单叶片失谐整体叶盘响应分析
基于构件模态失谐模型的涂层整体叶盘失谐辨识
Abstract: The mistuning parameter identification of a coating blisk is an important foundation for its vibration
第38卷第14期
振动与冲击 JOURNAL OF VIBRATION AND SHOCK
Vol. 38 No. 14 2019
基于构件模态失谐模型的涂层整体叶盘失谐辨识
徐昆鹏孙 伟高俊男梅雪峰3
(1.东北大学机械工程与自动化学院，沈阳110819； 2.东北大学航空动力装备振动及控制教育部重点实验室， 沈阳110819； 3.辽宁轨道交通学院，沈阳110027)
Key words: mistuning identification ； component mode mistuning ( CMM ) ； coating ； blisk
整体叶盘作为航空发动机的重要核心部件之一, 是提高发动机性能、简化结构、降低重量、提高耐久性 与可靠性的重要结构，其品质优劣直接决定了航空发 动机的寿命与性能。由于缺少樺头-樺槽的摩擦阻尼
摘要：涂层整体叶盘失谐参数辨识是研究整体叶盘涂层减振设计的重要基础，基于构件模态失谐模型(CMM)
提出了一种涂层整体叶盘失谐辨识方法。在简要介绍该失谐模型的基础上，根据涂层整体叶盘复合结构的特点,进行了
质量失谐与刚度失谐辨识方法的理论推导，其中对质量失谐的辨识方法进行了近似处理;给出了失谐辨识的操作流程,包
结果的合理性。
关键词：失谐辨识;构件模态失谐模型(CMM);涂层;整体叶盘
航空发动机叶片丢失整机响应及安全性分析
系统、安装节等结构中传播。另一方面叶片丢失后转子存在 大不平衡载荷，将造成发动机的不平衡振动响应。
1引言
各国航空局适航规定对航空发动机的叶片丢失问题 (fan blade out event)提出了明确的规定，要求航空发动机能 够包容损坏件至少运行15秒不着火，并且安装节不失效，以 保证叶片丢失后飞机能够顺利返航。叶片丢失后一方面会 与追随叶片以及包容机匣产生瞬态撞击，撞击时间通常小于 3 ms,同时冲击载荷将在发动机机匣与支承结构、转子支承
ABSTRACT: In order to investigate the whole engine dynamic response and the security of connecting structure of aero 一 engine after blade out event, 3D finite element mode of high bypass ratio turbofan engine was established, and the simulation was carried out for a period of a rotating cycle. It was found that the interaction force reach the peak values when the blade impacts the casing at the tip, the trailing blade and the casing with its root part successively. The maximum areas of displacement and stress of fan casing and supporting structures changed with the movement of the lost blade and always occurred in the same direction of the lost blade. It was found that the front and middle bore great load while the rear bearings sustained less load. The bearing load is in the form of sinusoid with the rotation