氢涡轮泵试验振动分析

防止共振和自激振动是转子动力学设计的基本要求，一般通过理论计算与产物试验相结合来解决，因此氢涡轮泵试验是氢涡轮泵研制工作的重要环节。振动特性是氢涡轮泵的重要参数，通过分析正常的和有故障的氢涡轮泵的试验数据，可以确定振动特性参数和发现可能存在的隐患，以便及早提出修改设计措施，保证研制工作的顺利进行。     

液体火箭发动机涡轮泵轴承支承刚度及轴向位置对转子系统临界转速的影响

临界转速是液体火箭发动机涡轮泵转子系统的主要动力特性参数之一,随着转子系统工作转速的不断提高,临界转速对保证发动机安全可靠运行至关重要。建立涡轮泵转子系统的动力学模型,计算其临界转速,分别研究泵端和涡轮端轴承支承刚度和轴向位置对临界转速的影响,为液体火箭发动机涡轮泵转子系统结构设计、诊断与维护提供理论依据。     

航天飞机主发动机高压燃料涡轮泵的转子动力不稳定问题

航天飞机主发动机高压燃料涡轮泵存在转子动力不稳定问题,其特征是既大而又危险的次同步甩转振动。本文评述了高压燃料涡轮泵原来的设计(从转子动力观点)及其次同步甩转问题的发展。文中也评述了用于说明高压燃料涡轮泵不稳定性和改进其稳定性而建立的模型和分析,并对转子动力模型的要素作了详细的讨论,其中包括:a)密封的水动力;b)转子的内阻尼;c)轴承和壳体支承刚性不对称;d)壳体动力。对以下两种设计方案的稳定性和同步共振特性进行了比较:a)刚性的对称轴承支承设计;b)阻尼的不对称刚性设计。从理论上讲,采用适当的级间密封设计,上述两种设计与原设计相比,在稳定性和同步共振特性方面都有本质上的改进。不对称设计比起刚性支承设计来有更好的稳定性和同步共振特性。     

火箭发动机涡轮泵振动信号的同步整周期采集

针对火箭发动机涡轮泵测速系统的特点，开发了多倍频分频技术和双阈值触发技术，保证了涡轮泵振动信号的同步、同相基整周期采集，同时消除了转速信号中的局部失真和尖脉冲干扰的影响，提高了转速测量的可靠性。火箭发动机试车实测表明，这两项技术是适用、有效的。     

航天飞机主发动机高压涡轮泵工作寿命的改进

当前航天飞机主发动机第一阶段发动机已经验证在高达104％额定功率下具有极好的飞行性能。早期在109％额定功率下作的鉴定试验表明,高压涡轮泵的工作寿命受到一定限制。第二阶段发动机研制计划自1983年以来一直在进行着,旨在提高工作寿命并提供附加余量。本文中介绍了航天飞机主发动机第一阶段发动机的研制历史和第二阶段发动机的设计和结果,以及高压涡轮泵工作寿命极限及其需大量维护的关键部件的验证情况,并概述了第二阶段发动机的设计改进、基本分析和试验结果。此外,在本文中还讨论了正式的鉴定试验计划。高压燃料涡轮泵已作了改进,以便减低涡轮工作温度,延长一、二级涡轮叶片的工作寿命并减小金属板维护工作量。高压氧化剂涡轮泵也作了改进,以便改进轴承工作寿命并消除次同步旋转问題。对于这些改进以及为了快速评估其优点而设计和使用的专用仪表都作了详细讨论。     

HM60发动机涡轮泵的初步结构

本文叙述HM60发动机两台涡轮泵的基准结构。液氧涡轮泵由一个诱导轮,一级离心叶轮和单级冲动悬臂涡轮组成。液氧冷却的前轴承位于诱导轮和主叶轮之间,后轴承用液氢冷却,一道氦气吹除密封隔开两种推进剂;氧涡轮泵的轴是亚临界轴。液氢涡轮泵由一个诱导轮,两级离心叶轮和两级涡轮组成;前轴承位于诱导轮和第一级主叶轮之间,而后轴承则在涡轮外侧,两个轴承均用氢冷却。氢涡轮泵的轴是超临界轴。     

