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航空发动机机匣包容试验叶片飞脱方法

航空发动机 2016年第2期42卷 73-76页

作者：郭明明吕登洲洪伟荣曹继来浙江大学化工机械研究所杭州310027

风扇机匣包容性试验是航空发动机适航许可试验的重要内容之一,而风扇叶片的飞断方法是风扇机匣包容试验的关键。简述了发动机风扇机匣包容性试验中常用的3种叶片飞脱方法,重点介绍了预制裂纹与线型聚能切割器爆破切割相结合的爆破飞脱方... 详细信息

风扇机匣包容性试验是航空发动机适航许可试验的重要内容之一,而风扇叶片的飞断方法是风扇机匣包容试验的关键。简述了发动机风扇机匣包容性试验中常用的3种叶片飞脱方法,重点介绍了预制裂纹与线型聚能切割器爆破切割相结合的爆破飞脱方法,并采用该方法对钛合金实心平板叶片进行了静态爆破切割试验,试验结果与设计方案相吻合,达到了预期目标,证明了该爆破飞脱方法具有较强的可行性和较高的可靠性。

关键词：包容性叶片飞脱预制裂纹爆破切割航空发动机

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叶片飞脱下转子动力学响应实验

航空动力学报 2019年第5期34卷 1010-1019页

作者：侯理臻廖明夫王卫国王四季马会防虞磊黄巍熊雨浓王珏西北工业大学动力与能源学院西安710129 中国航空发动机集团有限公司商用航空发动机有限责任公司上海200241

为了研究大涵道比涡扇发动机叶片飞脱时动力学响应,更好地进行发动机安全性设计,根据相似理论设计了包含叶片飞脱装置的突加不平衡实验系统并进行了实验验证。研究结果表明:设计的突加不平衡实验系统,与某型验证机相似度高,代表性强,能... 详细信息

为了研究大涵道比涡扇发动机叶片飞脱时动力学响应,更好地进行发动机安全性设计,根据相似理论设计了包含叶片飞脱装置的突加不平衡实验系统并进行了实验验证。研究结果表明:设计的突加不平衡实验系统,与某型验证机相似度高,代表性强,能够有效可控地进行突加不平衡实验,重复性好,机理清晰且飞脱不平衡量大,能够真实地模拟发动机叶片飞脱响应。通过实验发现,当大突加不平衡发生时,频谱出现超次谐波并且冲击系数由于挤压油膜阻尼器限幅作用并不呈现线性关系,因而在后续研究中还应注意限幅导致的碰摩问题。

关键词：叶片飞脱突加不平衡相似理论实验验证安全性设计

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大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法分析

航空发动机 2021年第S1期47卷 60-63页

作者：姜新瑞林山李诗军中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015

整机包容试验是大涵道比涡扇发动机取得适航证前1项关键的安全性试验。为了验证机匣对断裂风扇叶片碎片的包容能力,保证飞机的飞行安全,详细分析了大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法,解读了不同国家整机包容试验要求,重点介绍了整机... 详细信息

整机包容试验是大涵道比涡扇发动机取得适航证前1项关键的安全性试验。为了验证机匣对断裂风扇叶片碎片的包容能力,保证飞机的飞行安全,详细分析了大涵道比涡扇发动机整机包容试验方法,解读了不同国家整机包容试验要求,重点介绍了整机包容试验设备,对整机包容试验的关键技术难点——叶片飞脱的爆破方法进行阐述。同时,类比国外发动机成熟试验经验,分析试验转速与程序的确定方法,最后探讨了试验结果的评判标准,对开展航空发动机整机包容试验具有一定的指导意义。

关键词：整机包容大涵道比涡扇发动机试验方法试验设备叶片飞脱评定标准

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高速柔性转子突加大不平衡响应研究

高速柔性转子突加大不平衡响应研究

作者：叶冬浙江大学

学位级别：硕士

高速柔性转子叶片飞脱后产生的突加大不平衡载荷对转子以及安装环节的结构振动响应是现代航空发动机研究领域关注的重点。通过模拟叶片飞脱试验与数值仿真方法相结合,研究叶片飞脱后高速柔性转子的突加不平衡响应特性。主要完成了以下... 详细信息

