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Estimation method for random sonic fatigue life of thin-walled structure of a combustor liner based on stress probability distribution

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航空动力学报 2011年第4期26卷 727-734页

作者： SHA Yun-dong GUO Xiao-peng liao lian-fang XIE Li-juan liaoning Key Laboratory of Digital Technology Simulation and Test Technique College of Power and Energy Engineering Shenyang Aerospace University Shenyang 110136 China Shenyang Aeroengine Research Institute Aviation Industry Corporation of China Shenyang 110015 China

As to the sonic fatigue problem of an aero-engine combustor liner structure under the random acoustic loadings,an effective method for predicting the fatigue life of a structure under random loadings was ***,the probability distribution of Von Mises stress of thin-walled structure under random loadings was studied,analysis suggested that probability density function of Von Mises stress process accord approximately with two-parameter Weibull *** formula for calculating Weibull parameters were *** on the Miner linear theory,the method for predicting the random sonic fatigue life based on the stress probability density was developed,and the model for fatigue life prediction was *** an example,an aero-engine combustor liner structure was *** power spectrum density(PSD) of the vibrational stress response was calculated by using the coupled FEM/BEM(finite element method/boundary element method) model,the fatigue life was estimated by using the constructed *** considering the influence of the wide frequency band,the calculated results were *** analysis shows that the estimated results of sonic fatigue of the combustor liner structure by using Weibull distribution of Von Mises stress are more conservative than using Dirlik distribution to some *** results show that the methods presented in this paper are practical for the random fatigue life analysis of the aeronautical thin-walled structures.

关键词： thin-walled structure sonic fatigue life estimation probability density function(PDF) power spectrum density(PSD)

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随机声载荷作用下的复杂薄壁结构Von Mises应力概率分布研究

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振动与冲击 2011年第1期30卷 137-141页

作者：沙云东郭小鹏廖连芳解丽娟沈阳航空航天大学辽宁省数字化工艺仿真与试验技术重点实验室沈阳110136 沈阳发动机设计研究所沈阳110015

随机声载荷作用下的某些复杂薄壁结构的振动疲劳属于多轴疲劳,Von Mises应力准则是多轴疲劳损伤分析的一条有效途径。通过对有限带宽高斯白噪声载荷作用下结构Von Mises应力概率分布研究,分析提出Von Mises应力服从双参数Weibull分布或L... 详细信息

随机声载荷作用下的某些复杂薄壁结构的振动疲劳属于多轴疲劳,Von Mises应力准则是多轴疲劳损伤分析的一条有效途径。通过对有限带宽高斯白噪声载荷作用下结构Von Mises应力概率分布研究,分析提出Von Mises应力服从双参数Weibull分布或Lognormal分布,并且给出了估算这两种概率分布参数的方法,进而得到了Von Mises,应力峰值概率密度函数,从而为结构的疲劳损伤寿命估算提供依据。在工程应用中采用耦合的有限元和边界元方法计算了某型航空发动机燃烧室火焰筒薄壁结构在随机声载荷作用下的振动应力响应功率谱密度,着重分析了Von Mises应力响应的概率分布特征,并对分析结果采用Kolmogorov-Smirnov(K-S)检验进行了比较验证。

关键词：火焰筒薄壁结构声疲劳 Von Mises应力概率密度

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航空发动机机匣包容性研究综述

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航空动力学报 2010年第8期25卷 1860-1870页

作者：宣海军陆晓洪伟荣廖连芳浙江大学工学部化学工程与生物工程学系化工机械研究所高速旋转机械实验室杭州310027 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所沈阳110015

从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、机匣和叶片破坏方式等方面,详细阐述航空发动机包容机匣的现状和发展趋势.简述发展大涵道比涡扇发动机对轻质高包容能力风扇机匣的需求,评述在役及在研大飞机发动机风扇机... 详细信息

从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、机匣和叶片破坏方式等方面,详细阐述航空发动机包容机匣的现状和发展趋势.简述发展大涵道比涡扇发动机对轻质高包容能力风扇机匣的需求,评述在役及在研大飞机发动机风扇机匣的设计方案,介绍国外从事纤维增强复合材料机匣包容能力研究的情况.并分别从结构改进、低成本复合材料风扇机匣制造技术、全复合材料机匣缠绕规律、耐高温复合材料机匣、叶片包容过程的多学科整机耦合响应分析、智能包容机匣等方面,简要论述我国高推质比发动机和大飞机发动机包容机匣的研制方向.

