3-D有限元转子系统动力减缩的部件模态综合方法及应用

为了对3-D有限元转子模型进行动力学减缩,提出基于部件模态综合的旋转子结构方法.该方法利用实模态振型矩阵减缩子结构自由度,不同转速下的减缩陀螺矩阵由转速系数乘以单位转速的减缩陀螺矩阵得到.与复模态减缩相比,避免了重复求解变换矩阵的缺点,减缩精度优于基于Guyan减缩的旋转子结构法.利用该方法减缩了某航空发动机转子模型87%的自由度数.经比较,由Campbell图所得临界转速的最大误差为0.04%,稳态不平衡响应计算结果与原模型也几乎完全相同,使用的内存和计算时间均不到原模型的20%,验证结果证明该方法可行.      

最小二乘复频域法在颤振试飞数据处理中的应用

针对大型飞机试飞过程中,数据通道多、颤振模态密集的特点,采用最小二乘复频域法(LSCF)实现了多输入多输出系统密集模态参数识别,并引入稳态图帮助识别真实模态。LSCF法采用右矩阵分式模型,使用Z域基函数,通过最小化误差代价函数求解待定参数;根据真实模态随模型阶次增大而趋于稳定的特点,通过绘制稳态图识别出真实模态。从飞机实测试飞数据中识别出多阶密集模态,并与地面共振试验结果进行了对照,验证了方法的有效性。     

基于左矩阵分式模型的模态参数识别方法

提出一种多输入多输出(MIMO)系统的宽频模态参数识别算法。该方法基于频响函数(FRF)的左矩阵分式模型(LMFD),通过最小二乘法在z域内求解模态参数,避免了s域内矩阵的病态问题。针对左矩阵分式模型的特点,给出了一种通过主分量分析(PCA)建立稳定图的方法。指出了传统的频域多参考点(PRFD)方法与基于左矩阵分式模型识别方法之间的关系。最后采用GARTEUR模型仿真算例与飞机模型的实测算例对所提出的方法进行了验证,结果表明该方法具有良好的识别效果。     

旋转机械振动故障诊断的灰度-梯度共生矩阵方法

研究了基于灰度-梯度共生矩阵的旋转机械故障诊断方法,利用灰度-梯度共生矩阵直接提取旋转机械振动参数图形中的特征信息,应用人工免疫系统实现旋转机械故障诊断.实验验证该方法可以获得较高的诊断精度,证明了该方法的可行性.      

基于旋转滤波矩阵束的异步电机转子断条故障诊断

现有异步电机故障诊断技术存在短时数据分辨率低、硬件开销大等缺点。针对这一问题,提出一种基于短时数据的旋转滤波矩阵束的异步电机转子断条故障诊断新方法。利用矩阵束算法抗噪性能强的优点,准确求出定子电流基频成分,并通过逆、正同步旋转变换,剔除了定子电流中的基频成分。利用矩阵束算法准确估算定子电流故障信号的频率和幅值,突破传统基于快速傅里叶变换(FFT)分析算法分辨率不足的限制。仿真和电机试验共同表明:旋转滤波矩阵束算法可以在短时数据的基础上准确辨识转子断条故障。     

高速旋转薄壁壳体的行波振动理论与实验研究

利用壳体振动理论建立一般旋转壳体的振动方程,并通过传递矩阵法进行数值求解。在动、静坐标系下分析了壳体长径比、厚径比及其边界条件对行波振动特性的影响,在高速旋转实验台上对旋转壳体采用冲击激励的方法进行动模态参数识别。理论和实验结果表明,高速旋转薄壁壳由于科氏力的影响,同一模态振型对应两个不同频率的前、后行波且不会出现驻波现象。壳体几何尺寸的变化对模态振型有较大的影响,而边界约束的不同对低阶模态参数有影响。     

POD和DMD方法分析不同间隙压气机旋转不稳定性特性

对一台单级低速轴流压气机旋转不稳定性(RI)进行分析。在前期的旋转不稳定性特性、流场成因和不同间隙影响的研究基础上,进一步基于全通道数值模拟,采用两种流场降阶方法分析不同叶顶间隙条件下旋转不稳定性各阶模态对应的流场成分、模态能量占比和稳定性等特性。计算结果表明,前几阶模态能量占比大,对流场起主要贡献,并且稳定性相对较强。随着间隙的减小,旋转不稳定性的能量占比和稳定性下降,各阶的叶片转动成为流场的主要成分。      

旋转机械轴系不对中故障的建模及其理论分析

轴系不对中是旋转机械常见的故障,通过对该故障建立理论模型,并采用 Ｒａｃｃａｔｉ传递矩阵法对之进行数值计算和理论分析,重点计算了角度不对中时的振动特性。为旋转机械的故障诊断提供理论参考。     

