基于多个MFC 激励器的复合材料宽弦风扇叶片模态测试

为了研究复合材料风扇叶片响应特性,利用压电纤维复合材料（Macro Fiber Composite,MFC）激励器对复合材料宽弦风 扇叶片进行模态测试。将测试结果与有限元仿真值进行比较,分析风扇叶片不同MFC 单独激励和组合激励下的响应特性。设计了 MFC 激励器激励系统,采用MFC 单独激励和组合激励的方法,实现快速正弦扫频激励信号激励,借助扫描式激光测振仪测量叶片上 关注测点的振动响应。结果表明：MFC 激励下风扇叶片的响应与MFC 覆盖位置处对应的MFC 纤维极化方向的应变大小、MFC 纤维方 向和测点选择有关;不同位置的MFC 激励叶片,叶片各阶模态响应有差异。该结果可用于宽弦风扇叶片的MFC 激励器/ 传感器控制 方法的进一步研发和风扇叶片的振动特性分析。     

民用发动机附件风扇叶轮疲劳寿命数值分析

叶轮疲劳寿命是影响风扇寿命的关键因素,鉴于风扇叶轮低循环疲劳试验周期长、成本高,在叶轮结构前期设计时,对某型叶轮低循环疲劳寿命进行数值分析,根据仿真分析结果初步预估叶轮寿命,给后期的叶轮疲劳寿命试验提供一定参考依据。仿真主要通过对风扇流场、叶轮强度、疲劳及叶轮模态进行分析,得出风扇流场和结构气动载荷下分布云图、叶轮离心、气动、离心气动耦合载荷下应力云图及叶轮前六阶模态云图。结果表明：离心叶轮工作时受到主要载荷为高速旋转时离心载荷,气动载荷对叶轮结构的影响相对较小;在离心气动载荷耦合的情况下,叶轮在19 955 r/min工作转速下的vonMises等效应力及最大应力为21.25 MPa,远小于叶轮结构材料2A70 T6屈服强度204 MPa和疲劳强度102.6 MPa,评估出叶轮结构在整个寿命期内不会发生屈服失效、疲劳失效,能够满足60 000次低周循环疲劳寿命的要求。在静态分析基础上探讨了不同转速下叶轮的动态特性,并绘制叶轮模态特性随转速变化的Campbell图,给出共振风险点,为后续综合考虑动态、静态特性对叶轮疲劳寿命影响奠定基础。     

基于OpenFOAM的水陆两栖飞机水面高速滑行研究

在开源软件OpenFOAM的两相流动态解算器中添加了激励盘,数值研究了考虑动力影响的大型四发涡桨水陆两栖飞机在水面高速滑行时的典型力学特性。针对水陆两栖飞机的特殊性,全面考虑了飞机高速滑行时的水动力、气动力、地面效应以及螺旋桨的动力影响,较为真实地模拟了飞行器水上起飞的瞬时状态。首先,在interDyMFoam中添加了激励盘模型,以体积力的形式将螺旋桨旋转产生的动量注入流场,用以模拟飞机起飞时大拉力情况下滑流的动力学影响,较螺旋桨非定常模拟方法大幅减少了计算量。其次,对Wigley船体标模和螺旋桨单桨模型分别进行了考核,验证了OpenFOAM的水动力计算能力并确认了新加入的动态激励盘方法的可靠性。最后,利用建立的方法研究了水陆两栖飞机水面单断阶滑行过程中的气动力和水动力特性并给出了滑流和动力的影响规律。     

国外并联式涡轮基组合循环发动机技术发展途径浅析

为借鉴国外并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术研究经验,从飞行器使用需求出发,分析了并联式TBCC发动机面临的技术挑战,并从高速涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术三个方面,梳理了美国典型并联式TBCC发动机的研发计划。在此基础上,分析并提出了并联式TBCC发动机技术发展途径:拓展涡轮基工作马赫数上限和冲压发动机工作马赫数下限以实现并联式TBCC发动机模态转换,采用射流预冷技术扩展现有涡轮工作包线是短期内实现性较好的技术验证途径,开发高速涡轮发动机技术是未来发展的必然趋势。     

