风扇叶片外物撞击瞬间转子振动响应分析

为研究风扇叶片外物撞击对转子振动的影响,参照某发动机设计搭建了风扇转子试验器,并结合有限元计算和锤击法试验获得了叶片的动静频,开展撞击位置、风扇转速等因素对转子振动特性影响试验。结果表明:风扇叶片遭遇外物撞击瞬间,转子振动频谱中叶片动频附近频率成分幅值变化明显;相比转子轴向位置振动,径向位置振动对外物撞击的响应很敏感且幅值变化明显;随着风扇转速升高,转子振动中叶片动频成分幅值会增大,而转子振动幅值并不一定会增大,振动幅值与撞击叶片编号、撞击位置等因素密切相关。     

机场道面外来物撞击航空发动机转子叶片速度估算

针对机场道面外来物对航空发动机转子叶片的撞击损伤规律进行研究。以试验结果为基础,研究了空气旋流使外来物从地面加速运动至飞机进气道口的速度,然后利用动量定理推导了外来物从飞机进气道口至发动机转子叶片的速度方程;以叶片为参考系,建立了外来物撞击速度及撞击角度的表达式。最后,以某型飞机及其发动机为例,研究了外来物到达发动机一级转子叶片的速度变化规律,实验结果发现:外来物的运动速度不仅与外来物的材质、形状、大小有关,而且与飞机进气道距地面高度、进气道长度、发动机工作状态密切相关;外来物撞击叶片的方向与叶片表面不垂直。     

叶片砂石撞击损伤的数值模拟与分析

航空发动机叶片常受到被吸入的砂石等外物的撞击而产生损伤。针对这一问题,该文采用非线性瞬态动力学软件LS—DYNA中的接触冲击算法,对航空发动机叶片的砂石撞击的瞬态响应进行了数值分析。研究了不同的撞击位置及撞击速度对叶片瞬态响应及损伤的影响。结果表明：外物撞击速度越大,接触撞击力就越大,对叶片的损伤也越大;撞击位置越接近叶片尖部,叶根处的塑性硬化越强。该文结果对于进行叶片抗外物撞击研究,尤其是硬体外物的损伤研究具有参考价值。     

钢珠对某型发动机压气机一级转子叶片撞击损伤研究

基于钢珠撞击钛合金平板叶片进气边的试验数据,通过模拟撞击过程与撞击结果,确定了仿真所需要的材料参数与计算参数。此后,以某型航空发动机一级转子叶片为研究对象,采用塑性随动硬化本构模型,利用ANSYS／LS-DYNA软件模拟了飞机起飞、降落过程中,叶片最大工作状态下,不同速度钢珠对叶片进气边同一部位的撞击损伤。为定量描述损伤规律,提出了相对能量和临界损伤能量的概念,发现:相对能量不仅能够反映外物质量(大小)及相对速度对叶片损伤的总效果,而且就文中研究的叶片而言,相对能量与损伤深度及损伤宽度呈指数关系,叶片的临界损伤能量值为6.6 J。     

船舶撞击靠船墩结构的瞬态动力分析

为了解靠船墩结构在船舶撞击作用下的动力响应,以江苏某船闸靠船墩结构为例,采用大型有限元分析软件ABAQUS中的Explicit模块,建立了船舶、靠船墩及地基土的三维有限元模型,对船舶撞击靠船墩过程进行瞬态动力分析,得到了高、低水位两种不同工况下撞击力的时程曲线和靠船墩的应力位移等结果。研究结果表明,在两种水位工况条件下,船舶撞击靠船墩时最大压应力均位于船舶与靠船墩接触面上,在靠船墩底板及墩身背水面均产生拉应力,且底板前齿的拉应力较大;在低水位工况下,靠船墩应力大于高水位工况,靠船墩受力更为不利。     

含立方非线性干摩擦滞迟弹簧支承转子系统的瞬态响应计算

提出了用扩阶的方法求解含立方非线性干摩擦滞迟弹簧支承转子系统瞬态响应的新途径,建立了相应的扩阶微分方程。在此基础上,通过数值分析,获得了一些有价值的结果。     

桥梁多次重撞击动力学响应的瞬态波效应法

为精确计算地震过程中桥梁的瞬态波响应,研究了多次重撞击现象对桥梁地震响应和安全性能的影响。针对剧烈竖向地震作用下梁可能偏离支座的双跨单墩连续梁桥,采用Ber-noulli-Euler梁模型描述上部结构和St.VENANT杆理论模拟桥墩结构。将竖向地震动以正弦激励形式的人工地震激励代替,应用瞬态波传播理论研究地震过程中上部结构和桥墩之间的多次重撞击现象。提出了计算桥梁多次重撞击瞬态动力学响应的瞬态波效应法。该方法避免了求解耦合重撞击力的强非线性方程,能够较精确地计算多次重撞击过程和分离过程中的瞬态波响应,准确描述结构中的撞击波传播现象。研究结果表明:重撞击力数值巨大;随着桥墩弹性模量的增大,最大重撞击力逐渐增大,而最大墩顶位移逐渐减小;竖向地震动引起的多次重撞击对桥梁的地震响应有较大影响,应当在连续梁桥的抗震设计中予以考虑。     

转子——非线性弹性支承系统的瞬态响应

研究非线性刚度支承对转子系统的启动、停车等瞬态过程中通过共振区的影响,支承刚度具有硬式非线性特性时,会提高转子系统的临界转速和瞬态过程的最大振幅,不利于转子快速通过其振区。还定量研究了启动、制动加速度对转子系统瞬态过程最大振幅的影响。并对具有慢变刚度的非线性支承对转子系统过共振状态的影响进行了分析。     

