CN115081260A - 航空发动机转子系统安全性数值评估方法 - Google Patents

航空发动机转子系统安全性数值评估方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115081260A
CN115081260A CN202110259743.0A CN202110259743A CN115081260A CN 115081260 A CN115081260 A CN 115081260A CN 202110259743 A CN202110259743 A CN 202110259743A CN 115081260 A CN115081260 A CN 115081260A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rotor system
finite element
fourier
aircraft engine
setting
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202110259743.0A
Other languages
English (en)
Inventor
王小庆
胡文韬
魏铭瑛
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Original Assignee
AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd filed Critical AECC Commercial Aircraft Engine Co Ltd
Priority to CN202110259743.0A priority Critical patent/CN115081260A/zh
Publication of CN115081260A publication Critical patent/CN115081260A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明涉及一种航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其包括以下步骤：根据转子系统的三维结构特点，区分轴对称部分和非轴对称部分，对轴对称部分建立傅里叶单元有限元模型，对非轴对称部分建立三维循环对称单元有限元模型；在傅里叶单元有限元模型和三维循环对称单元有限元模型之间利用多点约束算法形成耦合；根据转子系统中部件之间的实际的接触位置施加接触对，并设置接触参数，设置大变形几何非线性参数，施加发动机载荷并设置边界约束，设置载荷步和并行求解参数，开展并行求解，获得转子系统的数值分析结果；以及通过分析结果，分析转子系统的单点应力、寿命及破裂裕度，完成对转子系统的安全性数值评估。本发明用于提高评估的准确性。

Description

航空发动机转子系统安全性数值评估方法
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种航空发动机转子系统安全性数值评估方法。
背景技术
航空发动机是现代工业技术的集大成者，转子系统是航空发动机最核心的部件之一。随着对航空发动机性能、可靠性和服役时间越来越高的要求，发动机的转速不断提高而重量则需要尽量降低，发动机转子的运行载荷环境愈加恶劣，不仅要承受数万转速下的离心力，还要承受高温高压带来的热应力和压力载荷，运行中还可能承受振动和冲击等复杂载荷。转子系统的安全性事关整个发动机和整个飞机的安全，对其进行有效的预测和评估显得尤其重要。
发明内容
本发明的一些实施例提出一种航空发动机转子系统安全性数值评估方法，用于提高评估的准确性。
本发明的一些实施例提供了一种航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其包括以下步骤：
根据航空发动机转子系统的三维结构特点，区分轴对称部分和非轴对称部分，对轴对称部分建立傅里叶单元有限元模型，对非轴对称部分建立三维循环对称单元有限元模型；
在傅里叶单元有限元模型和三维循环对称单元有限元模型之间利用多点约束算法形成耦合；
根据转子系统中部件之间的实际的接触位置施加接触对，并设置接触参数，设置大变形几何非线性参数，施加发动机载荷并设置边界约束，设置载荷步和并行求解参数，在计算机平台上开展并行求解，获得航空发动机转子系统的数值分析结果；以及
通过航空发动机转子系统的数值分析结果，分析航空发动机转子系统的单点应力、寿命及破裂裕度，完成对航空发动机转子系统的安全性数值评估。
在一些实施例中，在对傅里叶单元有限元模型并行求解参数前，将傅里叶单元有限元模型集成方程，设置周向傅里叶节点数N；
如果周向傅里叶节点数N为奇数，傅里叶单元有限元模型的形函数ui为：
Figure BDA0002969453460000021
如果周向傅里叶节点数N为偶数，傅里叶单元有限元模型的形函数ui为：
Figure BDA0002969453460000022
其中，i＝r,θ,z为圆柱坐标系下径向、周向和轴向节点位移，Hi(ξ,η)为平面四边形或者三角形单元的形函数，ai、bi、ci为傅里叶级数系数。
在一些实施例中，所述对非轴对称部分建立三维循环对称单元有限元模型，包括：采用循环对称模型建立20节点全六面体单元，在转子系统中部件之间发生接触的位置使单元大小保持一致，循环对称面的网格保持一致。
