不平衡激励作用下周向加肋机匣振动能量传递机理

为了研究周向加肋机匣对整机振动的抑制机理,采用有限元法建立了加肋机匣-支承-转子耦合结构,结合振动功率流法分析了在转子不平衡激励作用下周向加肋机匣中的振动能量传递机理。 结果表明:机匣周向加肋筋诱导出的能量涡流场能够分流和耗散掉部分由转子传递至机匣的振动能量;机匣周向加肋筋改变了振动能量的传递路径,减小了机匣与支板连接处振动能量的回流现象;振动能量传递到机匣周向加肋筋后发生传递波波形的转换,携带大部分振动能量的弯曲波转换为纵波并沿加肋筋周向传递,阻断振动能量沿轴向传递至整机其他部位。 研究结果可为航空发动机结构设计以及整机减振提供参考。      

叶片振动应力的叶根振动监测法及实现技术

提出一种航空螺旋桨叶片振动应力监测方法—叶根振动监测法,通过监测螺旋桨振动来获得叶根振动激励,建立叶片振动计算传递矩阵模型,并由叶根激励振动计算叶片的振动响应和振动应力,进而实现对叶片振动应力的监测.叶根振动可以通过直接测量或由螺旋桨转子支承机匣监测振动换算获得.最后,通过对比桨叶振动应力的计算结果与飞行试验实测结果验证该方法.结果表明,叶根振动监测法简便、易行,可以进一步应用.      

多重激励下机匣振动能量传递规律与耦合特性

为了研究机匣振动能量的传递规律和转子多重不平衡激励能量在机匣上的耦合特性,采用有限元法建立了包括压气机机匣、燃烧室机匣和涡轮机匣组件在内的航空发动机整机机匣模型,应用结构声强法计算分析了机匣在不同激励频率下振动能量的传递规律和耦合特性。结果表明：（1）机匣共振时,振动能量的穿透力最强,主要以纵波和剪切波的形式穿过机匣安装边向其他部件传递。（2）机匣的模态振型与其振动能量传递特性有关,振动幅值较大的机匣组件同时也是主要参与振动能量传递的机匣组件。（3）振动能量在机匣上的传递具有解耦特性,多重激励同时作用下的机匣振动能量传递特性可以分解为多个单一激励作用下机匣振动能量的线性矢量和。     

多重激励下机匣振动能量传递规律与耦合特性

为了研究机匣振动能量的传递规律和转子多重不平衡激励能量在机匣上的耦合特性,采用有限元法建立了包括压气机机匣、燃烧室机匣和涡轮机匣组件在内的航空发动机整机机匣模型,应用结构声强法计算分析了机匣在不同激励频率下振动能量的传递规律和耦合特性。结果表明:(1)机匣共振时,振动能量的穿透力最强,主要以纵波和剪切波的形式穿过机匣安装边向其他部件传递。(2)机匣的模态振型与其振动能量传递特性有关,振动幅值较大的机匣组件同时也是主要参与振动能量传递的机匣组件。(3)振动能量在机匣上的传递具有解耦特性,多重激励同时作用下的机匣振动能量传递特性可以分解为多个单一激励作用下机匣振动能量的线性矢量和。     

某型燃气轮机内、外机匣振动传递的动力学分析

为确定某型燃气轮机整机试车中内、外机匣径向振动力的传递关系,建立了机匣的有限元模型,利用ANSYS软件进行了0-2000Hz内的谐响应分析。在共振状态下,外机匣振动峰值相对于内机匣的增大值,计算结果为13．38％,台架振动测量结果为12．7％,二者具有很好的一致性,表明计算模型和方法正确。上述方法可为燃机振动检测限制值的确定,以及进一步研究内、外机匣的轴向和周向振动传递提供参考。     

基于结构声强法的机匣振动能量传递特性

为了分析在转子不平衡力激励作用下机匣上纵波、剪切波、扭转波以及弯曲波所携带的瞬态与稳态振动能量的分布规律和传递特性,将结构声强法拓展成矩阵的形式应用到航空发动机领域。建立了转子不平衡力作用下的双转子-支承-机匣耦合模型,通过由有限元工具和自编译程序组建的计算系统,求解并可视化了在高低压转子不平衡力激励作用下机匣瞬态与稳态的总结构声强场以及不同类型振动波的结构声强场。此外,通过运动方程推导并分析了结构声强与结构振动特性之间的内在物理关系。结果表明,机匣上纵波振动能量穿过法兰边后沿其周向传递,而剪切波和扭转波所携带的振动能量则可以穿过法兰边沿机匣轴向传递;支板上的振动能量首先以弯曲波的形式传递到机匣上,振动能量在机匣上沿主要路径传递过程中会发生不同类型振动波相互转换的现象;结构声强通过结构的动能变化率、应变能变化率以及阻尼耗散等能量参数与结构振动特性产生内在物理联系,对结构振动的控制本质上就是对振动能量流的控制。研究结论可为航空发动机机匣以及整机减振提供一定理论指导。     

某微型发动机振动特性计算分析

研究了具有锥齿轮啮合及机匣系统的某微型发动机的振动特性。采用弯扭耦合传递矩阵法计算临界转速、不平衡响应和初始弯曲响应,计及转动惯量、陀螺力矩、剪切变形、粘性阻尼和轴向力的影响。为了提高机匣振动固有频率的计算精度,还采用轴质量均布的传递矩阵法计算转子－机匣系统的临界转速与不平衡响应。临界转速及不平衡响应计算结果与试验结果吻合较好。     

