检索结果-南通市图书馆

A semi-analytical multi-harmonic balance method on full-3D contact model for dynamic analysis of dry friction systems

引用

Chinese Journal of Aeronautics 2024年第2期37卷 309-329页

作者： He SUN Dayi ZHANG Yaguang WU Qingyang SHEN dianyin hu Research Institute of Aero-Engine Beihang UniversityBeijing 100191China School of Energy and Power Engineering Beihang UniversityBeijing 100191China Beijing Key Laboratory of Aero-Engine Structure and Strength Beijing 100191China Sino-French Engineering School Beihang UniversityBeijing 100191China AECC Sichuan Gas Turbine Research Establishment Chengdu 610500China

Dry friction damping structures are widely-used in aero-engines to mitigate *** nonlinear nature of friction and the two-dimensional in-plane motion on the contact interface bring challenges to accurately and efficiently predict the forced response of frictionally damped *** state-of-the-art Multi-Harmonic Balance Method(MHBM)on quasi-3D contact model in engineering cannot precisely capture the kinematics on the friction interface although the efficiency is *** full-3D contact model can describe the constitutive relationship of the interface in a more accurate manner;however,the efficiency and convergence are not guaranteed for large-scale *** this paper,a semi-analytical MHBM on full-3D contact model is *** original Trajectory Tracking Method(TTM)for evaluating the contact force is reformulated to make the calculation more concise and the derivation of the Analytical Jacobian Matrix(AJM)*** on the chain rule of derivation,the AJM which is the core to upgrade the performance is *** a shrouded blade finite element model,the accuracy and efficiency of the proposed method are compared with both the MHBM on full-3D contact model with numerical Jacobian matrix and the MHBM on quasi-3D contact model with *** results show that the AJM improves significantly the efficiency of the MHBM on full-3D contact *** time cost of the proposed method is in the same order of magnitude as that of the MHBM on quasi-3D contact *** also confirm that the full-3D contact model is necessary for the dynamic analyses of shrouded *** one uses the quasi-3D model,the estimation relative error of damping can even reach 31.8%in some *** addition,the AJM also brings benefits for stability *** is highly recommended that engineers use the MHBM on full-3D contact model for the dynamic analysis and design of shrouded blades.

关键词： Dry friction damping Multi-harmonic balance method Trajectory tracking method Jacobian matrix Shrouded blade

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

针刺复合材料层次化建模及弹性性能预测

引用

航空动力学报 2024年第2期39卷 102-114页

作者：刘昱王荣桥胡殿印刘茜庞生洋北京航空航天大学能源与动力工程学院北京102206 北京航空航天大学航空发动机研究院北京102206 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京102206 北京航空航天大学中小型航空发动机联合研究中心北京102206 中国科学院金属研究所沈阳110016

针对针刺复合材料中网胎层等结构复杂导致难以划分周期性网格的问题,基于局部径向基点插值模型(LRPIM)发展了非周期性网格的周期性边界条件施加方法。开展X射线断层扫描试验并分析材料微观组织,提取出非针刺区域、针刺绕过区域和针刺穿... 详细信息

针对针刺复合材料中网胎层等结构复杂导致难以划分周期性网格的问题,基于局部径向基点插值模型(LRPIM)发展了非周期性网格的周期性边界条件施加方法。开展X射线断层扫描试验并分析材料微观组织,提取出非针刺区域、针刺绕过区域和针刺穿过区域三种典型特征结构。考虑到针刺复合材料组成成分复杂的特点,提出了基于多特征结构的层次化建模方法,将复杂微观特征结构分解至单一材料相进行精细化建模,并按层次逐级均匀化以获取材料弹性性能。开展针刺复合材料力学性能试验,结果表明x方向拉伸模量和面内切变模量的预测误差分别为1.5%和6.4%,验证了所提建模方法的准确性。

关键词： C/C-SiC复合材料针刺复合材料微观组织层次化建模周期性边界条件弹性性能

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空发动机涡轮榫接结构虚拟试验技术

引用

航空动力学报 2024年第9期39卷 76-83页

作者：黄宏扬胡殿印赵炎陈高翔鄢林潘锦超北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中小型航空发动机联合研究中心北京100191 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

