孔挤压强化对GH4169孔结构高温疲劳裂纹扩展行为影响研究

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。

航空发动机涡轮盘定寿及可靠性评估方法综述

针对中国航空发动机寿命管理发展的迫切需求,本文综述了5种航空发动机涡轮盘定寿方法:预定安全循环寿命定寿法、2/3功能失效定寿法、数据库定寿法、损伤容限定寿法以及因故退役定寿法。首先,从无损检测及在线监测技术、载荷及失效模式分析技术和先进疲劳寿命预测方法3个方面,系统分析了涡轮盘定寿方法的发展趋势及前景。其次,结合实际工程案例,介绍了基于选定定寿方法的可靠性评估流程、参数确定及其适用条件,并探讨了试验样本数量及不同寿命分布假设对定寿结果的影响。最后,总结了现有研究工作和涡轮盘定寿方法未来的发展趋势,指出中国航空发动机涡轮盘定寿工作应以充分发挥部件的寿命潜力为目标,并基于实际工程需求,结合新型传感器、数字孪生、机器学习等相关先进技术开展,从而进一步提高航空发动机全寿命周期的可靠性和经济性。

基于代理模型优化的转接盘多约束参数化设计

通过截面尺寸参数化建立旋转转接盘有限元分析模型,以其固有频率与局部最大应力为约束条件,对转接盘进行轻量优化设计.针对优化模型设计变量多、计算成本高等特点,采用考虑空间约束条件的径向基函数代理模型拟合与全局随机优化算法相结合,获取优化设计结果.计算表明,转接盘一阶固有频率、局部最大应力拟合误差满足许用值要求,拟合模型R 2值分别为0.979与0.938.不同转速下优化解的频率与应力预报值与真实值相对偏差小于10%,绝对偏差值最大分别为35.2Hz与16.2MPa,证明所采用的优化流程可有效用于转接盘设计.

基于支持向量回归的Bootstrap数据扩充方法及其在小子样可靠性评估中的应用

针对航空发动机小子样特性下的可靠性评估问题,提出一种基于支持向量回归(Support Vector Regression, SVR)的Bootstrap数据扩充方法:建立并训练SVR模型,采用邻域抽样法构造输入集,输入训练好的模型中获得扩充样本。仿真结果表明,采用该方法获得的扩充样本较传统Bootstrap方法更接近真实分布,且有效拓展了样本取值区间。以某航空发动机涡轮盘小子样疲劳寿命试验数据为例:(1)非参数方法,采用两种方法获得的平均疲劳寿命十分接近,但新方法获得的置信区间更大,这与样本取值区间的拓展相关;(2)参数方法,对新方法扩充的样本进行参数估计得到的结果与参考值更为接近,最大相对偏差为-1.290 2%,而传统方法的最大相对偏差达到了29.477 6%,两种方法下计算得到的平均疲劳寿命与参考值均较接近,但新方法得到的置信区间与参考区间更为接近。综合来看,所提出的方法能够有效实现样本扩充,具有一定的应用价值。

涡轮盘嵌入式智能传感器最优算法研究

随着航空发动机对运行状态实时控制、健康监测的智能化要求越来越高,嵌入式涡轮盘智能传感器的需求应用越来越广泛。该文针对嵌入式智能传感器安装导致轮盘局部应力集中、降低强度、失效和应力精确分析数学模型缺失等问题,构建嵌入式智能传感器安装孔应力集中数学模型;在C++环境下,搭建了涡轮盘物理场和应力场环境对应的点阵体数据场;根据构建的数学模型,按点进行应力场精确分析计算;运用改进的粒子群算法计算智能测试传感器安装孔的最优位置,接着将该分布情况下应力计算结果在C++中绘制云图,通过应力分布云图,确定涡轮盘上安装孔最优的技术参数和涡轮盘上应力影响最小分布结果,经过分析这些开孔都会导致轮盘上的旋转离心应力增加,径向应力之间的差距较大。旋转离心应力从盘缘向盘中央逐渐扩大,最大应力出现在冷却孔周围。测试传感器最优位置与无测试传感器安装孔情况相比,最大应力计算结果相差0.96%,对在实际涡轮盘上安装智能测试传感器具有重要参考价值。

基于故障树的向心叶轮低循环疲劳试验破裂故障分析

基于故障树法针对某辅助动力装置向心叶轮低循环疲劳试验时轮盘破裂故障进行了详细的分析,从设计、制造和试验等方面进行分析,找到了向心叶轮破裂的原因,并提出了改进方案。通过建立有限元模型计算分析,降低向心叶轮应力水平,并通过低循环疲劳试验验证,验证了措施的有效性。

