计算轮盘破裂转速的大变形解析法

本文为轮盘破裂转速研究课题组的研究报告之一。文中提出的大变形解析法是计算轮盘破裂转速的一种新方法, 首先推导了基本方程, 其次叙述了计算步骤, 并对几个试验盘作了数值计算。最后将计算结果与试验结果作了对比, 误差均在 4 %以内。作者认为, 此法简便易行, 准确度符合工程需要, 适应范围较大, 可以在发动机轮盘研制工作中应用。      

某低压涡轮盘破裂转速分析与试验验证

为了研究轮盘破裂转速分析方法并提高破裂转速预测精度,基于有限元计算结果,采用平均应力法和局部塑性应变法对某低压涡轮盘破裂转速和破坏起始部位进行预测,并与试验和失效分析结果进行对比分析。结果表明:平均应力法和局部塑性应变法预测的破裂转速与试验结果吻合较好;局部塑性应变法预测轮盘破裂起始部位与失效分析结果吻合较好;对于研究的轮盘及其工作环境,平均应力法预测破裂转速偏低,局部塑性应变法预测破裂转速偏高;局部塑性应变法预测精度相对更高。     

修正平均应力法预测轮盘破裂转速的试验研究

基于修正平均应力法,分析了TC17钛合金压气机轮盘型面尺寸参数对径向和周向破裂转速的影响,并对破裂模式的转变进行预判。进而设计了针对径向破裂模式的轮盘试验件,并开展了TC17钛合金压气机轮盘的破裂试验。轮盘破裂试验结果与修正平均应力法计算结果吻合较好,计算的破裂转速储备与试验结果的误差由修正前的7.24%下降为修正后的0.72%,可为工程应用提供依据。     

轮盘破裂转速试验研究

“轮盘破裂转速准确预测方法及试验评定研究”作为发动机结构完整性的课题,从理论计算及试验评定两方面研究破裂转速问题,以指导轮盘设计,分析产品盘破裂故障。采用了大变形解析法作为预测轮盘破裂转速的理论计算方法[1],用来指导轮盘的设计,并用模型试验来考核这种计算方法的准确性。显然,模型试验要简便得多,成本低廉,因此可以比较大量和系统地试验各种模型盘,包括有温度梯度和几何形状各异的模型盘,以减少甚至免除产品盘试验工作量。      

考虑局部应力效应的轮盘子午面破裂转速预测

平均应力法用于航空发动机轮盘破裂转速预测时结果一般偏大,对于带螺栓孔的轮盘破裂转速预测误差更大。考虑局部应力效应对平均应力法进行修正,引入修正因子来表征轮盘子午面平均周向应力和危险部位局部应力对轮盘破裂转速的加权影响。通过开展典型轮盘材料GH4169的光滑试样和缺口试样拉伸试验,并开展了两件模拟盘破裂转速测量试验,得到修正因子与缺口强度比的关系,然后同时采用这两种方法对某涡轮盘的破裂转速进行了预测,并开展了验证试验。试验结果表明:平均应力法预测结果偏大,误差达到了9.4%,而考虑局部应力修正后,预测值仅略低于试验值,误差仅2.67%。考虑局部应力效应的轮盘子午面破裂转速预测方法简单可靠,具有较高的工程实用价值。      

民用涡轴发动机动力涡轮盘破裂转速研究

以民用涡轴发动机动力涡轮盘为研究对象,建立了动力涡轮一级盘和动力涡轮二级盘的有限元分析模型,采用平均应力法和弹塑性有限元法分别计算得到了两级动力涡轮盘的破裂转速.设计了试验工装,进行了工装和配重叶片强度分析,完成了破裂转速测量试验,获得了两个轮盘的破裂转速和破裂形式,并与计算结果进行了对比分析.研究表明:两个动力涡轮盘...     

轮盘径向破裂转速计算方法分析及修正

分析了轮盘径向破裂转速理论计算方法及常用平均径向应力计算方法的含义及其特点.且依据理论计算方法的含义,提出了基于有限元计算结果的轮盘径向破裂转速计算修正方法.通过实例应用,证明了相对于理论方法计算结果,修正方法较常用平均径向应力方法计算精度更高,其计算精度由6.6%提高到0.5%以内,且修正方法较理论方法使用更方便、工程适用性更强.      

材料性能分散性对轮盘破裂转速预测结果的影响研究

为优化航空发动机轮盘结构设计,节约轮盘破裂转速预测成本,借助GH4169轮盘材料拉伸性能数据,采用基于塑性失稳准则和大变形有限元分析的轮盘破裂转速预测方法,分别利用双线性、多线性及非线性材料本构模型,分析探讨了材料性能分散性对轮盘破裂转速预测的影响.结果表明,在典型分散范围内考虑材料性能分散性对轮盘破裂转速预测结果有一...     

航空发动机涡轮机匣轮盘包容性研究

为研究某航空发动机辅助动力装置涡轮盘在预定转速范围内破裂后涡轮机匣的包容能力,在高速旋转试验器上进行了涡轮机匣的包容性试验.试验采用轮盘周向3个对称位置预制裂纹的方式,使轮盘在预定转速范围内破裂成均匀3块,得到了轮盘碎块撞击涡轮机匣的高速摄影照片.试验结果表明轮盘碎块击穿机匣撞击包容环,包容环发生大塑性变形,包住轮盘碎块.采用LS-DYNA软件对涡轮机匣包容性进行数值仿真,仿真结果与试验结果吻合良好,研究结果对航空发动机轮盘包容性设计有一定的参考价值.      

