一、某发动机机匣的试验模态分析（论文文献综述）
林荣洲[1]（2020）在《航空发动机整机系统振动传递特性研究》文中研究表明航空发动机采用双转子结构,其中有挤压油膜阻尼器、滚动支承以及管路油路等复杂结构,同时还要受到双频激励、气流激振以及热效应等的影响,造成了航空发动机整机振动特性和振动传递特性复杂的情况。因此对其振动特性与振动传递特性的研究对航空发动机的设计、制造和振动控制等方面具有重要意义。本文以航空发动机整机振动试验台为研究对象,运用有限单元法进行整机动力学建模,重点研究机匣对整机系统固有特性的影响、中介轴承对整机系统主共振特性的影响以及整机系统振动传递规律。具体的研究内容如下:首先,开展对航空发动机整机的动力学建模以及固有特性研究。以航空发动机整机振动试验台为对象,运用有限单元法进行动力学建模,通过考虑机匣与不考虑机匣的整机系统临界转速及振型的对比分析机匣对整机系统固有振动特性影响,通过改变支承刚度分析支承刚度对整机系统临界转速及振型的影响。结果表明,去除机匣对整机系统的前3阶固有特性影响很小,对第4阶临界转速有14.6%的相对误差。整机系统的振型对于不同支承的敏感度不同,因此当变化支承的刚度时会产生振型交换的现象。然后,研究中介轴承对航空发动机整机系统的主共振特性的影响规律。将航空发动机的中介轴承考虑为Hertz接触理论下的滚动轴承,运用Newmark-β/NewtonRaphson法对整机系统的动力学方程进行求解,获得其稳态振动响应,分析中介轴承间隙对整机系统中的双转子及机匣的主共振特性的影响。结果表明,中介轴承径向游隙的增加会导致整机系统出现振动突跳和双稳态现象,当径向游隙较大时,会有组合频率出现,也会出现高低压转子耦合程度极大降低导致共振峰消失的现象。最后,进行航空发动机整机系统振动传递规律研究。振动传递率定义为待测点的加速度的均方根值与振源点加速度的均方根值的比。在双转子的不同部位施加不平衡激励作为振源,然后求解整机系统的振动响应,由振动响应分析不同振源到机匣不同测点的振动传递率,发现不同振源到机匣不同测点的振动传递率不同,并且是与振型相关的。进一步,还可以求解出系统振动的路径传递率,路径传递率定义为与待测点相连接单元的单元力与振源处激励力的幅值的比值,通过对比路径传递率可以分析每条路径对测点振动的贡献。求出振源到机匣各测点的各条路径的路径传递率,比较路径传递率的大小,可以找出系统的主要传递路径。研究结果为航空发动机整机振动的设计以及振动控制提供参考。
王壮[2]（2020）在《弱刚性薄壁环形工件装夹布局优化与振动控制》文中指出作为常见的结构形式,薄壁环形工件具有质量轻、结构简单和承载能力强等特点,被广泛应用在航空航天领域,例如航空发动机的机匣、飞机机身以及卫星的壳体等,上述部件在其整机设计研发和安全运行中占有举足轻重的地位,因此对工件的加工表面质量和加工精度的要求极其严苛。但由于其壁厚较薄,刚性较差,在加工过程中极易发生剧烈的振动甚至颤振,在工件表面形成振纹,导致工件加工表面质量和加工精度下降,使得工件难以满足加工要求,因此控制工件在加工过程中的振动显得尤为重要。本文以薄壁环形工件为研究对象,采用解析建模、有限元仿真和实验验证相结合的方法对薄壁环形工件进行了振动控制和装夹布局优化等方面的研究,具体的研究内容如下:工件的振动特性是研究薄壁环形工件振动控制的基础。