摘要：建立了一个涡轮榫头/榫槽的一体化结构设计优化系统.在此优化系统中,采用榫头/榫槽间隙配合的参数化建模方法.利用ANSYS对结构进行非线性接触分析,基于二次开发实现了目标函数以及其他相关结果的自动提取.采用多岛遗传及二次序列规划算法对优化空间进行寻优,在满足几何约束和强度约束的条件下,优化降低了最大拉应力值和当量应力值.实例分析结果表明,一体化优化设计使涡轮叶片、叶盘性能得到明显的提高,所建系统稳定、高效,具有应用于工程实践的可行性和可靠性.

摘要：通过有限元计算,对比分析了圆弧型与平面型榫齿面接触应力分布规律以及对加工和装配误差的敏感性。研究结果表明:圆弧型榫齿面能够明显改善接触表面挤压应力的分布,大大降低挤压应力的峰值,从而有效提高抗微动疲劳能力。此外圆弧型榫齿型面的榫头对加工偏差、安装状态变化不敏感,具有鲁棒性特征。在上述研究结果的基础上,对圆弧型榫头型面如何进行优化设计进行了深入研究,提出了采用二维建模进行优化,在三维模型上进行验证的优化设计方法,降低了计算工作量,达到了工程化的目的,并设计出了某型发动机圆弧型榫头型面。研究结果表明该方法合理有效。

摘要：采用有限元方法对复合材料风扇叶片榫头在拉伸及拉弯耦合工况下的层间应力特点进行研究。根据榫头结构特点,完成了榫头的铺层设计;基于FiberSIM-ACP软件平台,建立了复合材料风扇叶片榫头有限元分析流程,确定了一种满足层间应力分析精度要求的榫头有限元模型,通过与试验结果对比,证实了该有限元模型的有效性。计算结果表明:拉伸工况下层间正应力S33的高应力区位于叶身开始向叶根过渡的变厚度位置,该位置处靠近压力面的14层铺层承受拉伸应力;切应力S13及S23的高应力区在同一区域,切应力大小与铺层角度息息相关,0°铺层承受较大的切应力S13,±45°铺层同时承受较大的切应力S13和S23。增加弯曲载荷后S33的高应力区向榫头上端延伸,承受拉应力的铺层数量增加;切应力的高应力区靠近榫头承力面,高应力区铺层数量增加。

摘要：针对某航空发动机涡轮叶片榫头部位疲劳断裂故障,利用激光诱导高压冲击波对榫头部位进行冲击强化,提高其抗疲劳性能。在试验测试激光冲击GH4133B镍基高温合金材料残余应力场的基础上,确定了叶片材料激光冲击工艺参数;根据榫齿面转接R区结构特征,设计了不等强度分布冲击方式,保证强化区域残余应力均匀、过渡分布,防止出现应力突变。由于榫头结构不均匀,高压冲击波引起的塑性流动使叶片发生宏观变形,采用数值仿真方法分析了激光冲击后叶片榫头宏观变形规律和机理。在此基础上提出了激光冲击叶片榫头变形控制的方法,并设计了榫头结合面冲击区域和方式,保证叶片榫头两侧对应区域的激光能量输入基本相当,通过结合面的塑性流动来减小叶片榫头宏观变形。冲击处理后的叶片榫头表面粗糙度、滚棒尺寸和平面度等均满足技术要求。并分析了激光冲击强化提高叶片高温疲劳寿命的原因。疲劳试验结果表明:激光冲击强化可提高叶片榫头部位的高温高低周复合疲劳寿命提高了279%。

摘要：复合材料风扇叶片需要经过积木式多层级验证才能投入使用,元件级试验是其中重要一环。针对铺层复合材料风扇叶片榫头强度问题,研究了榫头元件级静强度试验方法。搭建了榫头元件级静强度试验平台,完成了榫头元件级试样件及其夹具的设计及制造,提出了数据采集、试验流程和试验结果数据分析方法。试验结果表明:榫头元件试样件的失效模式为层间分离;层间正应力是造成铺层分离的主要原因,而层间剪切应力促进了分层裂纹的扩展;层间应力的有限元分析结果验证了试验结论,榫头层间分离发生位置与有限元预测结果吻合较好,证实了有限元模型的有效性。

