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杨薇 《海军航空工程学院学报》2007,22(2):261-264
对某发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命进行了理论计算和试验研究。应用Ansys软件建立了该发动机风扇二级叶片振动分析有限元计算模型,并对其一阶弯曲共振时的应力分布进行有限元数值仿真分析,得到了叶尖振幅与叶背应力的关系;基于一阶弯曲共振模态,对叶片进行了疲劳寿命试验,获得了改型前后叶片的疲劳寿命。建立了轮盘应力分析有限元模型,计算得到了轮盘的应力分布,并以此应力分布为基础,计算得到了轮盘的疲劳寿命。研究结果表明:改型前后,叶片的疲劳寿命增大了4.1倍;叶片改型前后,无论是大间隙还是小间隙,改型后盘的疲劳寿命较改型前有所下降,但改型前后盘的疲劳寿命均满足设计要求。 相似文献
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采用蒙特卡罗仿真方法对某型发动机第一级涡轮转子叶片进行可靠性分析,考虑了稳定工作条件下稳态温度场对涡轮叶片的影响,忽略振动载荷及气动载荷。根据场序热一结构耦合方法对涡轮叶片进行了确定性热应力分析,然后通过大量蒙特卡罗仿真试验对涡轮叶片应力的概率分布进行了分析求解,求解过程中采用了模型数据文件与温度载荷数据文件循环调用的方法,对影响涡轮叶片应力状况的随机因素进行了灵敏度分析。以不考虑温度场情况下的分析作为对比参照,根据对比发现在温度场作用下涡轮叶片材料弹性模量的分散性对叶片可靠性较常温状况下有较大的影响,且常温状况下叶片可靠度的计算结果偏高。 相似文献
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在航空发动机叶片设计过程中,需要进行叶片罩量优化来减小多种载荷引起的弯曲应力,改善其应力状况。为了提高叶片罩量优化设计效率,根据Kri gi ng近似模型和试验采样技术,提出了1种叶片罩量优化设计方法。利用序列采样方法逐步改善近似模型预测精度,然后在近似模型上进行全局寻优。结果表明:该方法简单易用,通过构造近似模型代替真实的物理模型,降低了计算成本,提高了优化效率。优化后的叶片最大等效应力减小了12.43%,有效地减小叶片的峰值应力。 相似文献
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为了改善航空发动机风扇叶片静强度和振动特性,以风扇叶片静应力和应变能密度指数为优化目标,采用Kriging 代理
模型和微种群遗传算法,分析风扇叶片重心积叠线周向构型变化对叶片强度振动性能的影响。以叶片重心积叠线周向构型为设计
参数,实现风扇叶片参数化建模和有限元网格的自动划分及有限元计算。建立航空发动机风扇“参数化建模—有限元仿真—强度和
振动特性优化”的一体化平台,对某宽弦风扇叶片进行优化设计。结果表明:优化后叶片中心的高应力区向叶尖偏移,叶根前缘的高
应力区得到了改善,最大静应力减小了5.45%,应变能密度指数减小了5.94%,在相同载荷下的第1 阶振动应力裕度从66.81%提高
到了70.46%;叶片的固有频率、振型和共振裕度等没有明显变化,表明此优化算法可有效改善叶片的静强度和振动应力分布,且不
会对其他振动特性产生不利影响。 相似文献
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为完整描述构件3个阶段的蠕变变形计算,结合所发展的各向同性材料的归一化参数蠕变模型,进一步拓展到正交各向异性材料的归一化参数蠕变模型并进行适用性验证。应用所编制的子程序对高温材料涡轮盘和定向结晶材料涡轮叶片结构,进行了蠕变变形及应力松弛效应计算分析。结果表明:经过一定时间的蠕变变形,涡轮盘和涡轮叶片的高应力区会出现应力松弛。总体上轮盘的应力分布更加均匀,静力分析得到的轮盘中心孔、螺栓孔边和轮缘辐板过渡段处高应力区,由于存在蠕变变形,均出现较明显的应力松弛,但是盘中心孔处的应力松弛幅度较小,可能长时间处于高应力状态,应作为结构设计的危险部位重点考查;涡轮叶片也具有同样的应力松弛蠕变效应,特别是随着蠕变变形的增大,叶尖径向变形(位移)逐渐增大,在结构设计中,应考虑叶片叶尖与机匣长期工作径向碰摩而带来的不利影响。 相似文献
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实体元空心叶片鸟撞流固耦合
研究及数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
