柔性结构疲劳寿命的预测方法

讨论柔性构架结构疲劳寿命的预测方法,建立刚柔耦合多体动力学模型,计算结构危险点的动载荷时间历程;利用有限元准静态分析法,获得应力影响因子;利用模态分析技术获得结构固有频率和模态振型,确定结构的危险点位置.基于危险应力分布的动载荷历程,结合材料特性曲线以及线性损伤理论,进行标准时域的柔性结构应力应变的循环计数,损伤预测和寿命估计.应用该方法对构架结构进行疲劳寿命预测,结果表明,该预测方法预测精度有效,可以有效提高结构耐久性设计质量.     

考虑进气冷却效应的活塞低周疲劳寿命预测

针对进气过程中活塞顶面温度分布不均匀,会对活塞疲劳寿命计算产生影响的问题,采用燃烧模拟和有限元方法,结合材料试验,进行了活塞低周疲劳寿命预测。首先,通过CFD仿真,获取了考虑进气冷却效应的燃烧室温度分布,有限元仿真计算了活塞温度和应变;然后,进行了573 K下的活塞材料拉伸试验和疲劳试验,获取了活塞材料力学参数并推导出活塞疲劳寿命预测模型;最后,结合活塞应变和疲劳寿命预测模型,对比分析了进气冷却效应对活塞低周疲劳寿命的影响。研究结果表明:考虑进气冷却的燃烧室,燃气温度分布不对称,进排气侧的温差达到了75 K左右;活塞应变较大的位置主要集中在活塞凹坑底部、冷却油腔内部、环岸内部和活塞销孔上半部;考虑进气冷却效应导致活塞最大应变值上升了0.425%,低周疲劳寿命降低了13.8%。     

掺混孔对中心分级燃烧室出口特性分析的数值模拟

燃烧室是航空发动机的核心部分,由于其出口工作环境复杂,研究分析其出口特性参数就显得尤其重要。本文针对的是中心分级燃烧室掺混孔几何特性方面对出口的影响,首先建立三级旋流器燃烧室的简化模型,再设计圆形,雨滴型,斜缝型三种掺混孔几何形状,利用FLUENT分析其各截面的的排放三个方面进行对比,经过模拟分析得雨滴形掺混孔对出口温度分布影响较好,圆形对燃烧室排放有着更好的调节作用。可见掺混孔对燃烧室出口特性有重要影响。     

航空发动机涡轮盘低循环疲劳-蠕变寿命预测

针对某型航空发动机高压涡轮盘建立有限元模型,用有限元程序计算该结构在循环裁荷作用下的塑性蠕变变形,并考虑温度载荷的作用。计算了结构危险点在相应温度下的低循环疲劳寿命、蠕变寿命。最后利用线性累积损伤理论进行涡轮盘结构的低循环疲劳-蠕变寿命预测,并讨论了平均应力的影响。     

柴油机活塞燃烧室疲劳开裂失效机理研究

以2种不同结构的柴油机活塞为研究对象,在相同的试验条件下进行发动机疲劳耐久可靠性台架试验,直至2种活塞分别开裂失效。试验结束后,采用金相显微镜和扫描电子显微镜对活塞的微观组织和裂纹形貌进行表征,并结合有限元模拟对活塞燃烧室的开裂失效机理进行研究。研究结果表明：活塞在机械或热机耦合载荷作用下,燃烧室底部会出现较高的拉应力,而机械载荷的周向应力最大值出现在销孔方向的燃烧室底部;活塞运行时间越长,活塞材料越容易发生“过时效”,从而导致活塞的强度和硬度明显下降,引发开裂失效风险;通过将活塞内冷油腔位置向上移动,并根据燃烧室形状将内腔顶部进行等壁厚随形设计,可以降低燃烧室部位的机械及热机耦合应力,有效提高活塞服役寿命。     

