基于贝叶斯评估的航空发动机涡轮盘疲劳寿命可靠性研究

为了在数据缺乏的状况下研究航空发动机GH4133涡轮盘材料失效问题,利用贝叶斯先验分布融合涡轮盘材料的疲劳失效信息,求得后验分布,绘制该涡轮盘的低周疲劳寿命失效曲线、疲劳寿命可靠度曲线,计算该涡轮盘的平均寿命以及可靠度P=99.87%下的可靠寿命。结果表明,针对涡轮盘小子样的问题,采用贝叶斯先验分布将涡轮盘材料的疲劳寿命信息融入到涡轮盘小子样可靠性分析中,可以扩展分析数据的信息,提高分析的准确度。     

发动机涡轮盘销钉孔损伤容限分析

研究了三维边界元计算裂纹应力强度因子的数值方法,计算结果表明,用边界元方法计算应力强度因子具有较高精度。应用有限元法及边界元法对涡轮盘外凸边销钉孔进行了损伤容限分析,分析结果与实际情况吻合较好。     

某微型航空发动机涡轮强度的计算分析

本文运用有限元方法研究某微型航空发动机涡轮强度,借助ANSYS软件对涡轮进行分析,确定涡轮在工作转速下应力分布与变形,并考虑温度应力及材料非线性的影响,提出在耦合情况下涡轮的应力分布和变形,最后改变结构讨论涡轮的应力变化,为结构设计和改造提供理论依据。     

某型燃气轮机低压涡轮盘强度分析

基于某燃气轮机发动机研究项目的需要,对其涡轮盘强度进行了研究。在有限元软件ANSYS环境中建立了发动机涡轮盘的三维有限元分析模型,基于热弹性有限元分析理论,对额定功率状态下的低压涡轮盘进行了应力、应变分析,并对榫头-榫槽连接处进行了拉伸应力和榫齿名义应力计算,得出了涡轮盘的破裂转速,确定了危险截面的位置。     

航空发动机涡轮盘热-机械载荷耦合响应分析研究

发动机热端部件在工作过程中受热——机械载荷的耦合作用,其结构强度分析具有一定的难度,尤其是其热边界条件较难确定。这里针对发动机涡轮盘的换热边界条件进行了分析和简化,计算了涡轮盘的换热系数,并把获得的换热系数应用于涡轮盘的有限元应力分析。采用瞬态分析方法和热——机械耦合算法,计算了该盘在热——机械载荷耦合作用下的响应。     

航空发动机涡轮盘结构化设计

提出一种新的涡轮盘结构优化设计方案,通过有限元方法对某航空发动机涡轮盘进行了结构优化,并对其进行强度分析和安全裕度检验以选取最优结构.在基准实心涡轮盘的基础上,按照质量最轻的设计原则对其截面进行了结构拓扑优化,得到一种新的空心涡轮盘;通过判断其安全裕度是否在许用范围,对该空心涡轮盘进行结构拓扑修正,得到另外一种新的空心涡轮盘,对基准实心涡轮盘与两种新的空心涡轮盘的结构强度进行了计算和安全裕度检验以及对比分析.计算结果表明:(1)在给定相同边界条件下,上述三种不同结构涡轮盘的结构强度均满足设计要求;(2)与基准实心涡轮盘相比,质量最轻的空心涡轮盘安全系数降低了25.23%,超出了安全裕度范围;(3)拓扑修正后的空心涡轮盘与质量最轻的空心涡轮盘相比,质量增加了1.08%,但最大等效应力和最大等效应变均有超过10%的降低幅度,安全裕度符合许用要求,选为最优结构.该优化方法对涡轮盘的结构设计具有借鉴意义.     

航空发动机涡轮盘用GH4133B合金疲劳损伤与断口分析

疲劳是导致工程结构或构件断裂的主要原因.针对某型航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,对其疲劳损伤和断裂机理进行研究.测量GH4133B合金的疲劳极限,并考察电阻变化与疲劳周次之间的关系.对试验数据进行回归与概率统计分析,获取理论疲劳极限与P-S-N关系表达式,推导电阻变化率表征的损伤演化方程.结果表明,GH4133B...     

