面向复材构件的临时紧固件安装工艺测试与验证装置设计

临时紧固件过大的夹紧力会给复材孔周带来损伤,严重影响结构的静态承载及动态疲劳性能,航空复材装配现场需要对临时紧固件的安装夹紧力进行控制。因此针对临时紧固件气动安装工具输出扭矩的波动性特点,设计了一种面向复材构件的临时紧固件安装工艺测试与验证装置,以探讨其安装工艺与夹紧力之间的关系。通过电气比例阀控制气动安装工具的输入气压,通过扭矩传感器和夹紧力传感器监测临时紧固件安装过程中的扭矩和夹紧力。对所搭建的装置进行了测量系统分析,利用皮尔逊相关系数公式验证了其重复性,并用Bessel公式计算了其不确定度。结果表明,所设计的装置可以用于复材构件临时紧固件的安装工艺测试与验证。这将为航空复材装配现场的临时紧固工艺的制定提供方法和依据。     

飞机舵面偏角无连杆柔性测量技术及应用

介绍了目前应用于角度测量中的几种典型倾角传感器的原理和性能特点，讨论了在飞机舵面偏角静态测量中倾角传感器的选用，以及动态测量中力平衡式伺服倾角传感器的使用。应用实践证明：用倾角传感器代替传统的角位移传感器，省去传感器的专用支座和连杆传动机构，简化了安装，提高了测量效率和精度。     

计及齿面摩擦的弧齿锥齿轮动态特性

基于集中参数法建立斜交弧齿锥齿轮8自由度动力学模型和动力学方程,综合考虑静态传动误差、齿面摩擦、齿侧间隙等激励,采用变步长Runge-Kutta法求解传动系统的动态响应,分析了摩擦因数、重合度对传动系统振动幅值的影响。结果表明:不同工况下的摩擦因数不同,随着润滑油的减少,摩擦因数增大,系统的振动位移和法向啮合力增大;随着接触迹线与根锥之间的夹角增大,重合度减小,振动幅值增大,法向啮合力增大。     

鸟撞发动机整机响应显式-隐式仿真

为了研究鸟撞作为一种典型的突加高能载荷对航空发动机关键承力构件和发动机结构安全性的影响,以某大涵道比涡扇发动机为研究对象,针对其在遭遇鸟撞后不同响应阶段的特点,使用建模软件UG和商用仿真软件Hypermesh和LS-DYNA,开发了1套鸟撞突加高能载荷作用下发动机整机动态响应分析模型,建立了航空发动机整机显式或隐式长时分析流程和方法,对比了不同分析方法的优缺点,验证了不同方法在鸟撞后发动机不同动态响应阶段整机响应规律研究中各自的优越性。结果表明：鸟撞击对航空发动机的影响主要体现在撞击阶段的叶片变形和后撞击响应阶段的不平衡载荷对承力构件的影响,且采用显式-隐式结合的方式进行分析具有较好的效果。该研究结果对于航空发动机在其他突加高能载荷作用下不同动态响应阶段的整机动态响应规律研究具有一定参考价值。     

摩擦热效应对航空发动机高压转子系统碰摩响应的影响

以航空发动机高压转子为研究对象,采用有限元法建立了考虑摩擦热效应的高压转子热碰摩动力学模型。研究了高压转子的摩擦生热和摩擦热碰摩响应特性,并和未考虑摩擦热效应的碰摩响应进行了对比分析。结果表明,当考虑摩擦热效应时高压转子的最大碰摩力显著增大,碰摩频率也明显增加。高压转子呈现出明显的非线性碰摩特征,同时各结点的最大振幅均比忽略摩擦热效应的最大振幅有不同程度的增大。在实际工程问题中,不应当忽略碰摩热效应对碰摩响应的影响。     

球轴承多体接触动力学研究

考虑钢球、套圈和保持架的动态接触关系,提出了机械系统中球轴承多体动力学分析的新方法.基于套圈滚道的三角网格模型,实现了钢球和套圈滚道的动态接触力的预测搜索算法,建立了计及润滑和Hertz接触作用的三维角接触球轴承多体接触动力学模型.运用广义-α方法计算分析了预紧力和旋转径向力作用下角接触球轴承的多体接触动力学特性,获得了球轴承的动态接触力、拖动力和运动轨迹及频谱等振动响应,并利用Gupta经典实例模型进行了实验验证.轻载中等速度下钢球的角速度以184.5rad/s-2波幅周期变化,旋滚比以0.01波幅周期变化,角加速度与动态接触载荷的频谱具有相同的56.1,112.2Hz等谐波倍频成分.中等载荷高速下保持架中心的运动轨迹呈现出以83.3Hz和200Hz双频率拟周期的平动运动.      

