航空发动机强度与振动
航空发动机材料选用原则、程序与要求
航空发动机材料选用原则、程序与要求航空发动机的材料选择对于发动机的性能、寿命和安全性都起着至关重要的作用。
航空发动机工作环境的特殊性，需要材料具备高温、高压和高速等要求，因此材料的选用原则、程序和要求是非常重要的。
一、材料选用原则1.高温耐受性：航空发动机需要在高温下工作，因此材料必须具备很高的高温耐受性，并能保持稳定的力学性能。
2.强度和刚度：航空发动机在工作中经常受到高压和高速的作用，因此材料必须具备足够的强度和刚度，以抵抗外部力和振动的影响。
3.抗疲劳性：航空发动机工作过程中，发动机零部件会经历不断的振动和载荷，因此材料必须具备良好的抗疲劳性，以保证发动机的寿命和可靠性。
4.耐腐蚀性：航空发动机工作环境中存在各种腐蚀介质，例如高温燃气中的酸性物质和湿润的空气，因此材料必须具备良好的耐腐蚀性，以延长发动机的使用寿命。
5.低密度：航空发动机需要具备轻量化的特点，因此材料的密度必须尽可能低，以减轻发动机自身的重量，提高发动机的功率和燃油效率。
二、材料选用程序1.确定使用的零部件：首先要确定发动机中需要使用的零部件，包括涡轮叶轮、涡轮壳体、涡管等。
2.分析工作环境：仔细分析发动机的工作环境，包括温度、压力、速度和腐蚀性等因素。
3.评估现有材料：评估市场上现有的材料，查找是否有适合发动机工作环境的材料可用。
4.材料性能测试：对可能选用的材料进行物理、化学和力学性能的测试，包括高温强度、抗腐蚀性能、疲劳性能等。
5.进行性能评估：根据物理、化学和力学性能测试的结果，对材料的性能进行评估，并与航空发动机的要求进行比较。
6.选定最佳材料：根据性能评估的结果，选定符合要求的最佳材料，并进行更加详细的测试和分析。
7.优化设计：在确定最佳材料后，对发动机的设计进行优化，以充分发挥材料的性能优势，并确保发动机的安全可靠性。
三、材料选用要求1.符合航空工业标准：航空发动机对材料的要求非常高，因此选用的材料必须符合航空工业的相关标准和规范，例如航空材料的GB/T标准、ISO国际标准和航空材料的质量管理标准等。
航空发动机振动故障诊断及预测方法研究
航空发动机振动故障诊断及预测方法研究随着民航产业的快速发展和航空业的普及，如何提高航空安全性、降低事故率成为了各方面关注的焦点。
与此同时，航空发动机振动故障也逐渐被重视起来。
本文将针对航空发动机振动故障的诊断和预测方法进行探讨。
一、航空发动机振动故障的种类和原因航空发动机振动故障大致分为四类：疲劳、失衡、机件松动、流体动力学。
其原因主要包括发动机零部件的磨损、使用过程中的自然老化、过度负荷、拖行、差错安装等因素。
而航空发动机振动故障的几种导致原因上述的因素都有可能起到作用。
同时，由于航空发动机的使用频繁、工作强度大，加之工作环境复杂，航空发动机振动故障难以避免。
二、航空发动机振动故障的诊断方法在遇到航空发动机振动故障的情况时，如何进行快速有效的诊断成为了需要解决的问题。
航空发动机振动故障的诊断方法大致可分为两类：非侵入式和侵入式。
1. 非侵入式诊断方法非侵入式诊断方法主要是利用飞行数据记录器（FDR）和数据采集系统（DAS），通过记录飞行数据来判断航空发动机的振动情况。
需要注意的是，这种方法通常是监测整个飞行过程中的振动情况，但难以解决隔离特定零部件的振动故障。
2. 侵入式诊断方法侵入式诊断方法主要是通过航空发动机的故障维修手册（FIM）进行故障诊断。
在此过程中，需要较高的技能水平和专业知识，对维修人员的职业素质也有较高要求。
这种方法的优点是可以准确地确定振动故障的具体原因，进而给出相应的处理措施。
三、航空发动机振动故障的预测方法除了对振动故障进行诊断之外，如何预测航空发动机可能出现的振动故障并及时处理也是解决问题的一种方法。
航空发动机振动故障的预测方法主要是基于振动信号数据，通过振动特征提取、信号分析和预测模型构建等方法来实现。
目前主要的预测方法有：小波包分析、时频分析、稳健性全局最优化、灰色预测模型、支持向量机预测模型等。
值得注意的是，虽然以上预测方法各具特色，并且在实际应用中均取得了一定的效果，但预测模型的建立需要考虑不同航空发动机的特性，并结合不同的振动故障种类进行精细化处理。
航空发动机整机振动分析与控制
航空发动机整机振动分析与控制摘要：高性能航空发动机的结构复杂性和高温高速下的动态稳定性，航空发动机转子的气动设计与分析是牵引振动控制技术，装配过程控制技术是关键，振动测试技术取决于整机的振动控制技术。
根据航空发动机结构的复杂性，确定了技术结构和振动控制方案，并保持了控制技术的实用价值。
本文主要介绍了航空发动机整体振动控制技术的设计过程和装配过程，并说明了具体的验证过程。
关键词：航空；发动机；振动分析在航空飞行中，发动机是动力保证，其工作的可靠性直接关系到飞行安全。
发动机振动不仅影响发动机本身的工作，而且影响配件和仪器的工作，结构的发动机振动应力较大，甚至会最终影响发动机的可靠性。
航空发动机的振动故障在军用和民用发动机上是不同的，导致大量的发动机提前返回工厂，降低了发动机的使用寿命，增加了维修费用。
据统计，90%以上的结构强度失效是由振动引起的或与振动有关的。
避免飞机发动机研究的设计、生产、使用和维护。
从一开始，源可能导致故障，维护每个细节的具体使用，关注整个生命周期引擎的整个机器振动。
研究了飞机发动机的振动问题。
1航空发动机整机振动分析航空发动机一般安装在飞机或试验台架上，形成一个无限多自由度的振动系统。
所谓发动机的整机振动，在各种激振力作用下会产生的响应。
发动机故障会产生独特的发动机整机振动，故障不同，振动特征也不同。
发动机整机振动的主要故障类型包括以下几种：1.1转子不平衡在航空发动机中，转子材质的不均匀、设计的缺陷、热变形、制造装配的误差和转子在运行过程中有介质粘附到转子上或是有质量脱落等，使得实际转子的质心与形心不一致，因而使得转子出现质量不平衡。
