航空发动机强度复习总结
航空发动机原理总复习
1•影响化学反应速度的因素主要有浓度、温度、压力和活化能。
2.航空煤油的燃烧时间由蒸发时间、气相扩散混合时间、化学反应时间组成。
3.航空发动机常见的雾化喷嘴有采用压力雾化的直射式喷嘴和离心式喷嘴：采用介质气动力雾化的气动雾化式喷嘴:采用加热蒸发雾化的蒸发管式喷嘴以及采用轴旋转的离心力雾化的甩油盘式喷嘴。
4.燃烧室的压力损失可以分为流阻损失和热阻损失。
5.燃烧室主燃区的作用是稳左燃烧。
补燃区的作用是补充燃烧，消除热离解，提髙燃烧效率。
掺混区的作用是掺混降温。
6.对于航空煤油，正好完全燃烧的混合气的当量比等于1.0,余气系数等于1.0,油气比等于0.068 °7.稳泄燃烧时，为了提髙航空煤油的燃烧速度，最关键的措施是燃油的雾化。
8.在高温低压条件下必须要考虑燃饶产物的热离解。
9.航空燃气轮机燃饶室中煤油在空气中的燃烧是气液两相扩散燃烧。
10.防止火焰简烧蚀的措施是设置孔缝的气膜冷却。
11•保证燃饶室稳従燃烧采取的最重要的流动控制措施是产生回流区。
12.扩散燃烧的特点是燃烧过程取决于流体动力因素即混合时间T m,此时化学反应时间T人＜Tm，燃料燃烧的全部时间J由混合时间丫皿决定。
13.动力燃饶的特点是燃烧过程取决于化学动力因素即化学反应时间T “此时混合时间T m« J，燃料燃烧的全部时间J由化学反应时间T「决定。
14.影响化学反应速度的因素有反应物浓度、压力、温度和活化能。
15.发动机在慢车状态下排气污染物主要为CO和HC,在起飞状态下为NOx和烟粒。
19.燃烧室的基本工作要求有燃烧完全、燃烧稳左、点火可靠、压力损失小、出口温度场符合要求、尺寸小重量轻、排气污染少、寿命长。
20.燃烧室中气流流动过程包括：燃饶区中气流流动过程的组织：混合区中二股掺冷空气与高温燃气掺混过程的组织；火焰筒壁冷却过程的组织。
21.燃烧室中采取的措施有：采用扩压器，使气流减速增压：采用火焰筒使气流“分流”：采用火焰稳定器，使燃烧区中形成特殊形态的气流结构（回流区）。
航空发动机学习整理资料
航空发动机一主要机件1.进气道：在工作上是发动机的主要机件之一，它在发动机的前面，其作用是把足够数量的外界空气以较小的流动损失顺利地导入压缩器。
2压缩器：来压缩进入发动机的空气提高空气的压力，供给燃烧室以大量高压空气的机件。
压缩器提高空气压力的目的是为燃气在发动机内部膨胀创造有利条件。
为座舱增压、涡轮散热和其它发动机的起动提供压缩空气。
3燃烧室：是燃料和空气混合并燃烧的机件。
从压缩器来的压缩空气在这里被加热，获得热能，具备了膨胀做功使发动机产生推力的必要条件。
4涡轮：是在燃气的作用下旋转做功的机件。
从燃烧室来的高温、高压燃气流过涡轮时，使工作叶轮高速旋转做功，带动压缩器和一些附件工作。
5发动机转子的支承、减荷与附件转动：6加力燃烧室：发动机工作时燃气从涡轮流出后，在加力燃烧室后部膨胀加速，然后以很高的速度从喷口喷出，使发动机产生推力。
7压缩器与涡轮的共同工作：稳定工作状态下，压缩器与涡轮的共同工作；过度工作状态下，压缩器与涡轮的共同工作。
8发动机在飞机上的固定：发动机安装在飞机的22框以后的机身内，由前固定点、后固定点和加力燃烧室导轨固定在飞机上。
（前固定点，后固定点，加力燃烧室导轨）二航空发动机分类1、活塞式发动机冷却方式（液冷式、气冷式）。
气缸排列方式(星形、V形、直列式、对列式、X形)2、空气喷气式发动机无压气机（冲压式发动机、脉动式发动机）。
有压气机（涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、浆扇发动机）。
3按照做功方式分五种基本类型涡轮喷气发动机（涡喷）（WP），涡轮螺浆发动机（涡浆）（WJ），涡轮风扇发动机（涡扇）（WS），涡轮轴发动机（涡轴）（WZ），螺浆风扇发动机（浆扇）(JS)4各类发动机的特点与部件。
●WP：主要部件：进气装置、压气机，燃烧室，燃气涡轮，尾喷管,(加力燃烧室)特点：(1)涡轮只带动压气机压缩空气。
(2)发动机的全部推力来自高速喷出的燃气所产生的反作用力。
航空发动机强度复习题(参考答案)
航空发动机构造及强度复习题（参考答案）一、基本概念1.转子叶片的弯矩补偿适当地设计叶片各截面重心的连线，即改变离心力弯矩，使其与气体力弯矩方向相反，互相抵消，使合成弯矩适当减小，甚至为零，称为弯矩补偿。
2.罩量通常将叶片各截面的重心相对于 z 轴作适当的偏移，以达到弯矩补偿的目的，这个偏移量称为罩量。
3.轮盘的局部安全系数与总安全系数局部安全系数是在轮盘工作温度与工作时数下材料的持久强度极限T t，与计算轮盘应力中最大周向应力或径向应力之比值。
K T t / max 1.5 ~ 2.0 总安全系数是由轮盘在工作条件下达到破裂或变形达到不允许的程度时的转速n c ，与工作的最大转速 n m ax之比值。
K d n c/n max4.轮盘的破裂转速随着转速的提高，轮盘负荷不断增加，在高应力区首先产生塑性变形并逐渐扩大，使应力趋于均匀，直至整个轮盘都产生塑性变形，并导致轮盘破裂，此时对应的转速称为破裂转速。
5.转子叶片的静频与动频静止着的叶片的自振频率称为静频；旋转着的叶片的自振频率称为动频；由于离心力的作用，叶片弯曲刚度增加，自振频率较静频高。
6.尾流激振气流通过发动机内流道时，在内部障碍物后（如燃烧室后）造成气流周向不均匀，从而对后面转子叶片形成激振。
7.转子的自位作用转子在超临界状态下工作时，其挠度与偏心距是反向的，即轮盘质心位于轴挠曲线的内侧，不平衡离心力相应减小，使轴挠度急剧减小，并逐渐趋于偏心距 e ，称为“自位”作用。
8.静不平衡与静不平衡度由不平衡力引起的不平衡称为静不平衡；静不平衡度是指静不平衡的程度，用质量与偏心矩的乘积 me 表示，常用单位为g cm。
9.动不平衡与动不平衡度由不平衡力矩引起的不平衡称为动不平衡；动不平衡度是指动不平衡的程度，用 me 表示，常用单位是g cm 。
10.动平衡动平衡就是把转子放在动平衡机床上进行旋转，通过在指定位置上添加配重，以消除不平衡力矩。
《航空发动机》知识点总结
1. 理想气体的定义是：分子本身只有质量而不占有体积，分子间不存在吸引力的气体。
