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    基于Campbell理論的航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片共振裕度分析

    2022-10-19 05:05:06田森吳婭輝賈志婷張大治謝興娟姜延歡
    計(jì)測(cè)技術(shù) 2022年4期
    關(guān)鍵詞:共振振型固有頻率

    田森,吳婭輝,賈志婷,張大治,謝興娟,姜延歡

    (航空工業(yè)北京長城計(jì)量測(cè)試技術(shù)研究所,北京 100095)

    0 引言

    航空發(fā)動(dòng)機(jī)是最復(fù)雜的、多學(xué)科集成的工程機(jī)械系統(tǒng)之一,涉及空氣動(dòng)力學(xué)、工程熱力學(xué)、燃燒學(xué)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、控制技術(shù)、試驗(yàn)與測(cè)試技術(shù)、材料學(xué)和制造工藝等眾多學(xué)科及技術(shù)領(lǐng)域。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的服役環(huán)境較惡劣,在實(shí)際運(yùn)行過程中會(huì)承受不同類型的交變載荷[1],整體的失效問題會(huì)被逐漸放大。而作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核心組成部件之一的渦輪葉片,其運(yùn)動(dòng)工況除了要承受高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心載荷、實(shí)際飛行條件下高溫高壓氣流非均衡變化產(chǎn)生的氣動(dòng)載荷、復(fù)雜環(huán)境無規(guī)律變化導(dǎo)致的溫度載荷外,還要承受強(qiáng)迫振動(dòng)及渦輪葉片本身自激振引起的共振、喘振及顫振等載荷。近些年來,隨著發(fā)動(dòng)機(jī)故障問題的頻繁出現(xiàn),據(jù)相關(guān)材料統(tǒng)計(jì)分析,因發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)失效引起的事件約占發(fā)動(dòng)機(jī)總失效事件的60%,因葉片振動(dòng)導(dǎo)致的失效事件則占總振動(dòng)失效事件的70%之多[2],葉片振動(dòng)導(dǎo)致的疲勞損傷和斷裂已成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)失效工況中最為嚴(yán)重的問題。

    目前國內(nèi)航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件設(shè)計(jì)技術(shù)與國際先進(jìn)水平仍有較大差距,尤其是渦輪葉片等重要零部件受振動(dòng)影響的工作壽命遠(yuǎn)低于發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際要求,現(xiàn)已成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展所面臨的瓶頸難題。因此迫切需要從葉片的固有振動(dòng)與動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性等角度出發(fā)進(jìn)行深入研究和分析,避免共振頻率等現(xiàn)象的出現(xiàn)。為發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的設(shè)計(jì)、性能評(píng)估和故障診斷提供可靠的理論支撐[3]。

    本文將非接觸模態(tài)試驗(yàn)測(cè)量法與半物理場仿真計(jì)算法相結(jié)合,同步完成對(duì)葉片振動(dòng)特性的分析[4]。基于模態(tài)分析基本理論確定發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的振動(dòng)特性,采用模態(tài)試驗(yàn)中自激勵(lì)錘擊法與ANSYS軟件求解的結(jié)果進(jìn)行橫向?qū)Ρ?,以?yàn)證求解方法的可靠性以及葉片仿真建模的合理性。整合該渦輪葉片在各工況下固有頻率和模態(tài)振型的結(jié)果,繪制出不同轉(zhuǎn)速下的Campbell圖[5],基于共振裕度理論計(jì)算,給出容易發(fā)生危險(xiǎn)的工作轉(zhuǎn)速及對(duì)應(yīng)工況,并提出相應(yīng)改進(jìn)措施。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的振動(dòng)故障分析和性能評(píng)價(jià)具有較強(qiáng)的指導(dǎo)意義。

    1 模態(tài)分析基本理論

    對(duì)渦輪葉片進(jìn)行模態(tài)分析主要是為了獲得該轉(zhuǎn)子的振動(dòng)特性,其振動(dòng)模態(tài)為轉(zhuǎn)子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)所固有的屬性[6],葉片模態(tài)分析主要包括葉片本身固有頻率的計(jì)算和每階對(duì)應(yīng)振型的歸類。本文主要借助模態(tài)分析的基本理論確定渦輪葉片的振動(dòng)特性。