基于内禀模态高频积分能量法的煤油发动机爆震因子计算方法

提出了基于内禀模态高频积分能量法的爆震因子计算方法.该方法对电控二冲程煤油发动机缸内燃烧压力信号进行经验模态分解,自适应得到若干内禀模态函数分量与残余函数.对内禀模态函数分量采用快速傅里叶变换得到爆震高频信号分量,选取残余函数峰值对应的曲轴转角为爆震窗口起始曲轴转角,对爆震窗口宽度分析,得到合理爆震窗口宽度持续曲轴转角为30°.利用内禀模态高频积分能量法对无爆震、轻微爆震、中度爆震与强烈爆震工作循环的缸内燃烧压力信号进行爆震因子计算,得到4个工作循环的爆震因子分别为0.6642,1.8191,3.0275,5.3717,可表征爆震的强弱.研究表明基于内禀模态高频积分能量法的爆震因子计算方法简便、快速有效.      

含局部非线性的月球探测器软着陆动力学模型降阶分析

为准确预估探测器着陆冲击过程的动力学响应,采用非线性有限元方法建立了探测器软着陆动力学模型,能够较全面地反映出各种非线性因素。针对非线性有限元求解耗时长的弱点,考虑到探测器的局部非线性特性,利用广义动力缩聚（GDR）方法建立了月球探测器中心体的降阶模型。提出了一种基于脉冲响应函数的模态截断准则,在广义动力缩聚方法的基础上筛选少数几阶模态影响系数（MIC）较高的模态表征中心体的加速度响应,能够进一步降低模型的阶数。将降阶的中心体模型与含非线性的缓冲机构连接后进行的软着陆动力学分析能够准确而快速地预估探测器测点的加速度响应,与非降阶模型对比,计算时间缩短了75.5%,加速度响应的相对峰值误差控制在5%以内。数值仿真表明,广义动力缩聚方法能够有效地解决传统非线性有限元方法求解效率低的问题,本文所提模态截断准则的优点是适于求解模态密集问题并且与系统的输入输出无关。     

基于Wigner分布和经验模态分解的减速器故障诊断

为了降低全寿命费用和增强飞行安全性,对减速器故障进行检测和故障诊断是非常必要的。减速器振动信号的冲击性振动信号往往可以与故障引起的冲击联系在一起,因此冲击性信号可以作为一个故障的表征形式。为了刻画故障信号,许多研究探索在时频域内寻找微弱的故障特征信号。Wigner分布是最为常用的一种时频分布。然而,故障特征信号经常被其他部件的振动信号和Wigner分布双线性运算固有的交叉项所污染。为了减少这些干扰,本文将Wigner分布与经验模态分解结合起来。不同于传统的直接计算Wigner分布,将经验模态分解作为一个预处理环节。振动信号被分解为一系列固有模态函数。仅仅计算与啮合振动相关的固有模态函数的Wigner分布。这种方法应用于减速器试验台数据,结果表明诊断效果得到了明显提高。      

叶间相位角对叶片颤振的影响

发展了一种基于能量法并计及叶间相位角(IBPA)影响的数值计算方法.建立了全环振荡叶栅模型,将每一个扇区分为叶片表面附近的可动域及其外围的固定域,采用有限元形函数将计算结构动力学(CSD)网格点位移的传递到计算流体动力学(CFD)的耦合面网格点上,求解了全环振荡叶栅由k-ε湍流模型封闭的Reynolds平均Navier-Stokes(RANS)方程.以NASA 67转子叶片为例,在设计转速下,基于能量法分析了叶间相位角对叶片颤振的影响.计算结果表明:叶间相位角对叶片颤振有显著影响.      

EMD-EKF方法研究

应用扩展卡尔曼滤波(EKF)时需要估计量测噪声的统计特性。文中针对观测噪声统计特性描述不准确导致的EKF性能下降的问题,利用经验模态分解方法(Empirical Mode Decomposition,EMD)可以分离信号和噪声的特性,提出了一种在未知量测噪声条件下的EKF方法。该方法可以跟踪观测噪声的变化,即实现了对量测噪声的估计,从而解决了在未知量测噪声的情况下的EKF问题。仿真结果表明可运用于无源定位中。     

混合励磁双凸极电机模态分析方法

以三相混合励磁双凸极电机及其三相桥式功率变换器为研究对象，提出了同时将每相绕组端点电压和导通功率器件作为状态变量的状态分析方法，给出了电机运行中所有可能的工作模态状态方程。继而以H_PWM-L_ON型调制方式为例，讨论了具体的工作模态，给出了各模态状态方程、实际的电流回路和主要原理波形，并通过实验作出了验证。