某型发动机附件传动机匣应力分析

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航空发动机试验舱应力分析和强度设计

航空发动机试验舱应力分析和强度设计航空发动机试验舱是进行航空发动机性能试验的重要设备，对其进行应力分析和强度设计是确保其安全稳定运行的关键步骤之一。

本文将介绍航空发动机试验舱应力分析和强度设计的内容和方法。

航空发动机试验舱的应力分析主要包括受力分析和应力计算两个步骤。

受力分析是通过对试验舱的受力情况进行分析，确定受力部位和受力大小。

受力部位主要包括试验舱舱体、支撑结构、连接件等。

受力大小一般通过试验舱试验过程中所产生的最大受力进行计算。

应力计算是根据受力分析结果，利用应力平衡方程和材料力学性质，计算出试验舱的应力分布情况。

应力分布可以通过工程软件或手算进行计算。

强度设计是根据应力分析的结果，采用合适的强度设计方法，保证试验舱在受到外界载荷作用下具有足够的强度和刚度。

常用的强度设计方法有材料强度设计和结构强度设计。

材料强度设计是根据试验舱所用材料的强度特性，计算试验舱的材料强度是否符合要求。

材料强度设计包括材料的屈服强度、抗拉强度、压缩强度等方面。

在航空发动机试验舱的强度设计过程中，还需要考虑试验舱的静态强度和动态强度。

静态强度是指试验舱在静态载荷下的承载能力，主要考虑试验舱的载荷和支撑结构的刚度。

动态强度是指试验舱在动态载荷下的承载能力，主要考虑试验舱在飞行过程中所受到的空气动力载荷。

航空发动机试验舱的应力分析和强度设计是确保其安全稳定运行的重要步骤。

通过受力分析和应力计算，可以确定试验舱的受力情况和应力分布情况；通过材料强度设计和结构强度设计，可以保证试验舱的材料强度和结构强度符合要求。

还需要考虑试验舱的静态强度和动态强度。

这些工作的完成，可为航空发动机试验舱提供坚固牢靠的设备保障。

航空发动机试验舱应力分析和强度设计

航空发动机试验舱应力分析和强度设计一、引言航空发动机试验舱是航空发动机研制过程中非常重要的环节，是发动机性能验证的关键场所。

在发动机研发过程中，试验舱需要承受各种动态和静态的载荷，因此其强度设计和应力分析显得尤为重要。

本文将针对航空发动机试验舱的应力分析和强度设计进行研究，以期为相关领域的研究和工程实践提供一些有益的参考。

二、试验舱的应力分析1. 载荷分析试验舱在使用过程中会受到来自多个方面的载荷，包括发动机本身的推力载荷、飞机的气动载荷、温度差异引起的热载荷以及振动载荷等。

在进行应力分析时，需要对这些不同来源的载荷进行详细的研究和分析，以便更加准确地评估试验舱的承载能力。

2. 应力分布分析在进行应力分析时，需要对试验舱的结构进行合理的划分，以便对不同部位的应力分布进行分析。

通过有限元分析等方法，可以对试验舱内部各个结构件的应力进行计算和评估，确定是否存在应力集中的问题，并采取相应的强化措施。

3. 材料特性分析在应力分析中，材料的特性是一个非常重要的因素。

需要对试验舱所采用的材料进行详细的力学性能测试和分析，包括强度、韧性、蠕变性能等。

通过对材料特性的分析，可以更加准确地评估试验舱的承载能力，确保其在使用过程中不会发生失效或塌陷的情况。

三、试验舱的强度设计1. 结构设计试验舱的结构设计是其强度设计的关键环节。

需要采用合理的结构形式和连接方式，确保试验舱在受到各种载荷作用时能够均匀地传递到各个结构件上，减小应力集中的可能性。

还需要对试验舱的防护结构进行设计，以防止外部碰撞等意外事件对试验舱产生影响。

2. 强度计算在进行强度设计时，需要对试验舱的各个结构件进行详细的强度计算。

通过建立数学模型，可以对各个结构件在受到不同载荷作用时的承载能力进行分析，确定结构件的尺寸和材料，达到满足设计强度要求的目的。

3. 强度验证在进行强度设计后，需要对试验舱进行强度验证。

通过进行静载试验和动态载荷试验，可以验证试验舱的强度设计是否合理。

航空发动机试验舱应力分析和强度设计

航空发动机试验舱应力分析和强度设计引言航空发动机作为飞机的动力来源，其性能直接影响着飞机的飞行安全和经济性。

为了保证航空发动机的安全可靠性，需要对其进行多方面的试验和验证，其中试验舱是其中重要的环节之一。

试验舱可以模拟各种环境条件和飞行工况，对发动机进行全面的性能、可靠性和耐久性测试。

在试验舱的设计和制造过程中，应力分析和强度设计是至关重要的环节，直接关系到试验舱的安全性和可靠性。

本文将对航空发动机试验舱的应力分析和强度设计进行详细介绍。

一、试验舱的应力分析1.1 试验舱的工作原理和载荷特点试验舱是用于对航空发动机进行各种试验的设备，其工作原理是通过模拟飞行过程中的各种环境条件和飞行工况，对发动机进行全面的性能、可靠性和耐久性测试。

