基于等效等时应力应变曲线的金属材料多工况蠕变分析

为了在工程设计阶段评估涡轮叶片在多工况下的蠕变变形,基于单工况的等时应力应变曲线,提出了一种等效等时应力应变曲线的方法,并与发动机持久试车实例进行了分析比较。结果表明:基于等效等时应力应变曲线方法所计算的涡轮叶片卸载后的残余变形与发动机持久试车结果的相对误差的平均值为15.30%,而通常所采用的基于二维梁理论和基于时间步的三维有限元分析方法所计算的相对误差的平均值分别为45.35%,31.14%,表明该种方法具有较好的工程应用性。     

某涡轴发动机涡轮叶片尾缘孔的蠕变-疲劳寿命预测方法

针对某涡轴发动机的涡轮叶片,建立了考虑应力松弛的蠕变-疲劳寿命分析方法。通过在黏塑性理论框架内耦合蠕变损伤,对某高温合金的非线性蠕变变形进行了数值模拟。结果表明:基于对某涡轮叶片的弹塑性-蠕变分析研究,明确了叶片上前缘和尾缘等关键部位的蠕变损伤及其演化规律,也为确定叶片上的局部危险点提供了一种方法。该模型针对弹塑性应力应变曲线计算误差小于5%,而针对蠕变曲线的模拟精度则处于材料蠕变变形固有属性分散范围内。借助于线性损伤累积寿命理论,分析得到了某涡轮叶片尾缘孔局部考虑了应力松弛的蠕变-疲劳寿命,从而为叶片寿命评价提供了更为合理、工程化应用更好的方法。      

航空发动机风扇叶片与机匣刮蹭分析及结构设计

针对异常载荷下,航空发动机宽弦风扇叶片的叶尖与机匣刮蹭变形及损伤特征缺乏数据支持,而传统理论计算方法存在较大的误差问题,建立了宽弦风扇叶片叶尖刮蹭显式动力学分析模型,采用宽弦风扇叶片与机匣刮蹭试验数据,对分析模型的计算精度进行了验证。基于分析模型进行了仿真参数的敏感度分析,得到了叶片与机匣刮蹭后叶片变形及机匣损伤规律。研究结果表明:叶尖伸长量对转子转速非常敏感,叶尖径向伸长量增加速率远大于转速增加值,因此在叶片设计中应考虑到风扇叶片极限转速下叶尖伸长量。同时需要选取合理的扭转角度以满足叶片安全性和气动性能的要求。在风扇机匣包容区设计中应主动考虑异常载荷的影响,增大安全性设计域度;设计合理的耐磨层材料参数,减小风扇叶片对其冲击损伤。采用该方法可以提高叶尖间隙控制精度,减小刮蹭对叶片和机匣造成的损伤。      

考虑发动机性能退化的涡轮叶尖间隙预估方法研究

针对有主动间隙控制的某型高压涡轮,建立了考虑发动机退化的叶尖间隙预估模型,重点研究了发动机在长期使用、性能退化过程中涡轮前燃气温度和蠕变变形对叶尖间隙的影响。研究中,首先分析了间隙预测中发动机性能退化影响的引入方式,建立了对应的间隙预估流程。随后以某型发动机典型工作历程为对象,对比研究了传统间隙控制方案、考虑发动机性能退化影响两种条件下的涡轮叶尖间隙尺度变化规律,并据此开展了间隙控制策略的优化调整。研究中发现,由于发动机性能的退化,导致涡轮前燃气温度升高,使得机匣、轮盘和叶片的热变形量增大,其中在最大巡航阶段对机匣的影响最大,其伸长量达到了6.914mm,与未退化前相比增大了17%,同时由于发动机的长期使用,叶片和轮盘受蠕变变形影响,导致叶尖间隙的变化。研究结果表明,采用优化后的主动间隙控制方案,各个工况下的叶尖间隙值均控制在合理范围内,尤其在高温起飞阶段,与退化状态下的间隙值相比提高了53%,有效避免了叶片严重碰摩等故障发生。     

