流-热-力耦合的高性能结构拓扑优化设计方法

拓扑优化和增材制造技术的快速发展为高性能复杂装备提供了高效的产品设计和制造方法。目前高性能结构拓扑优化只考虑热-力耦合或者流-热耦合的设计,且大多局限于简单结构,未考虑流-热-力三场共同作用下的设计,限制了结构性能的提升。针对流-热-力多物理场工况下的高性能复杂结构设计这一挑战,提出了一种流-热-力耦合拓扑优化方法,以提高复杂结构的承温能力。首先引入流场、温度场和结构位移场的控制方程,对计算域的流固材料进行统一表征;然后以最小化平均温度为目标,以流动能量耗散和结构柔度为约束,建立了流-热-力耦合的拓扑优化模型,并结合变分法和拉格朗日函数开展了设计变量的灵敏度分析;最后将所建立的拓扑优化模型应用于涡轮的结构设计,得到了散热性能良好、流道分布合理的可增材制造结构。

空气涡轮起动机包容性数值仿真与结构优化设计方法研究

运输类飞机适航条款明确规定空气涡轮起动机等含高能转子的设备必须具备足够的轮盘破裂包容能力,但国内相关单位普遍缺乏空气涡轮起动机包容结构的正向优化设计方法。为解决该问题,本文采用有限元数值仿真方法开发出多参数优化的自动化计算软件平台和流程,通过建立包容环结构的多参数实验设计(Design of Experiments,DOE)样本数据库,根据样本数的优化结果构建Kriging近似模型,并利用有限元计算获得最优的结构设计参数。该方法选取U形包容环截面的厚度δ,槽宽a,槽深h和槽缘宽s等参数进行优化,采用数值仿真和试验验证相结合的方式进行对比分析。结果表明,优化后的包容环径向变形量可达到29.7%,相比于优化前的18.9%具有明显提升;优化后的包容环径向变形更充分、吸能效果更好,在相同包容性条件下减重效果高达38%。通过采用本文提出的结构优化设计方法,实现了某型空气涡轮起动机包容环的正向优化设计,该方法可用于在役空气涡轮起动机包容环的优化与新型号空气涡轮起动机包容环设计。

基于改进广义解调的直升机传动系统速度追踪

为了从复杂的非平振动信号中追踪直升机的传动系统轴转速信息,开发了一种改进的广义解调变换方法。首先,利用广义解调变换对目标信号进行移频,移频后目标分量将由非平稳转换为近似平稳;其次,基于频谱细化的短时傅里叶变换(short time Fourier transform,简称STFT)方法计算得到解调信号时频图;然后,估计信号的瞬时频率,利用迭代计算提升频率估计精度;最后,基于估计的转速信息开展同步分析,提高传动系统齿轮故障振动的信噪比。仿真分析和实测分析结果表明:所提出方法估计的轴速度信息具有较高的精度,满足基于速度信息开展同步分析的需求;利用估计的速度开展同步分析可有效提高信噪比,增强阶次谱上的故障特征,便于准确提取齿轮故障特征。

考虑率效应的Ladeveze本构模型在复合材料损伤失效中的研究

为研究单向纤维增强复合材料在单轴载荷作用下的承载特性与失效模式差异,对复合材料单向板承载时的塑性累积与损伤演化等力学响应进行了有限元预测.首先,引入基于2D连续介质损伤理论的Ladeveze本构模型,并将其看作平面应力问题.考虑材料塑性行为的影响,并假定塑性强化为各向同性强化,利用FORTRAN编程语言对LS-DYNA进行二次开发,编写了基于Ladeveze损伤本构模型的用户材料子程序.利用LS-DYNA建立复合材料单向板的有限元仿真模型,研究了其在承受纵向拉伸、纵向压缩、横向拉伸,面内剪切等载荷下的典型失效行为,并与试验结果进行了对比,然后对所编写子程序的有效性进行了验证.最后,引入对数型率相关修正函数,对复合材料承受不同应变率载荷下的破坏行为进行了预测,研究了单向纤维增强复合材料率效应敏感度与承载组分之间的关系.

