共查询到20条相似文献,搜索用时 140 毫秒
1.
提出了航空发动机转子系统动力学相似设计方法,以便采用模型替代实际结构对其动力学特性进行研究。基于转子系统的动力学等效原则,通过动力学优化方法建立全尺寸原型的相似等效模型。综合采用方程分析和量纲分析推导转子系统的动力学相似准则,并根据转子设计参数的相似关系建立相似等效模型的缩比模型。基于模型修正方法对三维设计模型的相似误差进行修正,得到预测精度较高的动力学相似模型。以双转子发动机低压转子试验模型的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对动力学相似设计方法的有效性进行了验证。结果表明:在设计转速范围内,通过该方法得到的动力学相似模型能够有效预测全尺寸原型的临界转速和不平衡响应,前三阶临界转速的相似误差分别为3.09%、1.75%和0.31%,对应振型的相关性均大于0.93。该方法具有较高的实用价值,可为发动机整机动力学相似设计提供参考。 相似文献
2.
民用飞机发动机服役经验表明:发动机非包容性转子失效仍会发生。为将这种非包容性转子失效可能带来的危害降至最低,基于一种发动机翼吊式安装的民用飞机,结合咨询通告AC20-128A的要求以及民用飞机设计的工程经验,开展了飞机内部系统布置和结构防护设计研究。首先介绍了减小发动机非包容性转子失效危害的设计流程和分析模型,其次从民航局审查关注的角度,重点阐述了不可控制的着火、推力损失、飞机操纵的损失、对乘客和机组人员的保护和结构完整性等五个方面的设计思路和方法。研究结果表明:飞机设计时,通过采取将关键部件和系统移出碎片影响区、冗余设计、提供可接受的防护等预防措施来减小发动机非包容性转子失效对飞机的危害,对发动机非包容性转子失效的设计和适航验证具有指导意义。 相似文献
3.
为了获得能够替代航空发动机转子原型进行动力学试验的模型,提出了发动机转子系统试验模型的动力学相似设计方法。采用相似理论推导了转子系统缩比模型的动力学相似准则,继而建立缩比模型与原型的动力学相似关系。通过动力学优化方法对转子缩比模型的动力学等效模型进行修正,目标函数由固有频率、临界转速和振型组成。以双转子发动机高压转子系统的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对设计方法的有效性进行了验证。结果表明,在设计转速范围内,动力学相似模型与原型的前两阶临界转速相似误差分别为3.92%和0.86%,对应振型的相关性均大于0.98,且模型与原型的模态应变能分布基本一致。通过该方法获得的动力学相似模型能够较好地预测原型的动力学特性,并有效降低模型试验的成本和难度。 相似文献
4.
5.
《燃气涡轮试验与研究》2017,(1)
建立了航空发动机转子径向振动模型,研制了一套专门用于航空发动机转子径向振动测量的测试系统。通过获取转子叶片叶尖间隙、叶片到达时间的信息,采用离散周期信号频谱分析方法,获得发动机压气机转子径向振动数据。结果表明,随着转速的升高,转子径向振动的幅值、频率及相位角度均增大。该结果对发动机的结构设计起指导作用,为转子径向振动主动抑制技术研究提供了基础数据。 相似文献
6.
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。 相似文献
7.
为改善轴承共腔结构双转子系统动力学实验器建立过程中人为或非人为结构畸变导致的动力学相似性偏差问题,开展
了适用于轴承共腔结构的双转子系统动力学特性研究。通过有限元法建立了某轴承共腔结构双转子发动机的转子动力学模型及
其粗尺相似模型,在对该转子模型动力学特性分析的基础上与原型发动机转子的动力学特性进行对比,比较了双转子系统的动力
学相似性。通过遗传算法建立了针对双转子系统动力学特性的相似优化算法。针对该型轴承共腔结构涡轴发动机采用提出的优
化算法建立了双转子系统相似模型。通过有限元法对该相似模型进行动力学特性分析,对比了该相似模型和原型发动机转子之间的
临界转速和振型特征。结果表明:该相似模型与原型转子模型相比保持了良好的多阶临界转速比例关系,且具有较好振型相似性。 相似文献
8.
9.
为了提高航空发动机的控制性能和控制系统的可靠性,提出一种基于粒子群算法的航空发动机局部小区域自适应滑动
的线性模型建立方法和双闭环自适应PI控制方法。在辨识区间内,以发动机转子转速为状态变量,采用在线实测数据和粒子群算法的参数估计方法,使模型辨识参数按照设定区间大小自适应跟踪滑动,从而保证线性模型能够精确逼近发动机的非线性动态。通过分析发动机燃油调节器的工作特性,建立了燃油调节器计量活门和电液伺服阀的传递函数,并根据所构建的模型,设计了航空发动机转子转速和燃油流量双闭环自适应PI控制系统以实现对航空发动机的精确控制。结果表明:利用局部滑动自适应辨识计算机得到的数据与发动机稳态、动态试验数据相吻合,且双闭环仿真控制性能满足航空发动机工作性能要求,表明所提出的航空发动机局部线性建模方法和自适应PI控制器参数算法对提高发动机的控制性能是有效的。 相似文献
10.
