航空涡轮冷却器检修分解方法

对检修进口航空涡轮冷却器中所遇到的问题，进行了工艺分析，并着重介绍检修分解方法．     

航空涡轮冷却器的预紧结构

概述了航空涡轮冷却器用超精密级滚珠轴承预紧结构的功能，设计的基本原则，主要结构形成和预紧力的２种计算方法．     

两轮升压式涡轮冷却器特性试验研究

针对两轮升压式涡轮冷却器的特点制订了涡轮和压气机的特性试验方案,分别按照折合参数整理了涡轮和压气机的特性试验数据,利用曲面拟合分别得到了涡轮和压气机的特性曲面方程。将10个校核点的试验数据与曲面方程得到的数据对比,误差在5%以内,证明试验方法和数据处理方法合理可行,对类似产品的特性试验具有借鉴意义。     

三轮涡轮冷却器应用研究

本文通过对涡轮冷却器和飞机地面环控系统工作原理的分析，提出了将三轮涡轮冷却器用于飞机地面环控系统的设计方案。并给出了系统主要性能参数的计算结果。     

航空冷却器涡轮盘叶片的加工成形

在没有专用设备的条件下，摸索出了一种行之有效的航空冷却器涡轮盘叶片的加工方法。     

涡轮泵长程寿命的模糊可靠性设计和评估

根据涡轮泵的主要失效模式,建立了涡轮泵模糊可靠性设计方法。即对各部件进行模糊可靠性分配,再对涡轮叶片静强度、转子工作转速、转子轴疲劳强度、端面密封及轴承进行模糊可靠性设计,从而获得涡轮泵整机的可靠度。此处基于涡轮泵寿命服从威布尔分布,用模糊可靠性理论推导出涡轮泵长程寿命的可靠性评估公式。实例验算表明,评估值与预估值一致,设计与评估方法可行。     

一种单晶涡轮叶片热机械疲劳寿命评估方法

针对单晶涡轮叶片热机械疲劳(TMF)问题,围绕单晶涡轮叶片TMF试验,结合单晶变形、损伤理论及数值模拟,建立了一套单晶涡轮叶片TMF寿命评估方法.利用空心气冷涡轮叶片TMF试验系统,对单晶涡轮片考核截面在服役条件下所产生的交变应力场和交变温度场进行模拟,确定了裂纹萌生部位及其TMF寿命.考虑单晶涡轮叶片变形和损伤行为的特征,分别建立了基于滑移系的Walker黏塑性本构模型和基于临界平面的循环损伤累积(CDA)模型.利用上述本构和寿命模型,完成了单晶涡轮叶片TMF试验的数值模拟.结果表明:叶片理论危险点与试验结果一致,且计算寿命基本落在试验寿命的3倍分散带内.      

涡轮构件疲劳/蠕变寿命的试验方法

根据弹用发动机涡轮构件的真实工况,通过有限元分析确定试验寿命考核点,提出并设计了一套加载方案,模拟了工作条件下结构的应力场和温度场,构件的试验寿命、断裂部位与有限元预测结果一致。试验结果表明提出的小结构大载荷、小空间高温度的试验方法可以很好地再现涡轮构件的疲劳/蠕变故障,为发动机构件的寿命评定提供了依据。     

某涡轮叶片热障涂层的寿命预测方法

基于NASA发展的CoatLife软件中推荐的应力 寿命建模方法,研究了某涡轮叶片热障涂层寿命预测方法。通过在寿命模型中引入氧化增质量,并考虑氧化动力学,实现了寿命模型与高温氧化效应的关联。由于寿命模型中的疲劳强度系数是时间和半径的函数,从而可以应用于实际结构中的不同几何形状,并考虑了时间相关的退化效应。计算结果表明,随着最高温度或疲劳强度系数的增加,涂层的循环寿命和时间寿命均会减少。通过对某涡轮叶片在设计温度场下的涂层寿命预测结果表明,循环时间为1h条件下叶片前缘1/2叶高处涂层剥落寿命大约336 h,与实际叶片涂层失效在300~400h之间吻合。      

