航空发动机风扇叶片凸肩的结构设计

统计了一些航空发动机风扇叶片凸肩的结构参数 ,探讨了凸肩的形状、位置、厚度、紧度、涂层等对叶片振动特性的影响 ,并通过试验对影响振动特性的部分结构参数进行了效果验证     

带凸肩叶片非线性振动响应分析

基于时频转换的思想,提出了一套利用叶片自由模态求解带凸肩叶片非线性振动响应的方法.该方法消除了原来方法在时频转换过程中存在的一些问题,并考虑了振动过程中接触刚度随正压力的变化,提高了计算效率和结果的准确性,计算结果与试验结果具有很好的一致性,完全能够满足叶片减振设计的工程需要.此外,还分析了自由模态阶数对计算结果的影响,发现当接触面接近自由时,需要少阶的叶片自由模态就能得到准确结果;而当接触面接近粘滞时,需要较多阶的模态才能得到准确响应.      

裂纹对叶片固有频率影响的分析

给出了一种两条横向裂纹对叶片弯曲固有频率影响效果的分析方法。考虑的两种裂纹为周期载荷作用下产生的双面裂纹和脉冲载荷作用下产生的单面裂纹。分析中假设裂纹为沿叶宽等深度扩展的开口裂纹，同时将叶片看成无扭曲的短形等截面悬臂梁。结果表明，单纯选用固有频率识别裂纹参数，会过低估计裂纹严重程度；在可考察的裂纹深度范围内，单面和双面裂纹对固有频率的影响效果不显著。     

压气机转子带凸肩叶片掉块故障分析

针对某压气机转子带凸肩叶片掉块故障,通过外观检查、断口分析、成分分析、组织检查、加工制造质量复查及有限元计 算,明确了叶片断裂的性质,分析了掉块故障的原因。结果表明：故障叶片断口符合高周疲劳断裂特征,叶片波纹度不符合设计要 求,叶片凸肩上、下截面的叶型厚度异常减薄,分析认为该异常改变了叶片的振动特性,降低了共振裕度,在气流激励下可能引发叶 片进气边局部共振,最终导致叶片疲劳失效。     

略论发动机涡轮叶片的振动疲劳

针对发动机涡轮叶片的振动及振动疲劳破坏进行了理论分析。通过理论分析和实验，说明了叶片对抗振对疲劳的能力主要取决于性质及叶片的形式、表面状态，而与静强度无关。并对改进设计和工艺，充分挖掘材料潜力，加强对叶片防护，提出了建议和设想。     

航空发动机进气畸变诱导叶片振动的研究

介绍了进气畸变导致的叶片振动响应的一般分析方法 ,讨论了引起叶片振动响应的周向总压畸变导致的激振力谐波的计算方法 ,并结合某型发动机叶片试验结果和计算结果进行对比 ,对叶片在周向总压进气畸变条件下的振动响应进行了分析和讨论     

凸肩结构对叶片的干摩擦减振研究——理论方法

提出了一套求解带凸肩结构叶片非线性响应的时频转换方法。该方法应用数值轨迹跟踪法计算凸肩复杂接触面内的非线性摩擦力,并将其与频域内的谐波平衡法、动柔度法相结合求解带凸肩结构叶片的非线性响应,方法能够考虑叶片高阶振型以及响应高次谐波的影响,为带凸肩叶片的设计及故障诊断奠定了理论基础。      

凸肩结构对叶片的干摩擦减振研究——规律分析

针对带凸肩的平板叶片,对凸肩阻尼结构的减振规律进行了系统的研究。获得了凸肩接触面初始正压力、接触角度、接触刚度、摩擦系数等多种参数对叶片非线性响应的影响规律。此外,研究了某航空发动机带凸肩风扇叶片的振动响应,分析了凸肩结构对其一阶弯曲振型及某高阶振型的减振效果,确定了该叶片发生疲劳断裂的原因。本文工作对带凸肩结构叶片的设计、排故具有指导意义。      

叶片振动可靠性评估方法研究

提出一种用于发动机叶片振动可靠性评估方法,该方法基于叶片共振转速图（Ｃａｍｐｂｅｌ）,引入概率故障树ＰＦＴＡ（ＰｒｏｂａｂｉｌｉｔｙＦａｕｌｔＴｒｅｅＡｎａｌｙｓｉｓ）概念,改善了传统评估方法。其目的是为发展叶片共振识别和可靠性评估的有效方法。在Ｃａｍｐｂｅｌ图上,叶片共振系统定义由工作转速点和附近的多个共振点组成。利用ＰＦＴＡ分析该系统能获得更多的叶片振动信息。该方法发展了常规的叶片振动可靠性设计方法,为叶片设计和叶片振动疲劳排故中改善叶片振动特性提供有益的工程评估方法。     

