航空发动机振动应力测量的贴片可靠性及优化分析

为了评估航空发动机应变片粘贴误差对振动应力测量结果的影响程度,利用有限元计算与蒙特卡洛分析方法对压气机转子叶片的贴片方案进行了研究,并提出基于可靠度的贴片方案优化准则。分析结果表明:当贴片位置由应变梯度较小的B点移动至应变梯度较大的A点时,相对应变误差增加了0.5倍,贴片可靠度降低了0.3倍;当贴片方向与最大主应变方向之间的夹角由0°增加至30°时,相对应变误差增大了0.6倍,贴片可靠度降低了0.4倍;根据可靠度准则,所选贴片方案可同时对两阶模态的振动应力进行有效测量,其可靠度达到限制值0.9以上,表明将该准则用于贴片方案寻优是合适的。     

基于响应面的结构抗疲劳优化设计方法

借助于试验设计和响应面近似模型技术,提出了一个结构细节抗疲劳优化设计的策略。其基本思想是在结构抗疲劳设计方法的指导下选取结构的设计变量,用试验设计方法在设计变量空间里选取样本点,对各样本点所对应的结构建立有限元模型并进行结构分析和疲劳寿命估算,得到各样本点的响应(结构质量和疲劳寿命),用这些样本点和响应建立疲劳寿命和质量的响应面近似模型,并对近似模型进行优化获得最优解。算例表明本文提出的结构抗疲劳优化的策略是十分有效的。     

典型缺口件疲劳寿命分析方法

通过对典型缺口件疲劳寿命分析方法进行系统的回顾,按照疲劳缺口效应描述参数的不同将缺口件疲劳分析方法划分为3类:局部应力应变法、应力梯度法和临界域法.结合4种不同缺口几何下的LY12CZ铝合金缺口件的低周疲劳试验数据,对上述3类方法进行的验证对比可以发现:考虑了应力梯度和应力场分布的方法(如临界域法和应力梯度法)对缺口件疲劳寿命的预测结果与试验结果吻合较好而局部应力应变法预测精度较差,其中应力场强法还能够正确地预测疲劳破坏位置.      

斜拉翼结构刚度分布与重量特性

多学科优化设计的研究结果表明,斜拉翼在不增加悬臂翼结构重量的情况下能显著提高展弦比和降低诱导阻力,使得斜拉翼飞机整体性能明显优于悬臂翼设计.但这些研究没有对支撑结构与主翼之间采用何种联接型式给出相应的讨论,也未对机翼刚度布局情况给出相应参考,不利于飞机总体布局方案的选择.本文从力法入手,用四板模型简化斜拉翼结构剖面,给出常见斜拉翼和其支撑结构的刚度布局和联接形式以及结构重量遗传算法寻优的相关结果.结果表明,以铰链方式联接支撑结构与联接段结构的斜拉翼结构布局方式有最好的重量特性.     

连接件疲劳寿命分析的等效SSF法

传统的应力严重系数(SSF)法在复杂几何和载荷边界下几乎无法获得SSF值,而采用三维有限元法只能获得孔边最大应力,但不能计及钉孔质量和填充系数影响,且计算复杂不便于工程应用。本文将由有限元获得的连接件中的紧固件及周边平衡载荷系等效为两个单轴载荷,通过两个单轴载荷作用下应力场的叠加,并引入复杂几何和载荷边界对SSF的影响,而获得等效SSF值,并用有限元法对本文建立的最大应力近似公式进行了验证。算例结果表明,本文的计算方法简单有效。     

考虑应力松弛的单晶涡轮叶片蠕变疲劳寿命预测

建立了民用航空发动机单晶涡轮叶片考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命预测方法,该方法在热弹性蠕变有限元计算基础上,综合单轴等应变松弛模型及多轴应力修正因子预测全寿命周期内的应力松弛历程,应力下限取为一次应力.利用综合时间硬化隐式蠕变方程描述蠕变变形,结合损伤雨流计数法及Morrow方程计算疲劳损伤,基于Robinson法则的分段损伤线性累积方法计算全寿命周期内的蠕变损伤,总损伤达到临界损伤时获得蠕变疲劳寿命.通过对公开的单晶材料蠕变疲劳数据的分析,临界损伤定为0.5.结果显示,考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命是不考虑应力松弛的45.6倍.为保证可靠性而兼顾经济性,叶片寿命预测时,可先有限元循环加载n个循环,再利用所提出的方法预测2n个循环内的应力松弛历程.      

