航空发动机相关论文
航空发动机性能及故障诊断技术研究
航空发动机性能及故障诊断技术研究近年来，随着航空事业的快速发展，航空安全也成为了一个备受关注的问题。
而航空发动机是航空器的核心，其性能和故障诊断技术的优化和改进成为了航空工业的重中之重。
本文将会探讨航空发动机性能及故障诊断技术研究的现状、问题和未来发展方向。
一、航空发动机性能研究航空发动机是航空器的重要动力装置，其性能的好坏直接影响着飞机的速度、载重能力和燃油消耗率等。
在飞机设计的过程中，航空发动机的性能表现也是设计师们十分关注的一个问题。
因此，航空发动机性能研究是一个极其重要的领域。
航空发动机性能的研究主要包括以下几个方面：1.燃油消耗率的优化燃油消耗率是航空发动机性能优化中的一个重要指标。
通过改进设计和改进工艺等手段，可以降低航空发动机的燃油消耗率，以实现更高效的性能表现。
2. 减少排放的目标环保和能效一直是航空工业发展的两大主题，航空发动机的建设也不例外。
因此，如何减少航空发动机的排放量成为了当前研究的重点。
3.提高推力和动力性能推力和动力性能是航空发动机的核心，是其最主要的功能之一。
因此，研究如何提高推力和动力性能，来提升航空发动机性能是十分必要的。
二、航空发动机故障诊断技术研究随着科技的发展，航空发动机故障诊断技术水平也在不断提高。
航空发动机故障一旦发生，会对航班的正常运行带来极大的影响，因此如何有效诊断并修复故障也成为了研究热点。
航空发动机的故障包括机械、电气、能源系统等多个方面。
现在，在航空发动机故障诊断技术研究上我们主要采用以下方法：1.上机故障诊断技术在机上进行故障诊断技术可以帮助工程师更快速、准确地查找故障的源头。
这些技术可以通过独特的FPGA逻辑设计算法，抽取航空发动机的数值信号特征。
在飞行中进行实时监控和数据处理，以便提前发现潜在的故障隐患。
2.人工智能技术当前，人工智能技术也被广泛应用于航空发动机故障诊断技术。
通过各种算法模型，将已经发生过的机械故障、电气故障以及能源系统故障存储在库中，利用生成式模型对新的故障现象进行诊断的同时，根据已经发生的故障及其原因，自动提供解决方案，以便更加快速、准确地解决航空发动机故障诊断问题。
简析航空发动机论文
航空发电机性能试验系统的设计与实现摘要:简要介绍了航空发电机的结构、电压调节原理及性能试验系统的组成。
详细阐述了其中新型发电机数控调压器电路与控制算法的设计、实现。
该系统已成功应用于运7、伊尔76、波音737、某新型战斗机恒装组合发电机等多机型的维修试验中。
关键词:调压器,数控,航空发电机交流无刷发电机是各类现代飞机普遍采用的负电源，在定检及维修后，需要经过严格的性能试验才可投入使用。
航空发电机维修和生产厂家都拥有专门的试验系统，其基本环境通常包括：① 拖动台。
固定调试发电机，为被试发电机提供工作动力；② 调压装置。
用于稳定发电机的输出输入电压；③ 负载装置。
按试验要求给被试发电机加负载；④ 检测发电机各项性能的仪器仪表及试验环境控制装置。
发电机性能试验主要包括加卸载试验、稳定性试验及加减速试验等。
试验内容主要是在不同幅度的阶跃负载变化、不同稳定转速加额定负载以及额定负载加一定的角加速度等条件下，测量发电机输出电压动态特性、稳态电压、电流、工作温度等参数。
试验参数及技术指标要符合被试发电机维修手册的规定。
目前国内普遍采用传统仪表和手动控制设备完成发电机试验过程，技术手段落后，无法记录试验过程中有关参数的动态过程，对发电机整体性能评价不够全面。
同时，为了保证试验过程对发电机电压稳定性和恢复时间的要求，各个厂家大都采用机载调压器构成试验系统的自动调压回路。
机载调压器价格十分昂贵，并且一种调压器只能对应一种型号的发电机，所以试验成本很高。
由于工艺烦琐，采用手动控制，试验的能耗和可靠性问题也较突出。
为此，我们设计实现了两级微机控制的自动试验系统（HDC-1型航空电源计算机试验系统），其中的数控调压器能够在上位机控制下整定控制参数，可以适应多种航空发电机的试验要求，大大减少了试验成本，也实现了试验工艺过程的自动化。
1 航空发电机计算机试验系统结构原理航空交流无刷发电机的构成原理如图1所示，基本组成部分包括：主发电机、交流激磁机、副激磁机及与之配套的机载调压器(用于保证输出电压的稳定性)。
航空发动机技术创新研究
航空发动机技术创新研究作为航空科技领域的重要组成部分，航空发动机技术创新一直受到广泛关注。
随着全球经济和技术的发展，航空领域的技术创新步伐也在不断加快。
近年来，随着新一代航空发动机技术的不断推陈出新，更加高效、环保、安全的航空发动机成为了行业技术发展的重点。
本文将从几个不同的角度出发，深入探讨航空发动机技术创新研究的热点问题。
一、新一代航空发动机技术的发展趋势新一代航空发动机的基础是先进的材料和制造技术。
