检索结果-南通市图书馆

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

整体压气机转子结构优化设计

航空动力学报 1997年第1期12卷 40-42页

作者：雷先华江和甫王旅生航空燃气涡轮研究所

以航空发动机整体压气机转子优化设计分析为工程背景，建立整体压气机转子的优化模型，选择重量最轻为目标函数，进行轴对称热弹塑性有限元分析，采用设计尺寸、局部应力、局部低循环疲劳寿命、轮盘破裂转速等约束函数，同时还在形状描... 详细信息

以航空发动机整体压气机转子优化设计分析为工程背景，建立整体压气机转子的优化模型，选择重量最轻为目标函数，进行轴对称热弹塑性有限元分析，采用设计尺寸、局部应力、局部低循环疲劳寿命、轮盘破裂转速等约束函数，同时还在形状描述方式、自动分网、灵敏度分析、后处理接口等方面作了大量研究工作，在此基础上研制了整体压气机转子优化设计程序，并应用到实际压气机转子和涡轮盘优化设计，在满足强度和寿命要求的同时。

关键词：转子优化压气机结构设计航空发动机

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

核心机及其派生发动机发展的方法

航空动力学报 2006年第2期21卷 241-247页

作者：黄顺洲胡骏江和甫南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 中国燃气涡轮研究院四川成都610500

核心机及其派生发动机发展的方法研究表明,可以通过增大空气流量和增大核心机的循环功来实现发动机推力增大,但需要在发动机设计中事先考虑工作转速、流通能力和叶轮机功率等储备。在核心机基础上进行发动机系列化发展,原则上可以采用... 详细信息

核心机及其派生发动机发展的方法研究表明,可以通过增大空气流量和增大核心机的循环功来实现发动机推力增大,但需要在发动机设计中事先考虑工作转速、流通能力和叶轮机功率等储备。在核心机基础上进行发动机系列化发展,原则上可以采用保持高压压气机设计换算转速不变,或者保持最高燃气温度不变的技术措施,实际应用中上述两种方法都采用。因此,在核心机及基本发动机研制中,既要有燃气温度和转速的储备,又要有高压压气机性能的储备。但是,在核心机基础上研制大涵道比涡扇发动机和小涵道比加力涡扇发动机的技术途径是不同的。

关键词：航空航天推进系统核心机发动机派生发展

弹性环挤压油膜阻尼器-转子系统临界转速特性

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

推进技术 2008年第2期29卷 235-239页

作者：曹磊高德平江和甫南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 中国燃气涡轮研究院四川成都610500

弹性环挤压油膜阻尼器ERSFD是一种新型的旋转机械支点阻尼器,其良好的减振调频特性,能够有效地对转子振动进行控制。为了获得ERSFD-转子系统的临界转速特性,考虑了支点的刚度特性对临界转速的影响。首先,利用有限元接触分析技术和有限... 详细信息

弹性环挤压油膜阻尼器ERSFD是一种新型的旋转机械支点阻尼器,其良好的减振调频特性,能够有效地对转子振动进行控制。为了获得ERSFD-转子系统的临界转速特性,考虑了支点的刚度特性对临界转速的影响。首先,利用有限元接触分析技术和有限差分法计算,分别获得了弹性环和油膜的刚度特性,再通过ERSFD-转子系统的不平衡响应计算获得不同刚度特性下的临界转速特性,经转子动力特性试验验证,最终确定了影响临界转速的重要因素,即弹性环凸台处的接触状态。

关键词：弹性结构弹性阻尼刚度临界速度转子

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

弹性环式挤压油膜阻尼器减振机理初探

振动工程学报 2007年第6期20卷 584-588页

作者：曹磊高德平江和甫南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 中国燃气涡轮研究院四川成都610500

弹性环挤压油膜阻尼器是一种新型的旋转机械支点阻尼器,其良好的减振特性,能够有效地对转子-支承系统振动进行控制。本文通过对ERSFD动力特性的理论和试验研究,初步从三个方面获得了减振机理:油膜阻尼吸收部分振动能量;弹性环凸台接触... 详细信息

弹性环挤压油膜阻尼器是一种新型的旋转机械支点阻尼器,其良好的减振特性,能够有效地对转子-支承系统振动进行控制。本文通过对ERSFD动力特性的理论和试验研究,初步从三个方面获得了减振机理:油膜阻尼吸收部分振动能量;弹性环凸台接触状态能控制支点刚度,从而调整临界转速,减小振动峰值;弹性环通过变形储存部分振动能量并缓慢释放。

关键词：弹性环式挤压油膜阻尼器减振机理阻尼凸台接触状态变形

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

双层壳型冲击/气膜结构内表面换热特性实验

推进技术 2007年第3期28卷 235-239,252页

作者：毛军逵刘震雄郭文江和甫南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 中国燃气涡轮研究院四川成都610500

以双层壳型冲击/气膜复合冷却结构的平壁模型作为研究对象,进行了该种结构典型冷却单元的放大模型实验研究。通过改变冲击Re数（10 000～40 000）,冲击间距和冲击孔直径之比H/D（0.17～2.0）,冲击孔和气膜孔间距与冲击孔直径之比P/D（0... 详细信息

以双层壳型冲击/气膜复合冷却结构的平壁模型作为研究对象,进行了该种结构典型冷却单元的放大模型实验研究。通过改变冲击Re数（10 000～40 000）,冲击间距和冲击孔直径之比H/D（0.17～2.0）,冲击孔和气膜孔间距与冲击孔直径之比P/D（0～5.0）等参数,利用热膜法研究了该典型冷却单元结构中内表面的换热特性。研究结果表明：参数Re,H/D,P/D对内表面局部换热系数的影响呈现出复杂的关联性。在本文的实验工况参数条件下,随着冲击Re数的增加,内表面换热效果逐步增强;并且存在一个最佳的H/D和P/D范围使得内表面换热效果最佳。综合分析实验结果,当H/D=0.67,P/D=3时,双层壳型冲击/气膜冷却结构内表面能达到最佳的换热效果。

