旋转状态下叶片振动应力的断口反推法

 提出了一种确定航空发动机叶片振动应力的新方法——断口反推法。该方法依据断裂力学的基本原理,从叶片实际断口测得裂纹疲劳扩展速率 da/d N值,并利用材料的裂纹扩展速率 da/d N同裂纹应力强度因子幅值 ΔK之间的关系,确定出叶片在振动应力作用下的振动应力强度因子;然后采用有限元数值计算方法对叶片进行静力分析、模态分析及裂纹应力强度因子计算,最后反推出叶片在旋转状态下振动应力值的大小。该方法根据叶片的实际断口情况计算出叶片在断裂之前的振动应力值,对于叶片的故障分析及故障排除将具有重要的意义。     

裂纹叶片振动特性研究

建立应用传递矩阵法求解裂纹叶片振动特性的方法,以矩形截面裂纹悬臂梁为计算实例,分析了沿叶宽等深度扩展的横向裂纹位置、深度对其弯曲型振动特性的影响。选用方波函数模拟裂纹开合过程,理论分析了裂纹叶片的非线性振动特性。通过裂纹试件实验,对理论研究方法和结果做了验证。提出了叶片裂纹故障在线监测特征量的选择建议     

基于权函数法的应力强度因子计算和断裂评估

仅利用一个参考载荷,建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权函数法,研究了带中心裂纹的旋转叶片的应力强度因子与裂纹长度、位置、转速及转动加速度之间的关系。结果发现:应力强度因子随着裂纹长度的增加和裂纹与旋转轴间距的减小而增大;转动加速度对应力强度因子的影响较小;转速的增大会使应力强度因子增大。在断裂力学理论的基础上,建立了断裂控制准则,计算表明叶片的临界转速随着裂纹长度的增加而降低。     

热冲击条件下高热叶片的热疲劳对比试验方案研究

针对涡轮叶片的热冲击疲劳寿命实验,提出了一种新的对比实验方案和措施:将实验叶片和参照叶片组合在同一组试验叶栅上,并且在试验过程中定期对调两种叶片的安装位置。按照这一方法完成了一组相似材料的涡轮导向器叶片的对比试验。实验结果显示两种叶片表现出了几乎相同的热冲击疲劳寿命特性,并且裂纹的形态、分布区域以及生长历程也完全符合热疲劳裂纹的理论规律。      

非接触旋转叶片振动测量系统在转子叶片裂纹故障试验中的应用

采用非接触旋转叶片振动测量系统测量模拟转子叶片振动特性,通过单自由度和周向傅立叶两种分析方法,拟合并计算出叶片共振时的幅值、动频、转速、激励阶次等。试验结果表明,叶片出现裂纹后,叶片动频显著下降。动频结果与锤击法测量叶片静频结果对比表明,动频结果更接近真实情况。该系统可有效识别叶片裂纹,其成功运用对于实现或建立叶片裂纹故障在线监测具有十分重要的意义。     

TC17钛合金激光熔覆熔池实时监测算法研究

航空发动机钛合金压气机叶片工作时,由于长时间高强度服役和异物损伤,叶片会发生变形、凹痕、磨损、裂纹甚至断裂。激光熔覆技术因其热影响区小、沉积性能好、成形精度和自动化程度高,已经成为叶片修复的重要方法之一。熔池几何特征是影响熔覆质量的关键因素,因此本文针对熔池实时监测,提出了一种基于图像处理的识别测量算法。首先,通过图像掩膜提取ROI区域,再对ROI区域进行伽马变换、阈值二值化实现熔池区域的分割;然后计算轮廓面积特征进行去噪;最后采用AABB包围盒对熔池的几何特征进行提取,实现了熔覆过程中熔池长宽的实时监测。最终通过多参数正交试验,验证算法平均识别误差为0.24 mm。     

压气机叶片的损伤容限研究

本文用断裂力学方法对压气机和风扇转子叶片作损伤容限分析。采用20节点立体元对叶片作应力场和位移场计算,用裂纹表面位移法求解裂尖应力强度因子K_Ⅰ、K_Ⅱ及K_Ⅲ随裂纹长度a变化的关系。根据叶片材料的断裂韧性K_IC、叶片径向伸长量δ_c以及自振频率偏移量f_c值来确定转子叶片失效的准则及临界裂纹长度a_c值。利用Paris公式并考虑到高周振动应力对低周疲劳裂纹扩展的影响求得叶片的损伤容限寿命N_f。文中给出了某压气机叶片的算例。为了研究自振频率随裂纹长度变化的关系,进行了叶片振动实验      