转子不平衡是导致航空发动机整机振动过大和产生噪音的重要因素，它不但会直接威胁到航空发动机安全可靠地运行，而且还容易诱发其他类型的故障。
转子不平衡离心力所引起的振动，与其它原因引起的振动不同，具有固有特征，即动载荷与转速平方成正比，频率与转速相同。
航空发动机结构强度与疲劳寿命分析研究
航空发动机结构强度与疲劳寿命分析研究随着空中交通的快速发展，航空发动机的强度和疲劳寿命成为了当今航空工程领域研究的热点问题。
航空发动机的结构强度和疲劳寿命关系着航空工程的安全性和发展速度。
本文将探讨航空发动机结构强度和疲劳寿命的研究现状和重要性，并介绍相关的实验和计算方法，以期推进航空工程技术研究的进一步发展。
一、航空发动机结构强度分析航空发动机结构强度是指飞行中发动机受到各种载荷和变形的作用下能够保持不发生破坏的能力。
航空发动机受到的载荷主要来自于以下三个方面：1. 飞行负载：包括飞行过程中发动机及飞机的姿态变化、风阻等造成的载荷。
2. 引擎内部负载：包括燃烧过程中温度和压力的变化，转子的旋转、惯性变化和振动等。
3. 外力载荷：包括飞行中的颤振和飞机起降时的冲击负荷。
对于航空发动机结构强度的分析和计算可以采用实验和计算两种方法。
实验方法是通过在实验室或实际测试中测量载荷、变形、应力等参数，进而分析航空发动机结构强度的性能和安全性能。
此外，计算方法还需要基于材料力学和载荷分析等理论，运用计算机模拟技术进行计算和模拟分析。
二、航空发动机疲劳寿命分析航空发动机的疲劳寿命也是影响飞行安全的关键因素之一。
疲劳过程是指材料在受到载荷的影响下经历载荷循环后渐进性破坏的过程。
飞行中，发动机的受载情况是不停地进行循环加载和卸载的，这使得发动机部件的疲劳寿命成为航空工程研究的热点问题。
针对航空发动机部件的疲劳寿命分析，可以采用实验、计算和组合方法进行。
实验方法主要是通过构建模拟环境和载荷循环实验装置对发动机部件进行振动和疲劳试验，以获取疲劳曲线和疲劳寿命。
计算方法则是通过数值模拟分析，基于疲劳强度理论和材料力学，以计算出材料在飞行中的疲劳寿命。
组合方法则是将实验和计算结合起来，以获取更加精确的疲劳寿命预测结果。
三、航空工程技术的发展趋势和未来展望近年来，随着工业技术的飞速发展和新材料的推广应用，航空工程技术得到了快速的发展。
航空发动机振动分析与控制研究
航空发动机振动分析与控制研究一、引言随着现代工业的发展，航空工业也迅速发展，如何保障飞机的安全是航空工业始终关注的问题。
航空发动机是飞机的核心部件，因此其安全稳定运行显得尤为重要。
航空发动机振动是其运行过程中的一种不可避免的现象，在一定范围内可以接受，但过大的振动将严重影响其性能，甚至会导致故障等安全问题。
如何对航空发动机振动进行分析和控制是航空工程领域的关键研究之一。
二、航空发动机振动分析航空发动机振动是指发动机在运行过程中发生的机械振动，包括旋转、向心力、离心力、惯性力等各种力的作用下产生的振动。
由于其特殊的工作环境和特殊的工作要求，航空发动机的振动特性很不一样，因此在对航空发动机的振动进行分析的时候，需要考虑到以下几个方面：1.结构特性航空发动机的结构特性是指其各个部件的性能特点，包括材料、变形、刚度、弹性等各种因素。
在进行振动分析的时候，需要考虑到其结构特征，进行模型的建立和振动特性的分析。
2.工作环境航空发动机的工作环境十分特殊，气流、气压、温度等多种因素都会对其振动特性产生影响。
在进行振动分析的时候，需要考虑到这些因素对振动特性的影响，精确计算振动特性。
3.运行状态在不同运行状态下，航空发动机的振动特性有所不同。
因此，在进行振动分析的时候，需要考虑到相应的运行状态，针对不同的状态进行振动特性的计算和分析。
针对以上几个方面的考虑，可以利用ANSYS软件进行航空发动机振动分析。
在建立航空发动机的有限元模型后，可以通过软件进行分析，得到其振动特性的各项参数，并对其进行分析和优化。
三、航空发动机振动控制针对航空发动机的振动问题，可以通过多种方式进行控制。
其中，主要有以下几种方法：1.优化设计在航空发动机的设计阶段，可以通过对结构的优化设计，提高其刚度和强度，减少其振动程度。
同时，也可以通过优化加工工艺，提高其制造精度，减少振动、噪声等问题的出现。
2.动态平衡技术航空发动机的动态平衡技术是一种专门针对发动机的振动问题而开发的技术。
航空发动机材料选用原则、程序与要求
航空发动机材料选用原则、程序与要求航空发动机是飞机的核心部件之一，其材料的选用对发动机的性能、寿命和可靠性有着重要影响。
航空发动机材料的选用原则、程序与要求如下。
一、选用原则1.高温性能：航空发动机工作温度高，材料要能够在高温环境下保持良好的力学性能和稳定性，避免高温软化或熔化。
2.耐腐蚀性：航空发动机工作在恶劣的气候条件下，材料要能够抵御腐蚀和氧化，保持良好的表面质量和性能。
3.强度和刚度：航空发动机工作时受到较大的载荷和振动，材料要具有足够的强度和刚度，以确保发动机的结构完整和稳定性。
4.重量和密度：航空发动机要求重量轻、体积小，材料应具有较低的密度和高的强度，以降低发动机的重量，提高飞机的性能和燃油效率。
5.可加工性：航空发动机部件形状复杂、尺寸精度高，材料应具有良好的可加工性，易于切削、锻造、焊接等加工工艺。
6.经济性：航空发动机材料的选择还要考虑成本因素，要在满足性能要求的前提下，尽量选择成本低、供应稳定的材料。
二、选用程序1.需求分析：根据航空发动机设计要求和工作环境，确定材料的性能指标和要求。
2.材料筛选：根据需求分析，筛选出符合性能要求的候选材料。
3.性能评估：对候选材料进行性能测试和评估，包括高温性能、耐腐蚀性、力学性能等方面的测试。
