影响某型燃机转子轴向力关键因素分析

燃气轮机转子的轴向力是燃机总体设计的重要指标之一。为了研究影响轴向力的因素,针对某型燃机,通过建立轴向力仿真平台,计算不同装机状态燃机的轴向力载荷,并结合大量整机试车与轴向力实测数据,分析影响该载荷的关键因素。研究与实测表明：运行工况、涡轮导向器喉道面积、封严结构等均构成影响轴向力的关键因素;调整封严直径、喉道面积可以大范围地调整转子轴向力,调整封严间隙值能对轴向力进行微小的调整。     

端齿连接转子轴向预紧力的确定

在已知转子工作时各种载荷引起的轴向松弛力和压紧力的前提下，本文提出综合考虑紧度裕度、强度裕度、装配关系等多因素的轴向预紧力确定准则，并由此建立了预紧力优化的数学模型，给出了５个目标函数以满足不同的设计要求。文中还介绍了根据本文的准则及方法开发的计算机程序及其应用实例     

端齿连接及变轴力的影响

针对端齿连接及变轴力这二大特点, 本文就轴向预紧端齿连接转子的强度及动力特性以及相应分析方法进行讨论。首先说明端齿连接及变轴力对于转子强度及动力特性的影响, 然后从相应分析方法及分析内容两个方面, 针对以往工作的不足作出必要的补充。      

考虑轴向力影响的三点接触球轴承刚度特性研究

为探究三点接触球轴承刚度特性,针对某型船用燃气轮机动力涡轮后支承使用的三点接触球轴承,在考虑轴向力影响的情况下,运用数值方法求解并分析了运行工况横向载荷和转速以及结构参数滚动体个数和垫片角对轴承刚度特性的影响规律。结果表明:轴向力对轴承的刚度影响显著,随着轴向力增大,轴承横向刚度减小,轴向刚度增大;横向刚度随横向力与滚动体个数增大而增大;轴向刚度随内圈转速、滚动体个数与垫片角增大而增大;轴向刚度对横向载荷影响不明显。     

航空发动机转子轴向力动态特征测试技术

以航空发动机止推轴承轴向力为研究对象,基于应力环法的测量原理,发展出一种新的适用于转子轴向力动态特征测试技术。基于固支梁模型设计了扇形支点的应力环传感器,通过理论分析和有限元仿真验证结构设计的合理性,并对应力环传感器测量的灵敏度和静态特性指标进行量化表征。某型航空发动机整机轴向力试车结果表明:转子轴向力中存在不可忽略的动态交变载荷,其峰值与轴向力稳态值的比值为6%~29%。频域分析发现,引起轴向力动态交变载荷的频率成分包括转速基频、转速2倍频及34、68 Hz。相位分析表明,34 Hz与68 Hz引起的动态交变载荷使应力环传感器周向测点的时域波形发生相位同步变化,符合轴向的振动特征;转速基频与2倍频引起的动态交变载荷则沿应力环传感器周向进动变化,符合转子不平衡特征。      

CFRP螺旋铣孔加工中的轴向力抑制方法

在碳纤维增强树脂基复合材料(Carbon Fibre Reinforced Polymer,CFRP)螺旋铣孔加工过程中,刀具端刃所产生的轴向力过大会造成制孔出口分层、撕裂、毛刺等缺陷问题。为减小CFRP螺旋铣孔加工中的轴向力,从运动学原理上分析了刀具端齿隙角与未变形切屑的关系,提出了使刀具切削线速度较低的中心区域不参与切削的方法;进一步推导出了使刀具中心不参与切削的条件,并对不同端齿隙角和导程组合下的未变形切屑形状进行了模拟;最后在CFRP上进行了螺旋铣孔试验验证。结果表明,通过增大刀具端齿隙角和减小导程,可以使螺旋铣孔加工中端刃中心区域不参与切削,从而有效减小CFRP螺旋铣孔中的轴向力。     

轴向预紧端齿连接转子的动力特性分析

建立了用有限元子结构模态综合法进行轴向预紧端齿连接转子动力特性分析的公式系统。重点阐述如何考虑端齿及变轴力的影响, 如何获得变轴力端齿梁元的性质矩阵和建立变轴力端齿梁元及系统的运动方程。      

航空发动机异型推力轴承轴向力测试方法

某型航空发动机推力轴承外环与鼠笼弹支集成一体式,为满足该轴承轴向力测试要求,提出了一种新型轴向力测试改装设计和双向轴向力测试方法,给出了轴向力测试改装原则、等弯矩测力环结构设计方法及力学模型、强度计算对比分析、贴片引线设计、测试结果分析,并与现场测试结果进行了对比。理论计算与现场标定试验结果误差小于5%;现场试车中,双向测力环同步准确判断出轴向力换向转捩点,由此验证提出的轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。     

航空发动机弹支-测力环双向轴向力测试方法

为满足某型航空发动机三支点推力轴承轴向力测试要求，提出了弹支轴向力传感器和测力环并行测量方法和双向轴向力组合标定方法，给出了弹支轴向力传感器测量原理，开展了弹支轴向力标定仿真分析和试验研究，给出了中央传动齿轮箱（IGB）和棒轴承对标定结果的影响，并与发动机测力环测试结果进行了对比，研究表明：弹支轴向力传感器输出受安装位置和对象影响较大，有未装配IGB和棒轴承的标定数据偏差分别可达73.4%和17.8%，按发动机实际装配关系进行标定组件装配才能提高测量精度。发动机实测结果表明：弹支轴向力传感器多通道全桥取均值的测量方法和测力环轴向力数据趋势一致，由此验证提出的双向弹支轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。     

