鼠笼式弹性支承结构参数优化设计与试验

进行了鼠笼式弹性支承的优化设计与试验研究.基于遗传算法和MATLAB开发了优化设计软件,进行了某航空发动机鼠笼式弹性支承的结构参数优化设计,并进行了柔度试验和疲劳应力试验.结果表明,疲劳应力下降到原来的40%,优化结果与试验结果的误差小于6%,验证了优化设计的有效性.     

热载荷下热障涂层表面裂纹- 界面裂纹的相互作用

针对热障涂层在热循环载荷下陶瓷层表面和氧化层/黏结层界面形成裂纹而导致涂层失效的问题,采用扩展有限元和内聚力单元建立陶瓷层表面裂纹与氧化层/黏结层界面裂纹相互作用的有限元模型,得到不同裂纹附近应力分布和开裂程度,分析了这2种裂纹之间的相互影响,结果表明:表面裂纹对界面裂纹影响较大,而界面裂纹对表面裂纹影响较小;氧化层几何参数以及材料参数对2种裂纹演变的影响研究结果表明:氧化层正弦幅值和厚度主要影响界面裂纹,在热载荷下,氧化层越粗糙,界面裂纹扩展速度越快。黏结层弹性模量主要影响界面裂纹扩展程度,而陶瓷层弹性模量主要影响表面裂纹扩展程度,对界面裂纹间接地产生较大影响。     

正交各向异性材料粘塑性损伤统一本构关系研究

用损伤力学与粘塑性理论相结合的方法,将正交个性异性材料的粘塑性统一本构模型［１］进行了修正和推广,建立了在蠕变与疲劳载荷交互作用下正交各向异性材料的粘塑性损伤统一本构模型。用该模型预测了ＤＤ３ 单晶合金的蠕变和疲劳特性以及蠕变和疲劳损伤,预测了在循环载荷作用下材料的蠕变与疲劳交互作用损伤及其寿命。同时将计算结果和试验结果进行了比较     

定向凝固涡轮叶片的晶体热粘塑性变形与损伤分析

采用一种考虑损伤的单晶体热—粘塑性变形本构模型和迭代求解数值方法,可以描述单晶在变温过程中的应力应变关系,还可以描述单晶在晶体滑移机制控制下的蠕变变形和孔洞型损伤;考虑定向凝固高温涡轮叶片的柱晶结构,应用本文模型和算法对包含若干个柱晶晶粒的定向凝固气冷涡轮叶片进行不均匀温度场下的变温热粘塑性蠕变和损伤分析。分析结果表明:该涡轮叶片在本文考虑条件下处于较低的应力水平,500小时叶尖蠕变伸长低于0.006mm。     

考虑蠕变和应力松弛的发动机高温构件寿命分析方法

建立了考虑蠕变和应力松弛的航空发动机涡轮叶片等高温构件的持久寿命和低循环疲劳寿命预测方法。用该方法对某型发动机低压涡轮工作叶片在实际飞行载荷谱作用下的持久寿命和低循环疲劳寿命进行了分析。研究结果表明,所建立的寿命预测方法是合理可行的。     

航空涡喷、涡扇发动机强度设计系统

介绍了由发动机强度设计规范及准则、强度设计软件及方法、强度设计数据库及准则库构成的航空涡喷、涡扇发动机强度设计系统。用该系统可进行发动机构件的应力、振动和寿命分析。     

涡轮叶片叶冠的预扭设计分析

对在工作状态下的某型航空发动机叶冠不同预扭角的低压涡轮叶片应力进行了计算分析,给出了装配状态下叶冠阻尼面应力状态的计算分析方法。     

带密布气膜冷却孔的涡轮叶片等效应力分析方法研究

以带气膜冷却孔的航空燃气涡轮发动机涡轮叶片为研究背景,引入了等效概念对密布小孔结构进行了详细的应力-应变分析。这种等效分析方法是把多孔材料转化为具有等效材料常数的等效实体材料。根据MARC大型通用软件的线弹性及弹-塑性有限元应力分析结果,将小孔效应转化为等效弹性常数及等效应力-应变曲线。最后以某发动机高压涡轮工作叶片为例,将得到的等效材料参数引入到叶片的有限元强度计算中,从而得到考虑密布孔影响的涡轮叶片应力应变场,并通过子模型计算得到更为准确的孔边最大应力。     

韧性裂纹扩展的损伤力学描述

描述了基于材料微观空穴成核、长大和聚合的损伤力学模型，用增量本构关系模拟了空穴的成核和长大。用有限元损伤模型计算了裂纹的扩展，其计算值与试验结果吻合较好     

正交各向异性材料弹性本构关系分析

首先给出了正交各向异性材料在材料主轴坐标系中的弹性本构关系。并由此导出了工程上常用的定向结晶材料和单晶材料的弹性本构关系。根据应力和应变的转轴公式,导出了在总体坐标系中的正交各向异性材料的弹性本构关系,同时给出了定向结晶材料和单晶材料不同方向的弹性系数之间的关系。