基于ANSYS的航空发动机叶片减振特性分析_朱阳阳.pdf
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1、机械制造朱阳阳,等基于 ANSYS 的航空发动机叶片减振特性分析第一作者简介:朱阳阳(1997),男,安徽亳州人,硕士研究生,研究方向为结构完整性与振动。DOI:1019344/j cnki issn16715276202301008基于 ANSYS 的航空发动机叶片减振特性分析朱阳阳,单兴兰,李张辉(南京航空航天大学 能源与动力学院,江苏 南京 210016)摘要:在全世界各种航空事故中,机翼叶片损坏的情况频繁发生,且损坏的大半是叶片结构。大多数的叶片损坏是强度失效或者振幅过大引起的。所以对叶片减振措施进行研究十分重要。使用二维整体局部统一滑动模型公式,通过能量法求解所用模型中的等效刚度和等
2、效阻尼。根据改编的涡轮叶片振动计算分析程序,计算阻尼结构减振效果,分析输入不同外激励下产生各种正压力时的减振效果。计算结果表明:二维摩擦振动加上阻尼器后,叶片的振幅明显减少,减振效果良好。关键词:航空发动机;叶片;能量法;减振;阻尼结构中图分类号:V2324文献标志码:B文章编号:1671-5276(2023)01-0034-03Analysis of Vibration eduction Characteristics of Aeroengine Blades Based on ANSYSZHU Yangyang,SHAN Xinglan,LI Zhanghui(College of Ene
3、rgy and Power,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China)Abstract:In various global aviation accidents,wing blade damages frequently occurred,with most cases happening in bladestructure and most blade damages caused by strength failure or excessive amplitude Therefore,it
4、 is of great important ance to studythe damping measures of blades With the formula of twodimensional integrallocal unified sliding mode,the equivalent stiffnessand equivalent damping in the model were solved by energy method According to the adapted turbine blade vibration calculation andanalysis p
5、rogram,the damping effect of damping structure was calculated,and the damping effect of various positive pressuresgenerated under different input external excitation was analyzed The results show that the blade vibration amplitude decreasessignificantly with favourable damping effectKeywords:aircraf
6、t engine;blade;energy method;vibration reduction;damping structure0引言叶轮机械中叶片的大应力高循环疲劳断裂是一种常见的故障模式,无论是研制阶段还是开始批量生产后,设计师们必须高度重视叶片振动引起的故障。为了减少航空发动机的振动故障率,除采取避开共振频率、颤振频率等措施外1,还采用在叶片之间增加阻尼的方法,故研发了多种减振技术形式,目前应用最频繁的减振措施是添加叶片摩擦阻尼。在发动机叶片中,为了增加叶片之间的阻尼常用干摩擦阻尼。干摩擦阻尼因受外部因素的影响较小而得到广泛的应用且应用前景良好。由于计算机硬件和各种专业软件的高速发展
7、,使有限元的使用变成了可能,国内外学者建立了很多摩擦接触模型2,使用有限元的方法和软件理论模拟的方法进行摩擦研究,对于缘板阻尼器36 和叶冠阻尼器710 的研究比较多。现在常用的航空发动机干摩擦减振结构有叶片轮缘结构、凸台结构和加叶冠等,这些结构的减振机理相似。叶箍、叶环和叶冠(多见于涡轮叶片)的设计多用在低压涡轮上,添加这些结构目的是:1)改变叶片的质量分布,能够改变叶片的模态、振型、刚度、强度和应力的分布形式,从而改变因为叶片过长而在航空发动机工作过程中存在的共振、颤振不稳定性等问题,使叶片发生共振的频率避开发动机主要工作转速区,让颤振振幅在设计振幅之内;2)更好地使用摩擦消耗结构能量的机
8、理来降低叶片的振动幅度,当叶片与叶片附属装置、阻尼结构之间因为相对运动进行摩擦时,这种运动能够消耗叶片/盘整体的振动能量,也能让振动的幅值减小,以此来实现减振的效果。由于实际摩擦过于复杂,在进行理论计算时需要对边界条件进行一定的约束和简化。为此,本文针对添加干摩擦阻尼对叶片进行减振特性分析,选用整体局部统一滑动模型,研究叶片二维摩擦振动加上阻尼器后的减振效果。1叶片动力学仿真分析11二维整体局部统一滑动模型干摩擦阻尼器的滑动部分分为黏滞和完全滑动两种情况,在黏滞状态下,真实的迟滞曲线见图 1。局部滑动模型仅考虑了图中外力未达到临界外力时的情况,即曲线43机械制造朱阳阳,等基于 ANSYS 的航
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