旋转失速激振力作用下航空发动机转子振动特性

为分析转子系统在压气机旋转失速故障作用下的横向振动,针对某型航空发动机转子系统,根据Mansoux模型推导了旋转失速下的压力、流量脉动响应及旋转失速横向激励力模型,并结合不平衡力、碰摩力模型,建立了航空发动机转子系统的动力学模型.仿真计算了不同工况下旋转失速激振力对转子系统振动响应,通过轴心轨迹图、频谱图、Poincare图、Bode图分析了旋转失速激振力对转子系统稳定性的影响.结果表明:旋转失速引起压气机转子强烈的非线性振动,并主要是低频振动.研究成果可为航空发动机设计和振动监测提供技术支持.      

表面张力密封性能的参数化研究

对张力密封的原理和其失效原因进行了探讨和分析,提出了一种对于通用旋 转机械通用的表面张力密封性能判定依据,计算了润滑剂的不同物性参数和密封结构如 开口夹角、充液量和螺旋槽等对密封性能的影响。结果表明：表面张力系数起最主要的 作用,接触角和密度也会对密封性能产生一定的影响,同时随着锥角增大和充液量的增 加,密封性能逐渐下降,而黏度和螺旋槽等对其性能的影响相对较小。     

基于真实刀位轨迹的铣削厚度建模

瞬时未变形切削厚度是决定铣削加工切削力预测精度的一个重要参数.现有铣削力预测方法中,通常采用圆形轨迹逼近铣刀刀齿的运动轨迹并进行未变形切削厚度的计算.铣刀刀齿的实际运动轨迹为摆线轨迹,采用圆形轨迹近似必然造成在计算未变形切削厚度时存在误差.为获得更精确的铣削力预测结果,本文提出了一种基于刀齿真实轨迹的未变形切削厚度计算方法.通过计算铣刀刀齿的真实摆线运动轨迹,推导出未变形切削厚度计算的超越方程.通过对该超越方程的数值求解,得到了准确的未变形切削厚度.最后,通过算例分析及对比验证了所提方法的有效性.     

襟翼不对称运动和襟翼倾斜的保护逻辑研究

实现高升力系统的故障保护对提高电传飞机安全性具有重要的意义.本文描述了高升力系统后缘襟翼的架构;针对不对称故障和倾斜故障的监控和和保护方式问题,分析了上述两类故障的监控和保护措施及其工作逻辑,在确定工作逻辑的阈值参数时综合考虑了检测和确认故障、襟翼动力驱动装置的制动过程以及系统机械误等因素;建立了故障保护逻辑的Simulink模型,并对不同的失效情况进行了仿真分析,仿真结果表明本文设计的故障保护措施能够很好地监控系统并防止故障蔓延,研究结果对民机高升力系统设计具有一定的借鉴意义.     

旋转条件下SiC 单晶片锯切力建模研究

通过理论分析和实验研究相结合的方法,对工件旋转条件下电镀金刚石线锯切割SiC单晶片锯切力进行了分析.依据磨削和动态切削理论,分析了线锯与工件运动模型、单颗金刚石磨粒的切向和法向锯切力,建立了金刚石线锯锯切力模型;进行了工件旋转条件下SiC单晶切割实验,对理论分析结果进行验证,重点对线锯速率、工件进给速率、工件旋转速率及工件未切割直径等工艺因素对切向锯切力的影响进行分析.结果表明理论分析和实验结果相对误差不大于5.2％,验证了所建模型的正确性,为探索SiC单晶片的切削机理和参数优化提供依据.     

