转轴-轮盘-裂纹叶片耦合系统的叶尖振动特性

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28346

航空发动机整机振动辨识与抑制专栏

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转轴-轮盘-裂纹叶片耦合系统的叶尖振动特性

吴志渊¹, 赵林川¹, 颜格¹, 胡海峰², 杨志勃³, 张文明¹()

^1.上海交通大学机械系统与振动国家重点实验室，上海 200240
^2.国防科技大学装备综合保障国防科技重点实验室，长沙 410075
^3.西安交通大学机械制造系统工程国家重点实验室，西安 710049

收稿日期:2022-12-01 修回日期:2023-02-13 接受日期:2023-05-04 出版日期:2024-02-25 发布日期:2023-05-06
通讯作者: 张文明 E-mail:wenmingz@sjtu.edu.cn
基金资助:
国家科技重大专项(2017-V-0009);国家自然科学基金(12032015)

Vibration characteristics of blade tip in a shaft⁃disk⁃cracked⁃blade coupling system

Zhiyuan WU¹, Linchuan ZHAO¹, Ge YAN¹, Haifeng HU², Zhibo YANG³, Wenming ZHANG¹()

^1.State Key Laboratory of Mechanical System and Vibration，Shanghai Jiao Tong University，Shanghai 200240，China
^2.Science and Technology on Integrated Logistics Support Laboratory，National University of Defense Technology，Changsha 410075，China
^3.State Key Laboratory for Manufacturing Systems Engineering，Xi’an Jiaotong University，Xi’an 710049，China

Received:2022-12-01 Revised:2023-02-13 Accepted:2023-05-04 Online:2024-02-25 Published:2023-05-06
Contact: Wenming ZHANG E-mail:wenmingz@sjtu.edu.cn
Supported by:
National Science and Technology Major Project(2017-V-0009);National Natural Science Foundation of China(12032015)

摘要/Abstract

摘要：

航空发动机叶片在极端恶劣环境中工作，容易产生裂纹进而缩短叶片寿命，严重影响航空发动机的安全运行。以转轴-轮盘-裂纹叶片耦合系统为研究对象，采用有限元、假设模态混合的建模策略，利用有限元模拟转轴，基于Kirchhoff板理论、Timoshenko梁理论模拟轮盘、旋转叶片，并根据时变的释放应变能确定呼吸裂纹导致的时变损失刚度，建立了相应的动力学模型；通过对比耦合系统的固有特性和振动响应验证了提出方法的正确性；剖析了重力载荷、转子不平衡力、气动载荷对叶尖振动特性的影响，并研究了不同无量纲裂纹深度和裂纹位置对叶尖振动特性的影响。研究结果表明：健康叶片中，重力载荷会导致叶片产生振动，转子不平衡力会导致叶片发生静变形；在旋转状态下，裂纹叶片导致叶尖弯曲位移产生偏移量；在气动载荷作用下，呼吸裂纹导致叶片发生非线性振动；常值分量与转频幅值比、常值分量与气动激励频率幅值比是评价呼吸裂纹的有效指标。本文的建模方法和分析结论可为航空发动机叶片裂纹故障诊断提供了一定的理论依据。

关键词: 转轴-轮盘-裂纹叶片, 呼吸裂纹, 重力载荷, 转子不平衡力, 气动载荷

Abstract:

