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公开(公告)号：CN116150903A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211736747.4
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： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/04
摘要： 本申请提供了一种涡轮叶片热障涂层寿命预测方法，包括：构建基于Manson‑Coffin理论的热障涂层低循环寿命基本疲劳模型；引入热障涂层的氧化过程，构建粘结层氧化时静载荷作用下热障涂层失效应变随氧化层厚度的表达式；基于热障涂层失效应变随氧化层厚度的表达式及热障涂层低循环寿命基本疲劳模型得到热障涂层寿命模型；基于累积损伤方法，构建多载荷条件下的热障涂层累计损伤模型，基于所述累计损伤模型进行涡轮叶片热障涂层寿命预测。本申请的方法相对现有技术来说，该方法通过获取简单高效的寿命预测模型，可更精准的获取涡轮叶片使用寿命，寿命预测模型中的参数具有实际物理含义，能够通过试验进行测量和验证，保证精确度和适用性。
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公开(公告)号：CN115358023A
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202211016086.8
申请日：2022-08-24
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，包括：用于模拟真实涡轮叶片不同考核截面结构特征的叶身考核段；设置在叶身考核段的上下两侧的加载叶冠，用于与试验夹具安装以实现机械载荷的加载；设置在叶身考核段与加载叶冠之间的连接倒圆，用于将施加于加载叶冠的载荷传递至叶身考核段；在叶身考核段内设置的通气腔及内腔隔板，其在叶身考核段内形成冷却气通道以实现对叶身考核段进行冷却；加载叶冠的外端面形成集气盒安装面，通过与集气盒及通气接头连接实现冷却气流入流出，加载叶冠的内端面形成试验夹具安装面，其与试验夹具装配并实现传递载荷，加载叶冠的侧端面形成试验夹具定位面，实现试验件与试验夹具的轴向与周向有效定位。
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公开(公告)号：CN115238504A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210891488.6
申请日：2022-07-27
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F113/28 , G06F111/10
摘要： 本申请提供了基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，包括：确定鸟撞关键参数，根据发动机吞鸟要求规范、发动机工作状态、叶片结构、飞机飞行速度，确定鸟撞关键参数范围；获得不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况；确定叶片前缘损伤参数；确定表征叶片最大损伤分别为掉块、撕裂和凹陷的损伤评价参数计算方法，根据叶片前缘损伤参数获得不同鸟撞关键参数组合下的叶片最大损伤程度及对应的损伤评价参数；将最大损伤程度及对应的损伤评价参数进行对比，按照掉块比撕裂损伤严重、撕裂比凹陷损伤严重确定损伤最严重状态下的鸟撞关键参数组合，最大损伤评价参数对应的鸟撞关键参数组合即为航空发动机叶片抗鸟撞关键参数。
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公开(公告)号：CN115203765A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202210902325.3
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： G06F30/10 , G06F30/20 , G01M15/02 , G06F119/02
摘要： 本申请属于航空发动机疲劳试验领域，为一种航空发动机转子低循环疲劳试验的配重块设计方法，通过在配重块上喷涂高温耐磨涂层的方法来减少微动疲劳试验风险；具体为通过先检查配重块和尺寸和重量矩满足设计要求，在满足要求后，即可对加工出的配重块工作面上喷涂高温耐磨涂层，通过对工作面上的配重块进行投影检查，以保证在喷涂高温耐磨涂层后，配重块榫头仍满足设计要求；而后通过每进行一连续试验周期后，对配重块进行分解检查，以保证配重块的工作面不发生黏着，在发生黏着时，进行工作面修复，这样可以保证高温耐磨涂层能够有效地降低发动机/燃气轮机轮盘低循环疲劳试验过程中配重块发生微动疲劳失效的风险。
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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：CN116202716A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211740248.2
申请日：2022-12-31
