气体润滑轴承-转子系统非线性动力学特征的实验

对高速气体润滑轴承转子系统进行了稳定性试验研究.通过轴心轨迹、频率耦合三维图、频谱和分叉图,分析了系统非线性行为特征.实验证明气体润滑轴承-转子系统中的气膜涡动是系统非线性失稳的主要原因,气膜涡动导致的倍周期分叉是系统进入混沌振动的必由途径.通过调整系统固有频率和气膜润滑涡动频率之间的耦合关系,使得失稳转速远离设计转速;以及利用试验中所证实的混沌"有界"性质,有效的控制振幅,将是提高转子-轴承系统非线性稳定性的新途径.      

航空发动机转子-滚动轴承-支承-机匣耦合系统的碰摩故障分析与验证

针对实际的航空发动机转子系统,建立了含碰摩故障的转子-滚动轴承-支承-机匣耦合动力学模型.在模型中,考虑了机匣运动,弹性支承、挤压油膜阻尼,充分考虑了轴承间隙、滚珠与滚道的非线性赫兹接触力以及由滚动轴承支撑刚度变化而产生的变柔性(VaryingcomplianceVC)振动.运用数值积分方法获取了系统响应,并建立带机匣的航空发动机转子实验器进行碰摩故障实验,仿真结果与实验结果比较分析表明了模型的有效性.      

变轴向间隙下压气机近失速工况时弯曲静叶改善流场的实验研究(英文)

The outlet flow fields of a low-speed repeating-stage compressor with bowed stator stages are measured with five-hole probe under the near stall condition when the rotor/stator axial gap varies. The performances of the straight stator stages are investigated and compared to those of the bowed stator stages. The results show that using bowed stator stages could alleviate the flow separation at both upper and low corners of the suction surface and the endwalls, and decrease the losses along the flow passage as well as the outlet flow angle. As the rotor/stator axial gap decreases, although the diffusion capacity of the compressor increases obviously, the outlet flow field in the straight stator stages deteriorates quickly. By contrast, little changes occur in the bowed stator stages, indicating that as the rotor/stator axial gap decreases, improved performance is achieved in the bowed stator stages.     

航空发动机风扇转子叶片外物损伤II.鸟撞击数值仿真(英文)

鸟撞击是飞行安全最严重的威胁之一。鸟撞击的后果非常危险,因而,在进入服役之前,飞机部件必须通过抗鸟撞认证。航空发动机风扇转子叶片是容易受到飞鸟撞击的飞机部件之一,在设计时必须考虑使航空发动机风扇转子叶片具有抗鸟撞击的能力,降低由于鸟撞击叶片而引起的飞行事故。采用接触冲击算法,对航空发动机风扇转子叶片进行了模拟鸟撞击数值仿真。针对风扇叶片具有阻尼凸台的特点,分析中建立了三叶片组计算模型。得到了对应试验测试点的模拟鸟撞击叶片的瞬态响应曲线、叶片的位移和当量应力。比较了试验中和数值仿真中模拟鸟撞击叶片的瞬态响应曲线,试验中测试点与数值仿真中对应点的变化基本相同。分析了叶片的变形过程、最大位移和最大当量应力。模拟鸟撞击风扇叶片数值仿真验证并补充了模拟鸟撞击风扇叶片试验结果。     

箔式镱应力传感器的动态压阻特性研究

利用空气炮对研制的箔式镱应力传感器的动态压阻特性进行了校准,给出了传感器响应的校准拟合直线方程和线性误差,表明该传感器具有量程范围宽、频响高、线性度较高、温度系数小等特点,可广泛应用于强冲击荷载下混凝土或岩石等介质中的应力测试.     

恒流量装置在气体压力控制器中的应用

介绍了恒流量装置的结构、设计原理、工作原理以及在气体压力控制器上的应用,并通过实验,验证了它的恒流量特性,为气体压力控制器的设计与研制提供了技术保证。     

扰流柱排列形式对层板流阻的影响研究

对进气孔、扰流柱和出气孔个数之比为1∶4∶1和1∶6∶1的2种典型层板冷却结构的流体流阻特性进行了数值分析与试验研究。分析结果表明,在雷诺数相同的情况下,161型层板的流阻较141型层板的小;将计算结果与试验结果进行了比较,二者符合良好。     

航空发动机滑油泵高空性分析

从流体力学角度,对滑油泵的高空性进行了系统的理论分析:阐述了其产生原理,推导了各种影响因素之间的关系式,得出了如下结论:泵前总阻力系数、滑油密度、油泵设计流量越小,入口管径越大,越有利于保持泵的高空性;而对于转子泵,内齿轮1齿扫过的面积越小,内齿轮齿数越少,内齿轮转速越低,转子宽度越小,越有利于保持高空性;对于齿轮泵,模数和齿数越少,转速越低,转子宽度越小,越有利于保持高空性。反之,则不能保持高空性。     

基于Euler方程的直升机旋翼翼型反设计方法

直升机旋翼流场的求解和贴体网格的生成是进行旋翼翼型反设计的关键,本文采用Euler方程求解直升机旋翼翼型流场,并通过求解泊松方程生成围绕翼型的网格.在此基础上,结合线化二维亚音速和超音速流的小扰动理论,采用MGM方程作为反设计方程,基于有限差分方法建立一套直升机旋翼翼型反设计的迭代方法.在给定的目标压力分布条件下,与CFD方法相结合,反设计得出满足要求的翼型,并与目标翼型吻合良好,表明本文建立的翼型反设计方法能够有效地用于直升机旋翼翼型设计.     

尾桨倾斜对直升机飞行性能的影响

自从20世纪70年代美国西科斯基公司在黑鹰上成功采用倾斜尾桨构型方案后,30多年来,先后又有CH53E、S92、AB139等多种大、中型运输直升机采用倾斜尾桨构型,本文主要分析尾桨倾斜对直升机飞行性能的影响,并以某样例直升机为例进行了两种尾桨构型方案飞行性能的对比计算,同时也对倾斜尾桨和常规尾桨设计方案的优缺点进行了讨论.