航空发动机压气机叶片振动频率与温度的关系

以某型航空发动机压气机第六级叶片为例，研究了温度对叶片振动频率的影响。发现由于温度的升高导致了材料弹性模量的下降，而弹性模量的下降又导致了叶片在发动机一定的转速范围内，除一阶振动外，其余各阶振动的动频均小于静频，因此与通常的工程处理方法不同，研究压气机叶片的动频时，应考虑温度的影响。     

外物形状对航空发动机压气机转子叶片撞击损伤的影响

为研究外物形状对航空发动机压气机转子叶片撞击损伤的影响,以某型航空发动机一级转子叶片为研究对象,采用塑性随动硬化本构模型,利用ANSYS/LS-DYNA通用商业软件模拟了飞机滑跑过程中相同体积的圆柱体钢钉和钢球对叶片进气边同一部位的撞击损伤情况。在研究过程中,以发动机的最大工作状态为初始状态,外物以相对速度438.36m/s、与发动机轴线夹角为65.5o的方向撞击叶片进气边,并将相对速度每递减10%作为一个模拟状态。研究发现:相同速度(动能)下,圆柱体钢钉和钢球导致叶片产生不同形状、不同大小的缺口;对于缺口深度来说,当相对动能rE≤16 J时,钢球的撞击深度小于钢钉的撞击深度,但当rE16 J时,情况正好相反;对于缺口宽度来说,当rE≤11 J时,钢球的撞击宽度小于钢钉的撞击宽度,但当rE11 J时,钢球和钢钉的撞击宽度相等且保持恒定;钢球、钢钉导致叶片产生缺口的最小动能分别是6.6J和2.4J,钢钉的撞击持续时间总是大于钢球的撞击持续时间。     

航空发动机压气机叶片振动疲劳裂纹扩展规律研究

以某型航空发动机压气机2级转子叶片为例,研究了叶片的振动疲劳裂纹扩展规律。研究过程中,首先利用有限元方法分别计算了试验状态与工作状态下叶片振动导致的裂纹尖端应力强度因子范围随裂纹长度的变化;试验研究了裂纹扩展速率与裂纹长度的关系。之后,综合计算结果和试验结论,得出叶片试验状态与工作状态下的裂纹扩展规律,并与Paris公式进行了比较,发现叶片的振动疲劳裂纹扩展速率dad N是与裂纹长度a和裂尖应力强度因子范围IΔK相关的多项式,而Paris公式不能描述叶片的振动疲劳裂纹扩展现象。研究结论可进一步确定叶片的损伤容限、确定合理的叶片检修周期,为保障飞行安全奠定基础。