航空发动机涡轮盘用GH4133B合金

材料的可靠性和稳定性是结构安全性评估的基础.针对某型航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,对其常温力学性能参数进行测试和统计分析.对GH4133B合金的抗拉强度、屈服强度、伸长率、断面收缩率、布氏硬度以及冲击韧度进行正态分布分析,并采用D检验法进行检验,然后应用平均数全距控制图方法,检测不同测试时间段GH4133B合金力学性能参数的稳定性,最后分别利用双参数Weibull统计分析法和三参数Weibull统计分析法,考察GH4133B合金力学性能的整体稳定性和可靠性.统计分析结果表明,GH4133B合金力学性能参数基本符合正态分布,且具有周期稳定特性.对于GH4133B合金的可靠性评估,宜采用三参数Weibull分布.GH4133B合金的整体稳定性和可靠性均符合使役要求.     

某型航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命分析

确定发动机零部件的最大应力应变循环是进行零部件寿命研究的重要内容之一.弹塑性有限元分析常用于计算最大应力应变循环,但是由于各种载荷、约束等条件考虑不全面,得到的应力应变循环往往偏大.同时,某些零部件的瞬态温度场是决定其疲劳强度和使用寿命的重要因素,而获得准确的瞬态温度场是非常困难的.文中对某型发动机的高压涡轮盘进行疲劳试验条件下弹塑性有限元分析,对一台涡轮盘的残余应力进行测试,利用稳态温度场计算涡轮盘危险点最大应力应变循环,并根据弹塑性有限元分析和通过残余应力测试得到的最大应力应变循环进行低循环疲劳寿命预测.研究结果表明,弹塑性有限元分析法预测的寿命偏低,由残余应力可以较准确地确定最大应力应变循环.     

涡轮盘疲劳裂纹故障分析

火箭发动机涡轮盘工作在高温、高转速及恶劣的振动环境中，并承受着较大气动力作用，是发动机的关键组合件，涡轮盘的失效破坏将严重影响发动机的正常工作，甚至带来灾难性的后果。针对某火箭发动机涡轮盘在热试车中出现的裂纹故障，进行全面的分析，准确定位故障类型，以试验和计算分析给出合理的故障原因，重点是在疲劳分析方面所做的工作，包括振动模拟试验、疲劳强度计算，并根据疲劳强度分析结果提出改进方案。结果表明原结构圆角处应力集中明显，静态应力值水平高，在发生耦合振动后，涡轮盘出现疲劳裂纹，最终发生低周大应力破坏。试验和计算表明，采用改进方案可有效降低尺圆角处的应力集中，明显提高疲劳强度。对采用改进方案后的涡轮盘发动机进行了多次热试车，证实改进后的结构未发生耦合振动，未发现疲劳裂纹，改进方案是可行的。     

基于模糊理论与层次贝叶斯方法的涡轮盘疲劳可靠性分析

航空发动机涡轮盘的可靠性数据来源通常是多源的,并且各数据信息来源的可信性也不同,给涡轮盘可靠性分析带来严峻挑战.为了解决这一问题,本文首先采用层次贝叶斯方法对涡轮盘的观测数据和其他多源先验信息进行融合;其次对不同来源的涡轮盘可靠性数据进行贝叶斯推理,获得各自的后验分布;最后利用模糊理论对多源信息的后验分布展开分析,形成...     

数字孪生驱动的航空发动机涡轮盘剩余寿命预测

为解决航空发动机涡轮盘剩余寿命在线预测难题,提出一种数字孪生驱动的涡轮盘剩余寿命预测方法。在建立数字孪生模型的过程中,首先,分析涡轮盘疲劳裂纹损伤机理,构建性能退化指标,建立涡轮盘性能退化过程的共性表征模型;其次,分析多种不确定性因素,采用状态空间模型建立涡轮盘性能退化过程的个性表征模型;然后,通过动态贝叶斯网络描述状态空间模型随时间的演化规律,建立涡轮盘性能退化过程的动态演化模型;最后,采用粒子滤波算法实现涡轮盘退化状态追踪和剩余寿命预测,从而完成涡轮盘性能退化数字孪生模型的建立。融合涡轮盘实时传感数据,通过贝叶斯推理实现对该数字孪生模型的动态更新。通过某型涡轮盘试验数据对该方法进行验证,结果表明该数字孪生模型能够较好地解决涡轮盘剩余寿命在线预测问题。     

基于ABAQUS的起落架结构强度分析方法

文章探索了一种基于ABAQUS的起落架结构强度分析方法。该方法充分考虑了起落架各部件运动关系及传力特点,较为准确地模拟了起落架传力路径,构建了全状态起落架静力仿真计算模型。该方法设计的起落架通过了静力试验考核,证明该方法正确合理,其对起落架结构设计、优化减重等具有一定的指导意义。     

