航空發(fā)動(dòng)機(jī)盤(pán)鼓式轉(zhuǎn)子振動(dòng)引起的疲勞問(wèn)題研究.pdf

1、航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的心臟，直接關(guān)系著飛機(jī)的性能，而航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子，更是燃?xì)廨啓C(jī)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(dòng)機(jī)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(jiàn)的失效形式。
　　軍用飛機(jī)常常為適應(yīng)實(shí)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(shí)，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(guò)臨界轉(zhuǎn)速時(shí)由于振幅的突增和突降，將產(chǎn)生較大的交變機(jī)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(wèn)題，而關(guān)于轉(zhuǎn)子振動(dòng)對(duì)其疲勞壽命影響的研究較少，因此開(kāi)展航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子振動(dòng)引起的疲勞問(wèn)題研究很有意義。
　　本文建立了瞬態(tài)轉(zhuǎn)子動(dòng)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(guò)程的不平衡響應(yīng)，得到了轉(zhuǎn)子在對(duì)稱(chēng)支承和非對(duì)稱(chēng)支承時(shí)不同不平衡量及啟動(dòng)速度

3、下的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)特性。
　　在此基礎(chǔ)上，分析了轉(zhuǎn)子交變機(jī)械應(yīng)力產(chǎn)生的機(jī)理，并結(jié)合“臨界平面法”和雨流計(jì)數(shù)法獲得了轉(zhuǎn)子對(duì)稱(chēng)支承和非對(duì)稱(chēng)支承下的低周疲勞壽命，探討了不平衡量大小和支承對(duì)稱(chēng)性對(duì)轉(zhuǎn)子低周疲勞壽命的影響。
　　建立了轉(zhuǎn)子的軸對(duì)稱(chēng)有限元模型，仿真得到轉(zhuǎn)子穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時(shí)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(duì)稱(chēng)支承下轉(zhuǎn)子產(chǎn)生的交變應(yīng)力結(jié)果，計(jì)算了轉(zhuǎn)子不同不平衡量大小和支承對(duì)稱(chēng)性下轉(zhuǎn)子的高周疲勞壽命。
　　通過(guò)本