在试验过程中，试验舱受到的载荷主要包括飞行载荷、地面载荷、温度载荷、压力载荷等多种载荷，其中飞行载荷是最为重要的。

飞行载荷是发动机在飞行过程中受到的各种风载荷、惯性载荷和振动载荷，具有复杂的特点和变化规律。

1.2 试验舱的应力分析方法试验舱的应力分析是指通过有限元分析等方法，对试验舱在各种载荷作用下的受力情况进行分析和计算，确定试验舱的应力分布和变形情况。

应力分析的方法主要包括静力分析、动力分析和模态分析等多种分析方法，通过这些方法可以全面地了解试验舱在各种工况下的受力情况，为强度设计提供依据。

二、试验舱的强度设计2.1 试验舱的强度设计原则试验舱的强度设计是指根据试验舱的使用要求和工作环境，确定试验舱的结构材料、结构形式和结构设计规范，保证试验舱在各种载荷作用下具有足够的强度和刚度，确保其安全可靠地进行试验工作。

强度设计的主要原则包括设计安全性、适用性和经济性三个方面，即要求试验舱具有充分的安全保障，满足试验要求，同时尽可能减小结构的重量和成本。

2.3 试验舱的强度验证试验舱的强度验证是指通过实验和试验验证，对试验舱的结构强度和可靠性进行验证，确保其满足设计要求和使用要求。

机匣横向安装边螺栓联接结构应力分析

机匣横向安装边螺栓联接结构应力分析艾延廷;路闯;武威;田晶;许星元【摘要】The bolt-lfange connection structure is mostly used in aeroengine casing connection model. In order to accurately simulate the influence of bolt-flange connection structure of the aeroengine casing, finite ele-ment software ANSYS Workbench is applied,and pre-tightened force model in the finite element software is applied to simulate bolt with pre-tightened forces. By se-lecting a set of different size of pre-tightened forces to be calculated, the relative curve between pre-tightened forces and the equivalent stress and stress intensity in the bolt-lfange connection structure are obtained. The inlfuences of installation edge thickness, installation height of edge and bolt radial positions to the stresses of bolt-lfange connec-tion structure are obtained using ifnite element calculation. Conclusions of this paper provide a reference basis for cas-ing bolt connection structure design.%航空发动机机匣多采用安装边螺栓联接结构。

航空发动机附件机匣热分析研究

航空发动机附件机匣热分析研究吕亚国;刘振侠;路彬;刘宝瑞【摘要】A new thermal analysis method of aeroengine accessory gearbox was developed, which possessed both the advantage of thermal net work algorithm and Ansys software. The thermal analysis of the inner components of accessory gearbox adopted thermal network algorithm using Fortran language and the thermal analysis of the chamber adopted Ansys software using APDL language, the data exchange and associated calculation was considered as well. A case study was executed , and the temperature field, the heat generation and the temperature of the outlet lubrication of the accessory gearbox was attained. The simulation example verified the feasibility of the presented method.%综合热网络法和有限元软件Ansys的优势,建立一种航空发动机附件机匣热分析计算方法.用Foman语言开发基于热网络法的附件机匣内部元件热分析模块,用APDL语言开发基于有限元软件Ansys的壳体热分析模块,2个模块之间存在数据交换和迭代联算.通过对某航空发动机附件机匣进行热分析计算,获得附件机匣的温度场分布、生热量以及润滑油出口温度,说明了该计算方法应用于附件机匣热分析计算的可行性.【期刊名称】《润滑与密封》【年(卷),期】2011(036)010【总页数】6页(P62-66,80)【关键词】附件机匣;热分析;热网络法;Ansys;温度场;生热量;润滑油【作者】吕亚国;刘振侠;路彬;刘宝瑞【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V233.1航空发动机附件传动机匣简称附件机匣，由一对锥齿轮从发动机转子轴提取功率，然后将功率传输到各个发动机附件和飞机附件。

