渦輪盤(pán)的案例
FGH97 合金高壓渦輪盤(pán)熱等靜壓成形技術(shù)研究
高低倍組織
FGH97 合金渦輪盤(pán)粉末件低倍試樣在解剖件縱向切取，低倍檢測(cè)結(jié)果見(jiàn)圖6，鍛件的低倍組織均勻，未見(jiàn)裂紋、非金屬夾雜物、孔洞等缺陷，滿足技術(shù)要求。
圖6 FGH97 合金渦輪盤(pán)低倍組織
FGH97 合金渦輪盤(pán)高倍組織見(jiàn)圖7，組織均勻，平均晶粒度為7 ～7.5 級(jí)，滿足技術(shù)條件要求。
圖7 FGH97 合金渦輪盤(pán)高倍組織
粉末顆粒缺陷
如圖7 所示，未發(fā)現(xiàn)粉末顆粒邊界，粉末顆粒內(nèi)顯微孔洞等級(jí)1，滿足標(biāo)準(zhǔn)要求。
表1 FGH97 合金渦輪盤(pán)性能檢測(cè)結(jié)果
無(wú)損檢測(cè)
雜波檢測(cè)結(jié)果都在φ0.8-12dB 范圍，未見(jiàn)單顯，滿足標(biāo)準(zhǔn)要求。熒光檢驗(yàn)按HB/Z 61-1998 進(jìn)行，無(wú)非金屬夾雜物等缺陷。
半成品低倍腐蝕檢查
在半成品零件上進(jìn)行低倍腐蝕檢測(cè)，無(wú)顯微孔洞、裂紋缺陷，無(wú)粗晶、無(wú)非金屬夾雜物。
結(jié)論
⑴FGH97 合金渦輪盤(pán)的組織和性能均能滿足技術(shù)條件的要求；
⑵FGH97 合金渦輪盤(pán)超聲波檢查無(wú)缺陷，滿足φ0.8-12dB，優(yōu)于標(biāo)準(zhǔn)要求；腐蝕、熒光等檢查無(wú)缺陷，滿足技術(shù)條件的要求；
⑶利用熱等靜壓工藝能夠生產(chǎn)出合格的FGH97合金高壓渦輪盤(pán)。
——來(lái)源：《鍛造與沖壓》2021年第7期
展開(kāi) 某FGH97合金渦輪盤(pán)斷口高溫氧化機(jī)理分析
4 合金渦輪盤(pán)破裂失效時(shí)工作溫度分析
對(duì)FGH97合金渦輪盤(pán)進(jìn)行低循環(huán)疲勞考核試驗(yàn) ， 結(jié)果如圖3所示 。試車(chē)117 min 27s后 ， 發(fā)生疲勞斷裂。根據(jù)疲勞弧線及其收斂位置，該渦輪盤(pán)疲勞斷裂源區(qū)如圖3a箭頭所示，源區(qū)所經(jīng)歷的溫度即為渦輪盤(pán)疲勞失效過(guò)程中的最高溫度。疲勞斷口源區(qū)氧化皮為暗灰色，根據(jù)模擬試驗(yàn)得知，渦輪盤(pán)最高服役溫度約為1000℃。截取渦輪盤(pán)源區(qū)與正常位置的試樣磨制金 相試樣，在掃描電鏡下觀察。源區(qū)組織與正常組織特征一致， γ'相呈塊狀，未見(jiàn)粘接長(zhǎng)大、回熔及二次析出等過(guò)熱過(guò)燒現(xiàn)象，如圖3b、 3c所示。
5 元素含量影響性能分析
FGH97合金在高溫氧化氣—固反應(yīng)階段，氧分子碰撞試樣表面，以范德華力與試樣表面形成物理吸附，氧分子分解為氧原子，并與基體合金的自由 電子相互作用形成化學(xué)吸附。在合金表面， Cr、 Al、 Ti、 Ni、 W、 Mo等元素會(huì)與氧離子發(fā)生反應(yīng)。這些元素中， Al元素最活潑，但朱日彰等的研究表明，當(dāng)合金中Al元素含量低于5%，不易在其表面形成Al
2O
3氧化膜，故Al元素沒(méi)有被優(yōu)先選擇氧化，而是Cr與Ti被選擇氧化。不論從熱力學(xué)還是從動(dòng)力學(xué)角度考慮， Ti與氧的親和力都要大于Cr與氧的親和力，因此在氧化開(kāi)始的很短時(shí)間內(nèi)， Ti的氧化占優(yōu)勢(shì)，氧化膜中富集i的氧化產(chǎn)物。
當(dāng)溫度超過(guò)800℃時(shí) ， FGH97合金表面氧化皮中 Ti 元素含量逐漸減少 ， Cr 元素含量持續(xù)增大，顏色從藍(lán)色逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)殂y灰（局部淺綠），再向暗灰色轉(zhuǎn)變。這是因?yàn)镕GH97合金中， Ti元素含量較低 （ 1.8%/mass） ， 遠(yuǎn)低于Cr元素含量（ 9.2%/mass） 。在氧化階段初期 ， TiO
2形成的同時(shí)， Cr
2O
3（綠色）也迅速形成。
展開(kāi) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)用拉刀刃口優(yōu)化仿真
