反向旋转双转子发动机振动特性的分析方法(英文)

提出了两种反向旋转双转子系统的振动特性分析方法。基于MSC.NASTRAN大型有限元分析软件,开发了反向旋转双转子系统振动特性分析求解序列。利用两种方法,对某反向旋转双转子航空发动机转子系统的振动特性进行研究,并与传输矩阵方法及发动机整机试验结果进行对比。结果表明,两种方法对临界速度的分析结果正确,且对采用反向旋转方案的现代高推重比航空发动机的振动特性设计具有一定的参考价值。     

基于ANSYS的飞机发动机压气机叶片模态分析

飞机发动机压气机叶片因振动而导致的疲劳裂纹故障是航空发动机主要故障之一。为了排除叶片的疲劳断裂故障,本文对压气机叶片进行模态分析,获得其模态参数,进而研究发动机的振动特性并对叶片的振动特性进行控制。这可以为飞机发动机压气机叶片的性能评估、结构裂纹检测、疲劳寿命、强度计算、故障诊断等提供依据。     

严防航空涡喷发动机的外击损伤

近几年来,因航空涡喷发动机压气机转子叶片的外击损伤,已造成多次等级飞行事故,为预防事故的发生,本文通过大量的调查研究,揭示了航空涡喷发动机压气机转子叶片,外击损伤带来的危害、故障的形态、产生的原因及其预防的措施.     

军用涡扇发动机转子结构与力学特性研究

为定量评估结构力学特征参数,进而达到为高推重比涡扇发动机结构设计提供理论指导的目的,主要基于结构效率的定量评估方法,对航空发动机转子系统进行力学特性分析.首先对典型的高推重比涡扇发动机结构特征加以分析,然后总结高推重比涡扇发动机转子结构的惯性特征(质量、转动惯量、刚度等),最后对抗变形能力进行评估计算,以期实现转子结构与力学特征的一体化设计.通过对高推重比涡扇发动机转子系统结构与力学特征的分析研究,可有效丰富已有航空发动机评估和设计参数,为先进航空发动机的转子结构设计布局提供参考和数据支持.     

航空发动机燃气发生器转子不平衡响应分析及试验研究

针对航空发动机燃气发生器转子稳态不平衡响应开展理论和试验研究.建立了燃气发生器转子的有限元分析模型,运用转子动力学分析软件SAMCEF/ROTOR对转子在三组不平衡量状态下的稳态不平衡响应进行了计算,并在高速旋转试验器上实测了燃气发生器转子的稳态不平衡响应,揭示了稳态不平衡响应随组合不平衡量的变化规律,研究成果对确定燃气发生器转子的许用剩余不平衡量提供了依据,具有工程应用价值.     

航空发动机离心压气机叶片转静干涉强迫振动响应分析

针对航空发动机离心压气机叶片存在的高阶共振高周疲劳掉块问题,采用强迫振动响应分析方法,对转静干涉流致激励情况下离心叶轮潜在的高阶共振进行振动应力预估。离心压气机流场使用全周三维非定常流场求解,随后将关注频率下的非定常气动力引入转子叶片有限元分析中,对离心叶轮开展稳态响应分析,得到了叶片振动响应位移及振动应力分布结果。仿真结果与试验测得的最大振动应力以及叶片发生高阶共振损坏位置比较一致,提出的方法可为航空发动机离心压气机叶片转静干涉强迫振动响应分析提供参考。     

基于模糊聚类的航空发动机故障预测研究

为了保证飞行安全和降低航空维修成本,提高航空发动机故障预测的准确性,利用数据挖掘技术,提出了一种基于模糊聚类的航空发动机故障预测的数据挖掘模型。通过对航空发动机维修数据的分析,构建了发动机数据的采集框架以及维修数据挖掘模型,利用模糊聚类理论对某型号航空发动机的维修数据进行聚类,依据不同的阈值获得样本的不同分类情况进行故障预测。最后通过算例仿真验证了模糊聚类可以为航空发动机故障预测提供决策依据。     

