基于声发射技术的T800碳纤维复合材料拉伸失效机制分析

为揭示固体火箭发动机碳纤维缠绕复合材料壳体多载荷工况下的失效机理,开展了单向T800碳纤维复合材料试件不同偏轴角度下的拉伸实验。利用声发射(AE)无损测试技术获得了试件完整波形信号,结合Pearson相关系数选取了AE信号的特征参数,通过K-means聚类算法对AE信号进行了聚类分析,同时结合扫描电镜(SEM)拍摄的微观断口形貌将不同的损伤机制与声发射聚类组对应。进一步利用代表性体积单元并结合渐进损伤方法,实现了单向复合材料损伤过程的数值模拟。分析结果表明,AE信号的峰值频率与幅值两类参数的相关系数低于0.2。采用二者对AE信号进行聚类分析,同时结合数值仿真获得的应力-应变曲线,发现纤维断裂峰值频率最高,基体开裂峰值频率居中,界面脱粘峰值频率最低,试件宏观破坏时的AE信号幅值最高。

陶瓷基复合材料力学性能计算及涡轮导叶宏观响应分析方法

针对涡轮导叶宏观热力学响应,将化学气相沉积工艺2D编织SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料完成拉伸试验并将该试件进行分割,对分割后的试样进行断面电镜扫描,测量统计细观编织结构参数,建立考虑缺陷位置和形状的代表性体积单元模型。采用细观有限元方法,应用该模型计算得到SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料的宏观弹性常数。结果表明:面内拉伸模量预测值比试验值低4.4%,剪切模量预测值比试验值高7.8%。结合陶瓷基复合材料涡轮导叶的加工工艺,建立了材料分布映射模型,对导叶典型特征结构件在给定热载荷下的宏观响应进行预测。结果表明:涡轮导叶典型结构加热段尾缘第1主应变预测值比试验值低5.5%。

SiCf/SiC陶瓷基复合材料涡轮导叶热疲劳试验研究与损伤分析

针对2D编织SiCf/SiC陶瓷基复合材料(CMC)低压涡轮导叶开展热疲劳试验研究。基于SiCf/SiC-CMC不导电的特性,通过高频电磁感应加热金属传热结构,再由金属热辐射加热CMC试件的方式建立热疲劳试验系统。开展了最高温度902℃且模拟CMC导叶径向温差的热疲劳试验。经过1000循环后,叶片质量减小,叶盆及叶背表面粗糙度明显增大,未出现破坏性长裂纹。通过电镜观测发现,叶片表面出现基体脱落形成的凹坑。对试验后的叶片表面及内部材料进行元素分析对比,发现叶片表面基体脱落处的SiC纤维出现了明显的氧化现象。

基于拓扑优化的曲边轮廓锯齿叶冠结构设计

针对轻质异形冠结构设计问题,提出了基于结构强度和振动分析的锯齿叶冠轮廓切除原则,采用拓扑优化确定了锯齿叶冠2维切除线,通过有限元计算得出叶冠优化后对叶盘结构典型部位应力水平、振动特性的影响。静强度计算结果表明:叶冠优化后在叶身与上、下缘板连接处Von-Mises应力分别降低16.1%、5.6%,在叶冠“Z”形凹口处Von-Mises应力降低24.5%,去除的叶冠质量占叶片质量的2.4%;模态分析和谐响应分析结果表明:叶冠优化后对叶盘结构振动特性不产生负面影响,保证了叶冠的阻尼减振作用。

高推质比双辐板涡轮盘结构研究及光弹试验验证

为了满足高推质比发动机的设计要求,采用渐进结构优化算法对传统涡轮盘进行了拓扑优化,确定了双辐板涡轮盘的结构形式.针对拓扑优化结果对双辐板涡轮盘进行了有限元分析和尺寸优化,使得同等应力水平下的双辐板涡轮盘比传统涡轮盘的质量降低了23.6%.通过三维旋转光弹试验验证了所提出的双辐板涡轮盘结构的合理性和相关计算的正确性.

涡轮榫接结构多层次设计优化方法

针对航空发动机涡轮榫接结构设计优化,根据不同的阶段和要求开展3个层次的优化:二维模型榫接结构基本参数优化、三维带盘模型榫接结构优化以及叶盘结构的气动-结构强度多学科优化.3个层次的优化是迭代进行的,第1层次构建基本的结构参数,第2层次建立在第1层次优化结果之上,同时考虑与轮盘相互影响的重要参数.在第2层次不能达到最优或不满足要求的前提下,开展第3层次的叶盘结构多学科优化研究,通过调整流道等气动参数,达到气动和结构强度两个学科相对最优.结果表明经过优化第1阶段榫接结构最大径向应力降低12.7%,第2阶段轮盘减质量6.9%,第3阶段气动和强度的综合优化效果提升2.4%,得到满足设计要求的榫接结构.

带锯齿形叶冠叶片接触应力计算及静强度分析

根据接触面位移收敛的特点,采用"位移提取法"计算锯齿形叶冠接触面的接触应力,在面网格尺寸为0.202 mm时可以得到准确的接触应力,最大值为453.48 MPa。分析了带冠叶片在不同情况下的应力水平和扭转程度,发现随初始安装紧度的增加应力水平增大,随离心载荷的增加叶片的扭转角度增大。根据接触面施加载荷与扭转角度的关系,得到了叶片的压缩刚度和扭转刚度,由于压缩刚度远大于扭转刚度,所以叶身应力制约接触面应力。提出以叶冠平均挤压应力不大于40%的名义屈服极限、叶片当量应力不大于75%的名义屈服极限作为静载荷强度判断准则进行静强度分析,初始安装紧度为0.127 mm时的带冠叶片模型可以满足该强度要求。

航空发动机初步设计阶段榫接结构前置判别方法

为适应自约束参数化建模方法所导致的非正交参数取值范围,提出了将传统正交设计空间的抽样点映射到非正交空间的映射方法。构建了基于机器学习逻辑回归的可行域边界识别方法,对样本空间响应是否满足相关准则进行判断。将此方法应用于某高压涡轮二齿和三齿榫接结构,发现某发动机初步设计方案会导致在详细设计阶段无法获得满足设计要求的榫接结构,需将榫接结构参数前置至初步设计阶段,与上级参数共同设计,防止其在详细设计阶段成为设计难点。通过边界识别方法发现,转速降低为15 575 r/min或轮盘外径降低为303 mm时可以设计出二齿榫接结构;转速降低为15 584 r/min或轮盘外径降低为301 mm时可以设计出三齿榫接结构。该方法可以作为发动机初步设计阶段各学科之间的一个迭代反馈信息,在发动机其他细节结构设计上具有推广性。

基于接触刚度分布特性的叶片振动响应分析

根据接触刚度在锯齿形叶冠结合面上非均匀分布的特性,提出一种基于定义和有限元计算相结合的接触刚度计算方法。在此基础上,将微-宏滑动摩擦模型作为叶冠结合面处的摩擦模型,推导微滑动和宏滑动状态下摩擦力表达式。利用谐波平衡法将非线性摩擦力转化为等效刚度和等效阻尼进行振动特性分析。针对叶冠结合面相对位移幅值动态变化的特点,提出了一种迭代求解的振动响应分析方法。与文献提供的带摩擦阻尼结构悬臂梁振动响应实验数据相比,共振峰附近的振幅误差为1.99 mm,相对误差为3.9%。振幅的最大误差为5.53 mm,出现在远离共振峰的位置,验证了响应分析方法的可行性。将该方法应用于带冠叶片上,结果表明当激振力频率为812.3 Hz时,振幅为0.56 mm。