多场载荷作用下舵面蒙皮响应分析及寿命预估

试验研究表明,导弹舵面在工作环境中承受严酷的气动力载荷、气动热载荷和噪声载荷。多种载荷相互影响使舵面产生剧烈振动,严重影响打击精度,甚至导致蒙皮开裂引起疲劳失效。以某型号导弹C/SiC复合材料舵面蒙皮为研究对象,基于WORKBENCH/VA-ONE程序平台,将自定义函数(UDF)建立的热流固耦有限元控制方程和边界元声场控制方程相结合,推导出改进的耦合边界元/有限元法(BEM/FEM)计算模型。通过此方法数值模拟导弹真实飞行环境,计算出了蒙皮表面危险点位置和不同飞行环境下响应特性。并且采用雨流循环矩阵(RFM)和雨流损伤矩阵(RFD)讨论了应力循环块的分布与应力危险点的损伤程度。最后结合Morrow平均应力模型和Miner累计损伤理论对C/SiC复合材料舵面蒙皮进行寿命预估。结果表明,通过改进的耦合BEM/FEM计算模型,能够较准确地反应导弹在真实飞行环境下舵面蒙皮响应特性和疲劳寿命随环境变化特征,为导弹舵面可靠性设计提供了一种有效的数值计算方法。     

装配参数对附件机匣锥齿轮破裂故障的影响

针对航空发动机附件机匣锥齿轮由装配偏差引起的破裂故障，采用行波共振原理和有限元法，对锥齿轮进行模态分析和静应力计算，分析了啮合锥齿轮的齿轮间隙和主动锥齿轮垂直安装角度对主动锥齿轮齿根应力的影响。仿真与试验结果分析表明：主动锥齿轮结构具有一节径和二节径振型，模态频率与试验误差小于2.5%；齿轮装配间隙对齿根应力影响较小，装配工艺的要求相对合理；主动锥齿轮安装角度偏差对齿根应力影响较大，因此需要严格控制角度偏差。主动锥齿轮断齿金相组织形态及其破裂特征分析表明，锥齿轮的破裂类型为疲劳断裂，断口具有节径型振动疲劳断裂特征。     

基于快速ICA的复杂路径下滚棒轴承外圈划伤故障特征提取

针对航空发动机复杂路径下轴承故障难识别的问题,提出了基于快速独立分量分析的盲源分离理论与包络谱分析方法相结合的轴承故障诊断方法.为了模拟故障轴承振动信号的复杂传递路径,设计并加工了花键衬套连接方式、双层轴承结构的多层复杂传递路径轴承故障模拟实验台.在该实验台上开展了多工况下的滚棒轴承典型故障实验,应用本文提出的轴承故障诊断方法对轴承外圈划伤故障进行了深入分析处理,并将其与传统频谱分析及包络谱分析结果相比较.分析结果表明:盲源分离包络谱分析方法对复杂路径下滚棒轴承外圈故障诊断十分有效,诊断效果明显优于传统轴承故障诊断分析方法.     

薄壁结构在热-声-流动载荷作用下疲劳寿命预估

针对航空发动机薄壁结构在热-声-流动载荷作用下疲劳问题。采用耦合的有限元/边界元法,针对高速气流中四边固支的GH188材料薄壁柱壳结构进行动力学响应计算。研究了不同温度场和不同声压级组合下,薄壁结构危险点位置处X方向应力响应规律。基于改进的雨流计数法绘制出结构应力响应的雨流循环矩阵和雨流损伤矩阵,分别对应力循环和结构损伤程度进行分析。结合Morrow平均应力模型和Miner线性疲劳累积损伤理论对薄壁结构的疲劳寿命进行预估。结果表明:相同声压级下,临界屈曲温度前,结构应力响应随温度升高而增大,屈曲后响应随温度的升高而减小;响应曲线先向左发生偏移,然后向右偏移,疲劳寿命先减小后增大;相同温度下,结构应力响应随声压级的升高而增大,响应曲线不发生偏移,结构疲劳寿命线性下降。     

弧齿锥齿轮参数调节状态下行波共振特性及其影响规律研究

针对某型航空发动机中央传动锥齿轮在实际使用中因行波共振造成的从动轮断裂失效问题,采用仿真分析与试验验证相结合的方法,研究弧齿锥齿轮参数调节状态下的行波共振特性及其影响规律。基于有限元方法对齿轮进行模态分析,讨论辐板厚度和工作温度对齿轮行波共振特性的影响;基于Hertz接触理论对啮合齿轮进行瞬态动力学分析,重点讨论行波共振状态下负载功率、工作温度及阻尼系数对齿轮应力分布的影响。仿真与试验对比结果表明：模态计算和动力学分析的仿真结果误差均在合理范围内。在满足齿轮设计有关要求前提下,调整辐板厚度可避开共振转速或共振频率。在振动应力分布的共振参数敏感性方面：当齿轮在三四节径行波共振状态下工作时,齿根处应力值最大,辐板正面应力值最小;随着齿轮负载功率、工作温度和阻尼系数变化,从动轮辐板正面应力变化较小,辐板背面和齿根处变化较大。在该齿轮改进和优化设计中,需重点针对三四节径行波共振进行处理。     

