某型发动机涡轮盘整体振动模态的有限元分析

对某型航空发动机的第一级高压涡轮盘和叶片进行了振动模态有限元分析.分别对完全自由和在螺栓安装孔处进行全约束后两种状态进行振动模态计算,并且对计算结果和振型进行了分析,同时参照发动机的工作转速进行判断分析,得出结论在发动机的工作转速内,该级涡轮盘具有足够的振动频率安全裕度,不会出现共振现象.     

基于非接触转子振动测试的转子行波分析

在非接触转子振动测试系统中,以离散化傅里叶变换为理论基础,建立了对航空发动机整级转子叶片振动频率的分析方法,得到整级转子叶片在静坐标系下的振动频率,结合相同试验条件下应变计对转子叶片动态频率的测试结果,实现了航空发动机转子的行波振动分析。在某压气机试验中,整级转子叶片在转速12 343 r/min时,静坐标系下的振动频率为1 752.7 Hz,转子坐标系下的振动频率为926.4 Hz,通过对测试结果的分析,得到了压气机转子的4节径前行波振动特性,结合压气机转子振动的坎贝尔图得到频率裕度和转速裕度。     

《小型航空涡轮增压器叶片强度振动研究》

在进行的某型航空活塞发动机废气涡轮增压器气动和结构改进设计的基础上,针对涡轮增压器叶片强度振动问题进行分析。计算结果表明,在工作转速范围内,叶片不会出现强度和振动问题,满足工程使用要求。     

涡轮增压器压气机叶片振动分析

本文针对某种型号涡轮增压器存在进气口振动、噪声大等问题，先通过三维坐标仪对该涡轮增压器叶轮叶片曲面轮廓进行坐标测量，然后用CAD软件进行三维建模，并利用有限元软件对叶轮大小叶片进行了模态分析，得出了叶片的各阶固有频率以及相应振型。对比增压器压气机的工作转速和叶轮片通过频率，找出叶片共振的频率，从而为有效地控制压气机进气口振动、噪声大等问题提供理论依据。     

某航空发动机整体叶盘耦合振动特性分析

通过建立某航空发动机整体叶盘的三维实体模型,对整体叶盘结构的耦合振动特性进行了固有模态特性分析。根据有限元软件ANSYS的计算结果,绘制了叶片共振转速Campbell图,分析了整体叶盘结构模态振动的基本特性,得到了整体叶盘节径-频率图,分析的结果为进一步研究整体叶盘的结构设计优化和避免共振提供了依据。     

基于叶尖定时的旋转叶片同步振动辨识新方法

为掌握旋转叶片在不同工作转速下的振动特性,利用叶尖定时测振系统对旋转叶片进行振动测试。分析了基于变速扫频测量的速矢端迹法理论,设计了一种多传感器辨识叶片同步振动的新方法。运用该方法对某型号航空设备的旋转叶片进行振动测量实验,准确地辨识出不同转速下旋转叶片的振动倍频、动频、振幅及阻尼系数等参数。频率和振幅辨识重复性精度分别高达0.0072Hz和5.7um。正确绘制出叶片振动坎贝尔图,实验辨识结果与叶片理论设计结果基本一致。     

高温下发动机涡轮叶片振动疲劳性能测试方法

针对某型发动机涡轮叶片高温下振动疲劳性能测试方法进行试验研究。搭建了涡轮叶片中值疲劳极限测量试验系统并建立了相应的试验流程,对比分析了涡轮叶片采用振幅和af值(叶片振幅a与第1阶固有频率f的乘积)两种疲劳应力表征方法的离散程度、偏差随温度的变化趋势,并对小子样升降法参数确定过程进行讨论。试验结果显示振幅作为疲劳应力表征方法的离散程度小,而且可通过常温下获得的振幅表征应力的关系去进行高温下的疲劳试验,其表征偏差位于±3%以内。以逐级加载法获得的疲劳极限预估值作为初始应力水平进行小子样升降法,获得该型涡轮叶片某温度下的中值疲劳极限为162.60 MPa,试验数据分散性小。该方法可为其它类型航空发动机叶片或零部件的高温下振动疲劳性能测试提供参考。     

