带柔性静子部件的轴承共腔涡轴发动机碰摩特征

为研究具有轴承共腔结构的涡轴发动机在发生转、静子碰摩时转子-机匣系统动力学特征及机匣振动响应特征,建立了简化的转子-机匣碰摩动力学模型,并通过Runge-Kutta法进行求解。仿真结果表明:当发生转、静子碰摩时,机匣响应频谱中出现转子高倍频及其组合频率成分,高倍频成分幅值随碰摩程度加重而增大。对该型发动机进行台架试车实验,验证了该模型和结论的有效性。并利用不具有该结构的某第二代涡轴发动机试车的碰摩数据,进一步验证了带柔性静子部件的轴承共腔发动机中双转子间存在运动耦合,为涡轴发动机振动监控与故障诊断提供一定的理论依据。      

共用支承-转子系统耦合振动分析及试验

针对带有涡轮级间共用承力框架的高功质比涡轴发动机结构系统,建立共用支承-转子系统动力学方程,探究燃气发生器转子、动力涡轮转子与共用承力框架结构系统耦合振动产生条件及振动特性。基于ANSYS有限元仿真计算了共用支承-转子系统耦合振动特性。针对涡轴发动机涡轮级间承力框架,设计了共用支承-转子系统模拟试验器,运用激振器模拟转子不平衡激励,利用试验对模拟转子动力特性的相互影响进行了定量分析。理论计算结果表明,转子支点与支承结构通过力平衡和位移协调联系在一起,之间存在刚度耦合项,进而使共用支承-转子系统发生耦合振动。对系统振动响应仿真计算结果表明,共用支承会影响转子动力特性,不同转子不平衡激励均可激起相应转子的振动。通过试验验证了在发生耦合振动时,转子的振动响应频谱中同时包含两个转子转速频率,定义耦合影响系数,地面慢车状态两个转子相互之间的耦合影响系数分别为33%和6079%,最大连续状态分别为1278%和688%,最大起飞状态分别为1356%和581%,转子间的动力特性耦合影响大小与频率有关系。     

航空发动机双转子-滚动轴承-机匣耦合系统动力学分析

以双转子航空发动机为研究对象,建立了航空发动机双转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型.在模型中,考虑了低压转子与高压转子的中介轴承、高压转子与机匣的碰摩、以及滚动轴承外圈与轴承座之间的弹性支承和挤压油膜阻尼等耦合作用.在滚动轴承模型中,考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触力以及变柔性VC(Varying compliance)振动等.最后,运用数值积分方法获取了系统响应,对双转子系统响应进行动力学分析与验证.      

轴承共腔结构涡轴发动机相似模型设计

为改善轴承共腔结构双转子系统动力学实验器建立过程中人为或非人为结构畸变导致的动力学相似性偏差问题,开展 了适用于轴承共腔结构的双转子系统动力学特性研究。通过有限元法建立了某轴承共腔结构双转子发动机的转子动力学模型及 其粗尺相似模型,在对该转子模型动力学特性分析的基础上与原型发动机转子的动力学特性进行对比,比较了双转子系统的动力 学相似性。通过遗传算法建立了针对双转子系统动力学特性的相似优化算法。针对该型轴承共腔结构涡轴发动机采用提出的优 化算法建立了双转子系统相似模型。通过有限元法对该相似模型进行动力学特性分析,对比了该相似模型和原型发动机转子之间的 临界转速和振型特征。结果表明：该相似模型与原型转子模型相比保持了良好的多阶临界转速比例关系,且具有较好振型相似性。     

发动机双转子-机匣耦合系统碰摩故障分析

根据航空发动机双转子结构已被大量采用,构成航空发动机双转子-机匣耦合系统,将航空发动机转子系统简化为双转子-机匣耦合动力学系统,其中轴承被简化为弹簧和阻尼.考虑了低压转子与高压转子通过中介轴承的耦合作用,导出了连续体双转子多盘-机匣系统的四阶偏微分运动方程.运用变步长四阶龙格库塔法模拟了双转子系统的碰摩故障响应,分析了转速和中介轴承刚度对系统碰摩故障响应的影响,发现了该双转子模型在发生碰摩故障时的一些非线性动力特性,为解决工程实际问题提供了可参考的理论依据,具有一定的工程意义.      

