排序方式: 共有5条查询结果,搜索用时 10 毫秒
1
1.
叶片飞脱下转子动力学响应实验 总被引:3,自引:2,他引:1
为了研究大涵道比涡扇发动机叶片飞脱时动力学响应,更好地进行发动机安全性设计,根据相似理论设计了包含叶片飞脱装置的突加不平衡实验系统并进行了实验验证。研究结果表明:设计的突加不平衡实验系统,与某型验证机相似度高,代表性强,能够有效可控地进行突加不平衡实验,重复性好,机理清晰且飞脱不平衡量大,能够真实地模拟发动机叶片飞脱响应。通过实验发现,当大突加不平衡发生时,频谱出现超次谐波并且冲击系数由于挤压油膜阻尼器限幅作用并不呈现线性关系,因而在后续研究中还应注意限幅导致的碰摩问题。 相似文献
2.
3.
根据航空发动机支承锥壁结构受力特点,对风扇叶片飞失冲击载荷作用下的锥壁失效破坏机理进行了研究。利用显式动力学有限元仿真方法,对冲击载荷作用下的锥壁结构动态失效过程进行了瞬态分析。开展了对锥壁的落锤冲击试验,并与分析结果进行了对比验证。试验和分析结果表明:冲击载荷作用下锥壁减薄处破坏为剪切失效破坏。采用的显式动力学有限元仿真方法为准确模拟冲击载荷作用下的锥壁结构失效提供了一种可行的仿真手段,分析获得的峰值加速度与试验结果误差小于5%;利用GISSMO(generalized incremental stress state dependent damage model)可以准确预测锥壁减薄处断裂时间、断裂位置。经过试验验证的分析方法及失效模型可运用到风扇叶片飞失冲击载荷下的锥壁失效设计参数的确定,提高锥壁降载结构设计的精度。 相似文献
4.
5.
为准确获取风扇叶片飞失引起的瞬态载荷,利用显式动力学有限元仿真方法进行了接触建模和瞬态分析,开展了多层次的试验标定和校核工作,利用这些试验结果与分析进行了对比验证。结果表明:采用的显式动力学有限元仿真方法为准确模拟突加不平衡过程中的动态特征提供一种可行的仿真手段,形成了一套构件-组件-整机、从静力学到动力学的模型修正方法。按照测试优先级定义的主要传力路径载荷、突加不平衡载荷等物理量,确定了模型修正的测试参数选取方法。利用支承锥壁动应变测量数据,结合模型标定结果,可以准确地获得支点峰值径向动载荷,预测的峰值动态载荷与试验获取的结果误差小于10%,此方法可以运用到支点冲击载荷间接测量中,提高测量的精度及简便性。 相似文献
1