多支点柔性转子系统临界转速稳健设计方法

基于响应面法和容差模型提出了定量考虑参数变差影响的转子系统临界转速稳健设计方法。该方法利用响应面模型获得多参数、多目标之间的函数关系,并以多阶临界转速分布为约束条件、以临界转速对支承刚度变差敏感度最低为设计目标。对小涵道比涡扇发动机低压转子系统临界转速稳健设计结果表明:在考虑各支点支承刚度变差情况下,采用多参数、多目标稳健设计方法,可保证多支点柔性转子系统的临界转速特性在满足设计要求的同时,转子系统临界转速对支承刚度变差的敏感度最低,验证了该方法的有效性。      

发动机轴承内环装配工艺对转子动力学特性影响的试验研究

试验研究航空发动机高压涡轮后支点轴承内环的装配工艺对转子支承系统振动特性的影响。改变转子轴承内环和内环衬套的配合公差与轴承内环锁紧螺母拧紧力矩,研究以上参数与转子支承系统振动响应的关系。结果表明:间隙配合和较小的锁紧螺母拧紧力矩给转子系统带来较强的非线性性,转子支承处出现丰富的分数倍频成分;过盈配合时转子振动对内环锁紧螺母拧紧力矩改变不敏感;间隙配合时,较大的锁紧螺母拧紧力矩可以抑制转子支承处的分数倍频成分。     

航空发动机装配MES系统设计

介绍了近年来MES技术的发展趋势,分析了航空发动机装配业务特点及装配业务生产方式,并针对性地进行了装配MES系统的设计。针对装配MES系统的核心功能,提出了基于网络图技术的发动机装配、分解过程管理方案和基于集成模式的发动机实物技术状态管理方案。     

航空发动机转子装配优化技术

转子装配优化技术是通过优化转子各部件之间的安装角度,达到控制转子不同心度和初始不平衡量的目的。详细阐述了基于转子部件跳动测量,计算转子旋转轴线与部件惯性轴之间的偏差,进而计算转子不同心度和不平衡量的估算方法;提出了针对转子不同心度和不平衡量双目标优化原则,并采用蒙特卡洛仿真法对随机装配过程、单目标装配优化过程和双目标装配优化过程进行仿真,通过验证表明,转子装配优化技术达到了改善转子装配质量的目的。     

基于转子初始不平衡量控制的整机振动排故方法

针对某型航空发动机试车低压振动超限问题,结合发动机的结构特点,进行了故障分析。通过改进转子的平衡工艺,提出了控制转子初始不平衡量从而抑制发动机临界转速振动大的排故方法,再次试车时发现振动水平良好。结果表明排故方法有效,对今后发动机装配和整机振动排故具有重要的参考价值。     

基于转子跳动和初始不平衡量优化的 多级盘转子结构装配工艺

为了综合优化转子系统跳动和初始不平衡量,通过分析多级盘转子结构同心度、垂直度与不平衡量参数的叠加机理及装配参数对不平衡量的影响关系,建立适当的优化目标函数,利用VBA计算程序进行优化分析;结合实践应用经验对跳动误差进行分析与修正,在各级盘装配相位关系的可行域内选择最优方案。结果表明:与传统堆叠优化方案相比,对某压气机盘鼓组件进行双目标优化能够使初始静不平衡量最大降低86%,有效提升转子装配质量,提高装配效率。该装配工艺优化方法对于航空发动机装配优化、分解检查及连接面质量评估等方面具有较强的工程指导意义。     

航空发动机整机振动控制技术分析

针对高性能航空发动机结构复杂性和高温高转速工况下动力学稳定性问题,提出了航空发动机转子动力学特性设计分析是振动控制技术的牵引,装配工艺控制技术是关键,振动试验测试技术是依赖手段的整机振动控制技术思路。总结了发动机结构动力学计算分析技术、结构装配工艺优化技术、整机振动测试技术以及多年在发动机试验和试车中遇到的振动故障特征分析经验,分析了目前发动机整机振动控制技术存在的问题,提出了未来工作发展的思路     

平面叶栅栅后4轴伺服位移控制系统开发与应用

结合平面叶栅测试特点,详细介绍了4轴伺服位移控制系统的开发和应用,对该控制系统的组成及特点、控制系统算法和特性、位移机构精度进行了分析。     

基于建模仿真分析的模拟转子平衡技术

为提高航空发动机转子平衡精度及单元体装配独立性，对模拟转子平衡技术内在机理及模拟转子设计方法进行研究。 采用数值模拟分析方法，基于低速硬支撑转子平衡测量及误差转位补偿原理，建立转子平衡过程的完整数学模型，分析平衡误差 组成项，提取影响模拟转子平衡精度的参数。利用蒙特卡罗仿真及单因素试验方法、设计仿真算法，对误差项中的各参数进行仿 真计算，得到各参数对平衡测量结果的影响规律及误差容限。结果表明：模拟转子可以再现由转子加工误差引入的附加不平衡 量，其中模拟转子配合面端跳、柱跳、跨距、质心轴向位置、转动惯量、质量等参数均会影响附加不平衡量测量精度。各参数设计精 度与测量精度正相关，但对测量精度影响权重不同。当配合面跳动小于0.005 mm，其余各参数精度控制在特定范围内时，测量误 差近似为0，即模拟转子测量结果准确有效。     

基于声测法的齿轮行波共振测试方法

针对航空发动机由行波共振导致的中央传动锥齿轮断裂故障，提出了一种基于声测法的齿轮行波共振转速测试方法， 建立了非接触齿轮行波共振测量系统，该测试方法简便易行，不需要对转子件进行测试改装，直接引出测试部位的声信号进行分 析研究。基于声测法开展了航空发动机中央传动锥齿轮行波共振试验，研究中央传动锥齿轮行波共振特性，获取了从动锥齿轮行 波共振频率、危险转速范围。通过动应力同步测量试验进行对比验证，结果表明：该测试方法和系统可以精准识别和有效监测航 空发动机中央传动锥齿轮行波共振频率和共振转速，行波共振频率误差小于0.025%，共振转速误差小于0.018%。该方法同时适 用于其它齿轮和盘轴的行波共振故障分析，为相关类型齿轮共振试验及故障诊断提供了一种非接触、长时间监控疲劳试验的测量 方法。