摘 要：航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)榫槽常用拉削加工研制而成，拉刀作為重要一環(huán)，其刃口大小將直接影響拉削加工性能與服役壽命。通過(guò)有限元仿真軟件，比較和討論了拉削速度為5m/min時(shí)不同拉刀刃口大小對(duì)過(guò)程溫度、米塞斯應(yīng)力、軸向力以及工件材料流動(dòng)的影響，得出了在該工況下具有最優(yōu)加工性能和服役壽命的刃口大小范圍為10～15μm。
關(guān)鍵詞：拉削加工;刃口大小;AdvantEdge仿真;FGH95高溫合金;
1 序言
航空發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的“心臟”，而渦輪盤(pán)作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)不可或缺的重要部件之一，其加工質(zhì)量和服役性能要求都非常嚴(yán)苛[1]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)與內(nèi)部渦輪盤(pán)如圖1所示，榫槽作為葉片與渦輪盤(pán)的關(guān)鍵連接部位，其加工表面完整性和加工精度直接影響渦輪盤(pán)榫接部位的配合牢固程度、傳力效果、抗疲勞損傷和抗蠕變性能等，最終決定發(fā)動(dòng)機(jī)的服役性能與壽命[2]。渦輪盤(pán)榫槽結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，傳統(tǒng)的數(shù)控加工難以實(shí)現(xiàn)高效穩(wěn)定加工，因此現(xiàn)階段，榫槽的加工一般采用高精度、高效率和一致性好的拉削加工，以滿足榫槽高質(zhì)量和高效率的加工要求。
渦輪盤(pán)榫槽的拉削加工一般需要用到數(shù)十把成套拉刀[3]，根據(jù)粗加工、半精加工和精加工分別選用不同刃形的拉刀。而無(wú)論哪種類(lèi)型的刀具，其微觀刃口大小的異同都將影響刀具在切削過(guò)程中所受到的應(yīng)力、切削力、切削溫度和切屑材料流動(dòng)趨勢(shì)[4]，改變?cè)斐傻毒吣p、崩缺等失效形式的關(guān)鍵因素，從而決定刀具的加工穩(wěn)定性和服役壽命[5]。吳志正等[6]探究了不同工藝參數(shù)的彈性噴砂技術(shù)對(duì)拉刀刃口鈍化效果的影響，從刃口鈍圓半徑、形狀和表面粗糙度3個(gè)方面展開(kāi)論述，得出了噴砂時(shí)間、噴砂壓強(qiáng)和噴砂角度等關(guān)鍵因素可改變?nèi)锌谛蚊驳慕Y(jié)論，并驗(yàn)證了其技術(shù)的可行性。
展開(kāi) 基于ansys渦輪盤(pán)蠕變及低周疲勞壽命可靠性分析方法
對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件渦輪盤(pán)來(lái)說(shuō)，蠕變失效和疲勞失效是其兩種主要的失效模式：在循環(huán)工作條件下，蠕變損傷和疲勞損傷不斷累積，并且蠕變損傷和疲勞損傷存在交互作用。因此，蠕變一疲勞損傷分析就成為渦輪盤(pán)壽命預(yù)測(cè)的重要組成部分。此外，由于金屬材料在高溫和高應(yīng)力下存在明顯的蠕變變形，從而造成渦輪盤(pán)存在應(yīng)力松弛現(xiàn)象，是否考慮應(yīng)力松弛效應(yīng)的壽命預(yù)測(cè)可能導(dǎo)致相差幾倍甚至上百倍的差別
基于ansys渦輪盤(pán)蠕變及低周疲勞壽命可靠性分析方法.pdf
渦輪丨“三昧真火”之下，航空發(fā)動(dòng)機(jī)一盤(pán)兩片的三大“修煉”之路
通常在航發(fā)里，工作環(huán)境最?lèi)毫拥牟考褪?em>渦輪葉片了。為了提高熱效率，燃?xì)鉁囟认ＭM可能的高，導(dǎo)致渦輪葉片的工作溫度能超過(guò)1600℃，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于葉片材料高溫合金本身的承載溫度（1000~1200℃）。那么，
如何提升航空發(fā)動(dòng)機(jī)一盤(pán)兩片的承溫能力呢？
自主研制高性能發(fā)動(dòng)機(jī)是提升國(guó)家核心競(jìng)爭(zhēng)力的重中之重，而航空發(fā)動(dòng)機(jī)的
一盤(pán)（渦輪盤(pán)）兩片（導(dǎo)向、工作葉片）的承溫能力成為發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)程度的重要標(biāo)志。
