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公开(公告)号：CN109063287A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201810797101.4
申请日：2018-07-19
申请人： 北京航空航天大学 , 中国航发湖南动力机械研究所
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明涉及一种离心叶轮中心孔裂纹扩展特征模拟件设计方法，步骤为：(1)获取离心叶轮的几何模型，测量中心孔结构的孔径、厚度；(2)获取离心叶轮的工况条件以及工况条件下的材料性能参数，包括载荷、温度、弹性模量、屈服强度等；(3)建立离心叶轮有限元静力分析模型，计算获得离心叶轮中心孔部位的上周向应力最大点，获取该点的周向应力值、周向应力梯度；(4)以带对称圆弧缺口的平板模拟件为基本形状，设计中心孔结构模拟件，使模拟件应力集中点上沿拉伸加载方向的最大应力等于实际中心孔结构中的最大周向应力，并保证应力梯度相同；(5)计算模拟件的应力强度因子，确定模拟件的厚度。
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公开(公告)号：CN109063287B
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201810797101.4
申请日：2018-07-19
申请人： 北京航空航天大学 , 中国航发湖南动力机械研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种离心叶轮中心孔裂纹扩展特征模拟件设计方法，步骤为：(1)获取离心叶轮的几何模型，测量中心孔结构的孔径、厚度；(2)获取离心叶轮的工况条件以及工况条件下的材料性能参数，包括载荷、温度、弹性模量、屈服强度等；(3)建立离心叶轮有限元静力分析模型，计算获得离心叶轮中心孔部位的上周向应力最大点，获取该点的周向应力值、周向应力梯度；(4)以带对称圆弧缺口的平板模拟件为基本形状，设计中心孔结构模拟件，使模拟件应力集中点上沿拉伸加载方向的最大应力等于实际中心孔结构中的最大周向应力，并保证应力梯度相同；(5)计算模拟件的应力强度因子，确定模拟件的厚度。
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公开(公告)号：CN109060326A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201810797367.9
申请日：2018-07-19
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法，(1)利用两个平行金属板中间的垂直金属板模拟叶片形状；(2)利用垂直金属板与平行金属板连接部分的圆角模拟叶根部位结构；(3)以叶片最大厚度作为垂直金属板的厚度，通过调整垂直金属板与轴线的偏移距离、垂直金属板根部的圆角半径与拉伸载荷，保证垂直金属板根部考察位置的Von Mises等效应力、应力梯度、等效应变与实际叶片考察点相同。
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公开(公告)号：CN106644783A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611266915.2
申请日：2016-12-31
申请人： 北京航空航天大学
CPC分类号： G01N3/32 , G01M5/0033 , G01N2203/0066 , G01N2203/0073
摘要： 本发明涉及一种基于涡轮盘低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法，步骤：(1)利用扫描电镜采集涡轮盘不同采样部位微观数据，得到分布规律；(2)针对不同取样部位设计低循环疲劳试验采集宏观数据；(3)依据(1)和(2)中采集的数据，得到寿命分散因子的分布和考虑涡轮盘不同取样位置寿命分散性的Paris公式；(4)通过静强度分析得到危险点部位应力强度因子△K，利用(3)中得到的寿命分散因子和考虑寿命分散性的Paris公式，积分后得到裂纹扩展寿命与裂纹长度关系，根据裂纹长度给出裂纹扩展寿命。
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公开(公告)号：CN109060326B
公开(公告)日：2019-09-24
申请号：CN201810797367.9
申请日：2018-07-19
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法，(1)利用两个平行金属板中间的垂直金属板模拟叶片形状；(2)利用垂直金属板与平行金属板连接部分的圆角模拟叶根部位结构；(3)以叶片最大厚度作为垂直金属板的厚度，通过调整垂直金属板与轴线的偏移距离、垂直金属板根部的圆角半径与拉伸载荷，保证垂直金属板根部考察位置的Von Mises等效应力、应力梯度、等效应变与实际叶片考察点相同。
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公开(公告)号：CN106644784A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611266927.5
申请日：2016-12-31
申请人： 北京航空航天大学
CPC分类号： G01N3/32 , G01M5/0033 , G01N2203/0005 , G01N2203/0066 , G01N2203/0073
摘要： 本发明涉及一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，步骤：(1)获取涡轮盘工况条件，包括载荷谱，典型温度等；(2)确立三种典型失效模式：盘心低循环疲劳失效、盘缘蠕变\疲劳失效、榫接结构高低周复合疲劳失效；(3)针对三种失效模式，分别开展宏微观裂纹扩展实验，采集材料裂纹扩展性能数据；(4)建立描述涡轮盘材料低循环疲劳、蠕变\疲劳、高低周复合疲劳典型失效模式的裂纹扩展寿命预测方法，形成考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法。
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公开(公告)号：CN109030003A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810796385.5
申请日：2018-07-19
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G01M15/00
CPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明涉及一种压气机盘螺栓孔模拟件设计方法，步骤为：(1)获取压气机盘的几何模型，测量螺栓孔的孔径、孔边倒角、厚度；(2)获取压气机盘的工况条件以及压气机盘工作时孔边的应力分布数据；(3)建立压气机盘有限元静力分析模型，计算获得压气机盘螺栓孔的应力最大点，获取该点的周向应力值、周向应力梯度；(4)以中心圆孔平板试样为基本形状，结合有限元线弹性分析结果，来确定中心圆孔平板试样的考核段宽度，以保证平板试样孔边的应力分布与压气机盘工作时螺栓孔孔边的应力分布一致。
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公开(公告)号：CN106644784B
公开(公告)日：2018-11-16
申请号：CN201611266927.5
申请日：2016-12-31
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，步骤：(1)获取涡轮盘工况条件，包括载荷谱，典型温度等；(2)确立三种典型失效模式：盘心低循环疲劳失效、盘缘蠕变\疲劳失效、榫接结构高低周复合疲劳失效；(3)针对三种失效模式，分别开展宏微观裂纹扩展实验，采集材料裂纹扩展性能数据；(4)建立描述涡轮盘材料低循环疲劳、蠕变\疲劳、高低周复合疲劳典型失效模式的裂纹扩展寿命预测方法，形成考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法。
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