双转子-中介轴承系统非线性振动特性

针对航空发动机双转子-中介轴承系统建立了简化动力学模型,考虑了中介轴承分数指数非线性、径向游隙和参数激励等非线性因素,以及高低转子系统的双频不平衡激励。采用数值积分方法求解获得系统的非线性振动响应,发现高低压转子分别通过系统一阶临界转速时引起的主共振附近转速区域内均存在振动突跳和双稳态现象,并分析了偏心距、转速比、中介轴承刚度、滚子数目及径向游隙对系统振动突跳与双稳态特性的影响。结果表明:减小转子偏心距能有效降低相应的共振峰峰值并抑制振动突跳行为,但双稳态区间会变宽;提高高低压转子的转速比将引起两个共振峰间距变大,但共振峰对应的转速之比约等于转速比;在一定范围内增大中介轴承刚度、增加滚子数目或减小径向游隙均可使双稳态区间变窄。研究成果有助于认识中介轴承的本质非线性特性对双转子系统非线性振动特性的影响,为提高航空发动机转子系统的运行稳定性提供了一定的理论指导。     

涡轴发动机细长柔性转子动力特性及高速动平衡技术研究

摘要：建立了涡轴发动机动力涡轮转子动力特性有限元分析模型,计算得到了转子的前三阶临界转速值,在高速旋转试验器上完成了全转速范围内的动力特性和高速动平衡试验,实测得到了转子在额定工作转速范围内高速动平衡前和高速动平衡后等状态下振动幅值随转速的变化曲线,研究结果表明：建立的计算模型反映了转子的真实情况,高速动平衡效果良好,解决了型号研制过程中的一项关键技术。     

某航空发动机整机系统非线性振动特性分析

以某型号航空发动机整机振动试验台为研究对象,建立了简化的整机动力学模型,考虑中介轴承的非线性弹性恢复力,运用Newmark-β与Newton-Raphoson法结合进行数值求解,通过对比整机系统中高低压转子处与机匣测点处的非线性振动响应,分析了中介轴承间隙对整机系统非线性振动响应的影响规律。结果表明,随着中介轴承间隙的增大,可能导致整机系统出现振动突跳、双稳态、高低压转子耦合程度降低以及组合共振等现象,其中机匣能够反映内部转子的振动特性,但机匣不同位置测点的情况不同,总体上中后测点在转子出现非线性振动特性时也能观测到相应的非线性振动特性,特别是在出现组合共振时能够表现出更为丰富的组合频率信息。研究结果有助于认识中介轴承非线性对航空发动机整机系统尤其是机匣的非线性振动特性影响规律,对航空发动机机匣上测点位置的选择能提供一定的指导。     

航空发动机离心叶轮高阶模态振动故障研究

研究某航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳断裂掉块故障。采用有限元计算分析,确定叶轮激振频率范围内的振动模态及应力分布,选取了对叶片各阶振动模态具有足够敏感性的位置安装应变计。叶片动应力测试获得了叶片大应力振动对应的叶轮共振频率、共振转速及激振源。利用计算和试验获得的数据进行叶片高周疲劳强度分析,提出排故措施并验证。研究结果表明:叶片断裂掉块故障原因是叶轮的高阶模态共振在叶片故障部位形成大应力,超过了其许用应力水平,提出的排故措施有效。发动机研制过程中应通过计算分析和动应力测试充分研究构件在激振频率范围内的各阶振动。     

高速旋转薄壁圆柱壳的行波共振特性研究

基于传递矩阵法研究了不同边界条件下高速旋转薄壁圆柱壳的行波共振特性。首先,基于Love 壳体理论,考虑离心力、科氏力和惯性力的影响,建立了旋转态薄壁圆柱壳的振动微分方程;然后,引入传递矩阵方法,根据壳体子段间的状态向量表达式,推导了结构的整体传递矩阵;最后,通过高精度的精细积分法进行求解,得到了两端简支、两端固支和固支-自由边界条件下的共振特性。算例结果表明,传递矩阵方法适合于求解高速旋转薄壁圆柱壳的行波共振特性,在三种边界条件下以周向模态的振动为主;在工作转速和1倍频激振力作用下,共振裕度小于10%的共振转速点仅有一个,而在其它倍频激振下的共振转速点不在安全裕值范围内。     

不同边界条件下高速旋转带篦齿薄壁短圆柱壳的行波共振特性研究

基于传递矩阵法研究了不同边界条件下高速旋转带周向篦齿薄壁短圆柱壳构件的行波共振特性。基于Love壳体理论,考虑离心力、科氏力和惯性力的影响,建立了旋转态薄壁圆柱壳的振动微分方程;引入传递矩阵法,通过壳体子段间的状态向量推导得到了整体结构的传递矩阵关系式;在简支-简支、固支-固支、固支-简支、固支-自由和简支-自由五种边界条件下,通过高精度的精细积分法进行求解,得到了构件的行波共振特性。算例结果表明,在固支-自由边界条件下第1阶模态振动发生在(1,3)阶,而在其它边界条件下第1阶模态振动发生在(1,4)阶,而且边界条件不同时前六阶模态分布规律也不同,但均以周向模态的振动为主;在3×104 r/min转速范围内,随着转速的逐渐增加,由于科氏力作用引起后行波频率大于前行波频率;同时,不同的边界条件对共振特性的影响不同,在工作转速附近行波频率线与激振频率线K=1或K=2相交,出现了共振裕度小于10%的共振转速点,共振裕度数值越小越容易引起对应阶次的共振,应采取措施避免共振现象的发生。     

