涡轮盘结构概率设计体系的研究

 基于涡轮盘结构确定性设计流程,将概率设计理念融入设计过程中,发展了涡轮盘结构的概率设计流程,初步建立了涡轮盘结构的概率设计体系。以涡轮盘结构的传统设计流程为基础,提出涡轮盘结构的概率设计准则,并建立了涡轮盘的概率设计流程。以某型航空发动机涡轮盘低循环疲劳失效为例,按照文中建立的概率设计流程,将形状优化设计结果作为初始结构方案完成了涡轮盘的低循环疲劳概率设计。通过与原设计结果对比表明,按照概率设计观点进行涡轮盘的结构设计能够兼顾结构静强度性能和结构强度可靠性,在满足可靠度的前提下降低涡轮盘的质量,有效地提高其设计质量,初步验证了涡轮盘概率设计流程的有效性和可行性。     

涡轮盘榫齿高温复合疲劳载荷、寿命由试验向外场的换算

针对某型发动机二级涡轮盘榫齿裂纹故障,进行了轻、重两种腐蚀状态的涡轮盘榫齿高温复合疲劳寿命试验。并由试验寿命推算出其外场使用寿命,为此,本文提出了复合疲劳载荷、寿命由试验向外场的双频比换算方法。换算结果可用于制定涡轮盘的腐蚀判废标准。     

航空发动机涡轮榫接结构齿形基本参数研究

通过大量有限元分析和优化设计数值计算方法研究了楔形角、榫头颈宽、榫槽高度、上侧角、下侧角及拉削角等齿形基本参数对榫接结构强度的影响,并根据计算结果设计了新的结构模型,经过实验验证,新结构最大应力有所改善.研究表明,可以采用二维有限元分析结果来研究齿形基本参数对榫接结构应力分布的影响,但是其不能反映应力在轴向方向的变化.     

基于iSIGHT的涡轮叶片叶冠优化设计

在建立起某型发动机涡轮叶片叶冠参数化模型的基础上,以iSIGHT为优化平台,集成了结构建模和计算分析软件,构建并实现了涡轮叶冠优化设计流程.依据该方法,成功实现了在保证涡轮叶冠结构强度的前提下降低质量1.0%以上的目标.此外,通过对涡轮叶冠部分参数组合的研究,得到了阻尼面与发动机轴线夹角α与阻尼面压应力之间的关系.该研...     

基于双循环的涡轮叶冠多学科设计优化

针对经典的多学科设计可行方法(MDF)的低效率问题,开展了利用可变复杂度建模方法改进MDF策略的研究.以涡轮叶冠为对象,综合考虑优化精度和优化效率,利用响应面方法近似高精度分析,简化计算难度,提高优化效率;合理引入可变复杂度建模方法,通过双循环结构优化策略周期性地调用高精度分析更新响应面方程来保证优化精度.基于双循环的涡轮叶冠多学科优化设计(MDO)表明,优化设计目标降低了1.4%,明显好于经典MDF策略(0.97%),整个优化策略共耗时2h39min,仅是经典MDF的优化时间的1/3.     

基于临界平面的镍基单晶高温合金疲劳寿命预测模型

根据循环损伤累积的思想,发展了一种基于临界平面的镍基单晶高温合金疲劳寿命预测模型.以非弹性应变能密度最大的滑移面作为镍基单晶高温合金承受最大损伤的临界平面,并结合基于滑移系的黏塑性变形分析结果,建立了疲劳寿命与最大滑移系分解剪应力、最大滑移剪应变率、滑移剪应变范围、应变比以及拉伸/压缩保载频率等临界平面参数的函数关系.采用760℃下DD6单晶的疲劳试验结果对上述预测模型进行验证,试验与计算结果符合良好,基本在2倍分散带内.      