为解决航空发动机涡轮榫接结构疲劳试验成本高、周期长,且试验过程状态难以实时监控等问题,开展了涡轮榫接结构疲劳的虚拟试验技术研究。通过涡轮榫接结构模拟件的疲劳试验获取载荷-位移数据,构建NARX(nonlinear auto regressive model ... 详细信息

为解决航空发动机涡轮榫接结构疲劳试验成本高、周期长,且试验过程状态难以实时监控等问题,开展了涡轮榫接结构疲劳的虚拟试验技术研究。通过涡轮榫接结构模拟件的疲劳试验获取载荷-位移数据,构建NARX(nonlinear auto regressive model with exogenous inputs)神经网络模型,开展位移初步预测;在此基础上采用Kalman滤波引入实测数据对预测状态进行修正,实现疲劳虚拟试验位移的实时预测和更新且预测误差均小于5%;最后,基于3D MAX和Unity 3D平台,构建高度保真的涡轮榫接结构数字模型和虚拟环境,实现涡轮榫接结构疲劳虚拟试验过程的直观展示以及数据可视化。

关键词：涡轮榫接虚拟试验神经网络 Kalman滤波可视化

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

考虑微观组织演化的DD6单晶高温合金蠕变剩余寿命预测

引用

航空动力学报 2024年第9期39卷 106-112页

作者：尤文超王荣桥胡殿印赵炎潘锦超张斌陈校生北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 中小型航空发动机联合研究中心北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191

以DD6单晶高温合金为研究对象,通过描述微观组织演化现象分析材料位错运动硬化机制,建立考虑微观组织演化的多尺度蠕变本构模型;并通过表征蠕变损伤状态,提出考虑蠕变损伤的材料蠕变剩余寿命预测方法。试验结果表明:该蠕变模型比θ映射... 详细信息

以DD6单晶高温合金为研究对象,通过描述微观组织演化现象分析材料位错运动硬化机制,建立考虑微观组织演化的多尺度蠕变本构模型;并通过表征蠕变损伤状态,提出考虑蠕变损伤的材料蠕变剩余寿命预测方法。试验结果表明:该蠕变模型比θ映射模型模拟精度提高了57.6%,模型参数比K-R损伤模型减少了1/3;基于蠕变剩余寿命模型的预测结果的平均预测误差为5.59%,说明模型的有效性。

关键词： DD6单晶高温合金蠕变本构模型微观组织演化剩余寿命

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

In-phase thermal–mechanical fatigue investigation on hollow single crystal turbine blades

引用

Chinese Journal of Aeronautics 2013年第6期26卷 1409-1414页

作者： Wang Rongqiao Jing Fulei hu dianyin School of Energy and Power Engineering Beihang University

Thermal-mechanical fatigue（TMF）is the primary cause of failure of nickel-based single crystal turbine *** experiments have been performed on the critical section which is subjected to the most serious damage and determined by numerical calculation combined with service failure *** experimental system including the loading,heating,air cooling,water cooling,and control subsystems,is constructed to satisfy the TMF experimental *** experimental system can simulate the stress feld,temperature feld,air cooling process,and TMF spectrum on the critical section under service conditions in a laboratory environment.A metal loading device and a new induction coil are developed to achieve the required stress and temperature distributions on the critical section,*** experimental results have indicated that cracks initiated at the trailing edge of the suction surface on the critical *** on these experiments,life prediction and failure analysis of hollow single crystal turbine blades can be investigated.

关键词： Experiment Induction heating Single crystal superalloy Thermal-mechanical fatigue(TMF) Turbine blade

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

榫连接结构微动疲劳模拟件设计及试验

引用

航空动力学报 2024年第9期39卷 68-75页

作者：鄢林胡殿印田腾跃毛建兴王荣桥北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 中小型航空发动机联合研究中心北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191

提出了基于损伤控制参量一致的榫连接结构微动疲劳模拟件设计方法。在几何相似的基础上,保证最大相对滑移距离与临界距离内等效应力分布的一致性,确定模拟件的二维结构尺寸;在此基础上,以临界裂纹长度内应力强度因子一致为目标,优化分... 详细信息

