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921.
叶片丢失后发动机整机响应模拟试验与仿真 总被引:1,自引:3,他引:1
依据大涵道比涡扇发动机结构设计了叶片丢失试验台,开展了一系列模拟叶片丢失试验,并采用显式有限元方法进行了数值仿真,研究了发动机叶片丢失后整机结构响应与载荷传递规律。结果表明:丢失叶片与机匣存在叶尖与叶身两次撞击,对应的加速度曲线存在两个响应峰值;转子转速越高,加速度响应幅值越大。叶片飞断后转子不平衡载荷传递路径为前轴承支承-中轴承支承-中介支板-机匣结构;叶片撞击机匣导致的冲击载荷则由风扇机匣向后传递,最终传给吊装结构;发动机承受的载荷是由不平衡和冲击影响耦合得到,其中冲击载荷为主要部分。该研究为掌握真实发动机叶片丢失下整机响应规律提供了试验模拟方法与数值仿真分析工具。 相似文献
922.
为了获得燃烧室进口流场对某回流燃烧室性能的影响规律,通过在轴向扩压器上安装带偏转角度的导向叶片,获得不均匀的燃烧室进口流场。在试验验证的基础上,对均匀进气、导向叶片偏转角度25°及导向叶片偏转角度35°共计三种方案的燃烧室性能进行了数值模拟研究。结果表明:带偏转角度的导向叶片使燃烧室进口流场变得不均匀,燃烧室进口截面的气流具有一定的偏转角度和切向分速度;带偏转角度的导向叶片使主燃孔和掺混孔的进气存在一定的偏转角度,随着导向叶片偏转角度的加大,主燃孔和掺混孔的轴向速度小幅增加,主燃孔和掺混孔的切向速度逐渐加大且增幅较大;随着导向叶片偏转角度的加大,燃烧室总压恢复系数逐渐降低;带偏转角度的导向叶片对燃烧室的燃烧效率影响不大;随着导向叶片偏转角度的加大,燃烧室出口温度分布系数(OTDF)逐渐降低且降低幅度较大;在同一径向高度,随着导向叶片偏转角度的加大,燃烧室出口周向温度分布不均匀度逐渐降低。 相似文献
923.
研究了冷气流量对气孔周围热应力的影响,为气膜冷却叶片可靠性设计提供参考。改变气孔的孔径,并建立有限元模型,结合有限元/边界元理论,通过流固热三场耦合技术获得热冲击后的叶片最大温度、温度不均衡程度及最大热应力。研究表明:增加冷气量有利于改善叶片冷却效率降低叶片温度,但也会使叶片温度不均衡程度增加,加剧尾缘气孔内的热应力载荷;增加前缘气孔直径可提升66%的平均冷却效率,有利于减缓气孔内的热应力,增加尾缘气孔的直径对冷却效率及热应力的影响均较小。此外,数值计算结果与试验及解析解较为吻合,对于气膜冷却叶片结构设计具有参考价值。 相似文献
924.
925.
航空发动机研制及适航要求中均明确提出发动机零部件的振动特性分析和测试要求,包括评估进气流场畸变对振动特性的影响。对某航空发动机压气机第1级转子叶片进行振动特性计算分析,开展自然进气和进气畸变条件下的叶片振动应力测试。计算分析和测试结果表明:计算分析结果与自然进气条件下测试的叶片共振转速及振动频率一致性好,其激振源主要是压气机结构因素;在进气畸变条件下激振源更丰富,与自然进气条件相比,叶片会被激起额外的振动,且在同一共振转速下振动幅值较大,进气畸变对转子叶片的振动特性产生重要影响。在发动机研制过程中,为提高叶片工作的可靠性,需要加强进气畸变条件下的叶片振动特性试验研究。 相似文献
926.
927.
为了能够在设计阶段早期对复合材料加筋壁板制造成本进行快速估算,提出了一种以结构设计重量为主要驱动因素的制造成本估算模型。该模型的关键是考虑了诸如材料成本比重系数、制造工艺系数、蒙皮形状系数、筋条形状系数、材料利用率系数等合理取值。以某验证试验的试验件制造成本估算为例,估算成本与实际制造成本的偏差为10.8%,说明了采用该方法对复合材料加筋壁板制造成本进行快速估算的结果是可以为设计人员提供决策依据的。 相似文献
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929.
930.
常见高性能热防护材料的力学性能较为薄弱,这成为了飞行器热防护系统发展的瓶颈。因此,如何设计热防护材料,使其具有良好隔热效果同时兼具足够的承载能力,成为当前的研究热点。本文针对碳/碳多孔防热复合材料进行了单轴压缩实验,获得了其压缩应力—应变曲线,研究了其压缩变形特征及相应的失效模式,并通过SEM观测变形前后的材料细观结构,分析了材料内部的细观变形机制,也为进一步建立表征材料内部细观结构特征的有限元模型和进行数值模拟研究奠定了实验基础。实验结果表明:材料内部纤维主要沿面内随机分布,呈现出明显的分层现象。受其结构的影响,该材料面内方向力学性能比厚度方向优越。 相似文献