基于ANSYS的航空发动机叶片减振特性分析

在全世界各种航空事故中,机翼叶片损坏的情况频繁发生,且损坏的大半是叶片结构。大多数的叶片损坏是强度失效或者振幅过大引起的。所以对叶片减振措施进行研究十分重要。使用二维整体-局部统一滑动模型公式,通过能量法求解所用模型中的等效刚度和等效阻尼。根据改编的涡轮叶片振动计算分析程序,计算阻尼结构减振效果,分析输入不同外激励下产生各种正压力时的减振效果。计算结果表明:二维摩擦振动加上阻尼器后,叶片的振幅明显减少,减振效果良好。

航空发动机叶片“频率转向”特性研究

针对航空发动机叶片的结构和运行特点,基于薄板弯曲理论,采用梁函数组合法推导了在变转速状态下悬臂板频率和振型的解析解一般表达式,研究了叶片在离心力作用下的"频率转向"特性和模态振型的变化规律,分析叶片展弦比对"频率转向"特性和模态振型的影响规律,较为详细地讨论了在"动频交叉点"叶片的模态振型。仿真结果表明,在叶片的动频曲线相交点处,相同厚度、相同长度的叶片,展弦比较大叶片的动频曲线交点对应的转速和频率较大;孤立的弯曲模态、扭转模态不会与其它模态耦合而导致频率转向。

叶片振动可靠性评估方法研究

提出一种用于发动机叶片振动可靠性评估方法，该方法基于叶片共振转速图（Ｃａｍｐｂｅｌ），引入概率故障树ＰＦＴＡ（ＰｒｏｂａｂｉｌｉｔｙＦａｕｌｔＴｒｅｅＡｎａｌｙｓｉｓ）概念，改善了传统评估方法。其目的是为发展叶片共振识别和可靠性评估的有效方法。在Ｃａｍｐｂｅｌ图上，叶片共振系统定义由工作转速点和附近的多个共振点组成。利用ＰＦＴＡ分析该系统能获得更多的叶片振动信息。该方法发展了常规的叶片振动可靠性设计方法，为叶片设计和叶片振动疲劳排故中改善叶片振动特性提供有益的工程评估方法。

裂纹参数对航空发动机叶片频率转向特性影响研究

针对叶片运行中产生的疲劳裂纹会改变航空发动机振动特性及其频率转向、振型转换问题,建立航空发动机叶片有限元模型,基于结构模态振动理论研究裂纹参数,包括裂纹长度、裂纹位置变化对叶片固有振动及受迫振动特性影响;讨论频率转向区附近频率、振型变化规律。结果表明,裂纹长度、位置变化会逐渐改变叶片频率及振型,出现复杂的频率转向、模态耦合及振型转换特性,导致叶片同阶振动模态在不同裂纹长度、位置时具有不同的模态振型。

透平叶片几种减振结构的阻尼特性试验研究

提出了一种叶片减振结构阻尼的测量和分析计算方法。对设计的4种减振结构的阻尼特性进行了实验研究和分析,表明:减振阻尼结构能有效增加透平叶片的阻尼。减振结构的阻尼与结构的几何形状有关,与结构之间的相对间隙有关。随着相对间隙从零增加至足够大的过程中,减振结构的阻尼性质和阻尼的大小都发生了较大变化。当相对间隙处在特定范围内时,阻尼系数达到极大值。碰撞减振结构使叶片的振动形态复杂化,引起叶片的拍振现象。

发动机叶片振动特性分析

分析了发动机转子叶片的振动特性,并运用ANSYS软件平台对含裂纹叶片与无裂纹叶片的振动特性进行了比较,结论表明,可以通过监测叶片振动来判断发动机叶片的结构完整性.

