高速转子连接结构刚度损失及振动特性

高负荷航空发动机转子的转速和支点跨度不断加大,使得转子弯曲刚度下降,并在工作中具有一定弯曲变形。转子弯曲变形时,连接界面会存在刚度损失,需考虑转子弯曲变形对连接界面刚度特性及转子系统振动特性的影响。提出了定量描述连接界面刚度损失的力学模型,并针对非连续转子系统的动力学设计,提出了基于应变能分布优化的连接结构刚度损失抑制方法。数值仿真结果表明:转子弯曲变形下,连接界面刚度损失显著,会使转子弯曲临界转速大幅降低;通过转子应变能分布优化设计可有效降低连接界面刚度损失对转子系统振动特性的影响,对转子系统振动特性优化设计具有重要的指导意义。      

基于可靠性的CFRP螺栓连接优化设计方法

螺栓连接是复合材料结构的薄弱环节。因此，螺栓连接部位的设计是先进复合材料结构设计的关键之一。将修正特征曲线方法和随机参数统计模型结合，建立了碳纤维增强复合材料（CFRP）螺栓连接失效载荷的概率分析模型，进而以关键影响参数为设计变量，以可靠度指标为约束，以连接结构质量为设计目标，发展了基于可靠性的CFRP螺栓连接优化设计方法。采用正交试验设计方法建立基于可靠性的螺栓连接优化设计计算方案，优化结果表明:关键影响参数X_C为2 450 MPa、t_ply为0.174 mm、E₁₁为225 GPa时的设计方案为螺栓连接最佳设计方案，该方案使得外载荷为17.5 kN时，螺栓连接可靠度由0.998提高到0.999 999以上，同时使得连接结构的质量下降了6.44%。      

复合材料混合连接结构拉伸性能与影响因素分析

胶螺混合连接设计适当,能够提高结构的连接效率.针对复合材料胶螺(螺钉)混合连接结构中存在的分析与设计问题,在ABAQUS软件平台上建立了损伤累积三维有限元模型,其中考虑了胶层物理非线性以及非线性接触等问题,连接结构拉伸强度及损伤破坏过程的计算结果与试验结果基本吻合,证明了所建模型的有效性.在此基础上,研究了复合材料层合板端头翻边、胶层厚度、胶层韧性以及接触面摩擦系数等因素的影响.结果表明:复合材料层合板端头翻边对混合连接结构具有增强作用,能够提高结构的拉伸强度;韧性胶层能够提高结构的拉伸强度,但胶层厚度对结构的强度基本没有影响;螺钉杆与连接孔接触面间摩擦系数越大,连接结构的拉伸强度越高.     

航空发动机整机有限元模型转子动力学分析

现代航空发动机在工作中不断变化的机械激振,气动激振频率越来越复杂,这使得对航空发动机振动分析必须考虑各结构间的动力影响.因此,利用能够考虑陀螺力矩影响,基于NASTRAN中实体单元编制的转子动力特性计算程序,对发动机整机进行了动力特性计算.首先对转子支承结构传递函数(动刚度)进行计算,并进一步研究其对转子动力特性的影响;分析比较基于不同单元模型计算时,盘轴耦合振动及盘轴连接处的角刚度对转子动力特性的影响,证明了基于实体单元的整机模型能够准确考虑各种振动模态.最后,在分析中发现了高阶转子弯曲振动模态与机匣振动耦合现象及其变化规律,在计算分析的基础上研究了在考虑机匣振动耦合时转子系统临界转速的确定方法.      

动力涡轮转子结构系统力学特性稳健设计方法

航空涡轴/涡桨发动机动力涡轮转子是典型多支点支承、具有连接界面、质量/刚度分布不均匀的高速柔性转子系统,其连接结构力学特性和支承刚度的分散性可导致转子系统动力特性恶化。针对典型动力涡轮转子结构系统,指出不可恢复滑移、疲劳、摩擦等连接界面接触损伤是连接结构力学特性产生分散性的内在原因,提出了接触状态系数、接触应力、不可恢复变形能和接触摩擦功等工程适用的定量评估参数。通过对多支点柔性转子-支承系统临界转速分布及其对各支点支承刚度敏感度的影响规律分析,提出了基于支承刚度低敏感区择优的动力特性稳健设计方法,所提方法提高了转子结构系统的稳健性。      

