转子不平衡量对角接触球轴承-刚性转子系统动力学耦合特性的影响

建立了高速角接触球轴承-刚性转子系统完全动力学数值仿真模型。以某仪表轴承支承的转子系统为例,分析了转子不平衡量对转子振动响应、轴承内部载荷分布以及保持架质心运动轨迹、频域幅值变化及其磨损的影响。结果表明:无转子不平衡量时,转轴振动仅包含保持架频率,而转子不平衡时,转轴振动除保持架频率,还包含内圈频率及其倍频。随着转子不平衡量的增大,内圈频率对应的转轴振动幅值逐渐增大,而保持架频率对应的转轴振动幅值先减小后增大。球与内外圈接触载荷波动随着转子不平衡量的增大而增大,且载荷包含了保持架频率与内圈频率的多种耦合频率。转子不平衡量越大,保持架质心运动越不稳定,而保持架磨损率反而逐渐降低。保持架质心运动除保持架频率外,还包含保持架频率与内圈频率的耦合频率,说明保持架运动受转子振动的影响。      

典型尖楔结构燃气流热试验工况确定方法

在传统冷壁热流模拟方法的基础上,进一步提出以热壁温度及热流密度的时序变化曲线为控制目标的燃气流热试验工况确定方法,即利用壁温控制目标与实测值的偏差对热壁热流控制目标做一定修正,以尽可能消除和弥补前期试验误差,同时利用300K冷壁边界热流密度数据库插值迭代方法,快速确定一定气动热模拟所需燃气流温度,解决了沿飞行轨迹瞬态热试验技术难题之一。利用CFD数值模拟方法,建立了典型尖楔结构高/中温双路燃气流组合热试验300K冷壁边界热流密度数据库,并针对典型尖楔结构沿某飞行轨迹9个典型状态气动热模拟需求,确定相应双路燃气流热模拟参数。相关数值计算结果显示,驻点区域热流密度平均模拟偏差为4.5%,平板区热流密度平均模拟偏差为4.6%,两者最大模拟偏差均不大于8%,满足工程试验精度要求。同时,瞬态热分析结果显示第45s时,距驻点1mm处最大温度梯度达到21K/mm,距驻点10.1mm处最大温度梯度达到18K/mm,满足气动热大温度梯度效应需求。      

篦齿封严结构气弹稳定性数值分析

针对航空发动机中篦齿封严装置的气弹稳定性问题,用所发展的气弹稳定性分析的能量法,考查了两种不同的篦齿封严结构模型的颤振特性,对比分析了在不同节径振动下的气动功分布和模态气动阻尼比。结果表明:能量法可以用于预测篦齿封严结构的气弹稳定性,通过数值计算给出了改进前后篦齿封严结构低阶振动模态的气动功和模态气动阻尼比,改进后的篦齿结构在2节径振型下不再发生颤振,说明改进后的结构比改进前的气弹稳定性更好。      

涂敷硬涂层的失谐整体叶盘减缩建模及振动分析

为了提高整体叶盘的服役寿命,提出一种对叶片涂敷硬涂层的减振方法。同时,针对失谐叶盘-硬涂层复合结构的运算规模庞大的难题,提出了一种双重减缩建模方法。利用一种改进的混合界面子结构(HISCMS)法对复合结构进行第一重的自由度减缩。利用一种模态密集判别准则与经典模态减缩(SNM)法的思想对综合后的模型进行第二重的模态减缩。选取了对叶片双面涂敷NiCoCrAlY+YSZ(yttria-stabilized zirconia,氧化锆) 硬涂层的失谐叶盘进行仿真分析及试验测试,以探究失谐叶盘的振动情况以及硬涂层厚度对失谐叶盘的影响。结果表明:双重减缩建模方法能够在保证计算精度的前提下提高25.86%~42.05%的计算效率;而且硬涂层表现出较强的阻尼作用,能够在共振区显著抑制失谐叶盘的共振响应。      

考虑航空发动机支承不同心的整机动力学建模及分析

为了分析支承不同心情况下航空发动机整机的动力特性,提出1种航空发动机支点支承不同心故障的建模和分析方法,将支承不同心转化为支点轴承间隙模型,并将该模型引入航空发动机整机模型中。以某型双转子涡扇发动机的支承不同心为例,对支承不同心所引发的航空发动机整机振动进行仿真分析,结果表明:支承不同心对支点的轴承力影响很大,是导致滚动轴承疲劳破坏的重要原因之一,并且机匣加速度响应对支承不同心不够敏感。仿真结果验证了所建立的支承不同心模型的有效性。     

