民用涡扇发动机振动因子试验试飞方法研究

振动故障是航空发动机常见且危害较大的故障,对发动机进行转子平衡是降低发动机振动的重要措施。目前先进的飞机可以利用机载设备和航线飞行记录的振动数据进行低压转子振动配平方案计算,而发动机振动因子是机载设备计算配平方案的关键要素。发动机振动因子需通过大量的试验试飞获取数据并计算得出,介绍了振动因子的计算方法、振动因子的形式,对获取振动因子计算数据的试验试飞方法进行了研究,并给出了振动因子数据处理方法。     

风扇转子叶片防颤改进设计

通过能量法对某两级跨声风扇试验件原型方案进行气弹稳定性预测,对气弹不稳定转子几何造型进行修改以提高气弹稳定性。通过对原型和改型方案的几何造型、气动性能和振动特性以及气弹稳定性对比分析表明:改型方案最小模态气动阻尼比由-146提升至183,消除了颤振风险,同时风扇气动性能保持不变且对原方案改动量较小。增加厚度、弦长使叶片相应径向位置的气弹稳定性增加,是改善颤振的有效手段,但是需要关注风扇气动性能变化。在相同槽道堵塞裕度降低量条件下,调整厚度分布提升气弹稳定性幅度最大。     

叶片飞失转子动力特性及支承结构安全性设计

针对航空发动机在叶片飞失极限载荷下的支点载荷控制问题,建立综合考虑冲击、惯性非对称、减速过临界等多种力学过程的支点动载荷响应分析方法;提出针对止推支点的缓冲阻尼支承结构安全性设计,该结构可以通过控制支承结构的刚度、阻尼参数,调整转子系统动力特性,降低转子临界转速。通过支点动载荷响应分析方法定量评估缓冲阻尼结构对降低支点动载荷的有效性。通过试验证明转子系统在冲击-减速过程中对支点载荷的影响因素。结果表明:叶片飞失所产生的冲击作用和减速过临界过程是威胁支承结构承载能力的主要因素。采用缓冲阻尼支承结构能够使叶片飞失下转子系统的支点动载荷降低至20%,是一种有效的支承结构安全性设计。     

载人多旋翼飞行器动力单元选型方法研究

载人多旋翼飞行器具有结构尺寸大、载荷需求大、可选用的旋翼大小不等且数目不定的特点,快速确定此类飞行器的动力单元具有较强的工程实用性。以设计一款单人多旋翼飞行器为例,搜集品牌官网推荐的百余组匹配方案数据,采用穷举法计算并获得九组性能参数之间的关系;在此基础上,建立旋翼及等效电路模型,针对 22 款优选电机的最大工作电压,采用优化法计算可匹配的最大旋翼尺寸及需用旋翼个数。结果表明：优化选型所得方案更精准高效,该方法可用于快速获得大质量效率、高续航、低成本的动力单元方案。     

止口螺栓连接结构非线性刚度机理分析及数值仿真

以高速转子的止口螺栓连接结构为研究对象,从结构不同阶段的应力-应变分析和有限元数值仿真两方面研究其拉伸刚度和弯曲刚度的非线性特征及其形成机理,重点讨论了止口对连接结构非线性刚度的影响,获得了关键参数对连接刚度的影响规律,在此之上,定量分析了止口螺栓连接刚度损失对某高压转子振动特性的影响。结果表明:止口螺栓连接结构受拉时具有3种变形状态,拉伸刚度呈现分段非线性特征。弯曲刚度具有“倒S”形非线性变化规律,非线性拉伸刚度和拉压区域面积变化是其产生的内在原因。止口紧度对弯曲刚度影响较为明显,转速则影响较小。止口螺栓连接刚度损失对弯曲型和俯仰型临界转速存在一定影响,而对平动型临界转速影响极小。     

突加不平衡激励碰摩转子反向涡动分析

建立了考虑叶片-机匣碰摩、挤压油膜阻尼的模型,推导了转子发生失稳的判别条件。从复非线性模态角度分析了突加不平衡激励下转子的动力特性,揭示转子反向涡动响应的形成过程及存在条件。通过参数分析获得转子发生反向涡动的敏感参数及其影响规律,并根据突加不平衡激励下转子反向涡动的响应特征分析某航空发动机叶片飞失故障。计算结果表明：转子能够发生反向涡动需要满足两个条件,其一,转子本身存在反进动模态失稳区;其二,冲击载荷使叶盘幅值达到反进动模态阻尼失稳点并进入反进动模态失稳区。实际航空发动机转子中具有因突加不平衡而发生反向涡动的风险,会造成支承结构破坏,严重威胁航空发动机的安全。增加转子阻尼、降低叶尖-机匣摩擦因数、降低静子叶片刚度、采用挤压油膜阻尼结构均有利于降低该风险。     

基于动叶污垢沉积的数值模拟

采用三维数值方法研究了污垢沉积对压气机动叶性能的影响.对具有一定典型性的真实压气机动叶NASA Rotor 37进行数值研究,通过与文献中实验数据的对比,校核了商业CFD(computational fluid dynamics)计算代码的可靠性,结果表明计算得到的性能曲线与实验数据有较好的一致性,应用于数值模拟手段是可行的.随后通过增加叶片和端壁的表面粗糙度和厚度来模拟不同的污垢沉积程度对压气机动叶性能的影响,结果表明:增加叶片厚度和表面粗糙度都将引起总压比和等熵效率降低;增加表面粗糙度将导致流量下降,稳定工况范围向小流量方向移动;而增加叶片厚度将使得稳定工况范围明显减小,堵点流量下降较显著,这将导致动叶工作特性恶化程度增大.      

基于精确参数化定义的复合材料桨叶剖面 扭转刚度计算

在系统地对桨叶结构设计流程、结构分析计算方法进行研究的基础上,通过对桨叶组件参数化定义及桨叶铺层三维几何建模方法的扩展,自动获得各桨叶剖面相关组件的几何和材料信息,并基于闭口薄壁梁理论,给出了复合材料桨叶剖面扭转刚度的高效计算方法.该方法一方面充分考虑了复合材料蒙皮铺层的复杂结构以及梁、肋等组件的细节几何模型,避免了三维几何模型简化误差;另一方面,提出了铺层块、等效厚度以及长厚比概念,并采用解析表达,将模型几何解构完全集成于桨叶设计过程自动完成,十分便于工程应用.实例验证表明:提出的方法能够快速、可靠地完成桨叶剖面扭转刚度计算,显著提高设计分析效率.      

旋翼性能与动力学试验技术的现状及发展

介绍了国内旋翼性能试验与动力学试验技术的进展,对影响旋翼性能试验的一些因素进行初步探讨,并分析了国外旋翼动力学试验的进展,对我国旋翼试验的研究发展具有一定指导意义.     

直升机旋翼双线摆式吸振器的关键技术

导读:对直升机的振动水平控制方法进行了综述,着重讨论了旋翼双线摆式动力吸振器的应用情况.对双线摆式吸振器的基本原理进行了介绍,并对设计中的几个关键问题进行了分析.阐述了该类吸振器在直升机型号设计中的应用潜力和待解决的关键问题.