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。     

基于分布激励突卸的转子叶片阻尼比试验

针对航空发动机压气机叶片动态设计中阻尼比难以估计的情况,建立了分布激励下转子叶片的响应模型,并基于此模型设计了一种分布激励突卸的非接触阻尼比试验方法.利用分布激励突卸法进行了转子叶片的前8阶阻尼比测试,对同样的转子叶片进行半功率法和模态分析法阻尼比试验,将三者的试验结果进行相关分析.结果表明,分布激励突卸法与其余两种方法的试验结果相关性大于75%,且在阻尼比试验中无频率分辨率及频谱分析误差的干扰,准确度更高.      

液体火箭发动机音叉式涡轮叶盘振动特性研究 (液体火箭推进专刊)

某液体火箭发动机采用整体叶盘音叉式涡轮转子，该转子盘-轴根部圆角试车考核中曾多次出现裂纹故障。为推断裂纹产生原因，通过数值计算及模态实验获取了该转子受力状态、振型、阻尼比等结构振动特性。结合振动信号分析，将裂纹故障原因聚焦到叶盘的二节径型振动。通过高频速变压力测量，得到涡轮流场内压力脉动数据，间接获取了该转子工作状态下的振动特性。试验表明被测涡轮转子流场通道内，分频幅值最大压力脉动对应涡轮转子2节径前行波振动，幅值约为11KPa。分析确定涡轮叶盘二节径振动是故障产生的主要原因。     

液体火箭发动机音叉式涡轮叶盘振动特性研究

某液体火箭发动机整体叶盘音叉式涡轮转子的盘-轴根部圆角在试车考核中曾多次出现裂纹故障。为分析裂纹产生原因，通过数值计算及模态实验获取了该转子受力状态、振型、阻尼比等结构振动特性。结合振动信号分析，将裂纹故障原因聚焦到叶盘的二节径型振动。通过高频速变压力测量，得到涡轮流场内压力脉动数据，间接获取了该转子工作状态下的振动特性。试验表明被测涡轮转子流场通道内，分频幅值最大压力脉动对应涡轮转子2节径前行波振动，幅值约为11kPa。分析确定涡轮叶盘二节径振动是故障产生的主要原因。     

多模态时域振动衰减信号各模态分离与阻尼参数辨识方法

针对多模态信号中各模态难以准确分离和模态阻尼参数难以准确识别的问题,提出了布谷鸟搜索(CS)算法参数优化的变分模态分解方法 (CS-VMD)和模态阻尼参数辨识的包络线积分法(EIM)。使用CS-VMD方法将多模态时域振动衰减信号中的多模态分量准确分离开来,利用EIM辨识各模态的模态频率和阻尼比,并与理论值(或测量值)以及半功率带宽法(HPB)辨识值进行对比。位移仿真信号与压气机导向叶片测频信号模态分解及模态参数辨识表明,CS-VMD方法可实现对多模态信号的正确分解,EIM辨识的模态频率误差均小于1.0%;对于位移仿真信号,EIM辨识的模态阻尼比最大误差小于2.5%;对于压气机导向叶片测频信号,使用EIM和HPB方法辨识的模态阻尼比最大差别为9.098%,EIM的模态阻尼辨识精度比HPB方法高。     

竞争风险模型下变环境的发动机叶片可靠性分析

针对航空发动机转子叶片的恶劣工况导致其存在多种故障模式,各种故障的失效与使用环境紧密关联,给航空发动机转子叶片的可靠性分析或风险控制带来了难度这一问题,从转子叶片的磨损和裂纹两种主要故障模式特点出发,研究了变环境下的转子叶片磨损故障模型和疲劳裂纹故障模型,提出了一种基于竞争风险模型的转子叶片可靠性分析方法,并给出了求解算法；以某高压涡轮转子叶片为例进行了分析研究.结果表明:在可靠性分析中采用单个故障模型比竞争风险模型风险更大；且在竞争风险模型下,如果不考虑推力环境的影响,以不可靠度要求0.1为例,相应风险增加了33%,验证了所提方法的实用性.      

基于声模态分解的风扇叶盘同步振动辨识

采用非接触式非侵入式的测量方法实现航空发动机叶盘振动测量，对发动机研制、试验、运行安全具有重要意义。提出基于声模态分解的叶盘同步振动辨识方法，在某三级风扇试验器的进气道布置环形声阵列，作为参照并在动叶布置若干应变片，开展升降速试验。分析声压信号的叶片通过频率随转速的变化规律，对动叶一阶通过频率下的声阵列信号进行声模态分解，结合应变片实测的动叶坎贝尔图，建立主导声模态数与叶盘节径数的映射关系。声场和动应力测试结果表明：当主导声模态数与叶盘节径相等时，动叶发生共振现象，此时可有效地对风扇叶盘同步振动进行辨识；动叶与前后叶排静叶都存在转静干涉现象，声压信号呈现为窄带宽频，形成声模态离散，造成动叶表现为多模态振动；声压信号是叶片不同振动模态的气动载荷分布的综合反映，具有好的灵敏性和完备性，可实现航空发动机动叶非接触式非侵入式振动测量。     

考虑流固耦合效应的航空发动机风扇叶片应力数值模拟与试验测量研究

航空发动机风扇转子在高压比、高转速、高负荷的级环境中工作时,存在叶片固体域与流体域之间强烈的耦合作用。针对风扇工作中的流固耦合问题,采用基于流固耦合的数值模拟方法对风扇叶片的结构特性进行模拟,研究考虑流固耦合效应前后叶片结构特性的变化。通过风扇转子加减速试验测量叶片表面测点应力变化,并将数值模拟与试验测量结果进行了对比分析。分析结果表明：考虑流固耦合效应后叶片表面的受力情况变化较大,导致叶片表面的应力与变形分布产生较大的变化;仅考虑离心力作用的计算方法得到的应力值与试验测量值误差最大达到50%,而考虑流固耦合效应的计算值误差在10%左右;考虑叶片流固耦合效应得到的应力分布更满足实际工程应力与强度分析要求。     

航空发动机宽弦风扇叶片鸟撞损伤模型标定

为建立航空发动机风扇叶片抗鸟撞载荷能力的量化预测方法,针对特定的航空发动机宽弦风扇叶片设计,依据发动机在典型工作状态下的吸鸟速度、角度等撞击参数开展叶片鸟撞试验,采用显式动力学数值仿真方法,建立叶片鸟撞试验仿真分析模型,并通过对模型中叶片材料参数、鸟体本构模型参数、鸟与叶片耦合接触参数进行敏感度分析,对模型进行标定.结果表明,标定后的鸟撞分析模型所预测的叶片损伤模式与试验结果一致,预测的损伤位置与试验测量结果误差小于10%.      

航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文)

本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。