航空发动机风扇叶片冰雹撞击仿真

为预估航空发动机风扇转子叶片受到冰雹撞击后的损伤情况,基于PAM-CRASH软件进行冰雹撞击风扇转子叶片仿真。采用SPH方法和带失效应变的弹塑性材料模型建立冰雹数值模型,模拟冰雹撞击铝合金平板过程,仿真结果与试验数据吻合较好。针对冰雹撞击旋转状态风扇转子叶片试验,建立3维风扇转子有限元模型,使用带失效模型的J-C本构模型定义叶片材料性能,采用该冰雹模型对试验过程进行仿真,获得的冰雹撞击过程和叶片损伤与试验结果基本相同,叶片凹陷深度误差小于10%。仿真与试验结果对比表明:风扇叶片冰雹撞击仿真方法能够预估叶片被冰雹撞击后的损伤情况,可用于叶片抗冰雹撞击设计与评估。     

基于积叠线的风扇叶片优化与振动特性研究

为了改善航空发动机风扇叶片静强度和振动特性,以风扇叶片静应力和应变能密度指数为优化目标,采用Kriging 代理 模型和微种群遗传算法,分析风扇叶片重心积叠线周向构型变化对叶片强度振动性能的影响。以叶片重心积叠线周向构型为设计 参数,实现风扇叶片参数化建模和有限元网格的自动划分及有限元计算。建立航空发动机风扇“参数化建模—有限元仿真—强度和 振动特性优化”的一体化平台,对某宽弦风扇叶片进行优化设计。结果表明：优化后叶片中心的高应力区向叶尖偏移,叶根前缘的高 应力区得到了改善,最大静应力减小了5.45%,应变能密度指数减小了5.94%,在相同载荷下的第1 阶振动应力裕度从66.81%提高 到了70.46%;叶片的固有频率、振型和共振裕度等没有明显变化,表明此优化算法可有效改善叶片的静强度和振动应力分布,且不 会对其他振动特性产生不利影响。     

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。     

航空发动机宽弦风扇叶片鸟撞损伤模型标定

为建立航空发动机风扇叶片抗鸟撞载荷能力的量化预测方法,针对特定的航空发动机宽弦风扇叶片设计,依据发动机在典型工作状态下的吸鸟速度、角度等撞击参数开展叶片鸟撞试验,采用显式动力学数值仿真方法,建立叶片鸟撞试验仿真分析模型,并通过对模型中叶片材料参数、鸟体本构模型参数、鸟与叶片耦合接触参数进行敏感度分析,对模型进行标定.结果表明,标定后的鸟撞分析模型所预测的叶片损伤模式与试验结果一致,预测的损伤位置与试验测量结果误差小于10%.      

复合材料层合板鸟弹撞击损伤分析

为了研究复合材料风扇叶片鸟撞损伤情况,对鸟弹在4个入射角度下撞击复合材料层合板的过程进行了数值模拟,建 立了复合材料层合板靶板模型;分析复合材料层合板与鸟弹碰撞后的受力以及复合材料层合板水平、垂直应变情况,并在此基础 上建立了真实风扇叶片模型用于模拟被鸟弹撞击的风扇叶片。结果表明：复合材料层合板鸟撞数值模拟结果与试验结果一致;综 合比较鸟弹的残余速度和复合材料层合板的损伤情况发现,在鸟弹入射角为30°时,复合材料层合板的抗鸟撞效果最好;复合材料 层合板的数值模拟应变最大值与试验应变最大值的误差在10%以内,验证了数值模拟结果的正确性;当风扇转速为6000 r/min 时,鸟弹入射角度越大,鸟弹与风扇叶片接触的时间越短,接触碰撞后鸟弹的速度减小越多,残余速度越小。     