关键词：航空发动机包容分析复合材料机匣风扇包容机匣智能包容机匣

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宽弦空心风扇叶片大鸟撞击试验研究

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航空发动机 2020年第3期46卷 66-70页

作者：李迪廖连芳陈璐璐侯亮中国航发商用航空发动机有限责任公司上海200241

为了建立钛合金空心风扇单叶片大鸟撞击试验方法,针对宽弦钛合金空心风扇叶片开展了大鸟撞击叶片位置敏感性分析、鸟撞参数设计及鸟弹姿态控制研究,制定了大鸟撞击风扇叶片试验方案,完成了试验装置设计并进行了验证试验。结果表明:钛合... 详细信息

为了建立钛合金空心风扇单叶片大鸟撞击试验方法,针对宽弦钛合金空心风扇叶片开展了大鸟撞击叶片位置敏感性分析、鸟撞参数设计及鸟弹姿态控制研究,制定了大鸟撞击风扇叶片试验方案,完成了试验装置设计并进行了验证试验。结果表明:钛合金空心风扇叶片对大鸟撞击位置敏感性强,撞击最危险位置为50%叶高处;通过采用人工明胶鸟弹、优化弹托和增加泄压段,可有效提高鸟弹姿态控制精度;验证试验结果与设计预期吻合度良好,表明风扇叶片静止且鸟与风扇叶片的相对速度为工作状态下的大鸟撞击试验可有效模拟大鸟撞击叶片的冲击历程。

关键词：宽弦空心风扇叶片钛合金大鸟撞击鸟撞试验参数设计航空发动机

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航空发动机机匣包容性打靶试验与仿真研究

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计算机仿真 2014年第4期31卷 106-109,146页

作者：段玥晨章定国陈思佳廖连芳郑州大学机械工程学院河南郑州450001 南京理工大学理学院江苏南京210094 浙江大学宁波理工学院浙江宁波315100 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 中航商用航空发动机有限责任公司上海201108

为研究某型号航空发动机在受到叶片正面冲击时的包容性,利用滑膛炮试验系统对航空发动机真实机匣的包容性进行打靶试验,并用高速摄影系统对叶片的飞行过程进行记录。通过六组试验发现:发生1次包容事件与5次非包容事件,叶片初始速度越高... 详细信息

为研究某型号航空发动机在受到叶片正面冲击时的包容性,利用滑膛炮试验系统对航空发动机真实机匣的包容性进行打靶试验,并用高速摄影系统对叶片的飞行过程进行记录。通过六组试验发现:发生1次包容事件与5次非包容事件,叶片初始速度越高越易出现非包容事件。为验证有限元仿真的准确性,使用显式有限元动力分析软件LS-DYNA对试验过程进行数值仿真,仿真结果与试验较为吻合。结果表明,数值仿真结果具有较好的准确性,仿真可以对真实发动机机匣的包容性给出较正确的预估,试验结果对航空发动机的机匣包容性设计有一定的参考价值。

关键词：航空发动机机匣包容性打靶试验数值仿真

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航空发动机机匣的强度振动分析与评估

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南昌航空大学学报（自然科学版） 2015年第2期29卷 21-26,86页

作者：朱彬廖连芳张本善中航商用航空发动机有限责任公司上海201108

针对某高涵道比涡扇发动机高压压气机机匣的设计需求,采用有限元方法,从静力学角度出发,根据温度载荷和气动载荷求解机匣的温度场和压力场分布,分析机匣的应力和变形分布,以及椭圆度;从动力学角度出发,根据机匣的固有频率,结合各级转子... 详细信息

针对某高涵道比涡扇发动机高压压气机机匣的设计需求,采用有限元方法,从静力学角度出发,根据温度载荷和气动载荷求解机匣的温度场和压力场分布,分析机匣的应力和变形分布,以及椭圆度;从动力学角度出发,根据机匣的固有频率,结合各级转子叶片数目及工作转速,分析机匣的共振频率,从以上两方面对机匣强度振动特性进行计算分析与评估。研究结果表明:在温度场载荷和气动载荷作用下,机匣具有足够的强度储备系数;机匣共振的安全裕度满足动力学设计要求。

关键词：航空发动机机匣有限元强度共振分析

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圆弧形榫连结构低循环疲劳试验与寿命分析

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燃气涡轮试验与研究 2016年第2期29卷 38-42,62页

作者：李迪王延荣廖连芳王家广卫飞飞中航商用航空发动机有限责任公司设计研发中心上海201108 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

