军用发动机转速摆动故障分析及预防措施初探

军用飞机在外场检修和使用飞行中,发动机转速表摆动的问题如果处理不好常常危及飞机飞行安全。从理论和实践上分析引起此故障的原因,给出解决这一问题的排故程序和预防措施。     

航空发动机振动信号的计算阶比分析

为了分析航空发动机试车过程中的非平稳振动信号,本文采用基于谱细化和校正技术的计算阶比分析.当发动机转速变化较大,振动信号非平稳严重时,高精度地提取出了特征分量的参数.文中给出了具体的计算过程,并给出了实例分析结果.     

带扰动观测器的永磁同步电机非线性预测跟踪控制

针对永磁同步电机系统转速跟踪控制问题,基于非线性预测控制方法设计控制系统,使该系统满足高性能控制要求。并将负载转矩作为未知扰动来考虑,利用扰动观测器得到其估计值,从而提高系统鲁棒性。仿真实验结果表明,本文方法能够快速准确地实现转速跟踪,并提高系统对负载转矩扰动的鲁棒性。     

陶瓷轴承滚珠直径对转子临界转速的影响

基于赫兹(Hertz)接触理论分析了陶瓷轴承滚珠直径对轴承刚度的影响规律,并以此作为微型涡喷发动机设计中调整临界转速的依据进行了实验验证.实验使用某微型涡喷发动机,分别以两组滚珠直径不同的陶瓷轴承为支撑,测取临界转速.结果证明,该方法可以改变转子临界转速,为微型涡喷发动机设计中调整临界转速提供了经验依据.      

带挤压油膜阻尼器双盘转子的参数变化对系统响应的影响

研究了涡轴发动机模拟低压转子的动力学响应随系统参数的变化.首先基于涡轴发动机模拟低压转子,建立了弹性支承-两端带挤压油膜阻尼器的双盘转子动力学模型,推导了其运动微分方程.对于这个12维的动力学方程组,采用数值方法进行了求解.研究了转速、两盘偏心及其相位角、两盘质量比等对系统响应的影响.由计算结果可以看出,中间盘和外伸盘的相位差为π时,两个盘的振动响应都达到最小,而当两个盘的偏心相位相同时,其振动响应最大.中间盘的质量越大,两个盘的响应会越大;而当中间盘比外伸盘质量小很多时,系统的振动响应会降低.      

变转速旋翼直升机性能及配平研究

 为研究变转速旋翼直升机性能及配平特性,本文以旋翼动力学综合模型为基础,研究了样例变转速旋翼直升机旋翼需用功率随旋翼转速、前飞速度、起飞质量和飞行高度的变化,以及旋翼总距、纵横向周期变距和桨轴纵横向倾斜角随旋翼转速和前飞速度的变化关系。研究结果表明,降低旋翼转速可明显降低旋翼需用功率,有利于提高直升机航时、航程和升限等性能指标。旋翼转速变化对直升机配平影响明显,配平限制了旋翼工作于过低的转速,另一方面,旋翼转速过低反而有可能增加旋翼的需用功率。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼转速的降低而加大,旋翼桨轴的纵向倾斜角随转速变化不大,横向倾斜角随旋翼转速的降低而减小。     

航空发动机腔内积油引发振动故障分析

针对在某发动机试车从起动到慢车过程中以及在慢车运转一段时间后,突发振动总量增大和嗡鸣声的故障,通过对整机振动测点所测振动信号进行分析和模态试验,排除了气动因素以及结构件共振等因素,认为是该发动机转子腔内有积油,积油在一定转速范围内发生自激振动,导致整机振动幅值较大,并最终造成发动机转静件间发生碰摩。通过在转子腔上开甩油孔的方式,以使积油在转子运转过程中可以甩出,在其后试车过程中振动正常,该故障得以排除。     

旋臂式模型旋翼机动飞行试验机转速控制系统研究

旋臂式模型旅翼机动飞行试验机转速控制系统采用了先进的集成电子技术、变频调速、单片机和计算机软硬件等技术，实现了对模型旋翼的转速、前飞速度进行精确控制。文中较为详细地介绍了控制系统设计，给出了实际调试结果和应用实例。     

8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试及初步分析

本文介绍了8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试,给出了试验台在不同工况下的固有频率及振型。并在试验的基础上,进行了试验台安装 BO-105旋翼模型时的地面共振问题的分析计算,确定了旋翼临界稳定转速。同时,初步分析了有关参数对试验台动态特性的影响。     

基于试飞分析的直升机动力系统边界保护控制方法

涡轴发动机作为直升机等旋翼飞行器动力系统的主要部件,一旦发动机关键参数超限,一般采用降低燃油量及功率的方法进行限制,会暂时降低动力涡轮转速,使其低于正常额定状态约4%～6%。若未及时脱离超限状态,可导致动力涡轮转速继续降低,威胁飞行安全。为解决上述问题,基于对某型直升机从现象到数据的试飞分析,提出一种控制方法,通过设计总距控制律,在发参超限状态下实现动力系统边界保护控制,若未及时脱离超限状态,则自动改出,恢复动力系统正常控制,大幅增强了直升机动力系统控制的鲁棒性及飞行的安全性。通过动力系统建模,并对控制律进行仿真,验证了所提方法的正确性。