航空发动机双转子系统高/低压涡轮碰摩振动分析

针对航空发动机碰摩问题,考虑高压涡轮与低压涡轮碰摩,建立了五点支承的航空发动机双转子系统动力学模型。碰摩力模型采用Lankarani-Nikravesh滞回力模型。利用龙格-库塔法进行数值计算,并研究了双转子系统的频谱特性、幅频特性。最后,基于双转子实验台,部分验证了数值计算结果。结果表明:(1)双转子系统碰摩会使系统产生激励频率以及组合频率,并发生组合共振;(2)高压涡轮碰摩会导致系统产生反向涡动全周碰摩,低压涡轮碰摩对高压涡轮碰摩有抑制作用,即高低压涡轮同时碰摩时与高压涡轮碰摩时相比,系统发生反向涡动的转速区间更窄、振动幅值更低;(3)在升降速过程中,碰摩会导致双转子系统出现单个甚至多个双稳态现象。     

高超声速飞行器若干问题研究进展

介绍了国外高超声速飞行器的发展现状,并总结了未来一段时期高超声速飞行器的发展方向和趋势.分析了高超声速飞行器的外形选择及其气动问题,发动机的选取与机体一体化问题和气动加热及防热问题.最后提出了未来高超声速飞行技术发展的几个方向.     

基于Hilbert变换的裂纹叶片时变物理参数识别

为了获得准确的时变物理参数以便于建立模型和故障诊断,将基于Hilbert变换的方法用于裂纹叶片的参数识别。将裂纹悬臂梁的一阶弯曲振动简化为一个具有时变刚度和阻尼的单自由度系统,并搭建实验台,用Hilbert变换分析实验测得响应信号和激励信号得到时变刚度和阻尼,实验结果验证了该方法的有效性。根据识别结果进一步对原有物理参数模型进行修正,并在一定范围内研究新模型中参数随外界条件的变化情况。数值计算结果表明,由修正后的模型得到的系统响应特性与实验观察到的现象一致。     

基于IHB法分裂导线次档距振荡的极限环特性

分裂导线中的背风子导线在尾流激振作用下会出现大幅的次档距振荡,是威胁高压输电线路安全运行的重要故障之一。针对此问题,首先,给出了背风子导线在尾流激振下,含气动非线性的两自由度次档距振荡动力学模型方程;其次,采用增量谐波平衡法推导了求解次档距振荡高阶极限环响应的方程,得到了次档距振荡极限环响应的前三次谐波响应,结果表明,导线次档距振荡只存在于一个风速区间范围内,随谐波次数的增加,高次谐波的影响明显减弱,其中一次谐波能够较好地吻合Runge-Kutta数值计算结果;最后,分析了档距和背风子导线的初始位置对次档距振荡的影响,为避免或抑制次档距振荡的发生提供技术支持。     

考虑中介轴承弹流润滑时双转子系统振动特性

为研究中介轴承在弹流润滑作用时双转子系统的非线性振动特性,针对航空发动机双转子系统,根据弹流润滑理论和转子动力学理论,建立中介轴承弹流润滑接触模型和中介轴承-双转子系统模型.采用数值仿真方法获得系统动力学特性,对比分析了考虑弹流润滑作用和忽略弹流润滑作用两种工况下,双转子系统的幅频响应特征,并比较了中介轴承赫兹接触刚度、径向游隙以及润滑油黏度对系统特性的影响.结果表明:中介轴承弹流润滑作用对高压转子和低压转子一阶共振峰附近的振幅及共振峰位置影响较小,对高转速区间的共振峰影响较大,使共振峰右移并且共振峰处振幅减小;分别改变中介轴承赫兹接触刚度和径向游隙,考虑弹流润滑作用与不考虑弹流润滑作用相比,一阶共振峰处振幅改变小于5%,在二阶共振峰处振幅改变百分数在4%～9%之间;一阶共振峰位置未发生偏移,二阶共振峰向高频移动2%～8%;改变润滑油黏度,对低压转子和高压转子振动幅值影响小于1%.最后利用气体驱动双转子实验台对仿真结果进行验证.