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公开(公告)号：CN116933436A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310991267.0
申请日：2023-08-08
申请人： 东北大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 李晖 , 张政伟 , 王相平 , 张海洋 , 曹航 , 柏汉松 , 宋洋 , 王绍明 , 杜少辉 , 李则霖 , 周晋 , 李朋潮 , 杨耀 , 李济楠 , 乔洲 , 孙占彬 , 邓奕辰 , 周勃 , 李慧 , 李凯翔 , 张飞 , 马辉 , 孙伟 , 罗忠 , 林君哲 , 李鹤 , 韩清凯 , 闻邦椿
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
摘要： 本发明属于机械冲击动力学技术领域，具体涉及一种低速冲击下复材圆柱壳机匣结构动力学建模与分析方法。技术方案如下：包括六个步骤：建立动力学模型并确定复材圆柱壳机匣的材料参数；对需要判断是否失效的材料层，确定此层在复材圆柱壳三个纤维主轴方向的应力‑应变关系；计算得到需要判断是否失效的材料层由失效层分配的三个纤维主轴方向的应变；综合考虑纤维在外载荷作用下各应力分量对纤维断裂破坏的影响，并判别纤维层是否已经失效；构建复材圆柱壳机匣结构位移方程；求解复合圆柱壳机匣的冲击特性。本发明求解效率高，实用性强，能够准确、高效地预测复材圆柱壳机匣的低速冲击特性。
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公开(公告)号：CN116933438A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310996710.3
申请日：2023-08-08
申请人： 东北大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 李晖 , 曹济川 , 王相平 , 杜少辉 , 王绍明 , 曹航 , 张海洋 , 柏汉松 , 韩方军 , 宋洋 , 骆海涛 , 李则霖 , 戴智含 , 孙凯华 , 刘小川 , 邓奕辰 , 张政伟 , 孙占彬 , 周晋 , 李凯翔 , 张飞 , 孙伟 , 马辉 , 李鹤 , 罗忠 , 韩清凯
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/23 , G06F113/26 , G06F119/02 , G06F119/14
摘要： 本发明属于机械设计技术领域，具体涉及一种高速冲击下泡沫及短切纤维增强的蜂窝夹芯包容机匣的吸能与包容特性分析方法。本发明的技术方案如下：基于改进的Gibson理论、Halpin‑Tsai微观力学模型、MMTC等效弹性模量理论和改进的Christensen失效准则，考虑了泡沫及短切纤维增强的蜂窝夹芯的本构模型和冲击损伤模式，利用VUMAT子程序开发了增强蜂窝芯层的冲击损伤演化的计算程序，并基于ABAQUS软件建立了泡沫及短切纤维增强的蜂窝夹芯包容机匣圆柱壳的高速冲击有限元模型，预测了结构在高速弹体冲击作用下的损伤模式、面密度吸能和弹体剩余速度。本发明能够准确的预测泡沫及短切纤维增强的蜂窝夹芯包容机匣在高速冲击载荷下的吸能与包容特性。
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公开(公告)号：CN116933435A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310990157.2
申请日：2023-08-08
申请人： 东北大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 李晖 , 邓奕辰 , 王相平 , 曹航 , 宋洋 , 张海洋 , 柏汉松 , 肖正洋 , 李则霖 , 骆海涛 , 乔洲 , 孙占彬 , 李济楠 , 周勃 , 李慧 , 周晋 , 李凯翔 , 张飞 , 罗忠 , 马辉 , 孙伟 , 韩清凯 , 闻邦椿
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
摘要： 本发明属于机械动力学技术领域，具体涉及一种带有负泊松比蜂窝芯的复材圆柱壳机匣的高速冲击特性计算方法。技术方案如下：获取复材圆柱壳机匣和弹丸的结构参数、材料参数以及迭代初始参数；建立所述复材圆柱壳机匣的解析动力学模型；对机匣的纤维/树脂复合材料蒙皮及负泊松比蜂窝芯应用不同的失效准则；根据解析动力学模型，求解机匣第l层破坏后的冲击速度、冲击时间和吸能特性；对解析动力学模型进行迭代计算并求解，获得所述机匣整体贯穿后的弹丸剩余速度和冲击时间。本发明在建立了复材圆柱壳机匣结构的位移场后，将材料参数进行了考虑应变率效应的修正，并将芯层等效为各向异性单层材料，然后基于赫兹接触定律、渐进损伤理论以及能量守恒定律求解高速冲击参数。
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公开(公告)号：CN116933437A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310995939.5
申请日：2023-08-08
申请人： 东北大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 李晖 , 李则霖 , 王相平 , 杜少辉 , 王绍明 , 曹航 , 张海洋 , 柏汉松 , 韩方军 , 宋洋 , 骆海涛 , 曹济川 , 戴智含 , 孙凯华 , 刘小川 , 邓奕辰 , 张政伟 , 孙占彬 , 周晋 , 李凯翔 , 张飞 , 孙伟 , 马辉 , 李鹤 , 罗忠 , 韩清凯
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/02 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种泡沫填充复材蜂窝芯机匣的低速冲击特性分析方法，包括：步骤1：建立泡沫填充复材蜂窝芯机匣的数学模型和坐标系，输入尺寸参数、材料参数和初始条件；步骤2：计算泡沫填充全复材蜂窝芯层的等效材料参数；步骤3：计算泡沫填充复材蜂窝芯机匣的位移方程；步骤4：基于计算等效材料参数和位移方程求解本构关系；步骤5：应用失效准则求解泡沫填充复材蜂窝芯机匣的低速冲击下特性。本发明分析方法可解决现有夹芯的结构航空发动机机匣抗冲击性能的分析与评价研究不足的问题。
