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公开(公告)号：CN119514295B
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202510097332.4
申请日：2025-01-22
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空发动机领域，涉及双线性本构曲线设计技术，公开了一种双线性本构参数工程确立方法、系统、设备及介质，所述方法包括：采用待标定材料制备的零件，根据拉伸力学性能数据获取双线性本构参数初值；依据双线性本构参数初值对零件进行弹塑性有限元分析，获取零件在工作载荷下的第一工程应力和第一工程应变以及工作载荷卸载后零件的工程残余应变；进行工作载荷加卸载试验获取零件的真实残余应变；通过工程残余应变和真实残余应变，对双线性本构参数初值评估及修正。本发明的方法通过拉伸力学性能数据获得能满足工程使用的本构曲线，为发动机零件强度设计提供数据支撑，且该方法具有所需参数少、易操作和工程可操作性强的优点。
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公开(公告)号：CN118657033B
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411147375.0
申请日：2024-08-21
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F17/18 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种低压转子残余不平衡量最佳相位关系设计方法及系统，通过有限元方法对发动机双转子系统进行临界转速分析，确定试验中容易激起的危险振型。接着针对危险振型对发动机转子进行振动响应的敏感性分析，选取风扇转子振动响应最大的两个考核截面作为动平衡校正面，并选取低压涡轮转子振动响应最大的两个考核截面作为动平衡校正面；采用正交试验法对选取的四个动平衡校正面的残余不平衡量的相位角进行匹配，获得低压转子在危险振型下振动响应最小的最佳相位角匹配关系，得到各动平衡校正面相位关系的最优组合方案，即为低压转子的最佳残余不平衡量最佳相位关系，从而指导风扇转子及低涡转子的组合装配工作。
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公开(公告)号：CN118153211B
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410572150.3
申请日：2024-05-10
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种航空发动机极限载荷确定方法，包括以下步骤：步骤一、对结构承受的每种过载类型的应力进行有限元分析，得到有限元分析结果；步骤二、在有限元分析结果中提取每个节点的应力分量矩阵SX、SY、SZ、SXY、SXZ、SYZ；步骤三、对步骤二提取的应力分量矩阵重新排布组合获得确定的应力分量矩阵；步骤四、根据发动机工作包线，得到过载系数矩阵；步骤五、对步骤三确定的应力分量矩阵与过载系数矩阵相乘，得到应力分量总量矩阵；步骤六、采用矩阵算法，根据应力分量总量矩阵，得到所有节点的等效应力。本发明具有计算效率高、结果准确等特点，相较于传统的方法可更快速准确地确定航空发动机极限载荷，能节省约80%的时间。
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公开(公告)号：CN118090197A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410458597.8
申请日：2024-04-17
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M13/022 , G06F30/23 , G01M15/02 , G01M15/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种螺栓圆弧端齿联轴器强度评估方法及系统，通过对圆弧端齿联轴器的圆弧端齿强度进行表征以及对圆弧端齿的齿根强度进行表征，可快速评估螺栓圆弧端齿联轴器的强度，有效保障发动机工作中主轴的螺栓圆弧端齿连接结构的可靠性。而且，圆弧端齿联轴器的圆弧端齿强度进行表征时，圆弧端齿齿面工作载荷的计算是以发动机气动载荷下的轴向力和扭矩，以及螺栓拧紧力、机动载荷下的轴向力为基础，充分考虑齿面接触非均匀性系数、螺栓拧紧力非均匀系数分析获得的，综合考虑了航空发动机中稳态及机动载荷特性叠加的影响，数据可靠度高，且能适用于航空发动机不同研制阶段，有效保障发动机的运转安全。
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公开(公告)号：CN115438553A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211298978.1
申请日：2022-10-24
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06T17/20 , G01N3/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种圆弧端齿结构转子破裂转速评估方法，包括以下步骤：步骤一、在基准转速下采用三维模型进行线弹性有限元分析，得到有限元结果；步骤二、根据步骤一的结果，在应力集中部位沿主应力梯度最大方向提取应力集中部位各节点第一主应力、温度及节点坐标；步骤三、根据同批次解剖件不同温度下的取样测试数据得到圆弧端齿工作温度下实测拉伸性能和实测材料断裂韧性，并确定特征长度；步骤四、根据步骤三中确定的特征长度以及步骤二中的结果，计算特征长度内的有效应力；步骤五、根据轮盘实测拉伸性能数据与有效应力结果进行比较，确定破裂转速。本发明预测精度较高且结果偏安全，能够满足工程应用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115329505A