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请提供了一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法，所述方法包括：获取真实涡轮叶片，所述真实涡轮叶片包括叶身、伸根及榫头；在真实涡轮叶片的叶身上进行切割，使真实涡轮叶片的叶身形成部分叶身，以及在真实涡轮叶片的榫头上进行切割，使真实涡轮叶片的伸根形成完整伸根及部分榫头，其中，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割部位使得所述伸根部位的抗弯截面系数最低以及切割后的涡轮叶片一阶固有频率与真实涡轮叶片相同或相近；加工制造固定夹持端头；将所述固定夹持端头固定于切割后的榫头部位，从而形成涡轮叶片伸根振动疲劳试验件。本申请提供的方法可准确获取涡轮叶片伸根部位的疲劳极限数据。
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公开(公告)号：CN115470721A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211042485.1
申请日：2022-08-29
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/17 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本申请一方面提供一种蠕变本构模型构建方法，包括：构建减速蠕变阶段的蠕变曲线；构建恒速蠕变阶段的蠕变曲线；构建加速蠕变阶段的蠕变曲线；将本蠕变构模型参数与温度、应力进行关联；构建蠕变本构模型。另一方面提供一种航空发动机涡轮叶片蠕变预测方法，包括：构建涡轮叶片三维有限元模型，在其上施加工作载荷，计算涡轮叶片三维有限元模型节点的应力、应变及其温度；基于涡轮叶片三维有限元模型节点的应力、应变及其温度，利用上述的蠕变本构模型构建方法构建的模型，计算蠕变变形及其松弛应力。
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公开(公告)号：CN115114735A
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202210885307.9
申请日：2022-07-26
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 , G06F119/18 , G06F119/20
摘要： 本申请一种航空发动机风扇转子叶片凸肩抗鸟撞设计方法，包括：针对需要考核的所有鸟撞状态开展风扇转子叶片鸟撞仿真分析或者试验，获得鸟撞击后的凸肩损伤情况，包括凸肩根部是否出现撕裂裂纹、凸肩工作面是否出现错位搭接、凸肩工作面是否出现尖部碰撞，若凸肩根部出现撕裂裂纹则对凸肩根部的倒角进行改进，凸肩工作面出现错位搭接，则对凸肩工作面径向长度进行改进，若凸肩工作面出现尖部碰撞，则对凸肩工作面角度进行改进，直到凸肩根部未出现裂纹、凸肩工作面未出现错位搭接、凸肩尖部未发生碰撞损伤。
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公开(公告)号：CN114840931A
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210541982.X
申请日：2022-05-17
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/02
摘要： 本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件设计方法，包括：确定需要模拟的目标涡轮叶片几何模型以及强度分析用的计算状态等数据；基于几何模型及状态等数据，通过有限元软件开展涡轮叶片强度及寿命分析，结合强度、寿命分析结果选取重点关注部位及重点的关注截面；基于选取的关注截面，沿垂直于该截面的法向方面延长，形成叶身考核段；叶身考核段的内腔通道包括带肋板和不带肋板的方案；在原始壁厚基础上形成包括加厚和减薄的方案；设计加载叶冠用于机械载荷加载；设计叶身考核段和加载叶冠的连接结构；针对设计的试验件开展工艺可行性分析及强度分析，判断考核是否有效，连接结构和叶冠是否满足试验加载要求。
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公开(公告)号：CN114704334A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210343326.9
申请日：2022-03-31
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请提供了一种涡轮叶片叶冠阻尼系统，包括：叶片，所述叶身的顶端具有叶冠，所述叶冠上至少具有两个封严齿，相邻两个所述封严齿之间具有空间，在所述空间内具有与所述封严齿延伸方向相同的固定部，所述固定部内具有沿着固定部长度方向延伸的叶冠阻尼槽；阻尼块，安装在固定部的叶冠阻尼槽内，其中，所述阻尼块具有阻尼安装孔，阻尼安装孔的延伸方向也与叶冠的延伸方向相同；阻尼销，所述阻尼销两端的端头为圆球状、中间部位为圆柱状，且所述端头与中间部位之间圆滑过渡，所述阻尼销安装在相邻两个叶片的叶冠阻尼槽内。本申请提供的涡轮叶片阻尼系统，可简化涡轮叶片结构、提高阻尼器减振效果，提高涡轮叶片减振和抗高周疲劳效能。
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