液体火箭发动机氢涡轮泵转子动力学特性研究

以运行在二阶临界转速以上的某低温氢涡轮泵柔性转子为研究对象,基于有限元法,通过建立的转子系统的动力学模型,对结构过盈配合与压紧力矩两个因素对轴系刚度的影响进行仿真研究,给出轴系弹性模量的等效方法,计算出转子系统临界转速,最终通过试验验证了该方法的有效性及实用性,所研究内容为涡轮泵转子系统的动力学特性研究及结构优化设计提供依据。     

高压多级氢涡轮泵转子动力学设计与试验研究

转子动力学问题是液体火箭发动机氢涡轮泵研制中最复杂的问题之一。为了保证高速转子的稳定工作,必须对转子进行多方面的研究和试验。介绍了在高压多级氢涡轮泵研制过程中转子的结构设计,临界转速计算和转子动力学的试验研究等内容。     

光学非球面超精密磨削的微振动对成形精度影响研究

轴对称非球面光学元件超精密磨削加工过程中砂轮的不平衡量和机床主轴引起的微振动直接影响工件成形精度及粗糙度。通过分析磨削过程中产生的微振动现象轴对称非球面光学元件超精密磨削加工过程中砂轮的不平衡量和机床主轴引起的微振动直接影响工件成形精度及粗糙度。通过分析磨削过程中产生的微振动现象建立了砂轮轴和磨床主轴微振动引起的非球面球面半径偏差的数学模型,研制了高精度微振动动态测量装置,测量精度达0.02 μm. 针对研制的大口径超精密非球面磨削机床分析测量了砂轮轴转速和磨床主轴转速、砂轮轴和磨床主轴的静压轴承油压对砂轮轴和磨床主轴的径向微振动和轴向微振动的影响,确定了使该磨床砂轮轴和磨床主轴微振动量最小时的砂轮轴转速和静压轴承油压以及磨床主轴转速和静压轴承油压的工艺参数,利用该参数加工的500 mm口径的非球面面型精度小于4 μm.     

航天飞机主发动机的高压液氢涡轮泵次同步旋转问题的解决办法

在1976年初,高压液氢涡轮泵的次同步旋转问题使航天飞机主发动机的工作拖延了好几个月的时间。成功地解决这个问题的方法对转子动力学的研究单位是特别感兴趣的,这不仅是因为该种机械有众所周知的最高的功率重量比(77000马力…760磅),而且还由于它包括了多种外力作用的缘故。这些方法(包括分析和试验两个方面)已用来分离变量,寻求满意的解,以及估价其结果。本文介绍了识别基本特性、分析数据和进行计算机研究的一般方法。讨论了分析和试验的结果。因为次同步旋转在高于两倍系统第一临界转速下开始出现,所以通过加强轴和轴承座的刚性就提高了出现旋转的轴转速;利用合适的级间密封,又能使系统的阻尼和系统的刚性增加到使不稳定的门限目前超过工作范围。文中所做的评述可能有助于其它从事高速、高功率转动机械的设计者。     

火神低温发动机部件的试验结果

为了使阿里安5运载火箭在1995年中期能进行第一次飞行,火神发动机的研制工作已于1984年底开始。发动机主要部件(涡轮泵、推力室,燃气发生器)的详细设计己完成并开始进行全尺寸部件(动密封、轴承)或缩比模型(燃烧室、燃气发生器喷嘴)的试验。主推力室、燃料涡轮泵和燃气发生器的第一套样机将在1986年制造出来,并在1987年进行试验。     

哈里·戴蒙德研究所研制引信用涡轮交流发电机的现有能力

哈里·戴蒙德研究所已为M734多用途引信研制了低成本、易生产的涡轮交流发电机,到1983年7月已生产750000台。利用这一技术成果,哈里·戴蒙德研究所已具备了生产同类涡轮交流发电机的能力,可满足其它迫弹、炸弹及炮弹引信用电源的各种要求。本报告讨论了这些引信用涡轮交流发电机的设计特点。内容包括:起动速度选择;在弹丸高速时限制轴转速以增加轴承寿命;利用高能钐—钴磁铁使输出电能增加;以及加强其设计,以适应火炮环境等。     

氢氧涡轮泵用箔片轴承的试验研究

轴承问题是氢发动机涡轮泵研制过程中遇到的关键技术之一,往往由于轴承的故障导致试车的失败。因此,这个问题一直是有关人员十分关心和重视的。箔片轴承具有高速、长寿命,高可靠等特点,就它的性能,结构和工作原理,设计方案理论计算及结果进行了叙述,期望用箔片轴承现代现在在火箭发动机涡轮泵上的滚珠轴承。     