of engine. For load analysis of mounting joints, the displacement at the front mounting lifting lug is the largest, followed by that at the front end of the thrust bar and behind the lifting lug. KEYWORDS: Aero - engine ； Blade out event ； Whole engine response ； Numerical simulation ； Security
叶片随机失谐与叶盘结构共振特性分析
１ 失 谐 叶 盘模 型
叶盘模 型 （ １ 描 述 了叶盘 结构一 个 扇 区的结 图 ）
为 了抑 制 随 机 失谐 的影 响 ， 动失 谐 技 术 也成 主 为研 究热 点 。Ｃ ｏ＿ 等人利 用 简单遗 传 算 法研 究 了 ｈｉ ７ 不 同耦合 刚度 下 的最佳 主动 失谐 形式 。但 该研 究所
同系统频 率下的共振 响应特性 。随机 失谐分 布 采用质 量 失谐和 刚度 失谐 两种 形 式 ， 重分析 其对 叶 着
片 占优 系统模 态族 的局部化程度 、 相应 失谐 共振 响应及 其 最 大振 幅放 大因子 的影 响规律 。研 究结 果
表 明 ， 对 叶盘低 阶 弯曲模 态族 的局部化程度 影响 最大 ， 失谐 对应的 最大振 幅放 大 因子也相应较 大。
关 键 词： 叶盘 结构 ，随机 失谐 ，共振特 性 ， ｎｅＣ ｒ ， 幅放 大 因子 Ｍｏ ｔ ａｌ 振 ｏ
中图 分类 号 ： ２ １ ９ Ｖ ３ ．２
文 献标 识码 ： Ａ
文章 编 号 ：０ ０２ ５ （ ０ １ ０ －１９０ １０ －７ ８ ２ １ ） ２０ ８ －５ 得 的随机 失谐 最大 振 幅的激 振频 率选 择在 主动 失谐
叶 片 随 机 失 谐 与 叶 盘 结 构 共 振 特 性 分 析
王 红 建 ，贺 尔铭 ，赵 志彬
（ 西北工业大学 航空学 院 ， 陕西 西安 ７０７ ） １０ ２
摘
要： 叶片随机 失谐 对 叶盘 动力特性 具有重要 影响 ， 导致 叶盘 系统模 态局部 化和 受迫响应 的急剧 增
大。 文章针 对叶 片随机 失谐 ， 利用 Ｍ ｎｅＣ ｒ ｏｔ ａｌ ｏ分析 方 法 ， 究失谐 叶盘 结 构模 态局 部 化特 性 以及 不 研
压气机叶片流固耦合共振判断和谐响应分析
压气机叶片流固耦合共振判断和谐响应分析
压气机叶片流固耦合共振是指叶片和气流之间产生相互作用的现象，这种相互作用会导致叶片的共振现象。
共振是指在一定频率下，叶片和气流之间的相互作用会产生强烈的共振响应，严重影响叶片的正常工作。
对于压气机叶片流固耦合共振的判断和谐响应分析尤为重要。
为了判断和分析压气机叶片流固耦合共振的情况，需要运用一系列分析方法和工具。
下面将以此为主题，介绍相关的内容。
1.1 振动测试
振动测试是判断压气机叶片流固耦合共振的常用方法之一。
通过在实验台上对叶片进行振动测试，可以获得叶片在不同频率下的振动响应特性。
在测试中，如果发现叶片在某一特定频率下产生异常的振动响应，很可能是叶片流固耦合共振的现象。
1.2 数值模拟
1.3 静力学分析
静力学分析是一种通过对叶片的结构特性和工作条件进行分析，来判断叶片流固耦合共振的方法。
通过对叶片的质量、刚度、气动载荷等参数进行分析，可以得出叶片在不同频率下的共振情况。
2.1 频率响应分析
2.2 模态分析
三、总结
压气机叶片流固耦合共振的判断和谐响应分析是对叶片共振现象进行评估和预测的重要方法。
通过振动测试、数值模拟、静力学分析等方法进行共振判断，可以了解叶片流固耦合共振的发生情况。
通过频率响应分析、模态分析、预测分析等方法进行谐响应分析，可以评估叶片共振的频率、振动幅值和相位信息，从而为共振问题的解决提供参考。
需要指出的是，以上方法和工具都应该结合实际情况进行综合应用，以便尽可能准确地评估和预测叶片流固耦合共振的情况。
航空发动机失谐叶盘动态特性研究进展