4.材料优化：根据性能评估结果，对候选材料进行优化和改进，以满足航空发动机的要求。
5.试验验证：对优化后的材料进行试验验证，验证其在实际工作条件下的性能和可靠性。
6.材料选定：根据试验验证结果和经济性考虑，最终确定航空发动机的材料选用方案。
三、选用要求1.材料选用要符合航空发动机设计规范和标准，确保发动机的安全性和可靠性。
2.材料应具有良好的稳定性和耐久性，能够在长期高温、高压等恶劣条件下工作。
3.材料应具有良好的加工性和可焊性，方便制造和维修。
4.材料应具有较低的热膨胀系数，以减少因温度变化引起的变形和应力。
5.材料应具有良好的热传导性，有利于散热和温度控制。
航空宇航推进理论与工程学科介绍
航空宇航推进理论与工程学科介绍“航空宇航推进理论与工程”是航空宇航科学与技术一级学科下的二级学科。
该学科涉及热流科学、机械学、电子学以及计算机科学等相关知识，是一个综合性很强的学科，对航空科学与技术具有重要的支撑作用。
该学科是沈阳航空工业学院实力较强且重点发展的主干学科，也是辽宁省高校中独有的学科。
方向一：航空发动机燃烧设计与分析技术研究内容：研究航空发动机及其它动力装置燃烧部件设计、计算和模拟；燃烧室综合性能分析、多学科优化设计；燃烧排放污染物测量和预测；燃烧设计新技术；高效冷却；燃烧物理化学过程；可靠性、经济性、安全性权衡设计；燃烧室设计准则及温度场、浓度场、流场预测等。
现有条件：2003年底利用中央与地方共建资金230余万元建成“综合燃油激光雾化测量分析实验室”，该实验室主要研究燃油雾化特性、燃烧机理以及喷嘴设计技术，设备水平在国内高校处于领先地位。
发展规划：该实验室在目前主要以学科队伍建设和研究能力及水平的提高为主。
计划在三年内取得一批成果。
梯队建设：方向二：航空发动机强度、振动及噪声研究内容：主要研究航空发动机及其它动力装置的强度、振动、噪声及故障诊断和状态监测技术，主要包括航空发动机强度和振动的新计算方法；振动及噪声的测量和分析技术；利用振动和噪声分析技术进行故障诊断的新方法及相关软、硬件技术；以及航空发动机及其它动力装置的振动及噪声控制技术。
现有条件：现有振动与噪声实验室于1986年建成，设备总额200余万元，主要包括振动与噪声的测量和分析仪器。
目前，该实验室的主要仪器是80年代水平，相对落后，学校投资200余万元购置先进仪器的计划正在招标，预计2004年底设备到位。
发展规划：根据开展先进航空发动机转子非线性动力学、振动控制及故障智能诊断的研究要求和“航空推进理论和技术”硕士点要求提出建立“转子非线性动振动及控制”实验室。
该实验室的建成将为转子非线性振动特性、转/静子碰磨机理、振动抑制、多重故障智能诊断等一系列科学前沿课题的研究提供先进的实验条件，其研究成果将为改善发动机转子动态特性、降低发动机振动、研制高水平诊断系统、避免发动机故障等提供有力的技术支持。
航空发动机的振动与噪声分析
航空发动机的振动与噪声分析一、引言航空发动机是飞机的核心装备，因此其性能的稳定性和可靠性对于保障飞机的安全和运营至关重要。
然而，航空发动机在运行过程中会产生各种各样的振动和噪声，这些振动和噪声会对发动机和飞机的其他部位造成损害，影响飞机的安全性和使用寿命。
因此，对航空发动机的振动和噪声进行深入的分析和研究，对于提高发动机和飞机的性能和可靠性，有着重要的意义。
二、航空发动机振动的来源和影响（一）航空发动机振动的来源航空发动机振动主要来自于以下几个方面：1.气动力振动：由于流体在发动机内部的流动引起振动，例如气动力脉动、稳定振荡和涡激振荡等。
2.机械振动：由于发动机旋转部件的不平衡、偏心和失衡等原因引起的机械振动，例如旋转不平衡、转子动力学振动和齿轮传动振动等。
3.热振动：由于温度的变化引起的热膨胀和热应力等原因引起的振动。
4.控制振动：由于主要机构和辅助机构的振动控制不良、稳定性不足和调节不当等原因引起的。
（二）航空发动机振动的影响航空发动机振动的影响主要有以下几个方面：1.机械疲劳：振动是发动机疲劳和损坏的主要原因，长期的振动会引起旋转部件的疲劳裂纹和损伤。
2.噪声：振动会产生噪声，并通过外观结构传递到飞机的其他部位，影响飞机的安全性和使用寿命。
3.不良的舒适性：振动会影响机组人员和乘客的舒适性，同时也会影响飞行人员的工作效率和对发动机的观察能力。
4.其他方面：航空发动机振动还可能影响发动机的整体性能，例如燃油消耗、电力输出和环境污染等。
三、航空发动机噪声的来源和影响（一）航空发动机噪声的来源航空发动机噪声主要来自于以下几个方面：1.气体流动噪声：由于气体流动过程中产生的噪声。
2.旋转部件噪声：由于旋转部件的摩擦声和其他噪声引起。
3.内燃机噪声：由于内燃机原理产生的噪声，例如火花塞爆炸和燃烧噪声等。
4.排气噪声：由于排气过程中产生的噪声。
（二）航空发动机噪声的影响航空发动机噪声的影响主要有以下几个方面：1.人员健康：长期处于高噪声环境下可能会对人们的健康产生影响，例如失聪等。
航空发动机强度与振动--各章作业
三、计算题
1、某等截面、无扭向、根部固装的转子叶片长 l = 16cm ， E = 5.0 ×105 cm / s ， J = 0.8cm4 ， A = 5cm2 ， ρ
（ 1 ） 请 求 出 前 三 阶 弯 曲 振 动 的 固 有 频 率 （ 固 有 频 率 的 单 位 为 Hz ）。 计 算 公 式 已 经 给 出 ：
4、旋转着叶片的自振频率称为
；静止叶片的自振频率称为
。
5、叶片的振动阻尼有
，
，
三类。
6、列举出一些常用的提高叶片抗振阻尼的结构措施。
7、从气动和结构两个方面分析下带冠叶片的优缺点。
8、燕尾形、枞树形、销钉式三种榫头榫槽的连接方式中，哪种叶片和轮盘的连接方式抗振阻尼最好？
9、如图，试解释双榫根构造的叶片，抗振阻尼较好的原因？
8、判断弹性元件的串联或者并联。