要“修煉”好“一盤(pán)兩片”的承溫能力，有三種方法：
一是要找到更合適的耐高溫材料
二是要提高冷卻技術(shù)
三是要在材料表面增加高溫防護(hù)涂層
過(guò)去幾十年里，全球航空屆都在著力研制新型耐高溫材料，耐高溫材料制備技術(shù)得到了很大的發(fā)展。從鍛造合金發(fā)展到常規(guī)鑄造合金，再?gòu)亩ㄏ蚰毯辖鸢l(fā)展到單晶材料，材料的使用溫度提高300 ℃左右。
金屬和合金都屬于金屬晶體，絕大多數(shù)工業(yè)用的金屬材料不只是由一個(gè)巨大的單晶（晶粒）所構(gòu)成，而是由大量單晶（晶粒）組成，即多晶體。晶粒與晶粒之間的接觸界面叫作晶界。定向凝固合金葉片消除了對(duì)空洞和裂紋敏感的橫向晶界，使全部晶界平行于應(yīng)力軸方向，從而改善了合金的使用性能。
展開(kāi) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)用粉末高溫合金及制備技術(shù)研究進(jìn)展
圖10 Ar氣霧化高溫合金粉末形貌
Fig.10 Morphology of Ar gas atomized superalloy powders
3 粉末高溫合金渦輪盤(pán)制備研究進(jìn)展
3.1 雙性能渦輪盤(pán)研制
高性能發(fā)動(dòng)機(jī)用渦輪盤(pán)，盤(pán)心部位承受低溫高應(yīng)力，需要細(xì)晶組織以保證足夠的強(qiáng)度和疲勞抗力，而邊緣部位則承受高溫低應(yīng)力，需要粗晶以保證足夠的蠕變和持久性能[35]。通過(guò)熱處理工藝控制，在渦輪盤(pán)件的輪轂部位獲得細(xì)晶組織，輪緣部位獲得粗晶組織，這種組織結(jié)構(gòu)的盤(pán)件被稱(chēng)之為雙組織/雙性能盤(pán)件，雙性能盤(pán)件更好地符合渦輪盤(pán)不同位置的服役環(huán)境特點(diǎn)，可充分發(fā)揮材料的潛能，在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上起到減輕盤(pán)件重量的作用。
我國(guó)從“十一五”開(kāi)始，開(kāi)展了雙性能渦輪盤(pán)的研究[8,36]，經(jīng)過(guò)多年的攻關(guān)，自主開(kāi)發(fā)出雙組織熱處理工藝裝備，掌握了盤(pán)件熱處理過(guò)程中的溫度梯度控制技術(shù)，并在多種合金和規(guī)格的盤(pán)件上進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。
3.2 雙合金渦輪盤(pán)研制
粉末高溫合金不僅大量用于先進(jìn)渦扇航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主動(dòng)力裝置，在飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置(auxiliary power unit，APU)也獲得了廣泛應(yīng)用。與采用單一高溫合金鑄造的整體渦輪相比，采用熱等靜壓(HIP)工藝將粉末高溫合金(盤(pán)件部位)和鑄造合金(葉片部位)連接起來(lái)制備的雙合金整體葉盤(pán)可實(shí)現(xiàn)盤(pán)件材料與葉片材料的最佳組合。雙合金整體渦輪可顯著降低盤(pán)件重量，提高渦輪使用溫度，提升渦輪整體性能，延長(zhǎng)渦輪使用壽命[37]。
展開(kāi) 強(qiáng)度丨南航：航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)熱端部件的熱腐蝕-疲勞性能與壽命預(yù)測(cè)方法研究進(jìn)展
圖9 RR1000合金熱腐蝕-疲勞性能[68,69]
Fig.9 Hot corrosion-fatigue failure mechanisms of RR1000 alloy[68-69]