针对大涵道比涡扇发动机采用的圆弧形燕尾榫连结构,设计了缩尺的双榫头疲劳试验件及其试验夹具。开展了不同载荷水平下的低循环疲劳试验,并对比了表面强化对试验件疲劳特性的影响,给出了可初步用于设计的疲劳寿命S-N曲线。研究表明：圆... 详细信息

针对大涵道比涡扇发动机采用的圆弧形燕尾榫连结构,设计了缩尺的双榫头疲劳试验件及其试验夹具。开展了不同载荷水平下的低循环疲劳试验,并对比了表面强化对试验件疲劳特性的影响,给出了可初步用于设计的疲劳寿命S-N曲线。研究表明：圆弧形燕尾榫头试件的疲劳失效形式为微动磨损导致的疲劳断裂;相同疲劳载荷水平下,表面强化试验件的疲劳寿命比未强化试验件的高40%～65%;不同载荷水平下的试验结果基本符合Miner累积损伤准则。

关键词：大涵道比涡扇发动机榫连结构低循环疲劳微动疲劳表面强化 Miner准则

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宽弦复合弯掠风扇叶片径向变形协调研究

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航空精密制造技术 2020年第3期56卷 10-13页

作者：李迪廖连芳张辉杨小贺中国航发商用航空发动机有限责任公司设计研发中心上海201108

基于某大涵道比宽弦复合弯掠风扇叶型设计特点,针对弦向最大相对厚度分布、叶尖稠度、掠形等气动设计参数,开展了径向变形协调敏感性研究。研究结果表明,风扇叶片径向变形分布对叶片掠形沿发动机轴向的分布最为敏感,最大相对厚度分布和... 详细信息

基于某大涵道比宽弦复合弯掠风扇叶型设计特点,针对弦向最大相对厚度分布、叶尖稠度、掠形等气动设计参数,开展了径向变形协调敏感性研究。研究结果表明,风扇叶片径向变形分布对叶片掠形沿发动机轴向的分布最为敏感,最大相对厚度分布和叶尖稠度的调整主要影响风扇叶尖径向变形数值,但对于叶片变形趋势影响较小;叶尖稠度的改变有利于风扇叶片径向变形协调,但收益较小;通过调整最大相对厚度分布和叶片中上部掠形,能够较好地解决风扇叶片径向变形协调问题,并优化设计出满足径向变形协调要求的风扇叶片设计方案。

关键词：宽弦风扇叶片复合弯掠径向变形设计气动设计参数

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联装涡轮导向叶片强度仿真研究

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航空发动机 2009年第3期35卷 30-31,57页

作者：柏汉松曹航廖连芳周柏卓沈阳发动机设计研究所沈阳110015

对航空发动机涡轮导向叶片的强度设计方法进行了研究。针对以往的分析模型多采用单个叶片,提出了对整联叶片进行分析的方法,解决了单片分析时边界条件不合理和刚度模拟不准确的问题,同时还能考虑1组联装叶片内不同叶片之间的差异。研究... 详细信息

对航空发动机涡轮导向叶片的强度设计方法进行了研究。针对以往的分析模型多采用单个叶片,提出了对整联叶片进行分析的方法,解决了单片分析时边界条件不合理和刚度模拟不准确的问题,同时还能考虑1组联装叶片内不同叶片之间的差异。研究结果表明,整联叶片强度的分析方法更符合工程实际。

关键词：涡轮导向叶片联装仿真强度

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平板条叶片撞击靶板的数值仿真研究

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航空发动机 2009年第3期35卷 27-29,46页

作者：何庆宣海军廖连芳洪伟荣浙江大学化工机械研究所杭州310027 沈阳发动机设计研究所沈阳110015

建立有限元模型,对平板条叶片以不同角度和初始速度撞击矩形靶板的过程进行了数值模拟。分析了撞击过程中叶片与靶板的变形以及能量变化情况,以及撞击角度的影响,得到了撞击过程中平板条和靶板的变形及能量变化规律。模拟结果表明,撞击... 详细信息

建立有限元模型,对平板条叶片以不同角度和初始速度撞击矩形靶板的过程进行了数值模拟。分析了撞击过程中叶片与靶板的变形以及能量变化情况,以及撞击角度的影响,得到了撞击过程中平板条和靶板的变形及能量变化规律。模拟结果表明,撞击角度对靶板被击穿时的临界速度有着显著影响,角度越小,临界速度越大;靶板刚好被击穿时,靶板吸收的形变能出现局部峰值。

关键词：包容能力航空发动机叶片撞击数值模拟

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