降速工况下滚动轴承微弱故障特征信号提取新方法

研究降转速工况下滚动轴承微弱故障特征信号的提取,提出了一种基于计算阶次分析、三次样条插值分析与包络谱分析相结合的新方法。基于滚动轴承微弱故障实验测得的降速工况下的转速信号和振动信号,首先对转速信号在时域内积分获得角位移-时间信号,再对该信号进行线性插值获得等角度间隔的角位移-时间信号,然后利用该时间序列对振动信号进行三次样条差值获得等角度间隔分布的重采样振动信号,最后对重采样振动信号进行包络分析及快速傅里叶变换获得阶次包络谱。通过对滚动轴承微弱故障实验信号分析,表明该方法能有效提取出滚动轴承微弱外圈故障和滚动体故障特征信息。该方法为轴承微弱故障特征信号提取提供了一种重要手段,具有广泛的应用前景。     

复合材料涡轮轴结构力学性能预测方法验证及优化设计

针对连续纤维增强金属基复合材料涡轮轴结构力学性能计算及优化设计问题,基于复合材料宏观叠层结构理论及经典层合板理论,开展复合材料涡轮结构力学性能计算。通过建立与试验件相同结构的有限元模型,边界条件及载荷与试验条件完全一致,计算涡轮轴结构节点应变、周向位移响应及其承载能力,并分析轴结构径向截面危险位置。将计算结果与试验结果对比分析,验证涡轮轴结构力学性能计算方法及失效分析的有效性。基于上述研究,建立某型发动机涡轮简化轴结构,采用遗传算法,优化铺层角度、铺层厚度及金属层厚度影响因素,最终在保证轴结构承载能力基础上,达到减重效果。     

轴流压气机转子叶片非同步振动的声传播特征研究

围绕某型涡扇发动机压气机内部噪声环境下转子叶片气固耦合振动失效问题,开展某型涡扇发动机压气机流道内部噪声测量试验,主要研究压气机高压一级转子叶片发生非同步振动(NSV)时压气机流道内部声波传播特征。针对压气机高压一级转子叶片发生NSV时,研究了6个测点位置处噪声信号特征,确定了噪声源位置以及特征频率噪声信号沿压气机周向和轴向位置的传播特性,并应用环形管道声传播基本理论,初步计算了压气机内部特征频率噪声信号的基本物理特性。分析结果表明:诱发高压一级转子叶片NSV的声信号应起源于高压一级转子叶片排位置处;该声信号沿轴向位置的传播方式为:从高压一级转子叶片排位置向两端传播;周向传播方式为:周向阶数为6的声模态与转子旋转方向相反的方向传播;压气机内部声共振是诱发转子叶片NSV的主要原因。研究的内容和结论,对分析航空发动机压气机转子叶片故障问题、提高压气机性能和工作稳定性具有重要的参考价值。     

复合材料涡轮轴低循环疲劳寿命预估方法研究

计算连续纤维增强金属基复合材料轴结构应力/应变响应,将仿真计算结果与国外试验数据对比分析,验证金属基复合材料轴结构响应计算方法的准确性。在此基础上,根据发动机涡轮轴真实工况载荷条件下,计算发动机在动载荷下的响应情况及危险位置,将动载荷与静载荷进行等效转换,并验证金属基复合材料轴结构在动载荷及静载荷作用下响应状态的一致性,从而基于静载荷条件工况下,进行疲劳寿命预测,并与国外试验数据对比分析,验证模型有效性。最终,以连续纤维增强金属基复合材料航空发动机涡轮轴为例,计算其在扭矩载荷及轴向力载荷作用下,铺层角度对轴结构响应及寿命的影响规律。     

复合材料轴结构力学性能预测及铺层方案设计

针对连续纤维增强金属基复合材料轴结构力学性能预测问题,考虑纤维呈四边形和六角形两种周期性排列方式,基于细观力学有限元方法,建立六种代表体积元(RVE)模型,计算该材料的宏观力学性能参数,并与已有的三种细观力学模型计算结果进行对比分析。在此基础上,以低压涡轮轴为研究对象,将选定的RVE模型预测所得的宏观力学性能参数应用于该纤维增强复合材料轴结构的铺层方案设计中,利用数值模拟方法计算该轴结构在给定弯矩、扭矩作用下的变形量和应力,并分析铺层角度、厚度及铺层顺序对轴结构抗弯、抗扭性能的影响规律。研究发现纤维按某种特定的铺层角度组合铺设,可有效提高轴结构的抗弯、抗扭性能,通过计算分析提出了铺层设计方案。