叶片─盘─轴整体转子振动特性分析

提出分析盘-片-轴全弹性整体转子系统动力特性的新方法。采用刚盘-轴组件和盘-片组件作为两个子结构, 应用模态综合, 导出了整体转子的运动方程, 求解了相应的广义陀螺特征值问题, 求得涡动频率、涡动模态和临界转速, 判断了正、负进动。对盘-片组件执行了几何非线性大变形分析, 求出动平衡位置和切线刚度阵, 准确计算了离心力的刚度效应。利用盘-片组件的回转对称性, 采用群论算法, 把自由度缩聚到一个扇区, 克服了算机容量的困难。编制了盘-片-轴耦合振动的大型有限元程序。进行了盘-片-轴耦合振动的试验研究, 试验与计算结果一致。      

带悬臂涡轮盘发动机转子的振动特性及平衡技术研究

在旋转试验器上研究了带悬臂涡轮盘火箭发动机氧涡轮泵转子的振动特性,并在此基础上完成了氧涡轮泵转子的高速动平衡试验.结果表明：氧涡轮泵转子的振动与悬臂涡轮盘的不平衡量密切相关,单面高速动平衡技术对减小悬臂柔性转子的振动效果显著.     

失调叶片盘耦合振动的力学模型

借助于子结构模态综合法,为研究真实的失调叶片盘耦合振动问题提出了一种非常接近于实际叶片盘的力学模型和简便的理论分析方法;并通过对一个实际失调叶片盘的强迫振动试验,对力学模型、计算公式和程序进行了考核验证。结果表明,试验与计算相当吻合。     

风扇整体叶盘振动响应数值仿真及试验验证

针对整体叶盘结构振动问题突出,而传统坎贝尔图无法预测真实振动应力的问题,以某风扇整体叶盘为研究对象开展 振动响应数值仿真分析技术研究。根据转/静子叶片数确定了可能存在的危险节径数,同时考虑机匣椭圆度的影响,绘制了盘片 耦合共振图,获得了工作转速范围内可能存在的危险低阶共振。在此基础上开展了非定常流场分析,获得了考虑前后级静子叶片 影响的非定常流场分布,并将随时间变化的气动压力加载至叶片表面开展振动响应分析,求解得到叶片的振动应力。结合振动特 性分析结果和振动响应分析结果确定了动应力测量的贴片位置,在整机上开展了振动应力测试,并将测试结果与数值仿真分析结 果进行对比验证。结果表明：仿真分析结果与试验结果吻合较好,振动响应仿真分析方法可以用于工程中叶盘结构振动响应预测。     

振动监测在轮盘低循环疲劳试验中的应用

振动加速度值在轮盘低循环疲劳试验中，是判断轮盘是否产生较长裂纹的一个重要指标。燃气涡轮研究院在其SB804轮盘低循疲劳劳动试验器上进行过多个轮盘的低循环劳动试验，其中有2个压气机盘和3个涡轮盘产生了较长的裂纹。根据这5次疲劳试验中实际记录的振动加速度的变化值说明：在轮盘的低循环疲劳试验中，可以通过监测振动峰值的变化来判断轮盘是否产生较长的裂纹。     

基于多重优化的多级盘转子虚拟装配平衡方法

针对航空发动机转子振动精准抑制对装配工艺的需求,提出了一种虑及多转速多级盘结构转子虚拟装配平衡优化方法。以多级盘转子试验台为对象建立了转子动力学模型,在各级盘残余不平衡量及转子原始振动已知的情况下,通过仿真模型进行虚拟装配。以转子各测点的残余振动以及转子整体不平衡力和不平衡力矩为优化目标,采用多重优化算法寻找各级轮盘装配角度的优化方案。最后在3盘转子系统试验台上进行了试验验证,结果表明,使用该方法可使转子在宽转速范围内振动均有所下降,其中最大下降幅度为85.75%。本文结果可为航空发动机多级盘结构转子装配提供方法和技术支撑。     