某型发动机附件传动机匣应力分析

某型发动机附件传动机匣应力分析
某型发动机附件传动机匣应力分析
针对某型涡喷发动机附件传动机匣的支板在台架试车过程中多次出现裂纹的问题,计算了该机匣承受的气体力载荷;通过有限元分析得到了该机匣的应力分布,并与试验值进行了对比.结果表明,计算应力和试验值吻合较好,支板的静强度可满足要求,有必要寻找引起故障的其他原因.为减小应力集中,研究了机匣几何尺寸对支板应力的影响.
作者：黄寿伟宋迎东 HUANG Shou-wei SONG Ying-dong 作者单位：南京航空航天大学,能源与动力学院,南京,210016 刊名：航空发动机英文刊名：AEROENGINE 年，卷(期)：2008 34(4) 分类号：V2 关键词：航空发动机附件传动机匣有限元结构强度。

航空发动机附件传动机匣装配操作工卡

工作单
WORKCARD
机型:某型涡喷发动机
第3页
共3页
5.装配完成后应仔细检查保证其装配工作的工作质量，如螺纹紧固件的紧固，附件配合程度，以免产生结构疲劳，部件脱落的情况。
6.将各工件油封好后送各个车间进行试验。
3
机械/A
结束工作
Close out
工作者/日期
检查者/日期
工作结束
清理工具，清扫现场。
工作单
WORKCARD
机型:某型涡喷发动机
第1页
共3页
标题:附件传动机匣装配方案设计工艺卡
工作单号:
工作区域:
密级:
编写/修订：
日期:
维修周期:
工种:
额定工时:
审核：
日期:
参考资料:
版本:
实际工时:
批准：
日期:
序号
名称
规格
数量
工具部分
1
两用扳手
9*11
1
2
两用扳手
14*17
1
3
套筒
9mm
1
4
套筒
2.将液压泵安装座安装在附件传动机匣壳体后部，将液压泵安装座的七个安装孔对准七个螺栓，在对准安装过程中不要使螺栓碰撞安装座边缘，尽量对准后再进行插入，装上后将七个9mm螺栓用9mm规格套筒和9*11两用扳手来进行安装，拧紧力矩不宜过大；
3.安装加力燃料泵安装座与主燃料泵安装座和离心活门安装座的快卸环固定:
3.1检查两半环配对号，紧固件应施力矩，两边对口间隙均匀；
3.2螺桩螺母或长螺栓固定。按对角线次序拧紧螺母，拧紧力矩不宜过大；
3.3螺纹联接；
注意：螺纹紧固件拧紧力矩不宜过大，注意力矩的大小。

机械基础-带传动受力分析和应力分析

带式输送机的设计
学习导图
一、传动带受力分析
CONTENTS
二、传动带的应力分析
三、总结
一、带传动受力分析
带不工作时
F0
F0
此时，带只受初拉力F0作用。
一、带传动受力分析
带工作时
松边－退出主
动轮的一边
F2
Ff
F2
Ff
n1
F1
紧边－进入主
动轮的一边
Ff －带轮作用于带的摩擦力
紧边拉力--由于摩擦力的作
用，由 F0 增加到 F1；
松边拉力--由 F0 减小到 F2 。
Ff = Fe = F1 – F2 Fe－有效拉力，即圆周力
一、带传动受力分析
传动带所能传递的最大有效圆周力Fmax
e 1
2(F0 qv ) fa
e 1
fa
Femax
2
F0 -初拉力、q-单位长度带的重量、 v-带速、f-当量摩擦系数、a-包角
影响带传动能力参数主要是：初拉力F0、包角α、当量摩擦系数fa、带速v
一、带传动受力分析
初拉力F0、包角α、当量摩擦系数fv、带速v对带传动能力影响
初拉力F0
若F0过大，将使带的磨损加剧，加快松弛，缩短带的寿命；
若F0过小，带的传动能力就得不到过快，有效拉力降低，传动的能力下降。且带速越高，带越短，单位时间绕过带轮的次数越多，
ℎ′

MPa

E—带材料的弹性模量，Mpa
—曲率半径，mm
危险！
σ2
σc
1
n1
2
n2
σb2
σmax σ1
带横截面的应力为三部分应力之和，最大应力
发生在紧边开始进入小带轮处：即 max 1 b1

航空发动机附件机匣结构设计及齿轮强度分析

航空发动机附件机匣结构设计及齿轮强度分析郭梅;邢彬;史妍妍【摘要】以适应某型航空发动机功能要求设计的附件机匣为研究对象，将国内外先进设计理念融入结构设计和强度分析中。

