基于超声振动的轴上过盈配合零件 拆卸系统设计与试验

针对采用传统工艺方法在拆卸轴上过盈配合零件时费时费力且易对配合面造成损伤等问题,根据超声振动的功率、传递等相关特性,设计了1种新型拆卸系统,其工作时过盈配合零件在轴向作用力和高频轴向振动的共同作用下从轴件上分解下来。该系统设计主要利用传输矩阵法对系统的振动子进行设计建模,通过振动拆卸对比试验,从拆卸压力峰值、试验件表面温度和表面质量等方面对拆卸效果进行验证,试验结果表明:超声振动能有效减小分解时所需的轴向拆卸力,提高轴上过盈配合零件的拆卸效率,且不会对配合面造成损伤。     

自锁螺母的防松及滚压收口的应用

某系列飞机用自锁螺母锁紧力矩不稳定原因分析。自锁螺母采用滚压收口可使螺母收口部侠的螺纹孔由圆表变成曲率变化均匀的对称的椭圆形，螺距沿螺纹孔轴向增大，造成与螺栓干涉配合，可获得比较稳定的锁紧力矩。     

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。     

不同因素对高锁螺母锁紧力矩影响的研究

在直升机的实际装配过程中,一种高锁螺母会与多种高锁螺栓进行装配,而高锁螺母的锁紧力矩与稳定性不能保证.首先,从螺纹副精度、润滑条件、收口尺寸、材料、表面处理等方面对高锁螺母的锁紧力矩变化规律进行了定性分析.然后,通过试验的方法研究了不同材料、润滑条件及表面处理情况下,高锁螺母锁紧力矩的变化.试验结果表明:同规格下,硬度越大的材料,锁紧力矩愈大,稳定性愈差;在同样条件下,有润滑的高锁螺母配合,其锁紧力矩愈小,稳定性有明显加强;不同表面处理对高锁螺母的锁紧力矩的大小有一定影响,但稳定性变化很小.     

带套齿联轴器的转子系统动力学特性研究

针对大涵道比涡扇发动机低压转子中套齿式刚性联轴器结构,建立了套齿联轴器的力学模型和通过套齿联轴器连接的试验转子系统,通过动力学特性计算选择合适的支承刚度,以满足一阶、二阶临界转速的设计要求。理论分析和试验研究了轴向螺母拧紧力矩对套齿连接刚度以及对转子系统的临界转速、振型和不平衡响应等动力学特性的影响规律。结果表明:轴向螺母拧紧力矩会增大套齿联轴器的连接刚度,并且呈现明显的非线性特征。随着轴向螺母拧紧力矩从60N?m增大到120N?m,转子系统的一阶与二阶临界转速增长率分别为1.23%与0.51%;对应的不平衡响应幅值不同程度地增大;而对应的振型基本保持不变。改变不平衡量的轴向与周向位置会导致不平衡响应幅值大小及其变化率有所不同。     

振动攻丝轴向力对螺纹精度的影响

在对比振动攻丝和普通攻丝切削力特点的基础上,分析了攻丝轴向力对螺纹精度的影响,试验研究了轴向力与螺纹精度和螺纹牙型表面质量的对应关系。结果表明,振动攻丝是加工精密内螺纹的有效方法。     

涡轴发动机空中停车故障分析与验证

针对航空涡轴发动机在使用过程中发生的空中停车故障,通过对损伤件及其断口进行宏观和微观检查、金相组织观察、化学成分分析,以及损伤件的温度分析和磨痕对比,确定了首断件。结合发动机参数分析和质量复查,查明故障原因为发动机返厂检修重新装配时,前篦齿封严环与导流盘在规定的压紧螺母拧紧力矩下轴向压缩量偏小,在高转速状态出现轴向间隙,前篦齿封严环松动;前篦齿封严环与静子封严环径向间隙不均匀,切向摩擦力增大造成前篦齿封严环与导流盘相对转动而剧烈摩擦,局部温度升高,导流盘破裂,导致发动机空中停车。通过计算和螺母拧紧力矩试验进一步研究了故障机理,并针对故障机理开展部件和整机模拟试验,复现了故障现象。     

飞机表面用典型螺纹紧固件适配性研究

介绍了飞机表面螺纹连接中典型的钛合金沉头螺栓和托板自锁螺母配合使用的现状,对导致安装困难的原因进行了系统分析,针对钛合金沉头螺栓和托板自锁螺母连接的主要技术特点,从螺栓螺纹牙型及大径修正、自锁力矩及试验、螺母收口形式、表面处理、同轴度和驱动槽等多方面进行研究和针对性试验,探讨了解决钛合金沉头螺栓和托板自锁螺母适配性问题的方法和综合方案,对标准件的设计、选用、制造和安装有积极的参考意义。     

