【《某航空发动机压气机叶片振动特性分析案例》3200字】

某航空发动机压气机叶片振动特性分析案例目录TOC\o"1-3"\h\u9489某航空发动机压气机叶片振动特性分析案例 1306871.1叶片模型的建立 1215851.1.1叶片模型说明 1251101.1.2网格划分 2108571.1.3边界条件处理 3111941.2振动固有频率 3192891.3叶片振动模态分析 5108681.1.1叶片振动模态 564421.1.2叶片振动变形与应力分布 759281.4叶片Campbell图 9133771.5小结 101.1叶片模型的建立1.1.1叶片模型说明图3-1单独叶片模型如图3-1所示，通过查阅文献，我们建立了某航空发动机的压气机其中一级整体叶片轮盘系统[6]的一个叶片模型，表1.1中包含了叶片的材料以及其某些物理参数。表1.1叶片的材料以及性能参数材料密度（kg/m弹性模量（GPa）泊松比TA1143701130.31.1.2网格划分图3-2单个叶片的网格划分我们在进行网格划分时，要兼顾精确度及效率，因此最终选用的是如图3-2所示二阶六面体网格。该叶片模型共有4080个单元和9673个节点。1.1.3边界条件处理图3-3单个叶片的约束本章对叶片模型进行固有频率分析和模态分析时，为了最好地还原在工作时叶片的工作状态，对其根部施加了位移的全约束。1.2振动固有频率我们在对叶片振动的固有频率进行分析时，将其分成两种状态进行叶片振动固有频率数据的计算：非旋转状态和旋转状态，共六组转速（0r/min、2000r/min、4000r/min、6000r/min、8000r/min和10000r/min），得到其前十阶的固有频率如表1.2所示，并将其在绘制在曲线图3-4中。表1.2叶片前十阶固有频率转速0r/min2000r/min4000r/min6000r/min8000r/min10000r/min固有频率阶次静频/Hz动频/Hz动频/Hz动频/Hz动频/Hz动频/Hz18.6884611.19624.47641.82661.59688.2285.326916.84930.09951.25979.051011.9391.8171232.51247.21269.91299.11331.14234.651251.31268.71294.11328.21369.45272.161568.11587.81618.91659.01705.26318.751649.41661.71687.11718.81758.27536.791922.01944.01978.62021.02072.08582.802038.42052.42074.72104.02138.99828.532258.42272.12291.72311.72321.910882.462360.72377.12402.72434.82471.5通过观察表1.2中固有频率的数据和图3-4中的曲线，可以得出以下结论：叶片振动阶次的不断增加，叶片振动的固有频率也会有一定程度的增大，并且增加的幅度会随着阶次变化，阶次越高，增加幅度越大。在不同的振动阶次下，叶片的转速对其固有频率的影响大小存在一定差异，前两阶振动时的影响会更大一些，对后面阶次的影响大小交替变化。在同一振动阶次下，叶片在旋转状态下固有频率的数值会随着其旋转转速的增高而增大，并且旋转状态下的固有频率非常明显地高于静止状态固有频率的数值。图3-4不同转速下振动阶次与固有频率曲线图1.3叶片振动模态分析1.1.1叶片振动模态在实际工作的情况下，叶片的工作环境是一种旋转速度极高的状态，高速旋转过程中因为离心力的影响很大，所以不能忽略离心载荷对叶片振动固有特性的影响。所以我们要基于离心载荷的影响和效应，才能再进行模态分析。在对一个带有旋转式转动叶片部件进行加载预应力的模态静力分析时，先对其进行必要的静力学分析，打开所有预应力转速选择项，定义其正常工作时的转速，再对其展开模态分析，将所有形成预应力的模态加载到一个旋转叶片上，求解参数即可直接完成所有预应力模态分析。对一个叶片进行模态分析的基本工作得流程与其架框图显示如下图3-5。如下图3-6、3-7、3-8、3-9所示，通过仿真软件的模拟，我们提取出了设定工作转速为10000r/min时叶片振动模态的振型。在此图中我们能够清晰地看到，当叶片在高速旋转的运动状态下时，叶片振动的形式表现出较为多元化（扭转、弯曲以及弯曲和扭转共存的复合振动）。