6
第一章 转子叶片强度计算
9、在图(a)中，两弹簧是并联还是串联？在图(b)中，若将弹簧的长度变为原来的一半，则此一半长度的弹簧 的刚度系数是多少？
10、系统受外界激励作用而产生的振动称为（ ）振动。激励根据其来源可分为两类：一类是（ ），
另一类是（
）。
7
第一章 转子叶片强度计算
5、不管是实心盘还是空心盘，热应力σθ 在轮盘外缘处呈压应力状态。
航空发动机试验过程详解
航空发动机试验过程详解静态试验是航空发动机试验的第一步。
在静态试验中，航空发动机会被安装在静力架上进行测试。
静力架是专门设计用来支撑航空发动机并模拟发动机在飞行中所受到的各种力和载荷的设备。
在静态试验中，可以对发动机的耐久性、结构强度、振动特性以及冷却系统进行综合测试。
这些测试能够验证发动机在飞行过程中的可靠性和安全性。
动态试验是航空发动机试验的第二步，也是较为重要的一步。
动态试验主要包括转速试验和负荷试验。
转速试验是对发动机旋转部件（如涡轮、风扇等）进行测试的过程，目的是验证发动机的转速范围、转速响应以及工作稳定性。
负荷试验是对发动机负荷性能进行测试的过程，包括测试发动机的推力、燃油消耗量、温度和压力变化等。
通过动态试验，可以验证发动机在各种转速和负荷下的性能表现，以及测试其稳定性和可调度性。
飞行试验是航空发动机试验的最后一步，也是最为关键的一步。
飞行试验通常在飞行测试架上进行，测试架是一种特殊的飞机，在其机身后部安装有发动机供测试使用。
飞行试验主要目的是验证发动机在实际飞行条件下的性能、可靠性和适航性。
在飞行试验中，测试架会模拟各种飞行状态和飞行环境，包括低空、高空、高速、低速、爬升和下滑等。
通过飞行试验，可以验证发动机在各种飞行条件下的性能表现，以及测试其在不同高度、温度和湿度下是否适应飞行任务的要求。
除了以上三个主要的试验步骤外，航空发动机试验还包括其他辅助试验，如燃油试验、启动试验和排放试验等。
燃油试验是对发动机燃油系统进行测试的过程，目的是验证燃油供给的稳定性和可靠性。
启动试验是对发动机启动系统进行测试的过程，目的是验证发动机的启动速度和可靠性。
排放试验是对发动机排放性能进行测试的过程，目的是验证发动机的排放标准是否符合航空环保要求。
在整个试验过程中，航空发动机试验工程师会全程监控和记录各种试验数据，如转速、温度、压力、燃油消耗量等。
试验数据的分析和比对是试验的重要环节，通过对试验数据的分析和比对，可以评估发动机的性能和可靠性，并为改进和优化发动机提供有价值的参考。
航空发动机试验舱应力分析和强度设计
航空发动机试验舱应力分析和强度设计1. 引言1.1 研究背景航空发动机试验舱是用于对航空发动机进行性能测试和验证的设备，具有重要的研究意义和应用价值。
随着航空发动机技术的不断发展和进步，对试验舱的应力分析和强度设计要求也越来越高。
航空发动机试验舱在工作过程中承受着来自发动机输出功率的巨大载荷，因此必须具备良好的结构强度和稳定性。
试验舱的结构设计也需要考虑到航空发动机的振动、噪声、高温等因素对其结构强度的影响，以确保试验舱在工作过程中能够稳定可靠地运行。
1.2 研究目的研究目的是为了深入分析航空发动机试验舱的应力情况，了解其受力特点和应力分布规律，从而为航空发动机试验舱的强度设计提供依据。
通过对试验舱的应力分析，可以发现其中存在的潜在问题和薄弱环节，进而有针对性地进行强度设计，提高试验舱的安全性和稳定性。
研究航空发动机试验舱的强度设计，旨在找到合适的设计方案和工艺，以确保试验舱在各种复杂工况下保持稳定和可靠，满足工程实际需求。
通过本研究，将为航空发动机试验舱的应力分析和强度设计提供一定的理论依据和实际指导，推动相关领域的发展和进步。
2. 正文2.1 航空发动机试验舱应力分析航空发动机试验舱应力分析是对该设备在使用过程中所受到的各种力和应力的分析与计算。
首先需要考虑飞行过程中所受到的风载荷及动力学载荷，通过数值模拟和实验测试，确定发动机试验舱在高速运行状态下的受力情况。
还需考虑发动机运行时产生的振动和热量对试验舱结构的影响，进行模态分析和热应力分析，确保试验舱在极端条件下依然能够正常运行。
接下来，针对不同部位的受力情况进行应力分析，确定关键部位的最大应力值，从而确定结构的强度设计方案。
结合计算结果进行有限元分析，验证设计方案的合理性和可靠性，并对可能存在的安全隐患进行评估和改进，保证发动机试验舱在各种条件下都能安全可靠地工作。
通过航空发动机试验舱应力分析，可以为提高飞机发动机的研发效率和性能提供重要的参考依据。
航空发动机强度与振动--课程设计
航空发动机强度与振动课程设计报告姓名：肖庭文专业：飞行器动力工程班级：080141H指导教师：李书明（教授）但敏二0一一年十一月题目及要求题目 基于ANSYS 的叶片强度与振动分析1.叶片模型把叶片简化为根部固装的等截面悬臂梁。
叶片模型如右图所示，相关参数如下：叶片长度：0.04m 叶片宽度：0.008m叶片厚度：0.002m叶根截面距旋转轴的距离为0.16m 材料密度：3m /kg 7900弹性模量：a11P 10.12泊松比 ： 0.32.叶片的静力分析（1）叶片在转速为5000rad/s 下的静力分析。
要求：得到von Mises 等效应力分布图，并对叶片应力分布进行分析说明。
3.叶片振动的有限元分析（1）叶片静频计算与分析要求：给出1到10阶的叶片振型图，并说明其对应振动类型。
（2）叶片动频计算与分析要求：计算出叶片在转速为1000rad/s ，2000rad/s,4000rad/s,8000rad/s,10000rad/s 下的动频值，用表格形式表示。
（3）共振分析要求：根据前面的计算结果，做出叶片共振图（或称Campbell 图），找出叶片的共振点及共振转速。
4. 按要求撰写课程设计报告说明：网格划分必须保证结果具有一定精度。
