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。
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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。