针对大涵道比航空发动机工作过程中常见的鸟撞问题,基于MSC.Dytran软件,研究了实体元平板鸟撞流固耦合数值模拟方法;在此基础上,建立了鸟撞实体元空心叶片转子级有限元模型,模拟了叶片遭受鸟撞发生失效的过程,并进行相应计算。结果表明:鸟体密度、叶片的屈服应力和硬化模量对叶片初始撞击应力响应峰值的影响较大,且屈服应力和硬化模量的增加分别会提高和减小恒定流动的应力峰值;鸟体体积模量对叶片应力响应的影响较小;叶片的弹性模量的增加对叶片初始撞击应力响应峰值的影响较小,但会显著提高恒定流动的应力峰值。 相似文献
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带密布气膜冷却孔的涡轮叶片等效应力分析方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以带气膜冷却孔的航空燃气涡轮发动机涡轮叶片为研究背景,引入了等效概念对密布小孔结构进行了详细的应力-应变分析。这种等效分析方法是把多孔材料转化为具有等效材料常数的等效实体材料。根据MARC大型通用软件的线弹性及弹-塑性有限元应力分析结果,将小孔效应转化为等效弹性常数及等效应力-应变曲线。最后以某发动机高压涡轮工作叶片为例,将得到的等效材料参数引入到叶片的有限元强度计算中,从而得到考虑密布孔影响的涡轮叶片应力应变场,并通过子模型计算得到更为准确的孔边最大应力。 相似文献
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正交各向异性材料、异型孔气冷叶片三维弹性应力分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍了正交各向异性材料、异型孔气冷叶片三维弹性应力分析的计算方法, 并给出了一个真实的气冷涡轮叶片的计算结果及分析。为了适应气冷涡轮叶片内型孔复杂, 材料为定向凝固结晶和内外壁温度差比较大的特点, 文中采用分段线性和非线性的假设划分单元, 形成几何模型和力学模型, 采用坐标变换法建立单元的弹性矩阵, 并且采用分段线性插值法考虑温度对材料特性的影响。本文对方法和程序的正确性进行了验证, 而且将这种方法和程序应用到工程设计中。实践证明, 方法和程序可靠, 精度满足工程上的要求。 相似文献
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对涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机涡轮进气道进行喷水冷却是解决TBCC发动机推力不连续问题的有效方式之一。本文基于实际流场条件选取某型TBCC发动机涡轮进气道结构,对进气道内喷水冷却特性进行了数值仿真,研究飞行器不同工况下水滴的蒸发特性及喷水对来流高温空气的预冷效果。结果表明,来流空气温度降幅随水气比提高而增大,最高温降可达152.4K。水气比提高后水滴蒸发率逐渐降低,但蒸发总量仍会继续上升。相同水气比条件下,飞行马赫数越高,喷水冷却效果越明显。在Ma3.5飞行速度和水气比0.03条件下有最高蒸发率,达83.05%。喷水冷却有效扩展了涡轮模态飞行马赫数,最高能使飞行速度提升至Ma2.84,即喷水冷却扩展了TBCC从涡轮模态向超燃冲压模态转换的衔接速域。 相似文献
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气冷涡轮级流场的数值模拟方法与试验验证 总被引:2,自引:1,他引:1
采用具有TVD(total variation diminishing)性质的三阶精度Godunov格式、自由型曲面网格生成技术以及分区网格算法,对某型涡轮级进行考虑冷气掺混的全三维Navier-Stokes(N-S)方程数值求解,并将所得的结果与试验数据进行对比分析.通过分析数值模拟结果研究了该涡轮级所具有的气动特点.结果表明:所开发的快速、高效冷气掺混网格生成方法以及任意分区的流场求解算法可以满足工程上对气冷涡轮级的总体性能的快速估算及流场结构的详细描述. 相似文献
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叶片表面喷气对叶栅性能影响的试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
航空发动机的不断发展,使涡轮前的温度越来越高.尽管材料科研发展迅速,但仍赶不上温度提高的要求,涡轮叶片必须采用气冷,这就对涡轮气动性能带来了影响.本文介绍了用平面叶栅吹风试验方法研究气膜冷却叶栅在各种工况下对叶栅气动性能的影响,获得了许多有价值的结论. 相似文献