高速柔性转子叶片飞脱后产生的突加大不平衡载荷对转子以及安装环节的结构振动响应是现代航空发动机研究领域关注的重点。通过模拟叶片飞脱试验与数值仿真方法相结合,研究叶片飞脱后高速柔性转子的突加不平衡响应特性。主要完成了以下工作：(1)建立了简化的转子-支承模型,利用LS-DYNA进行了叶片飞脱的模拟仿真计算。研究了不同飞脱质量以及不同飞脱转速下转子的不平衡响应。通过仿真分析,深入研究了不同质量和不同飞脱转速下,转子的不平衡响应以及限位支承处的受力,分析得到了转子的失效形式为轴的扭断失效,转子在与限位支承发生碰磨时,表现为两种状态：一种是转子与限位支承保持非连续的碰擦情况下,转子不断回弹减少不平衡响应,这种碰擦使得轴自身发生扭转变形,此时的变形是可以恢复的;另外一种是转子与限位支承持续碰擦而无回弹现象时,转子的扭转变形将使轴在最薄弱的地方发生扭断。这两种状态在不平衡响应中顺序发生。限位支承在不平衡响应中起到限位保护作用,研究表明随着离限位支承的轴向距离的增加,这种限位保护作用越弱。对比了限位支承与轴系间隙分别为0.5mm、1mm、1.5mm三种情况下的不平衡响应,碰磨力随着间隙的变化呈现先增加后减少的趋势,但是间隙过大,限位支承不能很好起到限位保护的作用,可见碰磨力的大小并不能作为唯一反应轴系危险情况的指标,还需要综合考虑转子的轴心位移。(2)利用ZUST6D型转子高速旋转试验台,研究叶片飞脱导致的突加不平衡载荷下高速柔性转子的动力学响应。比较了不同飞脱叶片的重量和叶片飞脱形式对转子轴系的突加不平衡响应的影响;发现单叶片飞脱与叶片顺序飞脱相比,瞬时转子振动与限位支承的承载所能达到的幅值具有相同的量级;但是单叶片飞脱对高速柔性转子带来的危害性更大,长时间的大不平衡量传递给限位支承-支承座-保护环-吊架,使支承-支承座-吊架系统产生了剧烈的振动响应,这种响应在真实发动机中可能导致安装节失效;对于相同质量的飞脱叶片,较高的飞脱转速会导致限位支承-支承座-保护环-吊架系统更剧烈的振动响应;在相同的飞脱转速下,较大的飞脱质量会导致限位支承-支承座-保护环-吊架系统更剧烈的振动响应。(3)设计了采用涡轮增压器为主要部件的专用于叶片飞脱整体振动响应研究的卧式高速旋转试验器,并完成了试验器的初步搭建和开机测试,提出了对试验器的改进方案。

关键词：高速柔性转子叶片飞脱突加不平衡响应限位支承载荷数值仿真整体振动响应试验器

大涵道比涡扇发动机风扇转子持续不平衡振动研究

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大涵道比涡扇发动机风扇转子持续不平衡振动研究

作者：王东中国民航大学

学位级别：硕士

咨询通告AC25-24《发动机持续不平衡》要求,针对叶片飞脱导致发动机持续不平衡振动问题需要建立发动机结构模型,但由于持续不平衡状态偏离设计点、工况复杂,且通常伴随碰摩等非线性问题,在搭建发动机结构模型时,如何选择适当的参数及建... 详细信息

咨询通告AC25-24《发动机持续不平衡》要求,针对叶片飞脱导致发动机持续不平衡振动问题需要建立发动机结构模型,但由于持续不平衡状态偏离设计点、工况复杂,且通常伴随碰摩等非线性问题,在搭建发动机结构模型时,如何选择适当的参数及建模方法存在一定的难点。本文针对大涵道比涡扇发动机尺寸级别的风扇转子在持续不平衡状态下的振动特性展开研究,以期为国产新型航空发动机的适航取证和审定工作提供一定参考与支持。本文根据典型商用大涵道比涡扇发动机风扇叶片相关尺寸,建立风扇叶片模型,并进行振动应力分析,结果表明:风扇叶片的共振裕度满足要求;根据典型商用大涵道比涡扇发动机风扇转子结构,建立风扇转子模型,得到风扇转子的前两阶临界转速;通过转子实验台实验结果与有限元仿真结果对比,表明对低压转子有限元建模方法正确、可行;根据典型商用大涵道比涡扇发动机尺寸,建立发动机转静耦合模型,进行了动力学的相关分析。研究了风扇叶片飞脱且转子-静子无碰摩的条件下,风扇转子在持续不平衡状态下的振动特性,并分析了转速和不平衡量对风扇转子不平衡响应的影响。结果表明:当转速越接近风扇转子的临界转速、不平衡量越大时,风扇转子的振动幅值越大;且不同转速和不平衡量条件下,风扇转子的振动响应只有1倍频,而无其他分频成分。研究了风扇叶片飞脱且转子-静子有碰摩的条件下,风扇转子在持续不平衡状态下的振动特性,并分析了风车转速、风扇转子与机匣间隙、转静接触对材料、叶片掉块严重程度、转子转速下降速率对风扇转子不平衡响应的影响。结果表明:风车转速越大、风扇转子与机匣间隙越小、转静接触对材料刚度越大、叶片掉块越严重,碰摩对风扇转子响应影响越大,风扇转子不平衡响应的非线性越明显;转子转速下降速率不会影响风扇转子不平衡响应的最大振幅,但会影响到达最大振幅的时间,过小的加速度,会引起转子在临界转速附近停留时间过长,增加转子振动失稳的几率。此外,当碰摩程度较轻时,碰摩故障的频率成分除了倍频成分,易出现X/2系列分频成分;当碰摩程度较重时,碰摩故障的频率成分除了倍频成分,易出现X/4系列分频成分。

关键词：大涵道比涡扇发动机风扇转子叶片飞脱持续不平衡振动碰摩