徐凌志
- 作品数：31 被引量：93H指数：6
- 供职机构：北京动力机械研究所更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划中央高校基本科研业务费专项资金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术机械工程理学冶金工程更多>>
- 定心型挤压油膜阻尼器在航空发动机中的减振效应被引量：8
- 1997年
- 以某型具有定心型挤压油膜阻尼器（ＳｑｕｅｅｚｅＦｉｌｍＤａｍｐｅｒ，ＳＦＤ）和锥齿轮啮合的发动机转子系统为对象，研究了定心型ＳＦＤ对发动机转子系统的减振作用，提出了分析ＳＦＤ对发动机减振作用应包含的内容和分析方法。同时，在支承刚度对该机减振效应有影响方面也进行了讨论。
- 杨海燕任平珍徐凌志赵明
- 关键词：挤压油膜阻尼器航空发动机
- 具有弧齿锥齿轮啮合的转子振动特性分析方法被引量：8
- 1997年
- 研究了在具有弧齿锥齿轮啮合条件下转子振动特性的分析方法。以某传动弧齿锥齿轮啮合的转子系统为对象，研究了螺旋角、齿轮旋转方向、支承刚度等因素对转子及传动锥齿轮的不平衡响应及初始弯曲响应的影响，得到了有指导意义的结论。文中采用的计算方法和程序经过实验和精确解考核，具有较高的精度。
- 徐凌志赵明任平珍柴卫东
- 关键词：锥齿轮临界转速机械振动
- 用于高压涡轮叶片振动应力测量试验器的内涵喷管
- 本发明涉及一种用于高压涡轮叶片振动应力测量试验器的内涵喷管，属于涡轮发动机技术领域。本发明设计了一种内涵喷管结构，此结构通过调整喷管出口面积调节高压涡轮排气反压，进而能够在核心机试验器上模拟高压涡轮叶片的真实的工作环境。...
- 杜永恩李俊萍 王雨龙徐凌志宋友辉
- 文献传递
- 基于拓扑优化的航空发动机用传动壳体结构设计方法
- 本发明涉及一种基于拓扑优化的航空发动机用传动壳体结构设计方法，属于结构优化设计技术领域。本发明设计的一种基于拓扑优化的航空发动机用传动壳体结构设计方法，能够得到最优的壳体加强筋排布形式，充分发挥了拓扑优化技术的作用，这能...
- 赵建亭王雨龙徐凌志余海生邵伏永
- 弹用涡扇发动机涡轮气动性能的虚拟试验研究
- 本文介绍了在弹用涡扇发动机虚拟试验平台研究中，针对涡轮实物试验台所建立的被试涡轮和其前后进/排气部分(试验台架部分)组成的三维气体流动的仿真模型，并通过集成的虚拟试验软件系统平台实现了对被试涡轮三维气动性能的数值虚拟试验...
- 郭昊雁王维明刘振德陈宝延徐凌志
- 关键词：涡轮虚拟试验气动性能
- 一种小型涡轮发动机涡轮叶片振动应力动测试验方法
- 本发明涉及一种小型涡轮发动机涡轮叶片振动应力动测试验方法，涉及涡轮发动机技术领域。本发明通过试验方案的制定，实现了在发动机最高转速为50000r/min，涡轮叶片工作温度大于850℃条件下，涡轮叶片振动应力动态测量，其中...
- 王雨龙赵阳王娜马同玲徐凌志杜永恩徐乐
- 文献传递
- 涡轮叶片-榫头-轮盘的蠕变与低循环疲劳寿命预测被引量：18
- 2015年
- 为获得小型涡扇发动机的涡轮转子结构的预期寿命,通过对涡轮叶片-榫头-轮盘结构进行一体化建模,利用经典寿命预测方法对其蠕变持久寿命与低循环寿命进行了预测。首先,分析了各部位温度分布和应力-应变分布,确定寿命关键点,利用Larson-Miller方程计算叶片的蠕变持久寿命,然后采用Manson Coffin方程计算整个结构的低循环疲劳寿命。计算结果表明,由于载荷剖面下的工作温度较低,叶片的蠕变损伤极小,而由于榫头/榫槽部位存在应力集中,其低循环疲劳预期寿命仅有102次循环。
- 李骏宋友辉刘汉斌徐凌志郭昊雁
- 关键词：蠕变低循环疲劳
- 基于拓扑优化的航空发动机用传动壳体结构设计方法
- 本发明涉及一种基于拓扑优化的航空发动机用传动壳体结构设计方法，属于结构优化设计技术领域。本发明设计的一种基于拓扑优化的航空发动机用传动壳体结构设计方法，能够得到最优的壳体加强筋排布形式，充分发挥了拓扑优化技术的作用，这能...
- 赵建亭王雨龙徐凌志余海生邵伏永
- 文献传递
- 发动机涡轮盘销钉孔损伤容限分析被引量：3
- 1998年
- 研究了三维边界元计算裂纹应力强度因子的数值方法，计算结果表明，用边界元方法计算应力强度因子具有较高精度。应用有限元法及边界元法对涡轮盘外凸边销钉孔进行了损伤容限分析，分析结果与实际情况吻合较好。
- 徐凌志陆山吕文林
- 关键词：损伤容限分析涡轮盘航空发动机
- DZ17G定向凝固高温合金的微激光冲击强化方法与疲劳试验研究被引量：5
- 2018年
- 针对航空发动机涡轮叶片疲劳断裂问题,对DZ17G定向凝固合金模拟叶片进行激光冲击强化处理。为了防止剧烈塑性变形导致定向柱状晶发生细化,提出基于微激光冲击强化系统的水下无吸收保护层高频冲击方法,采用短脉宽、微尺度激光降低塑性变形程度和深度,采用无吸收保护层的高频冲击方式获得均匀形变强化层。对比考核了未强化与强化态试样的显微硬度和高周振动疲劳性能。结果表明:DZ17G模拟叶片经微激光冲击后浅表层内仅形成了高密度位错和位错缠结等结构,未发生晶粒细化,而且位错密度随深度增加而快速降低;高密度位错集聚缠结使表面硬度提高幅度达30%,但硬化层深度仅为180μm。DZ17G模拟叶片疲劳强度由257.00 MPa提高到302.00 MPa,提高幅度达17.5%,而且800℃下保温2 h后仍有11.7%的提高。其中高密度位错和位错缠结是疲劳性能提高的内在原因。
- 聂祥樊李应红何卫锋徐凌志罗思海李翔李一鸣田乐
- 关键词：显微硬度高周疲劳