航空发动机轴向力反向偏小故障分析

针对航空发动机试车过程中出现的卸荷腔压力异常偏低导致轴向力偏小且反向的故障，利用试车数据开展了封严元件实际工作间隙标定及各元件对卸荷腔压力、温升的敏感性分析。分析发现，因压气机后轴颈篦齿间隙异常偏小导致压气机鼓筒轴温升偏大，引起篦齿盘热变形增大、阶梯篦齿工作间隙减小，从而导致卸荷腔压力异常偏低。提出了增大压气机后轴颈篦齿间隙、配合增大卸荷腔排气面积的解决措施。发动机地面试车结果表明，96%换算转速时，卸荷腔压力增大约170 kPa，轴向力增大约2 700 daN，验证了调整措施的有效性。     

圆弧端齿对涡轮螺栓连接影响的数值研究

为验证某型民用航空发动机涡轮总体设计方案的可行性和安全性,以该型航空发动机涡轮的圆弧端齿连接结构为研究对象,利用有限元数值模拟方法研究了涡轮第1级盘与前轴之间采用圆弧端齿连接的设计对结构强度和疲劳失效的影响,分析了在高温及不同预紧力载荷工况下对圆弧端齿连接强度、疲劳等性能的影响规律.研究表明:该设计存在涡轮第1级盘与高压涡轮轴连接的外端齿分离而导致振动的风险,而增大预紧力可以提高螺栓连接传递荷载的能力,但螺栓孔边存在局部高应力问题.研究结果为圆弧端齿的设计方案提供了有效理论支撑和参考.     

轮盘端面齿连接的周向拉杆转子刚度研究

针对轮盘端面齿连接的周向拉杆转子模型,理论分析得到转子各组成部分刚度计算方法.应用商业有限元软件ANSYS,基于三维有限元非线性接触算法计算预紧力下轮盘端面齿连接段的弯曲刚度和扭转刚度,得到刚度修正系数和刚度无量纲系数.分析周向拉杆刚度和轮盘刚度的关系,提出拉杆刚度比例系数.计算结果表明:刚度系数无量纲系数小于1时,刚度修正系数保持不变;刚度无量纲系数大于1时,此时预紧力不足,齿面发生滑移,刚度修正系数会突然降低,拉杆弯曲刚度比例系数会增加.刚度无量纲系数具有明确的物理意义,可为带端面齿的燃气轮机转子设计和故障诊断提供参考.      

程序载荷下疲劳可靠性分析的损伤等效递推方法

以载荷循环数－疲劳寿命干涉模型为基础,分析了程序载荷（包括随机载荷历程）作用下的疲劳可靠性问题的特点及计算方法。通过对疲劳失效过程的分析,针对复杂载荷下疲劳问题的物理本质,提出了一个以损伤等效原则转换不同载荷水平的当量循环数的可靠性递推方法,并进行了试验验证。     

ON THE STABILITY OF ANISOTROPIC VISCOELASTIC THIN PLATES

Uptonow,someanalyses['~'Jhavebeendoneoncreepbucklingofviscoelasticstruc-tures.However,nomethodhaseverbeengiventodeterminethedurablecriticalloadofvis-coelasticstructuressubjectedtoadurableload.OnlyTroyanovskii['jsubmittedamethodtode-terminethedurablecriticalloadofisotropicviscoelasticthinplatesbutgavenoexample.Thededucingandcalculatingmethodinthispapercanbeusedtoresolvethecreepbucklingques-tionsofotheranisotropicviscoelasticplatesandshells.lAnalysisThecreepbucklingofanorthotropicviscoelastict…     

特殊航路点经纬度坐标的计算

给出了计划航路时可能会用到的计算特殊航路点（诸如航路与航路或与管制区边界的交叉点）的经纬度坐标的公式，并针对各种情况做了计算验证。     

ITERATIVE COMPUTATION METHOD FOR NONLINEAR FORCED VIBRATION EQUATION ON HELICOPTER MAIN ROTOR LOAD

ＩＴＥＲＡＴＩＶＥＣＯＭＰＵＴＡＴＩＯＮＭＥＴＨＯＤＦＯＲＮＯＮＬＩＮＥＡＲＦＯＲＣＥＤＶＩＢＲＡＴＩＯＮＥＱＵＡＴＩＯＮＯＮＨＥＬＩＣＯＰＴＥＲＭＡＩＮＲＯＴＯＲＬＯＡＤＬｉｕＸｉａｎｇｊｉａｎ；ＳｈｅｎＸｉｎｋａｎｇ；ＸｕｅＺｈｅｎｇｚｈｏｎｇ（...     

直升机旋翼载荷中的非线性强迫振动方程迭代算法

介绍用迭代方法求解直升机桨叶气动载荷中的非线性强迫振动方程。计算时,先假定诱导下洗已确定,求出桨叶的初始载荷;再通过非线性强迫振动方程求出弯－弯－扭弹性变形。以某一直升机为例,求出了桨叶的各阶谐波载荷和弹性变形。计算结果与实验数据吻合。