    1.1 模態(tài)分析基本原理

    本文所研究的是某型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片,其本質(zhì)是一個(gè)連續(xù)變化的多曲面復(fù)雜結(jié)構(gòu),常規(guī)計(jì)算方法無法得到一個(gè)準(zhǔn)確的結(jié)果。因此,需要經(jīng)離散化處理計(jì)算將其變成一個(gè)符合實(shí)際工況條件下的多自由度系統(tǒng)。依據(jù)有限元彈性力學(xué)理論方法,該多自由度線性彈性系統(tǒng)的基本運(yùn)動(dòng)微分方程公式為[7]

    式中:[M]為多自由度線性彈性系統(tǒng)的質(zhì)量矩陣;[C]為阻尼矩陣;[K]為剛度矩陣;為加速度響應(yīng);為速度響應(yīng);X(t)為位移響應(yīng);F(t)為動(dòng)態(tài)激勵(lì)載荷。

    通常情況下,模態(tài)分析的理論計(jì)算均采用無阻尼自由振動(dòng)法來進(jìn)行求解。此情況下,式(1)中的[C]{},{F(t)}默認(rèn)為0。因此可將渦輪葉片轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的模態(tài)分析問題轉(zhuǎn)化為求解特征值與特征向量問題,為

    求解可得

    式中:ω為多自由度系統(tǒng)的固有頻率值;[X0]為振幅矩陣,即n維n列。將式(2)和式(3)進(jìn)行整理,得

    特別注意,當(dāng)該系統(tǒng)進(jìn)行自由振動(dòng)時(shí),振幅矩陣為有效值,依據(jù)克萊默法則可以計(jì)算得到

    由于式(4)和式(5)中的X0和ω2的求解問題是一個(gè)求解廣義特征值的問題,則這n個(gè)特征向量分別滿足

    從上述分析結(jié)果可以看出,模態(tài)分析的整個(gè)計(jì)算過程實(shí)質(zhì)為一種不同空間類型條件下的坐標(biāo)變換。因傳統(tǒng)的模型計(jì)算是在物理坐標(biāo)條件下,無法與模態(tài)坐標(biāo)點(diǎn)數(shù)值相對(duì)應(yīng),所以要將建立好的方程組聯(lián)立求解,最終確定出該彈性系統(tǒng)的模態(tài)參數(shù)。其中,聯(lián)立方程組中待求解的矩陣為模態(tài)矩陣,矩陣中每列的參數(shù)信息代表該解算對(duì)象的模態(tài)振型,模態(tài)振型所對(duì)應(yīng)的具體變形大小并無實(shí)際意義,只是相對(duì)振型的變化量,與結(jié)構(gòu)仿真的變形有所區(qū)分。因此一般情況下,一個(gè)完整的多自由度彈性振動(dòng)系統(tǒng)其自由度個(gè)數(shù)、固有頻率個(gè)數(shù)和固有主振型個(gè)數(shù)均為相等。

    2 渦輪葉片的ANSYS模態(tài)分析

    ANSYS有限元分析利用數(shù)學(xué)近似的方法對(duì)真實(shí)物理系統(tǒng)(結(jié)構(gòu)和載荷)進(jìn)行結(jié)構(gòu)模擬。本文的仿真計(jì)算分析對(duì)象是某型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片,采用實(shí)體建模分析法,完成對(duì)葉片的結(jié)構(gòu)建模,隨后基于ANSYS-Modal模塊環(huán)境,完成對(duì)葉片固有振動(dòng)特性的分析與計(jì)算。

    2.1 實(shí)體建模

    航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片是一個(gè)多曲面復(fù)雜結(jié)構(gòu),其建模的難點(diǎn)在于其外輪廓剖面曲率大、葉身整體厚度寬,并在葉高方向存在明顯的變化趨勢(shì)。解決這些問題正是航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片建模的關(guān)鍵點(diǎn)。從另外一種角度分析渦輪葉片的實(shí)質(zhì)為較多復(fù)雜曲面疊加的結(jié)果,所以在建立幾何模型時(shí),采用實(shí)體建模法完成。完整的葉片結(jié)構(gòu)是由葉盆、葉背及榫頭幾部分組成,如圖1所示。