某型滑油冷却风扇振动特性分析

为避免工作状态下风扇转子由于自身工作转速及相关的激振频率引起的共振现象,通过试验模态分析及数值模态分析结合的方法对转子振动特性进行分析,并与改进前的转子进行对比。结果表明,以静子尾流产生的激振力对应的共振转速与转子的工作转速相接近,改进后的转子各阶固有频率提升但共振裕度减小,因此在风扇使用过程中应保证其完整性,从而避免疲劳断裂等安全隐患。     

汽车风扇减振器振动特性设计

本文为解决某汽车风扇叶片振动断裂的问题，针对风扇减振器系统的结构特性，进行了试验模态分析和动态特性的计算。分析结果表明发动机工作转速（主激励频率）与该系统的第一阶固有频率非常接近而引起共振，导致风扇叶片断裂。据此分析结果，本文对风扇减振器进行了重新设计研究，提出了风扇城根器改讲设计方案，并运用计算机辅助设计，取得了满意的效果。     

叶轮对汽轮机叶片振动特性的影响分析

汽轮机叶片振动特性是影响汽轮机安全性的关键因素之一。本文以某型叶片为研究对象,建立三维叶片有限元模型,在考虑叶片预应力条件下,分别讨论叶轮及工作转速对叶片振动特性的影响,并进行了相关的对比分析。通过叶片振动频率变化,分析工作转速及叶轮对叶片振动影响的主要阶次范围,为叶片有限元分析设计提供参考意见。     

某型发动机风扇叶片的损伤预测与振动分析

为了延长某型发动机风扇叶片的使用寿命,其关键在于如何准确地预测产生疲劳损伤的位置以及发动机工作时可能存在的共振状态,并针对性地采取相应措施。针对这一难点,应用Ansys软件建立叶片模型,并由模态分析测试验证其合理性,在此基础上建立叶片轮盘系统模型,对系统进行静力分析和有预应力的模态分析,成功地预测了叶片产生疲劳损伤的具体位置及系统共振时的形式、临界转速及频率。结果表明:叶片轮盘系统在不同离心转速载荷下等效应力分布方式相近,无明显变化规律,且叶片产生疲劳损伤的位置均为与叶高方向垂直的耳环处,及耳环与橼板的转接处;叶片轮盘系统不可能出现高频激振力引起的共振,可能会发生低频激振力引起的共振情况,且其形式为1阶弯曲振动,转速为8 425.51 r/min,频率为567.29 Hz。     

热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用

经济和技术的快速发展有效地推动了我国航空发动机发展,新时期高推重比航空发动机已经成为航空发动机发展的主要方向,在提高航空发动机推重比的众多措施中最直接方式是提高航空发动机涡轮进口温度,以使得航空发动机在工作过程中能够更好地加热、压缩空气,从而使得航空发动机能够产生更高推重比。而航空发动机涡轮进口温度主要受航空发动机涡轮叶片承温能力影响。热障涂层应用于航空发动机涡轮叶片上将有助于提高航空发动机涡轮叶片承温能力。本文将就航空发动机涡轮叶片热障涂层的特点及技术应用进行分析阐述。     

K3合金铸态使用的几个问题

K3铸造高温合金是我国航空发动机中应用甚广的叶片材料,已在13种型号的涡轮发动机上用作不同类型的涡轮叶片和导向叶片,经受了上万小时的试车和飞行使用的考验,已投产使用。     

基于特征和面向对象表示的涡轮叶片模型重用

目前在航空发动机结构设计中存在的主要问题是结构分析和模型几何修改未能很好衔接，导致了CAD模型的创建和有限元网格的生成多次重复进行。为实现CAD模型的快速修改，结合航空发动机涡轮叶片的结构特点，在进行特征提取及特征属性和操作分析的基础之上，提出了基于特征和面向对象表示的模型重用方法。并以某型涡轮叶片为应用对象，阐述了方法的具体实施。该方法在航空企业有着广泛的应用前景，有利于提高产品结构设计的效率和质量。