目前，關(guān)于熱腐蝕對(duì)渦輪盤(pán)合金疲勞性能的影響規(guī)律與機(jī)理有了較為清楚的認(rèn)識(shí)，但與渦輪葉片高溫合金類(lèi)似，現(xiàn)有的研究結(jié)果主要是基于對(duì)渦輪盤(pán)合金進(jìn)行預(yù)先熱腐蝕然后開(kāi)展疲勞試驗(yàn)而獲得的，不能實(shí)時(shí)反映熱腐蝕與機(jī)械載荷的交互作用，因此，開(kāi)展熱腐蝕-疲勞載荷耦合作用下渦輪盤(pán)合金的疲勞失效機(jī)理和規(guī)律仍值得進(jìn)一步研究。此外，對(duì)于渦輪盤(pán)而言，為了提高渦輪盤(pán)損傷容限設(shè)計(jì)水平，以滿足高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)在海洋服役環(huán)境下耐久性、可靠性、安全性設(shè)計(jì)要求，需對(duì)渦輪盤(pán)用高溫合金在海洋環(huán)境-工況耦合下的疲勞裂紋擴(kuò)展測(cè)試方法及微觀機(jī)理展開(kāi)深入研究，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)材料的疲勞裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測(cè)方法及損傷容限設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)和技術(shù)支撐。
3 熱腐蝕-疲勞壽命預(yù)測(cè)方法
高溫?zé)岣g環(huán)境下的疲勞過(guò)程同時(shí)受到載荷、溫度和腐蝕介質(zhì)3方面的影響，其作用更加復(fù)雜，損傷過(guò)程分為熱腐蝕坑的萌生和生長(zhǎng)、熱腐蝕坑向疲勞裂紋轉(zhuǎn)變、疲勞裂紋萌生、小裂紋擴(kuò)展、長(zhǎng)裂紋擴(kuò)展和斷裂[73,74]。在這些損傷過(guò)程中，熱腐蝕坑的萌生和生長(zhǎng)以及裂紋萌生和小裂紋擴(kuò)展占據(jù)了疲勞壽命的絕大部分（70%～80%）。在熱腐蝕-疲勞模型研究方面，高溫?zé)岣g-疲勞壽命預(yù)測(cè)模型需要考慮溫度、載荷水平、介質(zhì)濃度等許多方面的因素。目前常用的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型主要包括唯象模型、損傷力學(xué)模型和斷裂力學(xué)模型[75,76]。
展開(kāi) 北航：航空發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)概率設(shè)計(jì)技術(shù)
發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)
發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)（如渦輪盤(pán)葉結(jié)構(gòu)）承受氣-熱-固多場(chǎng)復(fù)雜交變的載荷/環(huán)境，其失效模式多為復(fù)合疲勞失效，如疲勞-蠕變、熱機(jī)械疲勞、高低周復(fù)合疲勞等。因此，建立在試驗(yàn)基礎(chǔ)上的復(fù)雜載荷/環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)復(fù)合疲勞失效概率模型成為發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)概率設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)。需要通過(guò)理論研究與試驗(yàn)驗(yàn)證緊密結(jié)合，揭示復(fù)雜載荷/環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)復(fù)合失效模式機(jī)理并發(fā)展相應(yīng)的復(fù)合疲勞壽命預(yù)測(cè)方法，結(jié)合載荷、材料、工藝分散性，建立經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證的發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)復(fù)合疲勞失效概率模型。
北京航空航天大學(xué)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及多學(xué)科優(yōu)化課題組以WP7發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪盤(pán)（材料為GH33）為對(duì)象，研究并發(fā)展一套從材料特性到設(shè)計(jì)應(yīng)用全過(guò)程的、包含裂紋形成和裂紋擴(kuò)展兩個(gè)損傷階段的、經(jīng)過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證的渦輪盤(pán)疲勞-蠕變耦合失效模式的概率模型和設(shè)計(jì)方法（圖5） 。
