航空发动机螺栓连接载荷与结构参数对连接刚度影响规律

从航空发动机复杂螺栓连接结构的特殊性出发,根据不同连接形式的螺栓连接结构轴向应力分布,提出了航空发动机复杂螺栓连接结构的连接刚度理论表达式,并进一步研究了航空发动机螺栓连接载荷、结构参数对连接刚度的影响规律。研究结果表明:当螺栓个数n在4~30之间变化时,双层的无量纲连接刚度K在8.9~66.8之间线性的变化;当螺栓预紧力F_p较小时,无量纲连接刚度K随着螺栓预紧力F_p的增加缓慢增加,当预紧力F_p增加到27.5k N时,双层的无量纲连接刚度K为27,且趋于稳定;并且n,F_p对无量纲连接刚度K的影响还与锥形半角α有关。     

螺栓连接对发动机机匣装配同心度及动力特性的影响

航空发动机机匣为薄壁圆筒结构,螺栓连接紧度及分布对其装配同心度及动力特性影响较大。本文建立了发动机压气机机匣的三维有限元模型,通过ANSYS模拟螺栓预紧力,分析螺栓紧度分布及加载顺序对机匣装配同心度的影响规律。同时,利用有限元技术分析螺栓蠕变松弛对机匣同心度的影响,得到螺栓应力随时间变化规律。研究结果对航空发动机机匣装配质量提高及机匣静子系统动力特性计算具有一定的参考价值。     

航空发动机叶片突丢后动载荷对螺栓强度的影响

航空发动机使用过程中,若发生叶片丢失,除了会导致非包容性破坏外,还会产生动态载荷,从而可导致发动机的连接螺栓破坏,引发更大的故障。针对风扇试验件试验时因叶片丢失而引发的连接螺栓断裂故障,计算了单个风扇叶片丢失后转子支点处产生的动态载荷,分析了动态载荷作用下危险截面处螺栓的应力,并结合断口分析结果验证了分析结果的正确性。本研究成果可为航空发动机转子在叶片丢失情况下的强度设计提供极限载荷输入。     

连接刚度对整机振动的影响

从航空发动机转子螺栓连接刚度对临界转速的影响出发,结合试验结果,分析了转子连接刚度对整机振动的影响.     

航空发动机机匣螺栓连接结构简化模型修正

为了提高航空发动机机匣螺栓连接结构动力学模型修正效率,基于模态置信准则（MAC）,提出了一种基于实体振型的 动力学参数简化模型修正技术,采用该技术对发动机机匣典型螺栓连接结构有限元参数模型进行了修正。通过模态测试获得实 际机匣的模态信息,并与有限元实体模型模态进行比较,利用实体模型模态信息筛选修正参数,采用参数化响应面优化方法对机 匣动力学简化模型进行修正。结果表明：基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术可以避免对模型进行多次调用,提高了简 化模型修正效率;具有较高的修正精度,修正后的典型螺栓连接结构简化模型准确性明显提高约11%。该修正技术进一步完善后 可用于航空发动机整机动力学分析、故障分析等。     

航空发动机通用件设计体系建设思路研究

通用件作为航空发动机中最基础的连接元件,其设计体系建设是航空发动机设计体系的重要组成部分。结合航空发动机通用件的特点,分析了现有通用件设计过程与方法,明确了通用件设计体系的建设目标,研究了设计流程、设计规范、设计工具及数据库的建设思路与内容。通过通用件设计体系建设思路的初步探索,为建立适用于航空发动机的通用件规范化设计流程奠定基础,为形成完善的通用件设计体系提供支撑。     

圆弧端齿对涡轮螺栓连接影响的数值研究

为验证某型民用航空发动机涡轮总体设计方案的可行性和安全性,以该型航空发动机涡轮的圆弧端齿连接结构为研究对象,利用有限元数值模拟方法研究了涡轮第1级盘与前轴之间采用圆弧端齿连接的设计对结构强度和疲劳失效的影响,分析了在高温及不同预紧力载荷工况下对圆弧端齿连接强度、疲劳等性能的影响规律.研究表明:该设计存在涡轮第1级盘与高压涡轮轴连接的外端齿分离而导致振动的风险,而增大预紧力可以提高螺栓连接传递荷载的能力,但螺栓孔边存在局部高应力问题.研究结果为圆弧端齿的设计方案提供了有效理论支撑和参考.     