2. 理想气体的状态方程式：pv = RT ，R 为气体常数3. 热力学第一定律的解析式 dp = du + pdv ，u 为空气内能，pv 为位能4. 热力发动机是一种连续不断地把热能转换为机械能的动力装置。
5.⎧⎧⎨⎪⎩⎪⎪⎧⎧⎪⎪⎪⎪⎧⎫⎪⎪⎪⎧⎨⎪⎪⎪−⎨⎬⎨⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎪⎪⎩⎭⎪⎩⎨⎪⎧⎪⎧⎪⎨⎨⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎧⎪⎪⎨⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎨⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎩⎩⎩⎩固体燃料火箭发动机火箭发动机液体燃料火箭发动机二行程 直列式活塞式吸气式四行程对列式增压式星型发动机冲压式航空发动机冲压式（无压气机） 脉动冲压式涡喷 空气喷气式涡扇 涡轮式（有压气机）涡轴 涡桨 6. 发动机的推力与每秒钟流过发动机的空气质量流量之比，叫做发动机的单位推力。
F s = F / q m7. 产生一牛（或十牛）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。
sfc= 3600q mf / F8. 单转子涡喷发动机的站位规定及相应气流参数有：0站位:发动机的远前方,那里的气流参数为*0*00,,,,T p V T p o ;1站位:进气道的出口,压气机的进口,气流参数为*1*1111,,,,T p V T p ;2站位:压气机的出口,燃烧室的进口,气流参数为 *2*2222,,,,T p V T p ;3站位:燃烧室的出口,涡轮的进口,气流参数为*3*3333,,,,T p V T p ;4站位:涡轮的出口,喷管的进口,气流参数为*4*4444,,,,T p V T p ;5站位:喷管的出口,气流参数为*5*5555,,,,T p V T p ;---------------------------------------------------------------------9. 进气道对发动机性能的影响主要体现在：一，气流经过进气道的总压恢复系数影响流经发动机的空气流量，还影响循环的热效率；二，进气道本身的工作稳定性和出口气流流场是否均匀，前者会直接影响发动机的正常工作，后者会引起压气机效率下降甚至喘振；三，进气道对有效推力的影响，还包括1.超音速飞行时会有附加阻力2.进气道唇口的存在使外流急剧加速，可能引起气流分离或形成超音速区，使得外阻明显增加。
航空发动机的材料强度与疲劳分析
航空发动机的材料强度与疲劳分析航空发动机作为现代飞机的“心脏”，其性能和可靠性直接关系到飞行的安全与效率。
在航空发动机的设计和制造中，材料强度与疲劳分析是至关重要的环节。
这不仅涉及到发动机能否在极端的工作条件下正常运行，还关系到其使用寿命和维护成本。
首先，我们来了解一下航空发动机所面临的工作环境。
航空发动机在运行时，需要承受高温、高压、高转速等极其苛刻的条件。
燃烧室中的温度可以高达数千摄氏度，同时，压气机和涡轮叶片需要在高速旋转下承受巨大的离心力和气体压力。
在这样的恶劣环境下，材料的强度成为了保证发动机正常工作的关键因素。
材料的强度性能包括抗拉强度、屈服强度、抗压强度等。
以高温合金为例，这种常用于航空发动机的材料具有出色的高温强度和抗氧化性能。
在高温下，材料的原子扩散速度加快，容易导致位错运动和晶界滑移，从而降低材料的强度。
因此，研发具有更高高温强度的材料是航空发动机领域的一个重要研究方向。
然而，仅仅关注材料的静态强度是不够的，疲劳问题同样不容忽视。
疲劳是指材料在循环载荷作用下，经过一定次数的循环后发生的破坏现象。
对于航空发动机来说，叶片的旋转、气流的冲击等都会导致零件承受循环载荷。
即使材料所承受的应力远低于其静态强度极限，经过长期的循环作用，也可能会产生疲劳裂纹，并逐渐扩展，最终导致零件失效。
影响材料疲劳性能的因素众多。
材料的微观组织、表面粗糙度、残余应力等都会对疲劳寿命产生影响。
例如，细小均匀的晶粒结构通常能够提高材料的疲劳性能；而表面的粗糙度越大，越容易产生应力集中，从而降低疲劳寿命。
此外，发动机在运行过程中的振动、温度变化等也会加剧疲劳损伤。
为了准确评估材料的疲劳性能，研究人员采用了多种方法。
其中，疲劳试验是最直接的手段。
通过对试件进行不同应力水平和循环次数的加载，可以获得材料的疲劳寿命曲线。
同时，基于有限元分析的数值模拟方法也得到了广泛应用。
通过建立发动机零件的三维模型，施加实际的载荷和边界条件，可以预测零件的应力分布和疲劳寿命。
航空发动机强度复习总结
1转子叶片强度计算的目的是为了保证所设计的转子叶片能可靠工作,又使其尽可能轻。
2转子叶片受到的载荷:叶片自身质量产生的离心力;气流的横向气体力(弯曲应力和扭转应力);热负荷;振动负荷。
3简化假设和坐标系:将其看做根部完全固装的悬臂梁;叶片仅承受自身质量离心力和横向气体力,只计算拉伸应力和弯曲应力;扭转中心(刚心),气体压力中心与中心三者重合,离心力与气体力均作用于重心。
4计算点的选择: 发动机设计点（H=0，V=0，n=n max ）;低空低温高速飞行状态（最大气体力状态H=0,V=V max ,n=n max ,t=233K ）;高空低速飞行状态（最小气体力状态H=H max ,V =V min ,n =n max ,t =t H ）5推导气动力：(ρ2m c 2am t 2m ×1)c 2am −(ρ1m c 1am t 1m ×1)c 1am =2πQ Z m (ρ2m c 2am 2−ρ1m c 1am 2);(p 1m −p 2m )t m ×1=2πZ m Q (p 1m −p 2m );p xm =2πZ m Q [(ρ1m c 1am 2−ρ2m c 2am 2)+(p 1m −p 2m )];p ym =2πZ m Q (ρ1m c 1am c 1um −ρ2m c 2am c 2um )6离心力弯矩：若转子叶片各截面重心的连线不与Z 轴重合,则叶片旋转时产生的离心力将引起离心力弯矩.离心力平行于Z 轴所以对Z 轴没有矩,离心力必须垂直于转轴在X 轴方向的分力必然为0.7罩量：通常将叶片各截面的重心相对于Z 轴作适当的偏移,以达到弯矩补偿的目的,这个偏移量称为罩量。
