,延长了模拟件裂纹萌生的寿命,缩短了其扩展寿命。 展开更多
关键词 喷丸强化 残余应力 裂纹扩展 TC4钛合金 疲劳寿命
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涡轮盘蠕变疲劳寿命预测的数字孪生模型研究
5
作者 孙雨杰 朱郁涵 +4 位作者 康磊 张润泽 谈建平 温建锋 刘长利 《华东理工大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第6期857-867,共11页
针对航空发动机涡轮盘蠕变疲劳寿命预测计算效率低、实时性差、难以满足工程实际中寿命管理需求的问题,本文提出了涡轮盘蠕变疲劳寿命预测的数字孪生模型。该模型首先通过降阶方法获取涡轮盘的应力场,然后根据寿命预测模型计算涡轮盘的... 针对航空发动机涡轮盘蠕变疲劳寿命预测计算效率低、实时性差、难以满足工程实际中寿命管理需求的问题,本文提出了涡轮盘蠕变疲劳寿命预测的数字孪生模型。该模型首先通过降阶方法获取涡轮盘的应力场,然后根据寿命预测模型计算涡轮盘的蠕变疲劳寿命。采用降阶方法计算应力的优势是可以快速得到不同工况下的结构应力场,相较于传统有限元分析,应力场计算时间减少了99.74%,可实现秒级响应。基于应力场计算结果,模型可实时预测涡轮盘在不同工况下的蠕变疲劳寿命,从而解决了涡轮盘蠕变疲劳寿命预测实时性差的问题。为验证模型可靠性,开展了6组不同工况条件下涡轮盘榫槽底部模拟件的蠕变疲劳试验,结果表明:模型预测寿命与试验寿命的相对误差均能控制在1.5倍误差带范围内,证明该模型具有很高的准确性。 展开更多
关键词 蠕变疲劳 寿命预测 降阶模型 数字孪生 涡轮盘
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基于LSTM的航空发动机涡轮盘局部服役温度-应力快速预测方法
6
作者 程穆威 杨晓光 +2 位作者 范永升 姜仁杰 石多奇 《航空动力学报》 北大核心 2025年第10期217-229,共13页
建立基于发动机服役历程数据的涡轮盘关键位置温度-应力预测模型,旨在为热端部件的服役损伤评估和寿命分析提供温度和应力历程输入。通过发动机热力循环过程推算涡轮盘载荷相关的气路参数,基于数值模拟结果,构建并训练了基于长短期记忆(... 建立基于发动机服役历程数据的涡轮盘关键位置温度-应力预测模型,旨在为热端部件的服役损伤评估和寿命分析提供温度和应力历程输入。通过发动机热力循环过程推算涡轮盘载荷相关的气路参数,基于数值模拟结果,构建并训练了基于长短期记忆(LSTM)神经网络的涡轮盘温度和应力预测模型。通过交叉验证和噪声植入,评估了模型的泛化能力。结果表明:所建立的模型在测试集上达到了5.4×10^(-4)的归一化均方误差。利用所建立的方法分析了典型飞行动作下的关键位置温度、应力演化历程,为发动机的任务设计和涡轮盘服役损伤评估提供了重要输入。 展开更多
关键词 涡轮盘 LSTM网络 服役历程 载荷谱 数据驱动
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FGH99合金双性能涡轮盘破裂转速分析与验证
7
作者 秦仕勇 米春虎 +4 位作者 古远兴 胡殿印 黎方娟 胡绪腾 潘容 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期285-294,共10页
考虑不同组织分区材料性能差异影响,基于平均应力法、极限应变法、能量法及塑性失稳法进行了FGH99合金双性能涡轮盘破裂转速分析,并在室温和高温441℃下开展了涡轮盘破裂转速试验,均发生了径向破裂。与试验结果对比表明:平均应力法预测... 考虑不同组织分区材料性能差异影响,基于平均应力法、极限应变法、能量法及塑性失稳法进行了FGH99合金双性能涡轮盘破裂转速分析,并在室温和高温441℃下开展了涡轮盘破裂转速试验,均发生了径向破裂。与试验结果对比表明:平均应力法预测结果偏大,达到了9.42%,破裂模式预测结果不准确,径向破裂转速预测时应考虑修正系数0.80;极限应变法和能量法预测破裂转速与试验结果误差较小,最大为0.98%,且预测的破裂起始位置与试验结果吻合;塑性失稳法准确地预测了破裂模式,且破裂转速最大误差为2.27%。 展开更多
关键词 FGH99 双性能 涡轮盘 破裂转速 平均应力法 能量法 塑性失稳