在一些实施例中，所述在傅里叶单元有限元模型和三维循环对称单元有限元模型之间利用多点约束算法形成耦合，包括：
选择三维循环对称单元有限元模型的连接面为主面，选择傅里叶单元有限元模型的接触面为从面；
建立每个从面节点与主面节点之间的约束关系，约束关系满足下式：
Figure BDA0002969453460000023
其中，us为从节点自由度，um为主节点自由度，δi为加权系数，n为参与耦合的节点数，δ0为常数项。
在一些实施例中，所述根据转子系统中部件之间的实际的接触位置施加接触对，包括：采用标准接触模拟分离式叶片榫头工作面与轮盘之间的相互作用，采用绑定接触模拟螺栓与螺母之间的螺纹作用，采用标准接触模拟螺栓、螺母和轮盘安装边的相互作用，并通过施加初始过盈量模拟螺栓的拧紧力矩。
在一些实施例中，所述设置大变形几何非线性参数，包括：在求解中打开大变形计算开关，基于有限变形理论进行非线性迭代求解。
在一些实施例中，所述设置边界约束包括：在轴承位置设置单点轴向约束。
在一些实施例中，所述设置载荷步包括：按照发动机实际安装顺序，采用两个载荷步进行求解，分别为：第一步，不施加发动机载荷，只考虑螺栓拧紧力矩，获得装配状态的力学状态；第二步，施加离心力、温度场、气动流路压力、腔压、涡轮轴向力及扭矩载荷，模拟发动机实际工作状态的力学状态。
在一些实施例中，所述设置并行求解参数包括：选择并行计算模式和并行计算核数。
在一些实施例中，所述分析破裂裕度包括：采用平均应力法计算得到破裂裕度δ，其计算公式如下：
Figure BDA0002969453460000031
其中，γ为修正系数，σb为相应温度下的极限强度，σavg为平均周向应力或平均径向应力。
基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：
在一些实施例中，航空发动机转子系统安全性数值评估方法利用傅里叶单元和三维循环对称单元技术，在考虑模型精细细节特征的同时，大幅减少计算量，提高计算效率，在获得更可靠分析结果的同时，缩短了转子系统迭代设计周期，提高了评估的准确性。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为根据本发明一些实施例提供的航空发动机转子系统安全性数值评估方法的流程示意图；
图2为根据本发明一些实施例提供的转子系统示意图；
图3为根据本发明一些实施例提供的多点约束示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
在对航空发动机转子系统进行安全性评估时，基于有限元法的数值模拟方法具有快速、准确、高效和低成本的特点，成为零部件、台架和整机等试验验证方法以外，应用最广泛的方法，也是航空发动机强度设计采用的主要方法之一。
然而，由于全三维数值分析带来的超大规模计算量和超长设计周期，当前大量的研究均建立在简化的二维平面轴对称模型的基础上进行，但简化模型未考虑转子上非对称的孔、安装槽、配重块等结构，也无法考虑非轴对称的孔等结构的刚度各向异性，同时也无法施加涡轮轴扭矩等载荷。简化的模型会带来应力、变形等仿真结果与实际结果的差异，进而使得寿命、尺寸链等计算不准确，从而使得转子发生应力破坏、寿命问题和碰磨的概率提高。
基于此，本公开一些实施例提供了一种航空发动机转子系统安全性数值评估方法，用于缓解仿真结果与实际结果存在的差异，提高转子系统安全性评估的准确性。
在一些实施例中，如图1所示，航空发动机转子系统安全性数值评估方法包括以下步骤：
根据航空发动机转子系统的三维结构特点，区分轴对称部分和非轴对称部分，针对轴对称部分建立傅里叶单元有限元模型，针对非轴对称部分建立三维循环对称单元有限元模型；
在傅里叶单元有限元模型和三维循环对称单元有限元模型之间利用多点约束算法形成耦合，保证不同单元类型之间载荷的传递和位移及应力的协调；
根据转子系统中部件之间的实际的接触位置施加接触对，并设置接触参数，设置大变形几何非线性参数，施加发动机载荷并设置边界约束，设置载荷步和并行求解参数，在计算机平台上开展并行求解，获得航空发动机转子系统的数值分析结果；以及
通过航空发动机转子系统的数值分析结果，分析航空发动机转子系统的单点应力、寿命及破裂裕度，完成对航空发动机转子系统的安全性数值评估。
在一些实施例中，发动机载荷包括离心力、温度场、气动流路、腔压、涡轮轴向力及扭矩等。
本公开实施例提供的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，克服了对模型简化带来的风险，利用傅里叶单元和三维循环对称单元技术，在考虑模型精细细节特征的同时，大幅减少计算量，提高计算效率，在获得更可靠分析结果的同时，缩短转子系统迭代设计周期，为航空发动机转子系统的安全性数值评估提供更科学合理的依据和指导。
在一些实施例中，航空发动机转子系统安全性数值评估方法考虑了孔的各向异性刚度及其它非轴对称特征，避免了二维轴对称数值分析忽略非轴对称结构及无法施加涡轮轴扭矩载荷带来的安全风险，缓解了转子系统全三维数值分析带来的超大规模计算量及超长设计周期的问题。
