QD128燃气轮机动力涡轮偏心故障的振动分析

针对QD128燃气轮机在并网发电的稳定运行过程中出现振动剧增超限现象,根据振动特点、频谱以及油膜轴承偏磨的振动特征进行了分析.分析认为振动超限是因动力涡轮偏磨故障所致.重点介绍该偏磨故障的振动模式和频率分布特征,为进一步讨论偏心激振引起的振动故障机理提供了参考依据.     

基于多体系统动力学的旋翼桨叶响应计算方法

在中等变形梁的基础上引入增广转换矩阵,为解决桨叶动能项推导编程计算较为复杂的问题,建立了一种新的递推计算方法。该方法在原有的转换矩阵基础上进行了增广,建立了相邻运动坐标系间动能项引起的质量、阻尼、刚度和广义力递推计算方法。以法国SA349/2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据,验证了方法的有效性。     

D-最优试验设计在动力调谐陀螺测试中的应用

 为了提高动力调谐陀螺的静态漂移误差测试精度,针对简化静态漂移误差模型,并且考虑陀螺安装角误差的影响,依据D-最优试验设计理论以及正交设计的均匀分散性试验设计思路,设计了一种满足D-最优性质的正交八位置试验方案,并在整个正交空间内采用全局搜索的方法验证了其D-最优性。在相同试验环境下,采用力反馈位置试验法,以全正交空间预测误差平方和最小为评价准则,对该八位置试验方案和国军标GJB1183—91中的八位置试验方案进行比较与评价,试验结果表明该八位置试验方案优于国军标GJB1183—91中八位置试验方案。     

空客A320飞机起落架系统非典型故障分析

介绍了几起空客A320飞机起落架系统比较少见的故障,通过查阅飞机排故手册并根据系统工作原理排除了故障,排故经验可供机务维护人员借鉴。     

大涵道比翼吊发动机喷流气动干扰研究

研究了涡扇动力翼吊布局飞机考虑动力效应时的流场数值模拟和气动干扰的若干问题。在数值模拟方法方面,介绍了便于实际工程应用的发动机进排气边界状态参数设定算法;通过设定无总温总压增量的喷口边界模拟发动机的无动力状态,避免了研究喷流效应时由通气短舱和喷气构型之间的几何外形差异带来的网格差异对计算结果的影响,提高了复杂构型流场数值模拟结果的可信度。通过数值模拟发现,发动机喷流的引射虽然可使气流加速从而降低翼面压力,但发动机做功导致的翼面压力抬升亦不可忽视。发动机喷流可能引发强烈的挂架气动干扰,其原因是由机身、发动机、机翼和挂架构成的收缩-扩张流道引起的气流加速。通过适当延长和增厚挂架可以削弱这种干扰。     

波束波导馈电系统在深空探测天线应用中的关键技术研究

针对波束波导馈电系统在深空探测天线应用中存在的电小尺寸镜面绕射引起波束波导传输效率降低,不同极化工作时波束指向不一致,以及TE21模跟踪时坐标转换等问题,进行深入研究并给出相应的解决方案或数学模型.通过优化椭球镜M5的曲率,解决了电小尺寸镜面绕射使波束波导传输效率下降问题,使S频段的传输效率提高约4％,35 m天线副反射面的截获效率增加约11％,天线增益提高0.7 dB;给出天线束峰值位置随方位、俯仰角变化的数学模型,提出了中值补偿方法,使天线左右旋极化峰值不一致增益损失减小约0.16 dB,并给出TE21模跟踪时的坐标转换数学模型.这些方法和数学模型已成功应用于实际工程中,并取得了良好的效果.     

大涵道比涡扇发动机TPS短舱低速气动特性分析

为了评估民机低速带动力试验时进排气效应的影响,选取大涵道比发动机涡轮动力模拟器(TPS)短舱和真实发动机短舱作为研究对象,采用数值模拟方法对其起飞、进近状态的低速气动特性进行对比分析。结果表明:由于TPS流量低于真实发动机需求,其唇口、外罩流场特征和真实发动机短舱有所不同,阻力特性也有差别;在进气道处于亚临界状态时,TPS短舱阻力系数比真实短舱大了约1.7个阻力单位,又由于唇口当地气流攻角更大,使得TPS短舱失速攻角相对降低了约1.0°;当进气道工作于超临界状态时,TPS短舱虽然也可以反映真实短舱的流动特性,但由于捕获流管收缩情况和气流驻点随攻角的变化,使得在0°~20°攻角时TPS短舱的阻力系数高于真实短舱,而在20°~30°攻角时其阻力系数略低,差量最大约为1.8个阻力单位。对于研究的大涵道比发动机,未经唇口及外罩修正的TPS短舱其低速气动特性基本可以反映真实进排气效应的影响,但在气动特性分析中可以考虑进一步修正进气效应的影响。     

两级入轨运载器RBCC动力系统内流道设计与性能计算

针对以火箭基组合循环(RBCC)发动机作为水平起飞两级入轨(TSTO)运载器第一级动力系统的方案,建立了进气道-燃烧室-尾喷管一体化流道耦合性能快速计算模型,初步设计了RBCC发动机一体化内流道。RBCC发动机使用变结构进气道,采用支板/凹腔相结合实现火焰稳定的燃烧室以及单侧膨胀尾喷管;应用经过校验的性能分析模型进行RBCC燃烧室性能快速计算;对比分析了性能分析模型与三维数值计算获得的发动机出口状态参数对于飞行器后体流场的影响性;完成了RBCC为动力的两级入轨方案飞行器动力系统的性能分析与计算;分析评估了飞行弹道条件下RBCC推进系统的性能。计算结果表明:飞行器起飞质量280t时,可以完成运送4t载荷进入近地轨道的任务。     

裂纹叶片频率转向和振型转换特性研究

基于有限元法对裂纹悬臂平板叶片的频率转向和振型转换特性进行了线性和非线性研究。首先使用张开型裂纹模型通过线性模态分析研究了裂纹长度变化引起的频率转向和振型转换问题,使用模态置信因子定量分析了频率转向区内振型的渐变过程。而后考虑裂纹闭合效应,建立了裂纹平板的双线性模型,使用张开型和闭合型模型线性分析结果计算得到双线性频率,其中张开型和闭合型裂纹振型通过模态相关性分析进行匹配。计算了裂纹叶片双线性频率,分析了非线性频率转向特性与线性分析结果的差异。最后使用接触有限元模型瞬态响应扫频计算得到非线性共振频率,对张开型模型和双线性模型在典型弯曲、扭转和面内弯曲模态的共振频率进行了验证。     

发动机动力模拟风洞试验中的空气桥技术

介绍了发动机动力模拟风洞试验中的空气桥设计技术和影响修正方法.通过自由度分析,选择了合理空气桥布局,采用有限元方法对空气桥关键受力梁进行了优化,建立了空气桥天平一体化数值模拟技术,使得空气桥和天平刚度更加匹配.通过这些设计及优化使得空气桥的作用力最小,并具有较强的克服压力影响、温度影响的能力.通过试验建立了空气桥附加刚度影响、内部压力影响、温度影响和内部流量影响的修正方法,进一步减小了空气桥对天平的影响.在8m×6m低速风洞进行了某大展弦比飞机全模涡扇动力模拟器(TPS)短舱动力模拟试验.试验结果重复性好,阻力系数精度达到0.0003,和相关文献吻合.这表明空气桥技术是成功的,满足了TPS短舱动力模拟试验要求.