采用高可靠性结构设计方法进行齿轮、轴承等重要传动部件设计；分析了齿轮疲劳强度，考虑了壳体、轴的实际刚度对齿轮疲劳强度的影响，使分析结果更接近真实情况。

该附件机匣随发动机累计试车超过300h仍工作状态良好，表明其结构设计合理，能够满足发动机附件传动功能要求。

%To meet the function requirement for an aeroengine, the structural design and strength analysis of accessory gearbox system were carried through the domestic and international advanced design theory. The important transmission parts including the gear and bearing were designed by the high reliability structure design method. The gear tooth fatigue strength was analyzed detailedly and the effect of the real stiffness of case and shaft on the gear fatigue strength was considered, and the result was close to the reality, The system work well after more than 300 hours engine test. The results indicate that the accessory gearbox has reasonable structure design and meet the transmission functions.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2012(038)003【总页数】3页(P9-11)【关键词】附件机匣;齿轮;轴承;疲劳强度;航空发动机【作者】郭梅;邢彬;史妍妍【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V230 引言附件机匣作为航空发动机的重要部件之一，在发动机起动时为其提供扭矩，在发动机工作时，从发动机提取功率用于驱动飞机和发动机附件，保证飞机电子设备等部件正常工作，其重要性已超越传统的“附件”意义，成为发动机技术发展的六大部分之一[1]。

航空发动机试验舱应力分析和强度设计

航空发动机试验舱应力分析和强度设计
航空发动机试验舱是进行发动机性能和可靠性试验的重要设备。

试验舱内部存在高温、高压、高速等极为复杂的热动力环境，因此需要进行应力分析和强度设计，确保试验舱具
有足够的强度和稳定性，保证试验过程的安全和有效性。

试验舱应力分析主要包括弯曲应力、剪切应力、轴向应力和热应力等，其中弯曲应力
和热应力是最关键的因素。

试验舱的弯曲应力主要是由发动机的外部载荷和舱体自重引起的，而热应力则是由试验舱内高温环境和试验中发动机不同工况下产生的热膨胀引起的。

通过有限元方法进行建模和分析，可以确定试验舱的应力分布，从而进行合理设计和强度
验证。

试验舱的强度设计要充分考虑试验舱内部的复杂环境，包括高温、高压、高速等因素，在设计时需要充分考虑舱体内部的结构和材料性能，以满足试验舱长期工作的安全强度要求。

设计时需要充分考虑装配过程和使用过程中的各种力学和热学因素，比如试验舱随着
外部载荷的变化会有一定的形变，需要有一定的弹性变形，而材料的延展性和蠕变性也需
要在设计中充分考虑。

除此之外，在试验舱的强度设计和材料选择中还需要充分考虑降低热膨胀和热应力的
影响，比如可以采用高温合金等材料，以及通过增加补偿件等方法来缓解热应力造成的损伤。

同时，也需要考虑试验舱的防护特性，保障试验舱内部设备和结构的安全性，尽可能
减少外界因素对试验舱的影响。

航空发动机试验舱应力分析和强度设计

航空发动机试验舱应力分析和强度设计航空發动机试验舱是航空工业的重要装备，其本质上为风洞结构。

风洞试验是飞机设计验证的可靠手段，可以实现各类动态模拟，用于在各种流速和运行条件下的空气动力学模拟试验，可为飞机设计和优化提供试验数据。

关于风洞的建设和性能研究，*****等为预测和验证跨声速马赫数飞机的空气动力学性能，在德国荷兰风洞的高速隧道中进行试验。

*****CA等对2个轻型细长的拱形结构进行风洞试验，证实其在低于设计风速下会发生动态不稳定现象，提出控制该现象所需的结构阻尼。

YU等采用数值模拟方法，研究超声速风洞与进气道模型相结合的飞机起动特性和现象。

SHIN等利用离子风控制边界层局部传热，并进行温度和速度测量，以分析离子风对风洞中加热板的影响。

航空发动机试验舱结构复杂，有很多接管和不同形式的支座，并有大量纵横筋板，壳体可能承受内压、外压等多种载荷，基于常规计算很难做到精确的强度设计，而数值分析可为航空发动机试验舱的强度设计提供可行方法。

虞择斌等和解亚军等分别对具有类似复杂舱体结构的2 m超声速风洞整体和NF6高速增压连续式风洞洞体进行有限元计算，分析舱体应力和应变的静态和动态特性。

解亚军等还对比水压试验结果，认为合理简化有限元模型和边界条件可以得到合理的数值模拟结果。

曲明等对某环境风洞主体结构进行有限元计算，获得静力学和模态分析结果，验证其支座结构和分布位置的合理性。

此外，在实际试验环境中，温度场的变化会产生热膨胀，因此航空发动机试验舱除受到压力和外载荷引起的机械应力外，还可能产生热应力。

在对试验舱进行强度计算时，往往还须考虑由于温度变化造成的热膨胀和热应力，进行热结构耦合分析。

宿希慧和沈雪敏对不同结构的航空试验舱进行包括机械载荷和热载荷在内的多种载荷组合作用下的数值模拟，完成结构设计，可满足工程建造要求。

本文基于《钢制压力容器——分析设计标准》（JB 4732—1995，2005确认版），应用有限元法，对承受内压、外压、热载荷和管道载荷等多种载荷作用的某航空发动机试验舱进行应力分析和强度、刚度及稳定性评定，并对结构不合理之处进行改进。