基于几何设计法的航空发动机内外机匣减振控制新方法

航空发动机在运行过程中，由于其结构的复杂性和外部气流的不稳定性，不可避免地会产生大量的振动问题。针对航空发动机整机振动问题，首先根据航空发动机的实际结构并结合经验总结，建立了一种通用的转子-支承-机匣振动传递动力学模型，并从航空发动机内外机匣减振控制问题出发，利用一种新型的控制算法（几何设计法），在有限频域内来设计减振控制器，在传感器和执行机构受限的情况下，尝试对多个输出量（即航空发动机的内机匣和外机匣）进行减振控制，并与经典控制理论法比例、微分、积分（Proportional integral derivative,PID）设计的减振控制器进行减振效果对比，最后通过Matlab/Simulink搭建仿真模型并进行仿真验证。结果表明，几何设计法在有限频域内可以直观地获得最优控制器的存在性、唯一性、最优性，对于主控对象的减振控制最优可高达25 dB，相较于传统控制方法形成明显优势。     

航空活塞发动机磨损故障诊断专家系统设计

航空活塞发动机由于结构复杂,工作条件恶劣,在使用中必然遇到各种各样的故障,而磨损故障是航空活塞发动机最常见的故障形式。因此,本文主要针对目前通用航空中还普遍使用的小型活塞发动机的磨损故障,建立一个具有特定问题域的专家系统。     

转速比对双转子系统非线性动力学特性影响

以航空发动机双转子系统为研究对象,考虑挤压油膜阻尼器以及中介轴承的非线性力,通过有限元法和固定界面模态综合法建立了双转子系统的耦合动力学模型。利用仿真计算分析了转速比对转子系统非线性响应特性的影响。研究表明:响应中能观察到较明显的交叉激振现象;响应中除了内外转子的不平衡激励频率之外,还出现了两者的组合频率,但不同转速比情况下的组合频率不同;同向旋转情况下的临界转速均不小于反向旋转;转速比对转子系统的轴心轨迹和运动的周期性有较大影响。最后,通过试验验证了本文建模和仿真结果的正确性。     

高速柔性转子动力特性及平衡技术试验研究

某新型涡轴发动机动力涡轮轴组件是一个带弹性支承和挤压油膜阻尼器的高速柔性转子,对其动力特性和高速动平衡进行试验研究,试验测得轴组件的动力特性,并和计算结果进行对比分析,在此基础上,完成高速动平衡试验。     

2米量级直升机旋翼天平

通过对２米量级直升机旋翼的试验表明：天平测量原理正确、设计分理、刚度大、干扰小、静校准精度较高，其动态特性与整台直升机旋翼试验装置匹配良好，较好地满足了直升机旋翼试验要求。     

直升机旋翼失衡特性分析

旋翼桨叶相互不平衡，是引起直升机附加振动的主要原因之一，减小桨叶间不平衡（本文称失衡）引起的直升机附加振动，工程上依据旋翼失衡诊断的方法，旋翼失衡诊断技术是正在研究的课题之一。本文针对旋翼失衡诊断技术中的旋翼失衡特性分析，应用叶素理论，导出直升机旋翼失衡情况下，桨叶的运动特性和引起的附加激振力特性的数学分析模型。为验证数学分析模型，对某旋翼试算了失衡下桨叶运动特性和附加激振力特性。结果表明，数字分析模型是合理的．本文为旋翼失衡特性分析提供了一种理论分析、计算方法。     

探针支杆尾迹对压气机转子叶片振动特性的影响研究

针对某轴流压气机试验中出现的第一级转子叶片振动应变信号突增现象,开展了不同构型探针支杆尺寸对压气机转子叶片振动特性影响的对比试验。通过对比不同构型探针支杆尺寸、不同安装布局下转子叶片振动信号的变化,证实了进口探针支杆尺寸是诱发转子叶片异常振动的主要原因。同时采用流固耦合数值模拟方法,分析了探针支杆尾迹诱发转子叶片共振的流动机理。研究结果表明:支杆直径为10 mm的圆柱形探针诱发转子叶片发生整转速阶次激振的一阶共振,当探针支杆尺寸减小后,转子叶片振动响应水平显著降低。探针支杆诱发压气机转子叶片共振的扰动频率来源于支杆尾迹诱导频率与支杆通过频率的共同作用,支杆尾迹脱落涡会引起转子叶片进气攻角产生大幅值脉动。     