8罩量调整:合理地选择叶片各截面重心的罩量,使之既保证叶片在发动机经常工作的状态具有较低的应力,又照顾到在其它各种工作状态下的应力都不太大。
在一般情况下，仅以根部截面作为调整对象。
9压气机与涡轮叶片所受气动力方向相反，重心连线偏斜方向总是与叶片所受的气体力的方向一致。
飞机结构强度复习要点.doc
E机结构强度复习要点一、第一章1.飞机平飞时，飞机上作用有哪四个力？说明其平衡表达式什么？飞机的过载表达式是什么，其值为多少？2.飞机作机动飞行时，在垂直平而内的机动动作主要有哪些？3.飞机的升力公式为如何表达，公式中各字母表示什么含义？5.飞行受哪三个因素的限制。
写出下图屮A、N4.飞机的升力大小直接取决于速压,其表达式是怎样的？其与高度和速度的关系是怎样的。
二、第二章1.机翼的纵向构件有哪些？横向构件有哪些?2.机翼的典型结构型式主要有哪两类?3.机翼上所受的外载荷有哪些?4.机翼上的“三心”指的是哪三心？空气动力、机翼结构质量力分别作用在机翼的哪些作用线上?5.力在构件屮传递时要遵循的原则有哪些？6.作用在翼肋上的力来白哪两个方面？7.在机翼的传力过程中，梁式机翼的翼梁腹板、缘条各主要承受什么力；单块式机翼的桁条于蒙皮一-起承受什么力；蒙皮和腹板形成的合围框主要承受什么力矩?&平直机翼结构中力的传递过程图示如下，请补出所缺部分。
P39空气动力机身隔框9.某型机后掠机翼根部结构如下。
图屮的1点为固接，2、3、4可视为较接。
机翼外端传来的剪力和弯矩经前梁传递到加强翼肋处，扭矩己传到加强翼肋处。
试说明剪力、弯矩和扭矩在根部段的传递情况。
并用箭头在图屮标识。
P42, 43答案13.试说明机身上弯矩是如何传递。
并在图中标出分离蒙皮、机身大梁的平衡示意图。
P67答案三、第三章1.飞机机身开口对飞机强度的影响有哪些？2复合式机翼的受力特点？3单块式机翼的特点？4写出飞机承受剪力弯矩扭转载荷的儿种情况?5.前三点起落架和后三点比较有哪些优第？？6机翼的传力形式，传力过程（用箭头描述）7.写出飞机承受交变载荷的六种情况？&影响飞机疲劳的因素有哪些9.机翼与机身连接有几种形式各有哪些优缺点10.什么是飞机的耐久性设计，它的基本要求有哪些?。
航空发动机传动系统的强度分析与优化
航空发动机传动系统的强度分析与优化航空发动机作为现代飞行器的核心动力装置，其传动系统对于保障发动机正常运转和提升整体性能至关重要。
本文将就航空发动机传动系统的强度分析与优化展开讨论，探索如何提升传动系统的强度和可靠性。
一、航空发动机传动系统的基本构成与工作原理航空发动机传动系统由多个部分组成，包括主要的齿轮、轴、轴承等。
这些部件通过精密的设计和安装相互协作，将发动机产生的高速转动力矩传递给飞机的动力装置。
在发动机工作过程中，传动系统需要承受巨大的力矩和振动，因此传动系统的强度和可靠性对于飞机的正常运行至关重要。
二、传动系统强度分析的重要性传动系统的强度会受到多种因素的影响，包括材料的力学性能、运动配合精度、工作温度等。
因此，对传动系统的强度进行分析，能够确定传动部件的疲劳寿命和承载能力，为发动机的可靠性设计提供依据。
同时，通过强度分析还可以减轻传动系统的重量，提高整体效率，降低燃油消耗和对环境的影响。
三、传动系统强度分析的方法在进行强度分析时，可以借助计算机辅助工程（CAE）的方法，通过建立模型和数值模拟来预测传动部件的强度。
其中，有限元分析是一种常用的手段。
通过将传动部件分割成有限数量的小元素，在计算机上进行数值计算，可以得到各个元素上的应力和变形情况。
根据这些数据，可以判断传动部件在不同工况下的强度和可靠性，从而进行优化设计。
四、传动系统强度优化的方法在进行传动系统的强度优化时，有几个关键的方面需要考虑。
首先，选择适当的材料和工艺，确保传动部件的强度和刚度满足要求。
其次，通过合理的结构设计来减少应力集中和疲劳破坏的可能性。
可以采用中空轴设计、增加支撑结构和缓冲装置等方式来减小应力和振动。
此外，还可以利用优化算法进行参数优化，找到最佳的设计方案，以提高传动系统的强度和性能。
五、案例分析：航空发动机传动系统的强度优化以某型号航空发动机的传动系统为例，经过强度分析发现，在高负载工况下，传动轴存在应力集中的问题，可能导致断裂失效。
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。
北航 航空发动机原理 期末考试知识点总结
分排：外涵道
内涵道：
混排：
实际热力循环分析： 热力循环组成（P-V 图、T-S 图） 循环功＝f(增温比、增压比、部件效率…)，与循环增温比成正比，与部件效率成正比，存在 有最佳增压比πopt（循环功最大） ； 循环热效率＝f(增温比、增压比、部件效率…)，与循环增温比成正比，与部件效率成正比，
存在有最经济增压比（耗油率最低） 。
结尾正激波被推出口外
？防止喘振
特性：
尾喷管：
功能、设计要求及分类
燃气膨胀加速，气流高速排出产生反作用力推力； 调节喷管临界截面积，改变发动机工作状态； 推力换向。 流动损失小
尽可能完全膨胀 排气方向尽可能沿所希望的方向 根据需要，调节截面积尺寸 噪音低 纯收敛型 收敛--扩张型 塞式 引射 推力矢量 带反推 收敛形 收敛--扩张形
-
压气机与涡轮物理转速相等 压力平衡
发动机各部件共同工作的结果共同工作方程， 将共同工作方程表示在压气机特性图上可获 得共同工作线 共同工作线的讨论： – 共同工作线的物理意义： 发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子 转速变化将引起共同工作点在工作线上移动 – 工作线位置受 A8 调节的影响： 单轴涡喷（调小 A8 则共同工作线移向喘振边界） 双轴涡喷（ A8 变化不影响高压转子共同工作线，调小 A8 对低压共 同工作线的影响与单轴发动机相反） – 当工作点向左下移动时，压气机喘振欲度减小，因此必须采取防喘措施 – 几何参数不可调节时， 采用不同控制规律不会对发动机共同工作线位置产生 影响，但共同工作点将随不同控制规律而不同，因而导致发动机性能不同 双转子发动机自动防喘机理：