钛合金宽弦风扇叶片的振动特性

通过模态仿真和模态试验技术分别对某型号TC4钛合金宽弦风扇叶片的振动特性进行研究。采用ANSYS-APDL软件对风扇叶片模型进行模态仿真分析。根据风扇叶片的坎贝尔图以及不同模态的振型分布,识别风扇叶片的弯扭振型。风扇叶片不同转速不同模态下的转速裕度和频率裕度分析显示:第1阶弯曲模态在红线转速下的转速裕度和频率裕度超过20%,表明风扇叶片满足共振裕度要求。在三轴向振动台上利用扫描式激光测振仪,采用敲击法和随机带宽激励的方法测量叶片的响应,分析了风扇叶片不同模态的冲击响应特性和多轴响应特性,发现风扇叶片在周向和轴向激励下的响应以低阶弯曲模态为主,而在径向激励下的响应以扭转和复合模态为主,不同激励位置不同模态的响应特性与风扇叶片的振型息息相关。      

典型进气函数下转静盘腔瞬态响应特性研究

为研究航空发动机转静盘腔非稳态流动的瞬态响应特性,建立了转静盘腔CFD计算模型,采用基于Fluent用户自定义函数(UDF)编程的非稳态数值计算方法,分别研究了进口压力以阶跃函数、斜坡函数和正弦函数变化时转静盘腔的瞬态响应特性,并提出了相应的瞬态响应特性评价指标。结果表明:不同进气函数下的转静盘腔瞬态响应特性存在明显差异,同一进气函数下盘腔中各流动参数的瞬态响应存在不同程度的滞后。阶跃函数的无量纲跃升幅值由1.025变化到1.3时,盘腔平均总压的响应时间增加了3369.2%;斜坡函数的斜坡时间由0.01s增加到0.16s时,盘腔平均总压的响应时间增加了163.9%;而正弦函数的角速度由22rad/s变化到55rad/s时,盘腔平均总压的响应时间缩短了45.6%。不同进气函数下转静盘腔平均总温随时间的变化曲线均呈现出明显的过冲现象,其峰值时间和超调量变化规律与进气函数类型密切相关。     

鸟撞工况下HCA动态拓扑优化整级叶片的数值模拟

航空领域中飞机发动机在满足抗鸟撞性能的前提下,实现轻量化是关键问题之一。针对航空发动机冷端风扇叶片,基于HCA算法的动态拓扑优化方法对叶片实现进一步减重,为了验证该动态优化方法的有效性,建立了鸟撞航空发动机整级叶片冲击动力学有限元模型,模拟受气动与离心载荷作用下高速稳定旋转的发动机风扇叶片遭受鸟体撞击的瞬态响应过程。基于LS-DYNA软件平台,对考虑了鸟撞的多工况、多约束条件下叶片的动态优化结果与优化前叶片的多项动态响应指标进行了对比分析,证明了HCA动态拓扑优化方法比传统叶片轻量化方法更为优秀,在满足适航条例强度要求的同时可使叶片减重比达到37.9%,论证了在叶片轻量化设计上基于HCA算法的动态拓扑优化方法的可行性与优越性。     

基于齿廓修形的锥齿轮再制造技术

锥齿轮是航空发动机传动系统中的重要组成部分,在使用过程中容易产生齿面磨损、齿面点蚀、齿面剥落、齿面胶合等故障。文中分析了锥齿轮故障原因及再制造可行性,构建了锥齿轮的再制造判别标准,制订了以齿廓修形技术为核心的锥齿轮再制造工艺方法。通过检测渗碳层深度、硬度,试验验证,齿轮装配检查,台架试车考核表明：再制造的锥齿轮渗碳层深度、显微硬度符合设计要求,齿轮啮合间隙、着色印痕以及试车后齿面金属印痕均符合技术要求,装机试用的锥齿轮传动平稳,啮合性能好,产生的振动和噪声小。再制造成本仅为新品的11.3%,节能效果为86%,节材78%,取得了显著的经济和社会效益,具有广阔的应用前景。     

不同推力级高涵道比涡扇发动机结构与力学特征定量评估

针对不同推力级高涵道比涡扇发动机的结构设计与定量评估的需求,修正了弯曲刚度轴向分布系数和变形协调性参数的计算公式。对不同推力级的典型高涵道比涡扇发动机CFM56与GE90采用结构效率评估方法进行计算与对比,结果表明:GE90高压转子的弯曲刚度分散系数高出CFM56高压转子的17.7%,大尺寸发动机高压转子应当增强局部刚度;在承载能力设计中大尺寸发动机重点关注风扇处可能引起的转静件碰摩,小尺寸发动机重点关注间隙变化带来的气动效率损失;两台发动机低压转子的弯曲应变能系数均大于20%,对连接结构的设计应当避免应变能集中处;GE90转静间隙变化量范围[-4.5mm,2.3mm],明显高于CFM56的[-1.4mm,1.0mm];在不平衡量作用下,整机振动动力学响应及敏感度分析中,需同时关注不平衡量的大小和相位的影响。