基于连续损伤力学的轮盘超转破裂行为预测与验证

为有效预测轮盘的超转破裂行为,建立了1种基于连续损伤力学的预测方法。给出了该方法下基于光滑拉伸试验数据的直接时效GH4169合金弹塑性本构模型参数与损伤模型参数确定方法。对缺口半径分别为0.5、2和5 mm的3种缺口圆棒试样的拉伸响应曲线进行了有限元计算,并与试验结果进行了对比。结果表明:该模型可以较准确地预测缺口试样的极限拉伸载荷和拉伸断裂变形。采用弧长法对模拟盘的超转破裂过程进行了非线性有限元计算,使用模拟盘超转破裂试验进行了验证。该模型不仅可以较准确地预测模拟盘的破裂转速,还能有效预测模拟盘的超转破裂模式。对于实际轮盘破裂转速预测具有一定的指导意义。     

旋转叶片频率转向与振型转换特性

通过对典型旋转叶片的有限元分析, 讨论了旋转叶片动频特性的“频率转向”和“振型转换”问题, 尤其是关于多模态耦合的复杂“频率转向”和“振型转换”的现象和特点.首先讨论了旋转叶片动频特性中的两阶模态间“频率转向”和“振型转换”问题, 说明了这种耦合振动问题的机理, 然后研究了多阶模态相互耦合所导致的复杂“频率转向”和“振型转换”现象, 对其基本特点进行了详细的分析和说明.      

轮盘弹塑性盘破裂准则的建立及变厚度轮盘破裂转速预测

建立了与材料延伸率相关的轮盘弹塑性破裂准则。为了验证所提出破裂准则的正确性,采用非线性有限元对变厚度轮盘破裂试验件的破裂转速进行了预测,并与试验结果进行了对比。结果表明,二者吻合很好。     

对转发动机模拟低压转子动力特性研究

建立了对转发动机模拟低压转子动力特性有限元分析模型,对转子的动力特性—临界转速和振型进行了计算分析,在高速旋转试验器上完成了全转速范围内的动力特性验证试验,并对计算结果和试验结果进行了对比分析。研究表明:计算模型能反映模拟低压转子的真实动力特性,转子在额定工作转速范围内存在3阶弯曲临界转速,各阶临界转速均满足设计准则要求,各阶振型全部为弯曲振型,这是1个非常典型的带柔性轴的柔性转子。     

转动薄壁圆柱筒振动特性:有限元法与解析解的对比

采用解析法和有限元法,研究了科氏力和离心刚化效应对不同约束条件下转动薄壁圆柱筒结构振动特性的影响,并进行了对比分析.结果表明,与解析解相比,有限元法计算得到的静止状态薄壁圆柱筒结构固有频率因边界条件不同而存在不同的差异,其中两端简支边界条件下与解析解吻合较好.随转速增加,前后行波频率差值加大,曲线明显分离,而这种分离趋势随周向波数的增大而减小.由于离心刚化效应的存在,相比于只考虑科氏力的影响,转动薄壁圆柱筒的行波频率有增大的趋势,并且当转速和周向波数较大时,前后行波频率均会大于对应的静频率.      

旋转盘应力水平与温度分布的关联分析

基于有限元的热-弹性耦合算法,在等冷气耗量条件下,对旋转轮盘内应力水平与其表面温度分布的关联性进行了数值研究.在转速为 000 r/min,内、外缘温度分别为00℃和50℃条件下,盘面温度沿半径方向采用不同的"V"形变化时,得到了盘内等效应力水平随盘面温度分布变化的规律.计算结果表明:采用"V"形变化的盘面温度分布可以有效地降低盘内应力水平,说明了盘内应力水平与盘表面的温度分布存在着较强的关联性,在保证航空发动机整体气动性能的前提下,通过控制涡轮盘表面温度分布来有效降低轮盘的应力水平是可行的.      

温度场对航空发动机转子超转破裂的影响

CCAR33.27超转适航要求,分析和试验确定的超转转速,必须基于温度和温度梯度的最不利组合。因此,研究温度和温度梯度对超转破裂的影响有非常重要的意义。以某型航空发动机低压6级涡轮转子为例,采用极限应变方法开展了转子部件的超转破裂分析,对比了常温和高温（红线转速对应的温度分布）下转子关键轮盘应变分布趋势和应变增长规律、预测的超转破裂的起始位置和破裂转速等轮盘超转特性;针对超转破裂分析,提出了在高温条件下,经过常温超转破裂试验验证的方法应用的有效性条件。低压涡轮转子的分析结果也显示,红线转速对应的温度状态下,轮盘超转破裂转速比常温下显著降低,而高温下材料屈服强度的大幅降低则是破裂转速下降的主要原因。     

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%。      

含碰摩故障的转子-盘片-机匣系统动力学特性分析

以转子-盘片-机匣耦合系统为研究对象,基于ANSYS有限元软件建立有限元模型,通过实验测试得到的固有频率验证了模型的有效性;采用点点接触来模拟叶片和机匣之间的碰摩故障,并通过测试的响应数据,进一步验证了所采用模型的正确性和可行性.最后,仿真分析了定转速情况下不同侵入量、定侵入量和定间隙下不同转速对系统动力学响应的影响.研究结果表明:叶尖碰摩主要激发高倍频成分,且在系统俯仰刚体模态频率附近会出现倍频幅值放大现象;定侵入量条件下,高转速碰摩情况时系统的频率成分减少,系统的法向碰摩力也随着转速的增大而变化;定间隙条件下,在高转速碰摩情况时倍频幅值会超过转频,在一次连续碰摩过程中会出现多次碰撞反弹现象.      

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.