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位置不确定性对辅助定位气膜孔冷却性能影响
8
作者 刘英实 吕东 +2 位作者 孔星傲 骆宇时 张剑 《航空动力学报》 北大核心 2025年第4期192-201,共10页
提出了一种在涡轮叶片毛坯上预置凸肋和凹坑结构作为打孔定位基准的气膜孔方案。这些结构不仅可以提高气膜冷却性能,而且能够增强抵抗打孔位置偏差诱发冷却性能下降的能力。以圆柱孔作为对比基准,在典型位置度公差约束下,设计了两种孔... 提出了一种在涡轮叶片毛坯上预置凸肋和凹坑结构作为打孔定位基准的气膜孔方案。这些结构不仅可以提高气膜冷却性能,而且能够增强抵抗打孔位置偏差诱发冷却性能下降的能力。以圆柱孔作为对比基准,在典型位置度公差约束下,设计了两种孔型的理论正确和特征偏差位置上的几何模型,构成了研究样本空间,并通过数值仿真方法对比分析了各结构的气膜掺混流动和冷却性能。在理论正确位置上,辅助定位孔出口处的凹坑可诱导主流入侵并增强二次流的贴壁性,使气膜覆盖面积增大到了圆柱孔的2.83倍以上。当打孔产生位置偏差时,辅助定位孔的冷却性能与主流入侵深度正相关,并且展向倾斜偏差反而会引起性能增强。在全部样本空间内,辅助定位孔的冷却性能全面优于圆柱孔,在相同偏差位置上气膜覆盖面积系数增加了0.37~5.77。 展开更多
关键词 涡轮叶片 球坑品肋式气膜孔 打孔辅助定位 位置不确定性 冷却效率
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微动疲劳寿命预测方法研究综述
9
作者 李维 杨旭峰 +3 位作者 李坚 艾兴 程昊 曾嘉迅 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期589-600,共12页
通过调研国内外相关微动疲劳研究文献,首先介绍了微动疲劳的概念和特点,总结了目前微动疲劳损伤机理研究的研究现状,主要包含微动图理论的发展以及微动疲劳微观机理的研究;其次,总结了目前影响微动疲劳寿命预测的主要影响因素,包括相对... 通过调研国内外相关微动疲劳研究文献,首先介绍了微动疲劳的概念和特点,总结了目前微动疲劳损伤机理研究的研究现状,主要包含微动图理论的发展以及微动疲劳微观机理的研究;其次,总结了目前影响微动疲劳寿命预测的主要影响因素,包括相对滑移幅值、接触压力、轴向载荷、摩擦系数、应力梯度以及温度等;最后,全面梳理目前被广泛研究和使用的微动疲劳寿命预测方法,总结了微动疲劳寿命预测的发展趋势及展望。经过梳理发现,考虑磨损-疲劳耦合损伤机制以及基于人工智能的微动疲劳寿命预测方法是目前研究的热点和未来的发展方向。 展开更多
关键词 微动疲劳 寿命预测 表面磨损 磨损-疲劳耦合 人工智能
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考虑应力梯度的缺口疲劳寿命预测方法 被引量：32
10
作者 王延荣 李宏新 +2 位作者 袁善虎 魏大盛 石亮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期1208-1214,共7页
基于试样缺口根部区域应力分布规律,综合考虑了平均应力、应力梯度及尺寸效应的影响,发展了一种考虑梯度影响的缺口疲劳寿命预测方法.以TC4合金材料含两种形式缺口的试样为例,计算得到了缺口应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子,并进行... 基于试样缺口根部区域应力分布规律,综合考虑了平均应力、应力梯度及尺寸效应的影响,发展了一种考虑梯度影响的缺口疲劳寿命预测方法.以TC4合金材料含两种形式缺口的试样为例,计算得到了缺口应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子,并进行了疲劳寿命预测.寿命预测结果表明:引入缺口局部平均应力、应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子可以较为全面地考虑缺口对试样疲劳寿命的影响,基于所发展的缺口疲劳寿命预测方法给出的TC4合金缺口试样疲劳寿命预测结果在2倍分散带以内. 展开更多
关键词 缺口疲劳 平均应力 应力梯度 尺寸效应 寿命预测
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整体叶盘柔性磨头自适应抛光实现方法 被引量：24