– 机械能推进功率 – 动能形式损失（余速损失） 发动机－总效率：
航空发动机结构强度分析与优化设计
航空发动机结构强度分析与优化设计航空发动机是航空运输中最重要的动力装置之一，发动机的结构强度是其可靠性和性能的重要保障。
因此，航空发动机结构强度分析和优化设计是现代航空工业中的热门问题。
一、航空发动机的结构与强度分析航空发动机的结构包括燃气轮机、涡轮增压器、销轴及支撑结构等。
这些结构部件在航空运输中承受着巨大的力和压力，容易产生损伤和疲劳。
因此，为确保航空发动机的安全性和长期使用，必须对其结构进行强度分析。
航空发动机的强度分析主要包括材料力学分析和结构有限元分析两个方面。
材料力学分析是通过应力-应变关系、疲劳寿命、断裂韧度等参数来描述材料的力学性能，从而确定结构安全的材料选择和设计理念。
而结构有限元分析则是通过计算机数值方法对结构进行分析，得到结构的应力分布和变形情况，发现结构中的弱点，进行结构的优化设计。
二、航空发动机结构强度优化设计航空发动机结构强度的优化设计是在满足性能指标的基础上，通过改进结构形式、减少重量等手段，提高结构的强度和减少结构的重量。
其主要任务是提高航空发动机的性能、减少成本、延长使用寿命，以及提高其可靠性。
（一）结构形式优化结构形式优化是指通过改变整个结构的形式、大小和布局，以达到最佳设计目标的设计方法。
例如：对内部钢壳和球形部位的的结构以及叶片和桨叶的设计等进行优化。
这样的优化方法可以改变发动机的总体布局，使得发动机的总体性能更加优越，结构强度更强。
（二）减少结构材料将合适的工程材料选用在正确的位置，能够使结构最大限度地发挥其强度，而不会过度使用曾经高成本的材料。
例如，使用更轻量化的材料，如复合材料或轻合金等，以减少结构中的重量以及最大限度地发挥其强度。
（三）降低外部能减轻负荷在设计航空发动机时，需要考虑在飞行期间不同条件下对其可能产生的负荷。
通过在空气动力设计中的应用，减少机身周围的风阻可以降低外部负荷，这样可以减少该问题对结构的影响。
通过以上这些优化技巧，就可以制造出更轻而强度更大的航空发动机，从而满足空中运输的需求，优化设计可以大大提高其性能及使用寿命，减少解体和故障的风险，使航空运输更加安全。
航空发动机强度 第1章 叶片强度II(2h)
一般情况下，仅以根部截面作为罩量调整的对象。
航空发动机结构强度
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压气机转子叶片与涡轮转子叶片所受气体力方向相反， 因此罩量调整时两种叶片重心连线的偏斜方向是相反的。 偏斜方向总是与叶片所受气体力的方向一致 。
回顾
（1）叶片强度计算的简化假设 将转子叶片假设为根部固装的悬臂梁，忽略叶冠、凸台 等结构，忽略叶片承受载荷后的变形； 仅考虑叶片承受的离心力和气体力； “三心”重合：各截面扭转中心、气体力压力中心、重心。
在上述假设下，叶片强度计算主要考虑离心力产生的拉 伸应力以及离心力和气体力产生的弯曲应力。
涡轮 叶片
叶片气动设计
叶片传热设计
叶片机械设计
（包括强度计算）
航空发动机结构强度
4
1.1.2 转子叶片的结构特点
回顾
叶身：由于气动性能的需要，叶身一般由不同叶型按一定扭 向沿叶高重叠而成。有的叶片有凸台、叶冠或冷却结构。 榫头：燕尾型、枞树型
1.1.3 转子叶片的工作条件和载荷特点
回顾
（1）离心力 （2）气体力 （3）温度载荷 （4）振动载荷 （5）冲击载荷
航空发动机结构强度
9
（2）叶片强度计算的坐标系假设 总体坐标系（左手坐标系）：X-YZ-O，X轴位于发动机轴线上，正方 向沿发动机排气方向，Z轴过叶根截 面中心O’与X轴交于O，Y轴根据左手 坐标系确定。 局部坐标系（左手坐标系）：x-yz-oi，oi为叶片第i截面的重心 上述两坐标系平行。
航空发动机强度
Structural Strength of Aircraft Gas Turbine Engines
航空发动机强度 第1章 叶片强度III(2h)
回顾
航空发动机结构强度
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回顾
航空发动机结构强度
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1.4 总应力与安全系数
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安全系数
?
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风扇/压气机叶片：
航空发动机结构强度
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涡轮叶片：
指材料在温度t下，T时间内不发生持久应力断裂的最大应 力，或T时间内发生持久应力心拉伸应力均匀分布，而弯曲应力以距 离最小主惯性轴最远的A、B、C三点最大。因此总应力最 大的点是弯曲应力最大且为拉应力的点。
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影响叶片强度的因素有很多，如振动、疲劳、应力集中、 环境条件等。
航空发动机结构强度
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作业：教材p20习题1－1和习题1－2。
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航空发动机结构强度
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气体力沿叶高均匀分布
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数值积分方法
回顾
航空发动机结构强度
1.3.2 离心力弯矩的计算方法
回顾
航空发动机结构强度
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1.3.3 弯矩的合成与补偿