单晶涡轮叶片三维晶体取向相关性能分析及优化

采用单晶正交各向异性弹性本构关系,分析了三维晶体取向对单晶涡轮叶片应力分布、蠕变寿命、低周疲劳寿命及叶尖径向位移的影响.结果表明,三维晶体取向对单晶叶片上述性能存在显著影响,且3个取向角之间相互耦合,偏差角对叶片性能的影响随着随机角的方位而变化,随机角对叶片性能的影响也随着偏差角的角度而不同.在此基础上,应用ISIGHT构建了单晶叶片全三维取向优化平台,以蠕变寿命、低周疲劳寿命及叶尖最大径向位移为优化目标,采用邻域培植多目标遗传算法进行了叶片三维取向优化,所得Pareto解聚集在偏差角12°的区域内.选择寿命最长的Pareto解作为最优解,相对于初始强度计算点,蠕变寿命提高6倍,低周疲劳寿命提高37倍,叶尖最大径向位移减小2.5%.      

激光快速制备Tix Aly-TiN复合涂层

采用激光气体氮化与同步送粉相结合的工艺方法,在Ti-6Al-4V合金表面原位合成了Tix Aly-TiN复合涂层。通过XRD,SEM,OM,EDS,显微硬度测试等手段研究了该复合涂层的物相组成、显微组织、元素分布及显微硬度。结果表明：涂层主要由TiN和Tix Aly 金属间化合物组成;沿激光熔深方向TiN含量下降;Tix Aly 金属间化合物含量上升;涂层无裂纹和孔隙,厚度较均匀,涂层与基体间形成良好的冶金结合;沿激光熔深方向N、Al元素的分布均匀;涂层显微硬度得到显著提高,且从涂层到基体逐渐降低。     

循环热机载荷作用下航空涡轮盘蠕变疲劳寿命预测

基于循环弹塑性本构模型(考虑Chaboche随动强化演化律)、应变强化蠕变本构模型和对先进蠕变-疲劳损伤模型的结构拓展，建立了预测航空涡轮盘在循环热-机蠕变-疲劳载荷谱下的蠕变-疲劳行为的数值流程，实现了对某型涡轮盘的蠕变-疲劳寿命的模拟和设计。结果表明：该涡轮盘在4 h巡航的服役过程中蠕变-疲劳损伤危险区主要集中在榫槽底部，靠近榫槽的盘缘和盘体的形状突变区；榫槽端由于温度较高，应力集中程度也高，总损伤最大，呈现蠕变损伤主导的情况；盘心区温度较低主要以疲劳损伤为主；涡轮盘最大损伤随单次飞行的巡航时间而增加，并逐渐从疲劳主导过渡到蠕变主导。论文研究成果可为航空发动机涡轮盘的长寿命、高可靠设计提供重要参考。     

航空发动机风扇叶片伸根段造型设计与优化

探索了航空发动机风扇叶片伸根段造型的优化设计方法,利用它在保持叶身气动设计不变的情况下使风扇叶片振动特性得到改善。建立了基于非均匀有理B样条NURBS (non-uniform rational B-spline)桥接曲线的伸根段造型方法,实现气动叶身与榫头侧面间的光滑连接；通过改变桥接曲线控制顶点的位置实现伸根段造型的参数化设计,并在相关假设条件的基础上提取了完全定义伸根段造型所需的8个设计变量；以风扇叶片共振裕度最大化作为伸根段设计目标,在径向基函数网络(RBFN)与粒子群(PSO)算法的基础上建立了伸根段造型优化设计流程,其原理是构造RBFN近似模型来逼近和预测风扇叶片共振裕度与伸根段设计变量间的隐式目标函数,在此基础上使用PSO算法搜索使共振裕度达到最大化的伸根段设计变量组合。结果表明:某大涵道比宽弦风扇叶片采用上述流程,通过优化伸根段造型使风扇叶片轴向一弯模态的自振频率得到提高,与转速3倍频激振间的共振裕度提高约2%。