航空发动机低压转子系统的动力学相似设计方法

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。     

风车状态下转子性能及通道内流动分析

为探究低展弦比压气机转子在风车状态下由压气机模式向涡轮模式转化过程中性能、内部流场结构以及气动损失的演化过程,提出了一种基于叶片和流体间能量传递的简化数值计算方法,以获得某转速下的风车状态临界流量点。在数值模拟的基础上,重点对比了同一转速线上压气机工况点(小流量工况)、风车临界点和涡轮工况点下叶尖泄漏损失的演化机制,同时探究了叶片通道内流动分离的演化过程。 结果显示,随着转速的增加,转子风车状态临界流量呈现近似线性的变化趋势。而同转速下随流量增大,叶尖泄漏流从吸力面流向压力面,并与压力面上的低能量流体进行掺混,造成了流动堵塞。同时,从压气机模式转向涡轮模式的过程中,叶尖区域的流动分离从吸力面分离转变为压力面分离,随后分离强度和尺寸逐渐增大,造成的气动损失显著增加;而在轮毂区域,流动分离始终保持吸力面分离,其分离尺度沿径向有所发展。     

带非线性支撑的转子有限元模型求解方法

用数值方法研究了非线性支撑的柔性转子系统的动学行为,提出了一种将有限元与非线性支撑结合的模型和求解方法。利用有限元法(FEM)构建转轴和转盘部分的模型,通过矩阵进行组合;利用离散元方法对包含滚动轴承和挤压油膜阻尼器(SFD)的支撑部分进行建模,此部分包含4个单元,分别为轴承内圈、外圈、SFD内圈和支撑鼠笼。有限元部分和离散元部分通过轴端节点相连,仿真过程中轴端位移传递给非线性支撑部分,支撑部分通过位移计算得到的非线性力反过来作用于有限元转子轴端部分。为了耦合求解有限元转子和非线性支撑组成的数学模型,提出了一种综合的迭代求解方法,克服传统的有限元求解方法对轴端隐性非线性支撑的求解局限性。由于转轴部分采用了Timoshenko梁单元建模,对比与简单转子模型,可以考虑陀螺力矩和轴的柔性特征,更能体现非线性支撑对振动真实影响。在建立的20个轴单元的有限元转子模型中,非线性响应更多体现在靠近非线性支撑的节点1和节点21处,响应频谱中靠近轴端的节点能体现出滚动轴承的2倍和3倍变柔振动频率。     

转子系统挤压油膜阻尼器设计与动力特性

鉴于挤压油膜阻尼器(SFD)设计必须要同时考虑转子系统的动力学特性,提出了一种转子系统与挤压油膜阻尼器耦合设计方法,给出了详细的设计流程。对所设计的阻尼器进行了CFD数值模拟、油膜压力测量以及减振效果实验,结果证明所提出的设计方法是有效的。相比未采用阻尼器,采用阻尼器后转子系统两个转盘的振幅分别下降了46%和39%。通过实验还研究了不平衡量、支承刚度、供油压力和滑油温度对挤压油膜阻尼器减振效果的影响。结果表明,相比于不平衡量和支承刚度对减振效果的影响,供油压力和滑油温度的影响并不显著。进行挤压油膜阻尼器设计时,重点应该关注转子上的不平衡量大小和支承刚度。     

空心气冷低压涡轮动叶气热耦合数值模拟

以空心气冷低压涡轮动叶为研究对象,采用高质量的流体域和固体域网格控制技术,带转捩模型的双方程SST湍流模型,开展了基于CFD方法的叶片气热耦合问题研究。获得了不同冷气流量比(分别为1.0%,1.38%,1.8%和2.2%)、温比(分别为2.1,2.25,2.3,2.4和2.5)和压比(分别为1.4,1.6和1.8)对叶片换热特性的影响规律,设计状态中截面按弧长平均的叶片壁面金属温度计算值较试验值偏小0.3%,气热耦合计算的叶片壁面温度分布与试验结果吻合良好,验证了气热强耦合计算方法的精度,为涡轮叶片温度场分析提供了一种有效的方法。     