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202211244138.7
申请日：2022-10-12
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种具有三维特性的整机二维外部载荷及变形仿真方法，包括以下步骤：步骤一、建立具有三维特性的二维平面单元；步骤二、对待测物周向不连续结构进行非对称结构质量等效；步骤三、对待测物周向不连续结构进行非对称结构刚度等效；步骤四、通过设定的刚度模块矩阵对连接刚度进行模拟；步骤五、根据步骤一至步骤四的结果建立整机准三维模型，并对建模精度进行验证。本发明能克服目前整机一维方法结构过于简化，三维设计收敛速度慢等缺点，可为发动机提供高效可信的载荷及变形输入，提高设计迭代效率。
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公开(公告)号：CN119558011B
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510121661.8
申请日：2025-01-26
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/08
Abstract: 本发明提供了一种环状U型高温薄壁机匣加强环铆钉跑道孔间隙设计方法，包括：步骤一、确定铆钉跑道孔间隙理论值；步骤二、确定铆钉跑道孔间隙设计试车载荷谱；步骤三、确定铆钉跑道孔间隙概率分布；步骤四、确定失效跑道孔间隙概率分布；步骤五、根据步骤三和步骤四，确定铆钉跑道孔间隙优化值。为降低铆钉工作失效概率，本发明引入铆钉跑道孔间隙‑铆钉失效干涉模型，充分考虑了制造、装配、热载荷的分散性，大幅提升铆钉结构的工作可靠性，大幅降低大量的试验和人力成本。
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公开(公告)号：CN119514293B
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202510088632.6
申请日：2025-01-21
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及结构动应力测量技术领域，公开了带波瓣整环薄壁静子结构动应力测量贴片设计方法及系统，根据带波瓣整环薄壁静子结构的结构几何特征、模态特点、激励来源和裂纹位置等，充分考虑带波瓣整环薄壁静子结构所有表面节点的当量振动应力，确定当量振动应力最大的节点作为应变片的贴片点，能快速确定应变片粘贴位置，且能获取支板尾迹区和非尾迹区对静子结构动应力的影响规律，既提高了测试效率，又保证了测试的有效性能够利用设计的应变片获取带波瓣整环薄壁静子结构的动应力特性，为带波瓣整环薄壁静子结构抗高周疲劳设计提供数据支撑。
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公开(公告)号：CN119043624B
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411062233.4
申请日：2024-08-05
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M7/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种加力燃烧室片状脱落物容许面积的确定方法及系统，根据加力燃烧室内悬挂零部件的横截面面积和力学性能参数，确定破坏悬挂零部件的片状脱落物危险能量，再根据加力燃烧室的进口位置以及加力燃烧室内悬挂零部件的轴向位置，获得片状脱落物从脱落运动至与悬挂零部件碰撞行程中的单位面积最大动能；根据所述危险能量、所述单位面积最大动能以及悬挂零部件碰撞后的应变率要求值和拉伸破坏时延伸率，分析获得破坏悬挂零部件的片状脱落物容许面积初始值。可简单高效开展流道脱落内物对下游物体的碰撞损伤评估，为制定加力燃烧室初期损伤容限标准提供指导依据；且分析过程节约了通过动态仿真分析的大量计算时间。
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公开(公告)号：CN117725802A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202410171441.1
申请日：2024-02-07
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法及系统，通过对发动机设计状态下主轴进行三维有限元分析和疲劳评估后，确定主轴上试验考核危险截面，对试验考核危险截面进行各载荷敏感性分析，基于疲劳损伤储备相当和应力方向一致原则，将轴类零件强度疲劳试验器上无法加载的热应力、离心力转换为稳态弯矩载荷，从而获得考核截面的标准循环载荷，规避了试验器无法加载热应力、离心力等载荷导致试验循环载荷无法准确反映截面受载状态的问题，从而能够实现主轴所有危险截面疲劳试验的考核。
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