各输出结果图形必须用ANSYS 的图片输出功能，不允许截图。
课程设计报告基于ANSYS 的叶片强度与振动分析1.ANSYS 有限元分析的一般步骤 （1）前处理前处理的目的是建立一个符合实际情况的结构有限元模型。
在Preprocessor 处理器中进行。
包括：分析环境设置（指定分析工作名称、分析标题）、定义单元类型、定义实常数、定义材料属性（如线弹性材料的弹性模量、泊松比、密度）、建立几何模型（一般用自底向上建模：先定义关键点，由这些点连成线，由线组成面，再由线形成体）、对几何模型进行网格划分（分为三个步骤：赋予单元属性、指定网格划分密度、网格划分）在本课程设计中，先在Preferences 中定义了所要研究的对象是structural （结构），然后在Preprocessor 中定义材料的类型为structural solid->Brick 8node 45，再设定材料密度为DENS=7900kg/m 3，弹性模量为EX=a11P 10.12 ，泊松比为PRXY=0.3 。
航空发动机整机振动分析与控制
区域治理前沿理论与策略航空发动机整机振动分析与控制李文龙中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司，辽宁 沈阳 110043摘要：发动机整机振动对发动机的性能有着直接的影响，尤其是在飞行过程中的整机振动会增加磨损，导致系统故障，从而造成不可预知的后果。
基于此，下文对航空发动机整机振动的振源进行了分析，并总结了常用的控制方法，以便为解决航空发动机整机振动问题提供参考价值。
关键词：航空发动机；整机振动；控制方法航空发动机整机振动故障是发动机工作中比较常见和危害较大的故障，随着航空发动机推力和旋转速度的不断增长，发动机结构承受的动态强度和振动载荷越来越大，从而对航空发动机的性能产生了极大的影响。
同时，飞机在飞行中过量的振动也会增加相应的磨损，从而导致严重故障和系统损失，所以如何及时排除发动机振动故障是发动机研制中的重要课题。
一、航空发动机整机振动的振源分析目前，航空发动机整机振动的故障类型主要包括转子不平衡、转子弯曲、主轴承故障、不均匀气流涡动等，下面是对其中集中故障类型产生原因的分析：1气流原因对于气流的原因主要包括两种，一种是叶栅尾流，其造成的振动是在航空发动机环形气流通道中，由于静子叶片的存在使得叶片下游的气流总压和流速有所降低，而当转子叶片通过这段区域时，所受的气动力将有所改变，从而激起叶片的振动；另一种是封闭气流，其是因压气机转子和静子之间有漏气，对压气机的效率有一定的影响，并且气体在封闭腔内旋转滞后于转子运动，从而造成压力分布不均匀，引起整机振动现象。
因此，为了减少气流振动，相关人员可以采取加装周围遮挡、阻尼密封等手段来减小气流在封闭腔内的流速。
2转子故障引起的振动2.1转子不对中航空事业的快速发展，使得相关人员对航空发动机的转速和推重比的要求越来越高，并且因轴系不对中而引起的振动故障也呈现出了上升趋势。
而航空发动机中如果转子不对中，就会造成轴承磨损、转机摩擦等故障，对航空发动机的稳定性产生极大的威胁，同时一般情况下，可以将转子不对中分为轴承不对中和联轴器不对中两种。
航空发动机整机振动控制技术分析
航空发动机整机振动控制技术分析摘要：本文主要对航空发动机整机振动控制技术进行解析。
首先阐述航空发动机整体振动控制技术的设计过程，同时从航空发动机整机振动控制技术的装配过程以及验证过程等方面，详细解析了控制技术的操作要点。
关键词：航空发动机；整机振动；控制技术引言航空发动机整机一旦出现振动问题会影响到飞机的安全飞行，因此需要明确发动机振动的影响因素，通过利用现代化技术来控制振动现象，从而提升航空飞机发动机的运行稳定性。
1 航空发动机整体振动控制技术的设计过程（1）系统动力学设计。
在该设计过程中，主要研究的是转子动力学系统，特别是转子临界转速问题，确保其运行的稳定性，才能达到使用的效果。
比如某发动机本身就有双转子临界转速的结构，但是没有实现系统整体性判定，容易导致发动机过载或者不同心的问题，所以研究人员展开分析和研究，耦合系统振动特性存在偏差。
此外，发动机系统设计中，应积极有序的组织进行线性系统振动分析，优化系统内技术参数，比如刚度参数、阻尼参数等，从而得出最佳的设计效果。
在发动机技术不断发展与提升的背景之下，要处理强非线性因素适应度，就要进行整个系统的振动控制，实现综合性分析。
发动机的基本参数是人们关注的重点，集中分析概率分布，并且选择合适的处理措施。
但是也要注意，结构功能差组合参数、装配过盈范围参数以及温度梯度参数等，都进行动柔分析。
因此，技术人员为了预防发生整机振动的问题，通常要将整体结构作为系统展开分析，分析研究力学特性结构，掌握振动原理，提高设计水平。
（2）支承连接系统动力单元。
经过动力学分析后发现，很多人对于航空发动机的振动解决方法有所掌握，但是还存在支点准确性以及连接结构动柔度不合格的问题。
因此测量支点的精柔度极为重要，所以要充分的关注影响参数变化的因素，防止发生零部件变形的问题，特别是轴承与游隙的控制，确保数据的完整性。
在常规数据分析是，临界转速对支点柔度较为敏感，所以也能够保证静子轴承结构体系设置合理，工作温度参数符合要求，集中处理振动测试项目，保证两者关系的正常化，解决存在的问题，发布相关的处理措施。
航空发动机强度与振动结合实验教学的探索与实践
航空发动机强度与振动结合实验教学的探索与实践作者：董立辉来源：《新教育时代·教师版》2016年第26期摘要：针对《航空发动机强度与振动》课程理论性强的特点，通过对课程教学现状的分析，探索结合实验的理论教学，调动学生学习的主动性和培养学生分析解决具体工程问题能力，提高教学质量。