为了获得较为准确的模态参数,本文建立了基于LOVE壳体理论的弹性边界条件下的薄壁环形工件模态分析解析模型,并得到了边界条件为一端固支、一端自由的薄壁环形工件的振动特性。在ABAQUS中建立了薄壁环形工件有限元模型,并通过模态分析得到了工件振动特性。通过模态试验验证了建立模型的正确性。基于工件—夹具系统刚度分布特性,采用半弹性接触模型并用弹簧代替工件与夹具之间的接触刚度建立了工件—夹具系统有限元模型,通过研究不同辅助支撑布局方式对工件—夹具系统刚度分布和振动特性的影响,并与薄壁环形工件的刚度分布和振动特性对比,得到了不同辅助支撑布局方式的刚度增强和振动控制效果,并通过模态实验验证了工件与辅助支撑之间接触模型的准确性以及不同辅助支撑布局方式对工件—夹具系统振动特性的影响。为了获得满足加工精度的最优辅助支撑布局方式,本文采用了遗传算法和有限元仿真相结合的方法,以工件在加工过程中的最大变形小于给定加工精度为目标函数,建立了工件—夹具系统辅助支撑递推优化模型,得到了辅助支撑最优布局方式,并通过有限元仿真得到了该布局方式下工件—夹具系统的刚度分布和振动特性,并与未施加辅助支撑条件下薄壁环形工件的刚度分布和振动特性进行对比,验证了其振动控制效果。为了控制典型薄壁环形零件—发动机机匣在铣削加工过程中的振动,本文设计了一种同步伸缩式多点辅助支撑夹具以增强机匣的刚度,并采用控制变量法基于有限元仿真分析得到了发动机机匣在不同工装参数下的振动特性,为实际加工过程中机匣夹具工装参数的选用提供指导性意见。
张露[3]（2020）在《高压压气机转子叶片振动特性及疲劳性能分析》文中进行了进一步梳理压气机是以叶片为主要工作部件,通过转子轴带动转子叶片高速旋转,对流道内气体做功,将输入的机械能转化为气体内能,输出高温高压气体的一种叶轮机械。转子叶片是主要的做功部件,承受着很高的离心力、流体产生的气动力和来自机器其它部件的激振力,很容易发生故障。转子叶片的故障有裂纹、凹坑、豁口、缺角、掉块、断裂等,其中掉块与断裂的危害尤为严重。由于转子叶片处于高速旋转的工作环境中,掉块或断裂可能会沿切线飞出,击穿机匣,或者打伤同级或后级叶片,造成二次损伤,甚至切开油路导致起火,严重影响压气机正常运行。某燃机高压压气机末级叶片在运行过程中多次发生掉块故障,本文通过有限元分析对该叶片进行了系统的强度与振动特性分析,结合燃机实际运行情况,确定叶片所受周期性激振力,绘制了坎贝尔图,发现工作转速下该级叶片受到前面一级静叶的尾流激励引发双扭复合共振,造成叶片尾缘顶部断裂风险增加。为避免叶片掉角问题的发生,本文提出缺角加工的方案,并通过有限元分析进行了验证。对缺角叶片与不缺角叶片,施加相同的激振力对两种叶片进行频率响应分析,发现削角后叶片振动时最大振幅比故障叶片大,但是最大Von-Mises应力较故障叶片小。总之,工作转速下叶片可能会发生双扭复合共振,削角之后叶片在危险激励下最大振动应力相对减小。为提高叶片振动疲劳强度,工程上常采用叶片表面喷丸处理的方式。本文通过未喷丸和喷丸后叶片进行振动疲劳强度试验探究了叶片疲劳性能的改善效果。本试验主要对比了一阶横向弯曲振动下的疲劳寿命。通过S-N曲线发现在1×106循环基数左右的中寿命区未喷丸和喷丸处理后的叶片能够承受的最大应力水平相当,为740MPa左右。发现在长寿命区,与未喷丸叶片相比,喷丸处理的叶片能够承受更高的应力水平,且随着循环数提高,两者差值越来越大,在2×107循环基数下,喷丸处理的叶片中值疲劳强度比未喷丸叶片提高35.8%。