航空发动机失谐叶盘动态特性研究进展姚建尧;高阳;王建军【摘要】航空发动机叶盘结构中不可避免存在的失谐会严重影响发动机的结构完整性和可靠性，国内外针对这一问题进行了大量深入的研究。
详述了失谐叶盘建模、模型减缩、动态特性分析及评价等方面的研究现状，重点介绍多级叶盘和几何失谐叶盘的建模和动态特性分析等方面的最新研究进展，并对失谐叶盘未来研究方向进行了预测。
%The inevitable mistuning in aeroengine bladed disks can leadto considerable increase in vibratory ampli-tude and stress, and thus deteriorate the structural integrity and reliability. Therefore, the dynamic characteristics of mis-tuned bladed disks have been drawn great attention in both academic and engineering ifelds around the world. This paper presents a review of the modeling and analysis methods for mistuned bladed disks, with particular emphasis on the geomet-ric mistuning of integrally bladed rotors and multistage bladed disks. The recent researches on mathematical representation and reduced-order modeling of geometric mistuning are introduced. Important developments and future research directions in this area are highlighted.【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2016(000)021【总页数】11页(P76-85,92)【关键词】叶盘结构;失谐;几何失谐;动态特性;模型减缩【作者】姚建尧;高阳;王建军【作者单位】重庆大学航空航天学院，重庆 400044;中国航空工业集团公司贵州航空发动机研究所，贵阳 550081;北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191【正文语种】中文姚建尧重庆大学航空航天学院研究员，主要从事航空发动机结构强度、振动和可靠性，流固耦合理论及应用等方面的研究。
压气机叶片流固耦合共振判断和谐响应分析
压气机叶片流固耦合共振判断和谐响应分析压气机叶片是压气机中的重要部件，其性能直接影响到压气机的工作效率和稳定性。
由于压气机叶片受到气体流动的激励作用，容易发生共振现象，对叶片造成破坏。
对于压气机叶片的流固耦合共振判断和谐响应分析是非常重要的。
对于压气机叶片的流固耦合共振判断，一般采用模态分析方法。
通过对叶片进行有限元分析，得到其模态参数，包括自然频率和振型。
然后，利用流场分析方法，计算叶片所受到的气体流动激励，得到其振动响应。
将模态参数和振动响应进行耦合分析，判断叶片是否存在共振现象。
共振一般分为叶片固有频率共振和失稳共振两种情况。
对于叶片固有频率共振，可以通过频率响应函数进行判断。
当叶片所受到的气体激励接近于叶片的固有频率时，叶片会发生共振，振幅增大，从而对叶片产生破坏。
通过计算叶片的频率响应函数，判断激励频率是否接近于叶片的固有频率，可以预测叶片的共振情况。
对于失稳共振，一般采用线性稳定性分析方法。
这种方法可以得到叶片的临界速度，即当速度超过临界速度时，叶片会发生失稳共振现象。
通过计算叶片受到的气体流动激励和速度的关系，可以确定叶片的临界速度，从而预测叶片的失稳共振情况。
对于压气机叶片的谐响应分析，可以采用频域分析方法。
通过将叶片的振动响应信号进行傅里叶变换，可以得到叶片的频谱图。
