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公开(公告)号：CN117990369A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410089564.0
申请日：2024-01-22
Applicant: 西安交通大学
IPC: G01M13/045 , G01M7/06
Abstract: 本发明公开了航空发动机主轴承振动环境模拟方法及疲劳寿命试验系统，涉及轴承寿命试验技术领域，包括试验设备主体、驱动系统、加载系统、电气控制系统和数据采集系统，所述被测轴承通过旋转主轴连接驱动系统，加载系统包括液压加载单元和振动加载单元，其中振动加载单元可以从三个方向对试验件安装台体施加振动激励，并由集成振动发生器进行耦合，以对被测轴承提供振动环境；本发明能够进行各种型号航空发动机主轴承在不同转速工况，不同载荷服役环境极端交变载荷、机动载荷和冲击载荷，任意载荷大小及其耦合状态的状态及寿命试验验证，为开展振动环境下发动机的转子振动响应与轴承寿命考核研究提供技术支持。
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公开(公告)号：CN106619140A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611008443.0
申请日：2016-11-16
Applicant: 西安交通大学
Abstract: 一种氧化铝全瓷牙科修复材料及其制备方法，以170nm的99.65wt.％～99.8wt.％的Al2O3作为主料，以50nm 0.10wt.％～0.175wt.％ZrO2粉以及80nm的0.10wt.％～0.175wt.％MgO粉作为添加剂，按比例湿法混合后，经过干燥，模压成型，预烧，随后在感应炉中进行两步法快速烧结，随后再进行退火热处理，整个过程使在真空快速烧结过程中因脱氧而发黑的样品重新回氧变白得到得到相对致密度高于99.5％的高强度半透明氧化铝烧结体。所述的高强度并具有透光性的氧化铝陶瓷烧结体，微观组织均匀，平均粒径小于2.0μm,三点弯强度最高达690MPa,最高硬度高于19GPa，同时透光率可调的氧化铝全瓷材料。
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公开(公告)号：CN117705455A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311432190.X
申请日：2023-10-31
Applicant: 西安交通大学
Abstract: 本发明公开了一种空天发动机动力学特性天地一致性模拟试验方法及系统，系统包括离心机、工作转臂、两轴转台以及工作平台；离心机的输出部安装工作转臂，工作转臂上设置两轴转台，两轴转台包括机械台体、内框架、外框架、底座及轴系，内框架安装于外框架中，外框架安装在底座上，底座与工作转臂转动连接；内框架用于带动负载模拟横滚运动，内框架中设置工作平台，工作平台上安装轴承‑转子系统，通过离心机实现俯冲、转弯等大机动过载飞行过程中轴承‑转子系统离心载荷等效模拟；通过两轴转台实现机动飞行过程轴承‑转子系统承受附加陀螺力矩的等效模拟；结合离心机和两轴转台构成机动飞行模拟装置，模拟机动飞行状态下的真实工况条件。
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公开(公告)号：CN117521243A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311438623.2
申请日：2023-10-31
Applicant: 西安交通大学 , 青岛空天动力结构安全研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种机动飞行条件下航空发动机主轴承动力学分析方法及系统，方法包括，建立机动飞行状态下转子‑支承系统动力学模型，计算得到机动飞行状态下的附加激励力大小；根据附加激励力作用下轴系载荷分配规律提取各支承处的支反力及主轴承承受附加惯性载荷，研究主轴承的动态特性与弹流润滑特性的耦合机理，提出耦合方程的平衡条件，建立考虑主轴承热弹流润滑耦合模型；根据轴承中元件间典型界面间的相互接触/碰撞作用，建立考虑润滑的接触/碰撞作用模型；考虑随时间变化的附加惯性载荷，基于建立的主轴承热弹流润滑耦合模型，考虑主轴承界面间的作用力，采用数值积分求解，实现对航空发动机主轴承的动力学特性和振动响应机理的准确分析。
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公开(公告)号：CN118730540A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410747006.9
申请日：2024-06-11
Applicant: 西安交通大学
Abstract: 本发明公开一种带弹支结构的航空发动机高压转子模拟试验装置，包括驱动系统、台架、弹支转子系统和承力框架‑机匣结构；台架向承力框架‑机匣结构提供支撑；弹支转子系统靠近驱动系统的一端为刚性支承结构，远离驱动系统的一端为弹性支承结构，承力框架‑机匣结构包括依次连接的中介机匣、压气机机匣、中介机匣和涡轮机匣；涡轮机匣靠近驱动系统；远离驱动系统的中介机匣内侧设置可拆卸的中介机匣承力支板；涡轮机匣内侧焊接涡轮承力支板；能够有效地模拟航空发动机转子系统的特征，开展非旋转状态承力框架系统的模态试验和振动响应试验，验证简谐激励和冲击激励等不同激励下承力框架局部振动对载荷传递的影响规律。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117521244A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311438789.4
