基于模型参数辨识的航空发动机风扇叶片裂纹故障诊断

为了对发动机风扇叶片裂纹故障进行精确诊断,在航空发动机故障模拟试验平台上开展了风扇叶片裂纹故障模拟试验,对风扇转子叶片进行典型裂纹故障预置,并对风扇转子叶片产生裂纹前后的叶片典型参数进行试验测量。通过风扇转子叶片阻尼系统及裂纹故障特征理论分析发现,裂纹叶片的模态质量和模态刚度变化会使叶片阻尼比发生明显变化。采用基于遗传算法的模型参数辨识方法辨识风扇叶片应变响应函数,进而获取风扇叶片阻尼比。结果表明：相同叶片不同次测量试验得到的叶片阻尼比相差0.02%;不同叶片个体差异导致的阻尼比最大相差2.9%;5#风扇叶片产生裂纹后的阻尼比减小了6.4%。可见,叶片的阻尼比对其几何特性的变化十分敏感,且通过对风扇叶片阻尼比进行模型参数对应的遗传算法辨识能够实现风扇叶片裂纹故障诊断。     

航空发动机转子相位差的试验研究

采用带机匣航空发动机模型转子试验器,模拟了航空发动机转子系统在不平衡力及各种碰磨力作用下的故障现象,测试分析了转子振动信号,研究了转子系统在故障与正常状态下的相位,验证了振动信号相位分析应用于发动机整机振动故障监测的可行性.     

基于改进雅克比–旋量模型的航空发动机转子–叶片结构装配精度分析

转子–叶片是航空发动机的核心部件,具有装配结构复杂、装配难度大等特点,在高温高压条件下,转子–叶片装配误差被催化放大,容易导致疲劳裂纹等故障,严重影响整机安全性和可靠性。针对转子–叶片结构,传统的装配偏差分析方法常采用多特征并联结构中的一条支链作为单一主链来建立偏差传递模型,难以综合考虑转子–叶片复杂定位结构和局部并联关系。本文提出了基于改进的雅可比–旋量（Jacobian–Torsor,J–T）模型的转子–叶片装配偏差分析方法。首先分析了转子–叶片多级回转结构、止口定位结构和榫头榫槽结构,建立了考虑转子–叶片多特征局部并联关系的整机装配尺寸链;然后采用不完全定位策略将转子–叶片装配结合面表达为基于点接触形式的偏差旋量,建立了基于定位点系统的转子–叶片联合定位基准方案;最后提出转子–叶片装配精度指标及基于改进的雅克比–旋量模型的求解方法。以某航空发动机转子–叶片的径向、轴向和周向装配偏差分析为例,将传统雅克比–旋量模型、基于蒙特卡洛法的仿真模型、改进雅克比–旋量模型及实测结果进行了对比分析。结果表明,本文方法相较其他方法预测精度更高,与实测结果误差率不超过9%,提出了榫头榫槽更合理的装...     

涡喷发动机涡轮转子模糊可靠性分析与计算

航空发动机涡轮转子处于高温高压的工作环境,这类零部件单纯从设计可靠性角度来考虑具有较大的局限性,比如无法量化评估实际使用环境下的涡轮转子的可靠性情况.建立了考虑工作环境因素的涡轮转子磨损模型,结合模糊数学模糊集与隶属函数的理论提出了评估随时间变化的对涡轮转子进行模糊可靠性分析与计算所依据的模糊可靠性数学模型.通过量化分析涡轮转子磨损量的影响因素确定了相应的隶属函数,利用该模糊可靠性模型实现计算基于时间的涡轮转子磨损的模糊可靠度.     

转轴-轮盘-裂纹叶片耦合系统的叶尖振动特性

航空发动机叶片在极端恶劣环境中工作,容易产生裂纹进而缩短叶片寿命,严重影响航空发动机的安全运行。以转轴-轮盘-裂纹叶片耦合系统为研究对象,采用有限元、假设模态混合的建模策略,利用有限元模拟转轴,基于Kirchhoff板理论、Timoshenko梁理论模拟轮盘、旋转叶片,并根据时变的释放应变能确定呼吸裂纹导致的时变损失刚度,建立了相应的动力学模型;通过对比耦合系统的固有特性和振动响应验证了提出方法的正确性;剖析了重力载荷、转子不平衡力、气动载荷对叶尖振动特性的影响,并研究了不同无量纲裂纹深度和裂纹位置对叶尖振动特性的影响。研究结果表明：健康叶片中,重力载荷会导致叶片产生振动,转子不平衡力会导致叶片发生静变形;在旋转状态下,裂纹叶片导致叶尖弯曲位移产生偏移量;在气动载荷作用下,呼吸裂纹导致叶片发生非线性振动;常值分量与转频幅值比、常值分量与气动激励频率幅值比是评价呼吸裂纹的有效指标。本文的建模方法和分析结论可为航空发动机叶片裂纹故障诊断提供了一定的理论依据。     

非平稳信号特征提取在航空发动机故障诊断中的应用

在航空发动机早期故障诊断中,特征提取是早期诊断的重要过程之一.文中以航空发动机转子故障为研究对象,给出了基于经验模式分解、小波分析为核心的故障特征提取方法,并作了针对性的比较研究.在matlab7.0环境下开发了一个故障特征提取软件系统.研究结果表明:基于经验模式分解的时频分析方法可以很有效地提取到非平稳故障特征信号,是一种适合于非线性信号处理的方法.     