通过分析频谱图，可以确定叶片的谐响应频率和振幅。
对于谐响应频率，可以通过与流场分析得到的气体激励频率进行对比，判断谐响应的原因。
对于振幅，可以通过分析谐响应频率处的共振增益，判断谐响应的严重程度。
为了预防压气机叶片的共振现象，可以采取一些措施。
优化叶片的结构和材料，提高叶片的刚度和阻尼能力。
优化叶片的工作条件，避免叶片受到不必要的气体激励。
通过合理设计压气机的工作状态和控制策略，调整气体流动的工况，降低叶片的共振风险。
压气机叶片的流固耦合共振判断和谐响应分析是对叶片工作性能和稳定性进行评价和改进的重要手段。
通过合理的分析和控制，可以有效预防叶片共振现象，提高压气机的工作效率和可靠性。
叶盘结构受迫振动响应特性和主动失谐技术实验研究
（ 西北工业大学 航空学院 ， 西 西安 陕
钊， 王红建
７０７ ） １０２
摘 要： 文章开展 了失谐叶盘结构受迫振动响应特性及叶片主动失谐技术的实验研究。基于 １ ２叶片
谐调叶盘结构的叶尖质量调节方法， 分别实现 了两组典型的叶片随机失谐形式和两组典型的叶片主
叶片编号叶片编号叶片编号叶片编号图8主动失谐叶盘结构受迫振动振幅放大因子万方数据?896?西北工业大学学报第29卷4结论本文建立了对失谐叶盘结构受迫振动响应特性进行研究的实验平台在采用有限元模型进行实验模拟分析的基础上进行了一系列的谐调叶盘结构受迫振动实验随机失谐叶盘结构受迫振动实验和主动失谐叶盘结构受迫振动实验等研究得到以下结论
图为工具 ， 提出了一种能应用于复杂叶盘系统动力 学特性研究的模拟试验方法＂ 。 Ｊ 与理论研究方面 的诸多工作形成鲜明对 比的
是， 失谐叶盘结构受 迫振动响应 特性 的实验研究不
信号由激光振动仪测得。
上述实验所采用的无接触激振存在的问题是激 振力受激振器与振动叶片间距 离变化的影响， 为 人 引入激振力失谐。因此 ， 本文搭建了研究叶盘结构 振动特性的实验平台， 自主开发了“ 叶盘振动实验
第６ 期
赵志彬等 ： 叶盘结构受迫振 动响应特性和主动失谐技术实验研究
行波信号发生器 ” 对 叶盘 结构进行 了接触式 压 电 ， 陶瓷激振和无接触激光测振 的行波激振实验 ， 定量 地研究了失谐引起 的叶盘结构振动局部化问题 ， 并 定性地验证了两种主动叶片失谐形式 ］实验结果 “， 与理论分析结果取得了良好的一致性 。
是很多 ， 主要 是因为失谐相对 于叶片基本参数 （ 如
收稿 日期 ： １－ － ２ １３６ ０ ００
整体叶盘疲劳失效分析与抗疲劳强化技术应用
整体叶盘疲劳失效分析与抗疲劳强化技术应用整体叶盘是先进航空发动机风扇、高压压气机的核心转动部件,应具有良好的结构完整性和疲劳耐久性.在航空发动机复杂工作状态下,整体叶盘承受离心负荷、气动负荷及热负荷等多变载荷,服役条件极端严苛,容易出现疲劳失效.整体叶盘的疲劳失效往往导致比较严重的非包容性事故,成为制约航空发动机安全寿命周期和使用可靠性的关键问题.本研究结果显示，两组手术时间、术中出血量比较，差异有统计学意义(P<0.05)；研究组患者肛门排气时间、导尿管留置时间、下床时间以及住院时间优于对照组，差异有统计学意义(P<0.05)。
研究组1年后宫内受孕率明显高于对照组，差异有统计学意义(P<0.05)。
本研究中，输卵管妊娠部位位于输卵管壶腹部的患者例数较多，推测其原因为输卵管局部炎症及输卵管发育不良所导致的功能障碍。
本研究结果显示，腹腔镜手术的治疗效果优于对照组。
研究数据也充分表明了腹腔镜手术的创伤较小，患者恢复较快[9]。
大量的试验研究与疲劳破坏故障表明,各种形式的疲劳破坏大多始于零件表面或近表面.在气动设计参数、材料性能及结构尺寸确定的情况下,加工表面质量成为影响整体叶盘疲劳寿命的重要因素.分析整体叶盘疲劳失效特性,应用表面光整与强化技术有针对性地改变整体叶盘材料表层微观组织和应力分布,提高加工表面完整性,对提升整体叶盘损伤容限性能和疲劳寿命具有重要意义.1. 整体叶盘疲劳失效特性(1)疲劳失效基本机理.金属材料疲劳失效是由损伤累积、裂纹萌生、裂纹扩展到失稳断裂的渐进过程.裂纹按受力情况分为张开型、滑开型和撕开型,其中受拉应力作用的张开型裂纹最为危险.疲劳寿命主要由疲劳裂纹萌生寿命和扩展寿命组成.