航空发动机轴承腔热分析计算

轴承腔热分析计算的目的是确定轴承腔的热负荷和温度分布。采用二维轴对称稳态导热的有限元程序,对某型发动机中轴承腔进行了热分析计算。程序功能比较齐全,使用方便。可从AUTOCAD直接输入图形数据,用ALGOR工程软件分网译码进行前处理,用ANSYS工程软件进行后处理。选用相关经验公式计算摩擦热及换热系数。实例计算结果表明程序计算结果合理,精度满足工程要求。      

发动机涡轮泵转子新型阻尼挠性支承的性能

高压补燃氢氧发动机的液氢／液氧涡轮泵转子动特性研究需要准确的支承性能参数,因此在径向力小于１０ｋＮ,轴承预紧力９８０Ｎ￣２２０５Ｎ的范围内进行了新型阻尼挠性支承５的性能研究。通过试验和计算,得到了折返式鼠笼挠性支承的变形特性、应力分布规律及其有限元计算模型、金属橡胶阻尼器的阻尼特性、成对双联轴承以及轴承预紧力等因素对支承系统性能的影响。     

航空发动机滚动轴承的载荷分布研究

滚动轴承载荷分布的研究大多应用基于Hertz接触理论的拟动力学法进行。由于Hertz接触理论半无限空间的边界条件,以及分析时采用刚性套圈假设,拟动力学法的计算结果与实际情况有较大出入。近年来随着有限元、边界元等数值计算方法的发展,使考虑套圈变形和边界条件影响的滚动轴承载荷分布的研究成为可能。建立滚动轴承载荷分布的有限元分析模型,分析载荷参数对轴承接触应力、接触角和变形的影响规律,并将有限元法的计算结果与拟动力学法及实验结果进行分析比较。研究表明:由于有限元法考虑套圈变形以及边界条件的影响,与实验结果更为接近。     

轴连轴承温度场的有限元分析

根据轴连轴承组件的结构及特点,建立了有限元模型,实现了对轴连轴承温度场的有限元分析.首先采用拟静力学方法分析出轴承工作时钢球的自转速度,然后计算出轴承在不同的内圈转速、轴向载荷和径向载荷下的功率损失,最后使用ANSYS软件计算出轴承的温度分布.通过算例分析了不同工况对轴连轴承工作温度分布的影响,并进行了试验验证,结果表明:轴向载荷和内圈转速对轴承温度分布影响较大,而径向载荷的变化对轴承温升影响不显著.      

航空发动机支点刚度与整机变形分析方法

研究了如何利用整机有限元模型开展刚度及变形分析并给出量化要求,包括整机有限元建模、支点刚度计算及整机变形分析。整机有限元建模包括模型简化原则、编号规定、网格划分及模型检验。支点刚度计算包括支点刚度定义及刚度分配在设计过程中的应用。整机变形分析包括温度场与载荷施加、高低压转子轴间间隙分析、转静子轴向间隙分析关注要点和变形规律。经整机建模及计算分析,得出的支点刚度结果可为发动机轴承支承结构设计提供刚度分配指标,整机变形结果可用于发动机总体结构方案评估与优化。     

某型航空发动机翻修期内轴承内环与轴颈配合分析

发动机轴承与主轴的配合特性是影响支承系统的重要因素,受工作过程中离心力、热变形影响,轴承内环和主轴的配合特性会产生变化,对发动机轴承寿命、整机振动表现均有影响。某型发动机轴承内环和转子依靠过盈配合定位,总结分析该发动机翻修期内轴承与主轴的配合特性,并采用有限元接触计算方法,对工作条件的变形范围、过盈量保持和接触应力分布进行了分析,研究表明该型发动机轴承与主轴的配合过盈量在翻修期内能够有效保持。     

磁悬浮轴承金属橡胶环组合支承转子系统的动态性能

将磁悬浮轴承支承在金属橡胶环上,构成磁悬浮轴承金属橡胶环组合支承高速旋转实验系统.通过理论分析、试验模态分析以及系统高速旋转实验研究了金属橡胶环对系统动态性能的影响.研究结果表明,增加合适支承刚度及支承阻尼的金属橡胶环可以明显降低转子在第一阶弯曲模态频率处的振动,减轻磁悬浮轴承为抑制转子弯曲振动所付出的代价,有利于系统平稳越过第一阶弯曲临界转速.      