当今，发动机先进材料的研发和应用成为了发动机技术创新领域的一大热点。
高温合金、复合材料、先进的涂覆技术等先进材料和制造工艺的应用，使得新一代发动机拥有了更强的使用寿命和可靠性。
在新材料的基础上，大型商用喷气式飞机发动机的研发重点是提高推力、减少油耗和减少噪音污染。
二元叶片、轻量化、智能化、高压缩比等技术，是现代航空发动机技术创新必须关注的方向。
二、航空发动机技术创新在环保方面的发展航空发动机排放污染是当前航空业面临的一大问题。
航空发动机排放污染主要包括二氧化碳、氮氧化物、硫氧化物、颗粒物和噪音等。
经过多年的研究和探索，新一代航空发动机的研发重点之一便是要解决航空发动机排放污染的问题。
例如，先进的质子交换膜燃料电池发动机、半焚烧气涡发动机、涡轮扩散燃烧发动机、双套式涡扇喷气式发动机等，都是解决航空发动机排放污染问题的创新技术方向。
在新一代碳中和的大力推广和氢燃料电池技术的逐渐成熟的形势下，航空发动机这一传统高污染领域仍有很大的发展空间。
三、智能化航空发动机技术的创新探索智能化技术的高速发展促成了智能化航空发动机的研制与应用。
智能化技术的应用使得航空发动机具有更高的可靠性和稳定性，并可以帮助机组人员及时掌握发动机的工作状态。
例如，智能化诊断系统可以通过采集各个传感器的数据，分析航空发动机的状态，提高航空发动机排除故障和维护保养的效率，提高机组人员的工作效率和工作质量。
四、航空发动机技术创新的国际竞争状况随着经济全球化进一步推进，各国的航空业竞争愈趋激烈，航空发动机技术创新的国际竞争也日益加剧。
航空航天论文500字
航空航天论文500字
航空航天的发展离不开航空发动机发展的支持，发动机对于飞机而言就像心脏对于我们人类一样重要，离开了发动机，飞机就成为了空壳，没有任何用处，所以发动机才是飞行器的核心，发展飞行器虽然要求各方面的技术均衡发展，但是就目前的发展状况来看，发动机技术的发展速度明显落后于其他各方面技术的发展，故发动机的技术在某一个层面上也代表了航空工业的发展现状。
从飞机诞生到其被用于战争，世界各国都意识到了飞机将带给世界的巨大影响，于是纷纷开始发展航空飞行器，于是一个更深层面的技术发展拉开了帷幕，它就是发动机的技术研究。
二. 航空发动机的发展历史
1. 活塞式发动机的发展
很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。
最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。
到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。
世界上首架飞机是由美国莱特兄弟制造出来的。
在当时大多数人认为飞机依靠自身动力的飞行完全不可能，而莱特兄弟确不相信这种结论，从1900年至1902年他们兄弟进行1000多次滑翔试飞，终于在1903年制造出了第一架依靠自身动力进行载人飞行的飞机“飞行者”1号，并且获得试飞成功。
他们因此于1909年获得美国国会荣誉奖。
同年，他们创办了“莱特飞机公司”。
这是人类在飞机发展的历史上取得的巨大成功。
1903年12月17日莱特兄弟驾驶他们制造的飞行器员进行首次持续的、有动力的、可操纵的飞行。
发动机毕业论文
发动机毕业论文发动机毕业论文引言：发动机是现代交通工具的核心部件，其性能和可靠性直接影响着整个交通系统的运行效率和安全性。
作为一名毕业生，我选择了发动机作为我的毕业论文的研究对象。
通过对发动机的深入研究和分析，我希望能够为未来的汽车工程师提供一些有价值的参考和启示。
一、发动机的基本原理发动机是将燃料的化学能转化为机械能的装置。
在论文的第一部分，我将详细介绍发动机的基本原理和工作过程。
首先，我将解释燃烧室中的燃烧过程，包括燃料的混合和点火过程。
然后，我将讨论气缸压缩和爆发力对发动机性能的影响。
最后，我将介绍发动机的排气过程和废气处理技术。
二、发动机的性能参数在论文的第二部分，我将重点研究发动机的性能参数。
这些参数包括功率、扭矩、燃油效率等。
我将介绍如何测量和计算这些参数，并分析它们对发动机性能的影响。
此外，我还将讨论如何通过改变发动机的设计和调整参数来提高其性能。
三、发动机的材料和制造工艺发动机的材料和制造工艺对其性能和可靠性有着重要影响。
在论文的第三部分，我将研究不同材料在发动机中的应用，并分析其优缺点。
我还将介绍发动机的制造工艺，包括铸造、锻造和加工等。
通过对这些内容的研究，我希望能够为未来的发动机设计和制造提供一些有益的建议。
四、发动机的故障诊断和维修发动机的故障诊断和维修是汽车维修技术的重要组成部分。
在论文的第四部分，我将研究不同类型的发动机故障，并介绍常用的故障诊断方法。
我还将讨论发动机维修的基本原则和技巧。
通过对这些内容的研究，我希望能够为未来的汽车维修技术人员提供一些实用的指导。
