某型航空发动机压气机叶片振动静频与动频的关系

以某型航空发动机压气机四、六级叶片为研究对象,考虑发动机实际工作时的温度及叶片扭向的影响,首先计算了压气机叶片振动的静频值及发动机特定转速下的动频值。通过函数拟合,得到了压气机叶片振动的动频与静频及发动机转速的关系式,给出了在更接近于实际工作状态下计算某型发动机任意转速下叶片动频的方法,指出了所得关系式与传统关系式相比,其优点在于既包括了温度的影响又恰当地反映了叶片扭向的影响。     

航空发动机风扇叶片振动特性分析

针对叶片的振动失效关系到整台发动机的工作可靠性的问题,基于振动分析理论,在风扇叶片模态试验的基础上,结合有限元方法建立了叶片振动分析模型;考虑气体与叶片的耦合作用,建立了旋转叶片流道模型;利用计算流体动力学计算了额定工况下的叶片表面气动载荷,并将其引入旋转叶片有限元振动分析中进行了叶片静频、动频和振动响应分析,从而得到叶片在不同转速下的动态响应。分析发现,叶片转速在2 000~3 600r/min范围内的10个转速点存在谐共振。通过进一步分析10个转速下的叶片振型与动态应力得出:临界转速工况下的振动应力明显高于相邻转速,但共振应力峰值与临界转速并无正相关性;共振应力集中位置受叶片模态振型影响较大,始终出现于叶片前缘并沿叶高方向变化,表明叶片前缘最易发生振动疲劳。研究结果对叶片振动疲劳设计和维护维、修均有一定的指导意义。     

风扇叶片外物撞击瞬间转子振动响应分析

为研究风扇叶片外物撞击对转子振动的影响,参照某发动机设计搭建了风扇转子试验器,并结合有限元计算和锤击法试验获得了叶片的动静频,开展撞击位置、风扇转速等因素对转子振动特性影响试验。结果表明:风扇叶片遭遇外物撞击瞬间,转子振动频谱中叶片动频附近频率成分幅值变化明显;相比转子轴向位置振动,径向位置振动对外物撞击的响应很敏感且幅值变化明显;随着风扇转速升高,转子振动中叶片动频成分幅值会增大,而转子振动幅值并不一定会增大,振动幅值与撞击叶片编号、撞击位置等因素密切相关。     

计算旋转叶片动态频率的一种新方法

针对旋转叶片的结构和工作特点,基于旋转态下的悬臂梁理论,建立了考虑叶片离心力作用的动力学方程.采用梁函数法推导了在变转速状态下悬臂梁频率的解析表达式,进而确定了叶片在离心力作用下的固有频率随转速的变化规律,获得了叶片动频率、静频率与转速之间的关系,得到了一种新的叶片动频系数公式.最后,采用解析法和经验公式法分别计算某叶片的前三阶动频,结果表明该方法的合理性.     

某型燃气轮机一体化叶盘转子系统动力学特性

以某型燃气轮机转子系统为研究对象,建立了叶盘转子一体化模型,通过子结构法与整体法所求静频结果的比较,验证了子结构法分析计算过程的准确性和高效性.应用子结构法,考虑离心应力的作用,求解了一体化叶盘转子系统在工作转速下的动频,并与传递矩阵法的计算结果进行了比较,分析了叶片对整体模态的影响.建立了不同展弦比下叶盘系统的模型,探讨了在定宽度和定长度情况下,不同叶片展弦比对系统模态的影响变化规律.研究结果表明:考虑叶片对一体化叶盘转子系统离心刚化的作用,使得研究结果更加接近工程实际,叶片展弦比对系统的振动特性存在较大的影响.研究为某型燃气轮机转子的动力学设计提供了理论依据.     

某电厂汽轮机组次末级叶片的失效分析

本文从研究失效叶片的断裂机理以及与之相关的叶片安装质量和拉筋结构形式对叶片振动特性的影响入手,计算并比较了带有整圈、半圈松拉筋叶片和单只叶片的静频和动频后,对拉筋进行了重新设计,结果表明:整圈半圆形松拉筋结构对避免先前的叶片振动疲劳失效效果良好。     

大功率汽轮机成组长叶片三维振动特性分析

引入三维实体单元模型和子结构分析方法,提出了大功率汽轮机叶片组静频和动频的计算方法。文中对一工程中实际使用的长叶片组进行了分析,实例分析表明,文中所提供的分析模型可以充分利用现有的计算工具精确分析叶片组的振动特性,直观地反映叶片的应力状况的振动形态。     