某型航空发动机转子不平衡故障的仿真分析

航空发动机故障种类繁多,转子不平衡故障是典型的振动故障之一,对航空发动机转子进行不平衡故障的仿真分析可以为航空发动机的维修工作提供参考依据。本文针对某型航空发动机转子建立简化模型,运用有限元法进行不平衡故障的仿真分析。研究表明,低压转子或者高压转子上存在不平衡故障时,高压涡轮盘振幅最大,其次为低压涡轮四级轮盘;高压转子和低压转子同时存在不平衡故障时,转子系统各部件振幅显著增大。     

航空发动机整机动力学研究进展与展望

对近年来航空发动机整机动力学的研究现状、进展进行了综述,包括双转子系统固有特性计算、转子-滚动轴承系统动力学、转子叶片振动、发动机机匣动力学、机动飞行转子系统动力学、航空发动机转子碰摩动力学、航空发动机转子裂纹以及整机动力学等.最后对航空发动机整机动力学今后工作研究的方向进行了展望.     

航空发动机双转子系统叶片-机匣碰摩故障模拟

叶片-机匣碰摩严重影响航空发动机的性能、可靠性及安全性。考虑叶片-机匣碰摩、轴承非线性、联轴器不对中及高低压转子不平衡,利用有限元法建立双转子系统的非线性动力学模型;然后利用模态综合法缩减系统自由度,数值求解降阶模型的非线性振动响应,分析叶片-机匣碰摩故障响应特征。数值与实验结果表明：航空发动机双转子系统为多激励非线性系统,系统振动响应频率成分复杂,包括高低压转轴频率、多倍频、组合频率及其他复杂频率;当叶尖间隙较大时,叶片-机匣碰摩可能为局部碰摩,故障特征频率为叶片通过频率及其倍频,并在叶片通过频率两侧存在高低压转轴频率的调制边频带;当叶尖间隙较小时,叶片-机匣碰摩可能发生全周碰摩,呈现出由干摩擦引起的强烈自激振动。研究结果可为航空发动机双转子系统的叶片-机匣碰摩故障诊断及叶尖间隙设计提供一定参考。     

共因失效相关同级叶片系统可靠性分析

为了准确地分析航空发动机的可靠性,针对航空发动机失效模式多、相关性复杂的特点,在考虑失效模式相关性的基础上,建立了共因失效相关的结构系统可靠性模型。采用蒙特卡罗法和近似数值分析法对航空发动机同级叶片系统在叶片静强度不足失效、叶片外缘变形碰摩失效及考虑2种失效模式下的可靠度进行了计算分析。分析表明与共因失效相关的可靠性模型相比,传统的不考虑失效模式相关性的可靠性模型使可靠度评估过于保守。近似数值分析法在保持与蒙特卡罗法计算精度相同的情况下,能够大幅提高计算效率。     

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。     

气流激励下叶片振动响应分析方法

为开展气流激励下叶片振动响应分析方法研究,建立了气动激振力预估方法,采用非线性谐波法对叶排进行三维非定常流动分析,获得叶片表面的脉动压力,编制流固转换程序,计算叶片所受的气动激振力。建立了叶片气动阻尼分析方法,基于能量法和弱耦合分析法,对叶片与流场进行流固弱耦合分析,将气动力对运动的叶片所做的气动负功等效为黏滞阻尼力所做的功,求得转子叶片的模态气动阻尼比。建立了叶片在气流激励下的振动响应分析方法,基于气动激振力和叶片模态气动阻尼比,采用模态叠加法分析叶片振动响应。使用该方法,针对发动机中1.5级压气机转、静子叶排模型,计算了转子叶片在真实流场中的气动激振力、前8阶模态气动阻尼比以及在气动激振力与气动阻尼共同作用下转子叶片的振动响应,振动应力达到100 MPa。      