提出了基于损伤控制参量一致的榫连接结构微动疲劳模拟件设计方法。在几何相似的基础上,保证最大相对滑移距离与临界距离内等效应力分布的一致性,确定模拟件的二维结构尺寸;在此基础上,以临界裂纹长度内应力强度因子一致为目标,优化分析确定模拟件的三维结构尺寸;开展了某型发动机涡轮榫连接结构模拟件的微动疲劳试验,试验观测到裂纹萌生于接触面边缘,裂纹初期扩展方向垂直于接触面,断裂时的裂纹长度与仿真结果相比误差小于5%,由此验证模拟件设计方法的合理性。

关键词：榫连接结构模拟件微动疲劳裂纹萌生裂纹扩展

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

Creep-fatigue crack growth behavior in GH4169 superalloy

引用

Frontiers of Mechanical Engineering 2019年第3期14卷 369-376页

作者： dianyin hu Xiyuan WANG Jianxing MAO Rongqiao WANG School of Energy and Power Engineering Beihang University Beijing 100191 China Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine Beijing 100191 China Beijing Key Laboratory of Aero-Engine Structure and Strength Beijing 100191 China

This study aims to examine the crack growth behavior of turbine disc GH4169 superalloy under creepfatigue loading. Crack growth experiments were performed on compact tension specimens using trapezoidal waveform with dwell time at the maximum load at 650℃. The crack growth rate of GH4169 superalloy significantly increased with dwell time. The grain boundaries oxidize during the dwell process, thereby inducing an intergranular creep-fhtigue fracture mode. In addition, testing data under the same dwell time showed scattering at the crack growth rate. Consequently, a modified model based on the Saxena equation was proposed by introducing a distribution factor for the crack growth rate. Microstructural observation confirmed that the small grain size and high volume fraction of the δ phase led to a fast creep-fatigue crack growth rate at 650℃, thus indicating that two factors, namely, fine grain and presence of the δ phase at the grain boundary, increased the amount of weakened interface at high temperature, in which intergranular cracks may form and propagate.

关键词： crack growth rate creep-fhtigue GH4169 superalloy CT specimen dwell time

来源：

维普期刊数据库评论

在线全文

维普期刊数据库

学校读者我要写书评

暂无评论

激光冲击强化对外物损伤叶片前缘的疲劳强度影响研究

引用

推进技术 2024年第4期45卷 201-209页

作者：陆炜鑫胡殿印鄢林毛建兴郭小军单晓明张永康王荣桥北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中小型航空发动机联合研究中心北京100191 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 中国航发湖南动力机械研究所湖南株洲412002 广东工业大学机电工程学院广东广州510006

为研究激光冲击强化对某型离心叶轮外物损伤后疲劳强度的影响,设计了反映真实叶片前缘部位的特征模拟件,并结合空气炮法模拟外物损伤,对比有/无激光冲击强化模拟件的高周疲劳试验结果,发现经激光冲击强化处理后,模拟件的疲劳强度提高约... 详细信息

为研究激光冲击强化对某型离心叶轮外物损伤后疲劳强度的影响,设计了反映真实叶片前缘部位的特征模拟件,并结合空气炮法模拟外物损伤,对比有/无激光冲击强化模拟件的高周疲劳试验结果,发现经激光冲击强化处理后,模拟件的疲劳强度提高约37%。同时,开展了激光冲击强化以及外物损伤后的残余应力/应变场数值仿真,结合Kitagawa-Takahashi(K-T)图法建立了考虑外物损伤与激光冲击强化的疲劳强度预测方法,与试验结果相比平均误差为7.3%,验证了方法的有效性。

关键词：离心叶轮叶片前缘外物损伤激光冲击强化疲劳强度 K-T图法

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

变弯度导叶铰接位置对风扇振动特性的影响

引用

推进技术 2024年第9期45卷 205-217页

作者：张晓杰毛建兴李洪波刘茜赵炎王荣桥胡殿印北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 超循环气动热力前沿科学中心北京100191 中小型航空发动机联合研究中心北京100191 清华大学航天航空学院北京100084 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

针对变弯度导叶尾迹激励引起的转子叶片共振,基于谐响应模态叠加法对风扇转子进行强迫振动分析,研究了不同铰接位置的变弯度导叶对风扇气动性能及其振动特性的影响。结果表明,随着铰接位置向尾缘移动,风扇转子流量、压比和效率增加,稳... 详细信息