它的变形亦为各种不同的形式，它们都包含了扭转、弯曲以及弯曲和扭转共同作用的复合变形等。图3-5预应力模态分析流程图观察图3-6、3-7、3-8、3-9，从中可以得出叶片处于不同的振动阶次时，其振动形式和振动方向也会表现出一些差异：在一阶、二阶和四阶的振型中，其主要是表现出较多的弯曲振动，产生的变形也主要是因为弯曲振动而发生的变形；而三阶振型表现的就是以扭转振动为主，所产生的最大挠度也主要是扭转变形，并且最大挠度是在六分之一叶高植物盆靠右侧。图3-6一阶振型图3-7二阶振型图3-8三阶振型图3-9四阶振型如图3-10、3-11、3-12所示，在更高阶次下，叶片的振动形式则会变得更加复杂，会产生弯扭耦合振动。在这种耦合振动模式下，叶片产生的变形是包含弯曲和扭转的复合变形。不同阶次弯曲振动和扭转振动的强度不同，最大挠度位置也会随之改变。图3-10六阶振型图3-11八阶振型图3-12十阶振型1.1.2叶片振动变形与应力分布一般情况下，民用的航空发动机会在高压载荷、高速旋转和低温的情况下进行工作，这样的工作环境具有一定的复杂性。由于发动机会受到不同的载荷作用，这时发动机是否能够正常地运转和工作就取决于叶片是否能正常的工作。叶片受到外部的载荷影响，并在高速旋转作用下工作，叶片断裂以及其内部是否会由于振动量过大进而导致损坏的情况，都与其振动状况密不可分。很多的飞机发动机机匣以及油箱的安全事故，都是因为叶片上出现了损伤或断裂的情况，这会给驾驶员的飞行和发动机的安全性带来更多更大的问题。工作状态环境中的发动机的工作状态经常是处于高速螺旋转动，其中的转子速率能够迅速达到千转/分钟乃至万转/分钟。由于研究的对象是压气机转子前几级工作叶片，这些叶片的特点一般是增压比较高、叶身长度较长，并且受载荷尤其是离心载荷的影响很大，因此我们必须深入地分析研究这些工作叶片之间的应力振动以及应力相互关系。在飞机高速旋转的工作状态下，因为高速转动从而加速产生了巨大离心力。它们一般都会对高速旋转后的齿轮叶片和轴造成径直的向上向下拉弯曲应力、扭矩上拉应力及弯曲应力，其中向上拉弯曲应力主要就是表现在这些点的应力形成方面。本章针对这种旋转飞机叶片的运动性能相关问题并在进行了技术分析时，参考了美国相关的技术书籍和美国航空航天发动机技术使用手册[7]把这种飞机的螺旋叶片运动转速定义设定为8000r/min，在其旋转叶片的叶根部分施加了叶片位移完全性的约束。图3-11叶片振动变形图如图3-11所示，在旋转离心载荷的作用下，从压气机叶片振动的总变形分布云图可以看出，叶片尖端的前缘处出现了最大的变形，最大变形值为1.11mm。因为叶片在根部固定的情况下，其各个部位受到的离心力与其距离轴线的位置成正比，所以叶片振动产生的变形从叶片的根部到叶片的尖端处持续增加。图3-12叶片振动等效应力图如图3-12所示，在旋转离心载荷的作用下，观察压气机叶片振动的等效应力分布图，可以看出叶片在旋转速度很高的状态下时，叶片振动产生的最大等效应力出现在叶片根部的中部位置，最大值为382.48MPa。1.4叶片Campbell图图3-13叶片Campbell图Campbell图就是通过把频率监测值和每个转子高速转动时的转速，通过振动变化幅度形成的函数关系表达出来，分别作不同转速下的不同频次的振动频率之间的函数，将整个振动转速变化区间内的每个转子高速振动全部两个分量的频率改变函数特征充分显露了表现出来。在Campbell图上其中横和纵方向的两个坐标分别代表振动转速和振动频率。从原定出发的射线，就是与转速有关的振动频率部分，这部分称为强迫振动，而另一部分称作自由振动，则以固定的频率线在图中呈现。图3-13即为叶片Campbell图，图中的曲线表示的就是叶片的振动频率与压气机工作转速变化关系的函数曲线。激振力频率在图中是从原点出发的射线，而图中水平的直线则代表叶片振动固有频率，两条直线相交代表会有共振发生。一般来说，叶片设计应该遵循一定的原则：发动机转速线不能和激振力频率与振动固有频率的交点（即共振点）重合，并且在设计发动机转速时，要远离这些共振点，远离的幅度一般要超过频率的±10%。1.5小结本章参考了某航空发动机实际叶片数据，对该叶片进行了三维有限元模型建模，并基于此模型对其进行了模拟仿真，分析了单独叶片在静止与不同转速状态下振动的固有频率和模态振型，得到了在离心载荷作用下的变形与应力分布情况，总结出如下结论：（1）叶片振动阶次的不断增加，叶片振动的固有频率也会有一定程度的增大，而且在同一振动阶次下，叶片在旋转状态下固有频率的数值会随着旋转转速的增高而