3. 結(jié)構(gòu)概率響應(yīng)分析技術(shù)
發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)概率設(shè)計(jì)涉及的學(xué)科多、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，直接采用數(shù)值方法進(jìn)行結(jié)構(gòu)失效概率/可靠度求解將導(dǎo)致計(jì)算時(shí)間過(guò)長(zhǎng)。因此，建立結(jié)構(gòu)概率響應(yīng)分析方法是發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)概率設(shè)計(jì)的一個(gè)關(guān)鍵技術(shù)。
目前，多采用響應(yīng)面與蒙特卡羅法相結(jié)合的技術(shù)進(jìn)行結(jié)構(gòu)概率響應(yīng)分析，制定出一套適合發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)的高效率高精度概率響應(yīng)分析方法，以解決結(jié)構(gòu)概率分析中海量計(jì)算量等問(wèn)題。可采用拉丁超立方法、擬蒙特卡羅法、拉丁重心抽樣、重要抽樣等抽樣方法；可選取神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、Kriging模型、支持向量機(jī)等近似建模方法（圖6）。
4.
展開(kāi) 初始晶粒均勻性對(duì)GH720Li 合金等溫鍛造組織演變的影響規(guī)律
等溫鍛造成形具有提高材料可鍛性、降低鍛件成形載荷、提高材料利用率和鍛件冶金質(zhì)量均勻性等優(yōu)點(diǎn)，是目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)的主要成形工藝。根據(jù)棒材初始晶粒組織的不均勻特點(diǎn)，分別針對(duì)初始均勻細(xì)晶組織和初始粗晶組織在不同鍛造溫度和鍛造速度條件下的組織演變規(guī)律進(jìn)行了分析。
渦輪盤(pán)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵熱端部件之一，其組織性能要求極高。GH720Li 合金是650 ～750℃長(zhǎng)期使用的高性能渦輪盤(pán)材料，其鍛件晶粒組織要求均勻細(xì)小，以滿足渦輪盤(pán)性能要求。鍛件最終晶粒組織主要由棒材初始晶粒組織狀態(tài)、鍛前加熱以及等溫鍛造工藝參數(shù)三個(gè)因素共同決定。目前針對(duì)GH720Li 合金棒材初始晶粒組織狀態(tài)的研究相對(duì)較少，而鑒于初始晶粒組織對(duì)晶粒組織控制的重要影響，急需開(kāi)展相關(guān)研究。
GH720Li 合金棒材初始晶粒組織狀態(tài)中，不同級(jí)別晶粒度和不均勻的晶粒組織狀態(tài)對(duì)等溫鍛造過(guò)程晶粒組織控制的影響很大。國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開(kāi)展了不同級(jí)別晶粒度條件下組織演變行為研究，而棒材初始晶粒組織均勻性對(duì)后續(xù)等溫鍛造的影響還未見(jiàn)詳細(xì)報(bào)道。本文以棒材不均勻的初始晶粒組織為研究對(duì)象，開(kāi)展不同等溫鍛造溫度和鍛造速度條件下的組織演變規(guī)律研究，為控制棒材初始組織狀態(tài)和鍛件產(chǎn)品組織性能提供依據(jù)。
試驗(yàn)材料及方法
本文所用GH720Li 合金棒材是真空感應(yīng)+真空自耗雙聯(lián)工藝冶煉的鑄錠，經(jīng)均勻化擴(kuò)散退火和開(kāi)坯工藝后獲得，其化學(xué)成分見(jiàn)表1。圖1 為GH720Li 合金棒材等溫鍛造試驗(yàn)用試樣取樣圖。合金棒材直徑為φ125mm，其心部為粗晶組織(圖1 紅色區(qū)域以?xún)?nèi))，心部以外為均勻細(xì)晶組織。從合金棒材上切取φ44mm×100mm 的等溫鍛造用試樣。
展開(kāi) 高速柔性轉(zhuǎn)子的主要零部件對(duì)其動(dòng)力特性的影響分析
高速柔性轉(zhuǎn)子的主要零部件對(duì)其動(dòng)力特性的影響分析