复合材料风扇叶片-机匣碰摩振动的数值模拟

基于全三维模型的复合材料风扇叶片-机匣碰摩动力学特性的数值研究。建立了复合材料三维风扇叶片-机匣实体有限元模型,考虑叶片离心刚度的影响,机匣由贝塞尔曲面拟合,风扇叶片采用3种不同铺层形式。基于该模型,在机匣二节径变形的情况下,计算了不同铺层叶片在不同转速下与机匣碰摩后的动力学响应。计算结果表明:铺层形式对叶片中、低转速下的碰摩振动形式影响较大,带有90°铺层的叶片的最高振幅及不稳定振动所在区域的转速相对较低,改变铺层形式可以对复合材料风扇叶片-机匣的碰摩动力学特性加以控制。当转速靠近由3倍频与叶片1阶模态造成的共振点附近,或由6倍频与叶片2阶模态造成的共振转速附近时,叶片与机匣的碰摩会导致非稳定振动的产生。该方法与结果对复合材料风扇叶片的碰摩动力学特性研究具有一定指导意义。      

基于压电纤维复合材料的离心叶轮叶片高阶模态测量

为准确获取离心叶轮叶片的高阶振动特性及其模态,利用压电纤维复合材料(Marco fiber composite,MFC)对离心叶轮叶片进行模态测试。设计了MFC激励系统,提出了MFC选型、激励和测点位置的确定方法,研究了不同信号的高阶模态激励效果,并分析了MFC附加质量和刚度对叶片固有频率和模态的影响;结合有限元仿真结果,对比分析了前20阶振动模态的异同。试验结果表明:MFC具有操作简单、重复性好、信噪比高、能够稳定激励出高阶模态等优势,计算模态与测量模态吻合较好,在第6～8阶与第12～15阶之间存在模态密集区域;MFC附加质量和刚度对实验固有频率的影响低于4%。提出的MFC激励方法可用于具有较高固有频率的航空发动机部件的模态测量。     

复合材料风扇叶片力学性能试验研究与有限元分析

依照制定的规范化试验流程,进行额定工况和二倍超载工况下的静力加载试验和全寿命周期疲劳试验,以验证复合材料风扇叶片运转工况所需的力学性能试验,结果表明复合材料风扇叶片满足使用强度要求,具有足够疲劳寿命。试验流程制定和具体试验方法可为同类产品力学性能检测提供参考。提出一种曲面外形构件复合材料属性设置方法,基于该方法建立复合材料叶片有限元模型,应用该模型对复合材料叶片在额定工况离心力作用下的载荷-位移响应进行计算。计算所得载荷-位移曲线与试验结果基本吻合,验证了计算方法的合理性。     

基于ABAQUS二次开发的直升机桨根快速建模方法及应力分析

随着新构型直升机技术的发展，对直升机桨叶有限元仿真技术的要求也越来越高。参数化建模仿真方法能够降低有限元法仿真技术的使用难度，对桨叶快速化、精细化设计具有重要意义。本文基于ABAQUS二次开发方法构建了一种适用于直升机桨叶根部段的快速建模方法，在有限元建模过程中参数化建立材料属性和接触属性，完成直升机复合材料桨叶根部段的快速化仿真分析。利用该方法对某直升机桨根进行应力计算，与常规建模方法相比，快速建模方法有效提高了建模效率，保证了仿真结果的一致性。快速建模方法仿真结果与常规建模方法仿真结果相比应变误差不超过1%，快速建模方法与试验结果相比应变误差不超过10%，常规建模与试验结果应变误差不超过91%，验证了该方法的可靠性。     

模型转子突加不平衡响应分析及试验验证

为准确获取风扇叶片飞失引起的瞬态载荷,利用显式动力学有限元仿真方法进行了接触建模和瞬态分析,开展了多层次的试验标定和校核工作,利用这些试验结果与分析进行了对比验证。结果表明:采用的显式动力学有限元仿真方法为准确模拟突加不平衡过程中的动态特征提供一种可行的仿真手段,形成了一套构件-组件-整机、从静力学到动力学的模型修正方法。按照测试优先级定义的主要传力路径载荷、突加不平衡载荷等物理量,确定了模型修正的测试参数选取方法。利用支承锥壁动应变测量数据,结合模型标定结果,可以准确地获得支点峰值径向动载荷,预测的峰值动态载荷与试验获取的结果误差小于10%,此方法可以运用到支点冲击载荷间接测量中,提高测量的精度及简便性。      