等寿命曲线在直升机动部件疲劳定寿中的应用

直升机动部件的疲劳定寿中,为考虑平均载荷的影响,不可避免地需要采用简化的近似等寿命曲线对疲劳特性和飞行载荷进行修正处理。为防止因修正处理不当而造成影响定寿结论和使用安全,本文对目前国内外常采用的修正方法进行了分析,并提出了工程应用中的处理原则和措施。     

民用飞机经济评价的新方法

运用航空运输经济原理,探讨了飞机在寿命周期内经济性变化。在此基础上,使用工程经济的财务评价体系评价飞机经济性优劣。实践证明,用这种方法评价飞机经济性的结果是比较符合实际的。     

确定飞机机体日历寿命的方法

阐明了飞机日历寿命的定义和组成关系式;提出了确定飞机日历寿命的原则和技术途径;指明了确定飞机日历寿命的依据、关键技术和验证方法。     

飞机消耗寿命计算方法研究

对飞机单机疲劳寿命监控使用的飞机消耗寿命计算的各主要技术问题做了相应的论述、推导和证明;提出了３种飞机消耗寿命计算方法;建立了飞机消耗寿命与设计使用寿命之间的换算关系,为飞机单机疲劳寿命监控课题的消耗寿命计算和剩余寿命计算提供了一个既简单又适用的方法。     

固体火箭发动机装药寿命预示方法试验研究

研究了固体火箭发动机装药硬度和ＨＴＰＢ推进剂方坯硬度、强度及延伸率在贮试期内的变化规律，建立了装药硬度－强度、延伸率－贮存期相关联的数学模型和回归方程组。用其预估固体发动机装药寿命。     

叶片型面刀位计算方法分析

为实现汽轮机７００ｍｍ扭叶片型面的数控砂带磨削精加工,通过分析研究有关现有文献的刀位计算方法,提出采用鞍形曲面法,对由离散型值点给出的汽轮机扭叶片,可以确定其宽行线接触加工的刀位轨迹,以实现叶片型面的数控砂带磨削精加工。     

压气机叶片疲劳可靠度及寿命的预测方法

提出在缺乏零件工作载荷谱时, 进行该零件疲劳可靠性设计计算的方法。用使用过一段时间后的零件进行疲劳试验, 根据这些试验数据统计出剩余疲劳损伤强度, 利用它确定该零件在工作寿命期间的总疲劳损伤量。然后用疲劳累积损伤可靠性模型进行零件疲劳可靠性设计计算。并以航空发动机压气机工作叶片为例, 说明如何使用剩余疲劳损伤强度预测叶片的可靠度或寿命。      

用剩余疲劳损伤强度理论给直升机传动系统定寿的方法

根据直升机传动系统定寿工作的特点,提出了应用剩余疲劳损伤强度理论确定在未知载荷谱下工作的直升机传动系统零部件的可靠疲劳寿命的方法。     

一种较简单的低循环疲劳寿命预测法

 <正> 1。引言 局部应力应变法是目前预测结构裂纹起始寿命的一种行之有效的方法。根据局部应力应变法的原理,可以用计算的方法来预测构件裂纹起始寿命。在计算中,从载荷谱得到局部应变谱,可利用有限元法分析结构的局部应力应变响应。当然还可利用半经验公式(如Neuber法等)。在计算中若考虑材料的记忆特性和循环σ-ε曲线,这无疑对真实地反映受载构件的局部应力应变响应是有利的。但要做到这一点,用有限元分析所需的机时相当可观,因为它要对整个寿命期间的载荷历程进行分析计算,至少也要针对一个典型谱分析计算。 计算中材料的循环应力应变曲线一般可采用下式     

飞机结构件在当量环境谱下加速腐蚀试验和日历寿命估算方法

首次成功地进行了构件在当量环境谱下的加速腐蚀试验,取得了防护层日历有效期和基体腐蚀扩展速率;建立了一套由试验数据估算日历首翻期、日历翻修间隔、日历总寿命的方法和公式;提出了由使用中真实的腐蚀损伤数据来估算日历首翻期的方法;在构件加速腐蚀试验和使用中真实腐蚀损伤数据统计处理的基础上,给出了 HX型机群日历寿命。