关键词：航空发动机强度与振动教学探索实践引言《航空发动机强度与振动》是一门理论性较强的航空工程类专业基础课程，该课是以理论分析为基础，基本概念多，内容抽象，公式多而乏味，教师难教、学生难懂成为较普遍的现象。
课程的教学改革与实践，就是通过实验教学环节，使学生强化本课程的理论学习效果，为学习后继专业课程、从事工程技术工作和科学研究以及开拓新技术领域打下坚实的基础，以达到更快、更好地满足新时期人才培养要求。
一、《航空发动机强度与振动》开展教学改革的必要性高等教育发展的核心任务是提高教学质量，这是发展建设高等教育强国的基本要求。
现在我国大学教育阶段的主要形式依旧是课堂教学，保障课堂教学质量是教学不断进行改革的主要原因[1]。
现阶段《航空发动机强度与振动》仍然是以公式推导为主，虽然推导的内容是来源于工程实践，但依旧避免不了枯燥的推导环节，推导出的结果与实际的工程应用也存在一定差距，学生的学习效果也不甚理想，因此探索提高《航空发动机强度与振动》课程教学质量的教学方法十分有必要。
《航空发动机强度与振动》课程的授课对象为大四学生，已经经历过专业基础课及专业实习，学生们对实际的发动机工作原理等内容已经比较熟悉，《航空发动机强度与振动》课程则比较专业地针对发动机工作过程中的强度问题与振动问题，是在基础知识上的进一步提高。
经过了该课程的学习，学生们可以在工作中更好地处理工程中遇到的问题，尤其在牵涉到强度安全等方面问题的处理上更加能够得心应手，因此提高教学质量，对于学生毕业后的工作意义重大。
培养综合素质高和具有创新性人才一直是高等教育所追求的重要目标[2]。
航空发动机载荷谱综述
航空发动机载荷谱综述随着现代飞机的日益发展，发动机作为飞机的“心脏”，在维持着飞机正常运转的同时，也面临着来自外界的各种载荷。
航空发动机载荷谱综述，即是对于发动机在实际使用中的载荷情况的总结和分析。
发动机载荷谱的获取对于研发、设计、维护及安全保障等方面都具有重要的作用。
本文将从发动机载荷谱的定义入手，探讨其应用意义以及现阶段的研究进展。
首先，发动机载荷谱是指发动机在实际使用中所承受的各种力、热、振动等载荷的统计情况。
其中包括了来自自身转速、飞机飞行失速、大气扰动和飞机震动等多种因素所引起的载荷。
这些载荷都是以时间、频率、强度等方面进行记录和统计，为后续的设计、仿真和测试提供参考依据。
其次，发动机载荷谱在航空工业中具有广泛的应用价值。
首先，对于发动机研发来说，通过对发动机载荷谱的分析，可以评估不同部件受力情况以及寿命，从而改进设计方案，提高发动机的可靠性和寿命。
其次，对于发动机的维修和维护来说，对于发动机载荷进行分析可以确定发动机寿命和更换周期，确保经济性和安全性。
此外，在航空事故调查中，对发动机载荷谱的研究也有很大的帮助。
最后，目前发动机载荷谱研究也取得了许多进展。
随着仿真技术的发展，人们开始利用计算机仿真模拟发动机在实际使用过程中的载荷情况，以避免实验过程中的损伤和成本高昂。
同时，各大航空公司也加强了对于发动机寿命周期的监控，对于得到的载荷数据不断优化，进一步提高了发动机性能和寿命。
综上所述，发动机载荷谱的分析对于飞机工业的发展和安全性保障至关重要。
随着技术的不断进步和航空工业的发展，在未来，发动机载荷谱研究将迎来新的发展机遇和挑战，相信未来一定会取得更为丰硕的成果。
航空发动机载荷谱的数据通常涵盖转速、温度、压力、振动等方面的信息。
通过对这些数据的记录、统计和分析，可以了解发动机在运转中所承受的各种载荷，进而更好地进行设计和测试。
下面，我们来列举一些典型的发动机载荷谱数据，并简要分析其含义和作用。
航空发动机试验舱应力分析和强度设计
航空发动机试验舱应力分析和强度设计航空发动机试验舱是一个非常重要的部件，用于模拟各种工况条件对发动机进行试验。
在试验过程中，试验舱需要承受来自发动机高温、高压和高速气流的巨大压力和冲击力。
对试验舱的应力分析和强度设计至关重要。
进行应力分析。
航空发动机试验舱的应力分析主要包括静力分析和动力分析两个方面。
静力分析主要是对试验舱的静态载荷进行分析，包括发动机产生的静态气压、温度和飞行载荷等。
动力分析主要是对试验舱的动态载荷进行分析，包括发动机产生的动态气流和振动等。
通过应力分析，可以确定试验舱在各种工况下的应力分布和应力集中部位，为后续的强度设计提供依据。
进行强度设计。
强度设计是根据应力分析的结果，结合试验舱的材料力学性能和结构特点，确定试验舱的强度要求，并进行结构设计。
强度设计的关键是确定试验舱的受力路径，增加强度不足的部位的材料厚度或增加材料强度，确保试验舱在各种工况下都能满足要求的强度。
还需要考虑试验舱的接口设计，如与发动机连接的部位需要进行强度匹配，确保连接处的强度不会成为发动机试验的瓶颈。
还需要进行强度验证。
强度验证是通过试验和计算两种方法进行的。
试验方法主要是进行静态和动态加载试验，模拟实际工况下试验舱的受力情况，验证其强度是否满足设计要求。
计算方法主要是通过有限元分析等数值模拟方法，对试验舱进行强度计算，验证其强度是否满足设计要求。
通过强度验证，可以确保试验舱在实际使用中的强度性能符合设计要求。
航空发动机试验舱的应力分析和强度设计是确保试验舱强度性能的重要工作。
通过合理的应力分析和强度设计，可以保证试验舱在各种工况下都能够安全可靠地运行，并为发动机的试验提供可靠的保障。
航空发动机振动与噪声控制技术研究
航空发动机振动与噪声控制技术研究航空发动机是飞机的心脏，支撑着航班的安全运行。
但是，航空发动机所产生的振动和噪音却是极其大的，不仅会影响乘客的舒适感受，还可能会对飞机本身造成损伤，甚至危及安全。
因此，如何控制航空发动机的振动和噪音成为了研究的热点。
一、航空发动机振动的来源及影响航空发动机振动产生的原因有很多，比如内部参数的改变，失速、颤振、涡激振动等。
这些不同的振动会对航空发动机的性能、材料等产生不同的影响。
