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公开(公告)号：CN116050194A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310340754.0
申请日：2023-04-03
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种确定涡轮转子无螺栓挡板径向配合紧度的方法，通过开展发动机“0—最大状态”历程时不同径向紧度下挡板和转子组件的受力和应力分析，获得挡板和涡轮盘径向定位面之间的径向紧度上限值；开展发动机持续最大状态转换到慢车状态下不同径向紧度下的挡板和转子组件的变形分析，获得径向紧度下限值。本发明综合考虑航空发动机中涡轮转子无螺栓挡板的使用特点，以及挡板受力、变形、分离的关键过渡态历程，获得挡板径向紧度的上限值和下限值，可快速确定无螺栓挡板合理的径向紧度设计值，有效规避发动机试车过程中径向张开的问题，降低发动机工作或试车过程中涡轮转子系统不平衡量激增引发的安全隐患。
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公开(公告)号：CN112199848B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202011107593.3
申请日：2020-10-16
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/04
Abstract: 本申请提供一种低压涡轮轴疲劳寿命评估方法,所述方法包括：根据低压涡轮轴使用材料给定温度下的应力比R＝‑1下的光滑S‑N曲线σmax＝F1(Nf)和τ‑N曲线方程τmax＝F2(Nf)，获得应力幅等效因子C1＝F1(Nf)/F2(Nf)；根据低压涡轮轴使用材料给定温度下的拉伸强度σb和剪切强度τb，计算平均应力等效因子C2＝σb/τb；根据应力幅等效因子C1、弯曲应力σu、振动扭矩剪应力Δτ、弯曲应力集中系数Kσ和扭转应力集中系数Kτ，利用公式计算得到当量应力幅值σa；根据平均应力等效因子C2、轴向应力σz、主扭矩剪应力τ、弯曲应力集中系数Kσ和扭转应力集中系数Kτ利用公式计算得到当量应力幅值σa；将当量应力幅值σa和当量应力幅值σm转换为对称循环应力σ‑1；根据所述对称循环应力σ‑1对低压涡轮轴疲劳寿命进行评估。
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公开(公告)号：CN119862669A
公开(公告)日：2025-04-22
申请号：CN202510354113.X
申请日：2025-03-25
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种涡轮转子篦齿盘封严槽斜直段角度设计方法及系统，通过开展发动机慢车不停留油门杆快速上推到考核状态下的篦齿盘和涡轮转子组件的变形仿真分析，获得篦齿盘与封严圈相对滑动距离和涡轮盘与封严圈相对滑动距离；开展封严圈受力分析，获得封严圈法向正压力载荷，并构建封严圈磨损量分析模型；最终可利用所述分析模型分析获得满足封严圈磨损量限制值的篦齿盘封严槽斜直段与发动机轴线的夹角。本发明的分析模型综合考虑航空发动机工作过程中涡轮盘和篦齿盘的受力、变形特点，可快速地确定篦齿盘封严槽斜直段角度，有效规避发动机试车过程中封严圈运动磨损缺失的问题。
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公开(公告)号：CN118428136A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410406447.2
申请日：2024-04-07
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/04
Abstract: 本发明属于航空发动机领域，公开了一种考虑安全寿命的轮盘径向止口配合紧度设计方法，包括如下步骤：获取盘鼓式转子鼓筒与辐板连接结构的关键参数；建立三维有限元模型；建立代理模型；获得应力概率分布函数；获得寿命概率分布函数；计算疲劳寿命可靠度；获得止口配合紧度最优解；选取在最优解范围内的径向止口的极限偏差。该方法可充分考虑轮盘径向止口配合紧度分散性对其危险部位应力的影响，获得危险部位应力的概率分布，结合结构可靠性设计方法获得满足发动机安全寿命要求的最优止口配合紧度，为轮盘结构设计提供技术支持。该方法可推广到各类轴孔配合紧度设计中，提高发动机零件的疲劳寿命设计准确性。
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公开(公告)号：CN118278138B
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410703460.4
申请日：2024-06-03
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G09B25/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机轮盘强度试验技术领域，公开了用于航空发动机轮盘试验的风扇模拟叶片设计方法及系统，通过真实叶片的榫头喉部截面尺寸进行拉伸出风扇模拟叶片的平板叶身，然后在平板叶身靠近排气边的叶尖位置进行修剪，修剪后的平板叶身与缘板、榫头一起形成带有缺口的平板叶片模型，通过调节平板叶片模型的径向质心系数和轴向质心系数，可以获得既能反应真实叶片的离心力，又能反应离心力产生的附加弯矩的平板叶片模型，该平板叶片模型可作为风扇模拟叶片进行风扇盘转子超转、轮盘破裂试验，能够准确模拟真实叶片的离心载荷，既能节约试验成本，又提高了试验结果的精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117949277B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410338720.2