涡轮轴断裂条件下空气系统强瞬变过程分析

建立了针对空气系统强瞬变过程的控制方程及模块化仿真模型,该模型包括构成瞬态空气系统网络的4类基本元件:容腔元件、节点元件、管道元件和节流元件。上述基本元件及其组合单元的仿真结果与公开的文献数据能够较好的吻合,证明该模型能够模拟容积效应、惯性力作用占主导的强瞬变空气系统演化。在此基础上,仿真分析了某型航空发动机高压涡轮(HPT)轴断裂失效条件下的空气系统强瞬变过程。结果表明,涡轮轴的断裂失效能够引起空气系统内部复杂响应过程,并能导致涡轮盘所受的轴向力反向。该瞬态空气系统模型成功模拟了气流参数毫秒时间量级的动态响应,为深入研究航空发动机内部复杂空气系统的瞬变机理提供了有效的技术手段。      

基于蒙特卡罗模拟的航空发动机故障风险预测

针对航空发动机结构复杂、故障模式多样,传统故障风险预测方法难以实现的现状,基于蒙特卡罗模拟技术,给出了航空发动机故障风险预测方法,用于评估发动机各个部件在未来发生故障的可能性.针对航空发动机故障数据的特点,以威布尔分布建立故障概率模型,利用中位秩回归参数法,估计威布尔分布参数.利用乘同余组合发生器与反变换法相结合的方式产生满足威布尔分布的随机数.在单故障模式风险预测的基础上,给出了多种故障模式并存的航空发动机风险预测方法,并且给出了蒙特卡罗模拟步骤和算法,针对实例,对比发动机厂商提供的预测数据,验证了算法的有效性与蒙特卡罗模拟方法在航空发动机故障风险预测中的可用性.      

基于有限元仿真的航空整体结构件变形校正

针对航空整体结构件变形复杂、校正效果难以定量预测的工程问题,基于有限元仿真技术,综合研究加工变形—校正过程,对航空整体结构件的变形校正有限元建模、校正过程数值模拟、校正参数确定、校正载荷施加形式及校正残余应力等关键技术进行了研究,并运用上述技术对某航空铝合金材料整体结构件进行了变形校正有限元数值模拟.结果表明,综合研究加工变形—校正过程,提取变形有限元模型作为初始校正模型,进行有限元加载—卸载分析,可很好地模拟校正过程,并获得实际需要的校正参数.      

新型防松管路连接副的接触特性分析

针对新型航空发动机管路连接副,研究了其在安装过程和松动过程中的接触特性。首先,将连接副的安装-松动过程划分为3个阶段,并对这3个阶段的摩擦力和接触压力进行了解析推导,分析了摩擦力和接触压力的变化规律。然后,建立了管路连接副的轴对称有限元模型,并对其进行了非线性瞬态分析。最后,基于施加位移载荷的方法模拟了连接副的安装和松动过程,研究了接触面的滑移量、接触压力、摩擦力和接触压应力的变化规律。同时研究了不同预紧力对连接副接触压应力的影响。结果表明:松动过程在滑移点前后可以分为2个阶段,这2个阶段中接触面的接触特性有明显区别;连接副接触面的接触特性只与接触面参数和预紧力大小相关,与管径、材料等其他因素无关。本文研究的安装与松动过程中接触特性变化规律在工程上可以指导新型管路连接副的设计工作。      

叶冠涂层材料接触刚度和微动磨损实验

采用能够测量由接触表面微动所导致迟滞现象的实验装置,对带有涂层材料的不同接触方式的实验件进行了接触刚度和微动磨损测试.通过接触刚度测试,研究了激振力幅值、激振频率和接触正压力对接触刚度的影响;通过微动磨损分析,研究接触方式和载荷条件接触表面形态的改变,以及工作时间对接触刚度的影响.通过分析和总结实验结果,阐述了干摩擦阻尼结构微动磨损的防护措施,为提高航空发动机结构部件的可靠性提供一定的理论依据和技术支持.     

不同型线柔性轴承的性能分析及比较

柔性轴承的应力分布及动态刚度特性对低温制冷机的整体可靠性尤为重要.以最大应力值、轴向刚度、径轴向刚度比为性能指标,对新设计的费马型线柔性轴承和其他两种柔性轴承进行对比研究.通过有限元分析,对比了三者之间应力分布、应力变化及刚度变化特性.设计制作了这3种不同型线的柔性轴承,并测试了3种柔性轴承的径轴向刚度,结果显示:费马型线柔性轴承的径轴向刚度之比最大,牛津型柔性轴承的径向刚度最小;费马柔性轴承的应力值最大,但最大应力值小于材料的疲劳应力,因此费马型线的柔性轴承在性能上优于其他两种柔性轴承.     