针对变弯度导叶尾迹激励引起的转子叶片共振,基于谐响应模态叠加法对风扇转子进行强迫振动分析,研究了不同铰接位置的变弯度导叶对风扇气动性能及其振动特性的影响。结果表明,随着铰接位置向尾缘移动,风扇转子流量、压比和效率增加,稳定裕度降低,主要影响下游转子叶根部位的进气角度。在气动激励方面,随着铰接位置后移,转子叶片表面的压力幅值增大,相位变化剧烈,通过将非定常气动力转换到模态空间中,可以看到叶片所受模态气动力在铰接位置为35%C (C为轴向弦长)的情况下达到最大值,后呈现先减小后增加的规律,这与振动响应的变化规律一致。铰接位置对所关注的高阶局部模态的气动阻尼影响较小,最大差异为0.046%。在振动响应方面,转子叶片的振动应力随铰接位置剧烈改变,且为非单调变化。在设计位置处叶片的振动应力最小,在35%C处振动应力达到设计位置的15倍。对于本文所研究的模型及工况,最优铰接位置为45%C,与仅考虑气动性能的25%C不同。因此在变弯度导叶设计时,需要考虑其对叶片振动特性的影响。

关键词：航空发动机变弯度导叶铰接位置强迫振动尾迹激励气动阻尼共振

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

孔挤压强化对GH4169孔结构高温疲劳裂纹扩展行为影响研究

引用

推进技术 2024年第9期45卷 184-193页

作者：毛建兴咸志帆王欣刘茜刘海燕王荣桥胡殿印北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191 中国航空发动机集团有限公司北京航空材料研究院表面工程研究所北京100095 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点试验室北京100191 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

为探究孔挤压强化对镍基高温合金GH4169孔结构疲劳裂纹扩展行为的影响规律,针对孔挤压强化后螺栓孔特征模拟件开展残余应力松弛及疲劳裂纹扩展试验。结果表明,经热松弛稳定后,孔边依旧可以保持至少400 MPa的残余压应力水平,且孔壁表面... 详细信息

为探究孔挤压强化对镍基高温合金GH4169孔结构疲劳裂纹扩展行为的影响规律,针对孔挤压强化后螺栓孔特征模拟件开展残余应力松弛及疲劳裂纹扩展试验。结果表明,经热松弛稳定后,孔边依旧可以保持至少400 MPa的残余压应力水平,且孔壁表面残余应力松弛幅度高于内部;孔挤压强化后疲劳裂纹扩展速率降低一个数量级,随着相对挤压量增加,疲劳裂纹扩展速率降低幅度增大,疲劳裂纹扩展寿命增幅为4~22倍。结合有限元仿真及断口分析,孔挤压强化对疲劳裂纹扩展的影响机制可归结为松弛至稳定后的残余压应力抵消部分外载应力,导致有效应力强度因子范围减小,使得疲劳裂纹扩展速率降低。基于该机制,利用残余应力修正的Walker模型对疲劳裂纹扩展寿命进行预测,误差在1.8倍分散带以内。

关键词：镍基高温合金冷挤压残余应力疲劳裂纹扩展应力强度因子

来源：

维普期刊数据库

同方期刊数据库评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

欢迎您,

建议与咨询留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

时间限定

文献类型

馆藏选择

核心期刊

语言

文献类型

帮助

文字说明：

检索规则说明：

检索范例：

分类表

所选分类

限定检索结果

文献类型

馆藏范围

日期分布

学科分类号

主题

机构

作者

语言

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

请选择保存的检索档案：

请选择收藏分类：

通借通还

欢迎您,

建议与咨询 留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

时间限定

文献类型

馆藏选择

核心期刊

语言

文献类型

帮助

文字说明：

检索规则说明：

检索范例：

分类表

所选分类

限定检索结果

文献类型

馆藏范围

日期分布

学科分类号

主题

机构

作者

语言

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

在线全文

请选择保存的检索档案： 新增检索档案 确定 取消

请选择收藏分类： 新增自定义分类 确定 取消

通借通还

建议与咨询留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

请选择保存的检索档案：

请选择收藏分类：