基于降阶模型的尾流激励下的叶片气动弹性快速分析方法

发布时间：2020-05-14 08:52

【摘要】：在航空发动机中,由于上下游叶片的相对旋转,使得下游叶片长期受到上游叶片周期性尾流的冲击,从而导致下游叶片出现气动弹性振动甚至疲劳最终导致叶片损伤。随着计算机技术的发展,高性能的数值模拟方法成为除实验方法外,研究尾流激励下的叶片气动力和气动弹性问题的另一种可靠的技术手段,但是其计算量大,耗时久。因此,如何提高数值模拟方法的计算效率成为了众多研究人员研究的热点。本文在回顾叶片气动弹性数值计算的发展过程和分析方法的基础上,结合降阶模型方法和影响系数法对上游尾流激励下的叶片气动力和叶片气动弹性振动进行了研究。本文的主要工作如下:本文首先基于谐波平衡法,对尾流激励下的叶片周围流场进行了研究,提出了尾流激励的叶片气动力降阶模型方法,并结合叶片质心结构运动方程,建立了尾流激励下的叶片流固耦合分析方法。结果表明:本文所提出的气动力降阶模型方法和基于气动力降阶模型的尾流激励的叶片流固耦合方法能快速准确的分析尾流激励下的叶片响应。同时通过对尾流激励的叶片气动力降阶模型方法的深入研究,发现小扰动情况下,尾流谐波引起的叶片气动力谐波振幅和尾流谐波振幅之间存在一个影响系数,该影响系数又只与尾流频率有关。基于这一发现,本文进一步提出了基于气动力降阶模型的尾流激励的叶片气动力影响系数模型方法。该方法首先得到若干谐波尾流引起的叶片气动力谐波振幅与尾流谐波振幅之间的影响系数,并拟合出这些影响系数与尾流频率的关系曲线;通过关系曲线插值出任意尾流激励下的叶片气动力影响系数,从而得到任意尾流激励下的叶片气动力谐波振幅,再由气动力降阶模型得到任意尾流激励的叶片气动力。在此基础上,结合叶片质心结构运动方程提出基于气动力影响系数模型的尾流激励的叶片流固耦合分析方法。计算结果表明:本文所提的基于气动力降阶模型的尾流激励的叶片气动力影响系数方法和基于气动力影响系数模型的尾流激励的叶片流固耦合方法能快速精确的分析给定频率范围内的任意尾流激励下的叶片气动弹性响应。
【图文】：

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图 0.1 进口导流叶片尾流示意图当航空发动机内部上下游叶片相对转动时，上游叶片流场的尾流会使下游叶片表面气动力产生周期性振荡[12-16]，引起叶片强迫振动[17-19]，甚至导致叶片疲劳破坏[20-21]。因此，上游尾流激励下的航空发动机叶片的气动弹性问题得到了各国研究人员的重视。研究人员发现[5]：在上游尾流的周期性和非均匀性激励下，下游叶片会出现三种激励特征，即（1）上游尾流对下游叶片激励过程中期主频分量是叶片产生振动应力的决定性因素；（2）上游尾流的幅值大小和叶片振动应力的大小成正比；（3）上游尾流激励的平衡值（即尾流激励的定常压力值）与叶片振动应力的强度密切相关。早期研究航空发动机上游尾流激励下的叶片气动弹性主要是通过实验分析完成的

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示为傅里叶级数形式，从而将非线性系统简化为一个上下游干涉的主要形式之一，因此，上游尾流具有强对下游叶片的冲击和激励，会使得下游叶片产生严重上述特性，本章根据谐波平衡法的上述特点提出了尾法，来对上游尾流激励下的叶片气动力进行研究。法的尾流激励的叶片气动力降阶模型，本章以二维叶片为例，介绍尾流激励的叶片气动力由于上下游叶片的相对转动，上游尾迹以速度在进，叶片表面流场发生周期性振荡，使得叶片表面气动
【学位授予单位】：中北大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V231

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