航空发动机叶片刚柔耦合动力学分析

航空发动机叶片是航空发动机重要零件之一,常常因共振而导致断裂失效。传统航空发动机叶片的振动特性分析普遍基于零次近似耦合动力学模型,该模型忽略了动力刚化项,得到的结果具有一定局限性。为了更加准确地分析高速转动的航空发动机叶片的振动特性,对叶片刚柔耦合动力学问题进行了研究。将叶片简化为柔性薄板,考虑面外变形和面内变形,并计入了面外变形引起的面内变形,即变形耦合项。采用假设模态法描述叶片的变形,运用拉格朗日动力学方程建立了做三维空间大位移运动的柔性叶片一次近似耦合动力学方程。同时采用多体系统动力学软件MSC.ADAMS对旋转叶片的动力学性态进行了研究,并将所得的叶片动力学理论模型结果和ADAMS的结果进行了比较。结果显示一次近似耦合模型理论结果与实际结果相符,而ADAMS和零次近似耦合模型在叶片高转速时仿真结果存在缺陷。基于所得的叶片一次近似耦合模型,对叶片振动频率、'频率转向'和'振型转换'问题进行了分析,验证了所提出的方法的可行性。

旋转悬臂梁的刚柔耦合动力学建模与频率分析

对固结于转动刚体上外接柔性梁的刚柔耦合动力学建模和频率特性进行了研究,在精确描述柔性梁非线性变形的基础上,利用Hamilton变分原理和假设模态法,在计入柔性梁由于横向变形而引起的轴向变形二阶耦合量的条件下,推导出考虑"动力刚化"项的一次近似耦合模型。首先忽略柔性梁纵向变形的影响,给出一次近似简化模型,引入无量纲变量,对简化模型做无量纲化处理,分析梁固有频率对模态截断数的依赖性;其次研究在一次近似简化模型和零次近似简化模型下,调谐角速度与共振现象的关系;最后分析一次近似耦合模型的动力特性。研究发现,为保证计算的精度,模态截断数应随无量纲角速度的增大而增加,合理的模态截断数具有收敛值;一次近似简化模型下悬臂梁横向弯曲振动不存在共振调谐角速度,一次耦合模型下柔性梁并没有出现屈曲失稳现象。现有典型文献的相关结论是值得商榷的。

带裂纹旋转柔性梁系统的刚柔耦合动力学研究

对具有刚柔耦合效应的带裂纹旋转柔性梁进行建模和动力学特性分析研究。采用晶格弹簧离散模型,利用无质量弹簧模拟梁上裂纹,通过考虑梁变形的二阶耦合项建立了带裂纹旋转柔性梁系统的一次近似耦合动力学控制方程。数值计算结果表明,裂纹的存在会使旋转柔性梁的固有频率降低,并且随着梁转速的增大,这种降低效应呈减弱趋势;值得注意的是,裂纹梁的固有频率与裂纹处的弯矩具有正相关关系。此外,裂纹的存在不仅会使转速变化阶段梁的末端位移响应增大,还会对转速稳定后梁的末端振荡产生显著的影响。

考虑附加质量的中心刚体—柔性悬臂梁系统的动力特性研究

对考虑附加质量的中心刚体-柔性悬臂梁系统的动力特性进行研究。首先采用Hamilton原理和有限元离散 化方法,在计入柔性梁由于横向变形而引起的轴向变形的二阶耦合量的条件下,给出该系统的刚柔耦合动力学方 程(即一次近似耦合模型),以及相应的非惯性系下的动力学模型,然后通过数值仿真对系统的动力特性进行研究。 仿真结果显示,即使是小的附加质量也会对系统动力特性产生重要影响,附加质量使得梁的响应幅值变大和响应 频率降低,且会影响柔性梁和中心刚体的终点位置。附加质量的影响随系统大范围运动的角速度的增大而变大。 当系统大范围运动为低速时,传统的混合坐标模型仍然会导致较大误差;当系统大范围运动为高速时,传统的混 合坐标模型存在失效的可能。

基于时间有限元方法的旋转柔性叶片动力学响应分析

将时间有限元方法引入到柔性多体系统的数值计算中,研究了旋转柔性叶片系统的刚-柔耦合响应问题.首先,基于非线性梁理论,建立了旋转柔性叶片系统的中心刚体-柔性梁模型,构造柔性叶片系统考虑一次近似耦合的Lagrange函数;其次,采用假设模态方法对空间坐标进行离散,建立系统的时间有限元格式;最后,通过数值实验,分析了柔性叶片的动力学响应.该方法直接构造了系统的离散积分格式,并自动保证了该格式是保辛的,因而具有较高的数值精度和稳定性.数值结果表明:时间有限元可以有效地求解旋转柔性叶片系统内低频大范围运动与高频弹性振动之间的刚-柔耦合问题.

非惯性系下旋转叶片的动力学分析

利用Ho-Hoon Lee提出的在满足叶片弯曲机制情形下的新的动力学建模方法对盘叶这种常见的机械系统进行动力学建模。并用拉格郎日方法和假设模态法离散推导出了系统的动力学方程。在建立系统动力学方程的过程中考虑了未被Ho-Hoon Lee[2]所考虑的盘的半径,同时给出了盘叶系统的数值仿真结果。并与文献[3]中简化的一阶近似耦合模型在理论上和数值上进行了比较。