航空发动机耦合双转子系统响应特性分析方法研究

涡扇发动机普遍采用耦合双转子结构,由于中介轴承耦合的影响及高、低压转子动力学特性的复杂性,导致转子-支承系统在设计时常无法避开所有临界转速。通过添加弹性及阻尼结构,可有效减小过临界转速时转子系统的振动。为分析耦合双转子结构过临界转速时的振动响应特性,可通过迭代法获得支点阻尼器的阻尼值,并利用过临界转速时稳态响应的Nyquist图椭圆近似特征对结果进行修正,从而得到更具参考价值的响应特性。

基于有限元方法的航空发动机轴承座动强度设计方法研究

为提高轴承座动强度设计效率,降低研制成本,通过试验测试及数值模拟的方法,研究了某型航空发动机轴承座动强度的评估方法。研究发现,有限元方法计算获得的温度载荷与试验结果基本一致,动强度分析所用温度仿真结果可行;采用周期性交变载荷离散化的方法模拟轴承座承受转子振动应力方法可行。该方法实现了非试验条件下的发动机轴承座动强度设计评估,更好地保证了轴承座工作可靠性,并经工程验证可行。

航空发动机涡轮叶片高周疲劳裂纹故障分析与思考

针对航空发动机涡轮整体叶盘叶片发生的高周疲劳裂纹故障,及排故初期受动应力测试条件限制,主要采取增强结构抗力的排故措施使裂纹位置集中于叶片尾缘根部。后经高温、高转速、小尺寸整体叶盘叶片动应力测试技术攻关,明确故障主要为涡轮导叶尾流激起的叶片振动应力超限所致。采取增加导叶数避开共振的改进措施,并经整机高周疲劳试验考核验证了其有效性。认识到叶片振动特性设计时需关注的几个问题,及先进动应力测试技术在发动机研制过程中的不可或缺,形成了一套经过实践验证的叶片高周疲劳排故工作流程,对国内航空发动机研制起到一定的参考借鉴作用。

某航空发动机压气机部件振动异常分析

某航空发动机压气机部件在两次性能录取试验时均出现了振动超限的情况。为保证试验顺利进行,通过对振动数据分析,并结合试验件转子的动力学及刚度仿真计算,提出转子对中性以及螺栓连接松动是导致试验振动出现异常的原因。相关试验及分析结果表明,对中性改善后,试验件2倍频响应会明显降低;连接螺栓松动会导致试验件支承刚度降低,试验件转子无法通过临界转速,使得试验件振动持续维持在较高水平。本文的分析方法,可为解决类似问题提供借鉴参考。