多重激励下机匣振动能量传递规律与耦合特性

为了研究机匣振动能量的传递规律和转子多重不平衡激励能量在机匣上的耦合特性,采用有限元法建立了包括压气机机匣、燃烧室机匣和涡轮机匣组件在内的航空发动机整机机匣模型,应用结构声强法计算分析了机匣在不同激励频率下振动能量的传递规律和耦合特性。结果表明：（1）机匣共振时,振动能量的穿透力最强,主要以纵波和剪切波的形式穿过机匣安装边向其他部件传递。（2）机匣的模态振型与其振动能量传递特性有关,振动幅值较大的机匣组件同时也是主要参与振动能量传递的机匣组件。（3）振动能量在机匣上的传递具有解耦特性,多重激励同时作用下的机匣振动能量传递特性可以分解为多个单一激励作用下机匣振动能量的线性矢量和。     

锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验

当前中国民用飞机高速发展,噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段,飞行高度较低且处于机场附近,其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大,成为研究的重点。此外,起落架在收放过程中,除自身脱落涡产生的噪声外,当起落架舱门开启时,舱体空腔内产生自持性振荡噪声,与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声,直接影响到整个着陆系统噪声水平,因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象,提出一种低马赫数（0.2Ma/0.25Ma）条件下,利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法,并在0.55 m×0.4 m航空声学风洞进行试验验证。首先,从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析,分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后,在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元,以改变自由来流状态,验证降噪措施;同时采用参数化研究方法,研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后,将起落架模型安装于舱体空腔内,分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明,锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用,在本试验条件下,30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。     

压气机中叶片轮盘耦合结构振动分析

在建立了叶片与轮盘三维装配模型的基础上, 考虑了由于装配产生的接触应力与叶片轮盘之间的耦合作用后, 建立了叶片-轮盘装配耦合的振动特性计算的有限元模型.并采用ANSYS软件, 使用循环分析方法对某叶片轮盘耦合结构的振动特性进行了计算分析.通过模态实验校验的手段证明用这种方法进行榫接装配系统动力学分析是可行的.      

航空发动机双转子-滚动轴承-机匣耦合系统动力学分析

以双转子航空发动机为研究对象,建立了航空发动机双转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型.在模型中,考虑了低压转子与高压转子的中介轴承、高压转子与机匣的碰摩、以及滚动轴承外圈与轴承座之间的弹性支承和挤压油膜阻尼等耦合作用.在滚动轴承模型中,考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触力以及变柔性VC(Varying compliance)振动等.最后,运用数值积分方法获取了系统响应,对双转子系统响应进行动力学分析与验证.      

风冷航空发动机的活塞形状恢复研究

对高空环境下的风冷发动机活塞的散热及变形进行了研究,针对高空环境下的活塞温度难以测量的问题,采用接触对、接触热阻的方法对有限元耦合模型进行温度场分析,对温度载荷和燃气压力载荷共同作用下的活塞变形进行研究.对于设计良好的活塞,机械载荷下的变形能够有效补偿热变形对活塞形状的影响,实现活塞的形状恢复,分析了环境、结构因素对活塞散热及多场变形的影响规律,为设计和优化高空环境下的活塞提供依据.      

快速机动大型挠性航天器的动力学建模

建立带附加质量大型挠性航天器大角度快速机动时的动力学模型。在柔性体变形场中计及耦合效应,采用假设模态法和拉格朗日原理建立挠性航天器系统的一阶近似动力学模型。在模型中忽略轴向变形,并用低阶主模态表示横向变形得到控制模型。理论分析和数值仿真表明: 挠性航天器在历经大角度快速机动时会产生动力刚化现象,传统的零次近似动力学模型会产生错误的仿真结果;附加质量对两种模型的系统刚度产生截然相反的作用;低阶简化模型能够较好地反映系统的动力学特性,可用于控制器设计。     

基于二维激光支持爆轰波模型的光船工作过程数值模拟

以Raizer建立的一维激光支持的爆轰波模型为基础,根据激光推进中焦点区内入射激光强度的分布情况,建立了二维激光支持的爆轰波模型。在相同的激光入射功率下,分别采用球面激光支持的爆轰波模型、球冠激光支持的爆轰波模型和二维激光支持的爆轰波模型与流场控制方程组进行耦合求解,探讨了焦点区内激光强度分布不同时的光船推进性能。结果表明,在吸收相同激光能量的条件下,三种模型所得推力曲线和冲量耦合系数在误差范围内均吻合,说明能量在焦点区的分布对光船推进性能的影响不大。     

飞机滚转时惯性耦合运动的分岔分析

飞机非线性运动稳定性是非线性飞行动力学的重要组成部分,分岔分析则是非线性动力学系统运动稳定性分析的主要内容。应用中心流形的降维技巧和分岔分析方法,给出了一种快速有效的稳定性研究方法,并对飞机滚转时的惯性耦合运动进行了分岔分析和稳定性分析。本方法简便易行,可以大大减少计算工作量 ,其计算结果也是令人满意的。     

压电驱动器用于薄板型结构振动主动控制研究

对一个带有压电铺层的悬臂层合板进行了振动主动控制的分析和试验。不但采用了速率反馈 ,还用现代控制理论的设计方法研究了最优控制问题 ,设计了相应的数字式控制试验系统 ,进行了试验验证 ,并对 2种控制律的结果进行了比较。同时还研究了机电耦合刚阵的影响。     

固体火箭发动机涡声耦合特性数值研究

为了揭示固体火箭发动机内涡/声耦合机理,以VKI实验发动机为基础,使用大涡模拟方法,对不同温度下障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展数值研究,获得了燃烧室内速度分布以及压力振荡的频率和幅值,并和实验数据进行了对比。结果表明,旋涡脱落频率与某阶声振频率相等不是涡/声耦合的必要条件;速度幅值对旋涡脱落频率的影响是主要的;平均马赫数对旋涡脱落频率的影响不大,对压力振幅的影响显著。