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航空涡喷涡扇发动机多参数载荷谱编制方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
从多参数载荷谱的角度对发动机气动载荷与机动载荷的匹配进行了研究 ,针对不同构件给出了不同的多参数载荷谱的处理办法。并以某发动机外场飞行参数数据为基础 ,对其进行了 2种载荷的匹配分析。其结果对于相同装机对象的发动机重要部件寿命考核试验载荷的确定具有重要的参考价值。该方法还可进一步应用于外场发动机的定寿、延寿 相似文献
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多晶镍基合金循环塑性细观本构关系 总被引:2,自引:1,他引:1
基于晶体塑性的本构理论,考虑金属材料晶体细观塑性变形流动的各向异性性质及晶体滑移的非线性运动硬化,以Voronoi多晶集合体作为材料的代表性体积单元(RVE),用晶体塑性模拟描述ZSGH4169多晶镍基合金材料的细观本构关系,对ZSGH4169多晶镍基合金进行了晶粒尺度的对称和非对称循环细观分析.通过对称循环数值模拟表明:该模型适合模拟金属材料循环试验中常见的应变硬化现象和Bauschinger效应;通过非对称循环数值模拟表明该模型具有对棘轮效应的描述能力,计算中发现背应力的演化对滑移切应变率有很大的影响,滑移切应变率的数值很大程度取决于背应力演化主导的非线性硬化过程. 相似文献
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鼠笼式弹性支承常用于现代航空发动机调整临界转速以实现振动抑制。针对理论公式在工程应用中预测柔度较小的
鼠笼式弹性支承的柔度时存在一定误差的问题,基于有限元法进行了鼠笼式弹性支承柔度数值计算。讨论了弹支数值仿真计算
边界条件的合理性,分析了笼条根部倒圆、非笼条鼓筒及工艺简化导致笼条截面形状改变等因素对鼠笼式弹性支承柔度的影响;
将非笼条局部增大刚度模型的仿真计算结果与理论公式计算结果进行了对比,以验证有限元数值计算的可靠性。结果表明:由
非笼条局部增大刚度模型得到的数值仿真计算结果与理论公式得到的理论解吻合很好;理论公式未考虑的非笼条鼓筒部分、笼
条根部倒圆等因素对柔度预测有一定的影响。采用有限元数值仿真方法进行弹支结构的柔度设计,可以克服理论解析方法无法
考虑倒角等结构细节特征影响的局限性,从而获得更逼近真实条件的鼠笼式弹性支撑结构设计方案。 相似文献
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某型航空发动机在使用时发生中央传动失效故障,故障首断件为中央传动从动锥齿轮,断口性质为高周疲劳。为剖析
齿轮啮合与故障之间的关系,建立了包含主、从动锥齿轮的有限元模型,采用准静态的方法将啮合过程分成50个加载步,分析啮
合过程中从动锥齿轮应力分布情况。结果表明:在啮合过程中从动锥齿轮最大应力位置不是裂纹起始部位。通过行波共振分析、
振动应力测试、加工缺陷影响分析及故障复现试验,确定故障发生的主要原因为从动锥齿轮4节径后行波共振和啮合状态较差,
而故障位置加工状态较差对故障的发生也起到促进作用。分析结果表明:齿轮节径型振动是航空发动机齿轮主要的破坏原因之
一,在工作转速范围内节径型前、后行波振动均有可能被激起;齿轮啮合状态异常会显著提高振动应力水平。采用调整齿数、齿
宽、辐板厚度等方式可将共振转速调出常用工作转速范围,避免齿轮发生振动疲劳破坏。 相似文献