航空发动机承力系统抗变形能力评估

针对航空发动机承力系统的结构和力学特征,基于安全性设计要求,建立了整机承力系统抗变形能力的评估方法,分别从结构固有抗变形能力、稳态载荷下的抗变形能力以及瞬态冲击载荷下的抗变形能力3方面提出了当量刚度、间隙匹配系数、冲击放大系数3个评估参数.以典型高涵道比涡扇发动机承力系统为对象进行了抗变形能力评估.结果表明:以截面的等效刚度和承力系统最大等效刚度的比值作为结构当量刚度,以稳态载荷下整机系统各个截面的最小间隙与 最大间隙的比值作为间隙匹配系数和以瞬态冲击载荷与各个支点及安装节上支反力的最大峰值载荷的比值作为冲击放大系数,这3个参数均能较好地反映出整机承力结构的危险位置和极限载荷下的响应特征.最终的评估结果可以为承力系统结构方案设计和优化提供参考.      

具有局部非线性刚度的复杂转子系统动力学模型及振动特性分析

为了更加精确地预测航空发动机高速柔性转子系统振动响应,为整机振动抑制提供技术支撑,以实际航空发动机转子系统为对象,对其主体结构特征及其连接结构所引起的弯曲刚度非线性特征进行了论述,在此之上建立了其动力学模型。针对这种具有局部非线性刚度的复杂转子系统动力学模型,结合FFT和Broyden迭代方法发展了一种数值谐波平衡法,通过频域方程中的自由度缩减,降低了方程规模,大幅度提高了求解效率。将该方法应用于试验转子的动力特性求解,结果表明:本文方法相比经典数值积分方法可以节省10倍以上时间。采用此方法对涡扇发动机低压转子系统在局部非线性刚度下的动力响应规律进行了分析,论证了论文方法的工程适用性。     

小波包分析在电机信号消噪处理中的应用

在检测航空高速直流电机的机械特性信号时,采样信号中含有大量干扰噪声,对信号的消噪是进行信号提取、分析、故障诊断和处理的前期工作,其效果将直接影响到后期工作.针对电机起动过程中的噪声干扰信号,采用小波包分析的软阈值方法消噪,取得了良好的效果.     

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。     

高速柔性转子支承松动力学特征及动力特性

针对高速柔性转子支承松动的结构特征、力学特征以及多支点转子系统动力学设计的需要,研究了转子支承结构松动引起支承刚度非连续变化的产生机理,建立了支承松动转子系统动力学模型,分析了支承松动转子系统存在混沌运动的条件,即当转子动力特性对支承刚度变化敏感时,受支承刚度阶跃影响,支承松动转子系统会产生混沌运动。根据多支点转子系统动力学特性与支承结构位置、刚度的相关性,采用优化支承位置和支承刚度的方法,使转子动力特性对支承刚度非连续变化不敏感,为多支点高速柔性转子系统的动力学优化设计提供了设计途径。     

动量轮微振动机理及仿真

动量轮是卫星等航天器姿态控制和精度保持的关键机械部件,其微振动严重影响卫星姿态稳定度和成像精度。动量轮的非均匀、非连续几何构形和旋转效应会引起结构系统的参数激励和载荷激励。针对具有非均匀力学特征参数的动量轮结构系统动力学模型,通过分析动力学方程中各矩阵参数的扰动,进行动量轮微振动机理的研究。仿真和试验结果表明:动量轮结构系统内部存在基频和高频激励,其中基频主要来自支点动载荷,高频来自轴承碾压作用;轮缘的局部振动会随转速形成前后行波。      

共用支承-转子结构系统振动耦合特性分析

针对带有涡轮级间共用承力框架的转子系统,为准确描述转子-共用支承-转子（简称共用支承-转子结构系统）之间的振动特性,采用转子截面横向和角向振动特性耦合动力学模型,振动耦合产生机理及影响规律进行研究。理论分析结果表明:转子支点的动态响应对其他转子的支点动刚度特性及转子振动响应特性具有一定影响,共用支承结构振动响应对转子系统振动特性的计算误差超过10%,因此,在共用支承-转子结构系统的临界转速和振动响应计算分析中,需要考虑2个转子与共用支承结构的振动耦合影响。对于涡轴发动机共用支承-转子结构系统的有限元仿真计算结果表明:由于存在共用承力框架,2个转子之间将发生振动耦合,系统产生耦合振型,某一转子转速将会影响另一转子所激起的系统共振临界转速;并对共用承力框架结构的隔振特性也有影响,2个转子共同激励下振动响应与转子单独激励相比,在承力框架安装边上的动载荷以及载荷传递系数均大幅度提高。      

用于转子系统的气膜密封阻尼结构稳态特性

针对航空发动机转子既转动又进动的运转情况,推导用于转子系统的带金属橡胶弹性外环的气膜密封阻尼结构(gas film seal damper,GFSD)雷诺方程.基于GFSD运动方程和位移协调关系,建立转子－气膜－金属橡胶三者之间的流固耦合关系,确定稳态压力场求解流程,并提出金属橡胶刚度的定量设计方法.采用有限差分法求解稳态压力场,研究GFSD工作参数和结构参数对稳态特性的影响,为GFSD结构参数设计提供参考,最后与直通式篦齿封严的泄漏量进行比较.结果表明:合理设计金属橡胶刚度能够使GFSD自适应地调节气膜间隙;在保证动压润滑的基础上,选取大长径比、小金属橡胶刚度和密封间隙能够使GFSD具有良好的稳态特性;GFSD的泄漏量远小于直通式篦齿封严,能够满足现代航空发动机中高进出口压比下的封严需要.      

火焰筒局部蠕变屈曲分析方法

准确考虑火焰筒温度场和应力场的"局部"特性,提出"局部蠕变屈曲"概念,并给出一套局部蠕变屈曲分析方法.基于Hoff理论建立蠕变屈曲理论模型,结合理论和试验数据验证有限元方法处理蠕变屈曲问题的可行性.考虑蠕变屈曲失稳要素,结合静力结果确定蠕变屈曲危险部位,将子模型技术引入非线性/热弹塑性/蠕变有限元程序中,结合曲率极大点判据,确定危险部位蠕变屈曲临界时间.方法将改善传统方法中的平均温度、平均压应力和平面应变假设,提高了计算精度.      

微动工况下接触刚度测试

设计了一套能够测量由于接触表面间小幅度的相对切向运动所导致的迟滞现象的试验装置,克服了无法将系统刚度与接触刚度分开的难题.利用该试验系统能够对不同初始正压力和激振力作用下接触表面间微幅相对运动的迟滞曲线进行测试,根据测试结果计算得到接触表面间的接触刚度.最后将试验结果与理论、数值计算结果进行对比,为最终建立一套可准确预估接触表面间接触刚度的数值模拟方法奠定基础.