转子─机匣系统的瞬态动力响应计算

将航空发动机整机作为三路来建立模型，用直接积分法分析发动机整机瞬态动力响应。实测发动机安装节处动刚度，以考虑飞机系统的影响，建立了以传递矩阵法为基础的静子主支承刚度阵及主支承到安装节的力一位移传递函数算法，并通过计算转子系统的动力响应来获得整机瞬态动力特性。附有一双转子航空发动机算例，并给出了计算结果。     

航空发动机静子支承刚性的一种传递矩阵算法

本文建立了航空发动机静子支承刚性的一种传递矩阵算法.该方法不仅可以计算出发动机静子支承刚性,也可以计算出发动机主支承到发动机安装节的传递函数.发动机静子支承刚性是发动机整机及转子系统动力特性分析所必须的数据,通常由实测法获得,然而在不具备实测条件时,一种较有效的解析方法是必要的.本文对一实际发动机静子系统进行了分析计算,在实测飞机上发动机安装节处的动柔度矩阵的基础上,分析得出静子支承刚性和主支承到安装节的传递函数.     

航空发动机整机振动分析与控制

针对航空发动机整机振动问题的复杂性和多样性,以整机振动的振源分析为出发点,总结国内外关于转子系统故障、气流激振、轴承故障、齿轮故障和结构局部共振等引起的整机振动的研究情况,结合航空发动机整机结构动力学、支承动刚度和连接结构刚度动力学设计的国内外研究情况,从整机振动的装配工艺参数分析、转子不同心度控制和转子不平衡量控制等几个方面,总结航空发动机整机振动的控制方法。然后,在分析航空发动机整机振动测试方法和标准的基础上,总结了航空发动机的转子动力学特性以及机匣支承的振动特性测试相关技术。最后,整理分析了航空发动机整机振动常用的故障诊断方法和常见整机振动故障的特征,为航空发动机的设计以及整机振动抑制技术提供了参考。     

桨轴发动机整机动力响应分析

建立浆轴发动机整机动力响应的分析方法,用传递矩阵法建立发动机机匣,主燃气发生器转子,自由涡轮转子的综合动力学方程,并对耦合方程进行求解,此方法有效地考虑了主燃气发生器转子系统与自由涡轮转子系统的耦合效应,可分析主燃气发生器转子与自由涡轮转子系统的临界转速和不平衡响应,估计机匣系统的不平衡响应。     

带挤压油膜阻尼器的转子系统瞬态动力响应计算方法

本文采用传递矩阵法导出了以瞬态刚度矩阵[D]为特征的带挤压油膜阻屁器的转子系统的主导方程，采用离散时间传递矩阵法求解转子系统的瞬态动力响应。该方法在常规传递矩阵法的基础上，引进了挤压油膜阻尼器瞬态系数矩阵[Ts]，将挤压油膜力统一综合处理，这不仅提高了该方法的通用性，减少了计算时间，也可以处理支承非对称、非线性的转子系统，本文对一模型转子进行了瞬态动力响应分析，结果表明该方法是有效的。     

支承刚度耦合对转子系统临界转速影响分析

转子系统临界转速作为转子系统动力学特性的重要组成部分,一直受到广泛关注。在对航空发动机转子系统的临界转速进行有限元计算时,由于考虑到计算机的硬件限制,可以将带机匣的转子系统拆分成机匣和转子系统进行分别计算。通过一个带圆筒的双转子模型模拟发动机的整机模型,通过计算可知:将带机匣的转子系统拆分计算相对于整体计算而言是有误差的,其误差主要来源于未考虑机匣支承间的刚度耦合。     

用整体传递矩阵法计算航空发动机整机临界转速特性

介绍了用整体传递矩阵法计算航空发动机多转子要互耦合系统的固有频率特性。该方法克服了传统子结构传递矩阵法不易编制通用计算机软件的缺点,同时,用有限元法对支承机匣刚度进行了计算,并以航空发动机转子系统为例验证了方法的有效性。     

轴承油膜动特性对转子临界转速的效应计算

介绍了非定常情况下,滑动轴承动压油膜的动态态特性对转子支承刚度的作用,在此基础上建立了基于油膜动力特性及底座支承刚度动力学模型的计算方法,并用于传递矩阵法求解转子系统的临界转速,计算结果表明,随着系统的支承刚度下降,转子系统的临界转速是下降的。     

利用可控挤压油膜阻尼器轴承(CSFDB)主动控制转子系统振动

本文以可控挤压油膜阻尼器轴承(CSFDB)为系统主控元件,运用最优控制理论,设计了柔性转子——支承系统振动的状态反馈控制方案,来主动控制系统稳态不平衡响应和突加不平衡响应。对模型转子仿真结果表明,该闭环控制对转子——支承系统的振动具有显著的抑制作用。因此,CSFDB代替SFDB可望成为航空发动机转子系统振动控制的主要部件。     

弹用发动机转子支承系统参数优化

采用Ｒｉｃｃａｔｉ传递矩阵法及松驰迭代法，对具有挤压油膜用尼器和弹性支承的柔性转子系统的稳态不平衡响应进行了理论分析．在此基础上．运用混合罚函数法对某型号涡喷发动机转子支承系统的弹性支承刚度及挤压油膜阻尼器的诸参数进行了优化设计，从而为新型发动机的研制，提供了理论依据．     

飞机水平盘旋下弹性支承转子的特性研究

为研究转子系统在一定的外激励下的特性,使得研究与实际状况更加吻合,采用Jeffcott转子弹性支承模型,建立飞机处于水平盘旋状态下弹性支承转子系统的运动微分方程.运用Runge-Kutta数值法研究了飞机水平盘旋下处于一定角速度的刚性和弹性不同支承情况下的瞬态响应,并对仿真结果进行对比分析.结果表明,由于弹性支承使其转轴刚度降低,其临界转速随之降低;处于同一角速度下的弹性支承比刚性支承进入稳定振动的时间长,比刚性支承振动幅度大;弹性支承和刚性支承在同样的情况下转动都会产生稳定的周期解;因此可以通过对转子系统支承刚度的适当调节,可以达到优化系统性能的目的.     