带传动的受力分析和应力分析

2.离心拉应力σc 工作时，传动带随带轮作圆周运动，产生离心拉力Fc，使传动带在全长上产生离心拉应力σc。
FC qv2
CA
A
（1-9）
式中，q为传动带单位长度的质量（kg/ m）；v为传动带的速度（m/s）。
带传动的受力分析和应力分析
• 1.2 带传动的应力分析
3.弯曲应力σb 传动带绕过带轮时发生弯曲变形，从而产生弯曲应力。
达到最大值。此时忽略离心力的影响，紧边拉力F1和松边拉力F2之间
的关系可用欧拉公式表示，即
F1 F2
e f
（1-4）
式中，e为自然对数的底，e≈2.718；f为带与带轮接触面间的摩擦系数；
α为包角，带与小带轮接触弧所对的圆心角。
由公式（1-1）、（1-3）、（1-4）得
F ee F 2
f 1 0 f 1
带传动的受力分析和应力分析
• 1.1 带传动的受力分析
1.静止时为保证带传动正常工作，传动带必须以一定的张紧力紧套在带轮上，由于静止不动，带两边承受相等的拉力，称为初拉力Fo，如左图所示。
图1-7 带传动的受力分析 2.工作时当传动带传递载荷时，由于带与带轮接触面间摩擦力的作用，带两边的拉力不再相等。传动带绕上主动轮的一边被拉紧，称为紧边，拉力由Fo增大为 1。传动带绕上从动轮的一边被放松，称为松边，拉力由Fo减小为F2。如右图所示。
由带传动的工作情况分析可知，带传动的主要失效形式为打滑和传动带的疲劳破坏。因此，带传动的设计准则为：传递运动和动力所需的有效拉力不超过最大有效拉力Fmax，带在传动过程中受到的应力值小于最大应力 σmax。即
F≤Fmax σ≤σmax
F在数值上等于带与带轮接触面间的摩擦力总和，R由于工作时带的总

航空发动机铝镁机匣深孔如何加工？

01序言航空发动机机匣深孔加工因存在排屑难、直线度要求高及刀具难设计等问题，所以加工效率普遍较低。

某型航空发动机附件传动机匣深孔一直以来都靠钻、镗加工，需频繁退刀排屑，占加工时间的80%，在空走刀的同时还需要降低转速与进给速度，避免刀具将孔出口部位刮伤，这种加工方法不仅效率低，且孔的位置度、直线度难以保证，存在着零件报废的质量风险。

如果零件报废，每件将损失10余万元，造成的经济损失较大，操作人员工作压力较大，迫切需要对这种加工技术进行改进和创新，否则难以适应企业的快速发展。

本文通过工艺整合优化、刀具改进和加工技术方案的优化等方法，攻克间断式深孔数控加工的关键技术，在保证加工质量的同时大幅度提高了加工效率。

02工艺难点分析2.1 典型零件的加工要求附件传动机匣加工间断式深孔的技术要求如图1所示。

孔的深度为790.5 mm，长径比达到44∶1，该孔被中间181.7mm长的空心部分分割成两段，前半段孔的直径为19mm，后半段孔的直径为18mm，两段孔为同心孔，孔的表面粗糙度值Ra要求为1.6μm。

图1 某机匣间断式深孔技术要求2.2 典型零件的加工难点加工难点具体如下。

1）加工的2个孔为大长径比深孔，加工所需的刀具非常细长、刚性差，排屑困难，加工效率低。

2）间断式深孔加工如图2所示，空心间断处钻头定心困难，易钻偏。

该孔需穿过两处筋板，加工后筋板壁厚仅为2.0～2.5mm，钻孔位置控制不好就会钻穿支板，导致零件报废，属于典型的难加工深孔类型之一。

图2 某机匣间断式深孔加工示意03深孔加工技术3.1 原加工工艺方案深孔加工原工艺方法（见图3）为：φ24mm埋钻（埋平孔的端面）→φ10mm中心钻（钻中心孔）→φ16mm钻头粗加工前半段孔→φ19mm镗刀镗正孔口处做引导→φ 19mm平底埋钻（加工φ19mm孔径部分，同时埋平间断处φ18mm的孔端面）→φ 18mm长钻头慢速加工此深孔→φ18mm埋钻精修φ18mm孔。

航空发动机附件机匣齿轮磨损振动统计分析

航空发动机附件机匣齿轮磨损振动统计分析作者：葛向东张东明乔保栋来源：《今日自动化》2018年第01期摘要：文中通过大量数据样本进行分类对比分析，论证了发附机匣[1]振动幅值特征、频域特征与铝含量超标关联性，并准确定位故障齿轮副磨损位置；同时得出发附机匣振动响应满足高斯分布特征，此分析方法可为其它型号发附机匣齿轮副磨损故障提供工程经验。

