宽弦空心风扇叶片流固耦合作用下的叶片响应分析

利用数值模拟的方法,对宽弦空心风扇叶片在空气场作用下的瞬态响应进行了研究.采用流固耦合数值计算方法,得到了某宽弦空心风扇叶片在非定常边界条件下的变形响应.计算结果表明,叶片在空气场的作用下,最大位移发生在叶片前缘叶尖处,在沿叶展方向与叶片内部芯板结构沿叶展方向分布重合处产生应力集中,应力值由叶片表面向叶片内部逐渐减小,内部芯板虽然厚度较薄,但分布应力值均较小,且应力集中发生在叶片表面.气动力与叶片结构之间的耦合作用,使叶片结构模态振型沿周向不再均匀分布.叶片在气固耦合时的变形响应以绕旋转轴的弯曲振动为主,接近叶片的一阶模态变形.      

钛合金宽弦风扇叶片的振动特性

通过模态仿真和模态试验技术分别对某型号TC4钛合金宽弦风扇叶片的振动特性进行研究。采用ANSYS-APDL软件对风扇叶片模型进行模态仿真分析。根据风扇叶片的坎贝尔图以及不同模态的振型分布,识别风扇叶片的弯扭振型。风扇叶片不同转速不同模态下的转速裕度和频率裕度分析显示:第1阶弯曲模态在红线转速下的转速裕度和频率裕度超过20%,表明风扇叶片满足共振裕度要求。在三轴向振动台上利用扫描式激光测振仪,采用敲击法和随机带宽激励的方法测量叶片的响应,分析了风扇叶片不同模态的冲击响应特性和多轴响应特性,发现风扇叶片在周向和轴向激励下的响应以低阶弯曲模态为主,而在径向激励下的响应以扭转和复合模态为主,不同激励位置不同模态的响应特性与风扇叶片的振型息息相关。      

2/3层板结构空心风扇叶片设计与对比分析

针对空心结构风扇叶片设计技术在航空发动机上的应用,分析了2/3层板空心叶片结构特点,提出了1种基于气动数据源的空心叶片结构设计方法,并以某风扇叶片为例开展了2种结构空心叶片设计,有限元对比分析结果表明:2种结构空心叶片在静强度、振动特性方面各有优势,但2层板结构空心叶片可设计性更优,应用前景更好.     

树脂基复合材料风扇叶片的优化设计

在深入研究树脂基复合材料的材料属性和设计准则的基础上,提出并建立了一种树脂基复合材料空心风扇叶片的结构设计方法,并对叶片的强度和振动特性进行了研究,结果表明所提出的树脂基复合材料空心风扇叶片的结构设计是可行的,且对于提高风扇叶片的强度和减重起到了显著的效果.在此基础上,以共振裕度为设计目标,提出了树脂基复合材料风扇叶片优化设计的流程,解决了优化过程中学科间、应用软件间的信息传递问题,并实现了叶片铺层顺序设计优化.结果表明:在满足强度约束条件的前提下,树脂基复合材料空心风扇叶片较金属实心叶片质量减少了78.88%,共振裕度增加了8.44%.      

宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤数值仿真

为解决航空发动机宽弦空心风扇转子叶片抗鸟撞设计问题,对宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤进行了数值仿真。采用光滑质点流体动力学（SPH）算法建立鸟体模型,采用J-C本构模型和失效模型定义材料冲击下动态性能,建立旋转状态下叶片鸟撞数值仿真方法,经过试验验证能够较准确预测叶片损伤。开展相同条件下鸟撞击宽弦空心和实心风扇转子叶片仿真,对比鸟撞击叶片过程、撞击时叶片叶尖最大轴向和径向变形、撞击后叶片永久变形,研究被鸟撞击后空心叶片相比实心叶片的损伤特征。结果表明：空心和实心叶片鸟撞击过程相同;空心叶片被鸟撞击后叶尖轴向和径向变形更小;空心叶片被鸟撞击后前缘卷边变形更严重,对风扇气动性能和稳定性影响更大;在结构设计时应适当增加前缘空心区域局部刚度,或者适当增大前缘实心区域范围,用于提高空心叶片的抗鸟撞能力。     

