大机动飞行条件下转子系统动力特性及振动抑制研究

发布时间：2020-07-31 15:53

【摘要】：本文以无人机机动转弯和螺旋前进机动动作为研究背景,以二支点双盘悬臂试验器转子为研究对象,开展大机动条件下转子系统建模方法、含鼠笼支承转子系统动力特性、含轴承支承转子系统响应特性、挤压油膜阻尼器适用性等方面的研究,以期为大机动条件下转子动力特性研究提供方法和设计参考,并为转子大机动过载试验器的设计提供理论依据。本文主要研究内容和成果如下:(1)依据Lagrange能量法,推导了机动飞行条件下转子有限元梁单元建模方法。依据固定界面模态综合法,对模型自由度数目进行了缩减,为机动条件下转子有限元建模及响应求解效率的提高奠定了理论基础。(2)以含鼠笼支承的线性转子系统为研究对象,研究了机动转弯和螺旋前进机动动作对转子响应的影响,分析了转子响应随各机动参数的变化规律。结果表明:机动转弯载荷会使转子响应轨迹产生一定的静偏心,螺旋前进载荷不仅会使转子响应出现静偏心,还会产生类似“拟周期”特征。对于机动转弯动作,机动转弯过载是影响转子响应的主要机动参数;对于螺旋前进动作,螺旋机动过载和螺旋角度是影响转子响应的主要机动参数。(3)分析了机动转弯和螺旋前进条件下,含轴承支承的非线性转子系统响应特性。结果表明:考虑轴承非线性特性,机动载荷会使轴承刚度增大,产生附加刚度效应,并使轴承刚度呈正交不对称,进而使转子轴心轨迹出现正交不对称;此外,转子响应会出现拟周期现象,响应中包含与轴承相关的频率成分,随着机动过载的增大,有些频率成分会减小甚至消失;在螺旋前进动作中,随着螺旋角度的增加,转子响应轴心轨迹包络线会更加趋近椭圆。(4)大机动飞行过程包括机动和平飞两种环境,综合考虑这两种使用环境,分析了阻尼器各参数对偏心率的影响,并以本文双盘悬臂转子为研究对象,对大机动条件下挤压油膜阻尼器的适用性开展了研究。研究发现:机动过载使阻尼器产生静偏心,过大的静偏心会使阻尼器长期在偏心率0.4以上工作;适当增加弹支刚度、油膜宽度和油膜间隙,可以降低大机动过载条件下阻尼器的偏心率,但过大的弹支刚度和油膜间隙又会使阻尼器偏心率在平飞条件下出现跳跃现象,通过减小转子不平衡量的方式,能够有效抑制阻尼器偏心率跳跃现象的发生。根据上述规律,综合分析机动和平飞条件下阻尼器的动力特性,发现对于本文转子系统,挤压油膜阻尼器在大机动条件下很难适用。(5)提出了转子大机动过载试验器的结构设计方案,对试验器各主要部件的参数进行了分析、选取与校核,设计方案在结构方面为后续试验器的建立提供了理论基础。综上所述,本文推导了机动条件下转子系统有限元建模方法,研究了大机动条件下线性转子系统以及含轴承非线性转子系统的响应规律,探究了大机动条件下挤压油膜阻尼器的适用性,提出了大机动过载试验器的结构设计初步方案。研究结果对大机动条件下转子系统的设计、复杂转子系统动力特性的研究以及模拟大机动过载试验的探究具有重要的理论指导意义。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V231.96
【图文】：

转子模型为研究对象，对机动转弯和螺旋前进（10子动力特性进行计算，得出不同机动飞行载荷对在大机动过载条件下的适用性进行探究，并对大史及现状提升，机动飞行对飞机及发动机转子的影响逐渐特性，国内外学者进行了大量的研究。[2]等利用有限元法，以刚性支承条件下含柔性轴、转子系统在基础转动时的稳态响应进行了计算。简化为集中质量单元，如图 1.1。计算过程中，忽柔性轴的振动幅值结果，得出如下结论：基础转响，并且转速越高，影响越显著。之后，通过建算结果进行了试验验证，试验结果能够验证有限元

图 1.2 文献[2]中试验模型. Kufeld 和 William G. Bousma[3]利用美国宇航局(NA开展了相关研究，研究涵盖了 68 个不同的机动动作子及支承系统载荷，并且有 2 个机动动作的影响是子载荷有明显的影响。a[4]利用拉格朗日能量法，建立了含柔性支承的刚性单，模型中的柔性支承考虑了轴承及轴承座的刚度。利用动条件下单盘转子系统的动力学特性及瞬态响应，并了理论计算的正确性。和 Chen[5]利用谐波平衡法和数值积分法，以空间飞行飞行器做正弦运动以及绕陀螺旋转轴做稳定转动两种行了研究。用 3 种不同的方法,针对 F-15 战斗机上的发动机，进时，发动机整体振幅都在允许范围内；直线飞行时，机整体的振幅进一步加大。

1.4 本文主要研究内容本文以大机动（10 g 30g飞行过载）条件下双盘悬臂转子系统（如图1.3）为研究对象，针对1.3节中列出的拟解决关键问题，对机动转弯（如图1.4）和螺旋前进（如图1.5）机动条件下含不同支承形式的转子系统动力特性及响应特性进行研究。具体内容如下：

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本文编号：2776690