如图1所示，在一些实施例中，航空发动机转子系统安全性数值评估方法采用考虑强非线性接触和大变形几何非线性的并行分析流程，其包括：航空发动机转子初始结构方案的设计；判断是否进行安全性评估，如果需要进行安全性评估，则对转子系统进行结构分析及分区；根据模型特征对模型不同部分采用不同单元类型进行网格离散；在不连续的单元交界面采用多点约束方式耦合，实现载荷的传递和位移及应力的连续，得到连续的有限元分析模型；设置非线性接触和大变形参数，载荷及边界条件；然后再进行求解及并行模式设置；进行非线性并行求解，获得航空发动机转子系统的数值分析结果，根据分析结果进一步分析航空发动机转子系统的单点应力、寿命及破裂裕度是否满足设计要求，如果满足要求，流程结束，如果不满足要求，则优化航空发动机转子系统的初始结构方案，再次对航空发动机转子系统的安全性进行数值评估。
其中，在并行求解之前要考虑网格收敛性、随温度变化的材料参数、接触及大变形参数、载荷、约束边界、并行求解设置等问题。
在一些实施例中，航空发动机转子系统安全性数值评估方法，包括以下步骤：
S10：如图2所示，根据航空发动机转子系统的三维结构特点，区分轴对称部分和非轴对称部分，针对轴对称部分建立傅里叶单元有限元模型，针对非轴对称部分建立三维循环对称单元有限元模型。
可选地，轴对称部分采用八节点四边形傅里叶单元，周向傅里叶节点数设置为十二，用于提高计算精度的同时减少计算量。
如图2所示，非轴对称部分包括转子本体、叶片、测试改装孔、安装槽、锁紧螺钉孔、排污孔、配重块、螺栓和螺母等。
对于非轴对称部分，采用循环对称模型建立20节点全六面体单元，为保证收敛性，在转子系统的部件间可能发生接触的位置保证单元大小及位置基本一致，为避免局部应力过大循环对称面的网格要保证完全一致。在一些实施例中，转子模型的有限元单元数约为120万。
S20：在步骤S10建立的不同类型的单元即傅里叶单元和三维循环对称单元之间利用多点约束算法形成耦合，保证不同单元类型之间载荷的传递和位移及应力的协调。
所述的多点约束算法的具体步骤包括：
选择循环对称单元连接面为主面，选择傅里叶单元接触面为从面。
建立每个从面节点与主面节点之间的约束关系，约束关系满足公式(1)：
Figure BDA0002969453460000071
其中，us为从节点自由度，um为主节点自由度，δi为加权系数，n为参与耦合的节点数，δ0为常数项。
如图3所示，为多点约束算法的一个示意图，在单元类型1和单元类型2之间通过多点约束实现不同类型单元的耦合。
S30：根据转子系统中部件之间的实际的接触位置施加接触对，并设置接触参数，设置大变形几何非线性参数，施加离心力、温度场、气动流路压力、腔压、涡轮轴向力及扭矩等发动机载荷并设置边界约束，设置载荷步和并行求解参数，在超级计算机平台上开展并行求解，获得发动机转子的数值分析结果。
其中，根据转子系统中部件之间的实际的接触位置施加接触对，包括：采用标准接触模拟分离式叶片榫头工作面与轮盘之间的相互作用，采用绑定接触模拟螺栓与螺母之间的螺纹作用，采用标准接触模拟螺栓、螺母和轮盘安装边的相互作用，并通过施加初始过盈量模拟螺栓的拧紧力矩。可选地，为提高收敛效率可以适当调整接触刚度系数，但不应小于0.5。
所述设置大变形几何非线性参数，包括：在求解中打开大变形计算开关，基于有限变形理论进行非线性迭代求解。
所述设置边界约束包括：在轴承位置设置单点轴向约束。
所述设置载荷步包括：按照发动机实际安装顺序，采用两个载荷步进行求解，分别为：第一步，不施加发动机载荷，只考虑螺栓拧紧力矩，获得装配状态的力学状态；第二步，施加离心力、温度场、气动流路压力、腔压、涡轮轴向力及扭矩载荷，模拟发动机实际工作状态力学状态。可选地，为避免加载过程的冲击及计算的不收敛，所有载荷按照一定斜率从零缓慢增加到最终值。
所述设置并行求解参数包括：选择并行计算模式和并行计算核数。可选地，并行计算模式选用分布式内存并行模式，并行计算核数选择64核。
在对傅里叶单元有限元模型并行求解参数前，将傅里叶单元有限元模型集成方程，设置周向傅里叶节点数N，如果周向傅里叶节点数N为奇数，其形函数ui为式(2)，如果周向傅里叶节点数N为偶数，其形函数ui为式(3)：
Figure BDA0002969453460000081
Figure BDA0002969453460000082
其中，i＝r,θ,z为圆柱坐标系下径向、周向和轴向节点位移；
Hi(ξ,η)为一般平面四边形或者三角形单元的形函数，ξ和η为变量；
ai、bi、ci为傅里叶级数系数。
S40：利用步骤S30获得的航空发动机转子系统的数值分析结果，分析航空发动机转子系统的单点应力、寿命及破裂裕度，完成对航空发动机转子系统的安全性数值评估。
其中，单点应力包括：所有考核位置的von mises屈服准则等效应力。
寿命包括：考虑飞机飞行循环数的低周疲劳寿命。
分析破裂裕度包括：采用平均应力法计算得到破裂裕度δ，其计算公式为式(4)：
Figure BDA0002969453460000083
其中，γ为修正系数，σb为相应温度下的极限强度，σavg为平均周向应力或平均径向应力。
本公开实施例提供的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，克服了相关技术对模型简化带来的风险，利用傅里叶单元和三维循环对称单元技术，在考虑模型精细细节特征的同时，大幅减少计算量，提高计算效率，在获得更可靠分析结果的同时，缩短转子系统迭代设计周期，为航空发动机转子及类似结构的安全性数值评估提供更科学合理的依据和指导。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