圆周环形狭缝式空气静压轴承

本空气静压轴承应用于游丝测试设备——游丝弹性后效仪。该仪器工作时转速很低(可看作零转速),支承系统的负荷小(负荷不到10克),但要求支承系统具有极低的摩擦力矩,特别是要求支承系统不能有明显的干扰力矩。本文着重分析了该轴承的结构选择,摩擦力矩的形成,承载能力及气膜刚度,并简要的介绍了该轴承材料的选择及气源的选择等有关制造中的注意事项。     

静压气体轴承气膜力及其与转子耦合动力学特性研究

针对静压气体轴承,进行三维实体建模,采用供气孔区域非结构化网格和非供气孔区域结构化网格相结合的网格划分方法;采用基于有限体积法的计算流体动力学(CFD)商业软件对三维稳态可压缩气体Navier-Stokes(N-S)方程进行求解;根据计算结果,通过数据拟合获得了考虑转子偏心和转速的静压气体轴承气膜支承力模型.基于有限元法建立了气体轴承-转子系统动力学模型,采用Newmark逐步积分法求解了系统的临界转速和不平衡响应.在此基础上进行实验测试,验证了数值仿真结果.研究结果表明:低速、小偏心下,气膜主支承力随偏心呈近似线性变化;高速、大偏心下,气膜主支承力急剧增大,气体轴承的动压效应显著增强;气膜x,y向耦合支承力随转速和偏心呈非线性变化;转子系统一、二阶临界转速对当前结构刚度变化比较敏感,而三阶临界转速对此不敏感.因此,气体轴承气膜支承力的非线性特性及其与转子耦合动力学特性较为复杂,在对气体轴承进行结构设计时,应充分考虑其与转子的耦合,合理设计工作转速范围.      

叶片脱落诱发的转子- 盘片系统不平衡响应分析

为了厘清叶片脱落诱发的失衡载荷及瞬时冲击对航空发动机转子系统动特性的影响,以转子- 盘片系统为研究对象, 考虑弹性支承的影响,基于ANSYS/LS-DYNA 软件建立系统的有限元模型,模拟叶片脱落对转子- 盘片系统振动响应的影响,分析转 子转速、不平衡量、盘偏置量及支承刚度对系统不平衡振动响应的影响规律。结果表明：轴承支承总反力的变化趋势与系统不平衡 量的变化趋势相同;盘片结构越靠近轴承支承端,轴承支承总反力越小;刚性支承（≥107 N/m）下轴承支承总反力较柔性支承（<107 N/m）下的偏大。该研究可为转子- 盘片系统的结构设计提供参考。     

静压空气轴承偏载时的承载分析

采用数值计算的方法计算了静压空气轴承偏载时的承载能力、载荷分布和气膜压力分布,并分析了轴承参数对承载偏载情况的影响。     

后摆心潜入式喷管柔性接头力学特性数值仿真

针对后摆心潜入式喷管柔性接头在燃气压力与摆动联合载荷下,弹性件与增强件的力学特性计算问题,建立了对称刚体-柔性体结合的几何模型;采用了有限元方法,获取了柔性接头在燃气压力、摆动载荷及联合载荷下应力、弹性比力矩分布规律。研究表明:随着燃气压力增大,弹性比力矩降低;随摆角增大,弹性比力矩增大。文中的数值仿真方法,可以应用于柔性接头力学特性的计算,为柔性接头强度的安全性评估提供指导。     

Boundary discontinuous Fourier analysis of thick beams with clamped and simply supported edges via CUF

This paper presents an analytical solution for static analysis of thick rectangular beams with different boundary conditions.Carrera's Unified Formulation (CUF) is used in order to consider shear deformation theories of arbitrary order.The novelty of the present work is that a boundary discontinuous Fourier approach is used to consider clamped boundary conditions in the analytical solution,unlike Navier-type solutions which are restricted to simply supported beams.Governing equations are obtained by employing the principle of virtual work.The numerical accuracy of results is ascertained by studying the convergence of the solution and comparing the results to those of a 3D finite element solution.Beams subjected to bending due to a uniform pressure load and subjected to torsion due to opposite linear forces are considered.Overall,accurate results close to those of 3D finite element solutions are obtained,which can be used to validate finite element results or other approximate methods.     