基于归一化参数模型的涡轮盘和涡轮叶片蠕变分析

为完整描述构件3个阶段的蠕变变形计算,结合所发展的各向同性材料的归一化参数蠕变模型,进一步拓展到正交各向异性材料的归一化参数蠕变模型并进行适用性验证。应用所编制的子程序对高温材料涡轮盘和定向结晶材料涡轮叶片结构,进行了蠕变变形及应力松弛效应计算分析。结果表明：经过一定时间的蠕变变形,涡轮盘和涡轮叶片的高应力区会出现应力松弛。总体上轮盘的应力分布更加均匀,静力分析得到的轮盘中心孔、螺栓孔边和轮缘辐板过渡段处高应力区,由于存在蠕变变形,均出现较明显的应力松弛,但是盘中心孔处的应力松弛幅度较小,可能长时间处于高应力状态,应作为结构设计的危险部位重点考查;涡轮叶片也具有同样的应力松弛蠕变效应,特别是随着蠕变变形的增大,叶尖径向变形(位移)逐渐增大,在结构设计中,应考虑叶片叶尖与机匣长期工作径向碰摩而带来的不利影响。     

高温合金涡轮转子叶片裂纹形成机理

高温合金涡轮转子在经历过多次发动机试车后荧光检查发现叶片根部存在裂纹,对涡轮转子叶片裂纹进行分析。结果表明,涡轮转子叶片裂纹位于叶片根部进出口薄壁区,裂纹的开裂模式为高温疲劳开裂,属于低周疲劳,为寿命型失效。试车过程中转子叶片根部应力集中部位在高温及交变应力的交互作用下,叶尖根部应力集中区域发生蠕变和晶界择优氧化,高温蠕变和沿晶氧化相互促进,导致叶片根部的晶界弱化开裂,形成了疲劳源区,进而在后续工作过程中发生高温疲劳扩展。     

高压涡轮瞬态叶尖径向运行间隙计算分析

为了改善现代航空发动机整体性能和可靠性,将热分析和结构分析耦合起来,以航空发动机从地面启动到巡航这一过程为研究对象,对涡轮转子进行瞬态叶尖径向运行间隙计算分析。在计算中考虑了材料、温度和离心载荷的非线性,以及惯性力和温度的复杂的边界条件,分别对叶片、轮盘和机匣的变形进行计算和分析,进而得出涡轮叶尖径向运行间隙的变化规律以及与试验相符合的计算结果。该计算分析方法为涡轮叶尖径向运行间隙的概率分析和优化设计奠定了基础。     

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。      

单晶涡轮叶片晶体取向优化设计

采用损伤型晶体蠕变滑移本构模型,对具体工况下某发动机单晶涡轮叶片进行蠕变变形分析.应用多学科优化设计理论采用自适应模拟退火(ASA)算法和非线性序列二次规划(NLSQP)优化算法对单晶叶片晶体取向进行优化设计.叶片分析结果表明:叶片纵向的晶体取向偏角和叶片横向随机取向的晶向角,对单晶叶片的叶尖蠕变变形具有较大的影响.对随机晶向角进行一维优化,当晶向角为76.2°时,叶片具有最小的叶尖径向位移0.077 74 mm,优化幅度为2.0%;叶片纵向偏差角0°时的叶尖径向位移为0.079 29mm,10°时的叶尖最大位移为0.093 52 mm,最大变化幅度为17.9%.      

涡轮复杂气冷叶盘结构变形分析模型简化方法

基于高压转子开展高压(HP)涡轮转子叶片叶尖变形分析可提高叶尖间隙的数值模拟精度,而高压涡轮转子叶片由于其复杂的气冷结构,有限元分析网格数量巨大;叶片和轮盘的榫接结构属于非线性分析,也需要足够的计算机时。针对该问题提出了一种复杂气冷叶片的简化方法和榫接结构接触计算简化方法,在不影响计算精度的前提下提高计算效率。采用该方法对典型结构高压涡轮转子进行了变形分析,与采用复杂气冷叶片模型和接触分析方法的变形分析结果进行比较。结果表明:涡轮叶片叶尖最大径向变形相对误差为0.47%,计算机时减少99%,证明简化方法和计算方法的有效性。      

