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民用飞机发动机叶片遏制评估 - CORE
摘要 涡轮发动机转子叶片非包容性失效可能造成的危害一直是各航空发动机制造商长期关注的问题，而在临界工况下对失效叶片进行全面包容也是满足转子完整性要求的重要考虑之一。通常，在发动机设计阶段需要评审涉及发动机包容能力的因素有很多，例如机匣厚度、转子支撑结构、叶片重量和形状等。然而，证明发动机包容能力的首要方法是风扇叶片脱落试验和安全裕度（MS）分析。本文基于具体的发动机模型，旨在讲解FAR Part 33中航空发动机包容性要求的要点，并介绍MS分析和风扇叶片脱落试验在发动机适航认证中的实施。通过介绍，将对业界评估发动机包容能力和准备发动机认证程序中的最终试验演示有很大帮助。 ª 2013 CSAA & BUAA.由 Elsevier Ltd. 制作和托管。
使用高次谐波叶片减少直升机振动...
高次谐波桨距长期以来一直是减少振动转子载荷和由此产生的机身振动的一种有吸引力但尚未开发的方法。这个概念很简单。大多数直升机振动源于转子叶片在绕方位旋转时遇到的不均匀速度分布。这种不均匀分布是由于叶片相对于飞行方向的方向不断变化以及转子下方的不规则涡流尾流造成的，由此产生的叶片攻角随方位的变化包含转子轴速度的每个谐波，但只有某些谐波会导致振动载荷传递到机身。许多谐波会在各个叶片上产生载荷，这些载荷在轮毂处结合时完全相互抵消。高次谐波叶片螺距，叠加在传统的零次谐波和每转一次的叶片螺距控制上，是一种选择性控制攻角谐波的方法~>。•会产生振动，
NREL 先进研究涡轮机 (ART) ART-2B 转子叶片的空气动力学设计
本报告是作为美国政府机构赞助的工作的记录而编写的。美国政府及其任何机构或其任何雇员均不对所披露的任何信息、设备、产品或流程的准确性、完整性或实用性做任何明示或暗示的保证，也不承担任何法律责任或义务，也不表示其使用不会侵犯私有权利。本文中以商品名、商标、制造商或其他方式提及任何特定商业产品、流程或服务并不一定构成或暗示美国政府或其任何机构对其的认可、推荐或支持。本文中表达的作者的观点和意见不一定代表或反映美国政府或其任何机构的观点和意见。
结构风力涡轮机叶片的健康监测静态测试
本报告是作为美国政府机构赞助的工作的说明而编写的。美国政府及其任何机构或其任何雇员均不对所披露的任何信息、设备、产品或流程的准确性、完整性或实用性做任何明示或暗示的保证，也不承担任何法律责任或义务，也不表示其使用不会侵犯私有权利。本文以商品名、商标、制造商或其他方式提及任何特定商业产品、流程或服务并不一定构成或暗示美国政府或其任何机构对其的认可、推荐或支持。本文表达的作者的观点和意见不一定代表或反映美国政府或其任何机构的观点和意见。
在不同气候和运行条件下对小型风力涡轮机叶片进行基于振动的监测。第二部分：数值基准
能够对系统的结构性能和可靠性进行评估。与叶片振动监测相关的主要技术挑战之一源于复杂的动力学和内在的不确定性，这使得基于模拟的方法难以实现。因此，振动特性的数值研究应基于可靠、有效的气动弹性模型，该模型应能够将结构部分和气动部分耦合。前者通常用等效梁单元建模，而 WT 的典型气动建模方法包括叶片单元动量 (BEM) 理论、执行器线模型、升力面板和涡流模型以及计算流体动力学 (CFD) 方法。执行器线 6 以及升力面板和涡流模型 7 旨在提供改进的尾流建模；然而，两者都各有弱点，前者需要求解 Navier-Stokes 方程，计算量大；后者由于方法的内在奇异性而存在发散问题。8 另一方面，CFD 分析正受到广泛关注，尽管目前已发现其对于大攻角不可靠。9 此外，由于计算需求的增加，它们的适用性仍然受到限制。10 因此，BEM 理论已成为预测 WT 叶片上气动载荷的标准工业实践，这归功于它能够使用翼型气动数据提供准确且计算效率高的结果。除了上述成熟的气动模型外，还提出了各种替代方法。 Zhang 和 Huang 10 对此进行了广泛的综述研究，重点关注了不稳定性问题、复杂流入效应、结构非线性以及 CFD 和气动水弹性分析。仅就气动部分而言，Lee 等人 11 提出了使用改进的条带理论进行气动弹性分析，同时还提出了一种基于谐波平衡法的气动弹性方案，12 大大减少了计算时间，并且证明比标准 BEM 方法更为稳健。13 通过使用三维模型进行数值研究，进一步研究了结冰对叶片气动行为的影响。一类更复杂的方法是基于 CFD 的分析，9,14 事实证明，这种方法与标准工业工具（如疲劳、空气动力学、结构和湍流 (FAST)）具有合理的一致性。对于结构模型，除了标准方法（包括等效梁的构造）之外，还提出了其他方法，15包括可以适应大型叶片中遇到的大多数特征的薄壁梁模型 16，例如任意层压板铺层和剪切变形，以及考虑动态载荷引起的渐进损坏的模型，17 等等。最后，Peeters 等人 18 对叶片的壳和固体有限元 (FE) 模型之间的静态行为进行了有趣的比较研究。工业应用中的大部分标准实践都包含在许多可用的气动弹性软件中，例如水平轴风力涡轮机分析和模拟程序 (PHATAS)、19 GH-Bladed、20 ASHES、21 和 FAST。22 大多数商用模拟器都基于线性弹性模型，这些模型无法考虑大位移对响应本身和风荷载的影响。虽然这些影响对于小型叶片来说可以忽略不计，但对于大型柔性叶片来说并非如此，23 它们通常会经历显著的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增加，叶片也变得更加灵活，由几何非线性引起的耦合效应变得越来越重要。24,25 在各种内部代码 26 和气动弹性建模软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代 (HAWC2) 27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT)，28,29 它本质上提供了变形梁几何的精确表示，这对于大型风力涡轮机来说越来越重要。然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛应用于飞机机翼应用。