支承刚度对整机耦合振动影响的定量分析

为研究支承刚度对航空发动机整机耦合振动的影响,以带机匣的航空发动机转子试验器为对象,建立了试验器的整机有限元模型。对试验器进行了整机模态试验,并利用试验结果对有限元模型进行了修正。在此基础上,分别改变前后支承刚度仿真分析了试验器前3阶模态。通过定义转静耦合因子和截面转静碰摩危险系数,定量研究了支承刚度对试验器固有频率、整机模态振型、转子静子耦合程度、压气机和涡轮截面转静碰摩危险程度的影响。结果表明,支承刚度对刚体模态振型影响较大,所定义的转静截面碰摩危险系数能够定量反映截面转静碰摩危险程度,并且支承刚度对转静耦合程度和截面转静碰摩危险程度的影响呈非线性。     

航空发动机碰摩故障识别可视化技术

通过将计算机图形可视化技术引入碰摩故障识别,进行航空发动机碰摩故障识别技术研究。对航空发动机转子叶片和机匣等关键部件进行可视化建模,根据转子和机匣的振动位移,进行转静碰摩部位检测,对碰摩时产生的火花进行模拟,以直观展现碰摩故障。利用有限元碰摩故障仿真实验,进行航空发动机转静碰摩故障识别和模拟验证,结果表明了方法可以有效地识别出碰摩故障,并直观地显示出碰摩效果。     

航空发动机整机动力学模型建立与振动特性分析

针对航空发动机的转子/整机动力学问题,使用两自由度动力学模型对转、静子的振动耦合机理进行了解释,指出传统转子动力学模型将导致最大67%的计算误差,因此需要采用整机动力学模型对发动机的振动特性进行求解。进一步明确了整机动力学有限元模型的简化原则和模型功用,针对转、静子的典型结构论述了详细的建模方法。采用整机三维模型对双转子涡扇发动机的固有振动特性进行了计算和评估,结果表明,慢车至最大转速区间内只存在一阶高压转子平动振型,转子系统总应变能不超过20%,共振裕度大于20%,满足航空发动机的转子动力学设计要求。     

航空发动机整机振动半实物建模方法研究

为了研究一种快速准确地分析航空发动机整机振动的建模方法,采用试验与仿真结合,在转子模型中综合机匣-支承试验数据的半实物建模方法,对整机振动半实物建模原理,机匣-支承传递函数测试、结构综合建模等问题进行了研究,运用航空发动机转子试验器对半实物建模方法进行验证。建立试验器整机及半实物仿真模型,计算机匣振动响应;拆装转子试验器,测试机匣-支承连接位置频率响应函数,综合转子有限元模型,建立基于试验数据的试验器半实物模型,计算整机频率响应函数。结果表明,半实物建模方法能够在保证计算精度的前提下缩减90%以上的计算时间,运用半实物模型能够准确地获得整机频率响应函数,固有频率计算误差在2%以内。     

涡扇发动机整机振动特性仿真分析

针对涡扇发动机整机振动,开展了发动机整机三维建模、动力学特性仿真分析等工作。建立了转子-支承系统、静子承力系统动力学模型,对静子承力系统关键测点在转子不平衡量大小、分布及碰摩力作用下的振动响应特性进行了仿真分析。仿真结果与实际发动机试验振动图谱的对比分析表明,特征频率点的响应吻合良好。通过本研究,初步搭建起涡扇发动机整机振动机理仿真分析平台,对提高发动机振动机理研究能力和整机振动分析诊断水平有积极意义。     

基于灰色理论的航空发动机整机振动状态评价

提出了一种基于灰色关联度的航空发动机整机振动状态评价方法,并介绍了该方法的数学原理及算法.以某型航空发动机整机振动试验数据作为样本,建立了标准特征库.通过计算被评估发动机的状态参数序列与标准状态参数序列之间的灰色关联度,评价发动机实际状态相对标准状态的近似程度,从而实现对航空发动机整机振动状态的评价.结果表明该方法可用于发动机状态定量评价,并具有简单方便,计算量小,可学习,诊断结果可靠等特点.     

俯冲拉起飞行条件下航空发动机整机动力学特性分析

以某航空发动机带机匣双转子试验器为参考,分别采用截锥壳元素法和Timoshenko梁理论对其机匣和双转子系统进行了有限元建模,得到了试验器的整机转子动力学有限元模型。研究了俯冲拉起飞行条件下机匣支承刚度、安装节支承刚度与机动载荷对双转子航空发动机整机动力学特性的影响。研究结果表明:机匣支承刚度与机动载荷对发动机产生转静子径向碰摩的影响较大,而安装节支承刚度对发动机产生转静子径向碰摩的影响相对较小;机匣测点振动随机匣支承刚度的减小而减小,随安装节支承刚度的减小而增大;机匣测点振动对俯冲拉起机动载荷变化不敏感。     

基于支持向量机的航空发动机整机振动故障诊断技术研究

支持向量机是采用结构风险最小化原则代替传统统计学中的基于大样本的经验风险最小化原则的一种新型机器学习方法,由于它出色的学习分类能力和推广能力,广泛地应用于模式识别和函数拟合中。针对某型航空发动机整机振动过大的现象,提出了一种基于支持向量机（SVM）的整机振动故障诊断方法。首先介绍了SVM理论,然后根据SVM学习方法的结构风险最小化原则,对某型航空发动机已知的整机振动故障模式数据进行了训练和预测,并建立了基于SVM的航空发动机整机振动故障诊断模型。最后通过对已有故障模式进行诊断预测,证明该方法在航空发动机整机振动故障诊断方面具有良好效果。     

结构特征参数对发动机支点同心度的影响研究

航空发动机静子支点作为转子的支撑部位,由于制造工艺、装配误差和长时间工作的影响,较易出现支点不同心的现象。基于形状和位置公差理论,建立了一种发动机支点同心度的计算模型,并对某发动机的支点同心度分布进行了仿真计算。通过分析影响支点同心度的关键结构参数和测量支点同心度试验,提出了同心度的控制方法。结果表明:采用本文所述理论计算和控制方法,可准确地判断出发动机支点同心度是否符合标准,以便有针对性地选择调整措施,进而提高了发动机的装配质量,有效避免转、静子不同轴引起的碰摩问题,减小了发动机整机振动出现的几率。     

某型涡扇发动机高压转静子碰摩故障研究

基于某型双转子涡扇发动机高压转、静子在工作中发生的碰摩现象,通过碰摩消除前后的整机振动响应对比,总结了高压转、静子碰摩的典型振动特征,结合碰摩特点及相关振动理论研究,建立了高压压气机转、静子碰摩模型,应用龙格库塔(Rung-Kutta)法求解模型特定转速下碰摩位置振动响应的频谱图。计算与试验结果表明:双转子结构发动机发生转、静子碰摩时靠近碰摩位置的机匣振动响应会出现次谐波、高次谐波和组合谐波成分,且随碰摩接触面积的增加而增加。