五、发动机的发展趋势和挑战发动机技术一直在不断发展和创新。
在论文的最后一部分，我将展望未来发动机的发展趋势和面临的挑战。
我将讨论新能源发动机、智能化技术和环保要求对发动机技术的影响。
同时，我还将探讨如何应对这些挑战和提高发动机的可持续发展能力。
结论：通过对发动机的深入研究和分析，我对发动机的工作原理、性能参数、材料和制造工艺、故障诊断和维修等方面有了更深入的了解。
航空毕业论文(导师精推范文10篇)
航空主要是指飞行器在地球大气层（空气空间）中得飞行（航行）活动，本篇文章就想大家介绍一些航空毕业论文，让大家参考一下其论文得写作技巧，希望对大家得毕业论文写作有所帮助。
航空毕业论文导师精推范文10篇之第一篇：航空发动机研制过程中项目管理技术探究---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------感谢使用本套资料，希望本套资料能带给您一些思维上的灵感和帮助，个人建议您可根据实际情况对内容做适当修改和调整，以符合您自己的风格，不太建议完全照抄照搬哦。
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------摘要：航空工业得发展一直是各个国家探索和研究得核心部分，其直接体现出一个国家得科技综合水平以及国防实力得强弱。
而航空发电机则是航空工业发展得关键环节，是一项具有复杂性和先进性工程技术类型，因此航空发动机得研制具有巨大得难度以及技术含量，为了实现其有效和持续性发展，一定要做好研制中得项目管理，下面，文章就针对航空发动机研制过程中项目管理技术进行探究，希望对其研制项目管理提供帮助。
关键词：航空工业; 发动机; 研制过程; 项目管理技术;Abstract：The development of aviation industry has been the core part of each country's exploration and research, which directly reflects a country's comprehensive level of science and technology and the strength of national defense. The aviation generator is the key factor of promoting the development of aviation industry, is a type is complex and advanced engineering technology, thus the development of aircraft engine has great difficulty and technology content, in order to achieve the effective and sustainable development,must be developed in the project management, below, in this paper, in view of theproject management in the course of the development of aircraft engine technology, hope to help the development of project management.Keyword：aviation industry; engine; development process; project management techniques;前言在航空飞机中，发动机是其心脏，发动机质量直接对飞机飞行得可靠性和经济性具有巨大得影响。
飞机发动机毕业论文
长沙航空职业技术学院2011届毕业设计（论文）怎样发动机防止喘振姓名：黄驰系别：航空装备维修工程系专业：飞机发动机班级：发动机0903班学号： 34号指导教师：周竑长沙航空职业技术学院2012年03月13日目录内容摘要 (7)关键词 (7)前言 (8)一喘振的定义1.1压气机工作原理 (9)1.1.1基元级速度三角形 (9)1.1.2增压原理 (10)1.2喘振的定义 (11)1.3喘振的表现及危害 (12)1.4事故案例 (12)二造成发动机喘振的原因2.1气流分离 (13)2.2叶片槽道的扩压性 (15)2.3旋转失速 (15)2.3.1旋转失速的定义 (15)2.3.2低速气流区的生成 (16)2.3.3旋转失速分类 (16)2.3.4旋转失速的主要特征 (16)2.3.5旋转失速的影响 (16)2.3.6旋转失速与喘振的关系 (16)3.2通过设计喘振控制系统来防止喘振的发生 (17)3.2.1压气机中间级放气 (17)3.2.2可旋转导向叶片 (18)3.2.3控制供油规律 (20)3.3正确操作, 精心维护发动机 (20)3.4 战斗机发射武器时发动机喘振采取的措施 (20)3.5 飞行过程中发动机喘振采取的措施 (21)3.5.1 副油路节流嘴直径（压降）对主调节器的影响 (22)3.5.2 升压限制器投入工作点对防喘切油的影响 (22)3.5.3 定压源不稳定对防喘切油过程的影响 (22)3.5.4 副油路节流嘴直径改变对主油路节流嘴影响 (22)3.5.5 层板节流器流量对防喘切油的影响 (22)四总结 (23)五致谢 (24)六参考文献 (24)毕业论文（设计）任务书学生姓名黄驰学号200900153034专业飞机及发动机维修指导教师姓名周竑指导教师单位长沙航空职业技术学院一、论文(设计)题目：怎样防止飞机发动机喘振二、论文（设计）要求：常见故障、故障产生的原因、排除故障的措施。
飞机发动机系统——毕业论文
摘要飞机发动机，为飞机提供飞行时所需动力，用来产生拉力或推力，使飞机前进。
其次还可以为飞机上的用电设备提供电力，为空调设备等用气设备提供气源。
作为飞机的心脏，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性。
飞机发动机这里说的是民用飞机的，一般分为三种：活塞式航空发动机，燃气涡轮发动机，冲压发动机。
飞机发动机在航空运营中所起的作用是巨大的，其地位仅次于飞机而且发动机的研发是航空技术中最具难度的，如果航空是工业皇冠的话，发动机就是皇冠上的明珠。
一个国家发动机水平体现该国的航空技术水平。
关键词：活塞式航空发动机，燃气涡轮发动机，冲压发动机,飞机发动机的前景The plane engine, to provide power for the flight to the plane, used to generate pull or push, make the plane forward. Second, the plane engine can also provide power for electrical equipment, air supply for gas equipment such as air conditioning equipment. In the heart of the plane, it directly affects the performance, reliability and economy of aircraft.Aircraft engine of civilian aircraft, are generally divided into three types: piston aircraft engine, gas turbine engine and ramjet.Aircraft engine in the role of the air is huge, its is second to aircraft and engine research and development is the most difficult in the aviation technology, if air is industrial crown, the engine is the crown jewel. The E ngine’s level can reflect the country's aviation technology.Keywords: piston aircraft engine, gas turbine engine and ramjet, the prospect of the aircraft engines目录第1章飞机发动机的种类及组成 (1)1.1 飞机发动机的分类 (1)1.2 飞机发动机的结构组成 (3)第2章飞机发动机主要系统和设备的工作原理 (5)2.1 压气机的功用 (5)2.2 燃烧室的基本原理 (6)2.3 涡轮 (7)第3章燃气涡轮发动机常见问题 (9)3.1 汽轮机汽缸漏气原因 (9)3.2 涡轮叶片断裂原因及预防措施 (10)3.2.1 断裂原因 (10)3.2.2 预防措施 (12)第4章发动机的研究现状及发展 (14)参考文献 (15)致谢 (16)第1章飞机发动机的种类及组成1.1 飞机发动机的分类飞机发动机，为飞机提供飞行时所需动力，用来产生拉力或推力，使飞机前进。
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the MSC/NASTRAN image superelement technology. The results show that the calculation
