基于应力应变场强法的轮盘疲劳可靠性分析方法

为了更精确地进行航空发动机轮盘的疲劳可靠性分析,考虑缺口区域应力应变分布对疲劳寿命的影响,通过有限元模拟试验确定材料场径,采用应力应变场强法对轮盘进行确定性疲劳寿命分析。考虑场强因子及各参数的随机性,利用分布式协同响应面建立疲劳可靠性分析模型,并建立基于应力应变场强法的轮盘疲劳可靠性分析流程。结果显示:99.90%可靠度下的轮盘疲劳寿命为9595循环,相比确定性安全寿命6557循环,轮盘具有一定的寿命裕度。而应力应变场强法与传统方法理论分析结果相比,传统方法分析结果偏小,趋于保守。验证了基于应力应变场强法进行结构疲劳可靠性分析的合理性。     

复合随机因素下航空发动机结构的可靠性分析

同时考虑航空发动机材料的随机性, 结构几何形状的随机性, 随机载荷和随机边界条件, 研究复合随机因素下的概率有限元, 在摄动法的基础上推导出结构的随机应力场, 并建立相应的可靠性理论。分析随机因素的特征后, 导出现有的航空发动机结构可靠性分析的各种计算方法, 并进行了航空发动机的轮盘的可靠性分析。     

用摄动法研究几何尺寸为随机量时轮盘的可靠性

几何尺寸和材料性质等的随机性都影响结构的可靠性。本文提出用建立在二阶摄动法基础上的概率有限元来分析轮盘的几何形状不确定时的随机应力场和可靠性，研究用摄动方法处理问题的基本思路，推导随机应力场和可靠度的计算公式，用简单算例分析讨论了几何尺寸对可靠性的影响规律，算例结果与ＭｏｎｔｅＣａｒｌｏ模拟结果的对比表明本文的方法有效，理论正确。     

基于极限应变法的超转分析验证与应用

为了提供快速提高轮盘超转破裂裕度方法,满足适航对超转相关要求,基于极限应变法开展了轮盘超转分析和试验验证。轮盘破裂转速分析与试验结果符合性较好,轮盘起始破裂位置、应力应变分布特征通过轮盘碎片断口及残余变形获得了验证。根据轮盘起始破裂位置,给出了适航超转要求中最不利尺寸公差的确定方法和通过局部结构强化提高轮盘破裂转速的方法。分析和试验结果的对比证明了极限应变法用于超转破裂分析的合理性,整个过程也为充分利用超转试验结果对分析进行验证提供了范例,提出的提高轮盘破裂裕度方法和最不利尺寸公差确定方法具有较强操作性,可为航空发动机轮盘超转设计和适航取证提供参考。     

施加轴向力的旋转轮盘低循环疲劳试验

为满足配装某型飞机的发动机在外场使用的需要,利用传统安全寿命法对航空发动机轮盘进行了低循环疲劳试验.通过有限元方法计算轮盘在发动机工作条件下的应力状态,结合失效分析,确定了轮盘的关键部位和相应的标准循环.针对该轮盘的应力状态受轴向力影响大的特点,运用类比法确定了试验参数,设计的试验装置实现了在旋转条件下对轮盘施加轴向力.研究表明:轮盘关键部位的确定不仅与应力水平有关,还与结构和失效模式有关.试验设计须考虑轴向力对轮盘应力状态产生的影响.试验装置通过调节油量控制轴向力,可同时满足不同试验参数的新盘和外场使用盘的需要.     

中长寿命轮盘应力寿命及可靠性分析方法

针对轮盘榫槽结构理论应力集中系数难确定、采用传统应力寿命法估寿误差大问题,提出一种改进应力寿命预估法.改进方法包括:提出应力修正系数概念和一种适用于轮盘榫槽结构的理论应力集中系数确定方法,以及应力比修正方法.一旦确定了试棒的应力修正系数,改进应力寿命法可采用光滑棒试验数据预估复杂结构寿命,并考虑应力集中影响.进而建立了基于改进应力寿命法的应力寿命可靠性分析方法,并对某风扇盘进行了疲劳寿命可靠性分析,计算概率寿命与试验寿命吻合良好.     

