航空發(fā)動機盤鼓式轉(zhuǎn)子振動引起的疲勞問題研究.pdf

1、航空發(fā)動機作為飛機的心臟，直接關(guān)系著飛機的性能，而航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子，更是燃?xì)廨啓C的關(guān)鍵部件，其復(fù)雜的結(jié)構(gòu)組成，以及惡劣的工作環(huán)境，導(dǎo)致轉(zhuǎn)子在工作中易發(fā)生低周疲勞、高周疲勞、熱疲勞、蠕變、腐蝕、摩擦等多種損耗，嚴(yán)重影響航空發(fā)動機的安全性。由于轉(zhuǎn)子工作中常承受循環(huán)載荷，因此疲勞失效為其最常見的失效形式。
　　軍用飛機常常為適應(yīng)實際戰(zhàn)斗的多變性，需要頻繁的啟停并在多種工況間快速切換，當(dāng)轉(zhuǎn)子工況發(fā)生變化時，一方面隨著燃?xì)馀c轉(zhuǎn)子間的溫差增大，

2、轉(zhuǎn)子啟停循環(huán)中將在應(yīng)力集中處出現(xiàn)交變熱應(yīng)力；另一方面轉(zhuǎn)子在過臨界轉(zhuǎn)速時由于振幅的突增和突降，將產(chǎn)生較大的交變機械應(yīng)力，這些均導(dǎo)致轉(zhuǎn)子產(chǎn)生疲勞損耗?，F(xiàn)有的研究多集中在轉(zhuǎn)子熱應(yīng)力引起的疲勞問題，而關(guān)于轉(zhuǎn)子振動對其疲勞壽命影響的研究較少，因此開展航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子振動引起的疲勞問題研究很有意義。
　　本文建立了瞬態(tài)轉(zhuǎn)子動力學(xué)模型，采用數(shù)值積分的方法獲得轉(zhuǎn)子不同瞬態(tài)啟停過程的不平衡響應(yīng)，得到了轉(zhuǎn)子在對稱支承和非對稱支承時不同不平衡量及啟動速度

3、下的瞬態(tài)動力學(xué)特性。
　　在此基礎(chǔ)上，分析了轉(zhuǎn)子交變機械應(yīng)力產(chǎn)生的機理，并結(jié)合“臨界平面法”和雨流計數(shù)法獲得了轉(zhuǎn)子對稱支承和非對稱支承下的低周疲勞壽命，探討了不平衡量大小和支承對稱性對轉(zhuǎn)子低周疲勞壽命的影響。
　　建立了轉(zhuǎn)子的軸對稱有限元模型，仿真得到轉(zhuǎn)子穩(wěn)態(tài)運行時的溫度分布及熱應(yīng)力和離心力引起的靜應(yīng)力分布，結(jié)合非對稱支承下轉(zhuǎn)子產(chǎn)生的交變應(yīng)力結(jié)果，計算了轉(zhuǎn)子不同不平衡量大小和支承對稱性下轉(zhuǎn)子的高周疲勞壽命。
　　通過本