results is identical to the results of integral model used and the time of multiple cluster
为使计算结果更加接近实际 情况，可以对 1 联中所有叶片全 部建立有限元模型，进行计算分 析。但由于叶片的形状较复杂，特 别是空心气冷涡轮导向叶片的， 即使对单个叶片划分网格，其节 点数量就已经很多，若考虑全部 叶片则计算规模更加庞大，对计 算所用的软、硬件条件要求较高。 另外，叶片所受的载荷(包括气动 力与温度等)也很复杂，需考虑不 同位置叶片间的坐标变换与重复 施加问题等，大大增加了前期数 据处理准备的工作量，使计算周 期延长。
小叶片的变形。但在进行强度分 等方面的困难。
界条件时，无法考虑相邻叶片刚
析时，需要将其作为 1 个整体来 考虑，这给分析带来了一定的难
2 静子叶片强度分析方法
度的影响，计算的变形与应力值 偏高，在大多数情况下计算的静
度。
对静子叶片进行强度分析常 子叶片均无法满足强度的要求；
本文根据多联装静子叶片的 用的方法是建立 1 个叶片有限元 周期性边界条件是使叶片上、下
2009 年 第 35 卷 第 3 期 Vo l.35 No .3 J u n .2009
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影像超单元技术在航空发动机静子 叶片强度分析中的应用
曹 航，柏汉松，周柏卓 （沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）
摘要: 为解决航空发动机静子叶片数目较多、结构较复杂，在强度分析时整体计算 模型的规模较大，计算耗费时间较多的问题，利用 MSC/NASTRAN的影像超单元技术，只需 建立 1 个叶片的有限元模型就可进行 1 联叶片的整体分析。实际分析的结果表明：计算 结果与采用整体模型的相同，大大节省了多联装静子叶片强度分析的时间。
单片模型
①号叶片 ②号叶片 ③号叶片 ①号叶片 ②号叶片 ③号叶片 ①号叶片 ②号叶片
0.648 0.591 0.631 0.648 0.591 0.631 0.18 1.08
注：叶片编号同图 4 所示的。
（b）②号叶片
（c）③号叶片 图 5 超单元计算结果
（下转第 49 页）
黄爱萍等:某型发动机压气机转子叶片叶尖裂纹故障排除方案试验验证
曹航（1971），男，高级工程师，从 事航空发动机静子叶片强度设计。
收稿日期：2008- 11- 17
(Shenyang Aeroengine Research Institute， Shenyang 110015， China) Abstract: The finite element model of a blade was built to perform integrated analysis of the cluster blades for solving more and complicated stator blades, large scale of integral calculation models and the more time consuming calculation for strength analysis by using
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4 优于其它 3 种方案，具备可行 性。因此对原型与方案 4 进行台架
表 3 原型叶片与方案 4 故障模态动 频动应力对比试验结果
4 结论
动频动应力对比试验。 台架实测能够充分反映在发
动机工作时的叶片的应力水平。针 对故障振型，在原型叶片和削角叶 片上布点，分别进行试验。此级叶 片前端第 1 级整流叶片为 36 片， 其尾流是此级叶片的激振源，也即 叶片振动为 K=36 倍频的振动。在 故障模态下测到的原型叶片最大
（10）
aKaa a= aK aa a+ aGoa aT aKoa a（11）
{Pa }={P a }+[Goa ]T{Po } （12）
在式(12)中，{Pa }是作用在边
界点上的载荷，由 2 部分组成：1Leabharlann 部分是直接作用在这些点上的外
载荷{P a }；另 1 部分是超单元内部 载荷作用在边界点上的约束反力 [Goa ]T{Po }。
结构特点，利用影像超单元分析 模型，在两侧的切割边界上采用 缘板两侧面相对应的节点在各方
技术，既考虑了联装叶片整体结 自由或周期性边界条件，并在叶 向上的位移一致，实际上模拟的
2009 年 第 35 卷 第 3 期 Vo l.35 No .3 J u n .2009