近地点变轨固体火箭发动机平衡试验

对长二捆近地点变轨固体火箭发动机动平衡用校验转子、工装、空载／满载发动机、卸载／不卸载发动机以及有无喷管发动机等各种状态下动平衡参数进行了试验研究，并对其动平衡在数进行了理论计算。     

某液体火箭发动机现场故障诊断技术分析

针对某液体火箭发动机热试车时发生的故障,详细的分析了振动数据、压力数据及转速数据,研究了该发动机产生故障的原因,并在试验后的发动机分解后得到有效的验证。     

活塞式航空发动机悬摆式配重组件失效原因及预防措施浅析

为了保证发动机的振动平衡,在发动机曲轴上安装有消除振动的配重块。作为曲轴上的重要部件,若高速旋转的配重块失效,将立刻造成发动机连杆、汽缸、机匣等部件损坏,引起航空事故。本文针对已出现的活塞式航空发动机案例,分析了悬摆式配重失效原因,提出了相应的改进措施。     

Effects of Tightening Torque on Dynamic Characteristics of Low Pressure Rotors Connected by a Spline Coupling

A rotor dynamic model is built up for investigating the effects of tightening torque on dynamic characteristics of low pressure rotors connected by a spline coupling.The experimental rotor system is established using a fluted disk and a speed sensor which is applied in an actual aero engine for speed measurement.Through simulating calculation and experiments,the effects of tightening torque on the dynamic characteristics of the rotor system connected by a spline coupling including critical speeds,vibration modes and unbalance responses are analyzed.The results show that when increasing the tightening torque,the first two critical speeds and the amplitudes of unbalance response gradually increase in varying degrees while the vibration modes are essentially unchanged.In addition,changing axial and circumferential positions of the mass unbalance can lead to various amplitudes of unbalance response and even the rates of change.     

旋翼转速变化对直升机需用功率、配平、振动及噪声的影响分析

建立了适用于变转速旋翼直升机的综合分析模型,该模型可用于综合分析直升机稳态飞行时的旋翼需用功率、全机配平操纵、旋翼桨毂振动水平与旋翼气动噪声。并且使用UH-60A"黑鹰"直升机的飞行试验数据及相关研究结果验证综合分析方法的准确性。在此基础上,分析旋翼转速变化对旋翼需用功率、全机配平操纵、旋翼桨毂振动水平与旋翼气动噪声的影响,从而为转速优化设计提供依据。结果表明,改变旋翼转速会导致上述4个特性同时发生明显变化,而在本文算例中适当地降低旋翼转速可最多降低19.2%的旋翼需用功率与6.7%的旋翼气动噪声,但是却会造成旋翼操纵受限和旋翼桨毂振动增加的不良后果。     

2米旋翼模型试验系统研制

旋翼模型试验系统是开展直升机理论与技术研究、新机研制的最基本和最重要的试验设备。本文简介由南京航空学院研制的2米旋翼模型试验系统、它的设计思想和主要特点等。该系统主要用于开展直升机空气动力学、动力学和飞行力学等方面的试验研究,也可直接为直升机型号研制服务。其主要设计原则是满足试验要求、与现已有的风洞相匹配和满足可行性与灵活性要求等。 本文对旋翼模型、操纵与激振系统,动力、传动系统,测量系统,数据采集与处理系统,安全监控与报警系统,以及中央控制台与显示系统等的主要特点均作了简略叙述;还简要介绍了系统调试中的几个问题:温升、振动、天平标定及变距标定等。 系统调试完成之后,已成功地进行了几个典型的空气动力学与动力学试验。试验结果达到预定要求,表明该试验系统的研制是成功的。