面向全疆域设计需求的某涡轴发动机核心机转子减重优化

为满足某涡轴发动机平原、高原、高寒以及海洋环境下的全疆域设计需求,综合采用尺寸优化和拓扑优化对核心机转子盘体形状进行了减重优化。首先提出了一种基于本征正交分解的径向基神经网络代理模型构造方法,通过在关键区域补充采样,在样本总数相当的前提下,提高了寻优效率,缩短了优化所需的时间。利用该方法对核心机转子盘体尺寸进行优化,优化后结构重量减轻,应力分布和强度储备更趋合理。然后采用变密度法对涡轮盘螺栓孔附近区域进行拓扑优化,得到一种带凸耳形状的螺栓孔创新构型,解决了由于优化后盘体减薄而导致的螺栓孔应力上升过多的问题。结果表明：在转子强度、寿命满足规范要求的前提下,优化后的核心机转子减重15%,满足了全疆域设计需求对转子重量的要求。     

涡轮盘疲劳寿命评估流程及应用

建立了较完整的涡轮盘疲劳寿命评估流程,并以一个涡轮转子模型的分析实例给出了寿命评估流程的实施过程,同时探索了涡轮盘考核部位模拟试验件设计的方法。结果表明:所建立的涡轮盘寿命评估流程具有较强的工程实用性,所发展的寿命方程参数确定方法可有效利用现有材料手册中各种材料基础试验数据并能获得一组物理意义明确的参数,此寿命方程预测的寿命精度在2倍分散带之内;通过涡轮盘计算分析发现应力梯度是影响涡轮盘中心孔、螺栓孔边以及过渡圆角等部位寿命的关键因素,需在设计过程中重点关注;通过带缺口的平板模型算例模拟了涡轮盘危险部位的应力梯度特征,实现试验件缺口部位的应力梯度与涡轮盘考核部位的相对梯度特征接近,并提供了缺口模拟试验件设计方法,为使用简单缺口试验件评估涡轮盘考核点的寿命提供了技术途径。      

某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

为了确定某Ⅰ级涡轮盘的技术寿命,根据该盘的标准循环载荷谱,对该盘进行了应力分析,确定在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处为考核部位。为模拟标准循环时该盘在其考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳试验器上,对该Ⅰ级涡轮盘的一个旧盘进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：该旧盘低循环疲劳试验至第６０４７ 次循环时,有５ 个销孔考核部位出现了裂纹。断口分析表明：该旧盘剩余的试验低循环疲劳失效寿命为６０４７ 周     

基于安全寿命法的高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验

基于英军标Defence Standard 00971对盘类零件的安全性要求,采用安全寿命法对某型发动机高压涡轮盘的低循环疲劳寿命试验进行了研究.通过有限元法对发动机工作条件下的高压涡轮盘进行了应力分析,考虑了温度场对应力分布的影响,按照Defence Standard 00971的要求确定了高压涡轮盘的关键部位及其标准循环,制定了高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验方案,给出了基于试验结果确定高压涡轮盘安全寿命的方法.分析表明:中心孔和螺栓孔的应力系数分别为1.0和1.017,均在合理范围内;提高高压涡轮盘转速同时截短涡轮叶片的试验方法能有效模拟热应力对寿命的影响,对高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验具有重要指导意义.      

某型发动机涡轮盘销钉孔结构分析与寿命评估

利用有限元方法计算了某型发动机涡轮盘径向销钉孔的应力应变分布, 分析了不同销钉数目、孔销之间的不同摩擦系数和涡轮盘是否施加扭矩对销钉孔周边应力的影响, 发现了前期试验状况与实际使用的差异.利用拉伸应变能寿命预测公式进行了寿命评估, 与试验有较好的一致性.有限元计算及试验结果说明了涡轮盘加扭疲劳试验的必要性, 为某型发动机高压涡轮盘的延寿工作提供了依据.      

航空发动机自由涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

针对某型航空发动机适航取证项目要求，对该发动机自由涡轮盘开展寿命研究。综合考虑自由涡轮盘标准工作循环内 温度场和转速载荷，采用线弹性有限元应力分析法对轮盘进行应力分析，据此确定轮缘和盘心为轮盘应力水平及疲劳寿命的关键 考核部位；充分考虑试验器能力及试验过程的可监控性等因素，设计并开展了能够对该自由涡轮盘关键部位进行有效考核的试验 载荷系数为1 的试验器循环疲劳试验；根据试验结果对轮盘低循环疲劳寿命进行分析。结果表明：该自由涡轮盘的预定安全循环 寿命为6500 次。     