考虑惯性载荷的多材料结构拓扑优化

基于导重法构建了惯性载荷作用下的多材料结构拓扑优化数学模型,在体积约束下使得其结构柔度最小.将多材料拓扑优化问题分解为一系列单材料拓扑优化问题,采用材料属性有理近似模型(Rational Approximation of Material Properties,RAMP)来表达密度与弹性模量间假定的非线性函数关系,利用导重法建立惯性载荷下设计变量的迭代表达式并通过数值算例验证导重法在考虑惯性载荷作用下多材料结构拓扑优化的有效性.算例结果表明:RAMP插值方法相比其他常用插值模型得到的拓扑构型更清晰,灰度单元更少,在算例1的对比中结构柔度最高降低了35.2%.受惯性载荷影响越大的设计区域其分布的材料弹性模量越大,且高模量密度比能够显著提升结构刚度.

航空发动机多学科设计优化技术研究

多学科设计优化(MDO)是为实现复杂产品设计方法升级换代的最佳技术途径。针对先进航空发动机设计面临的各学科间耦合关系复杂、指标冲突严重等困难,按零件、部件和总体方案设计3个阶段对MDO的各项关键技术开展了研究、开发及应用工作,提出了基于MDO技术的航空发动机一体化设计方法。给出的5个工程应用实例表明,该方法与传统设计方法相比,能大幅提高航空发动机设计水平,具有广泛的工程应用前景。

基于本征正交分解的离心压气机多学科设计优化

为探索离心压气机多学科设计优化策略,进一步提高优化效率,建立了基于本征正交分解(POD)技术的离心压气机优化系统。首先选择样本数据生成快照矩阵,进行本征正交分解后,提取了占支配性的少数几个基函数,并以POD系数作为新的设计变量,构建了降阶的设计空间,从而大幅度减少了设计变量的个数。然后与离心压气机多学科优化流程相结合,建立了一种高效率的优化策略。为验证系统的可行性,以极大化等熵效率为目标,针对最大转速状态和巡航状态两个计算工况对压气机进行优化。结果表明:该优化策略在有效减少设计变量个数方面具有优势,从而使优化问题能够快速的收敛,优化后两个工况下的设计点等熵效率分别提高了3.5%和4%。

基于自适应本征正交分解的涡轮级多学科设计优化

为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,基于本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)技术,并结合快照样本自适应更新方法,提出了一种综合的涡轮级多学科优化系统。首先,通过进行POD分析,仅保留占优势的基函数,并以POD系数作为新的设计变量,设计变量个数由60个缩减为5个,提高了优化效率。然后,基于自适应进化规则,优化过程中对快照样本进行不断的进化和修正,从而提高POD精度。最后将该方法与涡轮多学科优化流程相结合,建立了一种高效率、高精度的优化策略。某涡轮优化的结果表明:该优化策略适于设计变量较多的复杂优化问题,且具有良好的收敛性,优化后设计点等熵效率提高了3.5%。

基于改进的BLISS2000优化策略的涡轮级多学科设计优化

为了提高涡轮级多学科设计优化的优化效率,保留了双级集成系统综合(BLISS2000)优化策略的基本算法结构,取消了构造近似模型的过程,在计算耗时的气动分析模块中应用具有自修正功能的可变复杂度建模(VCM)方法以缩短计算时间。在此基础上,提出了一种改进的涡轮级优化策略(BLISS2000/VCM)。采用该策略对某发动机涡轮级进行了优化,并与标准优化策略(MDF)进行了对比,结果表明优化效果基本接近,优化效率提高了2.75倍。