针对航空发动机风扇/增压级转子平衡工艺规划过程中平衡转速设定的问题,通过考虑叶片榫槽间隙、平衡设备性能和
转子气动扭矩等因素,构建风扇/增压级转子平衡转速计算模型。将某型发动机风扇/增压级转子的结构及性能参数带入模型,计
算得到转子的平衡转速,并与国外相似型号转子的平衡转速进行了比较。结果表明:通过模型计算得到的转子平衡转速为685 r/
min,与国外相似型号转子的平衡转速基本一致,并且满足该型风扇/增压级转子的实际平衡需求。该平衡转速计算模型已经成功
应用到风扇/增压级转子平衡的设计和工艺文件中,提升了风扇/增压级转子平衡工艺的正向设计能力。 相似文献
11.
12.
13.
This paper summarizes a drive system design for controlling the position and rate of solar power arrays on orbiting spacecraft. There are no gears or sliding contact elements used anywhere in the system and only low-speed bearings are needed. Such mechanization is particularly well suited to solid lubrication techniques, and wear rates are very low, so that the drive system can operate directly in the space environment for long periods of time. Three major components were developed for implementation of this design concept. They are: 1) a brushless dc torque motor; 2) a rotary power transformer; and 3) an offset-tooth shaft position and rate sensor. These components are combined in a hybrid system configuration in which the signal processing and logic functions are performed by digital and linear integrated circuits. A root contour and describing function analysis, confirmed by experimentation, shows that several modes of limit cycle generation can occur in the vicinity of null. Compensation circuits are given that inhibit or suppress limit cycling and provide controlled electronic damping of the system. The system offers relatively high stiffness and can be operated at indefinitely low angular rates with minimum power consumption. 相似文献
14.
15.
王小虎 《航空精密制造技术》2017,53(1)
SINUMERIK840D数控系统为用户提供了多轴回转编程功能,可不必使用专门的CAM软件便能实现五轴定位加工,分析了其回转功能并进行了编程应用。 相似文献
16.
航空发动机中介轴承的故障特征与诊断方法 总被引:11,自引:7,他引:4
提出了转差域频谱和转差域包络谱的概念,建立了诊断航空发动机中介轴承故障的方法.利用发动机高、低压转差作为触发信号,对发动机振动信号进行等转差周期采集,并在转差域对振动信号进行频谱和包络谱分析.结果表明:不平衡响应、不对中响应以及外环静止的轴承故障响应等振动信号在转差域频谱和转差域包络谱上的位置随转速变化;而中介轴承的故障响应在转差域频谱上的边频成分间距不随转速变化,具有倍频“恒间距”特征;在转差域包络谱上的位置也不随转速变化,具有“恒频”特征.带外环故障的中介轴承实验表明:转速变化时,在转差域包络谱中,外环故障特征倍频成分位置不变;在转差域频谱中,出现间隔宽度恒定为外环故障特征倍频的频率成分. 相似文献
17.
18.
19.
为了分析和预测飞机的尾旋特性,一般通过旋转天平风洞试验测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性。针对上述情况,研制FD09低速风洞旋转天平试验系统,介绍该旋转天平试验系统的设计特点、性能指标,并进行SDM标模和战斗机模型对比验证。结果表明:本试验系统工作稳定可靠,试验结果与参考曲线有较好的重复性,并且本试验系统试验曲线的光滑性要更好一些,同时本试验系统给出的试验数据精度较高,可以用于开展型号试验及相关空气动力学研究。 相似文献
20.
高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化设计方法 总被引:2,自引:2,他引:0
针对高超声速飞行器高速俯冲飞行段制导控制系统设计问题,建立了俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型,提出了一种新颖的六自由度(6DoF)制导控制系统设计方法。基于目标-飞行器三维空间相对运动模型和坐标系转移关系建立了三维全耦合俯冲相对运动模型,推导得到了飞行器加速度在弹道坐标系三轴的分量与飞行器三通道角速率间的解析模型,进而结合飞行器绕质心动力学模型建立了以气动舵偏角为控制输入的俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型。该制导控制一体化低阶设计模型降低了俯冲飞行段制导控制系统的模型阶数,减少了六自由度制导控制系统的设计参数,省略了传统设计方法中根据期望过载反求气动欧拉角的过程;同时利用解析模型替代了传统方法中姿态控制环路的跟踪控制过程,简化了制导控制系统的设计流程,为制导控制一体化设计提供了一种新的分析思路。数值仿真结果验证了本文提出的制导控制一体化设计方法的有效性和鲁棒性。 相似文献