离心叶轮非轴对称轮盘面气动敏感性分析

为了研究非轴对称轮盘面对高压比离心叶轮的效率、压比、堵塞流量及工况范围的影响规律,采用基于人工神经网络的非轴对称轮盘面全工况预测模型,用于预测30个形状控制参数下轮盘面对气动性能的影响。同时,结合Sobol敏感性分析方法,提取对各性能指标影响显著的敏感参数,研究了敏感参数对于叶轮性能的影响规律。结果表明:轮盘面对效率、压比及堵塞流量的控制主要取决于各个参数独立影响的线性叠加,进口附近轮盘面的凹陷有利于提升最高效率并增大堵塞流量;叶轮出口压力侧分流流道附近的凸起有利于最高效率的提升,但会降低叶轮的压比。不同的是,轮盘面对叶轮工况范围的影响主要源于3个及以上参数的高阶交互作用。利用敏感性分析结果,从经验上人为给定控制参数的取值,实现了离心叶轮非轴对称轮盘面快速优化,在设计点压比不变的情况下,使绝热效率提升了0.9%,工况范围提升了2%,说明敏感性分析可以有效缩短优化周期,从而降低优化成本。该研究结果可为今后的离心叶轮气动设计及优化提供方向性指导。

粉末镍基高温合金缺陷破坏的认识及力学方法

粉末镍基高温合金中夹杂的存在限制了高应力下的材料疲劳寿命。针对材料夹杂起裂的失效特点,以FGH96为研究对象开展疲劳寿命试验,提出了一种应用断裂力学的夹杂诱导失效的寿命预测方法。采用此方法首先明确定义了该方法适用于夹杂起裂而非滑移起裂;然后针对物理小裂纹扩展阶段提出裂纹扩展门槛及驱动力修正,实现对小裂纹与长裂纹的统一方程描述;其次针对不规则缺陷提出了考虑缺陷位置及形状比影响的驱动力表征方法;最后输入初始缺陷尺寸、位置、载荷、材料属性等信息实现了±2.5倍误差带的寿命预测,并对环境影响及滑移起裂等其他情况进行分析。另外,基于本方法可获得考虑不同初始缺陷及位置的S-N曲线,一定程度上解释了疲劳寿命分散性的原因。

基于降维和随机森林的航空发动机涡轮盘应力预测

为了给发动机涡轮盘寿命管理提供有效的数据输入及后续工程应用提供依据,本文基于统计学习和机器学习方法,提出基于降维和随机森林的航空发动机涡轮盘应力预测模型,以发动机可测参数作为初始特征,通过相关性分析、主成分分析与聚类分析,实现了对总体参数样本的降维,并提取出主控因素,再利用随机森林算法建立航空发动机涡轮盘应力预测模型。结果表明:该方法预测精度比未降维的随机森林模型更高,判定系数R2达到0.985以上,证明该方法对航空发动机涡轮盘应力预测是有效的。

航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术

为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制,开展了叶片飞断主动控制技术研究。提出了一种风扇叶片爆破切割飞断的方法,进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析;设计了遥控起爆系统,确保了试验安全;根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标,使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术要求。结果表明:采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆破飞断,叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%,叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。验证了该项技术在试验器条件下完成风扇机匣包容性试验的有效性,并为整机包容性试验奠定了基础。

整体叶盘制造工艺技术综述

随着整体叶盘在航空发动机上的广泛应用,未来高推重比、涵道比发动机使整体叶盘结构更加复杂,优异的SiC或C/C复合材料等在整体叶盘上的应用,对整体叶盘制造技术提出了更高的挑战,各国都投入大量的人力、物力对整体叶盘制造技术进行研究,寻求低成本、低污染、高效率、高质量的复合制造技术,以满足航空发动机对整体叶盘的需求.整体叶盘是为了满足高性能航空发动机而设计的新型结构件,结构模型如图1所示,其将发动机转子叶片和轮盘形成一体,省去了传统连接中的榫头、榫槽及锁紧装置等,减少结构重量及零件数量,避免榫头气流损失,提高气动效率,使发动机结构大为简化,现已在各国军用和民用航空发动机上得到广泛应用,如EJ200、F119、F414等军用发动机,法国SNECMA公司生产的P.A.T验证核心机以及美国P&W公司生产的基准发动机等民用大流量比发动机.

中心进气旋转盘流动与换热的数值研究

本文采用混合长度模型及共轭计算的方法对中心进气转静系旋转盘、腔内的流动与换热进行了数值计算 ,并与实验结果进行了比较 ,证明混合长度模型对转静系旋转盘、腔的流动与换热的计算是可行的。计算结果显示 :冲击区努赛尔特数最大值不在驻点 ,而是偏离驻点一段距离 ;随着转速和冷气流量的增加 ,盘面换热总体加强。

高位垂直进气旋转盘流动与换热的实验研究

本文用实验的方法对高位垂直进气转静系旋转盘附近冷气流动与换热特性进行了实验研究 ,得到了静盘表面压力、转盘表面温度、局部努赛尔特数的分布及平均努赛尔特数 ,并对结果进行了相应的分析。