民机高升力系统操作试验的符合性验证和设计方法研究

民机高升力系统在飞机适航审定阶段,需要表明满足CCAR25.683条款要求。针对该条款,采用何种验证方法,是适航当局和飞机设计者普遍关注的问题。通过对CCAR25.683.条款的分析,提出了将实验室验证与分析/计算相结合的符合性验证方法。实验室验证在飞机地面模拟试验台上进行高升力系统操作试验验证,分析/计算通过对设计数据和静力试验机变形数据的计算,比较理论变形差值与实测补偿量;并提出了设计阶段考虑传动线系适应机翼变形的设计补偿思路,对高升力系统的试航验证及设计具有一定的参考价值。     

复合材料螺接性能的影响因素研究

 利用有限元软件ANSYS建立了单钉双剪复合材料单拉接头的1/2模型,研究了钉孔配合、螺栓预紧力和接触面间摩擦对接头的强度等性能的影响。设计了若干实验,证明有限元模型是有效的,其计算误差控制在10%以内。有限元计算结果表明:小干涉量的过盈配合能极大地提高接头的强度,与3%间隙量相比,最优干涉量下接头强度可提高36.5%;适当的螺栓拧紧力矩也可提高接头的强度;接头中被连接板间的摩擦对接头强度也是有利的,但在一定接头尺寸条件下,摩擦力的增大有可能会改变接头的破坏模式。以上研究成果为复合材料多钉连接钉载分配均匀化的参数化分析提供了一个突破口,这也是本文后续研究的一个内容。     

空中加油对接过程的动力学建模与仿真

空中加油的成功与否主要依赖于加油锥套与受油插头的顺利对接,对对接过程中产生的动力学行为的研究是实现顺利对接的前提。利用多刚体系统动力学建立对接过程的动力学模型,求解出加油锥套与受油装置间的广义速度;并依据建立的接触动力学模型,得到局部接触点间的相对速度。基于非线性连续碰撞理论,提出对接过程中碰撞力的计算方法,并在机械系统动力学仿真软件ADAMS的环境下,构建加油锥套和受油装置的对接虚拟样机。通过对虚拟样机的动力学仿真,得到了对接过程中的碰撞力及速度响应曲线,同时,得出能够实现成功对接时各参数的具体范围。结果表明,制约对接成功的主要参数是初始相对速度、加油锥套的俯仰角和相对偏距。该研究对空中加油的对接和受油机的导航控制具有重要的意义。     

基于DVD光学读取头的测微力计

为满足微纳米三维接触扫描探头测力的需要,提出了一种基于DVD光学读取头的测微力计。该测微力计由固定及微调支座、L形铜条、平面反射镜、DVD光学读取头和阻尼装置五部分组成。当力作用在L形铜条上时,贴在铜条上的平面反射镜会产生微小位移,该微小位移由DVD光学读取头来感测;通过建立被测力与平面反射镜微位移之间的关系,从而实现微小力的测量。用该测微力计对一个微纳米三维接触扫描探头的测力过程进行了测量,测量结果与对该微纳米三维接触扫描探头的有限元分析结果一致。     

减弱喷管侧向力的变形喷管技术研究

为了改善大面积比过膨胀喷管的侧向力问题,提高火箭发动机喷管的整体性能,提出一种变形喷管抑制侧向力的技术方案。以VOLVO-S1喷管扩张段壁面为基本研究模型,通过在Y轴方向施加一对对称作动力后,使得喷管扩张段壁面沿X轴方向的各截面由圆形变为椭圆形,以此来改变喷管的面积比和流道特性,从而实现减小侧向力的目标。运用求解雷诺平均N-S方程的数值方法,对上述变形喷管的流场变化开展了相应研究,结果表明:在施加一定大小作动力后,喷管出口面积减小约0.98%,变形后的喷管相比于原喷管在推力损失较小的情况下可以将Y方向侧向力的峰值降为原来的60%,同时可以使得Z方向的侧向力峰值降为原来的一半。此外,变形喷管在落压比为15.2~15.3期间发生自由激波分离向受限激波分离的转换,相比于VOLVO-S1喷管的激波模式转换会有所延迟。最后分析了变形喷管的方案导致侧向力降低的原因。