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FOD(Foreign Object Damage)为发动机外来物损伤。潜在的外来物来源有:单只鸟或鸟群;跑道、滑行道及机坪上的脏物;蓝冰;机身、机翼上的积雪或结冰;跑道上的积雪等。按造成风扇叶片的损伤状态,FOD 可分为两类:软物体 FOD 和硬物体 FOD。软物体 FOD 造成风扇叶片翘曲,硬物体 FOD 造成风扇叶片前缘缺口、撕裂及金属材料掉块等,而硬物体 FOD 打掉的碎片又可能导致发动机叶片的二次硬物体 FOD,因此,硬物体 FOD 较之软物体 FOD 危险性更大。 相似文献
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为了从发动机性能数据中寻找风扇叶片外来物损伤航班特征,从而将风扇叶片受外来物损伤的航班区分出来,在机载快速存储记录器(quick access recorder, QAR)数据检测中提出将经验小波分解和信息熵结合的方法。通过对各航班原始振动数据的拟合平滑处理和经验小波分解,提取了分解后各模态的能量熵和,分析了添加汉明(Hanmming)窗函数的多尺度熵,结果表明:拟合后数据的熵值变化更明显,且风扇叶片受外来物损伤航班的能量熵和有10%以上的降低趋势,改进后的多尺度熵有40%以上的增长趋势,均明显异于其他正常航班。证明采用EWT-熵值方法可以较好地对发动机风扇叶片外来物损伤情况进行监控。 相似文献
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Kristin Majcher 《航空维修与工程》2012,(6):34-34
达美技术运营公司与Lambda公司联合开发了一种可有效预防零件裂纹扩展的低塑性抛光技术。达美航空公司的机队共运营着152台CFM56-7发动机。该发动机的第一级压气机的每一个叶片的成本约为1000美元,因腐蚀和裂纹损伤引起的非计划维修的费用却远远高于其成本。为了预防因各种腐蚀、侵蚀、裂纹应力损伤、外来物损伤而引起的发动机修理问题,达美技术运营公司与位于辛辛提亚的Lambda公司合力开发了一项称为低塑性抛光(LPB)技术,并 相似文献
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本文对进气边遭受外来物损伤的叶片的疲劳寿命进行了试验研究。首先对叶片进气边分区进行了模拟外来物损伤试验,并对外伤叶片和损伤后的修理叶片分别进行了疲劳试验。根据对比试验原理,分析了外来物损伤对叶片疲劳寿命的影响,提出了损伤叶片的允修范围。 相似文献
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英,美航空发动机部分特种地面试验简介 总被引:1,自引:0,他引:1
实践证明,没有大量的试验工作要想研制出先进的航空发动机几乎是不可能的。如果说设计发动机时某些参数可以通过计算获取,那么发动机进入外来物,进口结冰及压气机叶片折断对发动机所造成的破坏程度则必须以试验来验证。 相似文献
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为发挥复合材料加筋壁板的后屈曲承载能力,设计了含冲击损伤加筋壁板压缩失稳疲劳试验。讨论了外来物冲击损伤对失稳临界应力的影响,以及结构在疲劳载荷下,失稳-恢复-失稳的后屈曲承载过程中,屈曲损伤的扩展情况。结果表明,外来物冲击对失稳临界应力影响不明显。该型复合材料加筋壁板有较好的失稳疲劳特性,为复合材料加筋壁板设计提供了思路。 相似文献
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风扇机匣材料应用现状与发展 总被引:2,自引:0,他引:2
大涵道比涡扇发动机主要用于大型客运和货运运输飞机动力装置,其明显外观特点之一是具有较大的风扇进口迎风面积.发动机迎风面积的增加可以大幅提高发动机的进气量和发动机推力,但同时也增加了发动机吸入外来物体,打伤风扇叶片的可能.随着涵道比的增大,风扇转子叶片的尺寸也相应增大,大尺寸叶片在高速、高压的恶劣环境下工作,受到飞鸟、冰块、砂石、轮胎碎片、地面杂物等外来物撞击或因为叶片材料疲劳等原因导致意外断裂脱离时,就会在巨大的离心力作用下高速撞击到风扇机匣上,若机匣不能阻挡飞出的叶片,就会导致非包容事故发生,轻者飞机丧失部分动力,重者金属碎片会击穿飞机的机舱、油箱、液压管路和控制电路等,导致机毁人亡的事故发生(图1[1-2]). 相似文献
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英,美航空发动机部分特种地面试验简介 总被引:1,自引:0,他引:1
实践证明,没有大量的试验工作要想研制出先进的航空发动机几乎是不可能的。如果说设计发动机时某些参数可以通过计算获取,那么发动机进入外来物、进口结冰及压气机叶片折断对发动机所造成的破坏程度则必须以试验来验证。本文主要介绍了英国和美国在发动机研制中所进行的一些特种试验项目和试验方法,这些方法对今后我国新机研制有一定的借鉴意义。 相似文献