关键词：推进系统喷射冲击薄膜冷却传热系数

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

高压涡轮动叶内部冷却结构的改进设计

南京航空航天大学学报 2006年第4期38卷 408-412页

作者：郭文吉洪湖蔡毅江和甫刘玉芳南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 中国燃气涡轮研究院成都610500

对某型高压涡轮动叶的内部冷却结构进行了详细的分析,提出了具体的改进方案,并利用有限元方法对改进前后的方案进行了叶片温度分布计算分析。结果表明,在相同冷却空气流量比的条件下,叶片尖截面表面最高温度降低了33°C,截面温差减小了... 详细信息

对某型高压涡轮动叶的内部冷却结构进行了详细的分析,提出了具体的改进方案,并利用有限元方法对改进前后的方案进行了叶片温度分布计算分析。结果表明,在相同冷却空气流量比的条件下,叶片尖截面表面最高温度降低了33°C,截面温差减小了131°C,改进效果明显。同时,改进后的冷却结构有效降低了叶片进口压力,提高了预旋喷嘴压比,减轻了高压涡轮转子的重量,达到了增加发动机推重比,减少冷却空气泄漏量,改善发动机性能的目的。

关键词：涡轮转子叶片冷却结构改进设计

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

双层壳型冲击/气膜复合冷却效果的实验

航空动力学报 2007年第2期22卷 216-221页

作者：刘震雄毛军逵郭文江和甫南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 中国燃气涡轮研究院成都610500

以双层壳型冲击/气膜复合冷却结构的平壁模型作为研究对象,进行了该种冷却结构的复合冷却效果实验研究.研究中改变冷热气流吹风比M,冲击距H/d,冲击孔和气膜孔间距与冲击孔直径之比P/d等参数,利用红外热像仪拍摄实验件的温度分布.研究结... 详细信息

以双层壳型冲击/气膜复合冷却结构的平壁模型作为研究对象,进行了该种冷却结构的复合冷却效果实验研究.研究中改变冷热气流吹风比M,冲击距H/d,冲击孔和气膜孔间距与冲击孔直径之比P/d等参数,利用红外热像仪拍摄实验件的温度分布.研究结果表明:上述参数均影响双层壳型冲击/气膜复合冷却效果,而且影响规律表现出较强的关联性.随着吹风比的增加,复合冷却效果逐步增强;在实验工况条件下,存在一个最佳冲击距H/d范围使得复合冷却效果最佳;同时在冲击孔和气膜孔之间也存在一个最佳的P/d范围,使得复合冷却效果达到最大.当H/d=0.5和P/d=4时,双层壳型冲击/气膜复合冷却结构能达到最佳的冷却效果.

关键词：航空航天推进系统双层冲击气膜冷却效果

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

单晶涡轮叶片晶体取向优化设计

航空动力学报 2008年第12期23卷 2184-2189页

作者：卿华江和甫温卫东吴长波胡仁高覃志贤孙景国中国燃气涡轮研究院成都610500 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

采用损伤型晶体蠕变滑移本构模型,对具体工况下某发动机单晶涡轮叶片进行蠕变变形分析.应用多学科优化设计理论采用自适应模拟退火(ASA)算法和非线性序列二次规划(NLSQP)优化算法对单晶叶片晶体取向进行优化设计.叶片分析结果表明:叶片... 详细信息

采用损伤型晶体蠕变滑移本构模型,对具体工况下某发动机单晶涡轮叶片进行蠕变变形分析.应用多学科优化设计理论采用自适应模拟退火(ASA)算法和非线性序列二次规划(NLSQP)优化算法对单晶叶片晶体取向进行优化设计.叶片分析结果表明:叶片纵向的晶体取向偏角和叶片横向随机取向的晶向角,对单晶叶片的叶尖蠕变变形具有较大的影响.对随机晶向角进行一维优化,当晶向角为76.2°时,叶片具有最小的叶尖径向位移0.077 74 mm,优化幅度为2.0%;叶片纵向偏差角0°时的叶尖径向位移为0.079 29mm,10°时的叶尖最大位移为0.093 52 mm,最大变化幅度为17.9%.

关键词：镍基单晶晶体取向涡轮叶片优化设计损伤

镍基单晶合金气冷叶片模拟试样的蠕变性能研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空动力学报 2007年第5期22卷 773-778页

作者：卿华江和甫温卫东吴长波孙景国南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 中国燃气涡轮研究院强度研究室成都610500

对带孔和不带孔的某第二代镍基单晶合金平板试样进行了蠕变性能试验研究与有限元对比计算.高温蠕变试验表明,平板试样的晶体取向和是否开孔对蠕变寿命有明显的影响.气膜孔导致蠕变寿命的降低,对[001]取向的影响大于[111]取向.在高温低... 详细信息

对带孔和不带孔的某第二代镍基单晶合金平板试样进行了蠕变性能试验研究与有限元对比计算.高温蠕变试验表明,平板试样的晶体取向和是否开孔对蠕变寿命有明显的影响.气膜孔导致蠕变寿命的降低,对[001]取向的影响大于[111]取向.在高温低应力条件下,[001]取向的蠕变性能要优于[111]取向.有限元分析结果表明,气膜孔改变了试样中的应力分布,在孔附近产生了高应力,导致模拟试验蠕变寿命的降低.有限元计算蠕变持久寿命与试验结果吻合,说明采用基于分切应力的蠕变持久寿命计算模型是合理的.

关键词：航空、航天推进系统镍基单晶气冷叶片蠕变寿命