基于多点随机激励的发动机管路振动疲劳寿命分析

针对航空发动机管路系统激振环境复杂、激振点多的现状和在此边界条件下单点随机振动方法无法准确分析与模拟的问题，提出了一种多点动力学振动分析方法，首先从理论上推导出多点激励的动力学振动方程，其次利用有限元模拟验证了结构多点振动的动强度响应特性，根据Dirlik模型预测了管路系统的随机振动疲劳寿命，对比分析了结构在多点振动激励与单点振动激励下响应动力学特性以及疲劳寿命的关系，针对载荷相关性问题探究管路应力响应与疲劳寿命的变化规律，最后针对于不同的约束条件，分析了弹性约束刚度值对于结构疲劳寿命的影响。对比分析发现：在多点激励下管路系统的的振动寿命仅为单点激励最低疲劳寿命的22.31%，管路应力响应与疲劳寿命随相位与相干系数变化而呈规律变化，随着约束刚度值的增加，结构的响应功率谱密度增加，结构共振区域对于功率谱密度放大作用减小，疲劳寿命降低，验证了多点动力学振动分析方法的有效性。     

航空发动机外部管路的振动响应分析

针对航空发动机外部管路的动力学设计需求,采用基于试车实测数据的振动响应求解方法,对典型管路的振动响应特性进行了计算分析。研究结果表明:在风扇机匣位置的管路主要承受转子不平衡和风扇气动激励,表现为典型的简谐激励特征,可采用谐响应分析方法求解其振动响应。低阶振型对管路的动态特性起决定作用,振动能量输入导管结构后,响应输出方向可能发生变化。在燃烧室及尾喷口位置的管路主要承受来自于燃烧室火焰脉动和气动噪声激励,表现为典型的随机激励特征,可采用动力学谱密度方法求解其振动响应,得到功率谱密度响应曲线及具有一定置信度的位移分布和应力分布。     

基础随机激励下纤维增强复合薄板振动疲劳寿命预报

针对传统有限元建模黑箱操作多、计算成本大、不具有自主知识产权等问题,基于经典层合板理论,随机振动理论和Miner线性积累损伤准则,建立了基础随机激励下纤维增强复合薄板振动疲劳寿命预测的解析模型。基于应力模态法,推导了纤维增强复合薄板的应力频响函数,在考虑随机激励的基础上,得到了结构的随机振动等效应力功率谱密度函数。通过Dirlik、Bendat和Benasciutti-Tovo三种频域模型对应的概率密度函数,成功求解了相应的振动疲劳寿命。另外,采用ANSYS与nCode软件对模型及其预测结果的正确性进行了验证,研究发现该模型寿命计算结果相对于商业软件计算结果的偏差不超过14.8%,但计算效率提高了17%～33%。因此,该模型可为预测随机激励下各向异性复合薄板的振动疲劳问题,提供一种思路和工具。     

随机振动载荷作用下的结构疲劳寿命估算

介绍了随机过程功率谱密度(PSD)函数的特性,讨论了在各种不同随机振动载荷下应用有限元分析(FEA)获得的应力响应功率谱密度(PSD)函数寿命预测的公式,并设计出具有实际应用价值的、可用于飞机研制工作的结构疲劳寿命估算计算机程序(FORTRAN程序)。为说明寿命预测的实际过程,文中最后对某型号飞机减速板进行了结构疲劳寿命的估算。     

发动机管路卡箍位置动力灵敏度分析与优化设计

针对发动机管路卡箍布置过程中存在的经验性和随意性的问题,将卡箍支撑视为末端固定的平移约束弹簧单元,定义任意两个卡箍之间的管道长度为随机变量.采用有限元法结合离散抽样分析了结构参数对复杂管路系统基频和随机振动的灵敏度,结果表明某些卡箍间距的变动比其他参数的影响更为明显.讨论了卡箍数量和刚度对管路系统的动力学特性的影响规律,并分别以基频与外界激振频率的差值最大化,以及随机振动均方差响应最小化为目标,利用罚函数法对复杂管路系统的关键卡箍位置进行了优化设计.      