例如，颤振会导致发动机的叶片频率降低，从而使叶片强度破坏；而涡激振动则会使发动机的叶片表面磨损和疲劳，缩短发动机的使用寿命。
二、航空发动机噪声问题随着航班的增多，航空发动机噪声也成为了越来越严重的问题。
航空发动机噪声不仅会影响乘客的听觉感受，还会对机场周边居民造成噪声污染。
因此，控制航空发动机的噪音已经成为了现代航空技术的重要研究课题。
三、航空发动机振动和噪声控制的方法为了控制航空发动机的振动和噪声，研究人员提出了很多方法。
其中，常见的方法包括降噪装置、结构优化、材料改良、控制算法、模拟仿真等。
1.降噪装置航空发动机降噪装置是通过在发动机周围加装隔音罩等装置来降低发动机噪音。
这些降噪装置主要是采用吸声材料、隔振材料等，并且对异响的降噪技术也已经相当成熟。
2.结构优化结构优化主要是通过对发动机设计进行优化，来减少其振动和噪音。
比如，对发动机的转子设计进行优化或调整，可以减少由于叶轮失衡引起的振动和噪音。
3.材料改良材料改良是指通过改进发动机材料的性能来减少噪音和振动。
例如，采用新一代复合材料更换传统金属材料，可以减少发动机体积和重量，同时也可以降低振动和噪音。
4.控制算法控制算法是利用控制理论设计算法，对航空发动机进行控制。
例如，对发动机进行PID控制，可以使其在工作中更加平稳，并且有效减少了振动和噪音。
5.模拟仿真模拟仿真方法是通过计算机模拟发动机振动和噪音产生的过程，以及不同的降噪方案和优化方案的效果。
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航空发动机强度与振动课程设计报告题目及要求题目基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析1.叶片模型研究对象为压气机叶片，叶片所用材料为 TC4 钛合金，相关参数如下：材料密度：4400kg/m3弹性模量：1.09*1011Pa泊松比： 0.34 屈服应力：820Mpa叶片模型如图 1 所示。
把叶片简化为根部固装的等截面悬臂梁。
叶型由叶背和叶盆两条曲线组成，可由每条曲线上 4 个点通过 spline（样条曲线）功能生成，各点位置如图 2 所示，其坐标如表 1 所示。
注：叶片尾缘过薄，可以对尾缘进行修改，设置一定的圆角2.叶片的静力分析（1）叶片在转速为 1500rad/s 下的静力分析。
要求：得到 von Mises 等效应力分布图，对叶片应力分布进行分析说明。
并计算叶片的安全系数，进行强度校核。
3.叶片的振动分析（1）叶片静频计算与分析要求：给出 1 到 6 阶的叶片振型图，并说明其对应振动类型。
（2）叶片动频计算与分析要求：列表给出叶片在转速为 500rad/s，1000rad/s,1500rad/s, 2000rad/s 下的动频值。
（3）共振分析要求：根据前面的计算结果，做出叶片共振图（或称 Campbell 图），找出叶片的共振点及共振转速。
因为叶片一弯、二弯、一扭振动比较危险，故只对这些情况进行共振分析。
3. 按要求撰写课程设计报告说明：网格划分必须保证结果具有一定精度。
各输出结果图形必须用ANSYS 的图片输出功能，不允许截图，即图片背景不能为黑色。
课程设计报告基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析1. ANSYS 有限元分析的一般步骤（1）前处理前处理的目的是建立一个符合实际情况的结构有限元模型。
在Preprocessor 处理器中进行。
包括：分析环境设置（指定分析工作名称、分析标题）、定义单元类型、定义实常数、定义材料属性（如线弹性材料的弹性模量、泊松比、密度）、建立几何模型（一般用自底向上建模：先定义关键点，由这些点连成线，由线组成面，再由线形成体）、对几何模型进行网格划分，网格的划分往往越密集所求应力分布越明显，但为了电脑计算方便，运行速度快一点，本次设计共划分50个网格（分为三个步骤：赋予单元属性、指定网格划分密度、网格划分）在本课程设计中，先在Preferences 中定义了所要研究的对象是structural （结构），然后在Preprocessor 中定义材料的类型为structural solid->Brick 8node 50再设定材料密度为DENS=4400kg/m 3，弹性模量为EX=a 11P 10.092 ，泊松比为PRXY=0.34。
最后根据叶片在空间的摆放位置创建关键点（Keypoints ）,然后依次建立面（Areas ）->体(Volumes)。
（2）施加载荷、设置求解选项并求解这些工作通过Solution 处理器来实现。
指定分析类型（静力分析、模态分析、谐响应分析、瞬态动力分析、谱分析等）、设置分析选项（不同分析类型设置不同选项，有非线性选项设置、线性设置和求解器设置）、设置载荷步选项(包括时间、子步数、载荷步、平衡迭代次数和输出控制)、加载（ANSYS 结构分析的载荷包括位移约束、集中力、面载荷、体载荷、惯性力、耦合场载荷，将其施加于几何模型的关键点、线、面、体上）然后求解。
在本课程设计中，静力分析时要固定底面边界，施加1500rad/s 绕X 轴的转速；模态分析中的静频分析时要固定底面边界，设定6阶最大阶数，然后求解（solve ），最后查看结果;模态分析中的动频分析时要固定底面边界，先在static 分析类型中第一次求解（solve ）出对应转速下的离心拉伸应力，然后再到modal 分析中第二次求解（solve ）出动频值，求解时要考虑离心拉伸应力的影响。
（3）后处理当完成计算以后，通过后处理模块General Postproc查看结果。
ANSYS软件的后处理模块包括通用后处理模块（POST1）和时间历程后处理模块(POST26)。