2024-T42铝合金疲劳裂纹扩展曲线的拟合方法研究

 提出了一种疲劳裂纹扩展曲线( a-N 曲线) 的新拟合方法,并采用这种新的拟合方法对2024-T42 铝合金CCT 试样的疲劳裂纹扩展数据进行了拟合分析。通过疲劳裂纹扩展寿命计算结果和试验结果的对比分析,证明这种新的裂纹扩展曲线拟合方法具有较高拟合精度。经过实验和计算分析,还给出了2024-T42 铝合金的疲劳裂纹扩展速率材料常数c 和n 值。     

基于导波-高斯混合模型蒙特卡罗迁移度量的结构损伤定量化诊断方法研究

在线准确定量诊断飞行器结构疲劳裂纹损伤对于保证结构安全、降低维护费用具有重要意义，为了提升复杂服役条件环境下结构损伤定量化诊断的可靠性，本文提出了一种导波-高斯混合模型（Gaussian mixture model,GMM）蒙特卡罗迁移度量的损伤定量化诊断方法。首先建立表征结构不同状态下导波特征概率分布的GMM，再通过大数据随机采样的蒙特卡罗方法计算监测状态GMM相对于基准GMM的迁移距离，该方法在避免了复杂积分计算的同时，能够更准确地计算GMM的迁移距离，实现复杂服役条件下损伤扩展的准确定量化追踪诊断。选取重要飞行器耳片连接结构进行了孔边裂纹监测，有效实现了裂纹定量化监测，结果表明，相比传统的最小匹配迁移距离计算方法，本文提出的方法使裂纹定量化精度提高了29%。     

叶片振动应力的叶根振动监测法及实现技术

提出一种航空螺旋桨叶片振动应力监测方法—叶根振动监测法,通过监测螺旋桨振动来获得叶根振动激励,建立叶片振动计算传递矩阵模型,并由叶根激励振动计算叶片的振动响应和振动应力,进而实现对叶片振动应力的监测.叶根振动可以通过直接测量或由螺旋桨转子支承机匣监测振动换算获得.最后,通过对比桨叶振动应力的计算结果与飞行试验实测结果验证该方法.结果表明,叶根振动监测法简便、易行,可以进一步应用.      

涡轮3 维叶尖间隙对典型故障特征的响应特性分析

为了有效地克服传统叶尖间隙在航空发动机涡轮叶盘的健康监测中传递信息能力有限的不足,充分考虑了在航空发动机运行过程中涡轮叶片叶尖的3维特征,提出包含径向间隙、叶片叶尖端面轴向偏转角和周向偏转角在内的涡轮3维叶尖间隙的概念,并将3维叶尖间隙特征参量作为叶片故障信号载体,通过有限元方法分析了3维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片典型裂纹故障的响应特性。结果表明:3维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片尾缘裂纹的故障特征信息有良好的反映效果。     

有裂纹悬臂转子的振动特性

本文研究了轴具有横向裂纹的高速悬臂转子的振动特性,提出了监视此裂纹起始及发展的最佳方法。所研究的模型是按一航空涡轮转子建立的,理论分析借传递矩阵-直接积分法,即借传递矩阵导出运动方程,再借直接积分法求解。还对模型裂纹转子作了试验研究,试验结果与理论计算结果在性质上是一致的。通过这一研究发现,转子不平衡响应的三次谐波可能是监视这一类型转子裂纹起始与发展的首要频率分量。      

缘板摩擦阻尼器的减振实验研究

对叶轮机叶片缘板金属摩擦阻尼器进行了实验研究。着重研究了摩擦阻尼器对叶片的一阶弯曲振型的影响。研究表明,利用金属摩擦阻尼器可以有效地降低叶片的振动;通过合理选择阻尼器的质量(即正压力),可以最大限度地降低叶片的弯曲振动应力,即存在一最优正压力;并且随着激振力的增加,这一最优正压力也将随之增加。因此,它是叶轮机械中一种非常简单有效的减振措施。      