是整环结构的叶片。而多联装静 子叶片 （如图 1 所示） 大多数为 3～5 个叶片 1 组，其叶片上、下缘 板自由，同 1 联中不同叶片的变 形与应力是有差别的。
图 1 多联装静子叶片结构示意图
因此，多联装叶片的实际变 形与应力情况应该介于自由与周 期性边界的中间，但这 2 种边界 条件的计算结果相差很大，而实 际叶片的变形与应力情况与同 1 联中叶片的数量、形状以及上、下 缘板情况等许多因素相关，依据 这 2 种边界条件的计算结果进行 分析很难判断多联装叶片是否满 足强度的要求。
{Ua }对内部点的影响。式(9)就是由
上述 2 种位移迭加，求出超单元
内部点位移的基本方程式。
按式(9)建立所有超单元求解
内部点的位移方程后，其边界点
的位移{Ua }可以根据边界上的平
衡条件，按以下步骤求出。
将式(6)、(8)代入式(3)的{Uo }
中，得边界点位移的计算方程式，
为
其中
[Kaa]{Ua}={Pa}
气机整流叶片和涡轮导向叶片)一
般采用多联装的结构方案，将多
个叶片通过内、外环连接在一起， 构的影响，使计算结果更加真实, 身的盆背侧施加压力载荷。但这 2
并固定在机匣上。这种结构既方 又避免了一般整体计算所面临的 种边界条件都与多联装叶片的实
便叶片拆装，又可以提高刚性、减 重复建模、加载与计算规模过大 际情况有较大的区别:采用自由边
（2）从 降 低 振 动 应 力 水 平 上 来看，方案 4 优于其它 3 种方案， 叶盆和叶背下降幅度分别为 54.7%和 32.6%；方案 3 次之，方 案 1 的效果不显著。
（3）采用方案 4，可使叶片台
振动应力为 355 MPa，相应的共振
架动应力水平最多下降 60.6%，低
转速为 7171 r/min，而叶片按方案
3 超单元分析方法
鉴于上文所述的情况，本文
提出利用 MSC/NASTRAN 的影像
(Image)超单元分析功能，将 1 联
中的每个叶片都定义为 1 个超单
元，但只划分 1 个叶片的网格作
为主超单元(Primary)，其余叶片作
为影像超单元，只定义外部节点，
不需要划分网格，与主超单元使
用相同的刚度矩阵，避免了由网
aK aa aaUa a+ aKao aaUo a= aP a a（3）
aKoa aaUa a+ aKoo aaUo a= aPo a（4）
由式(4)解出超单元内部点的位移
aUo a的表达式，为
{Uo}=[Koo]-1{Po}- [Koo]-1[Koa]{Ua}（5） 对上式右侧的 2 部分别定义，为
由式(10)计算出边界点的位移
o
{Ua }，然后将其代入式(5)计算{Uo }， 并与式(6)固定超单元边界点后计
o
算出的内部位移{Uo }迭加，就可以 求出超单元内部节点的位移{Uo }。
由于在超单元分析中未作任 何简化与假设，因此其计算结果 与常规的静力分析完全相同。但 从计算过程来看，不需要生成整
但对于多联装叶片，由于前 1 个叶片的右边界与后 1 个叶片的 左边界是重合的，它们的节点相 同，是同时属于 2 个超单元的外 部点，应该分别在 2 个超单元的 局部坐标系中定义(如图 2 所示)。 但由于 1 个节点只能在 1 个坐标 系下定义，对于多联装静子叶片的 这种结构特点，如果不作特殊处理 就无法满足超单元分析的要求。
试验 最大应力 共振频率 共振转速 参数 值 /MPa /Hz （/ r/min）
Δ - 60.6% 11.5% 11.5%
注：Δ 为叶片按方案 4 改进后与原型
比较的变化量；
除最大应力变化量 Δ= fp4 外，其余 fy
Δ= fp4- fy ，f 为表中相关物理量。 fy
（1）4 种排故方案均能调频而 避开共振，但方案 3、4 的效果较 为显著，大于 10%。
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图 4 3 联装叶片整体模型计算结果 （a）①号叶片
图 2 静子叶片超单元定义
为解决这一问题，在超单元 边界的同一位置上定义 2 个节 点，分属于不同的超单元，并用其
（a）3 联装叶片 （b）单个叶片 图 3 静子叶片有限元网格 表 1 最大变形计算结果 mm
整体计算 模型
超单元计 算模型
o
-1
{Uo }=[Koo ] {Po }
（6）
-1
{Goa }=- [Koo ] [Koa ]
a
-1
{Uo }=[Goa ] {Ua }
（7） （8）
则式(5)可简化为
o
a
{Uo }={Uo }+{Uo }
（9）
o
式中：{Uo }相当于在固定超单元
边界点位移{Ua }时计算所得的内
a
部点位移；{Uo }相当于边界点位移
关键词：多联装静子叶片；航空发动机；强度；MS C/NAS TRAN；影像超单元技术
Application of Image Superelement Technology for Strength