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基于权函数法的应力强度因子计算和断裂评估

航空动力学报 2018年第8期33卷 1886-1895页

作者：樊俊铃中国航空工业集团有限公司中国飞机强度研究所西安710065

仅利用一个参考载荷,建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权... 详细信息

仅利用一个参考载荷,建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权函数法,研究了带中心裂纹的旋转叶片的应力强度因子与裂纹长度、位置、转速及转动加速度之间的关系。结果发现:应力强度因子随着裂纹长度的增加和裂纹与旋转轴间距的减小而增大;转动加速度对应力强度因子的影响较小;转速的增大会使应力强度因子增大。在断裂力学理论的基础上,建立了断裂控制准则,计算表明叶片的临界转速随着裂纹长度的增加而降低。

关键词：权函数应力强度因子裂纹面张开位移旋转叶片断裂韧性

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基于能量耗散的Q235钢高周疲劳性能评估

机械工程学报 2018年第6期54卷 1-9页

作者：樊俊铃中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所

通过宏微观力学和连续热力学理论,推导疲劳能量耗散计算方法。结合局部热扩散方程,建立物理意义明确的疲劳极限快速评估方法,避免了以温升为损伤指标的预测方法的争议性。传统疲劳试验和本方法所给出的疲劳极限之间的误差为9.9%,表明了... 详细信息

通过宏微观力学和连续热力学理论,推导疲劳能量耗散计算方法。结合局部热扩散方程,建立物理意义明确的疲劳极限快速评估方法,避免了以温升为损伤指标的预测方法的争议性。传统疲劳试验和本方法所给出的疲劳极限之间的误差为9.9%,表明了该方法的准确性。试验过程表明当材料内部生热率与外界散热率达到平衡时,能量耗散的变化趋于稳定,由此确定了材料的极限能,构建了疲劳寿命的快速评估方法。结果发现所预测的S-N直线斜率与传统结果之间的误差为9.4%,从而表明了该方法在快速评估材料疲劳性能方面的潜在前景。

关键词：高周疲劳能量耗散损伤机理疲劳性能

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基于位移场的裂纹尖端识别算法

航空动力学报 2018年第9期33卷 2198-2204页

作者：张文东李三元董登科魏玉龙中国航空工业集团有限公司飞机强度研究所西安710065

提出一种基于位移场的裂纹尖端识别算法。首先建立了与裂尖位置有关的目标函数,将裂尖识别问题转化为求解最小值的优化问题;然后在位移场范围内假设裂尖位置,将非线性优化问题转变为线性问题,在给出裂尖的初始假设位置后,通过该裂尖识... 详细信息

提出一种基于位移场的裂纹尖端识别算法。首先建立了与裂尖位置有关的目标函数,将裂尖识别问题转化为求解最小值的优化问题;然后在位移场范围内假设裂尖位置,将非线性优化问题转变为线性问题,在给出裂尖的初始假设位置后,通过该裂尖识别算法迭代分析,最终获得裂纹尖端的准确位置。仿真测试表明,该算法6s内通过4步迭代分析就可以得到Ⅰ型裂纹区域的位移场和Ⅰ-Ⅱ混合型裂纹区域的位移场准确的裂尖位置,该方法为裂纹测量技术提供了技术支持,有极大的应用价值。

关键词：位移场裂纹尖端应力强度因子线性最小二乘法迭代分析

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航空发动机转子叶片的声振疲劳特性试验

航空动力学报 2016年第11期31卷 2738-2743页

作者：王琰郭定文中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所五室西安710065 中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所航空噪声与动强度航空科技重点实验室西安710065

由于振动载荷、声载荷等会造成航空发动机转子叶片的高周疲劳失效,通过试验研究了发动机转子叶片的声振疲劳特性.首先研究了叶根边界条件对发动机转子叶片声响应特性的影响,对3组叶片施加不同的顶紧力,由低到高施加声载荷,试验得到不同... 详细信息

由于振动载荷、声载荷等会造成航空发动机转子叶片的高周疲劳失效,通过试验研究了发动机转子叶片的声振疲劳特性.首先研究了叶根边界条件对发动机转子叶片声响应特性的影响,对3组叶片施加不同的顶紧力,由低到高施加声载荷,试验得到不同叶根边界条件下叶片的声响应与声载荷的关系,并且得出叶根边界条件对转子叶片声响应大小有影响的结论.随后研究了叶片的声振疲劳特性,得出以下结论:声载荷作用下,叶片确实可以发生破坏.在两种不同的激励方式(随机振动激励与正弦振动激励)作用下叶片的频率下降略有不同,并且在动应力水平相同的条件下,发动机转子叶片在正弦振动激励下的寿命远大于其在随机振动激励下的寿命.