某航空电机主轴轴承的多轴振动应力响应分析

基于随机振动载荷作用的轴承疲劳寿命分析较复杂,其关键是要得到准确的应力分布。因此,对某航空电机的主轴轴承进行应力响应分析。首先,基于某航空电机主轴轴承的特点,在轴向、航行和垂向的功率谱密度下,建立了多轴随机振动作用下的Von Mises应力分布模型。其次,采用Ansys Workbench对其进行有预应力的模态分析和随机振动应力响应分析。最后通过对比理论计算与仿真获得的应力均值和应力标准差值结果,验证了功率谱密度作用下的应力响应分析方法的可行性,为疲劳寿命分析提供依据。     

民用飞机焊接管路建模及高周疲劳分析

焊接结构具有连接性良好、重量轻、易于加工等特点,被广泛应用于民用飞机系统管路的连接。但是焊接结构的不连续性容易引起应力集中效应,从而导致焊接部位产生疲劳破坏。以某型飞机焊接管路接头为研究对象,首先介绍了一般管路焊接结构的疲劳破坏区域、破坏模式及焊接焊缝要求,之后采用实体网格单元对焊接接头进行了细节有限元建模,并详细说明了为消除应力集中效应需注意的焊缝、焊趾等的有限元建模要求和网格收敛性要求。本文中振动激励载荷环境选用RTCA/DO160中规定的振动环境曲线,利用Abaqus软件中的PSD分析模块对焊接管路进行了应力响应功率谱密度(PSD)分析,最后选取三区间法疲劳损伤模型和Miner线性疲劳累积损伤理论,给出了焊接结构的疲劳寿命分析结果。     

薄壁结构高温随机振动疲劳分析方法有效性验证

为了研究航空薄壁结构高温随机振动疲劳破坏机理,得到可靠的疲劳寿命分析方法,针对根部固支的GH188薄壁结构进行了数值仿真。重点研究了不同温度和不同振动量级组合下,薄壁结构危险点位置轴向动应力响应规律。采用改进的雨流计数法绘制出雨流循环矩阵和雨流损伤矩阵,结合疲劳累积损伤理论估算薄壁结构的疲劳寿命。通过高温随机振动疲劳试验对上述仿真结果进行验证。结果表明:数值仿真对结构破坏位置判断准确,不同温度和随机振动载荷作用下响应的计算值与试验值获得很好的一致性,响应峰值频率误差在1%~3%,结构疲劳寿命与试验结果处于同一量级,证明了高温随机振动疲劳分析方法的有效性和精度以及仿真结果的可靠性。     

噪声载荷作用下薄壁柱壳结构的随机振动响应的估算方法

给出了噪声载荷作用下薄壁柱壳结构随机振动加速度响应功率谱密度的计算公式和计算方法,并与实际测量获得的加速度响应功率谱密度进行了比较,计算的功率谱与实测的功率谱具有较好的一致性,说明这种估算噪声载荷作用下薄壁柱壳结构随机振动加速度响应功率谱密度的方法是合理可行的。用同样方法导出的Von Mises应力响应的功率谱密度及其均方值的计算公式,可直接用于疲劳强度分析。      

航空发动机双转子系统的随机激励响应分析

针对航空发动机双转子系统受到一些无法预测的激励产生随机振动的现象,建立了不平衡双转子系统在随机激励作用下的运动方程。运用虚拟激励法,计算双转子系统在随机力下的位移响应功率谱密度,对其结构动力特性进行了研究。研究表明,当中介轴承刚度系数增大时,系统的固有频率增大并趋于定值。此时,外随机力引起的位移响应谱密度峰值减小并趋于无穷小值,而系统耦合作用引起的位移响应谱密度峰值先上升后减小,并在某个刚度值后,趋于无穷小值。根据研究结果提出了一些预防航空发动机双转子随机振动危害的措施。     

附件机匣振动力学行为及寿命分析

附件机匣作为航空发动机的重要部件,获得其寿命指标至关重要,在对附件机匣壳体进行疲劳寿命分析时,需要充分考虑其复杂多样的工作环境以及各载荷情况。基于ANSYS Workbench有限元仿真,计算得到了附件机匣在考虑自身重力和固定约束条件、轴承载荷、温度场以及振动载荷谱共同作用时的应力响应功率谱密度。采用雨流循环计数方法并通过MATLAB编程计算得到附件机匣的疲劳寿命。结果表明:振动谱沿Z轴得到的等效应力值最大,且最大点的应力响应PSD谱中σx的总均方根值远大于其余应力。单独采用σx应力PSD谱和采用所有应力PSD谱计算得到的寿命相差仅50 min,因此可采用RMS最大的σx应力PSD谱计算附件机匣的疲劳寿命。     