不同预紧力分散度条件下螺栓止口连接组件有限元分析

螺栓止口连接是航空发动机中常见的连接形式,在现有工艺技术条件下,螺栓预紧力往往存在较大分散性,加剧了航空发动机力学性能的波动。利用ANSYS Workbench有限元软件对不同预紧力分散度条件下的螺栓止口连接结合面Von Mises等效应力分布及组件刚度进行了仿真计算。按照工程经验设置了5组预紧力分散度值,并针对每组分散度随机生成一组对应的螺栓预紧力数值,实现对工程实际中预紧力分散度情况的模拟。然后分析了结合面的应力分布情况,通过对组件分别施加轴向载荷、径向载荷和扭转载荷,获得了组件轴向刚度、径向刚度、扭转刚度变化曲线,最终得到预紧力分散度对螺栓止口连接组件刚度的影响规律,为预紧力分散度的控制提供了理论参考依据。     

商用航空发动机盘轴类转动件焊接工艺分析

盘轴类转动件作为商用航空发动机的关键重要部件,且为限寿件,直接决定了商用航空发动机的可靠性和成本。随着焊接技术的发展,先进商用航空发动机盘轴类转动件越来越多地采用焊接工艺来代替螺栓连接,以减轻结构重量并提高其可靠性。目前,电子束焊和惯性摩擦焊作为主要焊接方法,在商用航空发动机盘轴类转动件的焊接中发挥着越来越重要的作用。     

某发动机盘轴“扭矩-转角”连接法应用试验

螺栓连接是航空发动机机械连接的主要方式,传统的扭矩法造成预紧力误差较大,尚不能满足发动机高精确性、高可靠性连接的工艺控制需求。为此,以某型发动机低压涡轮盘轴的关键连接结构为对象,将传统的扭矩法和先进的转角法相结合,在国内发动机装配中首次应用"扭矩控制–转角监测"法,并设计开发智能拧紧系统,利用转角法预紧力精度高的特点,在准确施加扭矩的同时,监测调整螺母的转动角度,保证了预紧力的准确控制和连接刚度的均匀一致,提高了发动机的结构连接质量,为后续工艺协同发动机设计提供了技术手段,对发动机装配表现的不一致性问题提供了解决途径。     

航空重油活塞发动机技术难点与发展启示

在分析国内外航空重油活塞发动机发展现状的基础上,对现有成熟机型进行对比分析,获得了不同功率级别航空重油活塞发动机的核心技术指标,提出我国发展航空活塞发动机重油化和国产化的重要意义。按照功率级别分析了航空重油活塞发动机发展的技术途径,总结了高功质比航空重油活塞发动机面临的技术难点,提出了点燃式航空重油活塞发动机的关键技术,即重油燃料的快速雾化技术、快速冷起动技术、爆震抑制技术以及高空增压功率恢复技术,突破以上关键技术将对航空重油活塞发动机技术的发展具有重要意义。     

特征建模技术在航空发动机典型结构件参数化设计中的应用

对航空发动机典型结构件参数化设计中特征建模技术的应用进行了研究。介绍了特征建模技术,分析了航空发动机典型结构件的特征信息,提出了基本特征体素的概念,将其应用在参数化设计中,解决复杂结构件的参数化问题。     

无螺栓高压压气机转子结构分析

根据新一代高负荷高压压气机结构设计需求,引入无螺栓高压压气机结构设计概念,从结构强度、部件质量和寿命等多方面对比分析了有无螺栓连接的高压压气机结构的区别,并对无螺栓高压压气机转子结构设计难点进行了初步分析。结果表明:无螺栓转子结构具有成本低、质量轻和便于装配等多项技术优点,能够满足多种类型航空发动机的需求,具有很好的结构通用性。     