长疲劳寿命的零件材料,应具有高疲劳强度、高疲劳裂纹扩展门槛值、低裂纹扩展速率和较好的断裂韧性.整体叶盘一般采用钛合金及镍基高温合金等具有良好综合力学性能的金属材料.但这些材料的疲劳强度对表面缺口应力集中效应比较敏感,随应力集中系数的提高而大幅下降.整体叶盘的疲劳抗力不单受材料限制,而且在很大程度上取决于表面状态、受力状况、局部形状及尺寸.疲劳裂纹一般萌生于整体叶盘的局部应力集中区、高应变区以及强度最弱部位.为此,整体叶盘对加工表面完整性要求高,不允许有表面缺陷、磕碰伤痕,严格控制接刀痕的大小和位置,尽量避免加工表层缺陷成为疲劳源,同时采用抗疲劳强化技术改善加工表面状态,抑制和延缓裂纹的萌生与扩展.果然，川矢一挥手，几名鬼子就下了刁德恒的枪，将之摁倒在地。
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小失谐量如。和大失谐量血：，失谐量值见表１。
频率／Ｈｚ ｏ））相位一频率 图２叶片幅频特性曲线（一阶） Ｆｉｇｒ２ Ａｍｐｌｉｔｕｄｅ ａｎｄ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ ｃｕｒｖｅ ｏｆ ｂｌａｄｅ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｏｒｄｅｒ）
０．９３７ ０．１０
Ｉ．４０６ ２．３４３
０．１２
０．１３
３．２８０ ０．１４
４．６９０ ０．１５
△Ｊｒｎ／ｇ
０
３．２８０ ４．６９０ ５．６２３ ６．０９２ ６．５６０ ７．０２９
３理论计算与试验结果分析
３．１试验结果与分析 为避免单个叶片自身差异对试验结果的影响和
便于数据分析．将三个参考叶片的位移值和频率值 进行算术平均．利用均值与失谐叶片的试验结果进 行对比分析。失谐叶片与参考叶片的一阶、二阶固有 频率随失谐量△占的变化．以及一阶、二阶固有频率
表１失谐量△占与附加铜片质量如的对应关系
啪ｌｅ １
Ｔｈｅ ｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇ ｒｅｌａｔｉｏｎｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ｎｕｓｔｕｍｎｇ ｖａｌｕｅ
ｈ Ａｅ ａｎｄ ａｄｄｉｔｉｖｅ ｃｏｐｐｅｒ ｐａｔｃｈ ｍａｓｓ
△Ｆ，０
０．Ｏｌ
０．０２ ０．０３
０．０５
０．０７ ０．１０
Ｚｕｎ／ｇ
０
血，０
０．４６９ ０．０７
血
６ Ａｅ
（ｃ）二阶固有频率下位移随失谐量的变化
（ｄ）二阶固有频率随失谐量的变化
图３叶片参数随失谐量的变化
Ｆｉｇ．３ Ｃｈａｎｇｅｓ ｏｆ ｂｌａｄｅ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｗｉｔｈ ｍｉｓｔｕｎｉｎｇ ｖａｈｅ
表２不同失谐量时的试验数据 Ｔａｂｌｅ ２ Ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｄａｔａ ｏｆ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｍｉｓｔｕｎｉｎｇ ｖａｌｕｅ
协调结构的计算结果如图２所示。由图中可知． 叶盘一阶频率为６２７ Ｈｚ，幅值为１５．８０ Ｉｘｍ。 ２．３试验验证方案
试验件通过与毂筒连接的安装螺栓孔刚性固定 在振动台台面上。选择一个叶片作为失谐叶片，在 其叶尖粘贴铜片作为附加质量制造人为失谐．另外 任意选择三个“正常”叶片作为参考叶片。给定一个 １ ｇ恒载荷，在０～３ ０００ Ｈｚ范围内对叶盘进行扫频， 利用叶尖位移信号判断所选４个叶片的一阶和二阶 固有频率并采集共振时的叶尖位移值。
（ａ）幅值一频率
产￥
＼／ Ｖ ｔ ＿、 、 ｌ ｌ ｜
趟 窭
、～ 八
、
｜ ｉ
频率／Ｈｚ ∞相位一频率 图５附加质量Ａｍ＝２．３４３ ｇ时的幅频特性曲线 Ｆｉｇ．５ Ａｍｐｌｉｔｕｄｅ ａｎｄ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ ｃｕｒｖｅ ａｔ ａｄｄｉｔｉｖｅ ｍａｓｓ