关键词：转子叶片声激励振动激励声响应声振疲劳特性

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排气道钛合金环形声衬声学特性试验

航空动力学报 2020年第2期35卷 272-279页

作者：霍施宇杨嘉丰邓云华高翔薛东文中国航空工业集团有限公司中国飞机强度研究所西安710065 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 中国航空工业集团有限公司中国航空制造技术研究院北京100024

根据钛合金蜂窝声衬潜在的应用环境,提出了考虑温度梯度影响的环形声衬消声效果的试验方法并研制了模拟发动机风扇排气道声学试验台,开展了钛合金环形声衬的声学特性试验研究。针对2500 Hz、2阶周向模态的入射噪声和马赫数为0.2的切向... 详细信息

根据钛合金蜂窝声衬潜在的应用环境,提出了考虑温度梯度影响的环形声衬消声效果的试验方法并研制了模拟发动机风扇排气道声学试验台,开展了钛合金环形声衬的声学特性试验研究。针对2500 Hz、2阶周向模态的入射噪声和马赫数为0.2的切向来流工况,设计并制备了钛合金环形声衬,分别通过管道内声模态测试和远场指向性测试研究钛合金环形声衬的声学特性。试验结果表明:设计的钛合金声衬在目标工况下管道内降噪量为31.9 dB,远场1 m半径、30°~120°范围内的降噪量都超过20 dB;增加切向流速会扩展降噪频谱带宽,使降噪频谱峰值由低频向高频移动;增加背板温度对降噪频谱带宽几乎没有影响,但会使得降噪频谱峰值由低频向高频移动。

关键词：排气道钛合金声衬声学试验切向流温度梯度降噪

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某种高温合金550℃高温应变测试

应用力学学报 2015年第3期32卷 378-383,3页

作者：李丽霞蒋军亮郝庆瑞秦强中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所西安710065

随着航空、航天技术的发展,飞行器热端部件的温度越来越高,载荷情况越来越复杂。为了更好地研究这些结构在高温环境下的力学特性,需要测试结构的高温应变并验证高温应变测试方法的可靠性。本文利用高温应变性能鉴定机测试四点弯曲高温... 详细信息

随着航空、航天技术的发展,飞行器热端部件的温度越来越高,载荷情况越来越复杂。为了更好地研究这些结构在高温环境下的力学特性,需要测试结构的高温应变并验证高温应变测试方法的可靠性。本文利用高温应变性能鉴定机测试四点弯曲高温合金梁在550℃稳态温度场条件下的高温应变。测试共进行三次,测试过程中温度的温升率为3℃/min。测试完成后,利用高温应变理论公式对高温应变试验数据进行处理,得到四点弯曲梁的真实应变值,并进行误差计算,四个应变片的误差分别为3%、20%、3%、7%,测试获得了较为满意的结果。此项试验结果表明:本文给出的四点弯曲高温合金梁高温应变测试方案合理可行,使用的高温应变计粘贴方案可靠性较高,四点弯曲梁高温应变测试方法可以作为今后进一步深入研究高温应变测试技术的参考资料和基础,为将来更高温度、更复杂的温度场环境下的高温应变测试提供技术支持。

关键词：稳态温度场高温合金高温应变高温应变误差

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发动机唇口电热防冰系统性能仿真

航空动力学报 2020年第10期35卷 2056-2063页

作者：吴佩佩晏涛马赛强何泳任杰中国航空工业集团有限公司成都飞机工业(集团)责任公司成都610092

采用三维耦合传热方法对发动机唇口电热防冰系统进行了多状态下的性能仿真,获得了唇口表面平衡温度及动态温升响应时间,以此评估防冰系统性能,并通过与冰风洞试验结果对比,对仿真过程进行了修正。研究表明:唇口表面加热区平衡温度均高于... 详细信息