热障涂层对涡轮动叶冷却效果影响的数值研究

为了获得涡轮叶片热障涂层隔热效果和温度分度分布规律，以带有内部冷却结构的某型燃机高压涡轮动叶为基础模型，通过气热耦合的方法对有/无热障涂层保护下的高压涡轮动叶的冷却效果进行了数值计算，并通过改变热障涂层的厚度研究了热障涂层对叶片换热的影响规律。研究发现：涂有热障涂层后，叶片温度下降明显，越靠近前缘温度降低幅度越大，压力侧与吸力侧相比温度降幅更大；厚度为0.05～0.2 mm的热障涂层可使叶片金属表面平均温度降低21～49℃；随着涂层厚度等增加，叶片金属内部的温度分布将更加均匀。     

冷却剂参数对铣槽喷管低周疲劳寿命的影响

采用有限体积流固耦合计算方法、非线性有限元热结构耦合分析方法和局部应变法研究大面积比铣槽喷管三维再生冷却槽道在循环工作条件下的热结构变形与低周疲劳寿命,并对比分析了冷却剂质量流量与入口温度对铣槽喷管疲劳使用寿命的影响。计算结果表明,铣槽喷管热结构响应呈现复杂的三维效应,应变较大位置主要分布在与肋连接的内衬区域,喷管中部的残余应变量最大；冷却槽道低周疲劳寿命分布和热结构响应基本一致,最小寿命位于喷管中部与肋相连的内衬区域燃气侧；随冷却剂质量流量增加,铣槽喷管低周疲劳寿命不断提高；随冷却剂入口温度增加喷管尾部低周疲劳寿命值不断降低,而喷管中前部的低周疲劳寿命值却不断提高,当冷却剂入口温度为280K左右时,本文的铣槽喷管总体使用寿命达到最大。      

光力学在航空领域的一些应用

实验手段,特别是光测技术,在解决航空领域的某些特殊问题中起很重要的作用.用云纹干涉法测量了残余应力分布,并由此确定增加疲劳寿命的工艺参数.用投影栅线法和数据拼接,测量了航空发动机燃烧室大型部件的三维形状,为数字加工提供了基本数据.发展了测量残余应变的数字散斑相关技术,并研究了残余应变与疲劳循环次数的相关性,为剩余寿命估计提供了依据.     

T型管湍流穿透现象的热流固耦合疲劳分析

在石油、化工、核电等管道系统中存在大量T型管道，由于其主支管流体的流量及温度存在差异导致产生湍流穿透现象，引发T型交汇处温度与速度场波动，进而可能诱发管道热疲劳问题。首先使用大涡模拟（LES）方法计算湍流穿透工况下管道内流场各物理量的时空演变规律，结果表明在支管轴向无量纲高度H=4截面处温度波动最为强烈；然后建立瞬态热流固耦合计算过程，将面压力与体温度动态加载到固体域，得到管道应力分布情况，找出危险点所在位置为轴向H=0截面内壁面；最后使用雨流计数法对危险点应力波动信息进行统计学分析，依据Goodman曲线得到等效对称循环载荷，根据线性疲劳损伤累积准则对危险点疲劳寿命进行评估，最终得到管道的疲劳寿命。     

基于热固振耦合的某附件壳体蠕变-热疲劳寿命预测方法

提出一种基于热固振耦合的某附件壳体蠕变 热疲劳寿命预测方法,主要是基于ANSYS Fluent模块进行流固热耦合,仿真结果得到的附件壳体温度场分布并通过实测数据进行结果验证,再通过温度场数据传递途径结合ANSYS Workbench模块进行附件壳体热固振耦合仿真得到壳体应力应变场,然后基于线性累计损伤理论耦合附件壳体蠕变持久寿命和热疲劳寿命,最终得到其蠕变 热疲劳寿命预测结果。针对附件壳体,一方面对比分析了单纯热疲劳寿命（41 063个循环寿命）与蠕变 热疲劳（39 054个循环寿命）,通过结果得知航空发动机附件系统高热环境下蠕变作用对附件壳体热疲劳寿命是存在显著影响的;另一方面对比分析了基于稳态温度场的蠕变 热疲劳（23 334个循环寿命）与基于瞬态温度场（考虑温变速率）的蠕变 热疲劳（24 545个循环寿命）,结果表明温变速率在一定程度上影响航空发动机附件系统结构的蠕变 热疲劳寿命。     