    圖1 結(jié)構(gòu)模型Fig.1 Structural model

    因渦輪系統(tǒng)本身質(zhì)量較大、工作環(huán)境溫度較高,所承受的交變載荷較復(fù)雜,在葉片設(shè)計(jì)制造時(shí)優(yōu)先選用鎳基高溫合金材料,其良好的力學(xué)性能和抗氧化指標(biāo)可滿足試驗(yàn)測(cè)試需求。葉片材料的力學(xué)性能參數(shù)如表1所示[8],其中線膨脹系數(shù)及熱導(dǎo)率都會(huì)隨著溫度的升高而變大,在900℃左右時(shí),線膨脹系數(shù)達(dá)到15.48×10-6,熱導(dǎo)率達(dá)到25.24 W/(m·℃)。

    表1 渦輪葉片材料的力學(xué)性能參數(shù)Tab.1 Mechanical property parameters of turbine blade materials

    2.2 模型計(jì)算

    有限元幾何模型網(wǎng)格劃分方法通常分為自由網(wǎng)格劃分法和映射網(wǎng)格劃分法。其中映射網(wǎng)格劃分法適用于規(guī)則圖形,故采用自由網(wǎng)格劃分法。葉片的榫頭部分采用四面體二階單元,葉身的部分采用六面體單元,葉身的網(wǎng)格劃分精度和密度較高,可滿足后期試驗(yàn)對(duì)葉身振動(dòng)特性的分析??紤]到葉片榫槽及進(jìn)排氣孔承受較大的載荷和變形,模型的單元數(shù)量應(yīng)確保具有67993個(gè)。雖然整體采用自由網(wǎng)格劃分方法[21],但是使用了Solid 186帶中間節(jié)點(diǎn)的六面體三維實(shí)體單元,彌補(bǔ)了因自由網(wǎng)格劃分的不足與缺陷。有限元網(wǎng)格劃分模型如圖2所示。

    圖2 網(wǎng)格劃分Fig.2 Meshing

    除完成渦輪葉片的網(wǎng)格劃分外,還需根據(jù)實(shí)際工況對(duì)葉片施加邊界約束條件[22]。通常情況下,在ANSYS-Modal中約束條件的施加方法分為兩種:第一種是在模型的關(guān)鍵點(diǎn)、線和面上施加約束條件;第二種是在單元和有效節(jié)點(diǎn)上施加約束條件。通常對(duì)于多基準(zhǔn)面疊加的結(jié)構(gòu)模型,為了避免由于網(wǎng)格大小的改變而造成邊界條件施加位置、精度、以及方式的變化,一般采用第一種方法。為了更加符合渦輪工作葉片的實(shí)際工作狀態(tài),邊界條件上的具體約束施加位置為該渦輪葉片底端面上節(jié)點(diǎn)的法向全位移約束[9],如圖3所示。

    圖3 計(jì)算邊界條件Fig.3 Calculating boundary conditions

    2.3 結(jié)果分析

    結(jié)合實(shí)際工況具體分析,一般情況下,在葉片的各階振型中,低階固有振型對(duì)葉片的影響高于高階固有振型,頻率越高,振幅越小,危險(xiǎn)性也越小。模態(tài)分析產(chǎn)生的振形數(shù)值并非實(shí)際意義的值[10],僅表示方程的特征解,還需要從葉片的振型與固有頻率兩方面進(jìn)行深入分析。因此選取葉片振動(dòng)特性的前6階進(jìn)行分析,各階振動(dòng)模態(tài)分析結(jié)果如圖4所示。

    從圖4可以看出,葉片的第1階振型為1階周向彎曲振動(dòng),固有頻率值為863.69 Hz;第2階振型為1階軸向彎曲振動(dòng),固有頻率值為3100 Hz;第3至第6階分別表現(xiàn)為1階的扭轉(zhuǎn)振動(dòng)、1階的二次軸向彎曲扭轉(zhuǎn)振動(dòng)、1階的二次扭轉(zhuǎn)振動(dòng)、1階的二次周向扭轉(zhuǎn)彎曲振動(dòng),固有頻率值分別為4008.1,4738.1,5925.2,6558.9 Hz。依據(jù)葉片振型的變化趨勢(shì),可以看出渦輪葉片的尖端和前緣側(cè)壁處會(huì)存在較大變形,會(huì)在發(fā)動(dòng)機(jī)工作區(qū)域內(nèi)部形成不穩(wěn)定的氣流流場,從而降低實(shí)際的工作效率,嚴(yán)重的會(huì)引發(fā)渦輪葉片發(fā)生顫振和疲勞損傷的現(xiàn)象[11]。

