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为了研究导弹发动机壳体在高空飞行时的温度、应力、应变状态,从而对壳体的结构强度进行校核,研究了导弹壳体气动加热的计算方法,建立了某发动机壳体的三维有限元模型,合理简化气动边界条件,计算壳体温度随导弹飞行时间的变化.对比风洞试验结果,有限元计算结果与试验结果一致性较好.分析了ABAQUS软件热-力耦合实现方法,对该模型施加不同时刻的外力载荷,实现壳体的热-力耦合数值分析.进行热-力耦合联合加载试验,对比计算结果与试验结果,计算结果与试验结果吻合较好.壳体的应力、应变都远小于材料的极限值,壳体结构安全.该有限元计算方法可以用来进行壳体的热-力耦合强度分析. 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2014,(2):25-29
基于瞬态动力学基本理论,选取Lycoming航空活塞发动机的普通连杆为分析对象,在通用有限元软件中建立其三维有限元模型。考虑在发动机额定转速工况下,连杆在压缩行程末期、膨胀行程初期气缸内气体压力作用下的动力学响应。分析发现:在所有载荷步下,最大等效应力和应变均出现在杆身和小头的过渡区域,且与缸内气体峰值压力同时出现;获得的最大等效应力随时间的变化曲线,可为预估连杆疲劳寿命、提高连杆疲劳可靠性提供数值依据;结合等效应力应变云图,划分出的连杆应力集中的危险区域,为修理前检测的重点区域。 相似文献
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某型发动机附件传动机匣应力分析 总被引:2,自引:0,他引:2
针对某型涡喷发动机附件传动机匣的支板在台架试车过程中多次出现裂纹的问题,计算了该机匣承受的气体力载荷;通过有限元分析得到了该机匣的应力分布,并与试验值进行了对比.结果表明,计算应力和试验值吻合较好,支板的静强度可满足要求,有必要寻找引起故障的其他原因.为减小应力集中,研究了机匣几何尺寸对支板应力的影响. 相似文献
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燃气涡轮发动机旋转叶轮的叶尖间隙对其性能和结构可靠性均有较大影响,因此国内外的相关研究机构在叶尖间隙控制方面进行了大量的数值分析和试验测试工作.利用Ansys软件采用流-固-热耦合分析方法,分析了某型发动机斜流压气机叶片、机匣的热、机械、气动载荷产生的结构响应,得到了发动机不同稳态状态点下斜流压气机叶尖间隙沿轴向的分布规律.结果表明:斜流压气机叶尖和机匣位移响应沿轴向的变化趋势一致,位移响应的最大值均位于机匣曲率最小的位置;在机械载荷最大点,叶尖间隙小于设计点相应值,而在热载荷最大点,叶尖间隙远大于设计点相应值. 相似文献
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针对航空发动机燃烧室火焰筒结构声疲劳问题,建立了某型航空发动机燃烧室火焰筒有限元计算模型。采用耦合的边界元和有限元方法对该结构进行声激励载荷作用下的响应进行计算,获得该结构在不同声压级下的振动位移和应力响应结果,对燃烧室火焰筒结构疲劳故障分析和抗声疲劳结构设计具有一定参考价值。 相似文献
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研究了基于机匣测点信号进行航空发动机滚动轴承故障诊断的灵敏性问题.首先利用两个带机匣的航空发动机转子试验器进行了冲击响应试验,比较了滚动轴承处冲击激励引起的轴承座测点响应和机匣测点响应的差别;然后利用这两个带机匣的转子试验器进行了滚动轴承故障模拟试验,详细对比分析了轴承座测点信号和机匣测点信号的时域波形、频谱和小波包络谱.结果表明:当滚动轴承和机匣的连接刚度较小时,故障滚动轴承的振动信号传递到机匣上时会产生很大的衰减,然而利用传统的基于小波包变换的包络解调方法仍然可以很好地诊断出外圈故障和内圈故障,对于滚动体故障的诊断效果略差.研究结果对于实际中基于机匣测点信号进行航空发动机滚动轴承故障诊断提供了试验依据. 相似文献