热流环境下薄壁结构随机振动响应计算与疲劳分析

针对高速热流环境下薄壁结构随机振动应力响应变化规律与疲劳失效问题,进行了数值仿真计算与高温随机振动试验。通过对比仿真计算结果与试验结果发现模态误差小于28%,应力响应误差小于4%。结构疲劳失效时间误差小于3 430 s,验证了此仿真方法的可用性与准确性。使用该数值仿真方法,基于耦合的FEM/BEM（有限元/边界元）理论,通过Fluent软件模拟高速热流环境,实现了高速热流环境下薄壁结构随机振动应力响应的计算。获取了薄壁结构在不同振动量级与热流环境影响下动力学响应与疲劳失效时间。分析不同环境温度各流速下结构热随机振动应力响应及疲劳失效时间变化规律,并阐述造成这种变化的原因。完成的工作可对高速热流环境下薄壁结构热随机振动疲劳失效时间预估提供参考依据。     

飞行器径向连接螺栓振动断裂分析

应用有限元分析结合试验数据,获得随机振动环境下飞行器径向连接螺栓的载荷功率谱密度（PSD）;采用基于弯曲效应的载荷与应力的线性关系,获取螺栓头根部的名义应力功率谱密度;基于Dirlik经验公式,获取应力随机过程的峰值概率密度函数和预期波峰数,联合Miner线性累积损伤模型及经应力集中系数修正的材料S-N曲线,评估径向连接螺栓头根部振动疲劳寿命,获得的结果与试验螺栓头断裂现象符合,并确定螺栓断裂原因为低频共振疲劳。     

液压管路系统随机振动下疲劳分析

民用飞机液压管路系统受到飞机振动环境的影响,可能产生振动引发的管路及安装结构疲劳破坏。为了分析液压管路系统在飞机振动环境下的承受能力,参考RTCA/DO-160G中对于固定翼飞机振动环境的定义及要求,对某民用飞机液压管路进行振动模态和随机振动响应分析。通过有限元分析得出了液压管路及安装结构的随机振动Von Mises均方根应力,采用基于高斯分布和Miner线性累计损伤定律的三区间法,计算管路系统的随机振动疲劳损伤,得到了疲劳薄弱部位及疲劳分析结果,为民用飞机液压管路在随机振动环境下的疲劳分析提供参考。     

基于功率谱密度的结构声疲劳寿命估算方法研究

针对航空结构的声疲劳破坏问题,提出了结构声疲劳寿命估算的两种方法:时域统计法和功率谱密度法,其主要采用功率谱密度方法,应用振动理论、强度理论、M iner线性累积损伤理论和S-N曲线关系式等相关理论,建立了结构受窄带和宽带随机噪声载荷作用下的疲劳寿命估算公式,为工程上估算结构疲劳寿命提供了一定的参考价值。     

高温环境下薄壁结构声激励响应及疲劳分析与试验验证

针对航空发动机薄壁结构热声疲劳问题,采用耦合的有限元/边界元法,对GH188薄壁结构进行动力学响应计算,采用改进的雨流计数法和Morrow平均应力模型,结合Miner线性累积损伤理论对薄壁结构疲劳寿命进行了预估。基于高温行波管试验器开展了GH188薄壁结构高温声激振疲劳试验研究,获取了薄壁结构在不同温度和声载荷作用下的模态频率、应力/应变响应和疲劳寿命结果。仿真计算结果与试验结果对比分析表明:数值仿真对结构破坏位置判断准确,破坏位置均为结构根部,结构1阶热模态频率具有一致性,误差0.49%~2.09%之间,X方向应力响应峰值集中在基频附近,随温度升高,结构发生软化刚度下降,响应峰值向左发生偏移,且预测水平与试验一致,误差在1%~3%之间,验证了薄壁结构热声响应计算方法与计算模型的准确性。结构疲劳寿命随温度和声压级的上升而均呈现下降趋势,疲劳破坏时间的预估值与试验结果在一个量级之内,误差在3~3.5倍之间,满足工程级寿命预测要求,验证了薄壁结构热声疲劳寿命预估方法的有效性。      