裂纹对叶片固有频率影响的分析

给出了一种两条横向裂纹对叶片弯曲固有频率影响效果的分析方法。考虑的两种裂纹为周期载荷作用下产生的双面裂纹和脉冲载荷作用下产生的单面裂纹。分析中假设裂纹为沿叶宽等深度扩展的开口裂纹，同时将叶片看成无扭曲的短形等截面悬臂梁。结果表明，单纯选用固有频率识别裂纹参数，会过低估计裂纹严重程度；在可考察的裂纹深度范围内，单面和双面裂纹对固有频率的影响效果不显著。

转子裂纹对叶尖间隙动态变化规律的影响

为指导叶尖间隙的动态测量和主动控制,建立了航空发动起涡轮转子缩减模型,在考虑转子部件所受热应力、离心力基础上,重点考虑了不同深度的裂纹发生在叶片和转子盘不同位置时对叶尖间隙的影响。结果表明:叶尖间隙变化范围随裂纹深度变大而变大;保持裂纹深度与叶片宽度比为0.5,分别取裂纹距离叶尖0.005,0.025和0.04m时,叶尖间隙变化范围较正常工况下最大偏移量分别为0.11,0.38和0.9mm;裂纹位于叶根时叶尖间隙的变化范围较均匀应力作用下叶尖间隙变化范围明显增大,且在发动机加、减速过程中的叶尖轨迹呈现明显不对称现象。

凸肩叶片接触状态的非线性动力学研究

针对航空发动机凸肩叶片系统的运动特点 ,将其简化为单自由度系统进行了分析 ,推导出该系统的李雅谱诺夫指数的计算公式。虽然接触面上的正压力作谐波变化 ,系统的李雅谱诺夫指数均不大于零 ,其稳态响应只有周期或拟周期运动 ,不会出现混沌。同时数值计算也表明 ,系统的稳态响应是周期或拟周期运动 ,而且出现 (v-1 )的次谐波成分 。

大型客机发动机振动载荷传递特性研究

高涵道比涡扇发动机的振动冲击频段向低频转移,使得飞机舱内噪声频率分布中的低频结构传递噪声变得更加突出。为了研究发动机振动载荷通过机翼向机身传递的中低频振动特性,文章针对真实客机的结构动力特性,创新地提出了机翼双梁动力学模型概念,建立了"吊架-机翼-机身"全机动力学有限元模型;基于发动机的振动载荷谱,分析了发动机振动通过机翼向机身结构传递的载荷特性,为后续舱内噪声预计提供了数据输入;并仿真辨识了发动机振动传递的主路径,为舱内声学设计及发动机隔振安装提供了基础数据。文中研究结果对我国大型客机的减振降噪设计工作有重要的工程参考价值。

考虑转速及碰摩的带冠涡轮叶片动力特性研究

研究了考虑旋转及碰摩复合作用的带冠叶片振动特性。建立了模拟带冠涡轮叶片循环对称结构的梁-质量-弹簧模型;采用欧拉-贝努利梁理论,将系统放入转速引起的离心力场中,研究旋转状态下带冠叶片的动力特性;推导出了考虑离心力、气流激振力及碰摩复合作用的系统动力学方程;基于推导出的方程,研究了叶冠接触角、气流激振力、摩擦因数、刚度比和间隙等参数对系统稳态响应的影响规律。此外,还对系统的非线性特性进行了一定的研究。文中的分析方法及数值结果对于叶冠设计及振动控制有一定的参考价值。

应用振型识别叶片裂纹故障初探

给出了一种应用叶片的弯曲振型识别叶片裂纹的方法。假设叶片为无扭曲的矩形等截面悬臂梁，同时将裂纹看成沿叶宽等深度扩展的开口裂纹，最后对应用该法检测叶片裂纹的可行性进行了探讨并提出了建议。

叶盘结构受迫振动响应特性和主动失谐技术实验研究

文章开展了失谐叶盘结构受迫振动响应特性及叶片主动失谐技术的实验研究。基于12叶片谐调叶盘结构的叶尖质量调节方法,分别实现了两组典型的叶片随机失谐形式和两组典型的叶片主动失谐形式,在叶片根部施加行波激振力,对随机失谐叶盘结构的受迫响应振动局部化进行了实验研究,并初步验证了叶片主动失谐技术对随机失谐的抑制能力;总结了失谐对叶盘结构受迫振动响应特性的影响规律,实验结果与有限元仿真结果吻合较好。

