改进的混合界面子结构模态综合法在失谐叶盘结构动态特性分析中的应用

在保证精度的条件下，为了提高航空发动机动态特性分析的计算效率，针对传统混合界面子结构模态综合法（Hybrid interface substructural component modal synthesis method, HISCMSM）综合后还可能存在计算量大的问题，提出一种改进的HISCMSM。该方法将综合后的模型进一步减缩，建立了叶片＋轮盘的组合结构的参数化模型，对各个子结构建立有限元模型（Finite element model, FEM）并综合求其模态和振型。与整体结构有限元法相比，计算时间缩短23.86%～35.74%，模态偏差不大于0.49%，而传统法，其计算时间缩短14.63%～29.20%，模态偏差不超过0.57%，可见，该方法计算效率比传统法有显著提高，尤其是在高价模态求解时，计算效率提高的更加明显，同时分析了谐调与失谐叶盘结构模态位移、模态应力和模态应变能的分布，发现叶盘结构失谐后其对称性被破坏，出现了局部化现象，且随着失谐幅值的增大，振动逐渐向少数叶片集中，局部化现象越来越明显，为下一步的动态响应以及概率分析奠定了基础。

改进的混合界面子结构模态综合法在失谐叶盘结构模态分析中的应用

在保证精度的条件下,为了提高航空发动机模态分析的计算效率,针对传统混合界面子结构模态综合法由于综合后还可能存在计算量大的问题,提出一种改进的混合界面子结构模态综合法。该方法将综合后的模型进一步减缩,同时在减缩过程中引入位移和力的双协调条件,保证了计算的准确性。采用该方法建立了叶片-轮盘的组合结构的参数化模型,对各个子结构建立有限元模型并综合求其模态,与整体结构有限元法相比,计算时间缩短了23.86%~35.74%,模态偏差不大于0.57%,而传统法,其计算时间缩短了14.63%~29.20%,模态偏差不超过0.49%,可见,在相同的工作环境且保证精度的条件下,该方法计算效率比传统混合界面子结构模态综合法有显著提高,尤其是在高阶模态求解时,计算效率提高的更加明显,为下一步的振动响应及组合结构的动态特性研究奠定了基础。

折叠弹翼展开的刚柔耦合动力学分析

为了更精确的计算折叠弹翼展开的动力学响应,基于柔性多体系统动力学建模方法建立了弹翼展开的刚柔耦合动力学模型。引入固定界面子结构法并作适当修正来描述弹翼,有效考虑了边界处的效应,提高了计算的精度,并可使用模态应力恢复的方法得到弹翼的动应力。以某导弹折叠翼为例进行展开动力学分析,结果表明了该建模方法的有效性。

带气膜孔的失谐整体叶盘的模态研究

在保证精度的条件下,为了提高航空发动机的计算效率与模拟的准确性,对经典混合界面子结构模态综合法(HISCMSM)进行改进,采用改进的HISCMSM建立了带气膜孔的失谐整体叶盘的有限元模型(FEM)并对其进行了模态分析,与高保真有限元模型方法(Finite element model method,FEMM)相比,相对误差≤0.79%,比整体高保真FEMM和经典的HICMSM计算效率分别提高31.01%～55.78%,0.89%～5.45%,研究中考虑了气膜孔的影响,发现气膜孔使得叶盘的模态频率降低,其中气膜孔的大小使得模态频率先减小后增大再减小,气膜孔的排列及角度的改变对叶盘模态频率的影响不大,而气膜孔数对其影响较大。为叶盘结构的设计提供了一定指导意义,为下一步的动力响应研究奠定了基础。

涂敷硬涂层的失谐整体叶盘减缩建模及振动分析

为了提高整体叶盘的服役寿命,提出一种对叶片涂敷硬涂层的减振方法。同时,针对失谐叶盘-硬涂层复合结构的运算规模庞大的难题,提出了一种双重减缩建模方法。利用一种改进的混合界面子结构(HISCMS)法对复合结构进行第一重的自由度减缩。利用一种模态密集判别准则与经典模态减缩(SNM)法的思想对综合后的模型进行第二重的模态减缩。选取了对叶片双面涂敷NiCoCrAlY+YSZ(yttria-stabilized zirconia,氧化锆)硬涂层的失谐叶盘进行仿真分析及试验测试,以探究失谐叶盘的振动情况以及硬涂层厚度对失谐叶盘的影响。结果表明:双重减缩建模方法能够在保证计算精度的前提下提高25.86%~42.05%的计算效率;而且硬涂层表现出较强的阻尼作用,能够在共振区显著抑制失谐叶盘的共振响应。