用SAMCEFPROTOR 分析軟件建立某新型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪空心軸組件和轉(zhuǎn)子( 裝實(shí)心或空心傳動(dòng)軸) 動(dòng)力特性計(jì)算的有限元分析模型, 基于動(dòng)力特性( 臨界轉(zhuǎn)速、振型和不平衡響應(yīng)) 計(jì)算結(jié)果, 分析傳動(dòng)軸、測(cè)扭基準(zhǔn)軸和動(dòng)力渦輪盤(pán)對(duì)轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性的影響, 為改進(jìn)設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。
文章采用SAMCEFPROTOR 大型分析軟件建立軸組件和轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性的有限元計(jì)算模型, 以裝機(jī)用動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)子為原型, 重在研究傳動(dòng)軸、測(cè)扭基準(zhǔn)軸和動(dòng)力渦輪盤(pán)這三個(gè)主要零部件對(duì)轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性 ) 臨界轉(zhuǎn)速、振型和穩(wěn)態(tài)不平衡響應(yīng)的影響。
高速柔性轉(zhuǎn)子的主要零部件對(duì)其動(dòng)力特性的影響分析1.rar
高速柔性轉(zhuǎn)子的主要零部件對(duì)其動(dòng)力特性的影響分析2.rar
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1.高速柔性轉(zhuǎn)子的主要零部件對(duì)其動(dòng)力特性的影響分析
用SAMCEFPROTOR 分析軟件建立某新型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪空心軸組件和轉(zhuǎn)子( 裝實(shí)心或空心傳動(dòng)軸) 動(dòng)力特性計(jì)算的有限元分析模型, 基于動(dòng)力特性( 臨界轉(zhuǎn)速、振型和不平衡響應(yīng)) 計(jì)算結(jié)果, 分析傳動(dòng)軸、測(cè)扭基準(zhǔn)軸和動(dòng)力渦輪盤(pán)對(duì)轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性的影響, 為改進(jìn)設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。
文章采用SAMCEFPROTOR 大型分析軟件建立軸組件和轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性的有限元計(jì)算模型, 以裝機(jī)用動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)子為原型, 重在研究傳動(dòng)軸、測(cè)扭基準(zhǔn)軸和動(dòng)力渦輪盤(pán)這三個(gè)主要零部件對(duì)轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性 ) 臨界轉(zhuǎn)速、振型和穩(wěn)態(tài)不平衡響應(yīng)的影響。
2.航空發(fā)動(dòng)機(jī)高速柔性轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性計(jì)算
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航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)和渦輪輪盤(pán)的載荷特點(diǎn)及計(jì)算狀態(tài)
對(duì)于渦輪葉片
氣體上的氣體力的方向與上邊兩個(gè)公式相差一個(gè)負(fù)號(hào)。兩級(jí)輪盤(pán)（特別是壓氣機(jī)輪盤(pán)）之間的空腔里，一般都有一定的壓力。如果相鄰空間內(nèi)的壓力不同，則對(duì)兩空腔之間的輪盤(pán)造成壓力差，△p=p1-p2。一般△p 對(duì)輪盤(pán)靜強(qiáng)度影響較小，特別是在輪盤(pán)輻板上開(kāi)有空時(shí)，△p 可以忽略。