内部控制、政府补助与企业R&D投入——基于产权异质性比较视角

在实证检验政府补助对企业R&D投入是否存在激励作用的基础上,探究内部控制质量对政府补助效果的调节效应,并基于产权异质性的比较视角,分析内部控制发挥调节作用的不同之处。实证结果可知,政府补助对R&D投入存在显著的正向影响且该影响具有滞后的特性;公司内部控制体系较为完善时,政府补助对企业R&D投入的推动作用将得到显著强化;将研究样本根据终极控制权进一步分组回归可知,在国有上市公司中,高质量的内部控制对政府补助与企业R&D投入关系的正向调节效应更为突出。从总体上看,企业的内部控制质量和产权性质对政府补助的创新激励效果造成了影响,因此建议政府在大力推动创新激励政策实施的同时,也需要深入考虑企业性质以及内部环境从而实施差异化的政府补助策略。     

三类气动导纳数值识别方法的适应性研究

针对气动导纳函数的数值识别方法,借助于CFD,在简谐脉动来流、湍流和竖向阶跃来流下对平板断面和箱梁断面的导纳函数函数进行研究。首先,在无断面存在的空流域内详细研究了简谐脉动来流、湍流和竖向阶跃来流的传播特性及其数值计算方法。其次,对有断面存在的情况进行了数值计算。最后,识别得到了平板断面和箱梁断面在三种不同来流下的气动导纳函数。结果表明:对平板断面,三种方法识别得到的气动导纳函数与Sears函数吻合良好,验证了三种数值计算方法的可行性;对箱梁断面,简谐来流和湍流下识别的气动导纳差别不大。相比之下,完全基于线性叠加原理的阶跃来流方法产生了实质性的偏差,表明该法不宜用于钝体断面。计算效率方面,湍流的计算效率适中且对任意断面适用;简谐脉动来流的计算效率最低,适用于气动导纳与风场无关和弱相关的断面;竖向阶跃流方法具有计算时间短的优势,但它仅能用于气动导纳与风场完全无关的断面。     

运输机标模CHN-T1的验证确认计算研究

采用自研的非结构混合网格解算器CARIA-OVERSET对我国第一届航空CFD可信度研讨会提供的运输机标模CHN-T1进行了验证确认计算。重点研究了网格形式、网格尺度、湍流模型等对运输机标模CHN-T1的总体气动特性、局部流场特征、压力分布以及计算收敛性等的影响,并把计算结果与风洞试验数据进行比较分析。分析结果表明,非结构混合网格解算器的计算结果与风洞试验数据吻合度较好。在固定升力条件下,非结构网格的网格尺度误差大于结构网格,湍流模型对迎角和俯仰力矩的影响较大,翼身结合处的分离特性模拟差异较小。带支撑构型的全机升力和低头力矩增加、阻力减小,机翼静气弹变形后升力、阻力和低头力矩均减小。全湍和自由转捩模型的计算结果存在一定差异,差异随着雷诺数的增大而变小。     

基于对应分析的限寿件锻造关键工艺参数分级

探索了一种基于对应分析的限寿件锻造关键工艺参数的分级方法。以涡轴发动机钛合金压气机轮盘坯料锻造关键工艺参数为研究对象,以可能存在的内含缺陷三维尺寸数据为目标,通过加工过程数值仿真与对应分析法结合,辨识关键工艺参数并分级。结果表明:该分级方法下,温度对缺陷三维尺寸的影响随着其变化程度的增加先增加后减少,应变率、变形率对缺陷三维尺寸的影响随着其变化程度的增加而单调递增,摩擦系数的影响可以忽略。     