航空发动机滚动轴承-双转子系统动态特性分析

在滚动轴承动力学和转子动力学分析基础上,建立了含滚动轴承动力学与转子动力学耦合以及高、低压转子间耦合的滚动轴承-双转子系统动力学方程,采用精细积分法和预估-校正Adams-Bashforth-Moulton多步法相结合的算法,对航空发动机滚动轴承-双转子系统非线性动力学方程进行求解,并对滚动轴承结构参数与转子动态特性的关系进行了理论分析.分析结果表明:①中介轴承径向游隙较小时转子系统振动量较小且转子运行较平稳,但中介轴承保持架打滑率会有所提高,应合理选取中介轴承的径向游隙值;中介轴承滚子数量对转子运转稳定性有较大影响,减小中介轴承滚子数量可降低保持架打滑率,但转子系统的振动量会增大;②支承轴承内、外沟曲率半径系数及径向游隙较小时转子系统的振动量较小,转子运转较稳定;支承轴承滚动体数量对转子运转稳定性有较大影响,滚动体数量增多有利于转子系统运行的平稳性.      

航空发动机整机振动耦合动力学模型及其验证

针对航空发动机整机振动,建立了一种通用的复杂转子-支承-机匣耦合动力学模型.在模型中,利用有限元方法对转子和机匣系统进行建模.支承系统采用集总参数模型,计入了滚动轴承和挤压油膜阻尼器的非线性,定义了多种支承和连接方式,以适应多转子和多机匣的复杂结构建模.运用数值积分获取系统非线性动力学响应.针对两个实际的航空发动机转子实验器,建立了整机耦合动力学模型,进行了整机模态实验验证,结果表明了航空发动机整机振动耦合动力学建模方法的正确有效性.      

多转子系统振动分析的子结构耦合矩阵法

提出了一种用于多转子耦合系统振动分析的建模方法.将耦合的多转子系统在耦合处分开,把耦合力作为单转子系统上的外力,利用集总参数法和节点的自由振动微分方程通式建立单转子系统的振动方程.通过分析耦合部件作用在耦合节点上的力,得到了多转子系统耦合部件的耦合矩阵;利用耦合矩阵将单转子系统振动微分方程耦合在一起,建立了整个多转子系统的振动方程.通过分析多转子系统的振动方程,解出了多转子系统的固有频率、临界转速、幅频响应曲线、涡动轨迹等.通过两个算例,证实了多转子系统振动分析的子结构耦合矩阵法是可行的,计算结果是可靠的.      

航空发动机双转子-滚动轴承耦合系统的动力特性分析

在轴承动力学和转子动力学基础上建立了某航空发动机双转子-滚动轴承耦合系统的非线性动力学数学模型,采用Newmark有限元法进行了数值求解,就转子转速、中介轴承的游隙和滚子个数以及支承轴承参数对双转子系统动力特性的影响进行了分析并加以实验验证.研究结果表明:①中介圆柱滚子轴承游隙值对双转子系统动力特性影响很大,其原始游隙值取20μm更利于系统运行的稳定性;②支承轴承内、外沟曲率半径的选取将直接影响着双转子系统动力特性;③高压转子与低压转子耦合节点处位移随高压转子转速的增加而减小,随低压转子转速的增加而增加;④中介耦合轴承节点处位移的理论计算值与实验值较为吻合,最大误差为18.7%.      

带中介轴承的双转子系统振动耦合作用评估

为了评估中介轴承对双转子系统的振动耦合作用,从临界转速位置振型变化、临界转速变化、模态振型与稳态不平衡响应的应变能分布变化、中介轴承受力变化等多角度,阐释双转子耦合振动的表现形式和关联关系,提出了相应的评价指标或评估方法,并以典型燃气涡轮发动机双转子系统为对象,进行了分析评估。结果表明,单转子的模态振型可能在双转子模态振型中表现为3种形式,一一对应出现、重复出现或耦合出现,对应的临界转速及应变能分布也会随之产生相应的变化;中介轴承受力在临界转速位置出现峰值,而应变能分布变化最大的转速位置与系统临界转速位置不一致,同时还受不平衡激励位置影响;各单元应变能占比变化量随转速变化曲线可详细分析特定不平衡激励下系统应变能分布变化情况。所提方法可为双转子-中介轴承系统的设计、故障诊断提供参考。     

控制增稳系统与机械操纵系统交联仿真研究

首先建立了控制增稳系统（ＣＡＳ）与机械操纵系统（ＭＣＳ）的交联耦合模型，通过对某机飞行操纵系统数学仿真与铁乌台架实测曲线比较，验证了它的正确性；然后对某机中存在的交联振荡进行了分析，通过分析发现了影响振荡的最关键的系统参量为操纵系统后段质量和ＣＡＳ控制权限；最后提出了减缓振荡的办法，找出了产生振荡的根源。     