关键词：附件机匣；振动；频谱；高斯分布中图分类号：V233文献标识码：A文章编号：2095-6487 （2018） 01-0081-020 引言鉴于外场某型发动机附件机匣近期频繁出现滑油光谱铝含量超标问题，专门组织开展排故工作。

振动瞳[2]作为排故工作其中的切入点，主要研究振动与发附机匣光谱超标关联性问题。

从振动响应幅值角度分析振动与光谱超标的关联性，同时通过振动频域特征[3]分析光谱超标者与不超标者的差异性。

1 振动幅值[4]与光谱超标关联分析统计发附振动响应与附件机匣滑油光谱超标发动机关系见图1及图2，结果发现发附振动响应等效合成值较大者滑油光譜铝含量均超标，有明显关联性，但也存在振动响应值较小者光谱超标情况，存在个体差异性。

2 振动频域特征与光谱超标关联分析共选取12台份发动机进行分析，定义：一类是振动最大且滑油光谱超标者共计4台，为18B、23A、12A、26B；二类是振动较小者且滑油光谱正常者共计7台，为02A、02B、17A、17B、19A、19B、06B；三类是振动较小者但滑油光谱超标者共计1台，为OIB，四类是振动量值相当但滑油光谱有超标和未超标者共计9台，为OIA、02A、06A、09A、13B、25A、25B、28A、28B。