四、機(jī)動(dòng)飛行時(shí)產(chǎn)生的陀螺力矩
對(duì)于帶有風(fēng)扇葉片的大直徑風(fēng)扇盤(pán)，應(yīng)考慮陀螺力矩對(duì)盤(pán)的彎曲應(yīng)力和變形的影響。
五、葉片及盤(pán)振動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的動(dòng)載荷
葉片及輪盤(pán)發(fā)生振動(dòng)時(shí)在輪盤(pán)中產(chǎn)生的振動(dòng)應(yīng)力，應(yīng)與靜應(yīng)力疊加。一般動(dòng)載荷有：
葉片受到的周期性不均勻氣體力。由于流道內(nèi)支架及分離式燃燒室的存在，導(dǎo)致氣流沿周向不均勻，從而給葉片產(chǎn)生一個(gè)周期性不平衡的氣體激振力。這個(gè)激力的頻率為：Hf =ωm。其中，ω 為發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速，m 為支架或燃燒室的個(gè)數(shù)。
盤(pán)表面所受周期性不均勻氣體壓力。
通過(guò)相連的軸、連接環(huán)或其他零件傳給盤(pán)的激振力。這是由于軸系的不平衡，導(dǎo)致整機(jī)振動(dòng)或轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)，從而將帶動(dòng)與之相連接的盤(pán)一起振動(dòng)。
多轉(zhuǎn)子渦輪葉片之間存在復(fù)雜的干擾力，他們將對(duì)盤(pán)、片系統(tǒng)振動(dòng)產(chǎn)生影響。
盤(pán)片耦合振動(dòng)。
展開(kāi) 燃?xì)廨啓C(jī)低壓渦輪壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)分析
低壓渦輪壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的壓氣機(jī)葉盤(pán)間的連接方式為焊接或螺栓緊固, 渦輪葉盤(pán)與渦輪軸之間也是以螺栓緊固的方式連接, 低壓壓氣機(jī)與低壓渦輪軸之間的連接為花鍵。因此可以認(rèn)為壓氣機(jī)葉盤(pán)之間、渦輪盤(pán)與渦輪軸之間均為剛性連接;花鍵連接按鉸鏈簡(jiǎn)化, 以此為依據(jù)進(jìn)行整體建模。低壓渦輪壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片較長(zhǎng), 其質(zhì)量及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量都很大, 會(huì)產(chǎn)生較大的離心力和回轉(zhuǎn)力矩, 這種回轉(zhuǎn)效應(yīng)會(huì)對(duì)轉(zhuǎn)子的臨界轉(zhuǎn)速產(chǎn)生比較大的影響, 葉片等效簡(jiǎn)化為集中質(zhì)量加到計(jì)算模型中。
3 計(jì)算內(nèi)容
3.1 支承剛度和阻尼計(jì)算
現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)高速轉(zhuǎn)子系統(tǒng)大都采用“柔軸”設(shè)計(jì), 使發(fā)動(dòng)機(jī)工作轉(zhuǎn)速高于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速,該型燃機(jī)低壓渦輪壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子就采用了這種設(shè)計(jì)理念。由轉(zhuǎn)子在臨界轉(zhuǎn)速時(shí)的撓度Y=meωc/c和傳遞率T≈ mωc/c可知, 此類(lèi)轉(zhuǎn)子工作在臨界轉(zhuǎn)速或者通過(guò)臨界轉(zhuǎn)速時(shí), 其振幅Y正比于不平衡量(me)和轉(zhuǎn)子的臨界角速度(ωc), 反比于阻尼系數(shù)(c) 。顯然, 對(duì)于“柔軸”類(lèi)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)采取適當(dāng)措施減小轉(zhuǎn)子的不平衡量、降低臨界轉(zhuǎn)速和增大阻尼都是可以達(dá)到減小轉(zhuǎn)子振動(dòng)幅值的目的。