Study on dynamic stiffness of supporting structure and its influence on vibration of rotors

The dynamic response of the rotor depends on not only itself but also the dynamical characteristics of the structures that support it. In this paper, the coupling vibration characteristics of the rotor and supporting structure are studied using one simple rotor-supports model firstly, and then the dynamic stiffness of the typical supporting structure of an aero-engine is investigated in use of both numerical and experimental methods. While, one simulation strategy is developed to include dynamic stiffness of realistic supports in the dynamical analysis of the rotor system. The simulated and tested results show that the dynamic stiffness of the supporting structure not only depends on the structural parameters but also is related to the frequency of the excitation force. The dynamic stiffness is affected by the damping and inertia effect when the excitation frequency is high and closed to the resonance frequency of the support, which may decrease the dynamic stiffness sharply. More resonance frequencies may be induced and the critical speed could be reduced or increased. While higher vibration response peak and overload of the bearing may also be caused by the varied dynamic stiffness, which needs to be avoided in the design of the rotor-supports system.     

航空发动机整机振动中的不平衡-不对中-碰摩耦合故障研究

针对航空发动机整机振动分析,建立了含不平衡-不对中-碰摩耦合故障的转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型.在耦合模型中,考虑了机匣运动,同时,充分考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触以及变柔性VC(varying compliance)等非线性因素;在耦合故障中,建立了不平衡、不对中和碰摩故障模型.运用数值积分方法获取了系统响应,研究耦合故障特征和规律.仿真计算分析表明了该模型的正确有效性.      

发动机性能的耦合优化计算

本文根据发动机整机试车结果,在测量数据较少且缺乏发动机部件特性的情况下,通过耦合建模技术和最优化技术,推测出涡扇发动机主要部件(风扇、高压压气机、高低压涡轮)的特性,建立较准确的发动机稳态工作数学模型。      

气固两相流k-E-kp-Ep双流体模型及应用

以流体k-E双方程模型为基础, 提出了一种包括颗粒湍动能输运方程和耗散率方程的k-E-k_p-E_p两相湍流模型。并对两个垂直上升管道内气固两相湍流进行了数值计算, 计算结果和已有实验结果吻合得很好。      

载荷与响应耦合下叶片鸟撞击响应分析

分析飞鸟与航空发动机叶片的撞击损伤时,需要准确预估叶片的瞬态响应。其中叶片的变形会影响到撞击载荷的大小与分布,从而影响到叶片的响应。本文提出一种简单有效的计算方法,考虑了上述耦合效应,并以模型叶片为例,分析了它对叶片响应的影响程度,为工程实际应用积累了经验。     

气固两相流k-ε-kp-εp双流体模型及应用

以流体ｋ－ε双方程模型为基础，提出了一种包括颗粒湍动能输运方程和耗散率方程的ｋ－ε－ｋｐ－εｐ两相湍流模型。并对两个垂直上升管道内气固两相湍流进行了数值计算，计算结果和已有实验结果吻合得很好。     

透射式水工质的高耦合效率激光推进模式

为了提高激光推进的耦合效率,防止光学器件污染,提出了透射式液体工质的激光推进模式。在这种推进模式中,Nd:YAG固体激光器中产生的450 mJ,7 ns激光穿过透明的玻璃基底后,与燃烧室中的液体推进剂相互作用,产生的等离子体在玻璃基底、燃烧室和液体推进剂的约束下膨胀,产生很高效率的动量转换,使靶获得初速度。纯水和黑墨水分别被用作推进剂,通过比较实验结果发现,在这种模式中墨水比水更适合做推进剂。通过改变燃烧室的长度和孔径,得到的耦合系数的最大值为17 858.3 N/MW。     

浅谈宽幅振动测量在发动机监控中的应用

当前航空发动机的振动监控以窄幅振动测量为主,但宽幅振动测量并没有被淘汰。本文通过发动机振动监控的原理介绍和宽幅振动测量的具体应用案例,探讨如何利用现有的振动监控方式丰富发动机监控的手段。     

飞机设计中的振动问题

1.飞机设计中遇到的振动问题 在飞机设计、研制过程中,遇到振动方面的问题甚多,如(1)亚音速遇到的全机振动;(2)低超音速时的方向舵和垂尾振动;(3)起落架放下时的全机振动;(4)进气道掉铆钉问题;(5)火箭弹滑膛问题;(6)加力燃油总管振裂;(7)液压导管振裂;(8)冷气导管振裂;(9)前轮摆振引起空速管振裂;(10)腹鳍振动问题;(11)炮击振动;(12)方向舵涡流振动,等等。