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基于局部应力应变场强法的薄壁缺口结构随机声疲劳寿命估算 总被引:1,自引:1,他引:1
航空发动机火焰筒结构在随机声激励下的寿命估算属于典型的多轴疲劳问题。对航空薄壁结构随机声疲劳寿命估算的峰值概率密度法和功率谱密度法进行了探讨。在应力场强法的基础上,深入研究了一种用于薄壁缺口结构随机疲劳寿命估算的有效方法——局部应力应变场强法,该方法能同时考虑缺口局部应力梯度和应变梯度对疲劳损伤的影响。以薄壁缺口结构作为研究对象,结合声疲劳问题分析的一般方法,对局部应力应变场强法在声疲劳寿命估算中的运用进行了研究。 相似文献
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基于机匣应变信号的航空发动机转静碰摩部位识别 总被引:2,自引:0,他引:2
为有效识别航空发动机转静碰摩部位,提出基于机匣应变信号的航空发动机转静碰摩部位识别技术。以应变片为敏感元件,采用沿机匣轴向、周向粘贴应变片两种实验方案,利用航空发动机转子试验器模拟大量不同碰摩部位的样本,采集航空发动机转子试验器机匣上的应变信号,提取应变的均值特征,利用支持向量机,识别不同碰摩位置。结果表明:沿机匣周向的应变均值特征可有效识别转静碰摩部位,且鲁棒性较好,且仅需在机匣的4个位置粘贴应变片即可对4个不同碰摩部位达到100%的识别率。沿机匣轴向的应变均值特征也可识别不同的碰摩部位,但识别效果不如沿机匣周向效果理想。 相似文献
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针对某典型双转子航空发动机中介轴承外圈疲劳剥落故障诊断问题,基于整机振动耦合动力学模型,导入中介轴承外圈早期剥落故障模型,通过数值积分方法获取故障激励下的整机振动响应。提取并分析了中介轴承外圈剥落故障特征,从信号分析中发现:①出现了4倍外圈故障特征频率及其两侧以外圈旋转频率为间隔的调制边频带;②随着不平衡量增加,特征频率分量基本不变,边频带变得更加突出;③随着轴承游隙的增加,外圈故障引起的冲击更为强烈,特征频率及其调制边频均显著增加。通过比较从轴承座到机匣各测点信号的故障特征,结果表明中介轴承早期疲劳剥落产生的冲击通过轴承座传递到机匣将产生很大程度的衰减,在机匣测点信号中轴承故障特征基本消失。 相似文献
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涡轮后机匣是航空发动机安全的关键部件,但是其具有工况复杂、不确定性因素多的缺点。为了探究输入随机变量的不确定性对涡轮后机匣结构失效概率的影响,建立参数化有限元模型进行确定性分析。考虑材料性能、几何参数及外部载荷的不确定性,对涡轮后机匣两种典型失效模式:强度失效以及刚度失效建立极限状态函数;通过构造自适应Kriging 代理模型并结合重要抽样方法评估涡轮后机匣结构失效概率,利用基于失效概率的全局灵敏度方法对涡轮后机匣结构可靠度的不确定性来源进行分析,对各输入随机变量重要性进行排序,构建一种涡轮后机匣全局灵敏度分析框架。结果表明:涡轮后机匣在两种失效模式以及系统失效模式下,发动机推力以及线性膨胀系数对结构失效概率影响最为显著,应对其重点考虑;内外机匣长度以及材料弹性模量对涡轮后机匣结构失效概率影响较小,可对其适当忽略。 相似文献
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提出了一种基于气液加载方式的航空发动机机匣热内压试验方法,用于模拟机匣件在典型工况下的温度和内压联合加载考核。采用气液加压装置实现温度和压力加载介质的解耦,以高温耐压油作为温度加载介质,利用仿形电加热器实现热载荷施加,以高压稳定气源作为压力载荷源对气液压控制腔体加压,通过对加压模型的理论分析指导压力载荷的定量控制。验证表明试验方法能够有效实现温度和压力载荷的精确控制,解决了液压系统难以实现高温控制和气压系统温度控制均匀性差的问题,同时也有效避免了气压加载方式开展破坏试验时的爆破现象。基于气液加压方式的试验方法能够有效应用于机匣件的热内压考核,实现温度控制精度优于±3 K和压力加载过程定量控制。 相似文献