回顾
作用在半径Zi截面上的总弯矩（即 合成弯矩）为：
航空发动机结构强度
9
回顾
气
主要
体
由气
力
动参
弯
数决
矩
定
离
心
主要由截面
力
重心相对位
弯
置决定
矩
航空发动机结构强度
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回顾
如果能够在对气动性能影响不大的情况下，适当地调整 叶片各截面重心的连线，即适当调整离心力弯矩，使它与 气体力弯矩方向相反，互相抵消，使合成弯矩适当减小， 甚至为零，对叶片强度是很有好处的。 ——弯矩的补偿
航空发动机实训总结报告
一、前言航空发动机作为航空器的核心动力装置，其性能直接影响到飞机的飞行性能和安全性。
为了提高航空发动机维修人员的专业技能，我国高校和相关企业纷纷开展了航空发动机实训课程。
本次实训报告旨在总结航空发动机实训过程中的收获和体会，为今后航空发动机维修工作提供有益借鉴。
二、实训内容1. 航空发动机结构认识实训过程中，我们首先对航空发动机的结构进行了深入学习。
通过实物展示、图片资料和视频讲解，我们了解了航空发动机的组成、工作原理以及各个部件的功能。
主要包括：（1）气缸：发动机的燃烧室，负责将燃料和空气混合燃烧，产生高温高压气体。
（2）活塞：将高温高压气体转化为机械能，推动发动机旋转。
（3）曲轴：将活塞的往复运动转化为旋转运动，为发动机提供动力。
（4）涡轮：将高温高压气体推动涡轮旋转，为发动机提供动力。
（5）压缩机：将吸入的空气压缩，提高空气密度，为燃烧室提供充足的氧气。
2. 航空发动机拆装实训在了解航空发动机结构的基础上，我们进行了拆装实训。
实训过程中，我们按照拆装顺序和注意事项，逐步拆解和组装发动机。
主要内容包括：（1）拆卸气缸盖、活塞、曲轴、涡轮等部件。
（2）清洗和检查各部件，确保其性能良好。
（3）组装发动机，注意各个部件的安装顺序和配合。
3. 航空发动机故障诊断与排除实训过程中，我们还学习了航空发动机的故障诊断与排除方法。
主要包括：（1）根据发动机性能指标和故障现象，初步判断故障原因。
（2）利用诊断仪器和工具，对发动机进行详细检查。
（3）针对故障原因，采取相应的维修措施，排除故障。
三、实训收获与体会1. 理论与实践相结合通过本次实训，我们深刻体会到理论与实践相结合的重要性。
在理论知识的基础上，通过实际操作，使我们对航空发动机的结构、原理和维修方法有了更加深入的了解。
2. 提高动手能力在拆装实训过程中，我们学会了如何正确操作工具，掌握了发动机的拆装技巧。
这为我们今后从事航空发动机维修工作奠定了坚实的基础。
2019 航空发动机控制复习大纲 总结
2019 年《航空发动机控制》复习提纲1.理解航空动力装置在地面条件下的安全工作范围。
它的工作受到慢车转速、最大转速、贫油熄火、涡轮前最高温度以及压气机喘振边界的限制。
2.理解航空动力装置在空中飞行时受到的各种限制。
高空低速时受燃烧室高空熄火的限制。
因为高空空气稀薄，燃油雾化质量差，难以稳定燃烧。
低空高速时受压气机超压限制。
因为压气机后压力过高，可能会损坏压气机、燃烧室等薄壁部件。
图中右边为最大飞行马赫数 MH 限制线。
右上方为进气道、飞机蒙皮承受的气动热限制，或称为超载边界。
发动机在空中熄火后，一般只能在空中起动区这一狭小范围内，利用发动机风车状态所造成的燃烧室压力而重新点火、起动。
3.理解航空发动机对控制装置的要求。
（P22）1 保证最有效地使用发动机、2 稳定工作，控制精度高、3 良好的动态品质、4 可靠性高，维护性好、5 可更改性好，满足先进发动机对控制不断增加的要求。
4.掌握可控变量的概念。
能影响被控对象的工作过程，用来改变被控参数大小的因素称为可控变量，如供往发动机的燃油流量Wf，涡桨发动机上螺旋桨的桨叶角β。
通常选择油气比（Wf /p3）作为主要的可控变量（原因在28题处也有）：（1）因其与主燃烧室油气比的正比关系，油气比可以很好地控制涡轮燃气温度；（2）当发动机喘振时提供了自恢复的特征；（3）由于减少了控制器收益限制的变化，简化了控制规律，就如同使用修正参数来降低发动机性能参数的变化。
5.掌握被控参数的概念。
能表征被控对象的工作状态而又被控制的参数。
原则上能表征发动机推力大小的参数均可选作被控参数，如转速、涡轮前温度、涡轮后温度、增压比等，当然也包括推力本身。
现代民用航空发动机通常用N1和EPR作为被控参数。
6.掌握控制装置的概念。
用以完成既定控制任务的机构总和，又称控制器。
7.掌握干扰作用量的概念。
作用在被控对象或/和控制器上，能引起被控参数发生变化的外部作用量，如飞机的飞行高度H，飞行速度V、外界温度、压力等，通用可以用f表示。
航空发动机期末复习习题汇总
航空发动机期末复习习题汇总一、填空题（请把正确答案写在试卷有下划线的空格处）容易题目1. 推力是发动机所有部件上气体轴向力的代数和。
2. 航空涡轮发动机的五大部件为进气装置；压气机；燃烧室；涡轮和排气装置；其中“三大核心”部件为：压气机；燃烧室和涡轮。
3. 压气机的作用提高空气压力，分成轴流式、离心式和组合式三种4. 离心式压气机的组成：离心式叶轮，叶片式扩压器，压气机机匣5. 压气机增压比的定义是压气机出口压力与进口压力的比值，反映了气流在压气机内压力提高的程度。
6. 压气机由转子和静子等组成，静子包括机匣和整流器7. 压气机转子可分为鼓式、盘式和鼓盘式。
8. 转子（工作）叶片的部分组成：叶身、榫头、中间叶根8. 压气机的盘式转子可分为盘式和加强盘式。
9. 压气机叶片的榫头联结形式有销钉式榫头；燕尾式榫头；和枞树形榫头。
10. 压气机转子叶片通过燕尾形榫头与轮盘上燕尾形榫槽连接在轮盘。
11压气机静子的固定形式燕尾形榫头；柱形榫头和焊接在中间环或者机匣上。
12压气机进口整流罩的功用是减小流动损失。
13. 压气机进口整流罩做成双层的目的是通加温热空气14. 轴流式压气机转子的组成盘；鼓（轴）和叶片。
15. 压气机进口可变弯度导流叶片（或可调整流叶片）的作用是防止压气机喘振。
16. 压气机是安装放气带或者放气活门的作用是防止压气机喘振17. 采用双转子压气机的作用是防止压气机喘振。
18压气机机匣的基本结构形式：整体式、分半式、分段式。