某涡喷发动机中介机匣振动模态分析

用多点激振单点拾振的脉冲激励试验模态测试方法，对某涡喷发动机中介机匣的振动特性进行了模态分析，对比了模型机中介机匣与改型机中介机匣的振动模态，试验结果表明模型机中介机匣在结构设计方面存在薄弱环节，其结果为某涡喷发动机结构设计、振动故障分析提供了依据。     

基于机匣测点信号的航空发动机滚动轴承故障诊断灵敏性分析

研究了基于机匣测点信号进行航空发动机滚动轴承故障诊断的灵敏性问题.首先利用两个带机匣的航空发动机转子试验器进行了冲击响应试验,比较了滚动轴承处冲击激励引起的轴承座测点响应和机匣测点响应的差别;然后利用这两个带机匣的转子试验器进行了滚动轴承故障模拟试验,详细对比分析了轴承座测点信号和机匣测点信号的时域波形、频谱和小波包络谱.结果表明:当滚动轴承和机匣的连接刚度较小时,故障滚动轴承的振动信号传递到机匣上时会产生很大的衰减,然而利用传统的基于小波包变换的包络解调方法仍然可以很好地诊断出外圈故障和内圈故障,对于滚动体故障的诊断效果略差.研究结果对于实际中基于机匣测点信号进行航空发动机滚动轴承故障诊断提供了试验依据.      

直升机主减机匣结构振动噪声分析与优化

针对直升机主减速器机匣的振动噪声问题,对机匣进行基于频率响应和模态贡献量的结构动力学特性分析,给出机匣的振动特性,并确定对结构振动特性起主要影响的模态.利用间接边界元与有限元相结合的方法,应用基于结构面板声功率贡献量的分析方法,进行结构噪声功率分析和结构噪声功率面板贡献量分析,给出机匣的声学辐射特性,找出相应激励频率下对结构噪声功率贡献量最大的面板.以该面板为设计域进行结构拓扑优化,并根据优化结果合理布置加强筋,以提高结构刚度,达减振降噪的目的.结果表明:结构速度频率响应峰值下降了36%,减振效果良好,结构声功率级有了明显的降低,其中声功率级峰值下降了5dB,降噪效果良好,为直升机主减机匣提供了一种可行的减振降噪方法.      

螺旋桨/机翼相互干扰的非定常数值模拟

针对太阳能无人机分布式螺旋桨滑流问题,采用基于结构/非结构混合网格的CFD方法进行了非定常数值模拟.通过截取翼段消除有限翼展三维效应的影响并简化研究对象,将滑移网格和转捩模型应用于数值模拟;分别研究了螺旋桨位于翼段前方和后方的情况,并与干净螺旋桨和干净翼段进行对比.结果表明:螺旋桨位于翼段前方或后方均使得翼段升力、阻力、低头力矩增加并呈周期性波动,同时螺旋桨位于翼段后方时对翼段的影响较小;而翼段的存在使得螺旋桨的拉力、吸收功率和效率增加并呈周期性波动,流场的非均匀性导致了螺旋桨振动.      

风扇机匣的减振优化设计

涡扇发动机风扇叶片的强大尾迹容易激起风扇机匣的高频行波共振.针对某涡扇发动机风扇机匣曾出现的振动过大的现象,分析了引起的原因,研究了减振措施,在此基础上提出了以减小振动为主要目的风扇机匣结构优化设计方法.机匣优化前后的整机试验测试结果表明,该方法是非常有效的.      

基于时域有限差分的渐变温信号传输模型

建立了一种基于时域有限差分(FDTD)的渐变温信号传输模型,利用迭代求解实现了传输导线在不同时间受不同温度影响的仿真分析.结果表明:测试信号的时域平均电压幅值随温度的升高而逐渐衰减,在573K时,电压幅值仅为303K时的90%左右,衰减幅度近10%.设计了一种渐变温环境下的振动测试试验,所得的输出信号的自功率谱峰值和时域平均电压幅值均随温度升高而减少,试验结果与仿真分析结果一致.此研究结果有助于提高振动测试的准确性.      

航空发动机风扇机匣振动故障分析

在航空发动机研发与试车过程中,曾出现风扇机匣振动偏大且振幅存在摆动现象。为明确故障原因,从机匣和转子的振动特性以及机匣变形等多方面对振动测试数据和信号进行了分析。结果表明：振动故障是由机匣变形引起转、静子间隙不协调导致转、静件碰摩所引起的;在机匣发生局部共振情况下,碰摩形式发生变化,引起振动幅值出现摆动现象。     

螺旋桨桨叶试验模态分析

本文用试验模态分析技术研究了螺桨桨叶振动特性。重点考察、分析了桨叶根部连接状态和桨叶安装方式对振动固有频率和模态的影响;提出要准确地了解和分析桨叶的动力特性,应该模拟螺桨与发动机实际连接、安装状态,进行桨叶—桨毂—螺桨轴耦合动力特性的计算和试验。      

基于部件特性的螺旋桨数学模型通用建模算法

为了有效地建立螺旋桨数学模型和涡桨发动机数学模型,以及为涡桨发动机控制规律设计奠定基础,借鉴压气机部件特性缩比方法,提出了一种适用于螺旋桨部件特性的修正缩比方程;基于螺旋桨静态特性,提出了静拉力状态下的螺旋桨建模优化算法;针对螺旋桨低速前进状态下和高速前进状态下的不同工作特点,提出了两种不同的螺旋桨建模算法,以实现全飞行包线内的螺旋桨数学建模。通过与GSP (Gas turbine Simulation Program)软件仿真数据对比验证,其结果表明,基于所提出的算法建立的螺旋桨数学模型输出拉力、功率和效率的最大相对误差分别不超过3×10-6,3×10-6和6×10-5,同时,验证了算法有效性和通用性。     

模型自由飞试验中的螺旋桨动力模拟方法研究

开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。