    圖4 葉片1~6階振型圖Fig.4 Modal shapes of blade in order 1~6

    考慮不同工況下渦輪葉片的工作轉(zhuǎn)速也不相同,離心力對(duì)葉片的固有頻率也會(huì)造成一定的影響,主要是因?yàn)闇u輪葉片在離心載荷的作用下,會(huì)承受一個(gè)初始載荷場,隨轉(zhuǎn)速的間隙性變化,葉片的固有頻率及剛度會(huì)發(fā)生不同程度的改變。為此,選擇發(fā)動(dòng)機(jī)在靜止、滑行、進(jìn)場、慢車、爬升、起飛六個(gè)狀態(tài)[13-14]即對(duì)應(yīng)不同轉(zhuǎn)速情況下固有頻率的變化趨勢(shì)進(jìn)行后續(xù)分析,如表2所示。

    表2 不同工況下渦輪葉片固有頻率Tab.2 Natural frequency of turbine blade under different working conditions

    3 渦輪葉片的試驗(yàn)?zāi)B(tài)分析

    模態(tài)分析試驗(yàn)的最終目的是獲取被測(cè)目標(biāo)的模態(tài)參數(shù),包括輸入和輸出的信號(hào)處理、傳遞函數(shù)模型的解算分析、模態(tài)參數(shù)特征的有效識(shí)別等。因此,對(duì)渦輪葉片開展模態(tài)分析試驗(yàn),可以確定該葉片的實(shí)際振動(dòng)頻率、振型等振動(dòng)特性參數(shù)。本文通過試驗(yàn)自激勵(lì)錘擊法對(duì)葉片進(jìn)行模態(tài)分析,將測(cè)量結(jié)果與有限元仿真分析結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證,確定模型構(gòu)建的合理性與實(shí)用性[12]。

    3.1 硬件搭建

    模態(tài)試驗(yàn)分析以某型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片作為研究對(duì)象,試驗(yàn)硬件測(cè)試系統(tǒng)主要包括德國NV公司的自激勵(lì)錘、Polytec公司的PSV-500激光測(cè)振儀、數(shù)采機(jī)箱、數(shù)據(jù)處理等部分組成,如圖5所示。該試驗(yàn)系統(tǒng)中葉片的固定夾具是根據(jù)實(shí)際尺寸自行設(shè)計(jì)加工。

    圖5 模態(tài)分析試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.5 Modal analysis test system

    本文所提到的模態(tài)分析試驗(yàn)有別于傳統(tǒng)的試驗(yàn)手段及解算過程。傳統(tǒng)的試驗(yàn)手段是在葉片表面的特定坐標(biāo)布置壓電式加速度傳感器,通過采集該傳感器的響應(yīng)信號(hào)與激勵(lì)信號(hào),兩者做模/數(shù)轉(zhuǎn)換,完成對(duì)應(yīng)信號(hào)分析,對(duì)葉片的規(guī)格尺寸、傳感器的選型及布置方式提出較高要求。而激光測(cè)振儀則可以很好地規(guī)避這些問題,通過提取葉片表面的振幅和頻率完成對(duì)應(yīng)信號(hào)的分析與解算,可滿足遠(yuǎn)距離、高空間分辨力、響應(yīng)頻帶寬、被測(cè)研究對(duì)象結(jié)構(gòu)復(fù)雜等特點(diǎn)的場合。

    3.2 試驗(yàn)過程

    為了模擬葉片的實(shí)際工作狀態(tài),將其固定在實(shí)驗(yàn)臺(tái)上,通過圖像識(shí)別手段,將多曲面葉片的投影傳輸?shù)綌?shù)據(jù)處理模塊中,并在葉片表面建立了135個(gè)測(cè)量點(diǎn),按照單側(cè)從上到下依次排列,如圖6所示。按順序,將第1測(cè)量點(diǎn)既作為模態(tài)試驗(yàn)的響應(yīng)信號(hào)輸出點(diǎn)也作為本次試驗(yàn)的激勵(lì)點(diǎn)之一,剩余測(cè)量點(diǎn)同為激勵(lì)點(diǎn)。將試驗(yàn)中自激勵(lì)錘信號(hào)作為激勵(lì)信號(hào)與采集設(shè)備Ⅰ號(hào)通道相連接,激光干涉儀采集到的信號(hào)作為響應(yīng)信號(hào)與采集設(shè)備Ⅱ號(hào)通道相連接。用力錘依次敲擊135個(gè)測(cè)量點(diǎn),確保每個(gè)測(cè)量點(diǎn)都能被連續(xù)敲擊3次以上,測(cè)量系統(tǒng)會(huì)自動(dòng)計(jì)算每個(gè)測(cè)量點(diǎn)的平均響應(yīng)函數(shù),并分別與渦輪葉片實(shí)體模型中的有效節(jié)點(diǎn)相對(duì)應(yīng),最后利用動(dòng)態(tài)信號(hào)分析軟件獲取葉片前6階的振動(dòng)頻率與振型。