TC4钛合金外物损伤疲劳极限及预测研究

为研究外物损伤对航空发动机TC4叶片高周疲劳极限的影响,以模拟叶片为研究对象,采用空气炮法,预制不同工况下钢球冲击模拟叶片前缘外物损伤,为获得损伤叶片的疲劳极限,对损伤叶片开展了高周疲劳试验,在此基础上,通过有限元仿真探究了缺口残余应力分布对疲劳裂纹的萌生以及疲劳极限的影响,最后通过修正Peterson公式对叶片疲劳极限进行预测研究。结果表明,冲击所造成的缺口尺寸随冲击能量的增大而增大;叶片的高周疲劳极限随冲击能量增大而降低,其中缺口深度对疲劳极限的影响较大;缺口底部残余拉应力可能对叶片疲劳极限有一定影响;Peterson公式对疲劳极限进行预测所得结果误差较大,修正后预测结果误差从-30%~30%降至-15%~15%。

基于BESO算法的涡轮盘拓扑优化

涡轮盘作为航空发动机的核心部件之一,其轻量化设计对航空发动机效率提升至关重要。基于双向渐进结构优化算法(bidirectional evolutionary structural optimization,BESO)拓扑优化模型,使用灵敏度过滤的方法抑制棋盘格现象,用ANSYS的参数化设计语言(ANSYS parametric design language,APDL)编写拓扑优化程序,对离心载荷作用下的涡轮盘进行结构优化,并通过施加叶片等效载荷的方式,考虑叶片对于优化结果的影响。结果表明,使用编写的算法进行拓扑优化迭代步数减少,显著提升优化效率,在减重26%的条件下,拓扑出的新的结构模型结构总应变能降低48%,结构刚度提升,最大等效应力降低25%且应变能和应力分布更均匀合理。

基于边界积分方程求解二维移动滚动接触问题

工程机械中,由于接触体之间的相对运动造成的损伤或疲劳一直是研究的重点。然而相对运动中,接触相对位置不断变化。为保证接触区应力精确模拟,需对所有可能接触区网格进行加密。为避免这一问题,采用网格更新法,保证仅当前时刻可能接触区网格需加密,并保证接触区节点一一对应。同时采用旋转坐标系法,推导出边界积分方程移动滚动前后时刻的等价性,避免积分重复计算。基于上述方法,提出二维移动滚动接触问题解方法并利用数值算例证明本文方法的有效性。

轮盘概念设计中拓扑和形状同时优化方法

为了减小人为选择参数对优化结果的影响,针对航空发动机轮盘概念设计阶段的结构优化问题,提出了拓扑和形状同时优化(STSO)法.该方法是在变密度(SIMP)法的基础上,通过分析优化目标和约束的灵敏度,用序列二次规划优化(SQP)法进行求解.接着,以板壳结构为例,对比分析了STSO法和分步优化法的结果,说明了拓扑和形状同时优化方法的优点.最后,将同时优化方法应用于轮盘结构概念设计,对比分析了使用拓扑和形状同时优化方法与单独拓扑优化方法进行轮盘结构优化的结果,探讨了不同振型对应的频率约束对优化结果的影响.结果表明,不同振型对应的频率约束下优化结果的结构形式呈现多样性;相较于单独拓扑优化方法,STSO法收敛速度较快、结果也更精确;但是由于形状优化变量取值范围选取不当,有可能会出现网格畸变过大,而导致STSO法所得的结果无效.

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法

为保障直升机被弹击后仍具备充足时间供直升机安全降落,亟需对弹击后传动轴进行损伤容限设计,确保其被击中后仍拥有足够的剩余疲劳寿命。本文提出了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法,可有效预测弹击损伤后的疲劳裂纹扩展寿命。采用该方法对尾传动轴进行弹击动力学仿真分析;其次,发展一种非标准断裂韧度测试方法以获取尾传动轴的断裂韧度;给出一种非标准疲劳裂纹扩展试验方法以获得尾传动轴的疲劳裂纹扩展材料常数;通过建立尾传动轴弹击损伤三维裂纹扩展模型对疲劳裂纹扩展寿命进行预测;通过尾传动轴疲劳裂纹扩展试验对所提出方法的有效性进行验证。分析结果表明,在相同入射角条件下,切边入射导致的尾传动轴剩余疲劳性能普遍低于中部入射的;在相同的入射位置条件下,45°入射比0°入射导致的尾传动轴剩余疲劳性能低。