航空发动机风扇叶片冰雹撞击仿真

为预估航空发动机风扇转子叶片受到冰雹撞击后的损伤情况,基于PAM-CRASH软件进行冰雹撞击风扇转子叶片仿真。采用SPH方法和带失效应变的弹塑性材料模型建立冰雹数值模型,模拟冰雹撞击铝合金平板过程,仿真结果与试验数据吻合较好。针对冰雹撞击旋转状态风扇转子叶片试验,建立3维风扇转子有限元模型,使用带失效模型的J-C本构模型定义叶片材料性能,采用该冰雹模型对试验过程进行仿真,获得的冰雹撞击过程和叶片损伤与试验结果基本相同,叶片凹陷深度误差小于10%。仿真与试验结果对比表明:风扇叶片冰雹撞击仿真方法能够预估叶片被冰雹撞击后的损伤情况,可用于叶片抗冰雹撞击设计与评估。     

Multi-probe linear fitting and time of arrival linear correction method to analyze blade vibration based on blade tip timing without once-per-revolution

Blade vibration monitoring can ensure the safe operation of aero-engine rotor blades. Among the methods of blade vibration monitoring, Blade Tip Timing (BTT) method has attracted more and more attention because of its advantages of non-contact measurement. However, it is difficult to install the Once-Per-Revolution (OPR) probe in the confined space of aero-engine, and the failure and instability of the OPR signal will reduce the reliability of the blade vibration analysis results, which directly affects the accuracy of the blade vibration parameters identification. The Multi-Probe linear fitting and Time of Arrival (ToA) Linear Correction method based on the BTT (MP-LC-BTT) without OPR is proposed to reduce the errors of single probe linear fitting method for blade vibration displacement analysis. The proposed method can also correct the calculation error of blade vibration displacement due to the nonlinear change of rotation speed, which can improve the analysis accuracy of the blade vibration displacement. A new blade vibration model conforming to the actual vibration characteristics is established, and the effectiveness of the proposed method is verified by numerical simulation. Finally, the reliability and accuracy of the MP-LC-BTT method have been verified by the experiments which include two high-speed blade test-benches and an industrial axial fan. This method can be used in the actual aero-engine monitoring instead of the BTT method with OPR.     

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。     

航天飞机主发动机高压燃料涡轮泵的故障模式

对航天飞机主发动机(SSME)高压燃料涡轮泵(HPFTP)的故障模式作了归纳总结,深入分析了HPFTP关键部件故障的问题及其解决办法.研究表明:①SSME的HPFTP故障模式与一次性使用液体火箭发动机液氢涡轮泵、航空燃气涡轮的故障模式存在很大的差异;②影响HPFTP寿命的重要故障模式是涡轮叶片的断裂与热防护装置的热机械疲劳故障;涡轮叶片的断裂主要由高温蠕变效应与高速旋转离心力所引起.HPFTP启动、关机瞬态效应对涡轮叶片的影响也很严重,在涡轮叶片寿命预估时必须考虑这些因素;③HPFTP次同步振动问题是SSME HPFTP设计初期面临的一个重要故障模式,主要由轴承与泵级间密封引起的;④启动隔离密封这类HPFTP专有密封件的故障模式也是HPFTP故障模式的重要组成部分.      

双重失效模式下民用航空发动机高压涡轮叶片报废特性与可靠性分析

基于某型民用航空发动机下发后观测涡轮叶片报废状态的双重失效模式,计算了高压涡轮(HPT)叶片由自新使用循环数(CSN)引起的报废率.并结合疲劳损伤累积理论,探究了叶片报废率与失效分布函数之间的关系,得到了涡轮叶片失效分布与寿命期望的计算方法.基于大量涡轮叶片的观测数据,拟合出涡轮叶片按CSN计的失效分布,研究发现:某型...     

转子叶栅非同步振荡发声特性研究

轴流压气机转子叶片排振荡疲劳失效是常见的气动弹性失稳问题。当转子叶栅处于非同步振荡状态下时,压气机管道内部将伴随着异常噪声的产生,这类噪声的频率既不是分布在叶片通过频率及其谐波上,也不是分布在转子轴频率及其谐波上,同时也不满足简单多普勒效应。为了解释这种异常噪声现象,以三维升力面理论为基础,讨论叶片对其附近流体施加非定常载荷的发声问题,给出了转子叶栅振荡异常发声问题的物理解释,建立了声场频率及模态特性与转子声源特性的直接关系式,并给出了频率特性不同于叶片通过频率且不符合简单多普勒效应的完整解释。在此基础上,通过机理性实验研究证实了该模型的正确性。实验结果表明,理论预测声场的频率和周向模态特性与实验结果完全一致。     

定向凝固合金叶片的再结晶与疲劳失效

 对定向凝固合金叶片的裂纹与断裂进行了分析,在断口观察与金相组织分析的基础上,对叶片的失效模式与失效原因进行了研究,并提出了预防该类故障发生的措施。研究结果表明,定向凝固合金叶片的裂纹与断裂为同一失效模式,均为叶片表面的再结晶而导致的疲劳失效。叶片表面的再结晶在叶片使用之前就已存在,是由于固溶热处理前叶片的表面存在塑性变形,在固溶热处理过程中形成的。