复合材料风扇叶片-机匣碰摩振动的数值模拟

基于全三维模型的复合材料风扇叶片-机匣碰摩动力学特性的数值研究。建立了复合材料三维风扇叶片-机匣实体有限元模型，考虑叶片离心刚度的影响，机匣由贝塞尔曲面拟合，风扇叶片采用3种不同铺层形式。基于该模型，在机匣二节径变形的情况下，计算了不同铺层叶片在不同转速下与机匣碰摩后的动力学响应。计算结果表明:铺层形式对叶片中、低转速下的碰摩振动形式影响较大，带有90°铺层的叶片的最高振幅及不稳定振动所在区域的转速相对较低，改变铺层形式可以对复合材料风扇叶片-机匣的碰摩动力学特性加以控制。当转速靠近由3倍频与叶片1阶模态造成的共振点附近，或由6倍频与叶片2阶模态造成的共振转速附近时，叶片与机匣的碰摩会导致非稳定振动的产生。该方法与结果对复合材料风扇叶片的碰摩动力学特性研究具有一定指导意义。      

基于多个MFC 激励器的复合材料宽弦风扇叶片模态测试

为了研究复合材料风扇叶片响应特性,利用压电纤维复合材料（Macro Fiber Composite,MFC）激励器对复合材料宽弦风 扇叶片进行模态测试。将测试结果与有限元仿真值进行比较,分析风扇叶片不同MFC 单独激励和组合激励下的响应特性。设计了 MFC 激励器激励系统,采用MFC 单独激励和组合激励的方法,实现快速正弦扫频激励信号激励,借助扫描式激光测振仪测量叶片上 关注测点的振动响应。结果表明：MFC 激励下风扇叶片的响应与MFC 覆盖位置处对应的MFC 纤维极化方向的应变大小、MFC 纤维方 向和测点选择有关;不同位置的MFC 激励叶片,叶片各阶模态响应有差异。该结果可用于宽弦风扇叶片的MFC 激励器/ 传感器控制 方法的进一步研发和风扇叶片的振动特性分析。     

预应力对风扇转子叶片振动特性的影响

为研究离心载荷和气动载荷作用对风扇转子叶片振动特性的影响,在考虑预应力的状态下对大尺寸航空发动机风扇转子叶片的振动特性进行了研究。分别考虑几何小变形和大变形条件对预应力的影响,计算并对比分析了不同转速下风扇转子叶片的频率和振型。与叶片实测频率对比表明,考虑大变形条件计算的叶片频率更接近实测频率(仅相差1.82%),小变形条件计算的叶片频率与实测值最大相差6.88%,扭转振型所对应的频率值差别尤其明显。说明小变形条件分析大尺寸风扇叶片所产生的误差不可忽略,大变形条件下的模态分析更精确。     

跨声速风扇叶片的静态气动弹性问题

使用时域的流固耦合数值计算方法,研究了跨声速风扇叶片在气动力和离心力共同作用下的静态气动弹性问题,分析了叶片在不同工况下的变形规律及叶片变形对整体气动性能的影响.NASA rotor 67的静态气动弹性计算说明气动力对叶片最大变形的贡献达13.07%, 而且叶片变形明显地改变了通道激波的位置和强度.宽弦空心跨声速风扇叶片的静态气动弹性计算说明叶片变形对总体气动效率的影响为0.15%~ 0.5%,其中气动力对变形贡献在叶片尖部的前缘可达41%,考虑气动力引起的变形使得该风扇的流量增大,气动特性线整体向右偏移.计算结果说明:气动力的非线性对跨声速风扇叶片静态变形问题有显著的影响,工程实践中从设计叶型到制造叶型的反扭过程应该采用流固耦合方法以得到更准确的叶型.      

跨声速风扇叶片变形对气动性能的影响

为了研究跨声速风扇叶片变形对气动性能的影响,发展了流固耦合方法计算风扇叶片在气动力作用下变形的数值程序,耦合求解了三维可压缩雷诺平均的Navier-Stokes (N-S)方程和描述叶片振动的结构动力学方程,并模拟了跨声速风扇Rotor 67转子叶片在气动载荷下的变形,重点分析了由于叶片变形带来的气动性能的变化.      

空心涡轮叶片复杂陶芯弯扭变形分析方法比较

陶芯作为熔模铸造空心涡轮叶片的内腔转接件,其弯扭变形程度直接关系到空心涡轮叶片的壁厚尺寸精度。为了研究陶芯制造过程中出现的弯曲和扭曲变形,首先,借鉴叶片给出了陶芯弯曲变形和扭曲变形的定义,并根据陶芯结构特点研究了陶芯弯扭变形的计算方法,包括基于轮廓线的弯扭变形计算方法:主动轮廓模型法和样条拟合轮廓线法,与基于数据点的弯扭变形计算方法:凸包算法、二维配准算法和距离权值算法。然后,分别通过仿真与实测数据比较了5种算法,结果表明:样条拟合轮廓线法具有更高的稳定性和精度。     