某型发动机第Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳试验研究

为了通过地坑式旋转疲劳试验器确定某型发动机第Ⅰ级涡轮的技术寿命,根据给定的该涡轮盘的标准循环载荷谱,对该涡轮盘进行了应力分析,确定了在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处是危险区域（简称为考核部位）为模拟标准循环时盘在该考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳考试器上进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：低循环疲劳试验至第7087次循环时,在该盘预计的考核部位出现了长26mm的裂纹。断口分析表明：可以定该盘试验低循环疲劳失效寿命为7087周,试验低循环疲劳裂纹起始寿命为3493周,试验低循环疲劳裂纹扩展寿命为3594周。     

粉末冶金涡轮盘破裂转速分析与验证

结合改进前粉末冶金涡轮盘的破裂情况、断口分析和破裂转速分析方法,从提高总体强度、降低局部应力和应变、降低残余变形、控制加工工艺等方面,采取增大倒圆、增加辐板厚度等方法对粉末合金涡轮盘进行了结构和工艺上的改进。通过对比分析改进前后涡轮盘的局部应力应变、整体屈服强度储备和残余变形,及后续的涡轮盘破裂转速试验均表明,本文采取的改进措施效果明显,能显著降低破裂位置处的局部应力、提高径向屈服强度及降低盘缘残余变形。     

高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验

针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题,对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行 了研究。根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布,采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考 核部位应力水平的影响,对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。制定了试验方案,设计了试验装置,在旋转试 验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验,按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。结果表明：温度变 化对轮盘考核部位应力的影响明显,瞬态温度沿径向呈“V”型分布,导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%, 使其成为涡轮盘的限寿部位;轮盘失效模式为低循环疲劳破坏,裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向,沿径向扩展导致轮盘失效。     

用湿吹砂清除涡轮盘的微裂纹

一般采用湿吹砂工艺清理及精整金属零件,而罗尔斯·罗易斯公司发现了其特殊用途,即:能清除RB211高压涡轮盘的压力裂纹。 In901合金是一种沉淀硬化型的镍—铁—铬—钼超级合金,能承受涡轮盘的各种苛刻条件,但对加工硬化极为敏感。为此,使用单点式硬质合金刀具,在规定的速率下进行最终加工,但往往还是在锻盘表面形成了构成疲劳源的应力裂纹。 大量试验证实,将盘的表面去,掉0.13mm就能消除应力裂纹,保证盘的使用寿命。表面层不能用机加方法去掉,因为这样会使加工硬化重现。酸蚀方法也不可取,因为能使裂纹向内部发展而使缺陷更严重。电化学方法并不实际。抛光、磨削及乾吹砂均能造成加工硬化。试验证实,只有湿吹砂工艺才能达到满意的结果。     

航空发动机涡轮盘轮缘凸块塑性变形失效分析

针对某航空发动机在工作过程中发生的涡轮盘轮缘凸块局部异常塑性变形故障,对故障涡轮盘进行失效分析。在此基 础上,通过开展无应力及附加应力的加热模拟试验,总结了GH4169合金组织中δ相的3种析出形貌,以及加热温度、时间、应力3种因素对δ相析出的影响规律。通过对比硬度测试及温色试验结果,明确了GH4169合金试样在700 ℃以下组织和硬度无明显变化,但颜色变化明显;在700 ℃以上,随着δ相析出量的增加其硬度不断减小,而颜色却几乎无变化。结果表明：故障涡轮盘轮缘凸块部位的塑性变形是由于发动机工作过程中超温引起的,故障部位的实际工况达到了约750 ℃、100 h左右的超温。落实改善涡轮盘轮缘的冷却环境、提高涡轮部件加工及装配精度的改进措施后,涡轮盘通过了首翻期加速模拟、经起飞状态摸底和适航状态长时试车验证,无类似故障再次发生。     

某型发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命研究

对某发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命进行了理论计算和试验研究。应用Ansys软件建立了该发动机风扇二级叶片振动分析有限元计算模型,并对其一阶弯曲共振时的应力分布进行有限元数值仿真分析,得到了叶尖振幅与叶背应力的关系;基于一阶弯曲共振模态,对叶片进行了疲劳寿命试验,获得了改型前后叶片的疲劳寿命。建立了轮盘应力分析有限元模型,计算得到了轮盘的应力分布,并以此应力分布为基础,计算得到了轮盘的疲劳寿命。研究结果表明:改型前后,叶片的疲劳寿命增大了4.1倍;叶片改型前后,无论是大间隙还是小间隙,改型后盘的疲劳寿命较改型前有所下降,但改型前后盘的疲劳寿命均满足设计要求。     

