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叶片飞脱下转子动力学响应实验 总被引:1,自引:2,他引:1
为了研究大涵道比涡扇发动机叶片飞脱时动力学响应,更好地进行发动机安全性设计,根据相似理论设计了包含叶片飞脱装置的突加不平衡实验系统并进行了实验验证。研究结果表明:设计的突加不平衡实验系统,与某型验证机相似度高,代表性强,能够有效可控地进行突加不平衡实验,重复性好,机理清晰且飞脱不平衡量大,能够真实地模拟发动机叶片飞脱响应。通过实验发现,当大突加不平衡发生时,频谱出现超次谐波并且冲击系数由于挤压油膜阻尼器限幅作用并不呈现线性关系,因而在后续研究中还应注意限幅导致的碰摩问题。 相似文献
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航空发动机热起动时的温度分布不均会使转子产生初始热变形,进而引起发动机振动过大,甚至导致起动失败。针对此问题,以航空发动机中的典型转子为对象,根据初始热变形对转子振动的影响建立相应的动力学方程,并通过模态坐标变换分析初始热变形对转子系统振动响应的影响。结果表明,初始热变形相当于对转子作用了附加激励,包括转轴初始弯曲激励、附加不平衡激励和附加陀螺力矩激励,上述激励均与转速同步。其中,附加不平衡激励和附加陀螺力矩激励大小与转速有关,对转子通过各阶临界转速的振动响应均有较大影响;转轴初始弯曲激励大小与转速无关,主要影响低阶临界转速的振动响应。 相似文献
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本文分析了重力作用压头对低温热水计量采暖系统共用立管形式的影响,通过运用基尔霍夫定律分析了下分异程式双管系统和下分同程式双管系统的水力平衡状况,得出了下分异程式双管系统更适用于低温热水采暖系统的结论,并确定了立管经济比摩阻的范围和下分异程式双管可以负担的楼层数。 相似文献
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廖三丰 《长沙航空职业技术学院学报》2019,19(1):43-48
针对实际工作中的涡轴发动机不平衡量难以监控现状,提出了一种基于非线性支承参数的涡轴发动机高速两支点转子不平量识别方法。建立起转子动力学有限元模型,以支承位移响应工频信号有效值为目标,采用Pointer优化器开展不平衡量识别,通过反馈迭代识别油膜阻尼、刚度。以某真实发动机转子的不平衡量开展识别验证,识别结果符合实际转子不平衡量变化规律,该识别方法计算效率满足工程要求,为发动机整机振动响应仿真分析中的不平衡量施加提供输入条件。 相似文献
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针对转子系统不平衡特征再现设计问题,提出1种基于动力学相似关系的模型再现方法。根据转子系统的振动微分方程,通过积分模拟法和量纲分析法建立转子系统中转轴、转盘、弹性支承和不平衡量的相似关系。根据相似关系,设计了原型不平衡转子系统的动力学相似模型,利用有限元方法仿真验证了所得相似关系的正确性。试验采用最小二乘三点法识别原型与模型不平衡转子试验台的不平衡量,给出再现原型不平衡特征的过程,验证了不平衡特征再现设计方法的有效性。总结了基于动力学相似关系的转子系统不平衡特征再现设计方法。 相似文献
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针对GTF发动机低压转子系统突加不平衡瞬态响应问题,基于有限元法建立了考虑啮合单元、行星架单元、膜盘联轴器单元的多体接触、多转子耦合动力学模型,介绍了考虑非线性因素下突加不平衡瞬态响应计算方法,求解了低压转子系统的突加不平衡瞬态响应,并分析了关键部件刚度对突加不平衡的影响规律。结果表明:当风扇转子发生突加不平衡时,各部件均表现为振动幅值突增,后迅速趋于稳定,低压涡轮转子发生明显拍振,突加不平衡载荷主要由行星架结构和第1.5支点刚性支承承担;行星架刚度主要影响风扇转子突加不平衡响应、第1.5支点和行星架处的外传力;膜盘联轴器刚度主要影响增压级突加不平衡响应、转子在突加不平衡之后稳定运转情况。 相似文献
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基于卫星飞轮的静动不平衡原理,对飞轮的静动不平衡进行了建模。根据建立的整星动力学模型进行了仿真分析。结果表明:飞轮的静不平衡对整星的扰动较动不平衡大2个量级,是主要的颤振激励源。 相似文献
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《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2023,71(1):744-755
In this paper, the high precision attitude control for satellite with large misaligned rotational component is investigated, proposing a novel model-free prescribed performance adaptive control (MF-PPAC) method. Based on the model-free adaptive control (MFAC) strategy, high-precision attitude control is achieved depending on the system measurement rather than the spacecraft mathematical model, which demonstrates the superiority in handling nonlinearity and uncertainty of the spacecraft system, especially for those with unbalance of the rotational component. Furthermore, the transient and the stable-state behavior of the tracking error using MFAC is constrained in the prescribed performance bounds and converges to zero gradually with the utilization of prescribed performance function (PPF) and error transformation method. Finally, the convergence and boundedness of the system error, the bounded-input bounded-output (BIBO) stability of the proposed MF-PPAC is demonstrated by the contraction mapping theory. Simulation and comparison with disturbance-observer-based PD control and MFAC illustrate the effectiveness of the proposed method. 相似文献