基于上述本发明的各实施例，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。
最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，包括以下步骤：
根据航空发动机转子系统的三维结构特点，区分轴对称部分和非轴对称部分，对轴对称部分建立傅里叶单元有限元模型，对非轴对称部分建立三维循环对称单元有限元模型；
在傅里叶单元有限元模型和三维循环对称单元有限元模型之间利用多点约束算法形成耦合；
根据转子系统中部件之间的实际的接触位置施加接触对，并设置接触参数，设置大变形几何非线性参数，施加发动机载荷并设置边界约束，设置载荷步和并行求解参数，在计算机平台上开展并行求解，获得航空发动机转子系统的数值分析结果；以及
通过航空发动机转子系统的数值分析结果，分析航空发动机转子系统的单点应力、寿命及破裂裕度，完成对航空发动机转子系统的安全性数值评估。
2.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，在对傅里叶单元有限元模型并行求解参数前，将傅里叶单元有限元模型集成方程，设置周向傅里叶节点数N；
如果周向傅里叶节点数N为奇数，傅里叶单元有限元模型的形函数ui为：
Figure FDA0002969453450000011
如果周向傅里叶节点数N为偶数，傅里叶单元有限元模型的形函数ui为：
Figure FDA0002969453450000012
其中，i＝r,θ,z为圆柱坐标系下径向、周向和轴向节点位移，Hi(ξ,η)为平面四边形或者三角形单元的形函数，ai、bi、ci为傅里叶级数系数。
3.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，所述对非轴对称部分建立三维循环对称单元有限元模型，包括：采用循环对称模型建立20节点全六面体单元，在转子系统中部件之间发生接触的位置使单元大小保持一致，循环对称面的网格保持一致。
4.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，所述在傅里叶单元有限元模型和三维循环对称单元有限元模型之间利用多点约束算法形成耦合，包括：
选择三维循环对称单元有限元模型的连接面为主面，选择傅里叶单元有限元模型的接触面为从面；
建立每个从面节点与主面节点之间的约束关系，约束关系满足下式：
Figure FDA0002969453450000021
其中，us为从节点自由度，um为主节点自由度，δi为加权系数，n为参与耦合的节点数，δ0为常数项。
5.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，所述根据转子系统中部件之间的实际的接触位置施加接触对，包括：采用标准接触模拟分离式叶片榫头工作面与轮盘之间的相互作用，采用绑定接触模拟螺栓与螺母之间的螺纹作用，采用标准接触模拟螺栓、螺母和轮盘安装边的相互作用，并通过施加初始过盈量模拟螺栓的拧紧力矩。
6.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，所述设置大变形几何非线性参数，包括：在求解中打开大变形计算开关，基于有限变形理论进行非线性迭代求解。
7.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，所述设置边界约束包括：在轴承位置设置单点轴向约束。
8.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，所述设置载荷步包括：按照发动机实际安装顺序，采用两个载荷步进行求解，分别为：第一步，不施加发动机载荷，只考虑螺栓拧紧力矩，获得装配状态的力学状态；第二步，施加离心力、温度场、气动流路压力、腔压、涡轮轴向力及扭矩载荷，模拟发动机实际工作状态的力学状态。
9.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，所述设置并行求解参数包括：选择并行计算模式和并行计算核数。
10.如权利要求1所述的航空发动机转子系统安全性数值评估方法，其特征在于，所述分析破裂裕度包括：采用平均应力法计算得到破裂裕度δ，其计算公式如下：
Figure FDA0002969453450000031
其中，γ为修正系数，σb为相应温度下的极限强度，σavg为平均周向应力或平均径向应力。
CN202110259743.0A 2021-03-10 2021-03-10 航空发动机转子系统安全性数值评估方法 Pending CN115081260A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110259743.0A CN115081260A (zh) 2021-03-10 2021-03-10 航空发动机转子系统安全性数值评估方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110259743.0A CN115081260A (zh) 2021-03-10 2021-03-10 航空发动机转子系统安全性数值评估方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115081260A true CN115081260A (zh) 2022-09-20