涡轮盘低循环疲劳寿命预测方法与流程

发展了一种涡轮盘低循环疲劳寿命预测方法及流程,其重点在于材料疲劳参数的确定、考虑多重影响因素的疲劳寿命预测方法,及涡轮盘结构的寿命预测,并以GH901合金涡轮盘为例进行了分析。结果表明:所发展的寿命预测方法及流程,可保证材料疲劳参数,同时具有明确的物理意义和良好的数值准确性;采用考虑梯度影响的疲劳寿命预测方法,在较少试验和计算量的基础上,考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的影响,对GH901合金缺口试样和实际涡轮盘试验件的疲劳寿命预测均较为理想,在2倍分散带以内。     

某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障分析

为确定某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障原因,应用大型结构分析程序Ansys研究了装配紧度与篦齿盘振动特性的关系,选择合适的有限元分析模型.对不同装配紧度条件下的篦齿盘进行了振动频率、相对振动应力计算和行波共振分析,并与试验结果进行了对比.通过空气系统流路与结构特点分析,确定了影响篦齿盘振动的激振因素为低压涡轮轴孔、中介机匣支板和喷嘴.根据篦齿盘动力特性结合静强度计算结果分析认为故障产生的原因是由于均压孔孔边静应力水平较高,在振动应力叠加作用下产生高周疲劳破坏.并对后续使用提出了建议.     

某压气机九级盘低循环疲劳寿命试验评估

某压气机九级盘与试验九级盘　鉴于按照应力疲劳理论给出的名义应力法研究某压气机鼓筒低循环疲劳寿命时得出的结论:九级盘偏心孔部位是限制鼓筒使用寿命的最关键部位。故本文特将基于应变疲劳理论的伴随试验法用于此压气机九级盘低循环疲劳寿命评估。      

核心机地面起动供油规律快速确定方法

确定核心机地面起动规律是航空发动机研制中的重要环节。通过对核心机与发动机起动供油规律的对比,和起动过程中数值仿真与试验数据特点的分析,提出了采用数值仿真与试验数据分析相结合,快速确定核心机合适起动供油规律的方法。经几型核心机试验验证,该方法能有效解决起动点火和起动加速等问题,减少起动调试次数,提高起动成功率和试验调试的安全性。核心机起动供油规律的确定,为发动机起动供油规律的确定奠定了基础。     

粉末合金轮盘关键部位多圆弧转接降应力研究

为了验证某型航空发动机粉末合金涡轮盘低循环疲劳寿命,在旋转试验器上进行了涡轮转子的低循环疲劳寿命试验。在试验过程中有轮缘凸块和配重块断裂飞出,导致试验失败,得出该低循环疲劳试验故障的主要原因是裂纹起始部位的局部应力偏高。通过建立故障部位的单圆弧、双圆弧和3圆弧局部模型进行有限元计算,研究了转接圆角处的应力与转接圆角半径的关系。研究结果表明:采用3圆弧转接方法对粉末合金涡轮盘寿命考核部位进行改进设计是最佳方案,降低了轮盘考核部位应力,提高了轮盘寿命,并通过了试验验证。     

粉末冶金涡轮盘有限元应力分析

对某型航空发动机粉末冶金涡轮盘进行了有限元应力分析。首先根据转子系统的连接方式确定了涡轮盘应力计算边界条件,然后对该涡轮盘进行了热弹性、弹性应力和热应力分析。计算结果表明:该粉末冶金涡轮盘在最大稳定工作状态下处于弹性工作范围;超转至122%时除轮心有微小的塑性变形外,轮盘基本处于弹性范围;不均匀温度场对轮盘的应力分布有较大的影响。      

某粉末冶金高温合金涡轮盘破裂转速分析

介绍了平均应力法、平均径向应力修正法、残余变形法、局部塑性应变法等破裂转速预测方法,并采用这些方法对某粉末冶金高温合金涡轮盘破裂转速进行了分析.通过理论预测与试验结果的对比得知:采用平均径向应力修正法、残余变形法、局部塑性应变法预测的破裂转速与试验结果吻合较好,而采用基于径向应力分布均匀假设的平均应力法推算的破裂转速与试验结果相差较大.      

大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定方法

为了在试验验证阶段准确、全面地剖析涡扇发动机核心机性能，基于核心机多次试验结果，提出在工程中易实现的核心 机性能评定方法。通过试验确定测量参数，介绍核心机性能评定工作流程，论述性能评定关键参数的测量和计算方法。分析部件 流量、效率等参数变化对核心机循环功及油耗的影响，以涡轮为例阐述部件试验与核心机试验差异的原因包含气动构型、工作环 境、测量不确定度、冷气4个维度的因素，论述了通过减少漏气、优化工作线等手段提升部件效率，讨论核心机流量、循环功、耗油 率对整机的支撑作用。核心机与部件偏离的合理范围应参照测量不确定度，超出合理范围的偏离采用了单因素敏感性分析方法 分解到部件层级。结果表明：该方法适用于大涵道比涡扇发动机核心机试验性能评定，对其他构型的核心机也有一定借鉴作用。