基于残余应力的激光冲击强化参数多目标优化

为了获取镍基高温合金GH4169激光冲击强化(Laser Shock Peening,LSP)过程中最佳工艺参数,利用ABAQUS/EXPLICIT软件,对搭接率、光斑尺寸、峰值压力和脉冲宽度4个关键工艺参数对残余应力的影响规律进行了研究。以最大残余拉应力、表面平均残余压应力及残余压应力层深度为优化目标,采用径向基神经网络代理模型(Radial Basis Function,RBF)和遗传算法(GA)(包括快速非支配排序遗传算法(NSGA-II)、相邻培养式遗传算法(NCGA)、自适应变异遗传算法(AMGA))相结合的方法对这4个工艺参数进行了多目标优化研究,得到了最优的工艺参数。结果表明,采用AMGA所得的表面平均残余压应力绝对值比NSGA-II所得高22.9MPa,比NCGA所得高59.4MPa。优化后最大残余拉应力降低了6.99%,表面平均残余压应力提高了9.78%,表明了优化方法的有效性。     

含孔隙三维四向编织复合材料力学性能的双尺度分析

为了更精确地对含孔隙三维四向编织复合材料的力学性能进行预测,基于双尺度分析方法分别研究了纤维束中的干斑和基体中的孔穴对三维四向编织复合材料宏观力学性能的影响。在纤维束微观尺度上,采用通用单胞法来预测纤维束等效力学性能参数。在编织结构细观尺度上,利用代表性体积单元(RVE)和细观力学有限元法预测得到宏观等效弹性常数。将上述计算结果与文献实验数据进行对比,验证了双尺度分析方法的正确性。采用Monte-Carlo仿真技术在模型中投入气孔单元,分别在纤维束和基体中模拟干斑和孔穴,讨论了两种孔隙缺陷对三维四向编织复合材料力学性能的影响规律。结果表明:孔隙缺陷率对三维四向编织复合材料力学性能有较大的影响,且纤维束中的干斑较基体中的孔穴相比影响更大;在给定孔隙缺陷率(Pmv=Pfv=4%)情况下,沿编织方向弹性模量仅从13.6GPa变化到14.2GPa,说明孔隙的位置分布对沿编织方向的弹性模量影响很小。     

橡胶"O"形密封圈结构参数和失效准则研究

利用大变形、接触的非线性有限元理论建立了某固体火箭发动机密封结构的二维轴对称模型,用有限元软件计算出该结构在工作状态下的变形和应力。通过计算可知,在橡胶“O”形密封圈与上下法兰接触的位置产生最大的接触压应力,在密封槽槽口转角位置产生最大的剪切应力。对密封性能的各结构参数进行了分析,讨论了上下法兰张开间隙、初始压缩率、密封槽槽口及槽底倒角半径、密封槽宽、密封圈材料等典型参数的影响:上下法兰张开间隙、密封圈的初始压缩率对最大接触压应力的影响较大,而密封槽槽口和槽底处倒角半径对剪切应力影响明显。三维壳体结构的有限元分析结果表明,上下法兰在内压作用下产生不均匀的张开间隙,体现了三维结构的特点。不均匀的张开间隙与二维轴对称结果对比可知,以最小间隙作为设计间隙,二维轴对称分析模型可取代三维模型来分析该结构的密封性能。最后,确定了“O”形圈密封结构的最大接触应力和剪切应力失效准则。     

变幅载荷对高温合金裂纹萌生及扩展寿命的影响

为了更好地分析航空发动机用高温合金裂纹萌生阶段的变幅载荷对高温材料的低周疲劳裂纹萌生及扩展寿命的影响,将低周疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了低周疲劳损伤累积模型.结合室温下GQGH4169合金的裂纹扩展试验数据,通过有限元建模计算和数值分析方法确定了模型中具体的损伤参数数值,并对裂纹萌生寿命进行了预测.结果表明:该方法不但能准确地预测变幅加载下CT试样的裂纹萌生寿命,而且能很好地反映萌生阶段变幅载荷对裂纹扩展寿命的影响,而且降低了试验成本.