腐蚀条件下基于Gerber模型的DFR推导及实测

为了研究等寿命曲线模型的选取对细节疲劳额定值计算结果的影响,针对六种典型航空材料对比了Gerber模型和Goodman模型对于高周疲劳数据的拟合精度;推导基于Gerber模型的DFR计算公式、腐蚀折算系数CC的表达式;针对2024-T3铝合金(表面阳极化)进行了预腐蚀0 h、6 h、12 h、24 h、36 h和72 h的疲劳实验并分析预腐蚀72 h的疲劳断口。结果表明:Gerber模型适用于LY12CZ等铝合金,并且在N_95/95>10~5次时,基于Gerber模型的DFR法才能发挥延性材料的潜能;随着预腐蚀时间增长,2024-T3铝合金DFR值下降,基于Gerber模型计算的DFR分别为84.251 MPa、84.721 MPa、79.683 MPa、80.745 MPa、77.026 MPa和74.996 MPa,腐蚀折算系数CC为1.006、0.946、0.958、0.914、0.890,拟合得到DFR随预腐蚀时长的变化曲线是DFR=84.251[lg(t+10)]^-0.15578;断口分析发现预腐蚀产生的蚀坑和材料中的夹杂物会加速疲劳裂纹的形成和扩展,导致结构的疲劳性能降低,但与裸材相比,阳极化过的试件的DFR在腐蚀环境中下降趋势减缓。     

RTM型耐烧蚀酚醛树脂性能研究

对一种可用于RTM工艺的酚醛树脂的成型工艺性能和浇铸体性能进行研究,采用流变性能测试、热失重分析、氧-乙炔烧蚀等方法进行表征。结果表明:树脂的低黏度平台(≤800 mPa·s)长,且65~80℃的适用期均大于2 h;树脂浇铸体在800℃N2氛围下残碳率为61.38%,线烧蚀率和质量烧蚀率分别为0.167 mm/s和0.065 4 g/s。说明这种树脂可用作RTM注射成型且适合作为烧蚀防热复合材料的基体。     

无冷却高温热电偶设计及应用

为了满足某型核心机高温测量需求,基于多种耐高温材料研制了1种无冷却高温热电偶。在国内首次将承力壳体和滞止室采用一体化设计,完成高温热电偶的结构强度计算。通过对热电偶速度、辐射和导热误差分析,使热电偶测量精度满足设计要求。将无冷却高温热电偶应用于某型核心机试验中,结果表明:该热电偶在高温燃气中结构可靠,测量数据能够真实反映高温燃气温度的变化规律。     

航空发动机作动筒的伺服控制建模与分析

针对典型航空发动机阀控不对称作动筒的结构在带负载工况下的应用和理论分析情况,讨论了作动筒正、反向负载对伺服作动控制的影响,提出了1种阀控不对称作动筒的伺服控制系统建模与分析方法。将该方法在项目案例上的分析结果与实际项目试验数据进行对比,结果表明:该方法切实可靠,模型置信度高,对实际应用具有指导意义。同时,为了使作动筒往返控制效果一致,作动筒负载方向应设计为反向负载,负载力大小应设计在FL0附近。     

探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响

采用数值模拟方法研究叶栅出口旋转总压探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响,其中对比分析了探针耙在不同周向位置与无探针耙时的流场及叶栅性能参数。结果表明:常规总压探针耙会造成其相邻及上游叶栅通道流动减速、下游叶栅通道流动加速;探针耙尾缘燕尾型激波及其上游的正激波,与相临及下游叶片的尾缘燕尾型激波系互相干涉,形成了复杂的激波系和膨胀波系,造成相邻及上游若干叶栅通道堵塞,导致各叶片的载荷分布均不相同;叶栅各通道的叶片载荷、出口总压、端壁静压、出口气流角等参数偏离无探针耙情形,测得的叶栅出口流场与无探针耙时相差较大。     

涡轴发动机燃气涡轮叶片动应力测试技术研究及验证

针对涡轴发动机高转速燃气涡轮叶片动应力测试中出现的应变计短路、高温导线断裂和线芯窜动问题,开展了动应力测试技术研究。提出了加宽基底喷涂固定应变计、优化高温导线布线、改进高温导线等工艺方法,并进行了试验验证。试验结果表明,共振转速试验测试值与计算值基本一致,共振转速测试结果准确有效。通过研究,获得了具有实际应用价值的涡轴发动机燃气涡轮叶片动应力测试技术,可为同类测量提供参考。