民用飞机副翼舱结构振动疲劳寿命预计

副翼舱是民用飞机重要部件之一,主要作用为连接副翼并对安装副翼提供支持,将副翼的气动载荷传递到主翼盒上。当受到气动力及其他激励时副翼舱结构产生结构振动响应。副翼舱结构振动疲劳寿命需满足民用飞机适航条款要求,为表明满足适航条款符合性,对随机动载荷激励下副翼舱结构进行振动疲劳寿命预计具有重要意义。以民用飞机副翼舱结构为研究对象,基于试飞实测应变数据、金属材料的随机振动S-N曲线和改进声疲劳寿命估算法,提出了一种适用于振动疲劳寿命预计的工程处理方法。通过飞行试验、有限元仿真、数据分析等相结合的方法进行副翼舱结构优化前后的振动疲劳寿命预计。副翼舱结构优化前损伤位置预测寿命最低为59飞行小时,符合实际损伤位置寿命情况。副翼舱结构优化后应力水平明显降低,寿命满足要求。结果表明：基于实测数据的副翼舱结构振动疲劳寿命预计方法有效,可作为振动疲劳寿命预计的工程处理方法。     

基于局部应力应变场强法的薄壁缺口结构随机声疲劳寿命估算

航空发动机火焰筒结构在随机声激励下的寿命估算属于典型的多轴疲劳问题。对航空薄壁结构随机声疲劳寿命估算的峰值概率密度法和功率谱密度法进行了探讨。在应力场强法的基础上,深入研究了一种用于薄壁缺口结构随机疲劳寿命估算的有效方法——局部应力应变场强法,该方法能同时考虑缺口局部应力梯度和应变梯度对疲劳损伤的影响。以薄壁缺口结构作为研究对象,结合声疲劳问题分析的一般方法,对局部应力应变场强法在声疲劳寿命估算中的运用进行了研究。     

高速热流下薄壁结构声振响应分析及寿命预估

现代飞行器飞行过程中发动机薄壁结构受高速热流冲击面临着极为严酷的工作环境,使结构产生大挠度动力学响应以及疲劳损伤破坏现象。为获取难以实测的热流冲击下结构声振响应规律及疲劳破坏时间,采用耦合有限元/边界元的方法进行数值模拟分析与热声疲劳试验相结合的方法,根据载荷效果构建与试验件尺寸完全一致的数值仿真模型,对热声载荷下薄壁结构进行仿真计算。采用功率谱密度（PSD）法分析频率响应峰值随声载荷变化规律,并通过改进的雨流计数法对声振响应数据进行统计分析,得到疲劳寿命时间。并对比声振响应仿真计算结果与试验结果发现误差小于2%,验证了数值仿真的可靠性。在此基础上,对高速热流冲击作用下薄壁结构进行数值仿真分析,通过分析频率响应峰值随温度和流速的变化规律获取不同温度各流速下结构声振响应及疲劳寿命变化规律,并阐述造成这种变化的原因。本文完成的工作可对高速热流环境下薄壁结构响应分析和寿命预估提供参考依据。     

约束阻尼结构力学性能研究与参数优化

飞行过程中的气流扰动、机械振动使得飞机典型薄壁结构承受宽频振动,产生振动疲劳从而影响飞机结构的寿命和安全性,约束阻尼结构处理是一种经济有效的抑振手段。采用黏弹性阻尼材料和单向玻璃纤维复合材料制备两种约束阻尼结构,研究它们的阻尼和力学性能;利用有限元仿真手段对约束阻尼结构修补飞机典型悬臂梁结构的参数进行设计和分析,考察阻尼层厚度、约束层厚度以及补片尺寸对结构振动响应的影响,得到约束阻尼参数规律,并以参数优化后的约束结构为基础设计振动测试实验。结果表明：约束阻尼处理后的悬臂梁结构能有效地降低结构危险点的应变幅值;三层阻尼结构抑振效果优于双层约束阻尼,能够显著降低结构危险点在承受振动加载时的应力值,提高结构振动疲劳寿命。