直升机中减飞溅润滑流场分析与优化方法

为探究某型直升机中间减速器飞溅润滑油-气两相流分布与参数优化方法,首先基于计算流体力学（CFD）思想建立了中减飞溅润滑数值计算模型;采用多相流（VOF）及动网格等模型计算获得了机匣内部的油液分布与导油管的润滑油流量;分析了浸油深度和输入转速对齿面与轴承（通过导油管的润滑油流量体现）润滑效果的影响规律。然后在直升机中减传动试验台上开展试验,验证仿真的可行性。结果显示：建议的中减浸油深度为17~26 mm、输入转速为4 000~6 000 r/min;试验测得4个导油管的润滑油流量趋势与CFD仿真计算结果一致,且有一个导油管收集不到润滑油,说明该导油管的结构不合理。     

挤压油膜阻尼器在锥齿轮系统中减振特性分析

航空发动机中央传动弧齿锥齿轮系统从高压转子上提取功率,高压转子的高转速使得齿轮系统的振动加剧。通常,采 用挤压油膜阻尼器（SFD）作为弧齿锥齿轮-转子系统的减振装置。为研究SFD在锥齿轮系统中起到的减振特性,通过建立SFD的 雷诺方程,基于有限元方法实时计算SFD的非线性油膜力,并采用有限元法及Timoshenko梁单元对柔性齿轮轴进行建模,将SFD 的非线性油膜力与弧齿锥齿轮系统的静态传动误差、时变啮合刚度相耦合,建立SFD支承下的弧齿锥齿轮系统动力学模型,对弧 齿锥齿轮系统在SFD支承下的动力学响应进行理论分析及实测。结果表明：在高转速工况下,SFD可以有效地抑制弧齿锥齿轮系 统的振动幅值,低频区域的振幅从38g 降到9.8g;理论分析和实测结果的振幅在同一量级,并且变化趋势一致,最大振幅出现在第 1阶啮合频率上,理论分析结果为19.7g,实测结果为16.9g。     

某型直升机中减速器飞溅润滑流场特性分析

为了分析某型直升机中减速器飞溅润滑内部流场特性,基于计算流体动力学(CFD)方法,运用流体体积（VOF）多相流模型和湍流模型,建立了包含齿轮箱体、螺旋锥齿轮和导油器等部件的中减速器飞溅润滑数值仿真模型,得到了中减速器飞溅润滑过程中的流场特性,实现了中减速器内部瞬态流场的可视化,分析了齿轮转速、浸油深度对关键位置润滑油流量的影响。结果表明:齿轮啮合处润滑油流量与齿轮转速、浸油深度成正相关;导油管内润滑油流量与导油器油量饱和值有关,当油量大于该值时,导油管内润滑油流量随着齿轮转速的增大而增大,随着齿轮浸油深度的增大而不变。搭建了螺旋锥齿轮箱飞溅润滑试验系统,将飞溅润滑过程中圆孔润滑油流量试验结果与相应的仿真结果进行对比,最大误差为9.5%,验证了仿真方法的正确性。      

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。     

预混气不稳定性对螺旋爆轰结构的影响研究

为了明确预混气的不稳定性对螺旋爆轰内部结构的影响,在内径63.5mm的爆轰管道内进行了C_2H_2+2.5O_2+85%Ar,2H_2+O_2+50%Ar,C_2H_2+2.5O_2+70%Ar,C_2H_2+5N_2O和CH_4+2O_2的爆轰实验,得到壁面烟膜和端面烟熏玻璃记录的三波点轨迹。分析了预混气单头、双头、多头螺旋的差别及原因,发现预混气越不稳定,端面结构越难形成规则图形。稳定预混气向内部延伸模式较规律,不稳定预混气向内部延伸规律由于横波间相互干渉较难寻找。对多头胞格进行数字化处理,获得了壁面的三波点轨迹间距和端面的胞格尺寸数据以及方差。发现端面胞格的尺寸与壁面数据发展趋势一致,但是低于壁面数据,其中,C_2H_2+2.5O_2+85%Ar,2H_2+O_2+50%Ar,C_2H_2+2.5O_2+70%Ar和C_2H_2+5N_2O壁面横波间距分别由45.7,72.7,47.1和24.9减小为10.2,17.4,13.2和12.1,端面胞格由19.6,19.9,8.5和18.2减小为6.8,7.1,4.1和5.0。胞格离散度与轨迹间距离散度一致,但是胞格离散度更高,其原因在于壁面处的活化分子因为碰撞到壁面而减少。     

某直升机中部减速器弧齿锥齿轮强度故障分析

本文从弧齿锥齿轮加工原理出发,计算了某型直升机弧齿锥齿轮齿面坐标,进行了轮齿加载接触分析。在此基础上,用有限元应力分析方法比较全面地对该齿轮进行了承载能力分析,计算了齿面接触应力分布,分别计算了破坏件和长试件,在R1.0和R1.1(刀具)两种齿根园弧半径下的齿根弯曲应力分布,工作转速下的振动应力及在可能转速下的一节径、二节径和一节园的共振应力。并对计算结果、接触磨痕、裂纹以及破坏原因进行了分析和探讨,给出了发生破坏的原因。     

螺旋颤振分析

 对于装有螺旋桨发动机、涡轮螺桨发动机的飞机,存在着螺桨与发动机组合的螺旋颤振稳定性问题。本文介绍~种实用的分析方法,取沉浮、侧向平动、俯仰、偏航4个自由度,以准定常方法计算出螺旋桨气动力,并计入陀螺力矩,形成系统状态方程,然后提取特征值,以确定系统的稳定性。算例中还对影响稳定性的若干参数进行了分析。     

弹性支承下弧齿锥齿轮齿面接触特性的理论与实验研究

航空发动机采用弹性支承后,转子弹性变形会造成主传动弧齿锥齿轮相对位置的变化,从而影响齿面接触性能。针对某型涡喷发动机转子系统,分析求解了弹性支承下齿轮安装处的变形,并将其等效地转化为齿轮副间的安装距偏差,在此基础上,完成了弧齿锥齿轮齿面接触特性分析。在转子系统模拟试验台上,对发动机主传动锥齿轮接触性能进行了实验研究。分析与实验结果同时表明支承刚度对齿面接触区和传动误差皆有很大影响。     

螺旋锥齿轮边缘接触分析

边缘接触是一种轮齿齿顶边缘传递运动的现象。这时,接触区在齿根或齿顶处产生一条硬印。常规的齿面接触分析（TCA）结果是一组间断的误差曲线和不完整的接触区,未能反映一个完整的接触过程。本文提出了描述边缘接触这一现象的具体方法。可得到完整的传动误差曲线和接触区图,为进一步的边缘接触振动分析打下了基础。      

航空发动机弧齿锥齿轮的润滑状态研究

利用空间点接触齿面啮合理论的矢量法,推导啮合点位置、接触点曲率半径和齿面上接触点的运动速度及其方向。以轮齿加载接触分析（LTCA）方法确定各瞬时单齿承载百分比。计算两齿面间的油膜厚度和膜厚比,作为润滑状态的理论判据。同时以扫描电镜观测分析300小时台架试验后的齿面形貌,结合理论判据,确定典型工况下的弧齿锥齿轮齿面润滑状态。