11
作者 段继豪 史耀耀 +1 位作者 李小彪 张军锋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期934-940,共7页
基于整体叶盘使用性能和寿命影响因素分析,以整体叶盘结构与材料特性为依据,结合整体叶盘人工抛光工艺方法,提出了适合整体叶盘表面抛光的自适应柔性磨头实现方案。对实现柔性磨头工作原理和自适应区域进行了分析计算,并对其控制技术进... 基于整体叶盘使用性能和寿命影响因素分析,以整体叶盘结构与材料特性为依据,结合整体叶盘人工抛光工艺方法,提出了适合整体叶盘表面抛光的自适应柔性磨头实现方案。对实现柔性磨头工作原理和自适应区域进行了分析计算,并对其控制技术进行了研究,对柔性抛光方法可行性进行验证,最终实现了整体叶盘自适应柔性抛光。初步抛光实验表明,较之人工抛光方法,柔性磨头自动抛光效率提高50%以上,显著缩短了整体叶盘生产周期,抛光后表面粗糙度达到Ra0.4以内,满足表面一致性、稳定性、型面质量等要求,并且可以减小劳动强度,降低生产成本。 展开更多
关键词 整体叶盘 抛光 自适应 柔性磨头 航空发动机
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整体叶盘制造工艺技术综述 被引量：57
12
作者 史耀耀 段继豪 +1 位作者 张军锋 董婷 《航空制造技术》 北大核心 2012年第3期26-31,共6页
随着整体叶盘在航空发动机上的广泛应用,未来高推重比、涵道比发动机使整体叶盘结构更加复杂,优异的SiC或C/C复合材料等在整体叶盘上的应用,对整体叶盘制造技术提出了更高的挑战,各国都投入大量的人力、物力对整体叶盘制造技术进行研究... 随着整体叶盘在航空发动机上的广泛应用,未来高推重比、涵道比发动机使整体叶盘结构更加复杂,优异的SiC或C/C复合材料等在整体叶盘上的应用,对整体叶盘制造技术提出了更高的挑战,各国都投入大量的人力、物力对整体叶盘制造技术进行研究,寻求低成本、低污染、高效率、高质量的复合制造技术,以满足航空发动机对整体叶盘的需求.整体叶盘是为了满足高性能航空发动机而设计的新型结构件,结构模型如图1所示,其将发动机转子叶片和轮盘形成一体,省去了传统连接中的榫头、榫槽及锁紧装置等,减少结构重量及零件数量,避免榫头气流损失,提高气动效率,使发动机结构大为简化,现已在各国军用和民用航空发动机上得到广泛应用,如EJ200、F119、F414等军用发动机,法国SNECMA公司生产的P.A.T验证核心机以及美国P&W公司生产的基准发动机等民用大流量比发动机. 展开更多
关键词 整体叶盘 发动机 精密锻造 电火花加工 数控铣削 数控电解加工 电脉冲加工 钛合金盘 电子束焊接技术 制造工艺
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确定总应变寿命方程参数的一种方法 被引量：9
13
作者 王延荣 李宏新 +2 位作者 袁善虎 魏大盛 石亮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期881-886,共6页
为了使总应变寿命方程能够在较大寿命范围内具有理想的预测精度且其参数物理意义明确,基于总应变寿命方程中疲劳强度系数与疲劳延性系数的物理意义,建立了总应变寿命方程参数与单调拉伸强度极限和断面收缩率之间的关系,并结合TC4,GH4169... 为了使总应变寿命方程能够在较大寿命范围内具有理想的预测精度且其参数物理意义明确,基于总应变寿命方程中疲劳强度系数与疲劳延性系数的物理意义,建立了总应变寿命方程参数与单调拉伸强度极限和断面收缩率之间的关系,并结合TC4,GH4169及GH901合金的单调拉伸及疲劳试验数据,对其各自的总应变寿命方程参数进行了拟合,进而开展了疲劳寿命预测.结果表明:采用该方法确定的总应变寿命方程参数具有明确的物理意义,且对TC4,GH4169及GH901合金的疲劳寿命预测结果较为理想,其分散带基本在2倍以内. 展开更多
关键词 总应变寿命方程 寿命预测 疲劳强度系数 疲劳延性系数 参数拟合
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中心进气旋转盘流动与换热的数值研究 被引量：15
14
作者 徐国强 陶智 +1 位作者 丁水汀 罗翔 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第2期169-173,共5页