申请日：2023-10-31
Applicant: 西安交通大学 , 青岛空天动力结构安全研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种机动飞行状态下弹性支承结构振动响应分析方法及系统，方法包括通过建立机动飞行状态下转子‑轴承‑弹性支承系统动力学模型，通过建立质量守恒边界条件下的油膜空穴雷诺方程，分析出挤压油膜阻尼器产生的瞬态油膜力；研究当机动飞行复杂运动导致挤压油膜阻尼器瞬态碰摩，分析其产生的碰摩力模型；通过建立轴承复杂动力学模型，使得轴承动力学模型的微分方程能够直接建立与机动飞行的耦合联系，建立机动飞行状态下的耦合轴承动力学模型；最终建立复杂转子系统的动力学微分方程，利用数值解法进行求解，得到弹性支承结构的振动响应情况；有助于实现对机动飞行状态下，航空发动机弹性支承结构的动力学特性和振动响应机理的准确分析。
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公开(公告)号：CN117272512A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311225113.7
申请日：2023-09-21
Applicant: 西安交通大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于二维刚体单元法的叶片动力学建模方法及系统，所述建模方法包括：将叶片划分为若干离散的矩形刚体单元，任意一个矩形刚体单元与相邻的四个矩形刚体单元通过四个弹性铰链相连接；每个弹性铰链通过六个假想的弹簧进行等效，根据叶片的几何参数和材料参数获得假想弹簧的刚度；根据假想弹簧的刚度，计算每个矩形刚体单元上受到的作用力与作用力矩；根据每个矩形刚体单元受到的作用力和作用力矩，建立每个矩形刚体单元的动力学微分方程，得到叶片动力学模型，提出了建立叶片的动力学模型的方法，求解各个矩形刚体单元的动力学方程获得叶片不同位置的振动响应，不需要做任何假设，能实现叶片的高效高精度动力学建模。
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公开(公告)号：CN117077291A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311225115.6
申请日：2023-09-21
Applicant: 西安交通大学
IPC: G06F30/15 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑尖端塑性区的航空发动机轮盘裂纹建模方法及系统，所述建模方法包括：根据航空发动机轮盘的相关参数，分析航空发动机轮盘裂纹尖端塑性区的形状和尺寸，并考虑应力松弛的影响，确定裂纹面上塑性区周边到裂纹尖端的距离；确定考虑尖端塑性区的裂纹等效长度；分析轮盘裂纹的开口位移，并计算由裂纹引起的不平衡质量；本发明考虑轮盘裂纹尖端塑性区的影响，并将轮盘裂纹等效为不平衡的影响，分析含裂纹轮盘的振动响应。利用本发明提出的考虑裂纹尖端塑性区的方法，可以更好地模拟实际工程中裂纹对轮盘的影响；基于考虑轮盘裂纹尖端塑性区的影响，并建立含裂纹轮盘的单自由度模型，分析裂纹对轮盘振动响应的影响。
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公开(公告)号：CN115495842A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211212853.2
申请日：2022-09-30
Applicant: 西安交通大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机轮盘裂纹引起不平衡力的计算方法及系统，方法包括：采集轮盘及轮盘裂纹的属性参数；基于有限元分析软件建立含裂纹轮盘的有限元模型，仿真分析不同转速下的裂纹最大开口位移变化规律，建立循环载荷下裂纹最大开口位移随转速变化的函数关系；考虑裂纹长度、裂纹形态的影响，修正所述函数关系；基于得到的函数关系，运用质径积的形式计算轮盘裂纹引起的不平衡力的大小；对比通过有限元仿真得到的整体质心变化计算不平衡量大小，对比计算结果，修正轮盘裂纹引起的不平衡力计算公式；本发明考虑轮盘裂纹尖端在疲劳载荷作用下产生的塑性变形，分析循环载荷作用下裂纹产生不平衡力的变化规律，更加接近于实际工况。
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公开(公告)号：CN118981854A
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202411108610.3
申请日：2024-08-13
Applicant: 西安交通大学
Abstract: 本发明公开了一种考虑圆角的鼠笼式弹性支承结构刚度计算方法及系统，将鼠笼式弹性支承结构单个笼条视为变截面悬臂梁；鼠笼条结构端部固定约束，在自由端不存在旋转；鼠笼条截面形状视为梯形截面，计算不同位置鼠笼条截面惯性矩大小，使用莫尔积分计算单个鼠笼条在单位载荷作用下的位移，计算获得鼠笼条柔度大小，求倒为鼠笼条刚度值；对完整的鼠笼弹性支承结构，有n个鼠笼条相互并联；考虑不同位置鼠笼条截面坐标存在夹角，对鼠笼条刚度进行叠加计算，即可获得整个鼠笼弹性支承结构的径向刚度理论计算公式。对比验证本文所提出方法能够更加准确的给出鼠笼式弹性支承结构的刚度值，对航空发动机鼠笼式弹性支承结构的设计具有较大的指导意义。
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