某发动机涡轮盘裂纹扩展研究

根据发动机限寿件损伤容限的设计要求,对某发动机涡轮盘(高强GH4169材料)开展了小样及整盘裂纹扩展试验研究,试验获得了涡轮盘裂纹扩展特性及其分散度;同时,开展了三维裂纹扩展仿真分析,并与试验结果进行了对比,结果表明涡轮盘裂纹扩展仿真结果具有较高精度,分析方法具备工程应用价值。     

航空发动机换热器强度试验标准分析解读

由于航空发动机换热器特殊的工作环境(高温、高压、振动环境恶劣),因此要求在研制阶段进行充分的强度试验考核,以保证可靠性。目前对航空发动机换热器还没有统一明确的强度试验要求,为此对多个换热器强度试验相关标准进行研究、对比、解读,对耐压试验中关键的试验载荷值、试验时间等进行确认,确定了对航空发动机换热器需要开展的强度试验的项目及顺序。     

航空发动机涡轮盘用GH4133B合金疲劳裂纹扩展行为研究

材料的疲劳寿命由裂纹形成寿命和扩展寿命两部分组成。针对航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,进行室温下不同应力比的疲劳裂纹扩展试验,测试疲劳裂纹扩展门槛值。Paris公式回归分析结果表明,裂纹扩展速率随应力强度因子和应力比的增大而增大,含门槛值的修正Paris公式能精确描述疲劳裂纹扩展行为。利用光学显微镜在线观测裂纹扩展路径,并利用扫描电镜考察试样断口微观形貌。结果发现,随应力强度因子增大,裂纹扩展路径由平直变得曲折。在疲劳裂纹萌生区、稳定扩展区和快速扩展区,断裂表面依次呈现为解理断裂、疲劳条带和沿晶韧窝混合断裂模式。基于断口反推理论反推载荷和裂纹扩展方程,结果表明,利用反推方程预测疲劳裂纹的扩展,可有效防范疲劳断裂的发生。     

基于等强度理论压气机轮盘结构优化分析

为降低航空发动机轮盘的质量,提高发动机推质比,基于等强度轮盘结构,对发动机轮盘进行参数化结构优化设计.运用理论分析方法与有限元软件ANSYS仿真相结合,计算轮盘径向/周向最大应力.然后以节点最大等效应力满足许用安全系数为约束条件,以体积最小为优化目标函数运用ANSYS一阶优化方法对初始轮盘进行结构优化.优化后的轮盘在保证满足强度设计的前提下,体积可减少27％,相应的也减轻了轮盘质量,提高了发动机的推质比.同时论文的研究方法可为发动机轮盘结构优化设计提供参考.     

基于等强度理论压气机轮盘结构优化分析

为降低航空发动机轮盘的质量,提高发动机推质比,基于等强度轮盘结构,对发动机轮盘进行参数化结构优化设计.运用理论分析方法与有限元软件ANSYS仿真相结合,计算轮盘径向/周向最大应力.然后以节点最大等效应力满足许用安全系数为约束条件,以体积最小为优化目标函数运用ANSYS一阶优化方法对初始轮盘进行结构优化.优化后的轮盘在保证满足强度设计的前提下,体积可减少27％,相应的也减轻了轮盘质量,提高了发动机的推质比.同时论文的研究方法可为发动机轮盘结构优化设计提供参考.     

航空发动机涡轮冷却原理分析

随着我国航空航天事业的繁荣稳定发展,航空安全问题备受社会各界关注.作为发动机的高温部件,发动机涡轮不仅要承受高温,同时,还要受到多方力的作用,工作环境相对较为恶劣,因此在运转中经常出现热膨胀和热应力问题.基于此,本文将重点介绍航空发动机涡轮冷却的系统工程以及冷却原理,并从技术角度阐述发动机涡轮的故障检修手段,希望对涡轮...     

基于专家系统的涡轮盘结构设计研究

总结了航空发动机涡轮盘的传统设计模式.针对其结构设计的特点,将专家系统技术运用到涡轮盘的结构设计中,提出了构建专家系统辅助设计的新型设计方法.在对已有某型涡轮盘进行有限元分析的基础之上,提炼出一套详细的设计知识和规则.以专家系统开发工具CLIPS为平台,通过基于规则的推理方法,实现了涡轮盘的智能设计,这对同类结构设计具有很好的借鉴作用.