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公开(公告)号：CN118130098A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410572145.2
申请日：2024-05-10
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供一种发动机轴类零件振扭比获取方法，包括以下步骤：步骤一、确定轴类零件贴片位置和方向；步骤二、根据轴类零件贴片确定振动扭矩频率；步骤三、获取试验下轴类零件贴片的测量数据；步骤四、根据振动扭矩频率分析测量数据；步骤五、根据测量数据的分析结果获取振扭比。根据仿真和发动机整机试验对比分析得到最大振扭比，从而获取了符合发动机特征的轴类零件振扭比，可根据发动机实际工况快速计算高周振动扭矩，支撑发动机轴类零件强度疲劳分析。
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公开(公告)号：CN117725802B
公开(公告)日：2024-04-16
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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公开(公告)号：CN116124464B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310402836.3
申请日：2023-04-17
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M15/02 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构及设计方法，轮缘引线结构通过在涡轮盘轮缘凸块上开设穿线孔，规避了涡轮叶片动应力测量引线路径绕过盘心或在轮盘辐板开孔的问题，既能够大大降低引线的失效概率，又可以保证轮盘的强度和寿命满足要求，且穿线孔易于加工成型。
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公开(公告)号：CN118568996A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202411034850.3
申请日：2024-07-31
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院 , 北京航空航天大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机连接截面最大载荷分析方法，将限制状态下的第一安装边壳体载荷最大值对应的组合状态下的内部气动载荷和外部载荷确定为发动机连接截面最大轴向限制载荷，将极限状态下的第二安装边壳体载荷最大值对应的组合状态下的内部气动载荷和外部载荷确定为发动机连接截面最大轴向极限载荷；最后根据安装边定心方式、传扭方式不同，分析获得发动机连接面最大传扭限制载荷和最大传扭极限载荷。实现了从所有内部气动载荷和外部载荷的组合中快速的载荷提取，从而支撑连接件、连接结构强度设计与验证，解决了传统人工选取方法遗漏概率大、结果可靠性不足等问题，同时使计算效率和计算精度提高。
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公开(公告)号：CN117473841A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311825527.3
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院 , 西北工业大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G16C60/00 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F111/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了考虑疲劳体积效应的轮盘低周疲劳寿命分析体方法及系统，本发明根据轮盘材料在双对数坐标系下寿命分别与弹性分量、塑性分量成线性关系，获得表征轮盘材料的疲劳性能的分散性参数，通过引入分散性参数随机化Manson‑Coffin公式，建立了轮盘材料应变疲劳概率模型；然后针对轮盘结构，引入包含危险体积信息的“体方法”进行轮盘应变疲劳可靠性分析，解决目前局部应力/应变法针对大体积、高应力梯度轮盘疲劳寿命预测误差大、甚至偏危险的不足。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116384012A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310652614.7
申请日：2023-06-05
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F18/2135 , G06F18/23 , G06F18/243 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机涡轮盘应力预测技术领域，公开了一种航空发动机涡轮盘应力预测方法，基于对应稳态工况下的涡轮盘应力分布，对总体参数集中的数据进行降维处理，得到与涡轮盘应力相关性较高的特征监测参数集；以各稳态工况下降维预处理后的特征参数集作为输入，对应稳态工况的涡轮盘应力作为输出，建立航空发动机涡轮盘应力随机森林预测模型，预测航发动机待测工况下的涡轮盘应力。通过对总体参数集样本的降维，找出与涡轮盘应力高度关联的主控因素，减少了噪音与冗余信息，提高了涡轮盘应力随机森林预测模型的预测精度；且相比于传统应力计算方法，本发明的计算速度由小时级提升为分秒级，大幅度提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN115391960B
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211322296.X
申请日：2022-10-27
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种考虑分散系数和多轴载荷的主轴复合疲劳寿命分析方法，包括以下步骤：步骤一、对低压涡轮轴进行有限元计算；步骤二、获取主循环下六个分量的当量稳态应力σ'eq和主次循环复合下六个分量的当量稳态应力σ''eq，并进行当量稳态应力计算；步骤三、采用设定方法对分散系数进行取值，获取轴试件的主次循环复合下的当量稳态应力σs,eq，并进行疲劳寿命损伤分析。基于有限元结果的局部当量稳态应力法疲劳分析模型，并根据轴关键位置疲劳寿命计算公式、材料性能数据、累积损伤寿命计算分析公式、评判准则之间的匹配原则，实现了低压涡轮轴高低周复合疲劳寿命损伤的快速分析。
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公开(公告)号：CN118940666A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411028619.3
申请日：2024-07-30
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/17 , G06F111/04 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明提出了一种面向单机寿命管理的涡轮叶片过渡态载荷快速计算方法，包括以下步骤：获取涡轮流道、导叶和动叶的几何模型和材料参数；采用拉丁超立方采样方法对涡轮叶片流道边界条件参数变化范围进行正交试验设计，从而获取涡轮叶片流道的进出口截面性能参数变化范围的抽样参数；采用本征正交分解理论对涡轮叶片表面绝热温度和表面热流解空间进行降维，获取降维后得到的低维流形的基函数；构建数据集；开展涡轮叶片过渡态温度场求解，获取涡轮叶片温度场分布，在此基础上施加离心力和约束边界条件后，再开展涡轮叶片过渡态应力场求解。根据本发明技术方案，能够快速评估航空发动机使用过程中的载荷历程，反映过渡态特征。
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公开(公告)号：CN118886361A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202411028772.6
申请日：2024-07-30
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/0455 , G06N3/084 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出了一种涡轮叶片温度场和应力场降阶模型构建方法，包括：获取服役过程中涡轮叶片的流固传热仿真和静力学仿真所需的边界条件参数变化历程；采用基于动量的随机梯度下降优化算法训练Wasserstein变分自编码器；建立涡轮叶片的流固传热仿真模型、涡轮叶片静力学仿真模型；采用本征正交分解理论构建温度场样本集和应力场样本集的流场降阶模型，获取流场降阶模型的解空间基函数；采用径向基函数方法建立代理模型；服役过程中，以实际变化的参数作为代理模型输入，以获取降阶基函数系数，通过本征正交分解对基函数进行线性叠加，得到涡轮叶片温度场、应力场降阶模型。根据本发明技术方案，降低了降阶模型的离线构建成本。
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公开(公告)号：CN118568898B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202411052842.1
申请日：2024-08-02
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院 , 北京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G16C60/00 , G06F119/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种考虑温度梯度的涡轮叶片前缘冲击孔模拟件设计方法，根据涡轮叶片材料疲劳试验数据以及涡轮叶片前缘冲击孔的失效模式，确定损伤控制参量，再根据对应的损伤参量最大梯度下降方向上温度梯度影响，采用不同温度下的损伤控制参量等效原则，对损伤控制参量梯度分布进行更正，获得涡轮叶片前缘冲击孔更正后的真实叶片损伤控制参量梯度分布；以真实叶片损伤控制参量梯度分布作为涡轮叶片模拟件的损伤控制参量梯度分布控制依据，进行涡轮叶片模拟件的结构设计；设计过程中能够模拟真实涡轮叶片前缘部位的蠕变、疲劳试验效果，使得涡轮叶片前缘冲击孔模拟件满足涡轮叶片前缘冲击孔蠕变试验模拟的需求。
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