某微型发动机振动特性计算分析

研究了具有锥齿轮啮合及机匣系统的某微型发动机的振动特性。采用弯扭耦合传递矩阵法计算临界转速、不平衡响应和初始弯曲响应,计及转动惯量、陀螺力矩、剪切变形、粘性阻尼和轴向力的影响。为了提高机匣振动固有频率的计算精度,还采用轴质量均布的传递矩阵法计算转子－机匣系统的临界转速与不平衡响应。临界转速及不平衡响应计算结果与试验结果吻合较好。     

叶/盘结构振动分析中几个问题的探讨

为了防止叶／盘结构在正常工作条件下出现危险的共振，从工程设计角度出发，讨论了用在限元法对刚性盘上单个叶片的振动分析、用波传播技术对叶／盘耦合振动及轮盘振动分析中的几个问题。对振动分析中应注意的计算频率阶数确定、激振力选取及其振点确定等问题给出了具体处理方法。计算得到的叶片、轮盘振动特性分析结果与实测结果相符。给出的处理方法可用于叶／盘结构的振动设计分析和排放。     

应用振型识别叶片裂纹故障初探

给出了一种应用叶片的弯曲振型识别叶片裂纹的方法。假设叶片为无扭曲的矩形等截面悬臂梁,同时将裂纹看成沿叶宽等深度扩展的开口裂纹,最后对应用该法检测叶片裂纹的可行性进行了探讨并提出了建议。     

某型航空发动机机载振动监测点选择

为给出某型航空发动机机载振动监测测振点较为合理的选择方案,基于转子支承和传力特点以及该型发动机实测振动信号的分析对比,定性和定量分析了各测点振动信号对于结构故障的反映和敏感程度。得出三个测振点能够比较真实客观地反映该型发动机的振动情况,但对于不同部件的振动敏感程度各测点又有所侧重的结论。即前测点主要反映低压压气机的振动;中测点综合反映高低压转子的振动,对以高压压气机为主导的组合故障反应更为敏感;后测点主要反映低压涡轮的振动,一定程度反映高压转子的振动,对以涡轮部件为主导的组合故障反应更为敏感。结合13台次故障发动机试车台振动测试超限报警结果的统计,给出了机载测振点较为合理的选择方案。若采用单点测振应重点考虑后测点,若采用两点测振应一个为前测点,一个为后测点。     

航空发动机叶片抛光技术现状及发展趋势

叶片最终成形一直是航空发动机制造中的瓶颈技术,叶片自动化抛光技术研究可以解决国内叶片主要依靠手工抛光所带来的一系列问题。本文对砂轮磨削、砂带磨削的工艺特点进行了介绍,并结合国内外抛光技术现状,针对叶片抛光的技术难点,总结出了叶片抛光技术的发展趋势,给叶片抛光技术从业人员指出了一个研究方向。     

Vibration analysis and control technologies of hydraulic pipeline system in aircraft: A review

Vibrations in aircraft hydraulic pipeline system, due to multi-source excitation of high fluid pressure fluctuation and serious vibration environment of airframe, can cause the pipeline system vibration failures through overload in engineering field. Controlling the vibrations in hydraulic pipeline is a challenging work to ensure the flight safety of aircraft. The common vibration control technologies have been demonstrated to be effective in typical structures such as aerospace structures, shipbuilding structures, marine offshore structures, motor structures, etc. However, there are few research literatures on vibration control strategies of aircraft hydraulic pipeline. Combining with the development trend of aircraft hydraulic pipeline system and the requirement of vibration control technologies, this paper provides a detailed review on the current vibration control technologies in hydraulic pipeline system. A review of the general approaches following the passive and active control technologies are presented, which are including optimal layout technique of pipeline and clamps, constrained layer damping technique, vibration absorber technique, hydraulic hose technique, optimal pump structure technique, and active vibration control technique of pipeline system. Finally, some suggestions for the application of vibration control technologies in engineering field are given.     

对不同转角扩压叶栅内弯叶片的数值模拟

通过数值模拟,分析了叶片周向弯曲对不同转角的压气机叶栅内分离结构和叶栅损失系数的影响。折转角分别为37,°46°和54°;冲角分别为±5°和±10°,弯角分别为±10,°±20°,±30°。结果表明,在不同折转角下,叶片正弯的表现不同:折转角较小时,正弯增强了吸力面的二次流,叶栅总损失增加;中等折转角时,叶片正弯可以有效遏止角区分离,并改善吸力面分离型态;大折转角时,较小的叶片正弯可以改善流动,但弯角大于20°时,流动重新恶化。反弯使得叶栅内角区分离趋势增加,气动性能明显降低。不同冲角下,弯角对损失影响的变化趋势基本相同,只是正冲角增强了这种趋势,负冲角减弱这种趋势。     

分区多重网格法在复杂区域中的数值研究

突破多重网格方法在多连通域中应用的局限性,将分区法与多重网格法结合,形成分区多重网格法,应用在复杂几何域及复杂多连通域中,结果表明,它不仅能提高精度,而且能加快收敛。     

航空发动机平衡工艺技术的发展

论述了航空发动机转子平衡技术在国内外的发展状况,重点介绍了刚性转子和柔性转子平衡法及本机平衡法,并对该项技术在国内应如何发展,提出了建议。