各齿轮副啮合频率[5]与发动机转速关系及名称定义如表l。

一类、二类和三类样本各台份发动机100%状态，经计算主激振源均来自齿轮副C啮合频率成分，分量对比幅值如图3所示。

四类样本各台份发动机100%状态，经计算主激振源均来自齿轮副C啮合频率成分，分量对比幅值如图4所示。

航空发动机试验舱应力分析和强度设计

航空发动机试验舱应力分析和强度设计1. 引言1.1 研究背景航空发动机是飞机的心脏，它的性能直接影响飞机的安全和效率。

发动机试验舱是对发动机进行性能测试的重要设备，它需要承受高温、高压、高速等多种复杂载荷作用。

对发动机试验舱的应力分析和强度设计显得尤为重要。

随着飞机发动机的不断发展，要求试验舱能够承受更高的工作参数和更严苛的工作环境，这就对试验舱的强度设计提出了更高的要求。

通过对试验舱的应力分析和强度设计，可以确保试验舱在各种复杂载荷下能够稳定工作，从而保证发动机性能测试的准确性和可靠性。

本文将对航空发动机试验舱的应力分析和强度设计进行深入研究，旨在提高试验舱的工作性能，确保发动机试验的顺利进行。

通过对试验舱的结构优化、模拟计算和实验验证，探讨试验舱强度设计的新方法和新技术，为航空发动机试验工作提供理论支持和技术指导。

1.2 研究意义航空发动机试验舱是用来模拟航空发动机在实际飞行中的工作状态，进行性能测试和试验的重要设备。

发动机试验舱的结构设计和强度分析对于确保发动机在飞行中的安全可靠性至关重要。

在进行发动机试验时，试验舱会受到各种载荷（如气动载荷、惯性载荷）的作用，而这些载荷会引起试验舱的应力状态发生变化，从而影响试验结果的准确性。

研究发动机试验舱的应力分析和强度设计具有重要的意义。

通过对试验舱的应力分析，可以帮助工程师了解试验舱在工作过程中的受力情况，从而指导设计改进和优化，提高试验舱的结构强度和稳定性。

强度设计方法的研究可以为开发更加安全可靠的发动机试验舱提供技术支持，降低发动机试验过程中的风险和安全隐患。

对试验舱的结构优化和实验验证的研究可以提高试验结果的准确性和稳定性，为发动机研发和改进提供可靠的技术支持。

研究航空发动机试验舱的应力分析和强度设计具有重要的意义，对于提高发动机试验的效率和安全性具有重要的推动作用。

1.3 研究目的研究目的是为了解决航空发动机试验舱在使用过程中可能出现的应力过大和强度不足的问题，从而确保试验舱的安全性和可靠性。

航空发动机附件机匣壳体变形分析

图 1 轴承载荷
由于加工和装配存在误差，以及在载荷作用下轴、
轴承、箱体等零部件的变形，将影响工作状态下 2 根轴
的平行关系。2 轴之间存在的平行度误差和齿轮的齿向
公差，使齿轮啮合时产生了轴向力，同时改变了齿轮上
径向力和切向力大小。采用 Masta 软件进行轴承载荷计
算，考虑壳体和齿轮轴实
际刚度的影响，通过 ansys
码加载，加载量为额定扭矩值；（4）加载后保持 30 s，读表记录值；（5）卸去各安装座处载荷，保持 30 s，读表记录值。试验测量结果为壳体衬套孔上受力位置点的径
向位移，同时提取相同位置点的位移计算结果，径向变大为正，试验结果与计算结果对比见表 4。由于受千分表数量的限制，仅对变形较大位置点进行测量。结果显示，中壳体的试验值与计算值相差较大，而前壳体的差别不大。经分析认为：中壳体是机匣的主壳体，5、6 轴侧壳体的轴向尺寸较大，且壳体是薄壁结构，又无加强筋，因此在工作中变形较大，前壳体轴向尺寸变形相对较小；而有限元建模是将前、中、后壳体建成一体结构，这对变形量较大的中壳体影响相对较大。但计算结果和试验结果数量级基本一致，可以判定该测量方法基本合理。
通过分析附件机匣内各齿轮轴承受的载荷及载荷在两端支撑轴承间的分配，计算壳体在各轴承安装孔位置承受的载荷。首先对各齿轮进行受力计算，该
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航空发动机
第 39 卷
结构中存在 2 种齿轮形式：弧齿锥齿轮和圆柱齿轮。
软件提取壳体和齿轮轴的
刚度矩阵[6]，与 Masta 软件
基本模型关联，建立完整
模型，如图 2 所示。图中序

航空发动机试验舱应力分析和强度设计

航空发动机试验舱应力分析和强度设计航空发动机是飞机的核心部件之一，发动机试验舱是对发动机进行测试和评估的重要设备。

在发动机试验过程中，试验舱会受到多种力的作用，如气流的冲击、振动以及温度等，因此试验舱的应力分析和强度设计非常重要。

试验舱应力分析主要包括材料力学分析、结构设计分析和有限元分析等方面。

材料力学分析是为了确定试验舱的材料特性和力学性质，包括弹性模量、屈服强度、断裂韧性、疲劳寿命等。

结构设计分析则是为了确定试验舱的结构形式、受力情况和支撑方式等，以及确定结构的参数，如壁厚、加强筋数量和位置等。

有限元分析则是利用计算机模拟试验舱的受力情况，对各个部位的应力和变形进行分析，并确定试验舱的强度和稳定性。

试验舱的强度设计主要包括两个方面：一是在试验过程中确保试验舱的外形尺寸和结构完整，不受试验压力和温度的影响；二是在试验舱发生故障时，能够保证试验舱内的人员安全。

为此，试验舱的强度设计需要满足以下要求：1、达到飞机发动机试验标准，保证试验舱能承受试验压力和温度的挑战，并同时满足振动、噪声等要求。

2、采用高强度材料，如复合材料、钛合金等。

钛合金是目前航空发动机试验舱的主要构造材料之一，它具有强度高、重量轻、抗腐蚀性强等优点。

3、采用合理的结构设计，如增加加强筋、调整构造等，以增强结构的刚性和稳定性。

4、采用加固和缓冲装置，如减震器、隔音泡沫等，以减少试验舱的振动和噪声。

在试验舱的强度设计中，还需要考虑试验舱应急情况下的疏散方案和救援方案，特别是需要考虑容纳人员的安全问题。

总之，发动机试验舱的应力分析和强度设计是保证试验舱能够承受试验压力和温度挑战，同时保证试验舱内人员安全的重要环节。

通过科学的设计和合理的构造，可以确保试验舱的强度和稳定性，为发动机试验工作提供良好保障。

航空发动机附件机匣壳体变形分析

Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ａｃｃｅｓｓｏｙｒｇｅａｒｂｏｘ；ｂｅａｉｒｎｇｌｏａｄｉｎｇ；ｈｏｕｓｉｎｇｄｉｓｔｏｔｒｉｏｎ；ｐａｒａｌｌｅｌｉｓｍ；ｄｉｓｔｏｔｒｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ
ｐａｒａｌｌｅｌｉｓｍｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｏｆｇｅａｒｓｈａｆｔｓ．Ａｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｍｅｔｈｏｄｏｆｈｏｕｓｉｎｇｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎｆｏｒｔｏｒｑｕｅｔｒａｎｓｆｅｒｗａｓｓｉｍｕｌａｔｅｄｂｙｔｈｅｌｅｖｅｒａｎｄｐｏｉｓｅｌｏａｄｉｎｇｉｎｔｈｅｏｐｅｒａｔｉｏｎ．ｈｅＴｔｅｓｔｄａｔａｗｅｒｅｃｏｍｐａｒｅｄｗｉｔｈｔｈｅｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｏｆｈｏｕｓｉｎｇｄｉｓｔｏｔｒｉｏｎｅｘｐｅｉｍｅｒｎｔｗａｓｓｔｕｄｉｅｄ．
加载，模拟实际工作中扭矩传递的壳体变形试验方法。将试验值与计算值进行对比分析可知，二者虽然存在一定误差，但量级基本一致，该方法可作为机匣壳体变形试验的１

