一种航空发动机薄壁尾喷管抗屈曲设计方法
基本信息
| 申请号 | CN202210293984.1 | 申请日 | - |
| 公开（公告）号 | CN114692300A | 公开（公告）日 | 2022-07-01 |
| 申请公布号 | CN114692300A | 申请公布日 | 2022-07-01 |
| 分类号 | G06F30/15（2020.01）I;G06F30/23（2020.01）I;G06F111/04（2020.01）N | 分类 | 计算；推算；计数; |
| 发明人 | 郑晓霞;韩耀昆;李志强;高姣姣;杨桥 | 申请（专利权）人 | 太原理工大学 |
| 代理机构 | 太原晋科知识产权代理事务所（特殊普通合伙） | 代理人 | - |
| 地址 | 030024山西省太原市迎泽西大街79号 | ||
| 法律状态 | - | ||
摘要
| 摘要 | 本发明属于航空发动机结构设计领域，公开了一种航空发动机薄壁尾喷管抗屈曲设计方法，包括以下步骤：S1、确定薄壁尾喷管的结构参数和载荷；S2、对薄壁尾喷管进行有限元屈曲仿真分析，得到一阶临界失稳载荷系数和屈曲失稳振型云图；S3、基于有限元屈曲仿真分析结果，找到屈曲失稳振型云图中的变形最大位置，施加环形的安装边；S4、对施加安装边后的薄壁尾喷管进行有限元屈曲仿真分析，得到计算一阶临界失稳载荷系数和屈曲失稳振型云图，判断一阶临界失稳载荷系数是否满足要求，若不满足，则重复步骤S3～S4，若满足，则结束。本发明可以有效提高薄壁喷管的刚性和稳定性，而且不会引起结构重量的明显增加，同时不会影响喷管整体的外形和气动性能。 |