航空发动机结构设计中可装配性案例分析

为提高航空发动机的可装配性,保证产品质量,改善生产效率,从结构设计出发,针对现有分组、非均布、防错、考虑工装与工具等设计方法,结合典型案例进行装配工艺分析和总结,指出应当在发动机产品设计初期对形状、结构、连接等进行可装配性分析,总体上提高质量和一次性装配成功率。提出结构轻量化、连接自动化、虚拟预装配是今后发动机设计的重要方向。     

带预紧力螺栓连接的机匣刚度分析

为了很好的模拟螺栓连接对发动机机匣刚性的影响,利用ANSYS非线性接触算法对螺栓连接进行了仿真计算,利用轴向力模拟了螺栓的预紧力,通过一系列不同的螺栓预紧力的计算,得到了机匣弯曲刚度与螺栓预紧力的关系曲线,并分析了螺栓连接对发动机机匣刚性的影响,为复杂结构中的螺栓连接简化提供了可靠的依据。     

某型航空发动机无螺栓挡板离心应力的计算分析

无螺栓挡板结构是现代航空发动机上的一种先进结构,本文对某型发动机的无螺栓挡板结构进行了建模和计算分析,通过分析得出无螺栓后挡板上的最大等效应力的大小及位置,并且根据计算机构得到在离心力作用下高压涡轮后挡板上不同区域内最大等效应力与转速的变化关系曲线,对发动机设计点、最大热负荷两种工作状态下的等效应力的大小进行了分析,通过计算分析可以为无螺栓挡板结构的设计技术研究提供必要的参考。     

基于桥接线的涡轮叶片尾缘劈缝建模方法研究

航空发动机涡轮叶片尾缘劈缝是一个复杂的曲面,设计过程繁琐,造型过程中易出现与叶身连接不光顺的问题。针对尾缘劈缝的几何结构特征,提出一种基于桥接线的涡轮叶片尾缘劈缝的建模方法,以尾缘劈缝截面线和叶身内形曲面为边界条件,采用模拟退火算法创建桥接线,以此为基础完成尾缘劈缝的建模。开发了尾缘劈缝参数化建模模块,提高了叶片设计效率,并为航空发动机复杂曲面参数化建模提供了参考     

航空发动机多轴加载试验系统与装配偏差识别研究

航空发动机高压转子具有典型的螺栓连接结构。为了研究螺栓连接的装配性能与复合载荷之间的作用关系,开发了一套具有轴向拉力和横向振动同时激励的多轴加载试验系统。设计了试验系统稳定性与螺栓装配偏差的试验方案并开展测试分析。试验结果表明,多轴加载系统控制激振前后轴向载荷变化范围不大于0.003 kN时,频响特性稳定有效;当不同位置螺栓存在装配偏差时,会同时对振动响应频率和幅值产生影响。最后建立XGBoost智能算法,利用特定频响峰值与幅值有效识别了螺栓装配偏差方位角。     

涡轮转子无螺栓挡板过渡态热固耦合响应分析

采用有限元方法间接耦合方式分析航空发动机涡轮转子过渡态热和变形响应,获取无螺栓挡板过渡态热与机械载荷共同作用下涡轮转子的温度场、变形和应力历程。结果表明,过渡态下的无螺栓挡板与涡轮盘径向配合面受力及挡板自身应力分布均与稳态下的差异明显,且过渡态无螺栓挡板应力峰值大于所有稳态值。为保证涡轮转子无螺栓挡板过渡态下工作安全可靠,应关注其过渡态响应特性。此结论可为航空发动机涡轮转子无螺栓挡板过渡态响应分析与无螺栓挡板设计提供工程参考。     

基于知识管理的航空发动机设计知识分类与获取

现代航空发动机设计是基于知识的设计,知识分类与获取是航空发动机设计知识管理的起点,也是难点.实施知识获取技术能够使得设计知识有效积累,推动设计知识管理实施,从而真正实现基于知识的设计,提高航空发动机设计水平.分析了航空发动机设计过程、航空发动机结构,提出了航空发动机设计知识分类方法、知识获取策略与获取方法,进一步探讨了...