关于RC耦合放大器的瞬态响应分析

本文以放大器的频率特性为研究对象,着重对放大器输入电流的瞬态响应作了较为详细的讨论,只有当t≥3～5τ时,放大器才有稳定的正弦输出。     

风扇叶片结冰对航空发动机不平衡响应影响研究

航空发动机风扇叶片结冰对转子不平衡具有显著的影响;并导致发动机推力的损失。针对风扇叶片结冰对转子不平衡的影响问题,采用结冰软件详细分析了商用航空发动机风扇叶片结冰情况。基于隐式动力学模型研究了风扇叶片结冰引起的整机转子不平衡。通过整机有限元模型研究了风扇叶片结冰对不同支撑轴承载荷和位移的影响;进一步研究了不平衡条件下转子和静子的间隙。研究结果表明风扇叶片结冰质量的最大工况为地面慢车状态,对一号轴承和二号轴承有一定的影响。提出的分析方法可以为风扇叶片防冰设计和验证提供指导。     

变速Jeffcott转子系统瞬态不平衡响应的准稳态条件

Jeffcott转子系统加减速通过临界转速时,将发生由频率随转速变化的谐激励力引起的瞬态不平衡响应,本文既采用脉冲响应函数和Duhamel积分解析求解此响应;又采用离散变转动角速度,以一系列定转动角速度为激励频率的转子全响应来近似表示该瞬态不平衡响应,通过数值模拟与比较,找出转子全响应代替瞬态不平衡响应的定性适用条件,即变速转子瞬态不平衡响应的准稳态条件,为使用有限个定转速的转子主动平衡操作来完成慢变速转子的主动平衡创造条件。     

转子瞬态信号去噪的小波变换方法

利用小波变换下有用信号和随机信号在多尺度空间中模极大值不同的传播特性,对转子瞬态信号进行去噪处理,取得良好效果。     

裂纹转子过亚临界转速瞬态响应特性

基于建立的裂纹转子瞬态响应动力学模型，得到了有无裂纹转子的数值仿真解。分析了裂纹转子的亚谐波共振特性；研究了刚度变化、质量偏心以及质量偏心角对裂纹转子瞬态响应的影响．将小波分析方法引入到裂纹转子时频特性研究中，得到了有无裂纹转子的小波时频特性，并讨论了它们的差别．     

带主动磁轴承单盘转子的坠落瞬态响应

就磁轴承发生故障时转子坠入备用轴承所产竽的非线性瞬态响应，提出了摩擦力的计算模型，从理论上建立了更为精确的运动微分方程，数值积分结果预示，当备用轴承具有很小阻尼或很大阻尼时，会导致系统破坏的逆回旋，为保证系统安全运行，计算了备用轴承的优化阻尼系数。     

单盘转子系统过临界点时的瞬态响应

本文研究一个各向同性支承、无质量的转轴携带一个刚性圆盘通过临界速度时的非定常振动。根据系统的非线性特征,采用KBM 渐近方法得到一阶微分方程组,求得数值积分解。文中讨论了转子的陀螺效应对瞬态响应的影响,以及内阻尼对系统稳定性的影响。问题分理想能源(即常角加速度)和有限能源(即变角加速度)两种情况讨论。     

非均匀桨结合后掠桨尖的旋翼厚度噪声研究

针对普通直升机存在噪声大的问题,分析了一种将桨叶间距非均匀与桨尖后掠二者相结合的旋翼的厚度噪声。通过FW-H方程的Formulation1A公式计算了该旋翼在不同桨叶间距和桨尖后掠角情况下的厚度噪声。计算结果表明,在桨盘平面内距离桨毂中心3m处,桨尖后掠角度为80°时的厚度噪声约比无后掠的普通旋翼的厚度噪声降低3dB,采用将非均匀桨与桨尖后掠二者相结合的旋翼可以在降低厚度噪声的同时明显减小特征线谱的幅值,此外还可明显改变旋翼在桨盘平面内的指向性。     

带挤压油膜阻尼器悬臂转子系统的突加不平衡响应分析

以典型涡扇发动机带挤压油膜阻尼器(SFD)的低压悬臂转子结构为基础,通过合理简化模型,对转子系统中的轴承、挤压油膜阻尼器和突加不平衡量进行了相关分析和说明;并用实验得到前两阶临界转速结果验证模型的合理性;然后仿真模拟得到突加不平衡对旋转中的风扇盘在不同工况下的不平衡响应,其中包括在恒定转速下突加不平衡和转子在增速过程通过双稳态区域时施加不平衡时转子响应的特点。通过改变突加不平衡量的大小、相位和油膜间隙等影响因素来分析响应曲线的变化并得出结论。研究结果表明:在恒定转速下,系统参数的改变对突加不平衡有较大的影响;对于加速通过双稳态响应区,突加不平衡发生在不同转速区,不平衡响应走的路径也不同。     

受控后缘小翼智能旋翼气动弹性分析

建立了一种考虑刚体小翼-弹性桨叶耦合的后缘小翼智能旋翼动力学分析模型,分析小翼受控后的旋翼气动弹性响应及动载荷变化。通过与SA349/2直升机的飞行实测数据比较,证实模型的计算结果可靠,精度与CAMRAD II软件相当。悬停状态基准旋翼的后缘小翼受控后,桨尖的挥舞/摆振/扭转响应都明显增加,且响应幅值基本随小翼的偏转角线性增加。对0.197前进比的前飞状态,以针对桨毂载荷的优化控制规律操纵后缘小翼偏转,挥舞与摆振响应变化不明显,震荡扭转响应的幅值明显增大。对于两个计算状态,挥舞响应与扭转响应收敛速度均比摆振响应快。