航空发动机振动传感器安装座振动特性数值分析方法

针对振动传感器-安装座-整流机匣构成的振动测试构件系统的固有频率,从不同边界处理方式,振动传感器、安装座和整流机匣的结构尺寸及质量等方面进行分析,给出了各方面影响结果的对比,确定了振动传感器安装座的振动数值分析方法。利用敲击法,对振动测试构件系统在发动机装配条件下的固有频率进行了测试与响应分析,验证了该数值分析方法的有效性。     

转子弹性支承螺栓松动致干摩擦故障分析

根据工程实际中某核心机转子振动异常现象和试验件结构检测结果，建立了前支点鼠笼弹支松动的故障转子简化力学模型。基于转子动力学理论和试验信号中谐波特征，建立了前支点鼠笼支承结构由于螺栓连接松动致干摩擦简化模型，重点分析了干摩擦非线性对转子系统的轴心轨迹、弹支位移和支点反力等动力学响应特征的影响，从简入繁分析了如下3种转子的动力学特性：无故障的线性转子系统；考虑螺栓松动致非线性力、不考虑陀螺效应的非线性系统；考虑螺栓松动致非线性力和陀螺效应的非线性转子系统。研究发现：在转子系统中考虑干摩擦非线性力后，系统响应特征中会出现丰富的谐波成分；螺栓松动故障转子系统简化力学建模时，是否考虑陀螺效应对谐波特征也有较为明显的影响。该研究能为该类故障转子系统的监测和诊断提供参考。     

渐开线直齿轮的动力学与弹流润滑耦合

综合考虑时变啮合刚度和油膜刚度、表面粗糙度以及摩擦转矩等对动力学行为的影响,基于载荷分担理论和动力学理论建立了六自由度渐开线直齿轮摩擦动力学模型.采用解耦方法求解该摩擦动力学模型,即将摩擦动力学模型求解获得的动态轮齿作用力和表面速度用于润滑分析中,反过来润滑分析获得的摩擦因数和油膜刚度将用于动力学分析计算中.通过实例研究了摩擦学特性和动力学行为以及两者之间的耦合关系.研究表明:考虑耦合效应后齿轮综合刚度略有下降.滑动摩擦力对垂直于啮合线方向的动态响应的影响比较显著,摩擦力会加剧该方向的振动.动态载荷对油膜厚度、油膜承载比例、油膜温升和摩擦因数影响均较大,且动力学行为对油膜温升分布的影响取决于相对滑动速度的大小.      

动态力校准中力传感器端部等效质量测量方法研究

力传感器端部等效质量是动态力校准中的重要部分,其测量误差会对动态力校准产生较大影响。本文通过了解力传感器结构,确定力传感器端部等效质量的构成,并简单介绍了四种测量端部等效质量的方法。最后,利用两次配重消去法进行实验,将不同配合不同工况下得到的结果进行对比分析,说明该方法可以较好的解决测量端部等效质量问题。     

构件振动可靠性设计方法初探

本文提出一种进行构件振动可靠性设计的方法,建立了激振力频率与构件固有频率干涉的概率模型,并利用Goodman曲线,给出了将导致构件损坏的强迫共振响应的概率计算公式及其使用条件。原则上,本文方法对其固有频率相对不太密集的构件更为适用,如航空发动机中的叶片。      

轴对称矢量喷管机构弹性动力学分析

对轴对称矢量喷管机构进行了弹性动力学分析。建立了只考虑部分构件弹性的简化模型,对比了该喷管的刚体模型和弹性体模型的分析结果;通过进行ADAMS与ANSYS之间的双向数据交换,对该喷管弹性机构构件进行了动态应力分析。     

弹性支撑条件下齿轮体的动力特性与啮合齿的动力响应

 结合齿轮的实际工作状况，建立了齿轮结构的弹性体动力学模型，进行了弹性动力学分析,得出了齿轮的弹性固有特性; 考虑了弹性支撑轴对齿轮体振动的影响，将其处理为弹性支撑，推导了弹性支撑弹簧刚度的表达式,并在弹性边界条件下，考虑了弹性圆盘对啮合齿响应的影响，建立了齿轮支撑系统的动力模型和轮齿响应计算模型，研究了齿轮支撑系统的固有特性,并与实验结果进行了对比验证; 求解了啮合齿的动力学响应，并进行了模拟仿真。研究表明采用弹性支撑条件进行齿轮支撑系统分析是真实、精确的，为齿轮弹性体的动载荷计算、动态设计和齿轮传动系统的精确动力学研究提供了一种分析方法。     

静电驱动悬臂梁式微开关的动态特性分析

通过建立静电驱动悬臂梁式微开关的非线性动力学简化模型，利用数值方法求解出系统的动态响应特性，得到了动态吸合电压和开关吸合时间的关系，并详细分析了其动态响应中的非线性现象以及动态特性和静态特性的不同。计算结果表明，动态吸合电压并不是唯一的；随着动态吸合电压的增大，吸合时间逐渐变小；微悬臂梁的动态响应周期随着驱动电压的增大而增大；动态临界电压低于静态临界电压，这些动态特性与静态特性有着明显的不同。     

转子-滚动轴承系统不对中-碰摩耦合故障动力学分析

建立了转子-滚动轴承系统不对中-碰摩耦合故障动力学模型.在联轴器不对中力模型中,分析了不对中力产生的原因;在转子系统中,考虑了不对中、不平衡和转静碰摩耦合故障.运用数值积分方法获取了系统的非线性动力响应,对不对中力模型和滚动轴承模型进行了验证,分析了转子不对中和碰摩对系统响应的影响,并对提出的动力学模型进行了试验验证,二者符合较好.     

金属橡胶减振器用于发动机安装减振的研究

 为减小发动机传递至飞机机身结构的振动,设计了金属橡胶减振器用于航空发动机安装。对该金属橡胶减振器进行了动力学建模研究,采用有限元技术对安装减振器前后的飞机全机结构进行了仿真分析,初步表明了该设计对结构频率影响较小,但能引入较大阻尼,降低响应水平。在理论分析基础上,进一步将设计制造的金属橡胶减振器安装于某型飞机,进行地面开车,实测了应用减振安装前后飞机的动力学响应。结果证明了发动机减振安装的可行性与有效性。     

考虑保持架间隙碰撞的球轴承-机构系统动力学分析

基于套圈滚道圆环的几何结构方程,建立了钢球和套圈的三维动态接触关系.考虑钢球和保持架的间隙碰撞作用,建立球轴承-曲柄滑块机构系统多体接触动力学模型.运用广义-α方法计算分析了不同转速、径向游隙和保持架兜孔半径间隙下球轴承-机构系统的运动精度和动力学特性,获得球轴承-机构系统的动态误差、套圈中心的相对运动轨迹、保持架中心的运动轨迹和动态作用力等动力学响应.计算结果表明:随着转速和球轴承径向游隙的增加,约束反力、系统动态误差、套圈中心的相对运动轨迹、保持架与套圈中心的相对运动轨迹、球轴承内部的作用力、钢球与保持架的间隙碰撞力均增加.随着保持架兜孔半径间隙的增加,保持架与套圈中心的相对运动轨迹、钢球与保持架的间隙碰撞力和钢球打滑均增加.      

航空发动机转子轴向力动态特征测试技术

以航空发动机止推轴承轴向力为研究对象,基于应力环法的测量原理,发展出一种新的适用于转子轴向力动态特征测试技术。基于固支梁模型设计了扇形支点的应力环传感器,通过理论分析和有限元仿真验证结构设计的合理性,并对应力环传感器测量的灵敏度和静态特性指标进行量化表征。某型航空发动机整机轴向力试车结果表明:转子轴向力中存在不可忽略的动态交变载荷,其峰值与轴向力稳态值的比值为6%~29%。频域分析发现,引起轴向力动态交变载荷的频率成分包括转速基频、转速2倍频及34、68 Hz。相位分析表明,34 Hz与68 Hz引起的动态交变载荷使应力环传感器周向测点的时域波形发生相位同步变化,符合轴向的振动特征;转速基频与2倍频引起的动态交变载荷则沿应力环传感器周向进动变化,符合转子不平衡特征。      

基于双峰对数正态分布模型的DED-TA15钛合金DFR值估计方法

在不考虑客观随机因素的飞机飞行姿态动力学建模和仿真过程中，仿真结果通常与飞行实测数据具有一定的偏差。以飞行实测数据的统计分析为基础，研究了一种具有随机激励的飞行姿态动力学建模方法，并采用随机动力学的研究手段对飞机的飞行动力学问题进行仿真分析。计算结果显示，随机因素对于飞行姿态具有显著的影响，且考虑不确定因素的仿真模型随机响应能够比确定性响应更精准地模拟飞机在真实环境中的飞行状态，为下一步精准分析飞行姿态提供了新的思路。     

基于分解协调移动极值响应面法的多构件结构动态可靠性分析

多个构件装配而成的复杂结构可靠性分析存在计算流程繁琐、计算效率低的问题。基于极值响应面 法、移动最小二乘法和分解协调的策略,提出分解协调移动极值响应面法(DCMERSM),对考虑流-热-固耦 合作用的航空发动机高压涡轮叶盘径向变形进行动态可靠性分析,通过对比直接模拟和分解协调极值响应面 法(DCERSM),对 DCMERSM 在 建 模 特 性 和 仿 真 性 能 方 面 的 有 效 性 和 适 用 性 进 行 验 证。 结 果 表 明: DCMERSM不仅适用于转子机械动态可靠性分析,同时还可以用于复杂机械多构件结构可靠性分析。