自循环吸附动叶设计原理及数值模拟分析

研究了一种新型自循环吸附动叶,分析了其主要实现结构以及自循环吸附的原理。新型吸附结构利用动叶旋转离心作用形成的驱动力抑制了叶表分离、叶顶二次流动,增加了叶顶附面层动量,提高了动叶效率及稳定裕度。通过与传统的机匣处理技术的对比,阐明了自循环吸附动叶的独特结构以及叶顶喷气技术优势。以Rotor37动叶为例,依据基本的吸气、喷气原则,开展了吸气槽、叶顶喷气孔以及动叶内腔等自循环典型结构概念方案设计,突破了带有动叶内腔的复杂网格生成技术,完成了自循环吸附动叶内腔以及叶片通道内的流动分析以及特性分析。研究结果表明:自循环吸附技术优势明显,数值模拟证明其原理可行。     

Active debris removal of multiple priority targets

Today’s space debris environment shows major concentrations of objects within distinct orbital regions for nearly all size regimes. The most critical region is found at orbital altitudes near 800 km with high declinations. Within this region many satellites are operated in so called sun-synchronous orbits (SSO). Among those, there are Earth observation, communication and weather satellites. Due to the orbital geometry in SSO, head-on encounters with relative velocities of about 15 km/s are most probable and would thus result in highly energetic collisions, which are often referred to as catastrophic collisions, leading to the complete fragmentation of the participating objects. So called feedback collisions can then be triggered by the newly generated fragments, thus leading to a further population increase in the affected orbital region. This effect is known as the Kessler syndrome.     

Protecting Earth-orbiting spacecraft against micro-meteoroid/orbital debris impact damage using composite structural systems and materials: An overview

Spacecraft that are launched to operate in Earth orbit are susceptible to impacts by meteoroids and pieces of orbital debris (MMOD). The effect of a MMOD particle impact on a spacecraft depends on where the impact occurs, the size, composition, and speed of the impacting object, the function of the impacted system. In order to perform a risk analysis for a particular spacecraft under a specific mission profile, it is important to know whether or not the impacting particle (or its remnants) will exit the rear of an impacted spacecraft wall. A variety of different ballistic limit equations (BLEs) have been developed for many different types of structural wall configurations. BLEs can be used to optimize the design of spacecraft wall parameters so that the resulting configuration is able to withstand the anticipated variety of on-orbit high-speed impact scenarios. While the level of effort exerted in studying the response of metallic multi-wall systems to high speed particle impact is quite substantial, the extent of the effort to study composite material and composite structural systems under similar impact conditions has been much more limited. This paper presents an overview of the activities performed to assess the resiliency of composite structures and materials under high speed projectile impact. The activities reviewed will be those that have been aimed at increasing the level of protection afforded to spacecraft operating in the MMOD environment, and more specifically, on those activities performed to mitigate the mechanical and structural effects of an MMOD impact.     

某滑动轴承-转子系统次同步失稳机理分析及试验研究

通过简化的轴承转子系统模型,分析了次同步失稳机理,给出了次同步失稳解决方案。在试验台架上进行了5叶可倾瓦滑动轴承支承的柔性转子系统运转试验,当工作转速处于2和3阶临界转速之间时,观察到了明显的次同步失稳现象,获得了失稳门槛转速,分析得出轴承中环形流体周向平均速度系数。通过修改转子结构,提高低阶横向弯曲临界转速,有效消除了次同步失稳,实现了试验转子的超高速稳定运行。     

三支点柔性转子系统支承不同心激励特征及振动响应分析

针对航空发动机三支点柔性转子系统的支承不同心问题,充分考虑转子结构特征和载荷特征,首次将当量刚度引入多支点柔性转子不同心问题的动力学分析,定量描述转子系统各支承间不同心度带来的转子轴段刚度非线性,并提出了多跨度柔性转子系统支承不同心激励的数学描述,建立了不同心激励下多跨度柔性转子系统的力学模型。基于Lagrange能量法,给出了转子系统动力学方程的求解方法,研究得到了支承不同心转子系统的动力响应特征。结果表明:支承不同心不仅引起转子过渡轴的刚度非线性,产生2倍频激励,还会给转子系统带来附加不平衡激励;对于三支点柔性转子系统而言,2倍频分量同样是支承不同心下转子系统振动响应的典型特征之一。转子系统2倍频分量随不同心量的增加而迅速增加,而1倍频分量基本保持不变。同时转子振动响应呈现"缓增速降"趋势,且随非线性刚度、不平衡量的增大愈加明显。