    圖6 模型測(cè)試點(diǎn)分布Fig.6 Model test point distribution

    3.3 試驗(yàn)結(jié)果

    按上述方法對(duì)某型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片進(jìn)行振動(dòng)模態(tài)試驗(yàn),分析后得到前6階的模態(tài)振型結(jié)果如圖7所示,葉片每階的固有頻率參數(shù)如表3所示。

    圖7 1~6階振型試驗(yàn)結(jié)果Fig.7 Test results of 1~6 mode shape

    表3 葉片1~6階固有頻率Tab.3 Modal natural frequencies of blade in order 1~6

    將模態(tài)試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與無轉(zhuǎn)速條件下ANSYS模態(tài)仿真分析結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證,如圖8所示。固有頻率的數(shù)值隨著模態(tài)階數(shù)的增大而增大,試驗(yàn)數(shù)值與總體的變化趨勢(shì)與仿真建模的處理結(jié)果相接近[15]。雖然模態(tài)試驗(yàn)法獲得的每階固有頻率值略高于仿真結(jié)果,主要是由于試驗(yàn)環(huán)境條件、設(shè)備的測(cè)量誤差以及所建立的計(jì)算模型與實(shí)際葉片的差別所造成的,但均在誤差合理控制范圍內(nèi),說明該實(shí)體模型的建立符合計(jì)算要求。

    圖8 仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比對(duì)Fig.8 Comparison of simulation results with test results

    4 共振裕度分析

    發(fā)動(dòng)機(jī)葉片在不同轉(zhuǎn)速下工作時(shí),受外界復(fù)雜環(huán)境及不同激勵(lì)載荷的影響,會(huì)激發(fā)出多種形式外激力,主要包括結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的機(jī)械力和空氣流動(dòng)造成的氣動(dòng)力。其中一部分力會(huì)隨工作過程的變化呈現(xiàn)出周期性變動(dòng),而這些周期性變化的力也是迫使發(fā)動(dòng)機(jī)葉片發(fā)生強(qiáng)迫振動(dòng)的激振力。激振力的組成分為兩部分:一是由于轉(zhuǎn)子的不平衡導(dǎo)致零件產(chǎn)生交變力載荷引起的機(jī)械激振力;二是空氣在流動(dòng)過程中會(huì)與各通道內(nèi)部的有效零部件之間產(chǎn)生間隙阻隔現(xiàn)象,造成氣流流場分布不均衡,從而引發(fā)尾流激振力。所以當(dāng)出現(xiàn)上述類型激振力的頻率與發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的固有頻率相等或成倍數(shù)時(shí),就會(huì)發(fā)生共振現(xiàn)象。此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片整體的振幅達(dá)到最大、內(nèi)部振動(dòng)應(yīng)力值驟增,極易造成葉片疲勞壽命的縮短、葉片本身的疲勞損傷以及內(nèi)部裂紋萌生等現(xiàn)象[16]。

    4.1 計(jì)算結(jié)果分析

    為進(jìn)一步明確航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中葉片的共振特性,需要基于一種特殊曲線的坐標(biāo)圖展開分析研究,即Campbell圖,共振圖[23]。當(dāng)在Campbell圖中出現(xiàn)激振力的頻率曲線與不同轉(zhuǎn)速下的動(dòng)頻曲線發(fā)生相交時(shí),可以確定共振轉(zhuǎn)速。這要求發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片在前期設(shè)計(jì)時(shí),其共振轉(zhuǎn)速與工作轉(zhuǎn)速的共振裕度要大于10%[17-20]。通過查閱航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)及相關(guān)文獻(xiàn),發(fā)現(xiàn)葉片的個(gè)數(shù)及排列布置方式會(huì)影響激振力的頻率。外界激振力頻率的計(jì)算公式為[4-5]

