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利用UG对两级涡轮轮盘/叶片进行三维实体建模,导入ANSYS构建其耦合振动分析的有限元模型,以静强度分析为基础,主要对比了有无温度场情况下,盘/叶耦合系统的振动特性差异,计算中考虑了温度场和离心载荷的影响,使计算结果更接近于实际情况,结果表明,温度不是影响涡轮盘/叶振动特性的主要因素。此外,从叶盘耦合谐振图可以看出,在工作转速下涡轮叶盘没有发生共振的危险;在起动时,只需快速的跨过一些共振区就能很好的避免耦合共振的情况发生,就振动设计而言,该型涡轮的设计是合理的。 相似文献
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首先使用UG软件对某型航空发动机涡轮转子单个叶片和叶片-轮盘进行三维实体建模;然后应用有限元ANSYS软件计算不同边界条件下单个叶片和叶片-轮盘在典型转速下的固有频率及振动特性;最后根据计算结果绘制Campbell图,并进行频率裕度和共振特性分析。 相似文献
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基于整机试车的涡轮叶片高低循环复合疲劳试验技术 总被引:3,自引:3,他引:0
针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40000r/min转速、950℃环境温度条件下的动应力测量,并以此为基础发展了整机高低循环复合疲劳试验方法,开展了高压涡轮叶片高低复合疲劳整机试验。研究结果表明,该型发动机转速在34920r/min时,叶片高循环振动应力达到112.7MPa,带来了涡轮叶片的高循环疲劳损伤且是引起涡轮叶片产生裂纹的主要因素,低循环疲劳载荷是导致裂纹扩展的主要因素,两者综合作用会显著影响涡轮叶片寿命。 相似文献
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为控制空气涡轮起动机自由运转,减少自由运转转速过高对空气涡轮起动机结构重量及安全运行带来的不利影响,开展了涡轮气动设计对空气涡轮起动机自由运转转速的影响分析,提出通过控制来流攻角降低自由运转转速的气动设计方法,识别了影响来流攻角的四个主要因素:叶片构造角、反力度、载荷系数和流量系数。结果表明:来流攻角对自由运转转速具有非常明显的影响,通过选择合适的气动参数,可有效提高峰值功率转速下的负攻角,增强大转速状态下的转子攻角损失,进而降低涡轮自由运转转速。进一步,整机试验结果证明,采用本文提出的设计方法,优化后的涡轮在峰值功率基本不变的前提下,峰值功率转速降低17.8%,自由运转转速可降低近20%。 相似文献
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Ⅰ级涡轮叶片振动特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对某型发动机Ⅰ级涡轮转子叶片的振动特性进行了较深入的研究,并分析了它在发动机常用工作转速下发生共振的可能性,对该机原型叶片的振动特性和激振力特性进行了理论分析,计算中考虑了温度场和离心力的影响,使计算结果更接近实际情况;同时还做了叶片静频和振动应力分布试验。通过理论计算和试验测试结果分析表明:所用的分析方法可行有效,试验和计算结果具有一定程度的可信性。 相似文献
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热和离心力作用下高压涡轮转子的径向变形 总被引:2,自引:0,他引:2
热和离心力变化是引起燃气轮机高压涡轮叶顶间隙变化的重要因素,也是转子设计和强度计算中考虑的基本点之一.为了便于进一步研究叶顶间隙变化规律及对轮盘和叶片进行强度计算,本文建立了在热和离心力作用下燃气轮机高压涡轮转子的径向变形模型.定性分析和定量计算了不同工况下热和离心力分别对叶片、轮盘径向变形的影响,以及两者共同作用下的... 相似文献
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航空发动机转子叶片的声振疲劳特性试验 总被引:1,自引:1,他引:0
由于振动载荷、声载荷等会造成航空发动机转子叶片的高周疲劳失效,通过试验研究了发动机转子叶片的声振疲劳特性.首先研究了叶根边界条件对发动机转子叶片声响应特性的影响,对3组叶片施加不同的顶紧力,由低到高施加声载荷,试验得到不同叶根边界条件下叶片的声响应与声载荷的关系,并且得出叶根边界条件对转子叶片声响应大小有影响的结论.随后研究了叶片的声振疲劳特性,得出以下结论:声载荷作用下,叶片确实可以发生破坏.在两种不同的激励方式(随机振动激励与正弦振动激励)作用下叶片的频率下降略有不同,并且在动应力水平相同的条件下,发动机转子叶片在正弦振动激励下的寿命远大于其在随机振动激励下的寿命. 相似文献
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脉冲爆震载荷作用下转子系统动力学特性 总被引:1,自引:0,他引:1
针对脉冲爆震涡轮发动机(PDTE)气动载荷具有周期性、非定常的特点,应用有限元法建立了PDTE转子系统动力学特性计算模型。在验证计算模型准确性的基础上,研究了周期性、非定常轴向力和扭矩对转子系统动力学特性的影响。研究结果表明:与传统燃气涡轮发动机相比,PDTE转子系统同时存在弯曲振动、轴向振动和扭转振动。脉冲爆震燃烧室的气动载荷会改变转子系统的弯曲刚度,但对气动载荷合理设计后,其对弯曲振动的影响较小。周期性、非定常轴向力引起转子系统轴向振动,且轴向振动特性主要受零频和1阶轴向共振频率处响应的影响。PDTE工作时滚珠轴承的轴向支反力会不断变向,在设计滚珠轴承时应予以考虑。周期性、非定常扭矩引起转子系统扭转振动,1阶扭转共振频率分量在扭转振动响应中占优。 相似文献
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针对某型航改燃气轮机压气机机匣振动超限故障,通过时频和振动幅值趋势分析,结合分解检查结果进行了试验验证,发现平衡盘端面与刷环刷丝之间发生碰摩为根本原因,碰摩形式与传统涡轮叶尖与外环块之间的碰摩形式截然不同。通过定性分析发现,激振力主要通过低压涡轮输出轴传递,且因受№1支点的"杠杆"作用,对振动响应进行了放大;碰摩产生的激振力大小主要与引气量和二者间隙相关,刷环刷丝的表面刚性是随引气量变化的变刚度过程,分析了在燃气轮机动力涡轮转速稳定后,压气机动力涡轮基频幅值随燃气发生器转速提高而继续增大的原因,最后得到力学模型和运动方程。 相似文献
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多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制 总被引:7,自引:2,他引:5
减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。 相似文献
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航空发动机涡轮叶片涂层热电偶测温技术 总被引:1,自引:0,他引:1
针对航空发动机涡轮叶片测温难题,设计了一种与叶片一体化集成的涂层热电偶温度传感器。利用热喷涂技术进行温度传感器的原位制造与微加工,并对样品进行了静态标定试验、高温高速燃气冲击试验、高速旋转轮盘试验等系列性能考核,通过理论模型的建立,讨论了涂层对测温结果的影响规律。试验及仿真计算结果表明:涂层热电偶传感器测量精度达到Ⅰ级标准热电偶允差等级,并能在高温、高转速、复杂的气动激振力及大离心载荷下可靠稳定工作。该技术可实现航空发动机涡轮叶片表面温度实时监测与精确测量,为叶片设计定型及改进提供了1种新的技术手段。 相似文献