三元流叶轮的电弧铣削与机械铣削组合加工

首先介绍了一种实现电弧与铣削组合的加工方法及装备。其次,为验证电弧加工在航空部件生产方面的能力及其对后续精加工工艺的友好性,利用自研的高速电弧放电与机械铣削组合加工专用机床,以具有复杂曲面特征的三元流叶轮样件为例进行五轴电弧铣削与机械铣削组合加工试验研究。结果表明,合理安排电弧加工工序,可以在实现材料高效去除的同时,取得较优的表面质量,电弧铣削中最大材料去除率达14500mm^3/min,小能量电弧加工完成后的样件表面粗糙度R_a为12.5μm,硬度为69.4HRB,较基体硬度未有明显变化,可以很好地适应切削加工要求。后续机械铣削加工过程中,刀具磨损小、加工状态稳定,最终获得粗糙度R_a1.2μm的加工表面,且由于切削余量小,有效抑制了加工变形,样件加工结果达到设计要求,充分展现了该组合加工工艺应用于具有复杂形貌特征的航空发动机零部件制造方面的可行性。     

机翼盒段连接结构疲劳性能影响因素及有限元分析

针对国产某型飞机机翼翼盒典型连接区结构,设计试验件进行疲劳试验,对比分析高锁螺栓不同装配工艺对其疲劳性能的影响。结果表明:对高锁螺栓施加一次拧紧工艺后,再施加适当的二次拧紧力矩,能够有效改善连接结构的疲劳性能。其次,建立连接结构的三维有限元模型,基于正交试验法分别研究螺栓拧紧力矩、板间摩擦系数和螺栓材料弹性模量对基板孔边应力集中系数的影响。研究发现,该3种因素均对孔边应力集中系数有较大影响,其中螺栓拧紧力矩的影响最为显著,表明了适宜的二次定力工艺是提高连接结构疲劳性能的一种有效手段。     

基于深度学习的非定常周期性流动预测方法

为了克服传统CFD计算需要耗费大量的计算时间与成本的缺陷,提出了一种基于深度学习的非定常周期性流场的预测框架,可以实时生成给定状态的高可信度的流场结果。将条件生成对抗网络与卷积神经网络相结合,改进条件生成对抗网络对生成样本的约束方法,建立了基于深度学习策略采用改进的回归生成对抗网络模型,并与常规的条件生成对抗网络模型的预测结果进行对比。研究表明,基于改进的回归生成对抗网络的深度学习策略能准确预测出指定时刻的流场变量,且总时长比CFD数值模拟减少至少1个量级。     

刷式密封技术的研究进展

刷式密封技术凭借其优良的封严性能而在航空发动机、燃气轮机和汽轮机中应用。简要回顾了典型刷式密封技术及其发展历程,综述了刷式密封的泄漏特性、摩擦传热特性、力学行为、闭合和迟滞效应以及转子动力特性的研究进展,介绍了MTU箍制刷式密封技术及其在湿蒸汽环境下的试验研究结果,以及目前非金属丝刷式密封技术的研究和应用情况,总结了刷式密封技术流热固耦合特性的研究成果,探讨了刷式密封技术在航空发动机真实运行工况下运行寿命和性能可靠性方面需要深入研究的内容,为刷式密封技术在透平行业中的高效应用提供了技术支撑。     

大跨度桥梁龙卷风荷载物理模拟的关键相似参数

为识别大跨度桥梁主梁断面在龙卷风作用下的风荷载特性及其主要影响实验参数,在龙卷风风场特性模拟的基础上,基于龙卷风模拟装置和刚体模型测压实验方法,对流线型扁平钢箱主梁表面风压分布、断面三分力系数等风荷载特性进行了识别,并讨论了涡流比、高宽比等龙卷风相似参数对风荷载识别结果的影响。结果表明,桥梁主梁在模拟龙卷风作用下的风荷载特性与常规边界层风洞实验结果明显不同。高宽比对风荷载特性的影响程度远大于其对风场特性的影响。不同涡流比下,高宽比对风荷载特性的影响程度不同。高宽比和涡流比是影响桥梁主梁龙卷风荷载的关键相似参数。风荷载模拟结果及其关键相似参数的影响规律将为桥梁抗龙卷风设计提供基础气动参数数据。     

