描述复合型疲劳裂纹扩展路径的等效模型

复合型裂纹的扩展路径不同于Ⅰ型裂纹,会沿着与初始裂纹面不同的方向扩展,扩展路径的准确预测对扩展速率的评估具有重要的作用。采用最大周向应力准则和最小应变能密度准则进行扩展路径的预测时,开裂角的误差会使裂纹不断偏离实际路径,造成最终结果的较大偏差。本文将复合裂纹在扩展过程中的弯折裂纹简化为直线裂纹,对简化过程中所产生的误差进行定量分析,并在此基础上提出了一种描述复合型裂纹扩展路径的等效修正模型。将此模型写入ABAQUS扩展有限元模块,实现了基于等效修正模型的疲劳裂纹扩展程序。通过对含中心斜裂纹板的疲劳裂纹扩展试验,验证了本模型的有效性,预测的开裂角与试验结果基本一致,所得到的载荷循环次数低于试验值,对含裂纹结构的寿命评估偏于保守。     

ZL114A铝合金本构关系与失效准则参数的确定

针对航空发动机机匣材料ZL114A铝合金,构建描述该材料在较大温度范围下大变形及失效行为的材料模型。通过万能试验机及分离式霍普金森压杆试验装置测试ZL114A铝合金在常温准静态、高温和高应变率下的力学性能,分析温度和应变率对材料流动应力的影响。采用有限元程序和优化算法反求25～375℃内材料的硬化参数,结合高应变率(1 310～5 964 s^-1)下材料的动态行为关系,构建包含塑性应变、温度及应变率的经验型本构模型。开展缺口拉伸、缺口压缩等试验并建立相对应的有限元模型,获取材料在不同应力三轴度下的失效应变,标定分段形式的Johnson-Cook (J-C)失效准则参数。通过不同温度下的平板侵彻试验和数值模拟验证失效准则及其参数的有效性。结果表明,ZL114A铝合金具有明显的应变硬化、温度软化及高应变率强化特性;具有应力饱和特征的Hockett-Sherby (HS)硬化模型较为准确地描述材料大变形下的力学行为;构建的材料本构关系可以描述ZL114A铝合金在大应变、宽温度、高应变率下的力学行为;分段形式的失效准则具有预测不同温度下材料失效行为的能力。     

涡轮机匣内部冷却结构换热特性的实验研究

为获得涡轮机匣内部冷却结构的换热特性,利用瞬态液晶技术测量了动力涡轮机匣中环腔及机匣后腔内表面的换热系数,获得了进口雷诺数(Re=3.0×10~4～9.5×10~4)和出流比(M=0.5～2.0)影响下机匣内表面的换热规律。结果表明:机匣内表面换热系数随射流雷诺数的增大而升高,冲击射流在轴向及周向的发展使得环腔表面形成三角形和圆形高换热区。射流冲击倾斜靶面后,贴壁射流对后腔上表面形成二次冲击,提升了局部换热系数。对后腔下表面而言,随着出流比的增加,冲击靶面上游区域平均努塞尔数逐渐增加,最大增幅分别为8.5%和12.3%,而靶面下游区域平均努塞尔数逐渐减小,最大降幅分别为18.5%、26.3%和34.6%。对后腔上表面而言,出流比的增大对换热系数影响很小。     

基于边界元法求解三维弹性摩擦接触问题

边界元法求解三维摩擦接触问题,其中一个关键点在于如何确定滑移方向。即当出现相对滑移时,滑移方向如何确定。当前常采用的方法是,粘结点利用切向面力得到滑移方向,滑移点利用切向相对位移得到滑移方向。不过该方法难以保证收敛性。针对这一问题,本文采用滑移方向预测技术得到滑移方向。即以后出现相对滑移时,滑移方向采用预测技术中得到的滑移方向。由于摩擦接触问题和历史加载相关,本文采用增量法求解。不同摩擦系数下的数值结果都证明了本文算法的有效性和收敛性及滑移方向预测技术的有效性。     

高温合金GH4133B动态本构模型与失效模型研究

根据典型航空发动机机匣常用高温合金GH4133B在不同温度(298~1 073 K)、不同应变率(10~(-1)~5×10~3s~(-1))下的力学性能试验结果,结合机匣包容性分析用的J-C(Johnson-Cook)本构模型在实际应用中本身存在的不足,提出了一种更为准确地描述GH4133B合金力学行为的修正J-C本构模型(modified J-C model,MJC model),同时结合GH4133B在不同温度、不同应力三轴度的破坏行为,建立了基于J-C时效判据的一个经验型的失效模型.通过模型预测结果与试验结果对比,发现所建立的本构模型和失效模型能很好地预测GH4133B塑性流动应力及破坏行为.     