Ａｍ＝２．３４３ ｇ
（２）系统阻尼系数的选择误差。计算采用的阻 尼系数０．００６是根据以往谐响应分析时所采用的经 验值，与该系统的实际阻尼系数存在误差。
理论计算与试验所测的结果有一定的误差．而 造成这些误差的原因有多个方面。作者认为．造成这 种误差有以下几个方面的因素：
（１）计算模型与试验的实际约束条件不同。计 算时采用耦合方程将大质量点与嫘栓所在环面节点 进行完全刚性约束，忽略了试验时螺栓连接的实际 刚度和夹持结构与试验件的接触刚度。
万方数据
频率／Ｈｚ
下其位移随失谐量如的变化如图３所示，试验数
据见表２。 从图３中可以看出，失谐叶片一阶固有频率下
的位移随失谐量的增加呈现出波动增大的变化趋 势，失谐量为０．１０时振幅达到最大值；当失谐量超 过Ｏ．０１时，一阶固有频率随失谐量的增加而减小，
万方数据
２８
朱靖等：单叶片失谐整体叶盘响应分析
第４期
八
昌
ｌ一失ｉｌ｝＊ｆ片一参考叶片均值ｌ／ ＼
传递局部化。２０世纪８０年代初，Ｈｏｄｇｅｓ等基于相似 性将振动局部化的概念引入结构动力学领域，此后 人们在一般的失谐周期结构振动局部化方面进行了 多种研究。北京航空航天大学王建军等利用有限元 方法建立了整体的失谐叶盘模型，对谐波失谐、分布 式失谐、随机失谐等进行了研究，还对各种模型的建 模思路与方法、各类模型的特点以及在失谐叶片一 轮盘结构振动局部化问题研究中的应用进行了说明 与讨论【ｌ’４１。正是由于这些大量的研究推动了失谐叶 片一轮盘结构系统振动局部化问题的研究。不过以 上研究大多仅限于处理线性问题．对叶片一轮盘结 构系统中非线性因素的影响研究还在逐步发展之 中．如带冠叶片在叶冠间具有摩擦时失谐因素对系 统受迫振动响应的影响１５１等。
／尸
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（ａ）一阶同有频率下位移随失谐量的变化
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Ｏ．０８ Ｏ．１０ Ｏ．１２ Ｏ．１４ ０．１６
Ｆｉｇ．４ Ａｍｐｌｉｔｕｄｅ ａｎｄ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ ｃｕｒｖｅ ａｔ ａｄｄｉｔｉｖｅ ｍａ．８８ Ａｍ＝４．６９０ ｇ
Ａｍ＝２．３４３ ｇ时叶片动态参数的理论计算结果 如图５所示。计算所得的一阶固有频率与试验值相 差４５ Ｈｚ；计算的最大振幅９２．００肛ｍ与试验值 １７０．９０¨ｍ有７８．９０ ｔｔｍ的差量，差异很大。 ３．３误差分析
１引言
整体叶盘作为一种新型的叶片一轮盘结构。目 前已在国内一些新型航空发动机中逐步得到应用。 分析研究整体叶盘的动态特性对发动机的强度设 计、振动研究、故障诊断和提高发动机可靠性等均有 重要意义。
从理论上讲．整体叶盘是圆周循环对称结构。单 叶片和相应的轮盘部分构成的扇形区域在物理性质 和几何条件等方面完全一致，该系统是一种协调周 期结构系统Ｉｌ】。而实际上，由于机械制造误差、磨损、 材料常数分散性等原因，分布在叶盘上的各个叶片 在固有频率上会有差异。这种小量的差异被称作失 谐量，这种叶片一轮盘系统被称为失谐周期结构系 统１２，３１，其动态特性的主要反映是模态局部化和振动
暑
大振幅会因失谐量的存在而增大．对结构系统的动
ｉ
蚓
态响应产生不良影响：谐调系统的重特征值会因失
馨
谐分离．导致频率响应中产生多个峰值。
＾ ｆ ｆ
｜＼
｝
＼
／
＼
２理论计算与试验验证方案
２．１模型计算 本文理论计算模型以某型发动机第一级整体叶
盘试验件为参照。该整体叶盘单个叶片质量为 ０．０４６ ７ ｋｇ，叶片数为４３。计算模型如图１所示。
当单个叶片失谐量在１５％以内时，一阶附近在某些失谐量下失谐叶片的振动幅值比协调叶片的要大得多，而失谐量对
整体叶盘的振动在二阶频率附近的振幅影响不大。
关键词：失谐；整体叶盘；振动；响应分析
中图分类号：Ｖ２３１．９２
文献标识码：Ａ
文章编号：１６７２—２６２０（２０１０）０４－００２６埘