基于耦合场压电分析的失谐叶盘振动仿真模拟

针对典型失谐叶盘结构振动响应局部化实验需求,通过有限元仿真验证实验的最坏叶片失谐模式,基于ANSYS软件的直接耦合场压电分析功能,对粘贴在叶片根部的各压电陶瓷片施加行波谐激励电压,模拟了失谐叶盘的振动响应局部化特性。数值仿真结果与实验结果得到了良好的验证,为进行失谐叶盘振动局部化实验研究提供了有效的支撑。     

失调叶片盘的振动机理

本文对于失调叶片盘的耦合振动问题 ,采用子结构模态综合法建立系统的振动微分方程 ,利用试验模态分析及模态修正计算求得调谐叶片和外缘带锥壳轮盘的若干低阶模态。通过对叶片模态刚度的微量摄动 ,构造真实的失调叶片盘和各种理论分析失调模型。对某个实际的失调叶片盘的非旋转强迫振动试验验证了系统的力学模型和计算公式。计算结果分析表明 ,失调叶片盘强迫振动响应中个别叶片振动过甚乃为叶片失调所致。对各种失调模型的振动计算表明 ,小频差的随机失调优于其他失调分布形式。并就算例给出了最佳频差幅值和恰当的发动机工作频率范围。     

某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障分析

为确定某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障原因,应用大型结构分析程序Ansys研究了装配紧度与篦齿盘振动特性的关系,选择合适的有限元分析模型.对不同装配紧度条件下的篦齿盘进行了振动频率、相对振动应力计算和行波共振分析,并与试验结果进行了对比.通过空气系统流路与结构特点分析,确定了影响篦齿盘振动的激振因素为低压涡轮轴孔、中介机匣支板和喷嘴.根据篦齿盘动力特性结合静强度计算结果分析认为故障产生的原因是由于均压孔孔边静应力水平较高,在振动应力叠加作用下产生高周疲劳破坏.并对后续使用提出了建议.     

非隔振条件下实时云纹干涉法研究及其在复合材料研究中的应用

本文提出一有特制的全息光栅参与组成的具有强抗干扰能力、适用于非隔振条件下实时云纹干涉法试验光路,并详述了它的原理和特点。试验在非隔振条件下得到动载复合材料带孔板试件实时观测记录的云纹干涉系列条纹图;还将云纹干涉试验与电测试验结果进行了比较与分析,两者的一致性证实云纹干涉法试验结果是可靠的。此光路也适用于现场实测。试验结果还说明复合材料边缘有提高应变集中系数的效应。     

基于激光多普勒测振的叶片振动特性试验

为了实现叶片振动特性的高精度、多点、非接触测量,对激光多普勒测振原理与应用进行了研究,将激光测振技术引入到叶片振动特性测试中,搭建了1套非接触式声激励测振系统。以某型航空发动机压气机第2级叶片为研究对象,测量出叶片表面153个测点的响应、5kHz内的前5阶固有频率和振型、前3阶应力分布,并将试验结果与有限元分析以及传统振动特性试验采用共振法、模态法获得的振动特性结果进行对比。结果表明：非接触激光测振法可以同时获得叶片高阶模态和全场应力分布,弥补了传统振动特性试验的不足。测得叶片频率与采用共振法、模态法得到的结果相比误差在1%以内,相对应力分布与有限元分析结果基本一致,证明了该新型叶片振动特性试验方法的正确性与先进性。     

基于无转速定位信号的非接触叶片振动测试技术

介绍了在无转速定位信号情况下实现非接触叶片振动测试的方法,通常定位传感器安装干发动机转子部件内,存在传感器脱落打伤发动机的隐患。对此,开展了双光纤信号替代转速定位信号实现叶片振动测试方法的研究。运用单自由度理论分析了无转速定位的测量原理,分析了在无转速定位时对叶片振动测量误差的影响。该方法通过了模拟试验器和台架压气机试验验证。结果表明：无转速定位非接触叶片振动测试方法与转速定位方法的测试结果基本一致,为发动机工作叶片安全监视提供了更为简易的技术手段。     

压气机中叶片轮盘耦合结构振动分析

在建立了叶片与轮盘三维装配模型的基础上, 考虑了由于装配产生的接触应力与叶片轮盘之间的耦合作用后, 建立了叶片-轮盘装配耦合的振动特性计算的有限元模型.并采用ANSYS软件, 使用循环分析方法对某叶片轮盘耦合结构的振动特性进行了计算分析.通过模态实验校验的手段证明用这种方法进行榫接装配系统动力学分析是可行的.      