19压气机机匣的功用：提高压气机效率；承受和传递的负载；包容能力20整流叶片与机匣联接的三种基本方法：榫头联接；焊接；环21. 多级轴流式压气机由前向后，转子叶片的长度的变化规律是逐渐缩短。
22. 轴流式压气机叶栅通道形状是扩散形。
23. 轴流式压气机级是由工作叶轮和整流环组成的。
24. 在轴流式压气机的工作叶轮内，气流相对速度减小，压力、密度增加。
25. 在轴流式压气机的整流环内，气流绝对速度减小，压力增力 _26. 叶冠的作用：①可减少径向漏气而提高涡轮效率；②可抑制振动。
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是飞机的心脏，它的性能直接影响飞机的安全和效率。
发动机试验舱是对发动机进行性能测试的重要设备，它需要承受高温、高压、高速等多种复杂载荷作用。
对发动机试验舱的应力分析和强度设计显得尤为重要。
随着飞机发动机的不断发展，要求试验舱能够承受更高的工作参数和更严苛的工作环境，这就对试验舱的强度设计提出了更高的要求。
通过对试验舱的应力分析和强度设计，可以确保试验舱在各种复杂载荷下能够稳定工作，从而保证发动机性能测试的准确性和可靠性。
本文将对航空发动机试验舱的应力分析和强度设计进行深入研究，旨在提高试验舱的工作性能，确保发动机试验的顺利进行。
通过对试验舱的结构优化、模拟计算和实验验证，探讨试验舱强度设计的新方法和新技术，为航空发动机试验工作提供理论支持和技术指导。
1.2 研究意义航空发动机试验舱是用来模拟航空发动机在实际飞行中的工作状态，进行性能测试和试验的重要设备。
发动机试验舱的结构设计和强度分析对于确保发动机在飞行中的安全可靠性至关重要。
在进行发动机试验时，试验舱会受到各种载荷（如气动载荷、惯性载荷）的作用，而这些载荷会引起试验舱的应力状态发生变化，从而影响试验结果的准确性。
研究发动机试验舱的应力分析和强度设计具有重要的意义。
通过对试验舱的应力分析，可以帮助工程师了解试验舱在工作过程中的受力情况，从而指导设计改进和优化，提高试验舱的结构强度和稳定性。
强度设计方法的研究可以为开发更加安全可靠的发动机试验舱提供技术支持，降低发动机试验过程中的风险和安全隐患。
对试验舱的结构优化和实验验证的研究可以提高试验结果的准确性和稳定性，为发动机研发和改进提供可靠的技术支持。
研究航空发动机试验舱的应力分析和强度设计具有重要的意义，对于提高发动机试验的效率和安全性具有重要的推动作用。
1.3 研究目的研究目的是为了解决航空发动机试验舱在使用过程中可能出现的应力过大和强度不足的问题，从而确保试验舱的安全性和可靠性。
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引言航空发动机试验舱是用于对航空发动机进行测试和评估的重要设备。
在发动机试验过程中，试验舱必须能承受来自发动机内部的各种力和应力。
对试验舱的应力分析和强度设计至关重要。
本文将针对航空发动机试验舱的应力分析和强度设计进行探讨。
一、航空发动机试验舱的应力来源1. 发动机内部作用力航空发动机试验舱在试验过程中会受到来自发动机内部的作用力，包括旋转惯性力、推力、振动力等。
这些力会给试验舱内部的结构件带来各种形式的应力，如轴向力、弯曲力等。
2. 温度变化发动机试验舱在试验过程中会受到来自发动机内部燃烧产生的高温影响，也会受到外部环境温度的影响。
温度的变化会导致试验舱内部结构件的热应力，对试验舱的强度和稳定性造成挑战。
1. 结构分析针对航空发动机试验舱的结构件，进行有限元分析，对其在不同工况下的受力情况进行模拟和计算。
通过分析试验舱内部结构件的受力情况，可以确定不同结构件在各种应力作用下的性能表现和变形情况。
1. 结构优化设计根据应力分析结果，对试验舱内部结构件进行优化设计，包括增加材料的加强和改进结构件的布局。
通过优化设计，提高试验舱内部结构件的承载能力和稳定性，从而提高试验舱的强度。
2. 材料选择根据应力分析结果和结构优化设计，选择合适的材料进行试验舱内部结构件的制造。
选用高强度、高弹性模量的材料，同时要满足试验舱内部大温差场的材料稳定性要求。
3. 结构监测与维护在试验舱投入使用后，要进行结构监测与维护。
通过实时监测试验舱内部结构件的应力和变形情况，及时发现异常情况，采取适当的维护措施，保证试验舱内部结构件的正常运行和安全性。
结论航空发动机试验舱的应力分析和强度设计是保证试验舱正常运行和安全性的重要环节。
通过对试验舱内部结构件的应力情况进行分析和计算，可以评估结构件的性能表现和变形情况，为试验舱的强度设计提供依据。
通过结构优化设计、材料选择和结构监测与维护，可以提高试验舱的承载能力和稳定性，保证试验舱内部结构件的正常运行和安全性。
航空发动机构造及强度复习题(作业)20111201汇总
23.轮盘有几种振动形式,各举例画出一个振型图。◎
24.什么是等温度盘,其温度条件是什么?
25.什么是等强度盘,为什么采用等强度盘,其温度条件是什么?◎
26.涡轮部件冷却的目的是什么?
27.涡轮叶片本身的冷却按冷却空气在叶片内部的流动状况与流出方式的不同可分为哪几种不同方式?
航空发动机构造及强度复习题注意:后面带◎的为作业一、基本概念
1.转子叶片的弯矩补偿◎
2.罩量◎
3.轮盘的局部安全系数与总安全系数
4.轮盘的破裂转速◎
5.转子叶片的静频与动频◎
6.尾流激振
7.转子的自位作用◎
8.静不平衡与静不平衡度◎
9.动不平衡与动不平衡度◎
10.动平衡◎
11.挠性转子与刚性转子◎
12.转子的临界转速◎
叶片的平均半径为m Z ,叶片数为Q
,
根据动力动量定理,
求单位叶高上受到的
y方向的气体力。8.如图所示,将叶片分成n段共n+1个截面,假定叶片各截面的面积i A和重心坐标(i i i Z Y X、、为已知,利用数值法,求叶片第j截面上离心弯矩离, xj M和离, yj M。
9.对于枞树形榫头,假设作用在第i个齿齿面上的正压力为i P ,且各个齿单位齿长上承受的力是相等的,求第i个齿齿面上的挤压应力。
15.叶片颤振的必要条件是什么?说明颤振与共振的区别。◎
16.排除颤振故障方法有哪些?
17.疲劳破坏有哪些基本特征?
18.燕尾形榫头与枞树形榫头有哪些主要特点?