某航空发动机燃气涡轮叶片低循环疲劳寿命研究

针对目前燃气涡轮叶片更多依赖于后期整机长试才能集中暴露设计不足的问题,以某型发动机燃气涡轮叶片为例,开展了燃气涡轮叶片低循环疲劳寿命研究。首先,在典型循环下开展燃气涡轮叶片应力应变分析,确定了该燃气涡轮叶片的主要失效模式是以应变疲劳控制的低循环疲劳破坏,根据线性损伤累积原理,预测了燃气涡轮叶片的低循环疲劳寿命。然后,创新的提出了一种在旋转试验台实现涡轮叶片低循环疲劳试验的设计方法,采用开环式电磁感应线圈加热叶片,通过热传导实现带温度梯度的燃气涡轮转子温度场,并根据应变等效原则,确定了燃气涡轮转子试验转速。试验结果表明,燃气涡轮叶片预测寿命在5倍寿命分散带以内,且部件试验叶片裂纹位置与整机试验结果吻合。

小学低年级寓言教学的有效策略

寓言是通过一个简短的小故事来说明一个深刻道理的文学体裁,它内容短小精炼、寓意有趣深刻。在小学课本中有很多饱含深刻寓意的寓言故事,它和童话、记叙文等有教学方法的共性,但是由于它有寓意揭示过程,所以它又有自己独特的教学方法。下面,笔者会从"什么是寓言""为什么学习寓言"两个方面解释寓言以及学生学习寓言的原因,并尝试提出低年级的寓言教学策略,期待对一线教师有所帮助。

航空发动机用蜂窝材料应变率相关本构模型及应用研究

针对典型航空发动机涡轮机匣防叶片刮磨的蜂窝材料,阐述了常用的蜂窝等效模型和J-C(Johnson-Cook)模型,将两种材料模型应用于蜂窝冲击试验的仿真分析,并与试验结果进行了对比.结果表明,通过合理的参数标定及简化假设,J-C模型可提供满意的仿真结果,其中蜂窝损伤预测与试验结果很好地吻合.鉴于其使用相对简单,同时能够提供足够的预测精度,在航空发动机叶片与蜂窝的刮磨仿真分析工程应用中值得推荐.

基于θ映射法的燃气涡轮叶片高温蠕变变形分析

采用θ映射法对镍基定向凝固合金DZ408不同温度下的纵向蠕变行为进行数值模拟,其结果与试验数据吻合较好。同时,针对叶片三维有限元分析需要,将单轴蠕变方程进行了多轴拓展,并将其编制成用户子程序植入ABAQUS商用有限元软件。采用该方法对航空发动机60 h持久试车过程中涡轮叶片的高温蠕变进行模拟,得到的叶尖残余变形与试验后实际伸长量接近,验证了方法的有效性,表明本方法能够为涡轮叶片的蠕变变形及叶尖间隙设计提供参考。

SiC纤维增强整体叶环破裂转速研究

为研究航空发动机SiC纤维增强钛合金整体叶环的强度,采用有限元法计算了整体叶环子午截面的周向应力分布,分析了其承载模式和理论破裂转速,然后通过高速旋转台试验测定了整体叶环的实际破裂转速。研究结果表明,以复合材料的局部最大周向应力计算的整体叶环的破裂转速与实际测试结果最为接近。叶环残骸断口SEM照片显示,超速旋转过程中首先发生了SiC纤维丝与钛合金基体的界面分脱,随后纤维丝被拉断导致复合材料承载能力下降,最终引起整体叶环的破裂。

1Cr15Ni4Mo3N不锈钢航空发动机叶片外物损伤规律研究

为研究不同因素对不锈钢航空发动机叶片外物损伤的影响规律,以模拟叶片为研究对象,通过空气炮法,开展不同工况下外物损伤试验。结果表明:缺口尺寸与冲击能量呈现正相关的关系;冲击角度和冲击速度对损伤类型的影响较大。冲击角度越大、冲击速度越小,鼓包型损伤增多;冲击角度越大、冲击速度越大,撕裂型损伤增多。