安装座焊接结构双轴拉伸模拟件设计

针对航空发动机燃烧室机匣安装座环焊缝疲劳寿命的研究,提出了一种安装座焊接结构双轴拉伸模拟件的设计方法。首先,通过分析机匣安装座的载荷工况及几何特征,给出了相应的设计准则和几何等效分析,同时设计出模拟件的雏形。然后,根据优化目标提出了一种优化数学模型,以有限元计算的方式讨论了模拟件在中心试验区直径D_(1),夹持臂楔形角度ω,安装座通孔直径D_(2)的3种尺寸变量下的应力变化规律,进而确定了模拟件的最终尺寸。最后,采用该模拟件进行双轴拉伸疲劳试验。试验结果表明,裂纹源出现在模拟件试验区的焊缝处,并且沿着焊缝向两侧进行扩展,证明了该设计的合理性。

机匣模拟疲劳试验的相似条件研究

理论分析和试验结果表明 ,受内压的机匣与其相应的平板模型在开孔附近的等效应力分布非常相似 ;机匣模拟疲劳试验的应力相似条件可表为 ,机匣与其模型在控制疲劳寿命的关键部位的等效应力水平和分布相同 .

基于场强法的燃烧室机匣后衬套安装座疲劳寿命预测

由于局部应力应变法存在缺陷而引入场强法,对缺口构件的疲劳寿命预测问题进行研究。给出了应力场强法估算缺口构件疲劳寿命的基本框架和分析计算步骤,通过算例对场强法重要参数场径的影响因素、应力集中系数和权函数进行了探讨,并对场强计算中的有限元网格细化问题进行了初步探讨。采用场强法和局部应力应变法对某型发动机燃烧室机匣后衬套安装座进行了疲劳寿命预测。结果表明:利用场强法预测出的寿命更接近试验结果。

边界元解析敏度分析在燃烧室壳体构件优化设计中的应用

对燃烧室壳体构件进行优化设计,是改善应力集中状况、防止热变形损伤、提高其承载能力的重要措施。在燃烧室壳体构件优化设计中,本文建立了轴对称构件的边界元全解析敏度分析技术,并将该技术与通用的形状优化设计算法相结合,对燃烧室壳体中的某一平面应力下的构件进行形状优化设计。在优化燃烧室壳体构件时,用加权求和法处理该构件的多目标问题,最后获得满意的结果。

某发动机燃烧室外套寿命预测

对某发动机燃烧室外套进行了弹塑性有限元分析和低循环疲劳寿命预测。在发动机飞行包线的最大气动载荷下。计算了5个比较易出问题安装座附近的应力和应变,根据材料的应变-寿命曲线估算了其低循环疲劳寿命。结果表明,燃烧室外套的局部孔口和焊缝位置是易出问题的区域。

航空发动机燃烧室外机匣压力试验方法与系统

本文提供了一种对航空发动机燃烧室外机匣施加压力载荷的试验方法,设计并搭建了一套试验系统,解决了航空发动机燃烧室外机匣耐压强度验证的技术难题。本方法和系统较为真实的模拟了航空发动机燃烧室外机匣的受载状态,密封方式可靠有效,成功获取了燃烧室外机匣内壁测点处的应变数据,数据获取率100%。

航空发动机燃烧室机匣破裂安全性预测方法

航空发动机燃烧室(ACC)内燃气具有最高温度、压力和速度。因此,燃烧室机匣一旦破裂,带来灾难性后果的概率很大。本文对航空发动机燃烧室机匣在极端工况下的破裂安全性进行研究,采用Neuber法、工程弹塑性法和真实弹塑性法对燃烧室机匣内压载荷下的应力应变分别进行数值仿真分析,并与试验结果进行对比分析,明确了这三种方法各自的优势和使用限制。对比结果表明,真实弹塑性法在高应力区域预测及强度高裕度区域预测方面,与试验测量结果具有相对最高的一致性,更适合于机匣安全性分析。

航空发动机燃烧室机匣轻量化设计方法

以航空发动机燃烧室机匣轻量化设计需求为牵引,建立了可变壁厚减轻质量(简称减质)优化方法,以单元壁厚为设计变量,设计域总应变能最小作为优化目标,体积分数作为约束条件,开展机匣本体优化设计,实现了壁厚更优分布;进一步基于变密度拓扑优化设计方法,以单元密度为设计变量,柔度最小为优化目标,结构的减质体积分数作为约束条件,开展了机匣安装座与法兰边减重优化设计。两种优化方法各有优化对象、优化阶段的侧重,前者更适用于初步设计阶段,获得良好的最初壁厚分布,后者适用详细设计阶段,进行局部结构轻量化设计。减质优化设计成功通过了压力考核试验,验证了优化方法的有效性及可行性。

某型燃气轮机转子与静子相碰故障分析

对于某型气轮机原燃烧室机匣及改进机匣进行了有限元应力分析。计算结果表明,转子与静子相碰主要是由作用于刚度及强度均较弱的原燃烧室机匣上的燃气压力所引起。

某型发动机燃烧室外套搭接滚焊缝裂纹对使用寿命的影响

针对某型发动机燃烧室外套搭接滚焊缝处存在的裂纹,从冶金和有限元强度分析角度对焊缝裂纹扩展寿命、试片疲劳和全寿命疲劳试验等进行研究与验证,给出焊缝裂纹的扩展寿命,得出搭接滚焊缝处存在裂纹的燃烧室外套可安全使用的结论。

GT13E2燃气轮机燃烧室外缸裂纹修复

简述了GT13E2燃气轮机燃烧室的结构和运行工况,介绍了燃烧室外缸裂纹产生的经过和部位,分析了裂纹产生的原因,采用波浪键螺钉扣合修复工艺修复燃烧室外缸裂纹,并对燃烧室外缸裂纹修复的效果进行了分析总结,希望能为燃气轮机大型缸体裂纹修复维护方面提供参考和借鉴。

航空发动机燃烧室机匣烧穿火焰特性试验研究

为研究航空发动机燃烧室机匣发生烧穿时射流火焰的温度、热流密度分布,建立机匣烧穿试验系统,采用单一变量法,研究了喷嘴孔径、油气质量比、外侧空气流速、燃烧室内部压力对射流火焰在轴向上的温度、热流密度分布的影响。结果表明:射流火焰在轴向上的热流密度衰减迅速,在127~254 mm内,热流密度衰减最多,可达81%;喷嘴孔径对于火焰形态、温度、热流密度影响最大;燃烧室内部压力对火焰温度影响可达675℃/MPa;外侧空气流速主要影响火焰轴向254~508 mm区间温度分布;油气质量比对火焰轴向温度影响达18.6%。航空发动机设计时应当考虑在燃烧室机匣薄弱点法线方向外侧254 mm范围内设置挡火板,以防止可能出现的机匣烧穿带来的危害。

某型涡桨发动机燃烧室机匣中、后轴承座故障排除

针对某型涡桨发动机燃烧室机匣轴承座在大修时发现的磨损、变形故障,分析了燃烧室机匣轴承座磨损的原因,并探讨了该故障的排除方法、排除步骤以及注意事项。