可以轻松获得求解计算结果，包括位移、温度、应变、热流等，还可以对结果进行数学运算，然后以图形或者数据列表的形式输出。
结构的变形图、内力图（轴力图、弯矩图、剪力图），各节点的位移、应力、应变，还有位移应力应变云图都可以得出，为我们分析问题提供重要依据。
在本课程设计中，主要是通过后处理模块查看叶片变形的位移振动图（DOF solution）和von Mises等效应力分布图(stress)。
算出的动频值结果可以在Results summary中查看，另外还可以通过菜单栏中的PlotCtrls->Hard Copy->To File...中输出白底色图片和PlotCtrls->Animate->mode shape中输出动画。
2.叶片的静力分析图1 转速为500rad/s时叶片等效应力分布图图2 转速为500rad/s时叶片变形的位移振动图分析：理论上叶片自上到下应力应该逐渐增大，最小应力MX发生在叶尖部，最大应力MN发生在叶根部。
因为在这里叶片可以简化的看成根部完全固装的等截面悬臂杆。
把叶片网格划分成有限个微元单元体后，在1500rad/s离心力的作用下，靠近外层的微元单元体所受到的外侧材料的总的离心应力较小，越靠近根部时，截面外侧所有材料的离心力都将加载到该截面上，所以越靠近根部，截面所受到的总的离心应力就越大。
用ANSYS软件建模求解后，所得到的叶片应力分布图大致符合理论分析。
最大应力出现在叶根后缘，其应力为1.83*109Pa，而钛合金的屈服应力为8.2*108Pa，其安全系数为n s=8.2*108Pa/1.83*109Pa=0.45。
也就是说，其最大应力超过了材料的区服极限。
3.叶片的振动分析（1）叶片静频计算与分析基于ANSYS14.5.7软件的计算过程：先是建立叶片模型，建模过程中要通过关键点确定它在空间中的精确的相对位置；然后是选择模态分析（modal），接着设定6阶模态分析，固定底面边界，然后是求解（solve）；最后通过Read Results和Plot Results查看1-6阶各阶振动位移图（DOF solutions）,结果如下：一阶振型图，属于一阶弯曲振动二阶振型图，属于一阶扭转振动三阶振型图，属于二阶弯曲振动四阶振型图，属于伸缩振动五阶振型图，属于弯曲扭转复合振动六阶振型图，属于弯曲扭转复合振动总结：除弯曲和扭转振动外，在叶片上还会出现许多其他振型。
其中有弯曲和扭转的复合振型，有些振动还难以给以命名。
在这些振型中，其中一阶弯曲振动、二阶弯曲振动、一阶扭转振动较为常见，危险性也最大。
对于压气机叶片而言，最重要的是一、二弯和一扭振型；对于涡轮叶片，大多是一弯和一扭振型。
（2）叶片动频计算与分析基于ANSYS14.5.7软件的计算过程：首先也是建立叶片模型（六面体），建模过程中也要通过关键点确定它在空间中的精确的相对位置（可以精确地绕X轴旋转）；然后是选择静态分析（static）,计算前要勾选考虑预应力的影响，把第一次solve求解出的对应转速的离心应力关联到下一步的模态分析中；再然后是选择模态分析（modal），勾选考虑预应力的影响，设定6阶模态分析，固定底面边界，然后是第二次求解（solve）；最后通过Results Summary查看1-6阶的对应转速下的动频值，将结果列表如下：转速阶数1阶2阶3阶4阶5阶6阶(rad/s)0 279.74 1434.3 1701.8 2277.3 4061.0 4524.4500 358.71 1463.7 1785.2 2288.1 4141.0 4605.61000 537.58 1504.3 2095.0 2257.1 3825.0 4631.51500 722.85 1650.0 2355.4 2373.7 4629.3 5258.82000 927.39 1786.4 2442.0 2758.8 4955.1 5781.8表二倍频力的频率值与转速的关系（3）共振分析05001000150020002500300035004000450005001000150020002500一弯一扭二弯K=1K=4K=5K=8K=12表一各转速下各阶振型的振动频率值图1坎贝尔图观察上面的叶片共振图(即坎贝尔图)，现对共振现象进行分析：作用在叶片上的一个局部的冲击力可以看作是许多谐力之和，谐力的频率为转速的1、2、3……倍。
或称这些力为1、2、3……倍频力。
倍频力也就是所谓的激振力，它可以分为两类：机械激振力和气动激振力。
前者是由于轮盘有振动，因而摇动叶片根部，使叶片发生振动。
通常称为“位移激振”或“位移激扰”；后者是由于气流对叶片表面的压强做周期性的变化，激起叶片振动。
局部障碍将引起各种频率的激振力，其中任一个的频率与邻近叶片的任一振型的自振频率重合时，都会发生“共振”，可能导致危险。
注意到叶片的自振频率也随转速而改变，叶片究竟在哪个转速下发生共振，则可以由共振图（坎贝尔图）来说明。
为了使坎贝尔图更加直观，更详细的了解最危险截面的共振点，在这里我们仅用一弯，一扭，二弯和K=2,K=4,K=5,K=8,K=12这几个数据进行绘图研究。
如图一所绘，其中横坐标为转速，单位rad/s，纵坐标为频率，单位Hz。
在某一转速下，当激振力的频率值和叶片固有的自振频率值（静频值或动频值）相同时，也就是上图中射线和上升曲线的相交点位置对应的转速，叶片就会发生“共振”现象。
发生共振时会损坏叶片，叶片的振动甚至会引起整台发动机甚至整架飞机的振动，从而很可能会导致严重后果。
由图可见，一弯与k=4曲线的交点在n=700rad/s左右，一扭与k=8曲线的交点在n=1250rad/s左右，二弯与k=12曲线的交点在n=1100rad/s左右，叶片在700~1200rad/s的转速范围内与一弯一扭和二弯的交点比较多，因此会发生共振的几率比较大，为了防止发动机叶片共振造成更大的伤害，应该要尽量避免在这个转速范围内工作。