曲面叶片三维工作变形连续扫描激光测试

提出一种曲面叶片三维工作变形连续扫描激光多普勒振动测试方法并应用于某压气机叶片的振动测试。将图像几何变换引入激光连续扫描,发展了一种适合曲面叶片这类非规则几何结构的激光连续扫描路径算法,使连续扫描激光振动测试应用于非矩形区域,并通过实验验证了其准确性。基于此测试方法,提出了曲面叶片三维工作变形的测试方法,研究了三维激光测试坐标分解原理。对某压气机叶片进行了三维激光连续扫描测试,获取了3600Hz内的前9阶模态,与商用三维激光离散点扫描测试模态振型的相关性基本在0.95以上,验证了三维连续扫描激光多普勒振动测试的可行性和准确性。连续扫描激光多普勒测试的效率高、测点密集,对进一步工程应用具有重要意义。      

燃气轮机叶片-轮盘耦合振动特性计算

 建立了叶片 -轮盘耦合系统振动固有特性计算分析模型 ,利用有限元通用程序 NASTARN的循环对称分析功能和几何非线性分析功能 ,对某舰用燃气轮机叶片 -轮盘结构进行计算分析。计算中考虑了旋转离心力及材料参数随温度变化对固有特性的影响 ,得到的谐波共振频率与实测结果基本吻合     

模拟叶片气激及涂层阻尼减振有效性研究

针对航空发动机叶片高阶振动及阻尼涂层减振有效性的试验验证问题,通过构建旋笛式高频气激试验器,对单个非旋转叶片进行气体激振试验研究,同时完成有无涂层阻尼叶片在高频气激下的振动响应对比试验。结果表明：气动激振可以使叶片处于高应力工作状态,施加阻尼涂层是1种有效抑制振动响应的手段;气体激振测频结果与ANSYS计算、振动台测频结果基本吻合,说明气体激振不仅可以完成振动特性试验,而且可以通过调节气压和流量来控制激振力的大小,以此来控制振幅并完成振动疲劳试验     

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.      

一种排除带凸肩风扇叶片榫头故障的新方法

探索了一种采取黏弹性橡胶阻尼器抑制带凸肩风扇工作叶片共振的新途径,通过应用于某型机风扇第1级叶片,在叶片结构不变的条件下排除了其榫头断裂故障。在发动机上的验证结果表明:根部橡胶阻尼器减振结构对叶片榫头出现最大振动应力的振型的抑制效果明显,从而拓展了黏弹性材料的应用领域。     

叶片裂纹故障的多普勒在线监测技术仿真研究

本文研究了文献[1]介绍的叶片裂纹故障声学多普勒在线监测技术的监测原理;提出了一种新的基于裂纹叶片振动响应波形不对称性的监测方法;编制了这两种方法的计算及信号处理程序。仿真计算证明这些程序是可行的,同时表明,本文建立的新的监测方法在监测有效性、可靠性方面具有优势。      

A novel none once per revolution blade tip timing based blade vibration parameters identification method

The vibration caused blade High Cycle Fatigue (HCF) is seriously affects the safety operation of turbomachinery especially for aero-engine. Thus, it is crucial important to identify the blade vibration parameters and then evaluate the dynamic stress amplitude. Blade Tip Timing (BTT) method is one of the promising method to solve these problems. While, it need a high resolution Once Per Revolution (OPR) signal which is difficult to get for the aero-engine. Here, a Coupled Vibration Analysis (CVA) method for identifying blade vibration parameters by a none OPR BTT is proposed. The method assumes that every real blade has its own vibration performance at a given speed. Whereby, it can take any blade as the reference blade, and the other blades using the reference blade as the OPR for vibration displacement calculating and further parameter identifying. The proposed method is validated by numerical model. Also, experimental studies are carried out on a straight blade and a twisted three dimensional blade test rig as well as a large industrial axial compressor respectively. The results show that the proposed method can accurately identify the blade synchronous vibration parameters and quantitatively evaluate the mistuning in bladed disks, which lays a foundation for the reliability improvement of aero-engine.