考虑应力集中的吊车梁多轴疲劳寿命预测

钢结构吊车梁在工业建筑中被广泛应用,应力集中的存在导致几何不连续位置在复杂应力下服役.借助有限元法分析吊车梁应力-应变状态,确定危险点位置,并提取应力、应变分量;以应变能密度作为损伤参量并以最大平面为临界面,基于能量准则建立临界面位置数值计算方法,结合有限元结果给出吊车梁临界面位置;考虑吊车梁在非对称载荷下服役,借助Goodman方程进行平均应力修正,并结合Q355D钢近似S-N曲线计算疲劳寿命.该方法考虑了应力集中处多轴应力对疲劳损伤的影响,可以为复杂应力下几何不连续钢构件的疲劳寿命评估提供新方法.     

燃烧室热-声-结构耦合数值研究

航空发动机燃烧室多种载荷间的交变作用是影响其工作稳定性及疲劳寿命的重要因素。应用有限元方法开展了燃烧室多场耦合数值研究,对比分析了不同网格质量、湍流模型、流体速度及材料属性等因素对模拟产生的影响,并运用ANSYS Workbench 14.0分别采用单向与双向耦合方式仿真分析了热-声-结构耦合作用下的结构动力特性。通过试验数据与模拟结果的对比分析,得出网格质量对计算时间和准确性影响较大,湍流模型主要影响温度、压力与速度等流场结果,而流体速度对流场温度和结构振动频率等具有较大影响;耦合作用产生的根源为燃烧不稳定性,热载荷较之声载荷对结构振动影响更大且在频率为275 Hz和385 Hz附近时耦合对振动影响较强。研究工作对燃烧室设计等具有重要实际意义。     

薄壁构件的高温低周疲劳寿命的预测与验证

提出了文题的计算模型,它采用非线性弹塑性蠕变有限元法,计算构件危险点在高温及周期保载的交变载荷谱作用下的应力应变响应,以应变范围区分法累积损伤,从而求出构件的疲劳寿命,并以带孔矩形薄板为例作了计算与验证,结果吻合较好,可供工程应用。     

小型航空发动机燃烧室热辐射环境数值模拟

发动机燃烧室中高温气体和粒子对内壁面的辐射传热占总传热量很大一部分,对发光火焰来说能够达到总传热量的80%,有关资料表明发动机燃烧室内气体和炭黑辐射热流能达到2.3×10~5W/m~2,所以在先进航空发动机燃烧室的设计中需要可靠的数值仿真支持。文拟对某小型航空发动机燃烧室结构进行适当简化,并利用商业软件FLUENT数值仿真方法计算其典型工况下燃烧室内温度、组分浓度场以及壁面热流,对计算结果进行对比分析,结果表明在发动机燃烧室中考虑燃气的辐射效应使得燃烧室内最高温度降低了5%以上,使得流场的温度梯度降低,对其他各物理量的分布也具有重要的作用。     

基于多元可靠性模型的复杂结构件危险点选取方法

为了准确评估复杂结构件的疲劳寿命及可靠性,提出了基于多元可靠性模型的复杂结构件危险点选取方法。该方法综合考虑了载荷不确定性、材料性能不确定性、载荷作用次数以及材料强度退化对危险点疲劳寿命及可靠性的影响,同时也为其他机械结构件危险点的选取提供了规范的判定依据。以某型号地铁列车枕梁为例,详细展示了利用多元可靠性模型选取枕梁结构件危险点的具体计算过程,并对枕梁的疲劳可靠性进行了评估。结果表明:在以应力集中为依据确定的28个枕梁结构件潜在危险点中,只有2个是对枕梁疲劳可靠性构成影响的真正危险点,同时,该列车枕梁在设计的服役环境下完全满足安全服役30a的设计要求,并且服役60a的累计失效概率仅为0.75%。     

