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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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公开(公告)号：CN115391960A
公开(公告)日：2022-11-25
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：CN118130098B
公开(公告)日：2024-07-16
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：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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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN118780009B
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411230776.2
申请日：2024-09-04
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , F01D5/14 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F111/10 , G06F119/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及涡轮叶片设计技术领域，公开了无冠带涂层单晶涡轮叶片热机疲劳模拟件设计方法及系统，涡轮叶片热机疲劳模拟件设计过程中同时考虑了考核部位的应力以及叶身非考核部位的最大等效应力，确保叶片关考核部位的应力状态与受真实离心力状态一致，且非考核部位的应力不会过高，从而规避了非考核部位先于考核部位发生裂纹的问题；此外设计过程中的设计参数较少，能较快找到合适的参数组合；叶冠形状简单，加工方便，容易控制成本。获得的涡轮叶片热机疲劳模拟件可通过在加载区加载径向静拉力来模拟离心力，同时在静止条件下加载温度场，载荷的施加也会变得方便，而且非加载区的划分可以规避叶片排气边倒圆位置容易出现应力集中的问题。
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公开(公告)号：CN118228561A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410643182.8
申请日：2024-05-23
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机叶片阻尼减振设计领域，公开了考虑分布式正压力的叶根干摩擦阻尼减振设计方法及系统，通过建立涡轮叶片与榫槽的有限元模型，在以前的均布力模型基础上进一步考虑榫齿面正压力分布，建立了考虑分布式接触正压力的干摩擦非线性振动分析模型，并开展扫频的振动响应分析，利用半功率带宽法计算得到单位激振力作用下的叶片干摩擦阻尼，用于优选阻尼较优的叶根榫齿设计参数、榫齿面摩擦系数、接触面积设计、接触正压力设计、针对性减振相对物理转速设计等，该分析方法可在较短时间内获取某组榫连接结构的阻尼参数，为叶根干摩擦阻尼减振优化设计寻找到一种操作性强、计算效率高、分析结果有效的确定方法，实现叶根减振设计的优化。
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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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