Ｒｅｓｐｏｎｓｅ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ａ－ｂｌａｄｅ－ｍｉｓｔｕｎｅｄ Ｂｌｉｓｋ ＺＨＵ Ｊｉｎｇ，ＨＯＵ Ｍｉｎ－ｊｉｅ，ＺＨＯＵ Ｙｕｎ—ｌａｉ，ＦＵ Ｓｈｕｎ—ｇｕｏ
（Ｃｈｉｎａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔ，Ｊｉａｎｇｙｏｕ ６２１７０３，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｏｆ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｓｔａｇｅ ｂｌｉｓｋ ｏｆ ａｎ ａｅｒｏ—ｅｎｇｉｎｅ，ｔｈｅ ｂｌｉｓｋ ｒｅｓｐｏｓｅ ｏｆ ａ ｂｌａｄｅ ｍｉｓ－ ｔｕｎｅｄ ｉｓ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ ｂｙ ｃｏｍｂｉｎｉｎｇ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ａｎｄ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ．Ｔｈｅ ａｍｐｌｉｔｕｄｅｓ ａｎｄ ｐｈａｓｅｓ ｏｆ
ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｔｗｏ ｏｒｄｅｒｓ ｏｆ ｔｈｅ ｍｉｓｔｕｎｅｄ ｂｌａｄｅ ａｎｄ”ｎｏｒｍａｌ”ｂｌａｄｅ ａｒｅ ｇｏｔｔｅｎ．Ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎｄ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ
ａｎａｌｙｓｉｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｏｒｄｅｒ ａｍｐｌｉｔｕｄｅ ｏｆ ｍｉｓｔｕｎｅｄ ｂｌａｄｅ ｉｓ ｂｉｇｇｅｒ ｔｈａｎ ｉｔ ｏｆ ｔｕｎｉｎｇ ｂｌａｄｅ ｗｈｅｎ ｍｉｓ－ ｔｕｎｉｎｇ ｌｅｖｅｌ ｏｆ ａ ｂｌａｄｅ ｉｓ ｌｅｓｓ ｔｈａｎ １ ５％ｏｆ ｍａｘｉｍｕｍ ｍｉｓｔｕｎｉｎｇ ｖａｌｕｅ．Ｔｈｅ ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｍｉｓｔｕｎｉｎｇ ｌｅｖｅｌｓ ｏｎ ｂｌｉｓｋ ａｍｐｌｉｔｕｄｅ ｉｓ ｓｍａｌｌ ａｔ ｃｌｏｓｅ ｔｏ ｔｈｅ ｓｅｃｏｎｄ ｏｒｄｅｒ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｍｉｓｔｕｎｉｎｇ；ｂｌｉｓｋ；ｖｉｂｒａｔｉｏｎ；ｒｅｓｐｏｎｓｅ ａｎａｌｙｓｉｓ
第２３卷第４期 ２０１０年１１月
燃气涡轮试验与研究
Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ ａｎｄ Ｒｅｓｅａｒｃｈ
Ｖ０１．２３．Ｎｏ．４ Ｎｏｖ．，２０１０
摘要：以某型发动机第一级整体叶盘试验件为基础，运用理论计算与试验相结合的方法研究了该整体叶盘在单叶
片失谐情况下的响应，得到了失谐叶片与“正常”叶片的前两阶振动幅值和相位。理论与试验分析均表明，该整体叶盘
万方数据
变化均较明显，而其它参考叶片受到的影响较小。一 阶固有频率及该频率下的位移几乎不变。失谐叶片 二阶同有频率下的位移随失谐量的增加变化不大， 二阶固有频率随失谐量的增加而明显减小，其它参 考叶片的频率和位移几乎不变。由此可以看出，随着 失谐量的增加．失谐叶片的固有频率明显减小；而叶 片振幅随失谐量的变化与叶片的振动阶次有关，振 动阶次越高，失谐对振幅的影响越小。一阶附近在某 些失谐量下失谐叶片的振动幅值比协调叶片的要大 得多．并且在Ａｅ－－０．１３到Ａｅ＝０．１５之间有逐渐增大 的趋势，而失谐量对整体叶盘的振动在二阶频率附 近的振幅影响不大。这一点也可以证明在集中参数 模型和连续参数模型中所得到的定性规律，即随着 振动阶次的提高．失谐因素所引起的振动将被叶盘 系统自身的振动所掩盖。可以忽略不计。 ３．２试验结果与理论计算结果对比分析