本文采用混合长度模型及共轭计算的方法对中心进气转静系旋转盘、腔内的流动与换热进行了数值计算 ,并与实验结果进行了比较 ,证明混合长度模型对转静系旋转盘、腔的流动与换热的计算是可行的。计算结果显示 :冲击区努赛尔特数最大值不... 本文采用混合长度模型及共轭计算的方法对中心进气转静系旋转盘、腔内的流动与换热进行了数值计算 ,并与实验结果进行了比较 ,证明混合长度模型对转静系旋转盘、腔的流动与换热的计算是可行的。计算结果显示 :冲击区努赛尔特数最大值不在驻点 ,而是偏离驻点一段距离 ;随着转速和冷气流量的增加 ,盘面换热总体加强。 展开更多
关键词 中心进气旋转盘 换热 流动 数值计算
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高位垂直进气旋转盘流动与换热的实验研究 被引量：13
15
作者 徐国强 陶智 +1 位作者 丁水汀 朱谷君 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第2期164-168,共5页
本文用实验的方法对高位垂直进气转静系旋转盘附近冷气流动与换热特性进行了实验研究 ,得到了静盘表面压力、转盘表面温度、局部努赛尔特数的分布及平均努赛尔特数 ,并对结果进行了相应的分析。
关键词 高位垂直进气旋转盘 冷气流动 换热特性 实验
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总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 被引量：15
16
作者 王延荣 杨顺 +1 位作者 李宏新 田爱梅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第1期1-14,共14页
总结分析了多种寿命预测方法,给出了总应变寿命方程的4个材料参数:疲劳强度系数、疲劳延性系数、疲劳强度指数和疲劳延性指数的表达形式,从而提出了一种新的具有很好物理意义、工程意义和普适性的总应变寿命方程,并以6种典型的航空材料... 总结分析了多种寿命预测方法,给出了总应变寿命方程的4个材料参数:疲劳强度系数、疲劳延性系数、疲劳强度指数和疲劳延性指数的表达形式,从而提出了一种新的具有很好物理意义、工程意义和普适性的总应变寿命方程,并以6种典型的航空材料光滑试样(TC4(室温)、TC11(室温)、TC11(500℃)、GH901(300℃)、GH901(500℃)和GH4133B(600℃))的对称循环疲劳数据进行验证,获得了很好的疲劳寿命预测结果,其寿命预测结果大都在2倍分散带以内。对比分析了多种寿命预测方法所确定的4个疲劳参数,并且分析了5种断裂真应力表达形式所确定的疲劳强度系数,发现所提出确定断裂真应力的方法获得了较好的精度,与试验值相比,不超过其误差的15%,并且准确确定断裂真应力将会显著提高对中高寿命段的寿命预测精度。 展开更多
关键词 总应变寿命方程 疲劳参数 断裂真应力 断裂真应变 寿命预测
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一种基于能量参数的非局部缺口疲劳寿命预测方法 被引量：9
17
作者 袁善虎 蒋洪德 +1 位作者 陈海燕 刘丙权 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期653-658,共6页
为了考虑应力集中对构件疲劳寿命的影响,采用能量参数作为疲劳损伤评估参量,发展了一种基于能量的非局部缺口疲劳寿命预测方法,该方法通过相同寿命条件下缺口试样与光滑试样的疲劳损伤等效关系确定用于定义缺口试样非局部临界体积的能... 为了考虑应力集中对构件疲劳寿命的影响,采用能量参数作为疲劳损伤评估参量,发展了一种基于能量的非局部缺口疲劳寿命预测方法,该方法通过相同寿命条件下缺口试样与光滑试样的疲劳损伤等效关系确定用于定义缺口试样非局部临界体积的能量参数门槛值,并建立了能量参数门槛值与疲劳寿命的关系,进而通过迭代程序便可进行缺口试样寿命预测。试验验证结果表明:缺口试样能量参数门槛值与疲劳寿命在双对数坐标系下呈线性关系;所发展的方法对缺口疲劳试验试样的寿命预测精度较高,预测寿命分散带在2倍以内。 展开更多
关键词 缺口影响 疲劳寿命 疲劳损伤 能量参数 非局部方法