申请日：2024-03-25
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种用于轮盘周向高应力部位的缺陷预制结构及方法，在轮盘具有周向高应力的区域上需要预制裂纹时，首先在待预制区域沿轮盘周向整圈喷涂硬质涂层，然后在待预制区局部对涂层进行缺口，再将轮盘装入轮盘试验器进行低循环疲劳加载，使涂层的缺口处萌生裂纹并扩展至轮盘基体，可以在被试件表面自然萌生裂纹，无需在轮盘上加工缺陷，具有更小的裂纹尺寸和更接近真实裂纹的形状，对轮盘裂纹扩展初期的试验模拟有更优的效果。
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公开(公告)号：CN117929172B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410338712.8
申请日：2024-03-25
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本申请提供了一种发动机关键件疲劳试验载荷确定方法，属于航空发动机技术领域，包括获得发动机实际运行状态下关键部位最大应力和最小应力，将最小应力等效到最大应力对应温度下的等效最小应力，基于最大应力和等效最小应力，构建每个关键件的等寿命曲线，并将应力循环等效为0‑σeff1‑0的应力循环,σeff1为发动机实际运行状态下有效应力；确定试验件初始试验载荷，进行发动机试验状态下的应力分析，获得试验状态下有效应力；基于发动机实际运行状态下有效应力和试验状态下有效应力获得试验器系数，通过调整试验载荷，使试验器系数符合预设要求，获得满足设计要求的试验载荷。本申请提高了确定低循环疲劳试验载荷的准确性。
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公开(公告)号：CN118070455A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410458596.3
申请日：2024-04-17
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种涡轮转静子径向装配间隙的设计方法及系统，通过仿真分析分别获得涡轮转静子变形差最小值、涡轮转静子的极限径向间隙最小值，并综合考虑空气系统设计需求建立涡轮转静子径向装配间隙最小值分析模型和涡轮转静子径向装配间隙最大值分析模型，能够根据对应的分析模型快速地分析获得合理的涡轮转静子径向装配间隙设计值，为发动机出厂磨合试车程序制定、轴向力调整等提供思路，可有效地避免发动机试车过程中涡轮转静子碰磨或轴向力反向等引发的安全隐患。
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公开(公告)号：CN117929172A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410338712.8
申请日：2024-03-25
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本申请提供了一种发动机关键件疲劳试验载荷确定方法，属于航空发动机技术领域，包括获得发动机实际运行状态下关键部位最大应力和最小应力，将最小应力等效到最大应力对应温度下的等效最小应力，基于最大应力和等效最小应力，构建每个关键件的等寿命曲线，并将应力循环等效为0‑σeff1‑0的应力循环,σeff1为发动机实际运行状态下有效应力；确定试验件初始试验载荷，进行发动机试验状态下的应力分析，获得试验状态下有效应力；基于发动机实际运行状态下有效应力和试验状态下有效应力获得试验器系数，通过调整试验载荷，使试验器系数符合预设要求，获得满足设计要求的试验载荷。本申请提高了确定低循环疲劳试验载荷的准确性。
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公开(公告)号：CN116702566B
公开(公告)日：2023-10-17
申请号：CN202310967818.X
申请日：2023-08-03
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F17/18 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种基于残余变形的轮盘破裂转速确定方法，通过建立轮盘材料的实际破裂转速获得对应的轮盘轮缘、盘心残余变形限制标准，得到轮盘仿真计算用材料塑性本构模型，后续轮盘设计时仅开展仿真计算得到轮盘轮缘、盘心相对残余变形量与转速的关系，并将轮盘轮缘、盘心残余变形限制标准代入待设计轮盘的轮盘轮缘相对残余变形量与转速的关系、盘心相对残余变形量与转速的关系中，即可获得待设计轮盘的破裂转速。该方法可保障轮盘设计的可靠性及安全性，且破裂转速确定流程简便、快捷，无需重复开展相同材质不同尺寸轮盘设计时需单独进行轮盘超转、破裂试验便可准确确定破裂转速，达到降本增效的目的。
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