而在發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)已經(jīng)確定的前提下, 采用彈性支承或者阻尼器, 或者兩者兼而有之, 就成為了最為有效和可行的方法。該型燃機(jī)低壓渦輪壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子就采用了這種減振方式。機(jī)組所采用的彈性支承就是所謂低剛性彈性支承, 可以使轉(zhuǎn)子在通過(guò)臨界轉(zhuǎn)速時(shí)的振幅和通過(guò)軸承座的外傳載荷均很小, 這就可使轉(zhuǎn)子工作在低階臨界轉(zhuǎn)速以上。因此確定該型燃機(jī)低壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子支承剛度是計(jì)算轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)臨界轉(zhuǎn)速所必需的前提條件。
3.1.1 前支承剛度和阻尼計(jì)算
低壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子前支承位于0級(jí)輪盤(pán)前段, 由鼠籠式彈性支撐、擠壓油膜阻尼器、AII76734BITI滾珠軸承組成。
展開(kāi) 開(kāi)坯鍛仿真模塊
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開(kāi)坯鍛對(duì)于很多材料是很重要的，比如飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上面的渦輪盤(pán)等零件在等溫模鍛前均需要進(jìn)行開(kāi)坯鍛，方法有很多，有的采用多向鍛造，有的是多道次鐓拔，這個(gè)模塊還是很方便的
展開(kāi) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)輪盤(pán)振動(dòng)特性解析
航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，為了提高推重比，風(fēng)扇輪盤(pán)、壓氣機(jī)輪盤(pán)、渦輪輪盤(pán)、加強(qiáng)密封盤(pán)等各輪盤(pán)往往設(shè)計(jì)的很輕，輪盤(pán)可能變得很薄，這不僅使輪盤(pán)本身易于振動(dòng)，而且由于輪盤(pán)變薄，其剛度有時(shí)幾乎與葉片的剛度相近，從而使輪盤(pán)的振動(dòng)對(duì)葉片的振動(dòng)特性有較大的影響，并且會(huì)產(chǎn)生輪盤(pán)—葉片的耦合振動(dòng)，這種振動(dòng)有時(shí)能和非定常氣流相互作用，使得氣流中的能量誘發(fā)輪盤(pán)—葉片系統(tǒng)自激振動(dòng)，從而導(dǎo)致大量葉片迅速破壞或多個(gè)榫頭或榫槽出現(xiàn)裂紋。因此，航空發(fā)動(dòng)機(jī)為了設(shè)計(jì)出既重量輕且剛性合適又安全可靠的輪盤(pán)，十分有必要進(jìn)行輪盤(pán)的振動(dòng)特性分析。
靜止輪盤(pán)的振動(dòng)現(xiàn)象
一、什么是行波、駐波
由于渦輪盤(pán)在自身平面內(nèi)剛性非常大，而輪盤(pán)的軸向（橫向）剛性遠(yuǎn)比其它方向小，所以最容易引起軸向振動(dòng)。下圖為輪盤(pán)軸向彎曲形函數(shù)。
靜止輪盤(pán)是指不旋轉(zhuǎn)的狀態(tài)，假定輪盤(pán)在某個(gè)軸向交變力F 作用下發(fā)生彎曲，其軸向彎曲沿徑向方向行函數(shù)為Wn(r)，交變力為F=Fsinwt，則輪盤(pán)隨之發(fā)生軸向振動(dòng)，沿半徑方向的軸向振動(dòng)位移為Wn(r,t)= Wn(r)sin(wt+α)。α 為滯后角。
輪盤(pán)是一個(gè)連續(xù)彈性體，所以交變力作用點(diǎn)上的輪盤(pán)振動(dòng)，必然要向左右兩個(gè)方向傳播，下圖為交變力作用第一個(gè)周期T 中的輪盤(pán)振動(dòng)向兩側(cè)傳播的情況，假定行函數(shù)為W0(r)。這種波在物理學(xué)上稱(chēng)為橫波，其質(zhì)點(diǎn)振動(dòng)方向與波的傳播方向是垂直的，在輪盤(pán)振動(dòng)中通常稱(chēng)為行波，顯然左右行波的行進(jìn)速度是相同的。
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