31 该公式最近才实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发了 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类缓解计算成本增加的替代方法是使用降阶模型 33,34，这可能很好地基于非线性法向模式 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中在叶片响应的耦合行为上，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。 39 最后，如任意层压板铺层和剪切变形，以及考虑动态载荷引起的渐进损伤的模型，17 等等。最后，Peeters 等人 18 对叶片的壳和固体有限元 (FE) 模型的静态行为进行了有趣的比较研究。工业应用中的大部分标准实践都包含在许多可用的气动弹性软件中，例如水平轴风力涡轮机分析和模拟程序 (PHATAS)、19 GH-Bladed、20 ASHES、21 和 FAST。22 大多数商用模拟器都基于线性弹性模型，这些模型不能考虑大位移对响应本身或风荷载的影响。虽然这些影响对于小型叶片可以忽略不计，但对于大型和柔性叶片而言并非如此，23 它们通常会出现显着的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增大，叶片也变得更加灵活，几何非线性引起的耦合效应也变得越来越重要。24,25 在用于气动弹性建模的各种内部代码 26 和软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代 (HAWC2) 27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT)，28,29 它本质上提供了变形梁几何的精确表示，这对于较大的风力涡轮机来说越来越重要。然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式的解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛用于飞机机翼应用。 31 该公式最近才得以实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出了一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法是使用降阶模型，33,34 这可能很好地基于非线性正态模态 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中于叶片响应的耦合行为，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数进行增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。39 最后，如任意层压板铺层和剪切变形，以及考虑动态载荷引起的渐进损伤的模型，17 等等。最后，Peeters 等人 18 对叶片的壳和固体有限元 (FE) 模型的静态行为进行了有趣的比较研究。工业应用中的大部分标准实践都包含在许多可用的气动弹性软件中，例如水平轴风力涡轮机分析和模拟程序 (PHATAS)、19 GH-Bladed、20 ASHES、21 和 FAST。22 大多数商用模拟器都基于线性弹性模型，这些模型不能考虑大位移对响应本身或风荷载的影响。虽然这些影响对于小型叶片可以忽略不计，但对于大型和柔性叶片而言并非如此，23 它们通常会出现显着的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增大，叶片也变得更加灵活，几何非线性引起的耦合效应也变得越来越重要。24,25 在用于气动弹性建模的各种内部代码 26 和软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代 (HAWC2) 27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT)，28,29 它本质上提供了变形梁几何的精确表示，这对于较大的风力涡轮机来说越来越重要。然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式的解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛用于飞机机翼应用。 31 该公式最近才得以实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出了一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法是使用降阶模型，33,34 这可能很好地基于非线性正态模态 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中于叶片响应的耦合行为，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数进行增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。39 最后，17 等等。最后，Peeters 等人 18 对叶片的壳和固体有限元 (FE) 模型的静态行为进行了有趣的比较研究。工业应用中的大部分标准实践都包含在许多可用的气动弹性软件中，例如水平轴风力涡轮机分析和模拟程序 (PHATAS)、19 GH-Bladed、20 ASHES、21 和 FAST。22 大多数商用模拟器都基于线性弹性模型，这些模型无法考虑大位移对响应本身或风荷载的影响。虽然这些影响对于小型叶片可以忽略不计，但对于大型和柔性叶片而言并非如此，23 它们通常会出现显著的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增加，叶片也变得更加灵活，由于几何非线性引起的耦合效应变得越来越重要。 24,25 在用于气动弹性建模的各种内部代码 26 和软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代（HAWC2）27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT) 28,29，这对于较大的风力涡轮机来说越来越重要，它本质上提供了变形梁几何的精确表示。