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针对航空发动机中叶盘结构的共振分析问题,通过研究气体激励力和叶盘节径型振动在转子坐标系下的数学表达形式,利用叶盘结构共振时,气体激励力需要对叶盘系统做正功的条件,推导了叶盘发生共振时,节径数与转/静子叶片数应满足的关系式dm=kNv-nNb。通过3个数值算例对上述关系式进行了阐述:从气动功和谐响应分析的角度验证了当上述关系存在时,且激励频率等于结构固有频率时,叶盘系统会发生危害共振;同时指出,当上述变量不满足上述关系时,若激励频率等于叶盘结构的固有频率,也会引起部分叶片发生较大振动的可能。 相似文献
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脉宽调制(PWM)变频驱动器在提高交流传动系统效率的同时,产生的高次谐波导致共模电流显著增加。其中电动机定子绕组与定子铁心之间的耦合电容是共模电流的主要通路。准确计算定子绕组与定子铁心之间的耦合电容对于预测共模电流具有重要意义。由于电机绕组内部导线排列不规则,准确进行解析计算较为困难,将其简化为集中导体后,会导致计算精度变差。在绕组全散线模型的基础上,提出了一种简化散线建模方法,能在计算精度不变的情况下,有效地减小模型的复杂度。通过对比解析计算、全散线模型、简化散线模型和测量值,验证了该方法的有效性。 相似文献
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Jingjing ZHU Xiaojun WANG Haiguo ZHANG Yuwen LI Ruixing WANG Zhiping QIU 《中国航空学报》2019,32(9):2095-2108
Lightweight design is important for the Thermal Protection System(TPS) of hypersonic vehicles in that it protects the inner structure from severe heating environment. However, due to the existence of uncertainties in material properties and geometry, it is imperative to incorporate uncertainty analysis into the design optimization to obtain reliable results. In this paper, a six sigma robust design optimization based on Successive Response Surface Method(SRSM) is established for the TPS to improve the reliability and robustness with considering the uncertainties. The uncertain parameters related to material properties and thicknesses of insulation layers are considered and characterized by random variables following normal distributions. By employing SRSM, the values of objective function and constraints are approximated by the response surfaces to reduce computational cost. The optimization is an iterative process with response surfaces updating to find the true optimal solution. The optimization of the nose cone of hypersonic vehicle cabin is provided as an example to illustrate the feasibility and effectiveness of the proposed method. 相似文献
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《中国航空学报》2019,32(12):2577-2591
A CFD-based Numerical Virtual Flight (NVF) simulator is presented, which integrates an unsteady flow solver on moving hybrid grids, a Rigid-Body Dynamics (RBD) solver and a module of the Flight Control System (FCS). A technique of dynamic hybrid grids is developed to control the active control surfaces with body morphing, with a technique of parallel unstructured dynamic overlapping grids generating proper moving grids over the deflecting control surfaces (e.g. the afterbody rudders of a missile). For the flow/kinematic coupled problems, the 6 Degree-Of-Freedom (DOF) equations are solved by an explicit or implicit method coupled with the URANS CFD solver. The module of the control law is explicitly coupled into the NVF simulator and then improved by the simulation of the pitching maneuver process of a maneuverable missile model. A nonlinear dynamic inversion method is then implemented to design the control law for the pitching process of the maneuverable missile model. Simulations and analysis of the pitching maneuver process are carried out by the NVF simulator to improve the flight control law. Higher control response performance is obtained by adjusting the gain factors and adding an integrator into the control loop. 相似文献
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67.
68.
针对开孔泡沫材料提出了新的支柱形状控制方程,并在Voronoi随机泡沫模型基础上,研究了支柱形状变化对其各向同性弹性性能、非线性压缩和拉伸力学行为的影响;讨论了支柱细腰程度和模型随机度共同作用的影响效果,并比较了两种因素作用效果的大小.结果表明,支柱细腰程度的增大明显降低了泡沫材料的弹性模量和无量纲应力.同时,支柱细腰程度对泡沫力学性能的影响要大于模型随机度的影响,并随模型随机度的增加而增大. 相似文献
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70.
航空发动机整机振动中的不平衡-不对中-碰摩耦合故障研究 总被引:3,自引:5,他引:3
针对航空发动机整机振动分析,建立了含不平衡-不对中-碰摩耦合故障的转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型.在耦合模型中,考虑了机匣运动,同时,充分考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触以及变柔性VC(varying compliance)等非线性因素;在耦合故障中,建立了不平衡、不对中和碰摩故障模型.运用数值积分方法获取了系统响应,研究耦合故障特征和规律.仿真计算分析表明了该模型的正确有效性. 相似文献