基础横向振动对电磁轴承转子系统动力特性影响的实验研究

从实验上研究了电磁轴承基础的横向振动对电磁轴承转子系统动力特性的影响。结果表明电磁轴承的控制器对电磁轴承基础横向振动的抑制能力是非常有限的,在控制器的设计过程中必须考虑基础振动的影响,否则较大的基础振动会使电磁轴承系统不能稳定地工作,甚至失去支撑转子的能力。

低雷诺数涡轮叶栅损失的实验与数值模拟

发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低,其损失显著增大、效率显著降低。应用实验分析与数值模拟相结合的方法,深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律,数值计算是基于Jame son中心差分和Runge Kutta时间推进的N S方程计算的有限体积方法。研究表明,随着雷诺数降低,涡轮叶栅流动损失增大,当雷诺数小于42000之后,涡轮叶栅流动损失呈明显增大的趋势。数值计算结果表明在低雷诺数条件下,涡轮叶栅吸力面后部流动产生了分离,这是流动损失增大的主要原因。数值预测的结果与实验测量结果的趋势吻合得相当好。

不同冲角下端壁翼刀最佳位置变化规律的数值研究

在0°,6°,12°和-6°冲角下,对CDA常规直叶栅和具有端壁翼刀的压气机叶栅内三维粘性流场进行了数值研究,分析了冲角变化对端壁翼刀最佳位置的影响。结果表明,正冲角下,翼刀最佳位置向吸力面方向有所偏移,并且在大正冲角下,这种现象更加明显。距压力面40%节距处为最佳翼刀位置;负冲角下,最佳位置虽有向压力面移动的趋势,但不明晰。

钛合金TC11微动疲劳特性研究

以航空发动机榫连接结构微动疲劳问题的简化模型为研究对象,设计和制造了一套采用液压加载方式来实现微动疲劳法向载荷施加的试验装置,用于研究钛合金TC11微动疲劳的损伤过程,并对试验过程中在接触区域萌生裂纹的试件断口进行观测。研究结果表明:保持法向载荷恒定不变,增加轴向载荷将减少微动疲劳寿命。同样,保持轴向载荷恒定不变,法向载荷对微动疲劳寿命影响不如轴向载荷显著。另外,等效应力和滑移幅值是微动疲劳寿命的主要影响因素。

机动飞行条件下航空发动机双转子动力学实验研究

利用基础运动的航空发动机双转子模型实验台分别模拟飞机在进行俯仰运动、横滚运动和偏航运动时系统的振动,研究了机动飞行对双转子系统的动力学特性的影响。实验结果表明,飞机作横滚匀速运动、俯仰匀速运动时在内外转子上产生的瞬态附加离心力和附加陀螺力矩对系统振动瞬态幅值有很大的影响,总结了不同机动飞行条件对航空发动机双转子的动力学响应的影响特点。

基于冲蚀随机分布的透平叶片振动频率再修正方法

根据透平气固两相流中微粒受气相湍流和粘性作用的随机轨道及冲蚀速度和入射角,采用Tabakoff模型计算了叶片冲蚀率,提出了基于随机冲蚀分布的透平叶片振动频率修正方法,从而能预测由于冲蚀引起的叶片自振频率随时间的变化,为监测叶片的强度安全补充了新的手段。通过实例计算表明,采用随机冲蚀分布预测的叶片自振频率增加量要高于一般的冲蚀率人工加权计算方法得到的叶片自振频率增加量。

1Cr11Ni2W2MoV钢叶片的热加工工艺与力学性能

探讨了航空１Ｃｒ１１Ｎｉ２Ｗ２ＭｏＶ 钢叶片热加工工艺与力学性能的关系。工艺试验结果表明， 该钢的力学性能主要与锻造变形程度、尺寸效应、回火脆性和δ－Ｆ组织等因素有关。