某型航空发动机无螺栓挡板离心应力的计算分析

无螺栓挡板结构是现代航空发动机上的一种先进结构,本文对某型发动机的无螺栓挡板结构进行了建模和计算分析,通过分析得出无螺栓后挡板上的最大等效应力的大小及位置,并且根据计算机构得到在离心力作用下高压涡轮后挡板上不同区域内最大等效应力与转速的变化关系曲线,对发动机设计点、最大热负荷两种工作状态下的等效应力的大小进行了分析,通过计算分析可以为无螺栓挡板结构的设计技术研究提供必要的参考。     

无螺栓后挡板与叶片接触压力的分析

以有限元分析平台为基础, 寻求了涡轮和无螺栓挡板之间的过盈量与涡轮转速、无螺栓后挡板前后气体压力差、叶片对无螺栓挡板压力三者的变化规律.利用最小二乘法拟合出上述变化规律的方程, 通过涡轮与无螺栓挡板之间的变形协调关系, 归纳出转速、无螺栓后挡板前后气体压力差和无螺栓挡板能提供的压力这三者关系方程.      

航空发动机过渡态典型热端部件热响应分析

为满足航空发动机方案设计阶段结构分析及强度寿命评估的要求,必须提供相关零件稳态和过渡态热状态数据。应用1维解析方法和数值方法分别对薄壁类和轴对称缘盘类热端部件进行了过渡态热状态计算分析,得到带涂层叶片、盘及机匣平均温度随发动机状态的变化,并依此分别进行了各零件热响应分析;由热响应分析结果得到了高压涡轮转子和机匣过渡态热伸长量,并进行了过渡态的热间隙分析,为结构分析提供输入;计算结果与采用ANSYS软件计算的结果偏差普遍在3%以内,说明计算方法合理,可适用于方案设计阶段过渡态热端部件热状态计算。     

降低航空发动机转子热弯曲及其影响方法研究

本文研究降低航空发动机热弯曲振动方法,采用三维有限元法计算航空发动机轴热弯曲变形,采用传递矩阵法计算转子的不平衡响应及热弯曲响应。采用有限元素法进行倾斜轴承滚子受载分析。着重研究支承结构因素对热弯曲振动响应的影响,从而在转子一支承系统设计或改型设计阶段采用本文推荐的方法,降低航空发动机转子热弯曲振动及其影响。     

转子热弯曲振动试验研究

模仿某型发动机涡轮转子,研制了悬臂式热弯曲振动试验器,进行了热弯曲温度场测量、热弯曲变形试验、热弯曲振动响应试验,试验结果与采用传递矩阵法计算热弯曲振动响应相比较,理论值与实验值吻合较好。      

航空发动机初步设计阶段涡轮流道多学科优化设计分析方法

针对航空发动机涡轮初步设计阶段,在完成气动流道初步设计的前提下,综合考虑气动流道与叶片轮盘关键结构特征的制约和平衡关系,建立了关于高压涡轮气动流道和转子强度分析的多学科优化模型,进行了以气动流道效率和转子结构质量为目标函数的涡轮流道多学科多目标优化,优化后涡轮转子最大径向应力和最大周向应力分别下降4.62%和10.63%,同时危险截面处的平均径向应力和周向应力也分别下降了42.99%和3%,使涡轮部件气动和结构强度的多学科综合性能提高3.41%.     

典型涡扇发动机陶瓷基复合材料涡轮叶片概念设计

为了推动先进航空发动机陶瓷基复合材料（CMCs）涡轮叶片设计技术进步,以典型涡扇发动机基准性能参数为原始数据,按照涡轮叶片正向设计流程,从气动设计,到结构设计,再到变形及强度分析,梳理出以材料强度为约束,发动机推力和耗油率为输入值,涡轮叶片叶身模型为结果的概念设计方法。设计了一种陶瓷基复合材料低压涡轮转子叶片,该叶片实心无冷却,设计工况下的气动性能、强度和振动特性仿真结果满足设计要求。安全储备系数可达1.8,涡轮盘外载预估减少50%,验证了陶瓷基复合材料用于先进航空发动机热端部件的可行性。涡轮效率提高0.98%～1.17%表明陶瓷基复合材料具有提升先进航空发动机热端部件性能的潜力。     

涡轮冷却叶片热-固耦合分析与优化设计

根据涡轮冷却叶片热-固耦合分析和基于遗传算法-有限元的涡轮叶片优化设计方法,发展了涡轮冷却叶片热-固一体化优化设计方法.以某航空发动机涡轮转子叶片为原型,分析了冷却孔的位置、形状(圆形和四边形)、大小和数量对热应力与冷却效果的影响.结果表明,该方法能有效地降低涡轮叶片的应力、改善其冷却效果;四边形孔具有更好的冷却效果和更低的最大应力;随着冷却孔大小和数量的增加,最高温度下降,而最大应力上升.      

航空发动机叶片突丢后动载荷对螺栓强度的影响

航空发动机使用过程中,若发生叶片丢失,除了会导致非包容性破坏外,还会产生动态载荷,从而可导致发动机的连接螺栓破坏,引发更大的故障。针对风扇试验件试验时因叶片丢失而引发的连接螺栓断裂故障,计算了单个风扇叶片丢失后转子支点处产生的动态载荷,分析了动态载荷作用下危险截面处螺栓的应力,并结合断口分析结果验证了分析结果的正确性。本研究成果可为航空发动机转子在叶片丢失情况下的强度设计提供极限载荷输入。     

防止和减少航空发动机热弯曲故障方法的研究

阐述了航空发动机转子产生热弯曲故障的机理,计算了热弯曲试验转子在改变支承刚度,缩短支承间距离,增大轴的外径,减小盘的悬臂距离等因素下的热弯曲响应,并提出了防止和减少航空发动机热弯曲故障的方法。