然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式的解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛应用于飞机机翼应用。 31 该公式最近才得以实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出了一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法是使用降阶模型，33,34 这可能很好地基于非线性正态模态 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中于叶片响应的耦合行为，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数进行增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。39 最后，17 等等。最后，Peeters 等人 18 对叶片的壳和固体有限元 (FE) 模型的静态行为进行了有趣的比较研究。工业应用中的大部分标准实践都包含在许多可用的气动弹性软件中，例如水平轴风力涡轮机分析和模拟程序 (PHATAS)、19 GH-Bladed、20 ASHES、21 和 FAST。22 大多数商用模拟器都基于线性弹性模型，这些模型无法考虑大位移对响应本身或风荷载的影响。虽然这些影响对于小型叶片可以忽略不计，但对于大型和柔性叶片而言并非如此，23 它们通常会出现显著的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增加，叶片也变得更加灵活，由于几何非线性引起的耦合效应变得越来越重要。 24,25 在用于气动弹性建模的各种内部代码 26 和软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代（HAWC2）27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT) 28,29，这对于较大的风力涡轮机来说越来越重要，它本质上提供了变形梁几何的精确表示。然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式的解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛应用于飞机机翼应用。 31 该公式最近才得以实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出了一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法是使用降阶模型，33,34 这可能很好地基于非线性正态模态 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中于叶片响应的耦合行为，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数进行增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。39 最后，工业应用中的大部分标准实践都包含在许多可用的气动弹性软件中，例如水平轴风力涡轮机分析和模拟程序 (PHATAS)、19 GH-Bladed、20 ASHES、21 和 FAST。22 大多数商用模拟器都基于线性弹性模型，这些模型无法考虑大位移对响应本身和风荷载的影响。虽然这些影响对于小型叶片可以忽略不计，但对于大型和柔性叶片而言并非如此，23 它们通常会经历显著的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增加，叶片也变得更加灵活，由几何非线性引起的耦合效应变得越来越重要。 24,25 在用于气动弹性建模的各种内部代码 26 和软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代（HAWC2）27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT) 28,29，这对于较大的风力涡轮机来说越来越重要，它本质上提供了变形梁几何的精确表示。然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式的解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛应用于飞机机翼应用。 31 该公式最近才得以实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出了一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法是使用降阶模型，33,34 这可能很好地基于非线性正态模态 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中于叶片响应的耦合行为，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数进行增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。39 最后，工业应用中的大部分标准实践都包含在许多可用的气动弹性软件中，例如水平轴风力涡轮机分析和模拟程序 (PHATAS)、19 GH-Bladed、20 ASHES、21 和 FAST。22 大多数商用模拟器都基于线性弹性模型，这些模型无法考虑大位移对响应本身和风荷载的影响。虽然这些影响对于小型叶片可以忽略不计，但对于大型和柔性叶片而言并非如此，23 它们通常会经历显著的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增加，叶片也变得更加灵活，由几何非线性引起的耦合效应变得越来越重要。 24,25 在用于气动弹性建模的各种内部代码 26 和软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代（HAWC2）27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT) 28,29，这对于较大的风力涡轮机来说越来越重要，它本质上提供了变形梁几何的精确表示。