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题名2010年国际深空探测轨道优化竞赛的清华大学解法
被引量：6
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作者
蒋方华
陈杨
刘跃聪
宝音贺西
李俊峰
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机构
清华大学航天航空学院
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出处
《力学与实践》
CSCD
北大核心
2011年第3期103-105,共3页
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基金
国家自然科学基金(10832004)
中国博士后科学基金(20100470131)资助项目
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文摘
介绍作者对国际深空探测轨道优化竞赛问题的解法,包括全局优化方法和小推力局部优化方法.全局优化主要采用分枝定界法,需要求解一系列Lambert问题.局部优化采用基于同伦方法的间接优化方法,对协态变量初值进行了归一化,在数值积分时构建了开关函数检测方法以保证积分精度.最后结合连续五次参加国际竞赛的经验和体会,给出深空探测轨道设计方面的研究展望.
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关键词
深空探测
轨道
优化
小推力
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分类号
V412.41
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名单晶高涡叶片高温振动疲劳试验研究
被引量：1
- 2
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作者
杜传宇
姜睿
杜鹏飞
刘跃聪
杨洪旭
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机构
中国航发沈阳发动机研究所
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出处
《工程与试验》
2022年第2期22-25,共4页
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文摘
单晶叶片在常温和高温下的疲劳性能存在较大的差异。针对某发动机高涡叶片高循环疲劳失效故障,进行了高温振动疲劳性能试验研究。试验依据高频感应加热原理,研究了单晶材料高涡叶片高温振动疲劳试验的加温方式,介绍了高温振动疲劳试验的试验方法。通过一种试验夹具定位装置和闭环温度控制系统确保了应力场及温度场的精度和有效性。根据某高涡叶片前期的试验研究和故障定位,确定了叶片的试验温度和加温位置。试验获取了单晶高涡叶片在450℃下的疲劳极限,并探索了叶片在900℃下的疲劳强度。结果表明,该单晶高涡叶片在450℃下的疲劳极限较常温条件有明显提升,在900℃条件下的疲劳性能较450℃有所下降。
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关键词
振动疲劳试验
感应加温
温度场
高涡叶片
疲劳强度
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Keywords
vibration fatigue test
induction heating
temperature field
high pressure turbine blade
fatigue strength
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分类号
V216.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名航空发动机内涵喷管裂纹机理分析
被引量：1
- 3
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作者
杜鹏飞
杨纯辉
李勋
刘跃聪
秋洪燕
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机构
中国航发沈阳发动机研究所
空军装备部驻沈阳地区第二军事代表室
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出处
《航空发动机》
北大核心
2022年第4期116-121,共6页
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基金
航空动力基础研究项目资助。
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文摘
为了排除某大涵道比发动机内涵喷管尾缘在试车过程中多次发生的裂纹故障,对裂纹的机理进行了分析,并对内涵喷管进行了断口分析、有限元强度分析、模态及动应力测试分析。结果表明:内涵喷管的裂纹断口为高周疲劳断口。故障位置内、外壁面温差大,温度应力水平高;内涵喷管的结构刚度较低导致其模态密度较大;在工作状态下内涵喷管受气流随机激励作用同时出现多阶模态的振动响应。强度分析表明在动应力和静应力共同作用下,内涵喷管动强度储备不足导致其发生高周疲劳失效。采取改进内涵喷管加强环的结构形式,减小故障位置的温度梯度,增大内涵喷管结构的刚度等改进措施后,内涵喷管经动应力测试和强度分析其动强度储备满足强度要求,经70 h试车验证未再发生类似故障。
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关键词
疲劳裂纹
内涵喷管
断口分析
有限元
随机激励
多阶模态振动响应
航空发动机
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Keywords
fatigue crack
core nozzle
fracture surface analysis
finite element
random excitation
multi-modal vibration response
aeroengine
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分类号
V232.5
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名高压涡轮叶片缘板阻尼片阻尼效果试验研究
- 4
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作者
杜传宇
姜睿
刘跃聪
杨洪旭
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机构
中国航发沈阳发动机研究所
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出处
《燃气涡轮试验与研究》
2022年第2期32-35,共4页
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文摘
根据试验需求搭建获取缘板阻尼片对叶片阻尼效果的试验系统。通过测量叶片模态阻尼和一弯振动应变最大点的应变响应曲线,获得了阻尼片与缘板之间的压紧力与阻尼效果之间的关系。试验结果表明,采用缘板阻尼结构是降低涡轮叶片振动应力的一种有效方法;叶片模态阻尼和一阶共振频率随阻尼片与缘板间压紧力的增加而增加;叶根位置振动应变随着压紧力的增加呈现出先降低再升高的趋势,最大降幅达69%。该试验研究结果对缘板阻尼片优化设计和高压涡轮叶片断裂故障分析具有重要的指导意义。
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关键词
航空发动机
缘板阻尼片
高压涡轮叶片
应变响应曲线
压紧力
振动应力
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Keywords
aero-engine
platform damper
high pressure turbine blade
strain response curve
pressure
vibration strain
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分类号
V236
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名单晶叶片高温振动疲劳试验技术研究
- 5
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作者
杜鹏飞
姜睿
李勋
刘跃聪
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机构
中国航空发动机集团沈阳发动机研究所
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出处
《燃气涡轮试验与研究》
2022年第3期32-37,共6页
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文摘
介绍了低压涡轮叶片高温振动疲劳试验方法。研究了高频感应加温原理,考虑集肤效应、端部效应,设计了高频感应加温系统,获得了均匀的温度场;通过夹具定位系统的设计,保证了更换叶片时温度场的精确性和有效性;利用理论研究结合有限元仿真,获得了高温状态下叶尖振幅与最大振动应力的关系,实现了高温环境下通过叶尖振幅对振动应力的控制。在此基础上完成了低压涡轮叶片的高温振动疲劳试验,获得了最低疲劳极限,为工程设计提供了试验依据。
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关键词
航空发动机
低压涡轮叶片
振动疲劳试验
疲劳极限
高频感应
温度场
有限元
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Keywords
aero-engine
LPT blade
vibration fatigue test
fatigue limit
high-frequency induction
temperature field
finite element method
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分类号
V232.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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