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公开(公告)号：CN117828895A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202410054048.4
申请日：2024-01-12
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F18/232 , G06F119/04
摘要： 本申请属于发动机试验设计领域，涉及一种航空发动机寿命点等损伤聚类分析方法。该方法包括：步骤S1、获取航空发动机寿命低循环疲劳和蠕变应力断裂的典型件或损伤模式的各个寿命点；步骤S2、确定各寿命点的寿命损伤；步骤S3、按照损伤量级将各寿命点划分至不同的相似域中，将寿命损伤最大值对应的寿命点作为其所在相似域的基准寿命点；步骤S4、将各相似域内的所有寿命点的疲劳试验参数聚类至基准寿命点上，形成简化的寿命设计要求方案；步骤S5、按照简化的寿命设计要求方案对航空发动机典型件进行寿命试验。本申请减少了发动机寿命点数量，提高了寿命分析工作效率。
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公开(公告)号：CN116296302B
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202211104519.5
申请日：2022-09-09
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于涡轮后机匣典型结构模拟件结构设计技术领域，具体涉及一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，包括：板状试验件，其两端为试验考核区域，两个试验考核区域的宽度为涡轮后机匣结构典型弯曲部位的壁厚L1；板状试验件上距离两个试验考核区域L2范围具有多个沿板状试验件宽度方向排列的跑道形孔；L2的尺寸、各个跑道形孔的分布位置限定，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0。
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公开(公告)号：CN114670134A
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202210405627.X
申请日：2022-04-18
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请一种航空发动机涡轮导向叶片取样夹具，包括安装框架和多种规格的角度调整底座，安装框架的中部有一镂空结构，镂空结构的两侧具有构成涡轮导向叶片径向配合面的左侧面和右侧面，镂空结构两侧为左端面和右端面，左右端面构成涡轮导向叶片轴向配合面，在右端面边缘具有凹槽，凹槽内具有多个涡轮导向叶片取样定位面，左右端面上设有涡轮导向叶片定位孔用螺栓孔、涡轮导向叶片固定用螺栓孔及角度调整底座装配螺栓孔，安装框架的底面和下端面构成取样夹具的角度调整底座装配面；角度调整底座具有斜面，斜面与角度调整的底面具有预定角度，在安装框架装配面的前端具有凸出安装框架装配面的限位面构成安装框架装配面，其上设有安装框架装配螺栓孔。
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公开(公告)号：CN115168990B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202210752167.8
申请日：2022-06-28
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法，该方法包括：确定典型瞬态历程中的发动机起动时间；确定典型瞬态历程的发动机慢车判断条件，以及确定典型瞬态历程中慢车状态停留时间；确定首次最高工作状态及其停留时间；按照线性规律模拟实际使用场景中由慢车状态至中间状态的加速过程，确定慢车状态至首次最高工作状态之间的上行程过渡时间；确定典型瞬态历程中的返航工况及其停留时间，以及确定典型瞬态历程的冷机工况及其停留时间；确定对于除起动慢车状态至首次最高工作状态之外的各稳态工作工况之间的过渡时间；确定快速反应典型瞬态历程的使用频次。
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公开(公告)号：CN116296302A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211104519.5
申请日：2022-09-09
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于涡轮后机匣典型结构模拟件结构设计技术领域，具体涉及一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，包括：板状试验件，其两端为试验考核区域，两个试验考核区域的宽度为涡轮后机匣结构典型弯曲部位的壁厚L1；板状试验件上距离两个试验考核区域L2范围具有多个沿板状试验件宽度方向排列的跑道形孔；L2的尺寸、各个跑道形孔的分布位置限定，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0。
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公开(公告)号：CN116227148A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211740059.5
申请日：2022-12-31
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种航空发动机机动过载谱构建方法，用于跨代新研机型的机动载荷谱构建，该方法以需求分析为起点，基于跨代新研机型设计用法分析，通过对现有各类局限性数据条件进行收集、分析、吸收、整合，进而构建得到机动过载谱的方法，解决了航空发动机机动过载谱无直接设计输入，且现役型号用法差异大导致的不能直接由外场使用数据统计获得机动过载谱的问题，为发动机重要承力结构寿命设计和试验提供依据；由于紧贴跨代机型设计用法，所述构建方法能够更精准的预测发动机服役以后的机动过载谱，确保满足设计使用寿命、且不提高研制难度。
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