19.何谓动刚度,动刚度与那些因素有关?◎
20.说明疲劳损伤的理论要点。
21.排除叶片共振故障应从哪几个方面考虑?举例说明各方面的具体措施。
最新航空发动机强度复习题(参考答案)
航空发动机构造及强度复习题（参考答案）一、 基本概念1. 转子叶片的弯矩补偿适当地设计叶片各截面重心的连线，即改变离心力弯矩，使其与气体力弯矩方向相反，互相抵消，使合成弯矩适当减小，甚至为零，称为弯矩补偿。
2. 罩量通常将叶片各截面的重心相对于z 轴作适当的偏移，以达到弯矩补偿的目的，这个偏移量称为罩量。
3. 轮盘的局部安全系数与总安全系数局部安全系数是在轮盘工作温度与工作时数下材料的持久强度极限tT σ，与计算轮盘应力中最大周向应力或径向应力之比值。
0.2~5.1/max ≥=σσtTK 总安全系数是由轮盘在工作条件下达到破裂或变形达到不允许的程度时的转速c n ，与工作的最大转速m ax n 之比值。
max /n n K c d = 4. 轮盘的破裂转速随着转速的提高，轮盘负荷不断增加，在高应力区首先产生塑性变形并逐渐扩大，使应力趋于均匀，直至整个轮盘都产生塑性变形，并导致轮盘破裂，此时对应的转速称为破裂转速。
5. 转子叶片的静频与动频静止着的叶片的自振频率称为静频；旋转着的叶片的自振频率称为动频；由于离心力的作用，叶片弯曲刚度增加，自振频率较静频高。
6. 尾流激振气流通过发动机内流道时，在内部障碍物后（如燃烧室后）造成气流周向不均匀，从而对后面转子叶片形成激振。
7. 转子的自位作用转子在超临界状态下工作时，其挠度与偏心距是反向的，即轮盘质心位于轴挠曲线的内侧，不平衡离心力相应减小，使轴挠度急剧减小，并逐渐趋于偏心距e ，称为“自位”作用。
8. 静不平衡与静不平衡度由不平衡力引起的不平衡称为静不平衡；静不平衡度是指静不平衡的程度，用质量与偏心矩的乘积me 表示，常用单位为cm g ⋅。
9. 动不平衡与动不平衡度由不平衡力矩引起的不平衡称为动不平衡；动不平衡度是指动不平衡的程度，用me 表示，常用单位是cm g ⋅。
10. 动平衡动平衡就是把转子放在动平衡机床上进行旋转，通过在指定位置上添加配重，以消除不平衡力矩。
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1转子叶片强度计算的目的是为了保证所设计的转子叶片能可靠工作,又使其尽可能轻。
2转子叶片受到的载荷:叶片自身质量产生的离心力;气流的横向气体力(弯曲应力和扭转应力);热负荷;振动负荷。
3简化假设和坐标系:将其看做根部完全固装的悬臂梁;叶片仅承受自身质量离心力和横向气体力,只计算拉伸应力和弯曲应力;扭转中心(刚心),气体压力中心与中心三者重合,离心力与气体力均作用于重心。
4计算点的选择:发动机设计点（H=0，V=0，n=n max ）;低空低温高速飞行状态（最大气体力状态H=0,V=V max ,n=n max ,t=233K ）;高空低速飞行状态（最小气体力状态H=H max ,V =V min ,n =n max ,t =t H ）5推导气动力：(ρ2m c 2am t 2m ×1)c 2am − ρ1m c 1am t 1m ×1 c 1am =2πQ Z m ρ2m c 2am 2−ρ1m c 1am 2 ; p 1m −p 2m t m ×1=2πZ m Q p 1m −p 2m ;p xm =2πZ m Q ρ1m c 1am 2−ρ2m c 2am 2)+(p 1m −p 2m ;p ym =2πZ m Q (ρ1m c 1am c 1um −ρ2m c 2am c 2um )6离心力弯矩：若转子叶片各截面重心的连线不与Z 轴重合,则叶片旋转时产生的离心力将引起离心力弯矩.离心力平行于Z 轴所以对Z 轴没有矩,离心力必须垂直于转轴在X 轴方向的分力必然为0.7罩量：通常将叶片各截面的重心相对于Z 轴作适当的偏移,以达到弯矩补偿的目的,这个偏移量称为罩量。
8罩量调整:合理地选择叶片各截面重心的罩量,使之既保证叶片在发动机经常工作的状态具有较低的应力,又照顾到在其它各种工作状态下的应力都不太大。
在一般情况下，仅以根部截面作为调整对象。
9压气机与涡轮叶片所受气动力方向相反，重心连线偏斜方向总是与叶片所受的气体力的方向一致。
10以离心力弯矩补偿气体力弯矩时,还必须注意到这两个弯矩随工作状态的变化.往往取最大气体力弯矩和最小气体力弯矩的平均值作为离心力弯矩补偿的目标。
11弯曲应力：通过截面重心，有一对惯性主轴η、ξ,对η轴的惯性矩最小,对ξ轴的惯性矩最大。
在距离η轴最远的A 、B 、C 三点在仅有作用时,弯曲应力最大。
12压气机叶片n s =ςsς总，max 一般n s =2.0~3.5 ;涡轮叶片n T =ςTs ς总，max (一般n T =1.5~2.5)13影响叶片强度:扭转应力(两个扭转力矩方向常常相反,所以可忽略);热应力(热端部件影响,热冲击反复产生致热疲劳);扭向(扭向愈大,对叶片截面上离心拉伸应力分布不均匀的影响愈大);蠕变(采用叶片材料的蠕变极限ςa /T t 作为许用应力,安全系数n T =ςa Tt ς总，max (一般n T =1.5~2.5);;叶片弯曲变形(由于变形产生的附加弯矩,将使离心力弯矩对气体力弯矩的补偿效果更好);叶冠(增大应力项);其它因素(不同的叶根形状将使叶片上的离心拉伸应力产生明显的分布不均现象)20轮盘的破损形式：1,在轮盘外缘榫头部分断裂;2,轮盘外缘的径向裂纹，尤其在固定叶片的销孔处;3,由于材料内部缺陷(例如松孔或夹杂)导致盘中心断裂;4,由于轮盘在高温下工作，容易引起蠕变(甚至局部颈缩),使盘外径增大,最后导致轮盘破裂。
21轮盘强度计算主要考虑负荷：1安装在轮盘外缘上的叶片质量离心力以及轮盘本身的离心力;2沿盘半径方向受热不均引起的热负荷。
其他负荷:1由叶片传来的气动力,以及轮盘前后端面上的气体压力;2机动飞行时产生的陀螺力矩；3叶片及盘振动时产生的动负荷；4盘与轴或盘与盘连接处的装配应力,或在某种工作状态下,由于变形不协调而产生的附加应力。
22轮盘强度计算的假设：1轴对称假设;2平面应力假设;3弹性假设。
23轮盘强度计算基本公式方程：平衡方程、几何方程、物理方程。
计算方法：力法、位移法。
24轮盘的应力有三部分组成:1,由应力、位移、温度的边界条件决定的，它们通过常数K1和K2来表示;2,轮盘以角速度ω旋转引起的离心应力;3,由于温度影响引起的热应力。
