在工程实践中发现叶盘结构存在一种新的失谐——预紧力失谐,基于一个含预紧力的叶盘结构连续参数模型,对比分析了预紧力失谐和刚度失谐下叶盘结构的振动特性,揭示了预紧力失谐对叶盘结构振动响应局部化的影响规律。研究发现,预紧力失谐不会导致模态局部化,但能导致叶盘结构出现振动响应局部化,在相同失谐强度下,预紧力失谐所导致的叶盘结构振动响应局部化程度与固有参数失谐相当。因此,预紧力失谐不能通过传统的检测手段如模态实验来发现。这些结果一方面完善了失谐叶盘结构的研究内容,一方面为叶盘结构的设计和制造提供了理论指导。

针对简单遗传算法收敛速度慢及易产生＂早熟＂的问题,对遗传算法选择算子和变异算子进行了改进。基于改进遗传算法,对随机失谐叶盘结构的压电控制回路进行了二模式和四模式优化,对比分析了两种优化电路对叶盘结构振动的控制效果及成本。研究结果表明,相比谐调压电控制回路,优化后的二模式和四模式主动失谐控制回路都有更好的振动控制效果,且二模式回路成本更低;改进遗传算法收敛速度快,优化结果具有全局性;叶片刚度失谐强度对主动失谐压电控制回路的振动控制效果有明显的影响。

针对曲率模态不能识别结构端部单元损伤的问题,提出了改进的曲率模态识别模型。叶盘是航空发动机结构非常重要的部件之一,若其发生故障将对发动机安全运转造成严重的威胁。而曲率模态对结构故障具有很强的敏感性,运用曲率模态方法,从不同的损伤位置以及不同的损伤程度这两方面比较了叶盘模态振型变化情况,并且用改进的曲率模态方法对结构端部进行计算。数值计算结果表明:当发动机叶盘受到损伤,位移模态和结构频率难以有效反映出结构的损伤位置,各阶固有频率会下降;曲率模态方法能有效反映出结构损伤状况,曲率在损伤处发生突变现象,并能对损伤程度给出定性的描述;而改进的曲率模态识别模型能够识别出结构端部的损伤故障。这为航空发动机叶盘结构的损伤检测提供了理论依据。