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国外对发动机外物损伤都有规范要求。美国军标MIL-E-5007D发动机通用规范要求:“发动机吸入外物后,外物对风扇、压气机工作叶片和静子叶片造成最小应力集中系数(kt)为3的损坏时发动机应还能工作到型号规范规定的两个检查周期或小时数。”从而明确规定了考验发动机外物损伤的试验条件和合格标准。我国据79、80两年空军不完全统计,外物击伤发动机多达70起,远远超过鸟撞次数。这些击伤发动机的外物有小的螺钉、螺帽、开口销,还有布块、饭盒、皮帽、指挥旗等。因此在我国制定的“涡喷、涡扇发动机通用规范”GJB241-87中,对外物损伤也有明确的试验要求,试验条件和合格标准与美军标MIL-E-5007D一致。 相似文献
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用SPH和有限元方法研究鸟撞飞机风挡问题 总被引:4,自引:0,他引:4
鸟与飞行中的飞机相撞是飞机结构损坏的重要因素,严重时会引发机毁人亡的灾难性事故。对高速低空飞行的军用飞机而言,风挡部分抗鸟撞的研究对保证飞行安全尤其重要。基于飞机圆弧风挡受鸟体撞击的实验观察,建立了国产某型军用飞机圆弧风挡及鸟体的计算模型,采用LS-DYNA3D中有限元和光滑粒子流体动力学(SPH)耦合的数值分析方法,对某飞机圆弧风挡受鸟体撞击的过程进行了数值模拟。计算结果得到了风挡结构的变形、位移和应变等几方面的数据,与实验结果基本吻合。同时,给出了500~650km/h速度范围内的撞击力和应力时程曲线、风挡发生破坏的临界撞速、圆弧风挡经受鸟体撞击时发生破坏的可能位置及其破坏方式。最后,与鸟体采用任意拉格朗日(ALE)和无网格伽辽金方法(EFG)进行了对比,验证了SPH方法在分析鸟撞问题中的优越性。研究结果为风挡的安全设计和研制新机型提供了有价值的数据。 相似文献
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为保障飞行安全,航空发动机机匣需具有足够的抗冲击能力以包容高速旋转状态下丢失的叶片。针对某型涡扇发动机对开式风扇机匣包容性评估需求,提出了1种结合真实机匣打靶试验和有限元分析评估机匣包容能力的方法。通过使用真实机匣和真实叶片进行打靶试验获得风扇机匣的冲击损伤情况,并基于ANSYS/LS-DYNA进行了瞬态动力学有限元分析。结果表明:采用Johnson-Cook模型预测的机匣伤形状、尺寸以及叶片残余速度均与试验结果接近,验证了数值分析方法的准确性。采用验证过的数值分析方法开展旋转状态下机匣的包容性评估,发现由于撞击姿态差异和失效模式转变,风扇机匣可以包容以100%工作转速飞出的叶片,但机匣出现长裂纹,接近临界包容状态。所提出的方法可以在不具备部件包容试验条件的情况下,以较方便的形式对机匣包容能力可靠评估。 相似文献
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On the basis ofa 2D 4-node Mindlin shell element method, a novel self-adapting delamination finite element method is presented, which is developed to model the delamination damage of composite laminates. In the method, the sublaminate elements are generated automatically when the delamination damage occurs or extends. Thus, the complex process and state of delamination damage can be simulated practically with high efficiency for both analysis and modeling. Based on the self-adapting delamination method, linear dynamic finite element damage analysis is performed to simulate the low-velocity impact damage process of three types of mixed woven composite laminates. Taking the frictional force among sublaminations during delaminating and the transverse normal stress into account, the analytical results are consistent with those of the experimental data. 相似文献
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为了揭示轴向压缩载荷与径向冲击载荷共同作用下复合材料壳体开孔处裂纹的产生机理,开展了含圆孔复合材料圆柱壳冲击试验,并对冲击试验进行了有限元仿真分析。提出复杂冲击载荷作用下的动态响应分析方法,运用LS-DYNA对冲击载荷作用下含圆孔复合材料圆柱壳动态响应过程进行了模拟,采用含刚度退化的Chang-Chang失效准则预测复合材料圆柱壳破坏过程,得到的冲击加速度响应曲线及破坏区域与试验结果一致,验证了本文方法的正确性。对有限元模型进行动力学及静力学破坏分析,结果表明,径向冲击引起的环向拉应力是圆孔边缘破坏区域90°铺层纤维断裂与基体开裂的主要原因,而拉应力只引起0°铺层基体开裂。由破坏起始分析可知,将复合材料圆柱壳90°铺层含量由20%提高至50%,可使结构承载能力增加56%。 相似文献