Family

ID=83241029

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110259743.0A Pending CN115081260A (zh) 2021-03-10 2021-03-10 航空发动机转子系统安全性数值评估方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115081260A (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115329505A (zh) * 2022-10-12 2022-11-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 具有三维特性的整机二维外部载荷及变形仿真方法
CN116244865A (zh) * 2023-05-11 2023-06-09 陕西空天信息技术有限公司 轴流式叶轮有限元建模的方法、装置及计算机存储介质

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115329505A (zh) * 2022-10-12 2022-11-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 具有三维特性的整机二维外部载荷及变形仿真方法
CN115329505B (zh) * 2022-10-12 2023-03-10 中国航发四川燃气涡轮研究院 具有三维特性的整机二维外部载荷及变形仿真方法
CN116244865A (zh) * 2023-05-11 2023-06-09 陕西空天信息技术有限公司 轴流式叶轮有限元建模的方法、装置及计算机存储介质
CN116244865B (zh) * 2023-05-11 2023-08-15 陕西空天信息技术有限公司 轴流式叶轮有限元建模的方法、装置及计算机存储介质

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN115081260A (zh) 航空发动机转子系统安全性数值评估方法
CN106991216B (zh) 汽车冷却模块引起方向盘抖动的稳健性预估及优化方法
JP2015525354A (ja) 機械部品の寿命消費の信頼できる予測
CN111950169B (zh) 航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定方法及装置
US10685154B2 (en) Analytical consistent sensitivities for nonlinear equilibriums, where the only source of nonlinearities is small sliding contact constraints
CN111310380A (zh) 一种电动车动力总成悬置橡胶衬套结构的设计开发方法
CN114611370B (zh) 预测转子超转破裂转速及破裂模式的方法及转子构型方法
CN112487673B (zh) 基于机床工作状态的关键主机组件结构优化设计方法
CN109063401B (zh) 采用等效静态位移实现结构接触力优化的方法
CN110348141A (zh) 一种航空发动机外部管路系统快速振动分析的方法
CN106354944A (zh) 一种基于振动模态的磨机基础边界支承刚度的识别方法
CN108595769B (zh) 一种基于优化算法的减振器刚度模拟方法
CN114065373A (zh) 一种汽车控制臂台架耐久试验方法、装置以及设备
CN115248994A (zh) 一种机电静压伺服机构故障预测及管理方法及系统
CN111639388B (zh) 一种汽车弹性元件参数仿真方法及系统
CN117637073A (zh) 一种橡胶过盈仿真方法、装置、电子设备及存储介质
CN106407620B (zh) 一种基于abaqus的工程结构响应面随机有限元分析处理方法
CN111931311A (zh) 发动机零部件的结构优化方法、装置、设备及存储介质
CN113239476A (zh) 基于二项Mooney-Rivlin模型橡胶衬套本构参数逆向标定方法
Bolotov et al. Information model and software architecture for the implementation of the digital twin of the turbine rotor
CN102411656A (zh) 一种模拟接触的有限元建模方法
CN115982859A (zh) 用于可温控的车用动力电池箱轻量化模拟分析系统及方法
CN110807283A (zh) 基于有限元计算模型的多载荷应变测量点获取方法及系统
CN116090299A (zh) 一种整体叶盘线性摩擦焊蠕变寿命预测方法
CN113609742A (zh) 面向整体结构的风力发电机组主轴优化方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination