机动飞行时发动机转子系统动力学统一模型

利用Lagrange方程建立了飞机在任意空间机动飞行时发动机安装在飞机上任意位置条件下不平衡多盘、多质量和多轴承线性及非线性柔性转子系统动力学的统一模型,讨论了飞机的空间机动飞行对发动机转子系统动力特性的影响.结果表明飞机的空间机动飞行不仅在发动机的转子系统上产生了非周期性的附加外激励力,而且还会产生附加的阻尼和刚度效应,这些效应不仅会影响转子系统运动轨道的大小而且会使转子系统运动轨道的中心发生偏移,从而可能使发动机转子与定子之间发生局部的碰磨.因此,在分析航空发动机转子系统的动力特性时,必须考虑飞机机动飞行因素对转子系统动力特性的影响.      

机动飞行下机载磁悬浮转子振动响应

为了探究机动飞行对机载磁悬浮转子振动响应的影响，建立了飞机机动飞行下柔性转子的运动微分方程和磁悬浮轴承 模型，使用基础运动的6个参数描述了飞机转弯和俯冲拉升2种机动飞行的完整过程，对1个磁悬浮轴承支承的单盘柔性转子进 行了振动响应数值计算分析。仿真结果表明：采用比例-微分控制的磁悬浮轴承转子系统在飞机转弯和俯冲拉升时，转子进动中 心会随着机动飞行过程发生偏移，转子振动增大，可能与磁悬浮轴承发生碰摩故障；采用比例-积分-微分控制时，磁悬浮轴承可以 以增大控制电流为代价减小机动飞行对转子振动的影响。为了实现磁悬浮轴承在航空发动机等机载旋转机械上的应用，在磁悬 浮转子系统设计时要充分考虑机动飞行对振动响应的影响。     

航空发动机转子裂纹故障的非线性特性研究

采用Jeffcott转子的开闭裂纹及方波模型 ,建立了处于机动飞行状态的飞机内裂纹转子系统的运动方程。运用四阶Runge-Kutta数值法研究了飞机突然加速对裂纹转子瞬态响应的影响 ,特别是对转子系统 4种不同形态响应的影响。无论飞机突加速运动前转子系统处于周期 1、多周期、拟周期还是浑沌状态 ,飞机加速后裂纹转子系统的非线性性态都会发生变化 ,而且转子振幅会急剧增加然后逐渐下降。当飞机倾角变化较大时 ,系统会出现多种非线性形态     

机动飞行环境下双转子系统主共振特性分析

以双转子系统为研究对象，综合考虑高低压转子双频不平衡激励、中介轴承间隙以及机动载荷，通过Lagrange方程，建立了水平盘旋机动飞行环境下双转子系统动力学模型，研究了双转子系统的主共振特性，分析了水平盘旋机动载荷对双转子系统主共振特性的影响规律，探讨了机动飞行环境下中介轴承间隙对双转子系统主共振特性的影响规律。研究结果表明，双转子系统存在振动突跳和双稳态等典型的非线性动力学行为，水平盘旋机动载荷增大会对双转子系统产生“刚度增强效应”,中介轴承间隙增大会对双转子系统产生“刚度弱化效应”。     

机动飞行条件下双盘悬臂转子的振动特性

本文取双盘悬臂转子为分析对象 ,建立了水平盘旋和俯冲拉起两种机动飞行条件下转子振动的运动微分方程 ,并用四阶龙格库塔法进行了求解。结果表明 ,机动飞行在转子上产生的附加离心力和附加陀螺力矩将使转子产生较剧烈的瞬态振动 ;同时 ,转子的轴心轨迹中心会偏离轴线 ,使得转子产生明显的变形。因此 ,在分析转子振动特性时 ,应考虑机动飞行的影响     

机动飞行条件下带挤压油膜阻尼器的Jeffcott转子系统的振动特性

建立了带挤压油膜阻尼器的Jeffcott转子系统的运动微分方程,研究了机动飞行条件下转子系统的振动特性。结果表明,机动飞行对转子系统振动的影响是明显的,机动飞行所产生的附加离心力和附加陀螺力矩将改变挤压油膜阻尼器的受力;SFD能够有效地抑制瞬态振动,起到快速稳定系统的作用。      

机动飞行条件下双转子系统动力学建模与响应分析

考虑航空发动机双转子中介轴承的耦合作用及陀螺力矩的影响,利用Lagrange方程建立了机动飞行条件下双转子-滚动轴承支承耦合系统动力学模型，对耦合双转子系统的动力学特性进行了理论与实验研究.结果表明:随着内外转子转速比增大，高压转子振动幅值减小，分岔点处转速增大，最大增幅近67.49%.机动飞行使转子的振动响应幅值增大，出现较多分频.在跃升和横滚飞行姿态下，高压转子响应主要表现为:随着跃升速度增加，高压转子振动幅值明显增加，最大增幅近409.24%，分岔点对应的速度增大；在横滚速度增大时，转子振动特性主要表现为从复杂的运动形态变换到单周期运动形态,转子的振动幅值明显增加.利用基础运动双转子模型实验台对跃升和横滚两种飞行姿态下耦合双转子系统的部分动力学特性进行了实验研究,实验结果与数值模拟结果有较好的一致性，证明了计算结果的正确性.      

航空发动机整机动力学研究进展与展望

对近年来航空发动机整机动力学的研究现状、进展进行了综述,包括双转子系统固有特性计算、转子-滚动轴承系统动力学、转子叶片振动、发动机机匣动力学、机动飞行转子系统动力学、航空发动机转子碰摩动力学、航空发动机转子裂纹以及整机动力学等.最后对航空发动机整机动力学今后工作研究的方向进行了展望.     

飞机操纵系统动态特性在对称机动飞行载荷计算中的应用

本文将飞机操纵系统动态特性用于对称机动飞行载荷计算,直接由飞机座舱操纵规律出发,求解飞机及操纵系统运动方程,并满足操纵系统的约束条件,得到计及操纵系统影响的飞机机动载荷,使飞行载荷更接近真实情况。     

柔性转子动力特性研究

以某涡扇发动机低压转子为对象,采用有限元方法分析了支承刚度、支承轴向位置、陀螺力矩对柔性转子动力特性的影响,得出了有意义的结论,可为柔性转子结构动力特性的设计提供参考     

Nonlinear dynamic behavior of a flexible asymmetric aero-engine rotor system in maneuvering flight

Aero-engine rotor systems installed in aircraft are considered to have a base motion. In this paper, a flexible asymmetric rotor system is modeled considering the nonlinear supports of ball bearings and Squeeze Film Dampers (SFDs), and the dynamic characteristics of the rotor system under maneuvering flight are systematically studied. Effects of the translational accelerative motions, the angular motions and the pitching flight with combined translational and angular motions on nonlinear dynamic behavior of the rotor system are investigated. The results show that, due to the nonlinear coupled effects among the rotor, ball bearings and SFDs, within the first bending resonance region, responses of the rotor show obvious nonlinear characteristics such as bistable phenomenon, amplitude jumping phenomenon and non-synchronous vibration. Translational acceleration motion of the aircraft leads to axis offset of the rotor system and thus results in the reduction and the final disappearance of the bistable rotating speed region. The pitching angular motion mainly affects rotational vibration of the rotor system, and thus further induces their transverse vibrations. For the pitching flight with combined translational and angular motions, a critical flight parameter is found to correspond to the conversion of two steady responses of the rotor system, in which one response displays small amplitude and synchronous vibration, and the other shows large amplitude and non-synchronous vibration.     

后缘小翼对旋翼气动特性的控制机理及参数分析

针对后缘小翼（TEF）的典型运动参数对旋翼气动特性的控制进行了分析研究。为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于前飞状态带后缘小翼旋翼的运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程、k-ω剪切应力输运（SST）湍流模型和Roe-MUSCL插值格式,采用含LU-SGS隐式推进的双时间方法及并行技术,建立了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼前飞非定常流动特性模拟的高效CFD方法。以带后缘小翼的SMART旋翼为算例,对比了桨叶剖面等效法向力的计算结果,验证了CFD方法的有效性。着重开展了前飞状态旋翼后缘小翼的控制分析,在操纵量不变的情况下,分别研究了后缘小翼偏转幅值、偏转频率、安装位置及宽度等参数对旋翼气动力的影响特性,获得了典型参数对旋翼气动特性的控制规律。进一步研究了配平状态下后缘小翼对旋翼气动特性的参数影响。结果表明：后缘小翼可以充分发挥旋翼在前行侧的升力潜能,同时降低后行侧动态失速过程中旋翼的阻力和扭矩;在相同的旋翼拉力情况下,通过安装后缘小翼可以将旋翼阻力系数和扭矩系数分别降低17%和29%,升阻比提高14%。     

直升机飞行动力学数学建模问题

直升机飞行动力学数学模型是飞行控制系统设计的基础,也是直升机飞行品质设计和评估的主要手段。直升机是一个多体系统,在直升机飞行动力学建模过程中,必须考虑旋翼、机体与升力面等的运动耦合、惯性耦合、结构耦合和气动耦合以及非定常、非线性特性,给出各个运动部件的物理模型及其数学表达形式,是对不同假设、子模型进行分析和综合的一个复杂的过程。鉴于此,简要回顾了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学数学模型的研究现状,着重描述了直升机飞行动力学数学建模中的旋翼气动力建模、直升机气动干扰建模、旋翼/发动机建模以及直升机飞行动力学模型的集成与综合的研究现状与研究进展。最后,针对直升机飞行动力学的数学建模提出了今后的研究重点。     

机动飞行飞行器内具有初始弯曲和刚度不对称的转子运动模型

本文建立了位于机动飞行飞行器内且同时具有初始弯曲、不对称刚度和质量不平衡的单盘Jeffcott转子的动力学模型。当飞行器静止时,设相关参数为零后该模型与相应地面转子系统的数学模型完全相同。应用该模型可数值仿真研究飞行器运动时位于飞行器内的等转速、等加速、等减速运行转子的动态特性,研究飞行器不同飞行速度和加速度对转子动力学特性的影响,分析飞行器飞行时转子出现故障时的响应特性,从而为机动飞行器内转子的动力学分析和故障诊断提供依据。     

空气动力学和动力学模型对预测旋翼功率的影响

本文介绍了几个不同的空气动力学和动力学模型计算旋翼需用功率的方法,并以SA349/2小羚羊直升机旋翼为算例,进行了不同模型计算结果与飞行试验结果的比较。结果表明,气动模型对预测的旋翼需用功率影响不大,三种组合模型预测的旋翼需用功率与试验结果都吻合得很好,刚性桨叶模型的误差在10％以内,而弹性桨叶模型的误差则可降到5％以下。     

直升机机动飞行旋翼的气动力模拟

探讨了预测机动飞行旋翼气动力的细节问题。在考察非均匀诱速分布、入流动力学和非定常翼型性能的基础上,建立了一种模拟非定常旋翼气动力的新方法。对某一特定机动科目,首先由逆解技术得到操纵输入和飞行姿态;然后综合应用涡流理论、动力入流理论和非定常翼型气动模型来数值模拟非定常的旋翼气动力。通过样例分析给出了紧急转弯和平飞跃升的计算结果。     

基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模

共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现：该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现：共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。     

旋翼桨叶非定常挥舞运动的分析计算方法

从旋翼桨叶的实际气动环境出发导出了桨叶的非定常挥舞运动方程，其中考虑了影响旋翼桨叶非定常挥舞运动的各种因素，包括旋翼入流的时滞效应及前行桨叶的压缩性和后行桨叶的失速特性。给出了计算桨叶非定常挥舞运动的递推公式，并进而描述了旋的整体挥舞运动。最后以某型直升机为例，计算了直升机悬停及前飞中旋加变距操纵后旋翼桨叶挥舞运动响应的过渡过程，结果表明：用本文所述方法能合理地计算旋翼桨叶挥舞运动的非定常过渡过程