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超大型风机管道和航空发动机试验舱是风洞系统的重要组成设备。由于风洞系统结构复杂,且承受内压、疲劳、外压、地震等多种载荷工况作用,一般的常规计算不能做到精细设计,更无法进行疲劳分析。本文应用ANSYS软件,对超大型风机管道及航空发动机试验舱进行数值分析,并对不合理结构进行了改进设计,具体内容和结论如下:(1)建立了超大型风机管道和航空发动机试验舱有限元模型,进行了不同载荷工况下的应力分析,并依据JB4732-1995《钢制压力容器—分析设计标准》(2005年确认)进行了强度评定。结果表明超大型风机管道满足强度要求,航空发动机试验舱除前室封头、隔板及前室封头外伸接管连接处外,其他地方也满足强度要求,并有很大安全裕量。(2)对航空发动机试验舱前室封头、隔板及前室封头外伸接管连接处提出六种改进结构,对比发现,若采用圆弧隔板连接形式,在隔板和前室封头外伸接管厚度均在一定程度上减薄的情况下,强度能满足要求。(3)对承受交变载荷的超大型风机管道及航空发动机试验舱进行了疲劳分析和强度评定。依据材料的设计疲劳曲线求得二拐管道、稳定段管道、前室、试验舱累积使用系数分别为0.5196、0.0761、0.003、0.6396,即超大型风机管道及航空发动机试验舱均满足疲劳强度要求。(4)对航空发动机试验舱进行了模态分析,求得设备自振周期;依据地震影响系数曲线,求得地震水平加速度。对地震工况下的航空发动机试验舱进行强度评定,结果显示在地震载荷下,航空发动机试验舱强度满足要求。(5)对外压作用下的风机管道及航空发动机试验舱进行了稳定性分析,二拐管道、稳定段管道及航空发动机试验舱屈曲载荷系数分别为43.56、18.52、4.13。因航空发动机试验舱屈曲载荷系数未达到合作方提出的7.0以上的特殊要求,故在航空发动机试验舱失稳处加设加强筋结构。改进后的航空发动机试验舱屈曲载荷系数提高到了 15.29。(6)航空发动机试验舱舱门外表面有大量加强筋结构,设计过于保守。本文以试验舱舱门为研究对象,考察舱门厚度、加强筋高度、加强筋厚度及加强筋分布对舱门稳定性的影响后,对试验舱舱门进行了轻量化设计。结构改进后的试验舱舱门总重量减小了 44.32%。