    式中:fB為葉片的激振力頻率,Hz;K為葉片的結(jié)構(gòu)系數(shù)(K=1,2,…,n),其最大值為三級(jí)轉(zhuǎn)子渦輪葉片的個(gè)數(shù)25,N為工作轉(zhuǎn)速,r/min。

    由于在低頻區(qū)域段內(nèi)振幅較高、危險(xiǎn)較大,所以K值一般取到前3階。結(jié)合表2中渦輪葉片不同工況下的固有頻率,繪制的Campbell圖如圖9所示。圖9中,葉片每階的固有頻率趨勢(shì)線與外激振力頻率線的交點(diǎn)即為有效共振點(diǎn),該點(diǎn)處對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)速值即為共振轉(zhuǎn)速。一般情況下,將共振轉(zhuǎn)速與工作轉(zhuǎn)速附近的區(qū)域劃分為危險(xiǎn)區(qū)域。所以在葉片的前期設(shè)計(jì)及制造時(shí)尤其注意。本章節(jié)所研究的共振裕度校核分析也就是針對(duì)共振轉(zhuǎn)速而言。

    圖9 坎貝爾圖Fig.9 Campbell diagram

    從圖9可以看出,K倍激振頻率線與渦輪葉片不同轉(zhuǎn)速下前6階的所有固有頻率線存在4個(gè)交點(diǎn),也就意味著存在4個(gè)比較危險(xiǎn)的共振點(diǎn)。特別是在K=1,2,3的激振力射線與葉片各階固有頻率曲線上無交點(diǎn)。因此需要著重對(duì)K=25的激振頻率曲線進(jìn)行共振裕度校核。共振裕度校核計(jì)算公式為

    式中:δ為共振裕度;N共振為共振轉(zhuǎn)速,r/min;N工作為工作轉(zhuǎn)速,r/min。

    共振裕度校核結(jié)果如表4所示。

    表4 共振裕度校核結(jié)果Tab.4 Resonance margin check results

    從表4中渦輪葉片的共振裕度校核結(jié)果可以看出:葉片在飛行慢車和爬升的工況下會(huì)存在共振裕度小于10%的情況,其余工況[8]均滿足共振裕度都大于10%的條件。因此,在葉片的前期設(shè)計(jì)及制造過程中,應(yīng)盡量避免易引起葉片共振或諧振的工況,或在實(shí)際運(yùn)行下,注意調(diào)節(jié)相應(yīng)工況下的轉(zhuǎn)速即可。

    5 總結(jié)

    基于ANSYS有限元模態(tài)分析理論和方法,求解了發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片在不同轉(zhuǎn)速下的固有頻率和模態(tài)振型。通過與激光測(cè)振儀的測(cè)量結(jié)果進(jìn)行比對(duì),發(fā)現(xiàn)了ANSYS仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)法模態(tài)分析結(jié)果趨勢(shì)保持一致,兩者之間誤差較??;確定了仿真三維模型構(gòu)建的正確性與實(shí)用性。

    采用構(gòu)建合理的仿真模型,繪制了該渦輪葉片在不同工作轉(zhuǎn)速下的Campbell共振圖。發(fā)現(xiàn)了K倍激振頻率與葉片的固有頻率共有4個(gè)交點(diǎn),即4個(gè)共振轉(zhuǎn)速,分別對(duì)應(yīng)最大轉(zhuǎn)速的16.2%、58.4%、72.9%及85.6%最大轉(zhuǎn)速。通過與發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的工作轉(zhuǎn)速進(jìn)行共振裕度校核分析,發(fā)現(xiàn)只有在發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)下會(huì)出現(xiàn)共振裕度小于10%的情況。因此建議發(fā)動(dòng)機(jī)由慢車狀態(tài)調(diào)整到最大轉(zhuǎn)速時(shí),應(yīng)進(jìn)行快速調(diào)節(jié),以保證安全通過共振轉(zhuǎn)速;且在葉片的前期設(shè)計(jì)制造時(shí)應(yīng)進(jìn)行結(jié)構(gòu)的合理優(yōu)化,從而避免共振現(xiàn)象的出現(xiàn)。

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