涡轮级燃气入侵的理论分析及数值模拟

为了分析航空发动机涡轮级中的燃气入侵现象,提出一种研究封严间隙处流动规律的理论方法,并采用全环模型进行了数值模拟。在该理论方法中,动盘旋转、封严冷气、外环主流对流动的影响用三个特征速度来表征;它们的相互作用用速度比来描述。数值模拟结果表明:随着速度比的变化,封严间隙处呈现燃气沿静盘入侵、燃气基本不入侵以及燃气沿动盘入侵等三种流动形式。利用速度比的影响规律,可初步判断封严间隙处的燃气入侵情况以及最小封严冷气流量。

旋转盘腔瞬态响应特性的研究

为保证发动机在飞行包线内正常运转,需研究旋转盘腔的瞬态响应特性。采用1-D模型方法和计算流体力学(CFD方法对旋转盘腔进口压力突升的情况进行非稳态数值计算,所得结果与文献中的结果进行对比,提出1-D模型方法的一些缺点,并证明了CFD计算的正确性。然后用CFD方法并通过用户自定义函数(UDF编程研究了进口压力渐增、正弦变化以及盘腔尺寸对旋转盘腔流动瞬态响应特性的影响。结果表明:1-D模型的计算结果不能显示出CFD模型计算结果的一个高阶震荡;进口压力以不同方式变化,瞬态响应存在不同程度的滞后;进口压力突增和进口压力渐增响应的特征时间比进口压力正弦变化的特征时间分别增加56.0%和106.4%盘腔宽径比由0.2变化到0.39时,腔内均压变高,出口质量流量变低,特征响应时间缩短至40%当宽径比由0.2变化到0.58时,特征响应时间缩短至25%。

预旋进气的盘腔系统内流场的数值研究

用CFD软件(FLUENT6.0.12)对预旋进气的盘腔进行了数值模拟,计算中采用了多种湍流模型,包括Spalart-Allmaras单方程、K-epsilon和K-omega多种双方程模型,结果表明Spalart-Allmaras模型与结果符合得较好;通过计算研究了流场结构,流场主要由两个参数旋转比β_p和湍流参数λ_T控制,λ_T主要决定源区的大小,计算结果验证了自由涡流的存在,并且盘腔压力分布的计算值与理论曲线符合得很好。

一种基于能量参数的非局部缺口疲劳寿命预测方法

为了考虑应力集中对构件疲劳寿命的影响,采用能量参数作为疲劳损伤评估参量,发展了一种基于能量的非局部缺口疲劳寿命预测方法,该方法通过相同寿命条件下缺口试样与光滑试样的疲劳损伤等效关系确定用于定义缺口试样非局部临界体积的能量参数门槛值,并建立了能量参数门槛值与疲劳寿命的关系,进而通过迭代程序便可进行缺口试样寿命预测。试验验证结果表明:缺口试样能量参数门槛值与疲劳寿命在双对数坐标系下呈线性关系;所发展的方法对缺口疲劳试验试样的寿命预测精度较高,预测寿命分散带在2倍以内。

航空发动机多辐板风扇盘拓扑优化与形状优化设计技术

为了设计出高性能航空发动机风扇盘结构,首先采用基于自适应随机抽样双向渐进拓扑优化方法对风扇盘进行拓扑优化,得到轮盘合理拓扑构型,然后基于该拓扑构型,采用形状优化方法对轮盘构型做进一步优化。结果表明,在满足强度要求下,设计出了高性能的三辐板、四辐板风扇盘最终减重19.23%,21.59%(其中拓扑优化减重17.12%,19.43%),并且最优解应变能密度分布更加均匀,说明了宽弦风扇盘的合理构型是由若干辐板组成的多辐板结构。

保持时间对涡轮盘材料GH4133合金热机械疲劳性能的影响

通过在热机械循环最高温度处进入不同保持时间 ,研究了保持时间对涡轮盘材料GH41 33合金热机械疲劳性能及其寿命的影响。结果表明 ,对于不同保持时间 ,无论是同相位热机械疲劳还是反相位热机械疲劳 ,材料在温度升高的过程中均呈现循环软化特性 ,并且随着应变量的增大循环软化速率加快 ,在温度降低的过程中无明显的循环硬化或循环软化 ;而保持时间对同相位热机械疲劳寿命影响较为显著 。

航空发动机高负荷涡轮盘双辐板结构优化设计

转速高负荷重的涡轮盘是发动机重量大户,采用单辐板结构设计难以有效减轻重量。提出并建立了涡轮盘双辐板结构优化设计数学模型及方法,筛选了涡轮盘子午面形状设计参数,建立了应力约束条件,利用AN-SYS优化平台,编制了轮盘结构优化程序。针对典型高负荷涡轮盘结构优化问题,分别进行了单辐板盘和双辐板盘结构优化设计,结果表明,在满足轮盘变形、强度要求的条件下,双辐板盘比单辐板盘重量可减少25.3%,应力分布更均匀,说明对于高负荷涡轮盘,双辐板盘具有明显的优势。