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涡轮级燃气入侵的理论分析及数值模拟 被引量：17
18
作者 朱莉娅 罗翔 +1 位作者 徐国强 田淑青 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第11期1511-1516,共6页
为了分析航空发动机涡轮级中的燃气入侵现象,提出一种研究封严间隙处流动规律的理论方法,并采用全环模型进行了数值模拟。在该理论方法中,动盘旋转、封严冷气、外环主流对流动的影响用三个特征速度来表征;它们的相互作用用速度比来描述... 为了分析航空发动机涡轮级中的燃气入侵现象,提出一种研究封严间隙处流动规律的理论方法,并采用全环模型进行了数值模拟。在该理论方法中,动盘旋转、封严冷气、外环主流对流动的影响用三个特征速度来表征;它们的相互作用用速度比来描述。数值模拟结果表明:随着速度比的变化,封严间隙处呈现燃气沿静盘入侵、燃气基本不入侵以及燃气沿动盘入侵等三种流动形式。利用速度比的影响规律,可初步判断封严间隙处的燃气入侵情况以及最小封严冷气流量。 展开更多
关键词 航空发动机 涡轮级 燃气入侵 理论分析 全环模型
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旋转盘腔瞬态响应特性的研究 被引量：9
19
作者 张美华 刘振侠 +1 位作者 胡剑平 张婷婷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第8期1056-1062,共7页
为保证发动机在飞行包线内正常运转,需研究旋转盘腔的瞬态响应特性。采用1-D模型方法和计算流体力学(CFD方法对旋转盘腔进口压力突升的情况进行非稳态数值计算,所得结果与文献中的结果进行对比,提出1-D模型方法的一些缺点,并证明了CFD... 为保证发动机在飞行包线内正常运转,需研究旋转盘腔的瞬态响应特性。采用1-D模型方法和计算流体力学(CFD方法对旋转盘腔进口压力突升的情况进行非稳态数值计算,所得结果与文献中的结果进行对比,提出1-D模型方法的一些缺点,并证明了CFD计算的正确性。然后用CFD方法并通过用户自定义函数(UDF编程研究了进口压力渐增、正弦变化以及盘腔尺寸对旋转盘腔流动瞬态响应特性的影响。结果表明:1-D模型的计算结果不能显示出CFD模型计算结果的一个高阶震荡;进口压力以不同方式变化,瞬态响应存在不同程度的滞后;进口压力突增和进口压力渐增响应的特征时间比进口压力正弦变化的特征时间分别增加56.0%和106.4%盘腔宽径比由0.2变化到0.39时,腔内均压变高,出口质量流量变低,特征响应时间缩短至40%当宽径比由0.2变化到0.58时,特征响应时间缩短至25%。 展开更多
关键词 旋转盘腔 瞬态响应 1-D模型 计算流体力学 用户自定义函数
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考虑尺寸效应的缺口疲劳寿命预测方法 被引量：8
20
作者 刘香 王延荣 +1 位作者 田爱梅 石亮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期429-437,共9页
利用试样缺口根部归一化应力的分布规律,在考虑应力梯度的缺口疲劳寿命预测方法的基础上,着重考虑尺寸效应对缺口疲劳寿命的影响,构建了综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的缺口疲劳寿命预测方法.利用已有的TC4合金缺口疲劳试验数... 利用试样缺口根部归一化应力的分布规律,在考虑应力梯度的缺口疲劳寿命预测方法的基础上,着重考虑尺寸效应对缺口疲劳寿命的影响,构建了综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的缺口疲劳寿命预测方法.利用已有的TC4合金缺口疲劳试验数据对所发展的方法进行了验证,并与常用的几种局部应力应变法的寿命预测结果进行了对比分析.结果表明:所对比的几种局部应力应变法的寿命预测结果过于保守,而所发展的缺口疲劳寿命预测方法的预测结果几乎全在3倍分散带以内,且大多数预测结果在2倍分散带以内. 展开更多
关键词 缺口疲劳 平均应力 应力梯度 尺寸效应 局部应力应变法 寿命预测
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