压气机旋转不稳定性的周向模态特性及其分解方法

基于实验和数值模拟的方法,研究压气机叶顶区域不稳定压力波的周向模态特性。使用基于空间傅里叶变换的周向模态分解方法对实验和数值计算结果进行了分析,给出了实验和数值计算结果的频谱模态分解结果,得到了压气机连续周向模态特征频谱峰值。对压气机叶顶区域各模态幅值和相位的时变特性做了详细分析,得到了叶顶旋转不稳定性周向模态传播速度和传播方向。结果表明:旋转不稳定性的主模态具有稳定的周向传播结构,而其他模态波的幅值和相位存在较大波动。利用多组有限测点组合方式消除了模态混叠现象影响,将可以分析的模态上限提高数倍,取决于测点数的选择;基于该方法可以用有限测点捕捉高阶模态,大大减少了实验所需的传感器数目。      

具有半主动压电阻尼的叶盘结构动力学特性研究

针对航空发动机整体叶盘结构的失谐响应放大问题,在叶盘结构中引入半主动压电阻尼技术,并利用基于非线性模态分析的非线性系统频域响应快速算法-非线性部件模态综合(NCMS)法对具有基于负电容的同步开关阻尼(SSDNC)的叶盘结构动力学特性进行理论探究。分析结果表明NCMS法相比于Newmark法具有很高的计算效率,并能保证较高计算精度;SSDNC能够同时对叶盘结构的多阶振动模态都产生较好的抑制效果,并对多谐波激励下叶盘结构的所有振动峰值都产生较好的抑制效果(对于本文所用模型,振动峰值下降可达到73%);统计分析表明,SSDNC的振动抑制效果对叶盘结构机械失谐以及电路参数失谐均不敏感。     

转子动力特性计算中常用方法的对比分析

传递矩阵法、有限元素法及及模态综合法是对转子系统进行动力特性分析最常用的方法。通过大量算例, 本文从计算精度、内存、机时等方面对它们进行了对比计算, 并对计算结果进行了分析。在采用模态综合法进行动力特性分析时, 涉及需选取不同的控制参数, 诸如子结构数的多少, 子结构保留模态阶数等, 本文也给出了经验数据。      

结构动力学拓扑优化局部模态现象分析

使用拓扑优化技术进行结构自然频率最大化设计时的主要问题是结构空洞区域可能出现的局部模态现象。采用刚度矩阵和质量矩阵求解动力学特征方程,通过算例分析了结构密度差异、惩罚因子对自然频率和模态的影响以及局部模态现象产生的原因。结果表明,由于实体各向同性材料惩罚函数法(SIMP)使用了指数惩罚因子,空洞区域的密度与刚度差异远远大于实体区域,导致空洞区域局部模态的产生。分析了局部模态的产生过程,给出了结构自然频率和模态相对实体-孔洞区域密度的比值以及惩罚因子的变化趋势。同时,基于传统体胞微结构均匀化等效模型方法,提出了描述结构空洞区域的多种体胞微结构,计算证实这些微结构形式均可有效地避免局部模态的发生。     

压气机叶顶区域周向模态特性的实验

针对压气机叶顶区域流动周向模态测试对传感器数量的要求及传感器数量受限时所产生的模态混叠现象,提出一种基于两套测点数组合来校准预测高阶周向模态的方法。结果表明:应用该方法,在实验测试中将可识别的模态阶数提升至原来的5倍。研究了轴流压气机叶顶区域压力脉动,捕捉到包括叶片通过频率(BPF)和旋转不稳定性频率(RIF)带凸起的叶顶区域流动模态特性。随着流量减少,频谱上对应的宽频带凸起结构向低频移动,主要周向模态阶数降低,但旋转角速度有所上升。压气机叶顶区域流动的时变特性分析表明,旋转不稳定性在时域上幅值波动较大,不稳定性明显。      

革新涡轮加速器模态转换特性研究

为研究革新涡轮加速器(RTA)模态转换特性和控制策略,基于发动机部件特性法建立了RTA发动机性能仿真模型,对RTA发动机模态转换过程进行了分析,提出了采用不同调节手段实现模态转换过程的方法,对不同转换方法进行了仿真对比,制定了沿给定飞行轨迹的模态转换控制计划,保证模态转换过程中,发动机可始终工作在最大允许机械负荷和最大允许热负荷状态。基于本文提出的模态转换控制计划,RTA发动机可在Ma1.6条件下开始模态转换,实现在Ma0～4.0范围稳定工作,工作过程中发动机涵道比变化范围接近8倍,为飞行器加速提供高推力性能。     