基于翼型内部结构的风力机叶片动力学特性有限元分析

基于ANSYS Workbench软件,对翼型内部结构为单腹板和双腹板的风力机叶片进行了模态、应力和应变分析,获得了叶片前6阶振动频率、应力分布云图和叶片变形云图。研究结果表明,在静频情况下,单腹板结构的一阶振动频率为4.052 7Hz,双腹板结构为4.048 6Hz,且单腹板结构的各阶固有频率均比双腹板结构略大;在转速作用下,单腹板结构的第一阶振动频率增加了0.164 4 Hz,双腹板结构增加了0.162 9Hz,单/双腹板风力机叶片振动频率的变化规律受转速影响的差异很小;在相同载荷作用下,单/双腹板结构的最大应力分别为127.77 MPa和124.21 MPa,单/双腹板结构的叶尖挠度分别为378.16 mm和347.54mm,故双腹板风力机叶片的力学性能要优于单腹板风力机叶片。     

推进式螺旋桨振动应力特性飞行试验与分析

根据某型飞机单发推进式螺旋桨结构与载荷特征,利用有限元分析确定桨叶振动应力危险部位,设计加装无线电遥测系统进行应变测试,并根据螺旋桨振动应力的影响因素确定飞行试验科目。测试系统装机后开展不同条件的飞行试验,获得了螺旋桨在典型工作状态下的静应力和动应力。分析表明静应力基本随高度、速度和滚转角的增大成增大趋势,但在高度5 000 m静应力随滚转角的变化趋势并不明显,动应力随速度增大明显增大,随高度和滚转角增大缓慢增大;通过Compell图和多状态频谱分析发现慢车状态1阶动频与转速2倍频接近,存在共振风险,并给出了改进建议。     

一体化转子系统动力分析的预应力模态综合法

针对盘片轴一体化转子系统的大规模网格问题,提出用于该类结构动力分析的预应力模态综合法.对前两级整体叶盘进行静、动频分析,给出了影响一体化结构动力分析精度的模态截断数的选取原则,同时验证了本文方法的准确性.计算了盘片轴一体化转子系统的静、动频,给出了旋转作用对该系统模态的影响.比较整体叶盘与一体化转子的模态结果发现,引入转轴的作用使叶片振型对应的动频降低,且一体化转子振型中存在叶片、轮盘及转轴之间的耦合振型,这阐释了利用预应力模态综合法进行大规模网格盘片轴一体化结构动力分析的重要性.     

一体化转子系统动力分析的预应力模态综合法

针对盘片轴一体化转子系统的大规模网格问题,提出用于该类结构动力分析的预应力模态综合法.对前两级整体叶盘进行静、动频分析,给出了影响一体化结构动力分析精度的模态截断数的选取原则,同时验证了本文方法的准确性.计算了盘片轴一体化转子系统的静、动频,给出了旋转作用对该系统模态的影响.比较整体叶盘与一体化转子的模态结果发现,引入转轴的作用使叶片振型对应的动频降低,且一体化转子振型中存在叶片、轮盘及转轴之间的耦合振型,这阐释了利用预应力模态综合法进行大规模网格盘片轴一体化结构动力分析的重要性.     

某型航空发动机压气机叶片气动负荷的近似计算

以某型航空发动机压气机四、五、六级动叶为研究对象，在缺乏叶片扭向设计参数的情况下，根据发动机在地面标准大气条件、设计转速下计算所得的气流参数——压力、温度和速度，应用压气机增压过程中的能量转换关系及级压缩功的表达式，并考虑到动叶受力远大于静叶受力、动叶故障率远大于静叶故障率的事实，近似计算了发动机设计转速下四、五、六级动叶的气动负荷随叶高的变化，从而找到了一种叶片气动负荷的近似计算方法，并为叶片强度校核及振动分析打下了基础。     

裂纹参数对汽轮机叶片振动特性影响研究

为了建立叶片裂纹参数同叶尖振动幅值、频率特征值之间的对应关系,首先分析了裂纹长度变化引起的悬臂梁叶片频率转向和振型转化现象,其次采用接触裂纹有限元模型,讨论了转速对裂纹叶片非线性特性的影响,最后分析了裂纹深度与位移响应值的关系;在此基础上,分析了两种不同实际汽轮机叶片模型,讨论了裂纹深度变化引起的动频、瞬态位移响应等动力学响应的变化规律。研究结果表明:裂纹长度增大会使加悬臂梁叶片出现明显的频率转向、振型转换现象,对于实际汽轮机叶片振型转换现象不明显;随转速增大,裂纹会由不断开合状态转化为持续张开状态;变截面扭转叶片会出现特有的双响应峰现象。     

调节级双胞胎叶片模态阶序的转移

采用三维8节点非协调单元有限元模型,对50MW汽轮机调节级双胞胎叶片的振动特性进行了计算分析.计算结果表明,在工作状态下,温度的影响和离心力的作用使得轮缘周向尺寸增大,造成了叶根的松动,从而导致振动延伸到叶根部分,振动下传不仅导致旋转状态下的固有频率小于相应的静频值,而且由于参加振动叶片的结构刚度和质量的重新组合,导致叶片模态阶序发生了转移.在静止时,叶片的第1阶固有振动为切向振动,第2阶固有振动为轴向振动;在旋转态下,第1阶固有振动变成了轴向振动,第2阶固有振动变成了切向振动.     