然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式的解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛应用于飞机机翼应用。 31 该公式最近才得以实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出了一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法是使用降阶模型，33,34 这可能很好地基于非线性正态模态 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中于叶片响应的耦合行为，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数进行增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。39 最后，大型柔性叶片则不然，23 这类叶片通常存在显著的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增加，叶片也变得更加灵活，由几何非线性引起的耦合效应变得越来越重要。24,25 在各种内部代码 26 和气动弹性建模软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代 (HAWC2) 27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT)，28,29 它本质上提供了变形梁几何的精确表示，这对于大型风力涡轮机来说越来越重要。然而，解决典型的基于位移的 GEBT 公式的缺点之一是计算成本增加。对此问题的一种补救措施是实施混合形式公式，30 已广泛应用于飞机机翼应用。31 该公式最近才实施并得到验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法是使用降阶模型，33,34 这可能很好地基于非线性正态模态 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中于叶片响应的耦合行为，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数增强。该方法被证明可以实现显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。39 最后，大型柔性叶片则不然，23 这类叶片通常存在显著的几何非线性。此外，随着当今风力涡轮机尺寸的增加，叶片也变得更加灵活，由几何非线性引起的耦合效应变得越来越重要。24,25 在各种内部代码 26 和气动弹性建模软件中，水平轴风力涡轮机模拟代码第二代 (HAWC2) 27 提供了为数不多的非线性商用模拟器之一，它由丹麦技术大学 (DTU) 开发，将 BEM 理论与多体公式相结合以模拟几何效应。解决风力涡轮机叶片大位移问题的另一种方法是几何精确梁理论 (GEBT)，28,29 它本质上提供了变形梁几何的精确表示，这对于大型风力涡轮机来说越来越重要。然而，解决典型的基于位移的 GEBT 公式的缺点之一是计算成本增加。对此问题的一种补救措施是实施混合形式公式，30 已广泛应用于飞机机翼应用。31 该公式最近才实施并得到验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发出一种用于 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类替代方法是使用降阶模型，33,34 这可能很好地基于非线性正态模态 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中于叶片响应的耦合行为，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数增强。该方法被证明可以实现显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。39 最后，然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛应用于飞机机翼应用。31 该公式最近才实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发了 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类缓解计算成本增加的替代方法是使用降阶模型 33,34，这可能很好地基于非线性法向模式 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中在叶片响应的耦合行为上，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。 39 最后，然而，与典型的基于位移的 GEBT 公式解决方案相关的缺点之一是计算成本增加。通过实施混合形式公式 30 可以解决这个问题，该公式已广泛应用于飞机机翼应用。31 该公式最近才实施和验证 32，随后进一步与 BEM 理论融合，开发了 WT 叶片的非线性气动弹性模型。一类缓解计算成本增加的替代方法是使用降阶模型 33,34，这可能很好地基于非线性法向模式 (NNM) 的使用。35 一些最近的研究集中在叶片响应的耦合行为上，36-38 后者处理三维叶片模型的几何效应，使用子结构方法考虑这些效应，并通过模态导数增强。该方法被证明具有显著的计算效率，从而能够与结构监测数据耦合以供实时应用。 39 最后，
风力涡轮机叶片的设计、分析和测试...
摘要：本论文介绍了风力涡轮机叶片材料（E 玻璃和聚酯树脂）子结构测试的开发，以及从该测试程序中获得的初步实验结果。密歇根州立大学正在进行的研究已经建立了转子叶片材料疲劳响应的基线数据，使用试样几何形状对 10^8 个应力循环进行测试。子结构测试的必要性基于公认的工程程序，即逐步扩大规模以进行全尺寸测试。对于复合材料风力涡轮机叶片，这种方法的必要性源于缺乏针对风力涡轮机预期寿命的动态结构设计经验，在 30 年的使用寿命中接近 10^9 个疲劳循环，并且缺乏在这种循环水平上使用 E 玻璃复合材料的经验。