由于喷丸处理后残余压应力的影响使得叶片抗弯能力提高,叶片振动疲劳强度有很大提高。综上,针对某燃机末级叶片实际工作中的掉角情况,本文对该叶片进行了系统的强度与振动特性分析,确定了叶片掉角是因为前面一级静叶的尾流激励引发高阶（双扭复合振型）共振造成叶尖尾缘疲劳断裂,提出了去角以避免断裂的方案并通过有限元分析进行了验证。为进一步提高叶片的疲劳寿命,本文通过实验研究了喷丸对叶片疲劳强度的影响,发现叶身表面的喷丸处理能够显着提高叶身的疲劳强度,为工程实践提供了有力支撑。
梁昊天[4]（2020）在《航空发动机缩尺动力学相似整机试验器设计与建模研究》文中指出航空发动机整机振动限制值的确定直接影响发动机的运行安全性和可靠性。然而目前整机振动限制值制定的机理不明,阻碍了新机研制和批产,直接影响我国国防事业的发展。为服务航空发动机整机振动限制值制定方法研究工作,本文基于某型涡轴发动机燃气发生器转子设计一个带机匣的缩尺动力学相似整机试验器,以便开展整机动力学建模与响应预测方法的研究与试验验证工作。具体研究工作如下:首先,基于相似理论提出了高速复杂转子-支承系统缩尺动力学相似设计方法。应用该方法使缩尺后的转子-支承系统相较全尺寸原型临界转速成比例降低的同时保持了转子振型的一致性。其次,基于超模型的建模和分析方法开展了缩尺整机试验器的预测性结构设计。该方法可以保证建立的有限元模型具有较高的精度和仿真的可信度,有效地指导了整机缩尺试验器的预测性设计,使其达到了预期的设计目标,在试验器设计初期无样机的阶段具有重要意义。最后,针对设计、制造后的航空发动机缩尺动力学相似整机试验器开展基于实测模态数据的部件动力学建模和模型确认工作。分别针对转子系统、机匣系统、支承系统进行了完整的模态测试与模型修正,使各部件系统的有限元模型的模态仿真数据与实际结构的模态测试数据基本保持一致,为后续准确建立整机动力学模型奠定了较好的基础。
谷宇[5]（2019）在《航空发动机振动传递特性研究》文中研究指明近年来,我国工业化发展迅速,旋转机械作为高速透平机械的重要组成部分,在航空航天、发电、汽车、船舶推进及燃气涡轮机械等相关设备中应用广泛。而航空发动机作为燃气涡轮机械的典型代表,在国家的大力扶持下,近年来得到了充分的发展,从最开始的活塞式发动机到应用于直升机中的涡轴发动机、大型客机中的涡扇、涡桨发动机等形式的多样化,再到转子结构的复杂化,以满足不同工业化的需求。转子不平衡作为旋转机械中常见的故障,对于转子系统的健康稳定运行有着极其重要的影响,能否有效降低转子的不平衡,是保证系统能否长期安全稳定运行的关键因素。为了追求高推重比特性和宽舒适性,转子的结构越来越轻柔,随之而来的就是高负荷和高振动问题,我们在高低压转子上分别加入了挤压油膜阻尼器,来提供阻尼,起到支撑和减振的作用。而在实际的高压转子中,由于空间狭小,工作环境温度过高,无法安装相应的传感器进行振动参数的测量。如果能确定轴承-机匣之间的传递函数关系,研究出对应的振动传递特性,就能在机匣上准确识别出转子的不平衡量所引起的振动。考虑到上述情况,本文针对航空发动机不平衡及振动传递特性的相关问题,主要进行了如下工作:（1）研究了一种带有中心弹簧支承的挤压油膜阻尼器结构,研究了挤压油膜阻尼器在不同工作条件及特性参数下对三盘双支承单转子结构不平衡响应的相关研究。在分析中找到了阻尼器对转子振动影响的非线性规律。