空间多功能在轨维护机器人系统及其末端执行器设计

空间机器人是空间在轨服务的一种重要工具。以合作目标与非合作目标的在轨维护为目的,通过对现有空间机器人研究现状的调研和分析,提出了基于末端工具可快换的多功能在轨维护机器人系统,并提出多种末端执行器设计方案。其中三指-三瓣式末端执行器作为末端工具快换装置,不仅具有机械接口捕获对接的功能,还具有电力/信号传输功能,以及机械臂动力传输功能;钢丝绳缠绕式末端执行器具有优越的容差和软捕获性能,适合用于实现对安装有捕获接口的合作目标以及非合作目标卫星发动机喷管的捕获;而欠驱动三指末端执行器具有良好的待捕获目标物体形状自适应功能以及软捕获功能,因此可用于对空间形状不规则的太空垃圾等目标进行非合作目标捕获。通过对多功能在轨维护机器人系统及其末端工具快换过程以及末端执行器对目标捕获操作的研究,所提出的基于末端工具快换的多功能在轨维护机器人系统有较好的应用前景。     

航空发动机空气涡轮起动机包容结构研究

为了解某航空发动机空气涡轮起动机包容结构对其包容性的影响,采用 LS-DYNA 软件对空气涡轮起动机的包容性进行数值仿真,并在高速旋转试验台上开展了多次包容性试验。试验中采用涡轮盘预制裂纹的方式,使涡轮均匀破裂成 3 块,针对不同厚度的包容结构和不同的包容环支承结构分别进行包容试验。试验结果表明:在厚壁包容结构试验中轮盘碎块飞出,包容效果不理想;在薄壁包容结构试验中轮盘碎块击穿内层壳体并撞击包容环,轮盘碎块无飞出,包容效果较为理想;在薄壁包容结构试验中采用螺钉固定支承结构,第 1 次试验成功包容,第 2 次试验中涡轮盘被包容但组件倒翻,在第 3 次试验中采用凸台加固支承结构成功包容,表明选用合适的包容结构及其支承结构对确保其具备有效的包容能力十分重要。研究结果对空气涡轮起动机的包容结构设计有很好的指导意义。     

Soret和Dufour效应对方腔内双扩散自然对流影响的格子Boltzmann模拟

采用格子Boltzmann方法,并考虑双扩散过程中的Soret和Dufour耦合效应,对内置高浓度发热圆的方腔内双扩散自然对流现象进行数值模拟,高温高浓度发热圆位于方腔中心,四周壁面均为低温低浓度。在不同的浮升力比Br(-5≤Br≤5)、Soret数Sr(-0.4≤Sr≤0.4)和Dufour数Df(-0.4≤Df≤0.4)条件下,分析了方腔内部自然对流双扩散特性。研究结果表明:在相同的Br条件下,随着Sr和Df数同时增大,方腔内传热能力和传质能力均有所减弱;在相同Sr和Df数条件下,随着Br的增大,传热能力和传质能力均先减弱后增强。     

航空发动机限寿件概率失效风险评估的等效应力转化

提出一种从整个飞行循环出发并基于全局的限寿件等效应力转化方法,将转化后的等效应力作为概率失效风险评估的输入条件,从而获得更为精确的失效风险结果。首先通过流固耦合数值模拟获得限寿件在整个飞行循环的瞬态应力,然后基于雨流计数法及线性累计损伤理论编制转换程序,将限寿件模型全部节点上的瞬态应力转化为等效应力,最后作为概率失效风险分析流程的输入条件确定寿命期内的概率失效风险。相同飞行循环条件下,与基于局部最大应力的转化方法相比,全局等效应力转化方法获得的失效风险更低。该方法的提出,为我国民机型号概率失效风险评估时作为关键输入数据应力的确定给出了定量参考,有力支撑了适航取证。     

冷却结构塞式喷管红外特性抑制试验技术研究

利用涡扇发动机喷管红外辐射特征模拟试验台,对二元塞式喷管的红外辐射特征进行试验研究,得到塞锥冷却对二元塞式喷管红外辐射特性的影响规律,并与轴对称收扩喷管(基准喷管)进行了对比。试验结果表明:在探测角0°方向上,相比基准喷管,二元塞式喷管在不采取冷却措施时红外特征降低了12.1%,冷气流量为1.0%总流量时红外辐射强度降低了40.8%,冷气流量为2.8%总流量时红外辐射强度降低了51.2%。