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针对某型航空发动机整机试车过程中多次发生的滑油箱支架断裂故障,对支架故障件进行了断口分析、装配状态结构位移测量、强度分析、振动应力分析,结果表明:由于滑油箱支架是双吊耳悬臂结构,在对滑油箱箍带施加拧紧力矩过程中,滑油箱支架双吊耳会产生明显的不协调变形,导致支架单侧吊耳由于偏载承受了较大的附加装配应力,随发动机工作时支架单侧吊耳综合应力增大,从而在吊耳应力集中位置发生高周疲劳断裂。通过将支架结构改为跨安装边的桥型连接结构,并用带球头螺母的双头螺杆将其与箍带进行连接,在滑油箱安装过程中保证支撑结构具有一定的长度和角度补偿能力,经强度分析、振动应力测量和发动机长久试车验证,滑油箱支架未再发生相同故障,表明改进方案可靠有效。 相似文献
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立式主轴综合加载疲劳试验器4BSQ32就是用来确定涡喷和涡桨发动机主轴疲劳寿命的试验装置。它是我公司在臥式涡轮轴试验器4BSQ7长期使用经验的基础上设计的。它通过外载荷模拟,边界条件模拟及温度模拟可对中型航空涡轮发动机主轴作疲劳寿命试验,包括对该类型双转子主轴进行疲劳寿命试验,也可对同类主轴进行极限静强度,届服强度和刚度验证试验。在试验器设计方案方面,为避免自重引起横向弯矩,采用了立式布置;为克服用偏 相似文献
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针对单边膨胀组合喷管(Single expansion ramp nozzle,SERN)不规则几何结构设计难题,以提高SERN结构刚度、强度为目标,从安装布局方案以及承力结构拓扑优化两个方面开展设计工作,分析了不同位置安装节点对载荷分布、关键位置变形的影响,基于拓扑优化方法,建立了SERN部件级结构概念设计方法和流程,实现了SERN的结构设计。研究结果表明:新增辅助侧拉杆能减小关键位置的变形,同时往左上方移动侧拉杆、右上方移动辅助安装节以及左下方移动主安装节有利于关键位置变形控制和各安装节点载荷的合理分布;优化后的安装方案相比初步安装方案,最大关键位置变形下降了83%,主安装节最大载荷下降了35%,辅助安装节最大载荷下降了55%。设计的SERN结构随TBCC发动机完成了高马赫数模态转换试验,试验后结构状态良好,验证了设计的合理性。 相似文献
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航空涡扇发动机是军民用飞机的主要动力装置,航空发动机结构强度试验目的是验证发动机整机及零部件结构的强
度、变形、振动、疲劳、蠕变、损伤容限、寿命及结构可靠性等是否满足设计规范、标准和实际使用需求。目前,中国开展的相关结构
强度试验种类主要有零部件振动、转子件、结构静力与疲劳、热强度等试验。从航空涡扇发动机对强度试验的需求分析出发,对其
强度试验技术进行概述,归纳了研制规范和技术发展方面对强度试验的需求,简述了强度试验技术国内外专业发展现状,分析认
为中国与国外先进水平在试验硬件设备、适航性专用试验技术和能力、先进试验技术的自研能力方面存在差距与不足,提出夯实
现有强度试验相关的技术基础、紧跟先进的强度试验技术发展、提升围绕发动机极端工况需求的研制能力的强度试验技术的发展
思路和方向。 相似文献
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机体可靠性差是航空活塞发动机适航取证过程中的技术难题。以某型发动机下机体为研究对象,通 过模型仿真得到机体的瞬态载荷曲线并进行拟合,按实际安装对其进行约束,采用 Goodman方法进行高周疲 劳分析,计算机体疲劳安全系数;提出一种分离式主轴盖的设计方法,优化下机体结构,在相同载荷的条件进行 对比分析;采用威布尔数学模型对机体可靠性指标进行计算验证,并对优化后的机体进行耐久测试。结果表 明:下机体疲劳安全系数、整机寿命、可靠性大幅提升,该设计方法对提高类似结构可靠性有一定的借鉴意义。 相似文献
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为了避免航空机载设备结构以及安装部位在随机振动负载的作用下出现结构疲劳破坏的现象,使其在运行中具有优良的可靠性,基于频域法的随机振动疲劳寿命理论,通过机载电子设备在振动环境下的疲劳仿真分析及寿命估算方法,以某机载电子设备为例,使用MSC.Patran/Nastran/Fatigue有限元软件进行疲劳寿命仿真分析,计算得到了其疲劳寿命值。研究结果对航空器机载设备的设计具有一定的借鉴和指导意义。 相似文献
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以某航空发动机带机匣双转子试验器为参考,分别采用截锥壳元素法和Timoshenko梁理论对其机匣和双转子系统进行了有限元建模,得到了试验器的整机转子动力学有限元模型。研究了俯冲拉起飞行条件下机匣支承刚度、安装节支承刚度与机动载荷对双转子航空发动机整机动力学特性的影响。研究结果表明:机匣支承刚度与机动载荷对发动机产生转静子径向碰摩的影响较大,而安装节支承刚度对发动机产生转静子径向碰摩的影响相对较小;机匣测点振动随机匣支承刚度的减小而减小,随安装节支承刚度的减小而增大;机匣测点振动对俯冲拉起机动载荷变化不敏感。 相似文献
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军用航空发动机主轴疲劳寿命的试验验证 总被引:2,自引:0,他引:2
本文介绍国内、外军用航空发动机规范有关主轴疲劳寿命的要求,国外航空发动机公司对主轴疲劳寿命进行试验验证的情况和方法。同时推荐可用的主轴疲劳寿命试验验证方法。 相似文献
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航空电子设备用于飞行中的数据采集,通常使用安装支架固定于机头雷达罩,研究安装支架的刚度和一阶频率性能,避免设备支架在飞行过程中出现塑性变形和共振现象,对提高飞行稳定性具有重要的工程意义。在惯性载荷下对安装支架进行静强度和模态分析,采用一种灵敏度分析方法确定安装支架的设计变量,以结构总质量最小为优化目标,在保证安装支架的刚度和一阶模态性能的前提下对支架各个构件的厚度进行优化设计,并对优化后的安装支架结构进行振动试验。结果表明:优化后的安装支架结构刚度基本保持不变,一阶频率提高了18.09%,质量减少了19.33%,改进设计满足设备安装要求。 相似文献
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用于飞机结构选材的系列材料性能指标及其应用 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高飞机机体结构选材的合理性,从材料性能指标的角度出发,在材料比强度、比刚度的常用基本指标之外,结合飞机结构设计思想,提出了材料比疲劳强度、比静韧度、比动韧度、疲劳强度比、静韧强比、疲劳韧强比共6个材料性能指标的概念与计算方法。建立了基于系列材料性能指标的飞机结构选材方法,考虑飞机结构的设计准则及结构在实际使用过程中的功能需求,通过条件筛选缩小备选材料范围,依据系列材料性能指标进行材料对比排序,并通过结构验证确定最终选材。以某型飞机机翼大梁的选材过程给出了应用实例。 相似文献