直升机传动系统试车台测控系统设计

直升机传动系统的研制,需要大量试车台对其设计合理性进行试验验证。在满足传动系统试车台技术指标的基础上,采用分布式结构和C/S模式测控网络,设计了一种具有通用性的测控系统。详细阐述了测控系统工作原理和软硬件设计。该系统减少了试车台建设和适应性改造的周期和难度,增强试车台的灵活性和可维护性。系统已成功应用于多个传动系统试车台,且运行稳定可靠。     

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.     

热斑分布方式对气冷双级涡轮气热性能影响研究

针对两种不同时序位置热斑在大冷气量燃气涡轮通道内的迁移对涡轮气动性能、叶片表面热负荷和气动激振力的影响开展了数值模拟研究,对比分析了涡轮效率、叶片表面温度分布、出口总温分布、非定常激振力时域/频域特征等,对进口热斑时序位置的选取方式进行了讨论。结果表明对于气冷燃气涡轮,与热斑正对通道中心相比,热斑正对导叶前缘可以有效降低动叶热负荷、改善第二级导叶温度分布均匀性、抑制效率下降、降低非定常激振力水平,有利于改善燃气涡轮气动热力性能。研究结果为大冷气量双级燃气涡轮热斑时序位置选取提供了依据。     

受径向振荡激励的黏弹性液滴稳定性分析

当液滴受到外部周期性的径向激励时, 在其表面会形成驻波模式的不稳定, 这就是在球面上的Faraday不稳定问题. 不稳定的表面波的振荡频率根据流体物性参数和所施加激励条件的不同呈现为谐波或是亚谐波模式的振荡. 本文基于线性小扰动理论, 研究了受径向振荡体积力的黏弹性液滴表面波的不稳定性. 振荡的体积力导致动量方程为含有时间周期系数的Mathieu方程, 系统因此变成参数不稳定问题, 采用Floquet理论进行求解. 本模型中将黏弹性的特征处理为与流变模型参数相关的等效黏度, 从而简化了问题的求解. 基于对中性稳定曲线及增长率的分析, 研究了黏弹性参数对液滴稳定性的影响. 结果表明零剪切黏度和应变驰豫时间的增加具有抑制液滴表面波增长的作用, 提高了使液滴表面发生谐波不稳定的激励幅值. 随着振荡幅值的增加, 增长率不稳定的区域减少, 且随着振荡频率的增加, 液滴表面波增长率减小. 通过对增长率的分析可以得出, 应力松弛时间的增加使得增长率增加, 从而促进了液滴表面波的增长.      

轴角偏差对折叠式尾斜轴弯振特性的影响研究

舰载直升机易受外部机动载荷波动的影响导致水平传动轴和尾斜轴相连接的轴角发生偏差，引起尾传动系统振动超标，严重时会造成尾传动轴断裂甚至坠机等灾难性事故。论文首先推导含轴角参数的尾传动系统振动方程，得到了轴角偏差与啮合刚度的关系，探究了偏差值与尾斜轴振动幅值的内在关联，以某型直升机尾斜传动系统为研究对象，建立尾传动系统动力学模型，揭示了轴角参数对尾斜轴振动特性的影响规律：不同设计角度的尾传动系统在轴角发生偏差时振动响应趋势基本一致，尾斜轴振动幅值会随设计角度的增加而增加；轴角在0°～2°范围内发生偏差时，尾斜轴的振动幅值会呈现先增加后减小的趋势，偏差在1.5°左右时尾斜轴振幅达到最大值。当轴角偏差相同时，尾斜轴上中间减速器处的振动幅值为尾减速器处的3.6倍。研究结果可为直升机尾传动系统动力学设计与振动故障分析提供参考。