Analysis of blade vibration response induced by rotating stall in axial compressor

An experimental and numerical study was conducted to investigate the forced response of blade vibration induced by rotating stall in a low speed axial compressor. Measurements have been made of the transient stalling process in a low speed axial compressor stage. The CFD study was performed using solution of 3-dimensional Navier-Stokes equations, coupled with structure finite element models for the blades to identify modal shapes and structural deformations simultaneously. Interactions between fluid and structure were managed in a coupled manner, based on the interface information exchange until convergence in each time step. Based on the rotating stall measurement data obtained from a low speed axial compressor, the blade aeroelastic response induced by the rotating stall flow field was analyzed to study the vibration characteristics and the correlation between the phenomena. With this approach,good agreement between the numerical results and the experimental data was observed. The flow phenomena were well captured, and the results indicate that the rotating field stall plays a significant role in the blade vibration and stress affected by the flow excitation.      

基于响应传递比的转子叶片动应变重构

提出基于响应传递比的转子叶片动应变重构方法,从系统应变频响特性出发,在频域获得应变-应变响应传递比关于模态振型的解析表达式,建立叶片已知测点应变与不可测位置应变的映射关系;开展高速旋转叶片动应变测量实验,建立叶片有限元模型,并采用转子叶片前4阶固有频率的实验结果修正有限元模型;开展考虑转速影响的转子叶片模态分析,提取对应的应变模态振型,计算得到单模态振动下应变-应变响应传递比;综合应变响应传递比和实测动应变重构叶片不可测位置的动应变。实验结果表明:与应变片实测结果相比,基于响应传递比的转子叶片动应变重构结果相对误差小于10%。      

高速旋转发动机叶片模型的断裂力学分析

建立了带裂纹平板叶片的断裂力学模型.首先由已知参考均布载荷下的应力强度因子,得到了带裂纹叶片的权函数;然后根据权函数思想,推导出了高速旋转叶片裂纹尖端处的应力强度因子公式;最后,由断裂准则给出了叶片飞断时临界转速的估算方法.算例研究表明,裂纹的深度和位置对裂纹尖端处的应力强度因子和叶片飞断时的临界转速有很大的影响.      

基于非接触式测量的旋转叶片动应变重构方法

基于叶端定时非接触式测量和振动响应传递比的概念,开展高速旋转叶片动应变重构方法的研究。在频域内推导了叶片任意测点位移与任意测点动应变的传递比,给出了单模态共振下响应传递比关于位移和应变模态振型的解析表达式;建立旋转叶片的三维(3D)有限元模型,开展考虑旋转预应力效应的叶片模态分析,提取位移和应变模态振型,获得任意转速下叶端位移与叶根关键点动应变的传递比。开展高速旋转叶片叶端定时非接触式测量实验,采用周向傅里叶算法对叶端定时信号进行处理,获得叶片在不同转速单模态共振下的叶端位移,结合响应传递比,重构5个旋转叶片的关键点动应变。结果表明:旋转叶片在9000r/min和13000r/min转速下发生1阶共振时,与应变片实测结果相比,叶根处应力最大点、次大点和边缘点3个关键点的动应变平均重构误差均小于15%,验证了旋转叶片动应变重构方法的有效性。     

旋转失速状态下叶片激振频率的研究

研究了各不同几何状态下（平均半径处叶片安装角从３２．９°－４７．９°，叶栅稠度从０．５８３－１．１６５）的旋转失速流场及叶片受迫振动的激振频率。在失速压力信号为非正弦信号及周向叶片并非完全轴对称的假设下，建立了旋转失速状态下叶片激振频率的预测公式，预测结果与实验结果较好的吻合表明，本文所提出的预测公式是可靠的，满足工程精度要求。     

旋转Timoshenko梁的动力学分析

针对旋转Timoshenko梁结构,在梁的纵向、横向变形中均考虑横向弯曲以及轴向伸缩的耦合作用,同时在横向弯曲中考虑剪切变形的影响,在柔性梁的2个变形方向上均考虑了变形的二次耦合项,并充分考虑轴向离心力、横向惯性力的作用,利用有限元方法进行离散并利用Hamilton原理建立非线性变形模式下的一种新的Timoshenko梁动力学方程。对一平面旋转梁进行仿真计算,通过分析不同情况下的频率与端点变形位移,说明耦合作用的"软化"效果,以及轴向离心力、横向惯性力对模型的影响。