航空发动机螺纹连接拧紧力矩应用分析

拧紧力矩的准确施加是航空发动机螺纹连接件正常工作的保障。本文分析航空发动机螺纹连接件的松动机理,并以航空发动机螺纹连接件不同使用工况为基础,探讨了螺纹连接摩擦因数、工作温度、被连接件刚度、自锁螺母锁紧性能等因素对螺纹连接拧紧力矩及预紧力的影响。结合螺纹连接件不同的应用需求,本文还简要分析了螺纹连接件分段加载和伸长量法加载两种不同装配方式对拧紧力矩的影响。     

航空发动机自锁螺母使用寿命影响因素分析与研究

针对航空自锁螺母锁紧力矩衰减过快的问题,分析了螺纹连接松动的原因和防松措施。从自锁螺母的选材及热处理控制、螺母不同结构、锁紧区收口变形形式及变形量大小等方面研究了影响螺母锁紧性能和使用寿命的主要因素。结合航空自锁螺母典型结构及载荷工况要求,提出了优化设计结构及非金属嵌件自锁螺母新结构,并开展锁紧性能对比试验。试验结果表明,优化设计结构及非金属嵌件螺母新结构的应用提高了自锁螺母使用寿命,并实现了紧固件轻量化设计。     

飞机快卸锁锁紧螺母重复使用特性

用于固定飞机表面快卸口盖的锁紧螺母在重复使用过程中容易发生松弛,使其拧出力矩减小,锁紧功能失效。首先从材料应变硬化、低周疲劳、接触面摩擦系数等方面对锁紧螺母最大拧出力矩的变化规律进行了定性分析。材料确定后,收口值的大小成为影响锁紧螺母重复使用特性的主要因素。试验研究中选定了3种不同收口值的锁紧螺母进行拧入拧出的重复使用试验,测量它们的最大拧出力矩。试验结果表明,随着重复使用次数的增加,螺母最大拧出力矩最初有一定波动,经历一段（N<200）恢复上升后,在重复使用次数200相似文献   

起落架缓冲支柱柱塞组件故障分析及改进研究

某起落架缓冲支柱修理时发现柱塞组件的螺母螺纹发生咬合变形,为了探究该故障发生的原因,根据柱塞组件的结构特点与工作原理,构建螺纹咬合变形故障的故障树,基于历史试验数据、螺纹剩余强度分析以及产品状态检查等方法对故障树底事件逐一分析并进行改进研究。结果表明：螺母设计缺陷和螺母未装配到位是导致螺纹发生咬合变形的原因;将螺距改为...     

自锁螺母扭力试验机简介

我公司生产的自锁螺母尺寸规格小,试验的力矩数值相应小,因而对设备精度要求较高,否则小螺母的力矩值就指示不出来或相对误差太大。以前,我公司在生产及试验中困难较多,曾用过力矩扳手和简易手动机     

振动环境下航空作动器加载试验的研究

介绍了负载模拟器与加载试验技术的研究现状。为解决高频振动与加载力耦合的问题,满足航空作动器高频振动环境下的加载试验要求,将电路滤波器原理引入液压伺服系统设计,提出了利用电液反比例溢流阀压力控制特性的低通滤波加载装置消除高频振动对加载精度的影响,并通过结构设计消除了加载引起的倾覆力矩和径向力,在此基础上提出了一种能够满足航空作动器进行振动环境下加载试验的方法,为我国航空作动器产品寿命与可靠性试验工作提供了参考。     

机翼平面形状参数摄动面元法

在内部Ｄｉｒｉｃｈｉｅｔ边界条件的基础上,藉助于对奇异积分的解析微分,可用解析法计算偶强密度对机翼平面形状乡数的敏感性偏导致（建立一般敏感性方程所需）。机翼平面形状参数摄动后其偶强分布即可藉线性外推得出。从而,压力分布、升力和俯仰力矩系数即可快速确定。振动面元法与相应的低阶面无法计算结果表明,该方法有良好的准确度且使计算工作量大大减少（摄动外推所需ＣＰＵ时间比相应的低阶面元法少两个量级）。     

航空发动机轴承外环装配工艺引起的转子系统非线性振动

针对某型航空发动机涡轮后支点轴承外环装配工艺参数的特点,实验研究了轴承外环与衬套配合为过盈配合、间隙配合和过渡配合时的转子振动特性;同时研究了温度场和外环拧紧力矩参数对配合关系的影响而导致的转子振动特性变化.结果表明:轴承外环与衬套为间隙配合时,引起发动机振动出现次谐波、高倍频和1阶非线性共振;外环锁紧螺母力矩增大只对外环是间隙配合时的振动有抑制作用;轴承座的温度场可导致轴承外环与轴承座的过渡配合变为间隙配合,并影响振动特性.     