基于径轴向Tchebichef矩函数三维曲面非对称结构的模型修正

采用积分的思想,将曲面机匣看作由若干圆柱机匣积累而成,将曲面机匣振型数据插值到一个圈数×点数×层数的三维像素空间内,能够实现径轴向Tchebichef矩(RAT矩)对曲面机匣模态振型的识别。利用RAT矩函数从曲面结构模态振型数据提取矩特征值,实现对振型数据的压缩,基于矩特征值的相关性分析能够很好地描述重模态现象,弥补了传统模态置信准则(MAC)值对于重模态描述的缺陷。进而将矩特征值代替振型数据,作为目标函数,应用于模型修正。矩特征值的数据量远小于振型数据,能够提高计算效率、避免修正结果不收敛。考虑到工程部件大多非完全轴对称,以一个带有非对称凸台的航空发动机机匣为例,基于RAT矩进行模态计算、相关分析和模型修正,发现同时利用频率与RAT矩进行模型修正,相关性有明显的提升,例如第9阶模态的相关性由35.35%提升到67.21%。各阶模态对的频差也都明显降低,最大频差由14.56%降至9.09%。证明了RAT矩函数能够应用在三维曲面非对称机匣的模型确认中。     

定日镜表面风压的重构与预测

在利用风洞试验研究结构表面风压时,测点数量往往不能满足结构计算要求,为了得到未布置测点处的风压时程,需要进行插值预测。文章结合风洞试验同步采集到的风压时程数据,利用本征正交分解(POD)技术分析了定日镜表面风场分布特点;根据风压相关系数矩阵经POD分解后成为时间主坐标与空间本征向量这一特点,编制了Matlab程序,实现其与Surfer软件接口,选取距离反比法、三角形线性插值法和克里金法(Kriging)等不同插值方法对本征向量进行空间插值;研究了参与模态阶数对重构风压序列精度的影响,并计算了预测点风压时间序列。结果表明:随着参与重构的模态数量增加,重构与测量风压序列逐渐接近;在三种插值预测方法中三角形线性插值法和克里金法预测效果优于距离反比法。     

飞机颤振模态参数的频域子空间辨识

 研究了基于非参数噪声模型的频域子空间系统辨识法，并采用频域子空间辨识算法实现了基于多通道数据的颤振模态参数辨识，改变了传统的单通道颤振试验数据分析模式，试验结果表明子空间算法能有效提取多通道数据中包含的主要危险模态信息，且计算量小，适用于模态参数的在线分析。     

燃烧室宽度对煤油旋转爆震波传播模态的影响

为研究基于煤油的旋转爆震波的传播特性,以煤油和含氧量40%的富氧空气作为燃料和氧化剂,对基于燃烧室外径均为100mm的无内柱燃烧室和燃烧室宽度分别为32,26,20mm的环形燃烧室开展了对比实验。不同氧化剂流量下,共观察到四种燃烧波模态,分别为爆燃模态、准稳定爆震模态、双波对撞模态和稳定旋转爆震模态。无内柱燃烧室中,氧化剂流量较低时无法维持旋转爆震波的稳定传播,出现爆燃模态和准稳定爆震模态;当氧化剂流量超过154g/s时,可以得到稳定旋转爆震模态,旋转爆震波峰值压力超过0.7MPa,平均传播速度为1750m/s。对于环形燃烧室,旋转爆震波的传播速度仅为1245~1465m/s,明显低于无内柱燃烧室中的传播速度。随环形燃烧室宽度减小,对应旋转爆震波模态的工况范围更窄,传播速度更慢。在本研究对应的工况范围内,增大燃烧室宽度,更有利于基于煤油的旋转爆震波的稳定传播。     

燃烧室宽度对煤油旋转爆震波传播模态的影响—“爆震专刊”

为研究基于煤油的旋转爆震波的传播特性,以煤油和含氧量40%的富氧空气作为燃料和氧化剂,基于燃烧室外径均为100 mm的无内柱燃烧室和燃烧室宽度分别为32 mm、26 mm和20 mm的环形燃烧室开展了对比实验。不同氧化剂流量下,共观察到四种燃烧波模态,分别为爆燃模态、准稳定爆震模态、双波对撞模态和稳定旋转爆震模态。无内柱燃烧室中,氧化剂流量较低时无法维持旋转爆震波的稳定传播,出现爆燃模态和准稳定爆震模态;当氧化剂流量超过120 g/s时,可以得到旋转爆震模态,旋转爆震波峰值压力超过0.7 MPa,平均传播速度为1750 m/s。对于环形燃烧室,旋转爆震波的传播速度仅为1245~1465 m/s,明显低于无内柱燃烧室中的传播速度。随环形燃烧室宽度减小,对应旋转爆震波模态的工况范围更窄,传播速度更慢。在本研究对应的工况范围内,增大燃烧室宽度,更有利于基于煤油的旋转爆震波的稳定传播。     

模态综合的直接变换法

基于固定界面模态综合的Craig-Bampton方法,提出了模态综合的直接变换方法,该法在形式上更简洁,适用于大规模动力学系统的模态分析和动力学模型减缩。对采用直接变换法模态综合过程的计算误差做了分析,给出了计算误差界,阐明了模态综合后总体结构的固有频率与子结构保留主模态个数之间的关系。针对子结构界面自由度太大的情况,提出了直接变换法的分部算法,不需组集系统总刚度、总质量矩阵,仅在子结构的基础上完成系统的减缩。计算实例表明该算法的有效性及计算的稳定性。