柔性转子不平衡响应与传递力的分析

针对某小型发动机的振动进行了分析与计算，并建立了力学模型，分析了不平衡量、油膜间隙、支承刚度、阻尼系数对动力响应的影响，得到了最佳的油膜间隙与传递力的数据，可作为此小型发动机结构设计的参考依据。     

转子-轴承-电机-隔振器系统不平衡响应分析

建立了转子－轴承－电机－隔振器系统的3维有限元模型,系统分别采用电磁轴承和机械轴承作为转子的支承,利用专业转子动力学软件sAMcEF／ROTOR对相同的不平衡量,分析了系统的不平衡响应。通过改变隔振器的刚度,计算了不同隔振器下系统的不平衡响应。分析结果表明,对于所分析的电机,采用电磁轴承作支承时,机脚处的不平衡响应小于采用机械轴承作支承时的不平衡响应。     

带弹性支承的挤压油膜阻尼器转子响应与分叉

研究了弹性支承下的挤压油膜阻尼器(SFD)转子系统的非线性响应,及其响应的分叉情况。推导了弹性支承、带挤压油膜阻尼器的单盘转子系统的运动微分方程。提出了一种通过求解微扰方程的数值解来计算F loquet乘子的新方法,用来分析转子系统周期解的稳定性,并判断周期解发生分叉的类型。由数值仿真的结果可以看出,响应的分叉主要为鞍结分叉与二次Hopf分叉;支承刚度对油膜力与轴承响应影响很大,支承刚度过大时会引起SFD的油膜涡动。     

瞬态温度场对转子系统动力特性的影响

建立了一个轴向可自由伸缩的单转子系统计算模型,采用有限元法分析了瞬态温度场对单转子系统动力特性的影响。参考发动机转子系统的对流加热的边界条件,利用ANSYS软件构造了该转子系统的瞬态温度场。分别在常温状态下和考虑瞬态温度场情况下,计算了转子系统的临界转速,并进行了对比分析。结果表明,瞬态温度场作用下转子系统的临界转速的相对误差最高达到3.95%,而且温度场对转子系统的第二阶临界转速影响较大。     

带弹性支承和挤压油膜阻尼器高速柔性转子系统稳态不平衡响应分析

本文应用传递矩阵法和松弛迭代法,结合具体发动机型号对支承于弹性鼠笼和挤压油膜阻尼器上的高速柔性转子系统稳态不平衡响应进行了理论分析。分析中考虑了轴的质量分布和转子的陀螺力矩。讨论了油膜阻尼器参数、弹性支承刚度系数及不平衡量参数对转子系统稳态不平衡响应的影响,从而为发动机减振系统设计提供了理论依据。     

温度场对转子系统响应特性影响的分析

建立了一个轴向可自由伸缩的单转子系统计算模型,采用有限元法分析了温度场对单转子系统响应特性的影响。参考发动机转子系统的加热对流的边界条件,利用ANSYS软件构造了该转子系统的瞬态温度场。分别在常温状态下和考虑温度场情况下,计算了转子系统的不平衡响应并进行了对比分析。结果表明,随着温度的升高,第三阶共振频率的相对误差最大达到11.2%。     

某飞机发动机偏磨故障动力分析

确定计算模型时,发动机定子按实际刚度;为了避开整机非线性问题,轴承刚度采用迭代算法进行线性化,采用Madina程序对发动机整机进行了动力分析,分析包括模态分析和一级涡轮有1克公分不平衡量时压气机各级叶尖处的位移响应,分析结果与试验进行了比较,吻合度优于美国GE公司计算结果,认为造成偏磨故障的原因是弹性环压死,使压气机转子与定子反向平动的第六阶临界转速上升到放气阀门关闭时转速所致,装配工艺采取措施后,克服了此偏磨故障,轴承径向刚度采用迭代算法,避开陷入整机非线性问题。     

航空发动机整机瞬态动力特性分析

采用整体传递矩阵－动态子结构法分析航空发动机整机瞬态动力特性。     

非线性弹性支承对转子系统瞬态过程的影响

转子系统在启动、停车等瞬态过程中常常会产生剧烈的振动,如果让转子系统快速通过共振区则可以有效地降低转子系统瞬态过程的最大振幅．但是实际工况表明,有时转子通过设计的临界转速达到工作转速之后,振幅仍然很大,这一现象利用线性转子系统模型不能得到合理的解释．本文考虑转子支承非线性刚度的影响,建立了转子—支承系统的多自由度非线性模型,利用摄动理论和数值仿真解释了这一现象．此外本文还定量研究了起动、制动加速度的大小对转子系统瞬态过程最大振幅的影响．