固体火箭发动机柔性接头的结构分析

为了进行固体火箭发动机柔性接头结构分析，建立了三维超弹结构有限元模型，用单轴拉伸与简单剪切橡胶材料试验数据，采用三阶橡胶本构模型，载荷跟随变形的方式处理驱动载荷方向的变化，给出了典型载荷状态下的计算结果。获得了柔性接头应力应变分布，随着容压增大，弹性件径向拉应力的区域迅速减少，获得相同转角的驱动载荷将会减小，该现象与试验结果吻合较好。     

Static aeroelastic analysis of very flexible wings based on non-planar vortex lattice method

A rapid and efficient method for static aeroelastic analysis of a flexible slender wing when considering the structural geometric nonlinearity has been developed in this paper. A non-planar vortex lattice method herein is used to compute the non-planar aerodynamics of flexible wings with large deformation. The finite element method is introduced for structural nonlinear statics analysis. The surface spline method is used for structure/aerodynamics coupling. The static aeroelastic characteristics of the wind tunnel model of a flexible wing are studied by the nonlinear method presented, and the nonlinear method is also evaluated by comparing the results with those obtained from two other methods and the wind tunnel test. The results indicate that the traditional linear method of static aeroelastic analysis is not applicable for cases with large deformation because it produces results that are not realistic. However, the nonlinear methodology, which involves combining the structure finite element method with the non-planar vortex lattice method, could be used to solve the aeroelastic deformation with considerable accuracy, which is in fair agreement with the test results. Moreover, the nonlinear finite element method could consider complex structures. The non-planar vortex lattice method has advantages in both the computational accuracy and efficiency. Consequently, the nonlinear method presented is suitable for the rapid and efficient analysis requirements of engineering practice. It could be used in the preliminary stage and also in the detailed stage of aircraft design.     

基于库伦摩擦效应的箔片轴承极限承载力理论与试验

基于有限单元法建立了考虑库伦摩擦的波箔型径向气体箔片轴承的箔片结构模型,采用有限差分法和有限单元法耦合求解Reynolds方程和气膜厚度方程,通过求解轴颈达到极限偏心率时的轴承极限承载力,研究了箔片结构库伦摩擦效应对轴承极限承载力的影响规律,并搭建了轴承极限承载力测试试验台,利用温度法测量了两个具有不同轴承壳内表面粗糙度的波箔型径向气体箔片轴承的轴承极限承载力.通过对比分析仿真结果与试验结果表明:轴承壳圆柱孔内表面粗糙度为0.4μm的轴承在10000r/min和20000r/min下,轴承极限承载力分别为15.5N和42.3N;而表面粗糙度为1.6μm的轴承极限承载力为10.9N和29.6N,这是由于波纹箔片和轴承壳体之间的库伦摩擦力增大了波纹箔片的刚度,因此增大箔片结构摩擦因数使得轴承极限承载力降低,并且仿真结果变化趋势和试验结果变化趋势吻合.      

局部受载滚轮滚针轴承承载性能仿真分析

根据所研究滚轮滚针轴承局部受载和支撑结构特点,建立考虑凸轮局部受载影响的轴承全柔性体有限元仿真模型,系统分析了轴承加载载荷、游隙和安装偏斜角对轴承的力学性能、刚度和寿命的影响,并通过数值和试验方法对仿真结果的正确性进行验证。结果表明:局部受载条件下,径向载荷和偏斜角对轴承接触性能和寿命产生较大影响,轴承游隙对轴承接触性能和寿命的影响较小;径向载荷和偏斜角的增加,使得轴承承载区域减小,原对称“驼峰”型滚针母线的接触压力分布逐渐向偏斜角方向过渡,造成“一高一低”的母线压力分布形貌,最大接触压力增加,使得轴承寿命快速下降,但在极限载荷和偏转角条件下,仍满足轴承设计寿命指标要求。      

平箔片楔形高度对气体止推箔片轴承特性影响

针对波箔型气体止推箔片轴承,建立了箔片结构二维薄板模型,并通过有限差分法和有限元法耦合求解可压缩气体Reynolds方程和气膜厚度方程,获得了给定轴承载荷条件下轴承气膜压力分布、气膜厚度分布、平箔片变形量和功率损耗等轴承特性.通过对比楔形高度分别为25,70,100,200,300μm时的轴承特性仿真结果研究了楔形高度对轴承性能的影响.结果表明:降低楔形高度使轴承气膜压力分布更均匀,并降低了平箔片的局部集中载荷.但楔形高度存在一个最佳值,使得达到相同轴承载荷所需的最小气膜厚度最大,并且轴承具有最小功率损耗,提高了轴承的工作效率.该结果为气体止推箔片轴承的结构设计提供的理论参考.      

多钉连接初始破坏强度的工程方法研究

采用有限元方法对复合材料层压板多钉机械连接载荷分配及其承载能力进行了研究,以一列三钉为例对比工程计算中提出的直接计算法与载荷比例法求解多钉连接初始破坏载荷的计算精度及适用范围,得出的结论对复合材料层压板多钉机械连接设计具有一定的工程参考价值.