双电机耦合驱动电动汽车传动系统扭转振动特性分析

研究了双电机耦合驱动电动汽车传动系统的扭振问题,建立了包含两挡自动变速箱及行星排啮合刚度在内的传动系统集中质量模型;通过分析无阻尼自由振动振型,得到了传动系统各部分的相对振幅关系;计算了电机的临界转速,并找出了16个共振点车速;建立传动系统扭振模型,分别对急加速和缓加速工况进行仿真分析,验证了限制电机转矩变化率对改善扭振的有效性,研究成果为分析和解决同时包含定轴与非定轴结构的双电机耦合驱动传动系统扭振问题提供了理论依据和参考.     

液氢/液氧火箭涡轮泵轴承润滑性能的改进

日本H-Ⅰ火箭液氧-液氢发动机液氢涡轮泵要求使用新型自润滑式滚珠轴承(角接触式,内径25毫米)。在改进机械结构和用层压玻璃布(聚四氟乙烯粘接剂)制成保持架的基础上,研制了一种新型轴承。这种轴承在运转中,由于玻璃纤维刺穿聚四氟乙烯层,轴承外座圈多次出现温度突升现象。为了消除玻璃纤维突出物,研制了氢氟酸化学处理方法;同时为改善聚四氟乙烯层的附着性,还研制了射频溅散喷涂法。不仅在 H-Ⅰ火箭 LE-5发动机中使用了新研制的轴承,而且还计划在 H-Ⅱ火箭 LE-7发动机中使用这种轴承。     

某涡轮叶轮强度振动寿命分析与评估

针对某型飞行器使用的高负荷涡轮增压器,对其涡轮关键件进行强度振动寿命的计算分析,并从力学角度对结构设计进行评估。研究结果表明,涡轮叶轮应力幅值区出现在进气端盘轴连接处,静强度安全系数为1.9,满足静强度设计要求;涡轮叶轮在工作转速下,具有不低于15%的共振裕度,满足动力学设计要求;涡轮叶片对应无限循环疲劳寿命的许用振动应力为116.4 MPa,可以确保其在各工况下满足可靠性设计要求;在标准飞行剖面下,叶轮寿命为5494次工作循环,满足寿命要求。     

先进运载系统用廉价涡轮泵机组的研制

文章讨论了降低未来先进运载系统的液体火箭主发动机涡轮泵机组造价的途径:简化结构,部件统一化,减少装配工序,采用廉价的材料和制造工艺。讨论结果认为未来的涡轮泵机组造价有可能比现在航天飞机所用涡轮泵机组的造价减低50％。     

H-Ⅱ运载火箭第一次发射推迟

H-Ⅱ运载火箭原计划在1992年首次发射,因其第一级LE-7发动机研制中遇到了一些问题,不得不推迟到1993年进行。发动机主要技术问题是在起动/关机程序和燃料涡轮泵上。由于燃料涡轮泵没有达到足够高的转速,从而使氧/氢混合比高达0.3/1.0,产生1000℃以上高温气体。导致涡轮泵的部件和管道被熔化。发生故障的那台发动机已运回到种子岛空间中心。这台发动机换下了失效部件又重新进行点火试验。这种发动机点火试验将一直进行到1992年底。     

航空发动机典型振动故障诊断和振动抑制技术

振动故障是航空发动机主要故障,严重制约航空发动机的研制和使用。在全面梳理、跟踪国外典型第三代和第四代发动机在研制和使用中发生的振动故障的基础上,研究了航空发动机振动故障诊断技术及其未来的发展趋势。结合综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划和高循环疲劳(HCF)计划中的一系列典型被动阻尼技术,总结了航空发动机领域具有使用价值的几种典型振动抑制技术,并研究了振动抑制技术的发展方向。     

液体火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统研究

针对火箭发动机地面试车时间短、工作转速高且重复性不好的特点，根据实时性、有效性、可靠性、开放性与通用性的系统设计原则，研制了火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统－－TCMD2000。该系统采用并行冗余结构，保证同步整周期采样的同时，实现了高速连续数据采集和存储，并应用了进动分析方法提高故障诊断的准确性。对TCMD2000系统进行了发动机试车故障监测考核。结果表明，所研制的TCMD2000系统达到了设计指标，适合火箭发动机的状态监测与故障诊断。在发动机研制过程中，对诊断发动机故障和排除故障发挥了作用。