FGH96粉末高温合金亚尺寸轮盘研制及试验验证

粉末高温合金涡轮盘是高推重比航空发动机研制的关键。由于粉末高温合金材料的特殊性,为了保证粉末高温合金轮盘的可靠性,需要修正传统轮盘强度和低循环疲劳寿命设计技术并进行验证。本文设计了亚尺寸结构的粉末高温合金轮盘,并对其进行了计算及分析,最后在试验器上进行了试验验证。该亚尺寸轮盘研制成功对高推重比涡轮盘的研制有重要意义。     

修正平均应力法预测轮盘破裂转速的试验研究

基于修正平均应力法，分析了TC17钛合金压气机轮盘型面尺寸参数对径向和周向破裂转速的影响，并对破裂模式的转变进行预判。进而设计了针对径向破裂模式的轮盘试验件，并开展了TC17钛合金压气机轮盘的破裂试验。轮盘破裂试验结果与修正平均应力法计算结果吻合较好，计算的破裂转速储备与试验结果的误差由修正前的7.24%下降为修正后的0.72%，可为工程应用提供依据。     

基于双吸叶轮两侧非均衡进气研究轮盘凸台尺寸影响

为明确双吸叶轮两侧叶轮之间的径向轮盘凸台尺寸变化对其总体性能及内部流场的影响,探索不同尺寸轮盘结构叶轮的流动损失机理,基于双吸叶轮两侧非均衡进气条件,采用数值方法对五种径向轮盘尺寸双吸叶轮的三维粘性流场进行了模拟研究。研究结果表明:从双吸叶轮最优性能及最高流动稳定性观点出发,均要求两侧叶轮之间的径向轮盘凸台超出叶片尾缘一定范围;具体超出尺寸范围则需要通过对双吸叶轮的压比、效率性能目标进行折衷确定。径向轮盘凸台尺寸的改变明显影响双吸叶轮两侧叶轮的流量分配,进而影响扩压器内分离流动损失大小及双吸叶轮的整体性能。另外,相比于较大径向轮盘凸台,无径向轮盘凸台结构更容易造成双吸叶轮两侧叶轮流量差距悬殊。      

某型航空发动机涡轮叶片和轮盘榫齿裂纹故障力学分析

针对某型航空发动机发生的涡轮转子叶片和轮盘榫齿裂纹故障,应用大型结构分析程序Ansys对该叶片和轮盘进行了接触应力、振动特性及低循环疲劳寿命的计算分析,并针对各种可能的公差组合对榫头和榫齿喉部应力的影响进行了分析;根据计算结果找出并分析了故障发生的原因。     

涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法

基于现有疲劳试验数据,建立了涡轮盘材料GH4133合金的循环应力-应变概率模型,并提出涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法。以有限元分析软件ANSYS为平台,利用APDL语言进行了涡轮盘3维参数化建模;通过灵敏度分析确定了涡轮盘结构概率分析中的主要影响参数;通过涡轮盘结构低循环疲劳可靠性分析和关键结构几何参数的反复修改,满足了涡轮盘的疲劳可靠性设计指标。该方法可为发动机其他关键结构的疲劳可靠性设计分析提供参考。     

涡轮盘低循环疲劳的概率设计

基于涡轮盘结构的低循环疲劳设计流程,将概率设计理念融入设计过程中,提出了涡轮盘低循环疲劳的概率设计流程。首先进行涡轮盘结构的优化分析,其中以确定性设计准则作为约束条件;以优化结构方案为基础,考虑参数的随机性,对涡轮盘低循环疲劳进行可靠性分析;以低循环疲劳寿命的可靠度为概率设计准则,对涡轮盘进行反复的设计和计算验证,通过修改结构尺寸完成涡轮盘低循环疲劳的概率设计。同时,根据灵敏度分析结果,讨论了设计变量的分散性对涡轮盘寿命的影响,为进一步提高结构的可靠性提供了新的研究思路。结果表明,按照概率设计观点确定的涡轮盘结构兼顾性能和可靠性,在满足可靠度的前提下降低涡轮盘的重量。同时该概率设计流程简单方便,易于工程的推广应用。     

涡轮盘结构可靠性与稳健性综合优化设计

初步建立1种综合考虑结构疲劳可靠性与稳健性的航空发动机涡轮盘优化设计方法。根据涡轮盘的结构设计准则,以轮盘的轻质化和低循环疲劳寿命的稳健性作为目标,以结构强度和疲劳可靠性作为约束,采用随机优化方法对轮盘进行优化设计。设计结果表明:由于量化考虑了轮盘的安全性,所以能够得到更精确的约束,从而使轮盘设计质量更轻;而针对稳健性的优化,则降低了低循环疲劳寿命对载荷和材料参数波动的敏感性,提高了涡轮盘的稳健性。     

某型航空发动机涡轮盘结构可靠度计算

针对传统涡轮盘确定性应力和寿命计算上对参数分散性考虑的不足,采用应力—强度干涉法和模糊概率积分法(FPI)计算某型航空发动机涡轮盘关键位置的结构可靠度,将两种方法结果进行对比分析,说明FPI方法的有效性和快速性,并分析了干涉法计算中的某些近似对可靠度计算结果带来的影响,最后采用FPI方法计算了整个涡轮盘的结构可靠度分布,该结果对掌握整个涡轮盘的可靠度水平及对涡轮盘进一步设计具有参考价值。     

