基于模态叠加法的航空发动机轮盘振动特性研究

以某型航空发动机轮盘为研究对象,分别通过数值模拟和试验测试获得结构特定振型下的模态参数;提出采用模态置信度开展模态振型的相关度评价;基于模态叠加法开展轮盘结构谐响应分析,并通过理论推导和数值仿真开展结构阻尼和激励量值对振动响应的影响规律研究。结果表明,在轮盘结构三节径振型处,共振频率计算结果与测试结果相差1.7%,验证了模态测试的正确性。模态振型置信度为0.999,说明模态测试与仿真结果吻合较好。通过谐响应分析得到轮盘最危险点的幅频曲线,并基于数值仿真验证了轮盘结构振动响应幅值与模态阻尼呈反比、与激励量值呈正比的理论推导的正确性。

航空发动机轮盘振动模态测试技术研究

通过建立航空发动机典型轮盘结构三维有限元模型,利用传递矩阵法完成了特定振型下的结构模态测试与参数识别。在此基础上,采用模态置信度准则(MAC)校验的方法定量描述仿真与试验模态振型的相关度。结果表明,模态频率测试结果与仿真结果相差小于2%,同时,两者的模态振型置信度为0.998 7。说明模态分析结果与模态测试结果吻合很好,满足工程测试要求,为后续准确预估结构动态响应并进行结构动强度设计奠定了一定的基础。

航空发动机轮盘寿命可靠性分析方法研究

本文采用了考虑体积影响的应力疲劳寿命可靠性分析方法和应变疲劳寿命可靠性分析方法对两种航空发动机轮盘进行疲劳寿命预测，并将其与试验结果进行对比。在此基础上，进行了两种疲劳寿命可靠性分析方法的适用性研究。研究结果表明，寿命预测精度严重依赖材料的寿命试验数据；应力概率寿命分析方法适用于预测中短疲劳寿命，但不能用于预测进入屈服程度较严重的结构件疲劳寿命；应变分析方法适用于预测中长疲劳寿命。

轮盘低周疲劳模拟件设计及试验

航空发动机轮盘长时间在交变大载荷下工作,其盘心、螺栓孔、端齿等应力集中的特征部位容易发生低周疲劳失效。为准确评估轮盘特征部位的疲劳寿命,需设计反映应力梯度的模拟件并开展相应的疲劳试验,从而为发动机结构设计提供重要依据。现有的模拟件设计方法通常保证危险点一定范围内的应力/应变分布与真实构件的一致,但这些方法对“一定范围”的定义缺乏理论依据且未能形成统一认识。为此,提出了一种临界距离范围内SWT参量分布一致的模拟件设计方法,建立了轮盘盘心、螺栓孔、端齿等危险部位的模拟件设计方法,并开展了模拟件的低周疲劳试验。将端齿模拟件100%转速对应的平均疲劳寿命与轮盘旋转疲劳试验结果对比,相对误差为7%,且均为表面薄弱晶面起裂。最后,讨论了该模拟件设计方法的稳健性。