柴油发动机传动机构齿轮应力分析

图２Ｐａｔｒａｎ创建的轮齿模型在本文中，考虑齿轮零件的结构和装配特点，在
ＣＡＤ软件中更容易创建三维几何模型，而且可以避免建立ＣＡＤ模型后的重复劳动，工程人员可利用熟悉的工具去建模，具有更实际的工程意义。因此在创建有限元模型时，基于中性文件把模型数据导入由ＣＡＤ系统创建的模型，再对实体模型划分网格，是一种更简捷有效的方法。
走向；为了形象地表示参数实时值，使用曲线图和棒图来显示参数的变化；实时显示故障报警画面、查询历史报警，并可以设置报警的极限值；可以进行实时曲线监测和历史曲线查询；可生成系统实时报表和历史报表（包括日报表和月报表），可对实时数据库
图４有限元分析采用的几何模型
面上脱离单齿啮合区的点的集合。如图３所示，单齿啮出点具体就是指主动轮轮齿３即将与从动轮啮合的瞬间。根据以上的要求，采用图４所示为最终有限元分析采用的几何模型。
２网格划分
单元类型：由于齿轮在啮合时，并不会发生剧烈的变形，因此网格划分采用８节点的六面体网格，其计算精度高，适用于较规则的实体网格划分。单元类型选择为六面体，采用映射法划分实体网格，这就要求将齿轮体处理为由简单实体（ＰａｒａｍｅｔｒｉｃＳｏｌｉｄ）组成，如图４所示，齿轮实体由若干个六面体组成。主从动轮在接触区域处的节点应尽量地靠近，即接触区域的网格必须细划，否则主从动齿轮两齿面接触应力最大值可能发生较大的偏差。齿根过渡作为危险区域，是轮齿断裂的主要位置，为获得准确的齿根应力分布，此处的网格也必须细划。使用Ｅｑｕｉｖａｌｅｎｃｅ命令删除重复的节点，需要注意在两齿轮啮合区域各自的节点距离很近，不要误删，否则不可能出现接触的分析。划分结果如图５所示，共生成３４３２１个单元，４０７８３个节点。

发动机附件机匣支撑结构设计

发动机附件机匣支撑结构设计航空发动机的附件機匣是发动机的重要组成部件之一，随着各项性能指标的提升对附件及附件机匣提出了更高的要求需台架对其单独支撑。

设计了一种满足安装要求的下置附件机匣支撑结构，该结构包含支撑框架、主支撑及侧向支撑结构。

经强度校核，该支撑系统满足强度要求。

标签：附件机匣；支撑结构；结构设计1 引言航空发动机的附件机匣是发动机的重要组成部件之一，附件机匣上安装有起动机、液压泵、发电机等附件。

在发动机起动时，起动机转矩经附件机匣传递至发动机；在发动机工作时，经附件机匣提取发动机功率，驱动附件机匣上的液压泵、发电机等附件以保证飞机液压附件、电子设备等正常工作[1]。

以往情况下，附件机匣可直接安装在发动机上，随着发动机性能指标的提升以及飞机对发动机功率提取的增大，附件能力增大导致结构、重量增加，附件机匣直接安装在发动机上会给发动机带来额外载荷，影响结构强度、试车安全。

为此，设计了一种附件机匣支撑结构以满足附件机匣独立安装。

2 附件机匣支撑系统设计要求（1）支撑固定应牢固、可靠、稳定、振动小、能够承受附件机匣各种作用力；（2）支撑系统应满足发动机上下台过程使用功能；（3）满足多个型号安装尺寸要求；（4）支撑系统结构可调，保证功率输出轴安装要求；（5）本文设计的支撑系统抗冲击指标满足垂向5g，横向4g，轴向4g[2]。

3 附件机匣支撑系统的结构设计台架支撑的附件机匣根据发动机型号、结构的不同分为上置式附件机匣和下置式附件机匣，本文所设计的支撑系统主要针对下置式附件机匣的安装。

下置式附件机匣的安装结构见图1。

（1）主支撑。

主支撑是附件机匣主要安装固定承力部件。

为满足多型号配装要求，附件机匣有多个安装位置，同时为保证附件机匣的安装精度，需保证主支撑可保证附件机匣安装时具有可调功能，同时应保证调整范围。

主支撑的结构形式见图2。

（2）侧向支撑。

侧向支撑与主支撑一同限定了附件机匣绕主支撑轴的旋转自由度。