Aero-engine blades， subjected to extreme environmental conditions， are susceptible to crack development， which shortens blade life and seriously affects the safe operation of aero-engine. This paper focuses on the shaft-disk-cracked-blade coupling system which is modeled using the mixed strategy of the finite element method and the assumed mode method. The shaft is simulated by finite element method， while the disk and blade are simulated by Kirchhoff plate theory and Timoshenko beam theory. A dynamic model is built based on time-varying loss stiffness caused by the breathing crack which is determined by the time-varying release strain energy. The correctness of the proposed method is confirmed by comparing the natural characteristics and vibration responses of the coupling system. The influences of gravity load， rotor unbalance force and aerodynamic load on vibration characteristics of the blade tip are analyzed， and the impact of different dimensionless crack depths and crack locations on the vibration characteristics of the blade tip are investigated. The research results show that： in a healthy blade， the gravity load can cause the blade to vibrate， and the unbalanced force can induce the static deformation of the blade； under rotation， the cracked blade leads to the bending displacement of the blade tip， which produces an offset， while under the action of aerodynamic load， the breathing crack results in nonlinear vibration of the blade； the amplitude ratio of the constant component to the rotational frequency and the amplitude ratio of the constant component to the aerodynamic excitation frequency are valuable indicators for assessing breathing crack. The modeling method and analysis conclusions in this paper can provide a specific theoretical basis for the fault diagnosis of aero-engine blade crack.

Key words: shaft-disk-cracked-blade, breathing crack, gravity load, rotor unbalance force, aerodynamic load

中图分类号:

V231.96

吴志渊, 赵林川, 颜格, 胡海峰, 杨志勃, 张文明. 转轴-轮盘-裂纹叶片耦合系统的叶尖振动特性[J]. 航空学报, 2024, 45(4): 628346-628346.

Zhiyuan WU, Linchuan ZHAO, Ge YAN, Haifeng HU, Zhibo YANG, Wenming ZHANG. Vibration characteristics of blade tip in a shaft⁃disk⁃cracked⁃blade coupling system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(4): 628346-628346.

图/表 19

图 1

图 2

图 3

图 4

图 5

图 6

表 1

图 7

图 8

表 2

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

图 14

图 15

图 16

图 17

参考文献 31

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阶次	固有频率/Hz				误差1/%	误差2/%	误差3/%	振型描述
阶次	本文方法	有限元模型	文献［18］方法	文献［18］试验	误差1/%	误差2/%	误差3/%	振型描述
1	117.43	117.38	117.40		0.04	0.03		扭转模态
2	132.89	132.92	132.90	129.30	-0.02	-0.01	2.78	俯仰模态
3	132.89	132.92	132.90	129.30	-0.02	-0.01	2.78	与第2阶模态正交
4	265.20	264.55	269.60	258.00	0.25	-1.63	2.79	轮盘的摆动模态
5	265.20	264.55	269.60	258.00	0.25	-1.63	2.79	与第4阶模态正交
6	364.58	373.02	364.70	361.30	-2.26	-0.03	0.91	叶片弯曲主导模态
7	365.27	373.72	365.40	364.70	-2.26	-0.04	0.16	叶片弯曲主导模态
8	365.27	373.72	365.40	368.00	-2.26	-0.04	-0.74	与第7阶模态正交
9	370.59	379.14	370.70	372.00	-2.26	-0.03	-0.38	叶片弯曲主导模态
10	1 037.87	1 030.70	1 026.90		0.70	1.07		靠近轴承1的轴段弯曲
11	1 037.87	1 030.70	1 026.90		0.70	1.07		与第10阶模态正交
12	1 856.89	1 824.80	1 839.10		1.76	0.97		靠近轴承2的轴段弯曲
13	1 856.89	1 824.80	1 839.10		1.76	0.97		与第12阶模态正交

阶次	本文方法/Hz	有限元模型/Hz	误差/%
1	117.42	117.38	0.03
2	132.89	132.92	-0.02
3	132.89	132.92	-0.02
4	265.20	264.55	0.25
5	265.20	264.55	0.25
6	（358.02）	（368.38）	-2.81
7	（364.83）	（373.27）	-2.26
8	365.27	373.72	-2.26
9	（369.72）	（378.37）	-2.29
10	1 037.87	1 030.70	0.70
11	1 037.87	1 030.70	0.70
12	1 856.89	1 824.80	1.76
13	1 856.89	1 824.80	1.76

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转轴-轮盘-裂纹叶片耦合系统的叶尖振动特性

Vibration characteristics of blade tip in a shaft⁃disk⁃cracked⁃blade coupling system

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