采用三维耦合传热方法对发动机唇口电热防冰系统进行了多状态下的性能仿真,获得了唇口表面平衡温度及动态温升响应时间,以此评估防冰系统性能,并通过与冰风洞试验结果对比,对仿真过程进行了修正。研究表明:唇口表面加热区平衡温度均高于273.15 K,温升响应时间小于60 s,满足防冰需要,较为严酷的防冰状态点主要为飞行速度较大、环境温度较低的状态点;修正唇口材料导热系数后,仿真与试验结果吻合良好。研究结果能有效指导工程研制,对提高防除冰仿真分析结果的准确性提供了很好的借鉴。

关键词：发动机唇口电热防冰性能仿真表面温度温升响应时间

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基于共轭传热的单边膨胀后体温度场计算分析

航空动力学报 2022年第8期37卷 1569-1578页

作者：李虹杨王霄孙超中国航空工业集团有限公司沈阳飞机设计研究所沈阳110035

基于共轭传热数值计算方法,对某高隐身无人机(UAV)单边膨胀后体喷流作用下的壁面温度分布进行研究,利用薄壁型网格解决了面积大且厚度薄的蒙皮、侧板结构导致的网格量过大的问题,构建精度较高的计算模型,并完成相关计算分析,主要结论如... 详细信息

基于共轭传热数值计算方法,对某高隐身无人机(UAV)单边膨胀后体喷流作用下的壁面温度分布进行研究,利用薄壁型网格解决了面积大且厚度薄的蒙皮、侧板结构导致的网格量过大的问题,构建精度较高的计算模型,并完成相关计算分析,主要结论如下:传统的单一流体计算虽然可以得到相似的温度分布,但得到的温度值偏高,最大可相差50 K以上;共轭传热计算可以得到更为符合实际的结果,并且可以得到结构内部温度梯度的分布,为热应力分析及结构设计提供指导;对比相同流动条件下不同金属材料的影响,某耐高温合金的壁面温度极值比金属钢高约30 K,且其上、下壁面的温差更大,梯度更高,两材料纵向肋板位置温度梯度极值分别为120 K/cm和65 K/cm。

关键词：共轭传热喷流单边膨胀喷管后体无人机(UAV)

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基于气候实验室的民机整机发动机低温启动实验

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航空动力学报 2024年第2期39卷 235-247页

作者：马建军吴敬涛杜文辉王嘉玺都亚鹏中国航空工业集团有限公司中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

为解决在密闭大型气候实验室极端低温环境下,进行民机整机发动机低温启动实验带来的强扰动和安全性问题,基于实验室现有能力条件,从发动机尾气排放和极端低温空气补偿两方面开展了民机整机发动机低温启动实验技术研究。对于发动机尾气排... 详细信息

为解决在密闭大型气候实验室极端低温环境下,进行民机整机发动机低温启动实验带来的强扰动和安全性问题,基于实验室现有能力条件,从发动机尾气排放和极端低温空气补偿两方面开展了民机整机发动机低温启动实验技术研究。对于发动机尾气排放,提出了针对大涵道比涡扇发动机的尾气“分割排放”概念和排放质量流量预估方法,降低了从实验室排放的低温空气质量流量。对于空气补偿,采用液氮作为冷源将实验室外常温空气冷却至极端-50℃低温并持续补充进实验室,补偿排放损失、维持实验室内低温环境稳定和室内外压力平衡,保障实验安全。基于该项技术,在国内首次成功实施了民机整机-40℃发动机低温启动适航符合性实验,实验结果表明:飞机低温冷浸时间10 h,实验全过程室内温度波动在±3℃以内;与常温下相比发动机启动功能和性能无明显衰减。该项实验的成功为其他民机在实验室内开展发动机低温启动实验和相关适航标准规范的制定提供了实践依据和技术储备。

关键词：气候实验室民机整机冷浸透大涵道比涡扇发动机低温启动