摘要：为提高航空发动机第5级静子叶片的加工质量,结合传统静子叶片榫头加工方法,优化榫头加工工艺并进行金属切削实验,获得X,Y,Z三个方向力的数据;基于回归分析原理,求解精加工刀具承受的最大切削力和表面粗糙度的经验公式,采用多目标优化方法得到最优切削参数,并利用Vericut软件对程序进行刀路、过切、碰撞检查,得到合理高效的加工方案.结果表明,采用改进后的榫头夹具和优化后的切削参数,叶片的加工效率明显提高并有效降低了刀具的磨损速度,使叶片榫头的加工时间从45 min缩短到30 min.

摘要：陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC)涡轮动叶榫头是动叶装配与承受离心载荷的关键。为了研究熔渗工艺制备CMC榫头在叶片旋转径向拉伸载荷下的力学行为,验证榫头内部质量对其静拉伸强度与破坏模式的影响,设计并制备燕尾形CMC高压涡轮动叶榫头元件试件,对其进行单轴静态拉伸实验,采用X射线CT无损检测对实验前试件内部质量进行扫描,采用DIC与声发射方法对实验过程进行监测。结果表明:燕尾形CMC榫头在单轴静态拉伸下保持完好接触,其静态拉伸强度与破坏模式对其内部质量(尤其是分层缺陷)非常敏感。试件不含分层缺陷时,损伤起始于榫头颈部,并迅速扩展,损伤起始载荷与最大破坏载荷接近,断口呈横向锯齿状;试件内部含分层缺陷时,损伤起始于缺陷,分层逐渐扩展并导致试件断裂,损伤起始载荷下降99.05%,最大破坏载荷下降14.29%,断口位置与分层缺陷一致。

摘要：接触应力分析是不易检测、难于计算 ,但对于设计又是非常重要的一个难题。文中将实验检测技术与数值计算方法相结合 ,求解飞机发动机叶片榫头上的接触应力分布。基本思路是 :1 )用实验检测技术求出叶片榫头接触面上若干点的应力或应变值 ;2 )通过给叶片根部接触面施加一定的约束条件 ,用数值计算法计算发动机叶片在离心力载荷作用下的全场应力分布 ,并进一步求出接触面上的接触应力分布 ;3)解除接触面上的约束条件 ,代之以计算获得的接触载荷 ,计算叶片在离心力载荷以及接触载荷共同作用下的全场应力或应变分布 ,并比较计算结果与实验结果 ;4)修改约束条件或计算模型 ,重复上述操作 ,直至计算结果与实验结果比较一致。研究表明 ,本文提出的方法能够较准确地给出接触面的载荷分布 ,判断约束条件的合理性具有简单、易行的特点。由于接触应力的复杂性 ,本问题还有深入研究的必要。

摘要：马鞍山大桥主塔塔座混凝土强度等级高、胶材用量大、绝热温升高、温度裂缝控制困难。针对大桥主塔塔座的施工特点,在仿真计算的基础上,采用优化混凝土配合比、隐式榫头结构设计,布设冷却水管、加强养护等温度控制措施,并进行现场温度监控。经现场检查,大体积混凝土未出现有害温度裂缝,达到了预期的控裂效果。

摘要：碳纤维复合材料风扇叶片榫头段是铺层数量最多、递减铺层最集中的部位,榫头的铺层质量影响叶片的低周疲劳强度。为完成叶片榫头段的铺层设计,基于铺层设计准则,建立了一种适用于航空发动机复合材料风扇叶片榫头段铺层设计的方法。根据铺层高度大小将铺层分为结构层和插入层,在结构层铺层设计中考虑了高度递减层的角度与铺放位置。在插入层铺层设计中,考虑了单组插入层铺层数量、单组插入层内部铺层顺序及铺层角度、单组插入层形成的坡度、相邻插入层之间的错开距离等五个方面的因素,确定了单组插入层的结构及其在榫头的分布。根据设计方案对榫头进行加工制造,成型的榫头试样件厚度检测质量良好,证实了该铺层设计方法的可行性。