基于叶端定时的转子叶片裂纹监测与诊断

为了实现转子叶片裂纹非接触式监测，提出基于??0范数的叶端定时欠采样信号稀疏重构算法。针对叶端定时信号欠采样问题，建立欠采样信号稀疏表示模型，利用分块正交匹配追踪算法对叶端定时欠采样信号进行分段重构，进而监测在变转速非稳态工况下转子叶片动频的变化情况，据此判断转子叶片是否产生裂纹。针对应变片信号间隔采样的特点，研究基于同步提取变换的时频分析方法，以提高时频图的时频聚集性。开展旋转叶片裂纹扩展试验，同时采用叶端定时和应变片系统测量叶片振动。对比叶端定时和应变片的分析结果，二者均可在裂纹叶片断裂之前至少20min，监测到裂纹叶片和正常叶片的动频发生分离的现象，即裂纹萌生致使叶片动频发生偏移，表明所提出的叶端定时欠采样信号重构方法能够实现转子叶片裂纹的监测与诊断。     

含裂纹燃气涡轮叶片结构非概率可靠性分析

涡轮叶片是燃气轮机装置中失效最频繁的工作部件,其主要的失效模式之一为裂纹扩展而引起的疲劳断裂失效。以含裂纹燃气涡轮叶片为研究对象,根据其典型启动运行工况制定载荷谱,通过瞬态热弹塑性有限元分析确定叶片失效的危险部位,并据此建立含裂纹叶片的实体模型;根据瞬态热弹塑性分析结果和J积分强度判据,对含裂纹叶片进行非概率可靠性分析。通过工程实例,验证了结构非概率可靠性综合模型的可行性和可操作性,为非完善结构的可靠性分析评定提供了新的方法体系。     

裂纹故障齿轮结构声振特性与模拟研究

将齿轮结构按照圆盘来等效处理,建立了故障齿轮的动力学分析模型与声学模型,分别分析了径向裂纹和弧向裂纹情况下齿轮体的振动辐射声压与声场指向特性,研究了裂纹对齿轮结构辐射声场特性的影响.综合利用ANSYS及MATLAB软件模拟计算得到裂纹齿轮结构在r=0.5 m球面上的声压指向分布及轴向声压分布,探讨了不同的裂纹类型和不同的裂纹大小对齿轮结构振动声特性的影响程度,通过对模拟研究结果的分析比较与评价来说明裂纹的位置、形状以及裂纹大小对齿轮结构声场特性的影响大小和影响规律,为采用声学方法来诊断齿轮故障奠定了基础.      

带缘板摩擦阻尼片高压涡轮叶片的减振研究

利用干摩擦阻尼对构件进行减振是1种简单又有效的方法,广泛应用于航空发动机叶片上,可以有效限制叶片的振动应力水平。针对带缘板阻尼片的高压涡轮叶片,基于滞后弹簧模型,以1次谐波平衡法与动柔度法结合为基本算法,提出了1种由气动力计算激振力的方法,并对其影响参数进行研究。对该叶片进行了稳态应力响应的计算,得到使叶片振动应力最小的最优正压力,并对阻尼片质量进行了优化分析。结果表明:现有的阻尼片质量在比较合理的范围内,可以起到较好的减振效果,为提高减振效果可适当增加阻尼片质量。     

构件振动可靠性设计方法初探

本文提出一种进行构件振动可靠性设计的方法,建立了激振力频率与构件固有频率干涉的概率模型,并利用Goodman曲线,给出了将导致构件损坏的强迫共振响应的概率计算公式及其使用条件。原则上,本文方法对其固有频率相对不太密集的构件更为适用,如航空发动机中的叶片。      

涡轮叶片裂纹故障的3维叶尖间隙变化特性分析

为了分析涡轮叶片裂纹故障的3维叶尖间隙动态变化特性,以3维叶尖间隙动态测量试验台上的模拟涡轮转子为研究 对象,建立了涡轮叶片3维叶尖间隙的有限元分析模型;采用数值仿真分析方法分别深入地分析了无裂纹涡轮叶片和不同长度裂 纹叶片3维叶尖间隙的动态变化特性。结果表明：对于无裂纹涡轮叶片,气动载荷会导致其发生弯曲变形,进而,导致轴向偏转角 呈先增大后减小的变化趋势,周向滑移角则逐渐减小,并且气动载荷对轴向偏转角和周向滑移角的影响比对径向间隙的影响更为 显著;对于有裂纹涡轮叶片,在气动载荷、离心载荷、叶片尾缘裂纹故障以及叶片自身形态等多种因素的共同影响下,导致径向间 隙呈现逐渐增大,而轴向偏转角和周向滑移角均呈现逐渐减小的变化趋势。