杨硕
- 作品数：5 被引量：46H指数：3
- 供职机构：天津大学机械工程学院内燃机燃烧学国家重点实验室更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金天津市科技支撑计划重点项目国家教育部博士点基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术动力工程及工程热物理更多>>
- 考虑分级加载的连续非线性Chaboche-Paris全寿命模型被引量：4
- 2014年
- 结构疲劳全寿命可分为裂纹萌生和裂纹扩展两个阶段,裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命的预测通常分开进行,很少有理论能将两者合二为一。结合CHABOCHE提出的非线性损伤理论,对Paris公式进行修正,将其扩展至全寿命阶段;建立损伤累积与裂纹长度关系模型,分析分级加载对损伤累积的影响。计算结果表明,提出的Chaboche-Paris全寿命模型对无初始裂纹结构的寿命预测结果与其S-N疲劳试验数据结果一致,对具有宏观可见裂纹结构的寿命预测结果与Paris公式计算结果一致,验证提出的全寿命模型在全寿命预测和裂纹扩展寿命预测两个阶段的可用性和正确性;分级加载时,Chaboche-Paris模型可以体现出加载顺序对疲劳损伤累积的影响,当外载为低-高加载时,循环比之和大于1,当外载为高-低加载时,循环比之和小于1,与试验结果吻合。
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- 关键词：分级加载全寿命
- 考虑裂纹形状变化的TC4钛合金振动疲劳裂纹扩展寿命预测被引量：2
- 2016年
- 对TC4板材试件进行振动疲劳裂纹扩展试验,测得裂纹扩展寿命与裂纹长度之间的关系.使用超景深显微镜对裂纹形状进行观测和分析,拟合裂纹形状参数.将拟合表达式应用于应力强度因子幅值的计算中,并对裂纹扩展寿命进行预测.结果显示:裂纹形状参数对预测结果影响较大.当该参数取定值时,预测结果与试验结果误差较大.而所拟合的拟合表达式可以简单、准确地预测裂纹扩展寿命.
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- 关键词：TC4钛合金
- 基于连续非线性损伤的航空发动机叶片疲劳研究被引量：26
- 2010年
- 利用传统线性损伤累积模型对航空发动机叶片进行疲劳研究,由于不能准确描述损伤与载荷之间的关系,导致计算结果不能令人满意。而对于一般的非线性损伤模型,由于忽略扭转振动的影响而易导致在计算中引入误差。为此,基于连续损伤理论,在钛合金TC4(Ti-6Al-4V)疲劳试验中获得叶片材料的S-N曲线的基础上,对CHABOCHE提出的非线性损伤累积模型进行修正,提出适用于航空发动机叶片的连续非线性损伤模型,并验证了模型的正确性。通过与试验数据及线性损伤累积模型的结果进行比对,证明所建立的非线性损伤累积模型能够更准确地反映叶片的损伤累积过程,并利用该模型对某航空发动机叶片进行疲劳寿命预测。
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- 关键词：模型修正
- 不同耦合算法的曲轴应力分布及其影响因素分析被引量：1
- 2011年
- 以某发动机轴系为研究对象,运用有限元建模,结合动力学、润滑理论对轴系动态应力分布进行分析,采用非线性弹簧（NONL）、动态液压润滑（HD）、弹性动态液压润滑（EHD）对轴系应力进行对比分析,并针对曲轴振动过程中影响曲轴应力分布的因素进行分析。结果表明,不同算法下曲轴的应力分布差别主要是由于曲轴的扭转和弯曲计算结果有差别,同时曲轴在不同时刻不同截面由扭振和弯振引起的应力大小的贡献度不同。以EHD为基本模型进行分析表明,润滑参数油槽对主轴颈应力分布影响较小,只有-2.5~2.5 MPa。
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- 关键词：曲轴应力分布油槽
- 裂纹参数对航空发动机叶片频率转向特性影响研究被引量：14
- 2014年
- 针对叶片运行中产生的疲劳裂纹会改变航空发动机振动特性及其频率转向、振型转换问题,建立航空发动机叶片有限元模型,基于结构模态振动理论研究裂纹参数,包括裂纹长度、裂纹位置变化对叶片固有振动及受迫振动特性影响;讨论频率转向区附近频率、振型变化规律。结果表明,裂纹长度、位置变化会逐渐改变叶片频率及振型,出现复杂的频率转向、模态耦合及振型转换特性,导致叶片同阶振动模态在不同裂纹长度、位置时具有不同的模态振型。
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- 关键词：航空发动机叶片