水陆两栖飞机高支柱起落架的刹车振动行为

以水陆两栖飞机高支柱起落架为研究对象,对飞机刹车滑跑时起落架的航向振动问题进行了研究。首先建立了可用于振动分析的起落架多体动力学模型,分别采用模态试验、落震试验和静力试验结果对起落架的固有模态、缓冲性能以及刚度进行充分校验,仿真结果与试验结果吻合很好,得到用于振动响应分析的刚柔耦合精确模型。随后加入刹车控制系统模型,研究了起落架从降落到刹车再到停飞的全过程振动响应,对比了恒力矩刹车、速度差PBM刹车控制和滑移率PID刹车控制3种条件下的刹车效果和起落架振动特性。结果表明：恒力矩刹车在力矩幅值超过23.4 kN·m时机轮进入打滑。滑移率PID控制系统较速度差PBM控制系统刹车距离减小19.17%,刹车时间缩短25.45%。但滑移率PID刹车控制系统作用下轮轴航向初始振动较大,通过调整初始滑移率上升到最佳滑移率的斜率,使得轮轴航向位移最大幅值减小31.24%。对于轮速传感器信号突变造成的系统扰动,速度差PBM刹车控制系统造成刹车失灵,滑移率PID刹车控制系统可迅速恢复,抗扰动能力强。     

结构参数对带凸肩风扇静力学特性的影响分析

为研究结构参数变化对叶片稳态流场载荷的影响规律,通过数值求解方法开展不同转-静轴向间距和周向栅距工况下带凸肩风扇叶片的稳态流场计算。利用自行开发的插值程序将稳态载荷施加于叶片,分析叶片受力规律。基于稳态气动载荷和离心载荷,分析各工况下叶片的静力学特征。结果表明:随着上游静子与转子叶片轴向间距的减小,叶片受力和力矩增大。轴向间距减小3mm,周向力和力矩分别增大1.51%和1.48%;随着栅距的减小,叶片受力和力矩减小。转子叶片数增加两片,周向力和力矩分别减小6.26%和6.35%。     

一种新型旋转作动器技术简讯

适应高性能飞机翼面摆动的需要,研究成功了一种新型旋转作动器,其传动原理如图1所示.图中1-液压马达;2-丝杆副, 它的螺旋升角α较小;3-多头丝杆副, 它的螺旋升角β较大;4-直花键副;5-止推轴承.液压马达1的轴固定在主翼上,当液压马达外壳转动时,带动螺母2转动,丝杆2向右轴向移动.与2相连的丝杆3轴向移动,带动螺母3转动.由螺母3上的挂耳带动转翼转动.花键副4的作用是防止丝杆轴转动, 并承受转翼的反作用力矩.止推轴承5的作用是允许套3输出转动, 并防止套3轴向移动.     

基于惯性补偿的三分量测力天平瞬态特性的研究

高超声速一体化试验模型在脉冲燃烧风洞中进行测力试验时,模型振动导致天平无法准确测量模型所受到的气动力载荷。为研究脉冲风洞瞬态测力问题,采用了以下方法:根据测力天平的结构特点建立了动力学方程;对其进行了虚拟标定和模态分析;对测力天平进行了瞬态分析并对输出结果进行了惯性补偿。结果表明,单分量阶跃载荷加载时,补偿后输出结果超调量大大下降,振动衰减时间缩短,俯仰力矩会对轴向力输出产生干扰,且三分量阶跃载荷加载时,干扰降低,各分量的超调量分别为162.6N,574.4N和38N·m;单分量正弦加载时,加载分量上输入输出基本一致,俯仰力矩对轴向力的干扰作用仍然存在,3分量正弦载荷加载时,输入输出结果具有相同的周期特性,俯仰力矩结果与输入结果一致,轴向和法向输入输出间存在一定偏差,3分量的超调量分别为24.1N,375.7N和70.8N·m。