结构动力特性分析中的圆角建模方法

针对薄壁结构中存在大量的圆角,提出了运用梁单元与壳单元组合的建模方法对圆角进行等效建模。通过分析圆角对薄壁结构的刚度贡献,提出圆角对结构刚度的贡献分为面内刚度贡献和面外刚度贡献。圆角对面外刚度的贡献与梁的作用等效,通过运用扭转相关理论推导出等效梁单元的截面参数。对于圆角的面内效应,运用壳单元对其进行等效建模,采用平面应变状态假设,将三维结构简化为二维结构。在平面内,通过刚度等效原理计算出壳单元的等效厚度与弹性模量。通过2个实例验证了圆角建模方法的正确性与准确性。      

带衬套沉头螺栓复合材料/金属接头拉伸性能

对带衬套沉头螺栓连接复合材料/金属接头进行拉伸试验,测量了接头的载荷-位移曲线和面外变形等性能,研究了接头的拉伸行为。利用ABAQUS软件,建立了接头的有限元模型,计算得到的条件挤压载荷、极限破坏载荷和破坏模式与试验结果吻合较好,证明了所建有限元模型的有效性。利用该模型,分析了接头破坏的机理,并进一步研究了螺栓与衬套过盈量、拧紧力矩和钛板厚度等因素对接头拉伸性能的影响。结果表明:适度的增大螺栓与衬套的过盈量能有效提高接头的刚度和强度;在一定范围内增加拧紧力矩能提高接头的承载能力;增加钛板的厚度,对接头的刚度有明显提升,但对极限破坏载荷影响较小。      

拉压不同模量有限元法的收敛性分析

针对力学研究中的不同模量有限元法的收敛性问题,从理论上论述了不同模量问题的剪切弹性模量对数值计算收敛性的影响,提出了一种不仅同主应力符号而且同主应力大小有关的剪切弹性模量的确定方法.在此基础上提出了加速收敛因子η,运用η参与运算,使各种不同模量问题有限元计算的收敛速度加快.     

航空结构件加工变形仿真关键技术

对航空结构件铣削加工变形仿真的关键技术进行了深入研究.编制残余应力施加通用程序,建立包含有初始残余应力的加工变形有限元预测模型;由于铣削加工,毛坯体变为薄壁工件,在进行有限元仿真过程中,提出体-壳单元与实体单元的混合单元建模方法,以提高计算效率及便于后续研究;针对工件与工作台单面约束的接触作用及其它工程中的类似单面约束问题,提出将工件视为弹性体,工作台视为刚性体,转化为接触方式进行纯压缩边界条件的模拟,对某典型工件进行了有限元仿真并与模态试验结果对比,验证了其有效性和准确性;基于生死单元技术进行材料去除模拟.通过上述关键技术的理论研究及应用,实现了航空结构件加工变形过程的有限元仿真.      

基于传递矩阵法的柔性杠杆放大机构刚度分析

刚度是影响柔性微动机构动态性能和定位精度的重要指标。将工程中的传递矩阵概念引入到刚度分析中,首先根据结构特点将柔性微动机构模块化并将各子单元视为柔性体,全面考虑其轴向、剪切和弯曲等变形,求解各子单元柔性体的传递矩阵,然后通过传递矩阵将各子单元组合,最后根据力平衡建立柔性微动机构输入力和输出位移之间的关系模型。研究结果表明,传递矩阵法由于考虑了各单元的多维度真实变形,因此保证了结果的高精度。同时分析过程不需要求解刚柔单元变形协调方程,而且避免了微动机构全局坐标系的转换,减少了分析计算量。最后应用该方法建立了一种柔性杠杆放大微动机构的刚度模型,与有限元分析结果的对比误差小于6.4%,有效提高了分析精度,为参数设计提供了重要理论依据。     

基于AQSSE方法的基础隔震结构损伤识别

提出自适应二次误差平方和(AQSSE,Adaptive Quadratic Sum-Squares Error)方法对基础隔震结构进行在线损伤识别实验研究.建立基础隔震结构实验模型,进行振动实验.实验过程中采用一套刚度元件装置在线模拟结构损伤,测量模型加速度响应和位移响应,基于测得的加速度信号和AQSSE方法在线识别基础隔震结构的参数和位移,并追踪参数的变化,从而识别结构损伤.研究结果表明:在两种典型地震波激励下,通过不同时刻的刚度突变模拟结构损伤,AQSSE方法得到的结构参数值与有限元分析结果一致,且识别得到的位移曲线与实验测量的位移曲线吻合良好,验证了AQSSE方法在基础隔震结构参数识别与损伤追踪中的有效性和准确性.