壳板叶片的固有特性分析

提出一种计算壳板叶片固有特性的解析方法.将叶片简化成固定在轮盘上的悬臂开口薄壁圆柱壳,采用将已知的轴向悬臂梁的振型函数代入壳板的振型变分方程降为另一方向的常微分方程的方法,解此常微分方程可以求得叶片的静频、动频以及相应的振型函数,并与有限元结果进行了比较.结果表明:提出的求解方法具有较好的计算精度.利用求得的固有频率和振型函数可以进一步研究单叶片或组合叶片的非线性振动特性以及疲劳寿命.     

脉冲力加载下的叶片-机匣动力学特性研究

针对叶片与机匣碰摩故障,将叶片简化为悬臂梁,采用Timoshenko梁单元建立了叶片在脉冲力加载下的动力学方程,同时考虑了柯氏力与离心力的影响.对不同转速下的叶片的动力学特性进行数值仿真.通过分析发现,在低转速时,叶尖位移的振动与脉冲力加载同步,并且在力消失后,叶片处于高频振动;而在高转速时,叶尖振动会由于惯性等原因,与力的加载不同步,表现出非线性特征,而自由振动时间较短,很快便进入下一周期,叶片处于低频振动.并且发现,由于离心刚化的作用,使得高转速时叶片的位移要小于低转速时的位移.     

单质量盘转子扭振的动频研究

在转轴以一定速度旋转的条件下,推导了考虑转动频率情况下的单质量盘转子扭振运动方程,通过有限元方法对不同几何结构的单质量盘转子在不同转动频率下的扭振固有频率进行了计算,对影响单质量盘转子扭振动频的动频系数进行了分析．分析结果表明,离心力的作用相当于使转子的扭转刚度增加,从而在不同程度上提高了转子的扭振固有频率,而在影响单质量盘转子扭振动频系数的因素中,动频系数与转子转速的平方及质量盘直径的平方成正比,而与质量盘厚度关系不大．由此结果得出了动频的计算公式,并在该计算公式的基础上提出了用于判断单盘转子是否需要考虑扭振动频的判定准则,该项工作对于旋转机械如何避开扭振固有频率的设计具有重要的指导意义．     

高转速部分进气涡轮盘气流力及叶片振动响应研究

针对部分进气涡轮盘所受气流力在周向分布的严重不均匀易造成动叶片疲劳破坏的问题，从部分进气气流力特征和叶片振动响应两个方面进行了研究。根据已有数值模拟和实验结果给出了部分进气模式下考虑Kick效应的叶片所受气流力的分布曲线，采用快速傅里叶变换方法(FFT)分析了气流力的频谱特征，研究了转速和进气度等因素对气流力的频域特性的影响；采用有限元方法对某火箭发动机部分进气涡轮盘进行了瞬态振动响应分析，对比气流力的频谱特征，研究了叶片振动响应的特性。结果表明：在部分进气模式下，高转速涡轮盘叶片所受气流激励可以视为脉冲激励，存在多阶谐波分量；高转速或小进气度都会使得气流力的高阶谐波分量的幅值较大，使得涡轮盘叶片发生高倍频的共振或幅值较大的强迫振动，区别于全周进气的涡轮盘只需避开前6倍频气流力可能引起的共振，部分进气时还需考虑更高倍频气流力的影响。     

大展弦比叶栅气弹响应的数值研究

对大型承载飞机普遍使用的大展弦比发动机转子叶栅,使用有限单元方法（FEM）建立叶栅模型,然后对叶栅的结构及旋转状态下的动态特性进行分析。同时在不同转速下计算模态和振动频率,对等效应力分布、等效应变分布和整体形变进行求解,并由此绘制了叶栅共振曲线的坎贝尔图,该图显示了固有振动频率和振动响应条件下的共振激励。最后结合在不同转速下的流场稳态计算结果,对叶栅进行在气动力作用下动态响应分析。该模型的气动弹性分析结果表明,基于有限单元法的静压力计算、动频分析方法,在大展弦比叶栅的优化设计参考和振动安全诊断等方面可以提供很大的帮助。     

榫连接结构叶片盘振动特性研究及验证

针对航空发动机榫连接结构叶片盘振动特性分析时,采用一体化处理建模方法导致计算精度降低的问题,开展了榫连接结构叶片盘振动特性研究.提出了一种考虑榫连接刚度的叶片盘建模方法,以燃气涡轮叶片盘对象,采用上述方法完成了考虑榫连接刚度的燃气涡轮叶片盘建模,在此基础上进行了叶片盘振动分析并开展了动应力试验验证.结果表明:采用考虑榫连接刚度的叶片盘模型得到的叶片共振转速计算精度在6％以内,相比于榫连接结构一体化的叶片盘模型,得到的共振转速计算精度提高50％.研究工作可为航空发动机叶片盘振动设计提供指导.