25等厚圆环法的基本思路:1，将剖面形状复杂的轮盘沿半径方向划分成有限个段，每段构成一个等厚圆环，相互套接在一起，虽然整个轮盘的温度分布沿径向是不均匀的，但对于每个圆环而言，仍然假定是等温的;2,利用相邻两圆环间的变形协调和平衡关系，建立相邻两圆环间（由内层圆环的外径向外层圆环的内径）应力关系的递推公式；3，建立整个轮盘的应力公式，确定它的边界应力和各段圆环在平均半径上的应力，获得整个轮盘的应力分布。
26计算结果可靠性的判定方法：1比较法（把计算轮盘获得的最大应力与许用应力作比较）。
2局部安全系数（判定工作可靠性，在轮盘工作温度与工作时数下材料的持久强度极限与计算轮盘应力中最大周向应力或径向应力之比值）；3总安全系数（对于应力分布不均匀的轮盘，用总安全系数来表示轮盘的承载性能各位合理）。
27等温实心等厚盘.边界条件:在盘外缘(r=r a ),ςr =ςa ;在盘心 r =0 ,ςr =ςθ=ς0. 28等温实心等厚盘的应力分布是不均匀的,盘外缘应力较低,该处材料未能充分利用.盘心应力最大,其值为ςr =ςθ=3+v 8Ar a 2+ςa29等温空心等厚盘.盘外缘处没有载荷时,边界条件:r =r a 时,ςr =0;r =r 0时,ςr =0.最大值发生在r= 0r a ,其值为ςr max =3+v 8A (r a =r 0)2.盘外缘处存在载荷时,边界条件::r =r a 时,ςr =ςa ;r =r 0时,ςr =0.当中心孔半径增大时,孔边的周向应力随之增大;在极限情况下,r 0≈r a 时,ςθ趋近于无限大,这是由于空心盘接近为圆环时,盘外缘外载几乎全靠周向应力承受的缘故.210等温盘具有如下特性:外载ςa 一定时,轮盘的应力与厚度无关.ςa 直接影响轮盘的应力水平;轮盘尺寸一定时,应力ςr 、ςθ与密度ρ、转速平方ω2成正比;如果对于两个r a 不同的轮盘,r a r 为定值时,其应力与轮盘外径的平方r a 2也成正比关系;均匀加热,对轮盘应力无影响;轮盘应力与材料的弹性模量E 无关.211加热轮盘特点：1,在全盘上均匀加热，即温升率c=0，不会引起热应力；2,沿半径温升成比例地增大K 倍，热应力也增大K 倍；3,弹性模量E 增大K 倍时，热应力也增加K 倍。
212等强度盘：如果把盘合理设计，使全盘中各处的径向和周向应力都各等于某一常数，则盘重量应是最轻。
通常采用的剖面形状是由锥形与等厚度复合而成。
解决这类问题用力法是比较适宜的。
213破裂转速推导：d ℎrςr −ςθℎdr +ρω2ℎr 2dr =0→d ℎrςr +ρω2ℎr 2dr =ςθℎdr → d (ℎrςr )r a r 0+ρω2 ℎr 2dr r a r 0= ςℎdr r a r 0→ℎa r a ςa +ρω2 ℎr 2dr r a r 0= ςℎdr r a r 0→令I 0= ℎr 2dr r ar 0→ℎa r a ςa +ρω2I 0=ςℎdr r a r 0→ω2 ℎa r a ςa ω2+ρI 0 = ςℎdr r a r 0→ω=ςℎdr ra r 0 ςa 2 ℎa r a +ρI 0=2πn c 60→n c =30π ςℎdr ra r 0 ςa 2 ℎa r a +ρI 050临界转速推导：设两支承刚性系数为c 1,δ1=12my ω2c 1,对于轴而言，盘出挠度为 y −δ1,设其刚性系数为c,y −δ1=my ω2c ,联立得y 1−m ω2 1c +12c 1 =0,y 为任意值→1−m ω2 1c +12c 1 =0→ωcr 2=2cc 12c 1+c m =c 折m ,其中c 折=2cc 12c 1+c =c 1+c1,可以看作一个折合的总刚性系数.当c 1趋近∞,c 折=c30叶片损坏绝大部分由振动引起。
受离心力载荷和振动的交变载荷引起疲劳裂纹。
对于压气机，重要是一二弯矩和一扭振动；对于涡轮，一弯和一扭振型。
31叶片振动类型：尾迹引起的强迫振动、颤振、旋转失速、随机振动（前二危险大）。
32叶片振动因素：自振频率、振型、振动应力。
（振型：叶片以某阶自振频率振动时，叶片各部分振动的相对关系）33低频振动最危险，频率↑振幅↓危险性↓。
34由于振动而损坏的断口具有疲劳断口的特征：典型的疲劳断口上有明显的“疲劳源”（贝壳花纹的中心），疲劳扩展区(光亮的贝壳状振花纹),瞬时断裂区(粗糙的断面)；33等截面叶片振动的特点：每一微元段都是简谐振动；所有微元段都以相同的频率振动；振动时各微元段的相位相同。
34动频:旋转着的叶片的自振频率；静频:静止着的叶片的自振频率。
动频比静频高。
35转速与叶片弯曲自振频率图:1,离心力对叶片一、二阶弯曲振动频率影响明显，随转速升高动频逐渐增大;2,对扭转和其他复杂振型自振频率的影响较小.(转速对扭矩影响较小，因为离心力在垂直于扭转振动平面内。
动频对低阶弯曲振动影响大)36p2=E J(d y02dr2)21drρAy021dr+2C1ω2ρAy02dr1((右边第一项为无离心力作用下的弯曲自振频率;第二项是当叶片由平衡位置移到边缘位置时克服离心力所做的功)37影响叶片自振频率的因素：①温度的影响(温度升高,自激频率下降)②扭向(主要由宽度与厚度不等引起.随扭转角增加,一阶频率略有升高,二阶明显下降,三阶通常上升)③盘(对叶片来说等效为变形变大,刚性下降,频率会降低)④根部非固装情况(此时叶片的各阶自振频率都会明显地降低;对抑制叶片振动有益)⑤叶片尺寸(常用细长比l/ρ为参数)38激振力：机械激振力、气动激振力；气动激振力：①尾流激振②旋转失速和随机激振③；39振动阻尼种类：①气动阻尼(临界攻角以内)②构造阻尼(把许多叶片连为一体,使相邻叶片的振动受到牵制;提高单个叶片的阻尼)③材料阻尼(通常用衰减系数表示)310颤振属于自激振动(没有明显的带频率激振源,气流是能量来源),基本由叶片自身的几何尺寸及材料性质决定.311排除颤振故障的方法：①改善气流情况②增加阻尼③改变叶型设计参数④采用错频叶片转子(叶片频率失调对颤振具有明显的抑制作用;叶片在受迫振动时,频率失调将使某些叶片的振幅平均值明显地增大)312排除振动故障及减振措施①改变激振力频率或减弱激振力(改进支柱的设计;改进燃烧室的设计;改变静子叶片数目和栅距;其它障碍物影响;进气道气流流场不均的影响;放气窗口的影响)②改变叶片自振频率(改变叶片材料;改变叶身厚度;改变销钉孔配合间隙)③提高叶片抗振阻尼(提高叶片阻尼;特殊减振构造[减振凸台,叶冠,箍带])40圆盘振动的形式：①第一类振动(振动形式对称与中心,全部节线都是同心圆)②第二类振动(扇形振动，全部振动节线沿圆盘面径向分布的直线，称为节径，最容易引起轮盘损坏) 51振动主要来源：转子不平衡度和临界转速。