热障涂层失效的无损检测与评价研究进展

热障涂层作为航空发动机高温部件的关键材料,其质量和性能的无损检测与评价是热障涂层研究领域中急需解决的关键问题。系统回顾了热障涂层无损检测技术与方法的发展历史与研究现状,重点介绍了热障涂层TGO与残余应力的无损检测技术及其未来的发展方向。     

涡轮导向叶片热冲击双向耦合数值研究

航空发动机涡轮导向叶片热冲击过程是一个典型的固体变形场、温度场和流场三场耦合作用问题,工况复杂。基于流固热耦合理论,求解一维平板模型热弹性解析解;并进行数值模拟和对比分析,验证了双向耦合方法的有效性。应用建立的双向耦合方法对某涡轮导向叶片热冲击过程进行数值模拟,得到了涡轮导向叶片表面温度及热应力分布规律。研究表明,提出的双向耦合方法可以有效地预测涡轮导向叶片的温度及应力分布规律,计算温度与试验误差小于5%;应力集中处与试验中叶片破坏区域一致。研究对航空发动机涡轮叶片热冲击过程数值模拟提供了有效方法。     

一种新的缺口件疲劳寿命分布计算模型

提出了一种新的缺口件疲劳寿命分布计算模型。该模型将影响缺口件疲劳寿命分布的因素分成微观结构的不均匀性和缺口根部局部应力应变的分散性两部分,并选择应力场强作为局部应力应变量。前一部分的影响可参考光滑试件的疲劳寿命试验数据获得,后一部分的影响通过蒙特卡洛随机有限元法计算得到,最后将两部分的影响有机结合起来,得到缺口件的疲劳寿命分布。进行了材料LY12CZ的中心孔缺口件的寿命分布算例分析,预测结果与试验结果吻合良好,表明该方法是有效的。     

超音速火焰喷涂WC涂层替代电镀硬铬：疲劳和摩擦磨损性能

以WC涂层在飞机起落架的应用作为研究背景,对300 M超高强钢基体上电镀硬铬和超音速火焰喷涂WC-17Co和WC-10Co4Cr涂层的疲劳及与Al—Ni—Bronze合金的摩擦磨损性能进行了研究。结果表明,有WC涂层300 M钢的疲劳寿命与无涂层300 M钢的疲劳极限和过载下的疲劳寿命相当,WC涂层对300 M钢的疲劳寿命不会产生不良影响;而电镀硬铬使300 M钢的疲劳极限降低120 MPa,疲劳寿命则降低70 %～90 %。疲劳失效分析表明, WC涂层中的疲劳裂纹在界面上发生偏斜,转向沿界面扩展,因此对基体的疲劳寿命没有影响;而电镀硬铬中的的疲劳裂纹扩展到基体表面,显著降低基体的疲劳寿命。10#航空液压油润滑下涂层与Al—Ni—Bronze合金的摩擦磨损表明,与电镀硬铬对磨时,Al—Ni—Bronze合金发生明显的磨损,同时因质量转移而导致电镀硬铬的质量显著增加;而WC涂层仅略有失重,相应地Al—Ni—Bronze合金的失重仅为与电镀硬铬层磨损失重的1/50～1/100。WC涂层与Al—Ni—Bronze合金的磨损机理主要为磨粒磨损;电镀硬铬与Al—Ni—Bronze合金的磨损机理主要为黏着磨损。     

基于体烧蚀模型的后效推力预示方法

为了获得固体火箭发动机的高空后效推力,提出了基于气相环境双区体烧蚀模型。考虑粒子侵蚀热效应,将发动机熄火后燃烧室的瞬时压强和温度与绝热层烧蚀放气量进行耦合迭代的后效推力预示方法。根据某固体火箭发动机燃烧室绝热层的结构布局和工作参数,计算得到绝热层的碳化烧蚀率、烧蚀质量损失速率、温度场分布、炭化层孔隙结构和发动机高空后效推力,后效推力曲线与发动机遥测数据包线上限吻合,验证了预示方法的可行性。