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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：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：CN118168813A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410413325.6
申请日：2024-04-08
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G01M15/14
摘要： 本申请提供了一种用于高温高压换热试验的转接段，包括：外机匣、内机匣、支板、隔热层和隔热屏；所述隔热层敷设在外机匣的外侧，用于隔绝外机匣内部空腔的高温燃气与外部低温冷气的温差而导致的局部热应力超过材料使用极限；所述支板设置在外机匣与内机匣之间，且所述支板与外机匣搭接、与内机匣固定连接；所述隔热屏设置在内机匣与主流燃气接触的上表面，以降低内机匣的温度。本申请的转阶段可使外机匣的内外层之间温差降低，外机匣整体热应力降低，支板与外机匣连接位置的局部温差降低且增强了局部冷却，连接位置局部热应力降低，内机匣的外壁温度降低，消除了内机匣外壁的超温风险。
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公开(公告)号：CN115270334A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202210902485.8
申请日：2022-07-29
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种承力机匣模拟件设计方法，用于航空发动机包容性试验，包括：根据风扇机匣与承力机匣的几何模型得到风扇机匣与承力机匣连接部位的结构尺寸；建立风扇机匣与承力机匣的有限元组合模型，在有限元组合模型中风扇机匣的撞击区域加载压力载荷，得到承力机匣刚度影响下的风扇机匣撞击区域变形云图；根据连接部位的结构尺寸确定承力机匣刚度模拟件的初步尺寸，构建承力机匣刚度模拟件的几何模型；建立承力机匣刚度模拟件的有限元模型，得到承力机匣刚度模拟件刚度影响下的风扇机匣撞击区域变形云图；对比分析风扇机匣撞击区域的变形云图，选取径向变形值进行对比，若变形差符合要求则完成设计；若变形差复合要求，则关键结构尺寸参数。
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公开(公告)号：CN115169152B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202210902681.5
申请日：2022-07-29
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F113/26 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，包括：获取所述复合材料静子叶片的设计输入；根据设计输入确定所述复合材料静子叶片在实际工作状态下的应力应变分析结果，根据所述应力应变分析结果确定所述复合材料静子叶片的考核部位及加载方案；所述考核部位选取叶片应力应变分析结果中应力或应变最大位置、安全裕度最低位置和应力突变位置中至少一个，所述加载方案包括加载方式、约束方式及试验载荷；根据加载方案对所述复合材料静子叶片进行静强度试验，判定所述复合材料静子叶片的考核部分是否满足要求。该方法能够更有效、更直接的反映静子叶片的承载能力和设计裕度，进而确定静子叶片是否满足发动机设计要求。
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公开(公告)号：CN115169152A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210902681.5
申请日：2022-07-29
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F113/26 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，包括：获取所述复合材料静子叶片的设计输入；根据设计输入确定所述复合材料静子叶片在实际工作状态下的应力应变分析结果，根据所述应力应变分析结果确定所述复合材料静子叶片的考核部位及加载方案；所述考核部位选取叶片应力应变分析结果中应力或应变最大位置、安全裕度最低位置和应力突变位置中至少一个，所述加载方案包括加载方式、约束方式及试验载荷；根据加载方案对所述复合材料静子叶片进行静强度试验，判定所述复合材料静子叶片的考核部分是否满足要求。该方法能够更有效、更直接的反映静子叶片的承载能力和设计裕度，进而确定静子叶片是否满足发动机设计要求。
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公开(公告)号：CN116167165A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310161004.7
申请日：2023-02-23
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机多层机匣包容性设计技术领域，具体涉及一种航空发动机多层机匣包容性设计方法，包括：提取多层机匣壁厚、材料性能；对多层机匣壁厚进行等效折算：其中，h为多层机匣的等效壁厚；i为多层机匣的层数；hi为第i层机匣的厚度；对多层机匣材料性能进行等效折算：其中，σ为多层机匣的等效材料性能；αi为第i层机匣的材料性能；基于多层机匣的等效壁厚h、多层机匣的等效材料性能σ，计算多层机匣的包容能力；评估多层机匣的包容能力是否满足包容性设计要求，若否，则调整多层机匣的设计，直至多层机匣的包容能力满足包容性设计要求。
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公开(公告)号：CN115270334B
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202210902485.8
申请日：2022-07-29
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种承力机匣模拟件设计方法，用于航空发动机包容性试验，包括：根据风扇机匣与承力机匣的几何模型得到风扇机匣与承力机匣连接部位的结构尺寸；建立风扇机匣与承力机匣的有限元组合模型，在有限元组合模型中风扇机匣的撞击区域加载压力载荷，得到承力机匣刚度影响下的风扇机匣撞击区域变形云图；根据连接部位的结构尺寸确定承力机匣刚度模拟件的初步尺寸，构建承力机匣刚度模拟件的几何模型；建立承力机匣刚度模拟件的有限元模型，得到承力机匣刚度模拟件刚度影响下的风扇机匣撞击区域变形云图；对比分析风扇机匣撞击区域的变形云图，选取径向变形值进行对比，若变形差符合要求则完成设计；若变形差复合要求，则关键结构尺寸参数。
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