航空发动机轮盘优化设计的策略与纲要(轮盘优化设计系统TDSOS简介)

一、轮盘设计的问题及策略　　轮盘结构形状复杂 ,完全按照实际结构进行结构分析也非常困难。为此 ,将榫头沿根部从轮盘中分离出来 ,作为三维问题处理 ;剩下的盘体简化为轴对称问题。由于简化了盘体 ,忽略了局部的应力集中 ,为此 ,适当降低被简化部位的屈服应力以做补偿 [1 ]。这样处理是否合适 ,需要从得到的优化设计中取出被简化的部分进行三维弹塑性计算来校核。如不满足给定条件 ,调整后重新进行优化直至满足要求。可靠性及寿命要求的理想设计是低应力水平的弹性设计 ,塑性设计应尽力避免恶劣的工作环境及高性能指标要求又使轮盘的应力…     

基于静强和寿命可靠性的双辐板涡轮盘/榫结构优化设计方法

为保证双辐板涡轮盘/榫结构疲劳寿命及可靠性，提出基于静强和寿命可靠性的涡轮盘/榫结构优化设计方法.采用盘身轴对称模型和涡轮盘/榫三维模型交替优化策略，进行轮盘静强结构优化.结合材料应力-寿命数据，对满足静强准则的涡轮盘/榫结构进行考虑尺寸效应的寿命可靠性分析，并建立各危险区域给定可靠度的峰值应力-寿命曲线.基于涡轮盘/榫静强优化设计平台，利用给定可靠度的应力-寿命曲线数据修改结构优化单点应力标准.在保证不出现轮盘破裂的前提下，将轮盘寿命可靠性优化的复杂过程简化为基于应力标准的寻优过程.典型例优化结果表明:静强优化后涡轮盘/榫的寿命不能满足设计要求；经寿命可靠性优化后，轮盘疲劳寿命较优化前增加了47.28%，满足寿命可靠性设计要求；且在轮盘静强优化质量减轻16.66％的基础上，再减轻3.43%；该方法在保证优化精度的条件下，可大幅提高优化效率，且易于工程设计中应用.      

同应力多危险部位失效相关轮盘疲劳寿命可靠度分析方法

提出了考虑失效相关性的同应力多危险部位轮盘应变疲劳寿命町靠度分析方法.引入广义强度和广义应力建立轮盘应变疲劳寿命可靠性模型,采用H-L法计算轮盘单失效部位可靠度.针对发动机轮盘常存在同应力多危险部位的特点,当考虑多失效部位相关性时,采用Hohenbichler M积分法对轮盘疲劳寿命可靠度进行计算.最后通过某轮盘应变疲劳寿命分析说明该方法的有效性.探讨了轮盘失效功能函数相关系数和应变寿命模型中材料随机变量相关系数关系,以及轮盘失效功能函数相关系数和轮盘疲劳概率寿命规律.     

涡轮盘低循环疲劳寿命可靠性研究

通过对某型航空发动机高压涡轮盘的弹塑性有限元分析,确定危险区域,利用Masson-Coffin公式及Miner线性累积损伤理论计算了涡轮盘在主循环和次循环同时作用时的低循环疲劳寿命。在确定性寿命计算的基础上,考虑参数的随机性,进一步对涡轮盘低循环疲劳寿命进行可靠性研究。利用响应面法和Monte Carlo法相结合的方法计算高压涡轮盘低循环疲劳寿命的随机响应,并对随机因素进行灵敏度分析,得到影响涡轮盘寿命的主要因素。     

某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

为了确定某Ⅰ级涡轮盘的技术寿命,根据该盘的标准循环载荷谱,对该盘进行了应力分析,确定在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处为考核部位。为模拟标准循环时该盘在其考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳试验器上,对该Ⅰ级涡轮盘的一个旧盘进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：该旧盘低循环疲劳试验至第６０４７ 次循环时,有５ 个销孔考核部位出现了裂纹。断口分析表明：该旧盘剩余的试验低循环疲劳失效寿命为６０４７ 周     

基于分解协调移动极值响应面法的多构件结构动态可靠性分析

多个构件装配而成的复杂结构可靠性分析存在计算流程繁琐、计算效率低的问题。基于极值响应面 法、移动最小二乘法和分解协调的策略,提出分解协调移动极值响应面法(DCMERSM),对考虑流-热-固耦 合作用的航空发动机高压涡轮叶盘径向变形进行动态可靠性分析,通过对比直接模拟和分解协调极值响应面 法(DCERSM),对 DCMERSM 在 建 模 特 性 和 仿 真 性 能 方 面 的 有 效 性 和 适 用 性 进 行 验 证。 结 果 表 明: DCMERSM不仅适用于转子机械动态可靠性分析,同时还可以用于复杂机械多构件结构可靠性分析。