（2）分别建立了带有挤压油膜阻尼器的某航空发动机高低压转子有限元模型,通过工作条件及阻尼器特性参数的改变,对三盘转子的分析结果做进一步的验证说明。（3）开发了带有SFD的转子动力学分析程序,并与Dyrobes的分析结果进行对比,验证了程序的准确性。在通过该程序进行相关计算的基础上,进一步开发了基于影响系数法的双面双转速下的转子动平衡程序,在不平衡响应线性变化的转速区间内,选取两平衡转速,通过平衡前后阻尼器和轴承节点处的振动变化情况对比,表明该动平衡程序能够有效减小转子的振动,验证了该程序对带有SFD的转子系统进行动平衡的有效性。（4）建立了带有SFD的双转子有限元模型,在内、外激励单独作用下,分别在各轴承节点处加入SFD,确定能使转子系统减振效果最好的SFD节点的位置。利用Ansys对发动机的整机模型进行谐响应分析,确定支撑节点间及支撑节点和对应机匣测点间的传递函数,并在此基础上,在带有SFD的内转子上施加不平衡激励,能够通过振动传递,从机匣各测点处识别出转子的不平衡响应。通过在有无阻尼器的情况下,各轴承节点和机匣上各测点的振动响应对比,验证了阻尼器的减振性能。
黄国远,梁安阳,岳林[6]（2019）在《叶轮旋转机械机匣振动模态分析》文中研究表明机匣是叶轮旋转机械的重要组成部件,其振动特性直接关系着旋转机械的工作性能。忽略安装边孔等不规则附件结构,机匣最终可简化为一个薄壁圆筒结构。以某试验台薄壁圆筒机匣为研究对象,在运行激励下进行预试验,利用阶次分析识别其振动频率,为有限元机匣模态分析提供参考;通过有限元分析,得到机匣振动频率与振型;采用锤击法试验模态分析方法验证旋转机械机匣模态分析仿真结果的有效性。
杨陈云[7]（2019）在《考虑转动自由度的薄壁结构建模误差源识别方法研究》文中研究说明航空发动机系统复杂,在进行整机动力学有限元建模时,为提高计算效率,往往对发动机机匣等薄壁结构采用二维壳单元建模以缩减系统自由度。由于建模过程中不可避免地存在结构简化、网格离散以及参数不准确等因素产生的误差,使有限元模型预测结果与实际结构存在一定的差异。为了减小有限元模型的误差,模型修正与确认技术应运而生。而在模型修正中,合理的参数选择是技术的关键,修正参数必须是真正存在误差的参数,才能保证修正结果具有实际的物理意义。针对薄壁结构在模型修正过程中的误差参数选择问题,本文进一步发展了基于单元模态应变能的误差源识别方法。同时,由于薄壁结构的转动自由度对于单元模态应变能的计算十分关键,本文基于差分法原理提出了转动自由度模态振型的测试方法。首先,本文阐述了基于单元模态应变能进行误差源识别的原理,建立了基于单元模态应变能的刚度误差指示器,并通过梁模型对该误差指示器进行了仿真验证。同时,结合梁模型论述了模型转动自由度模态振型对于单元模态应变能准确的必要性,忽略转动自由度模态振型将导致刚度误差指示器识别失效。为实现转动自由度的模态振型测试,本文基于差分法利用3个多普勒激光同步传感器原理测量平板结构的转动自由度频响函数,并通过分析得到了平板转动自由度振型。其次,分别以平板的有限元三维实体模型和模态试验数据作为参考,利用误差指示器对其有限元设计模型进行误差源识别,结果表明:该刚度误差指示器在以有限元仿真模型作为参考时可实现对设计模型刚度误差单元的有效识别。在基于平板试验数据为参考进行识别时,其转动自由度测试效果差导致采用低阶模态识别失效,而通过归一化的高阶模态误差指示器可识别出误差单元。最后,将该误差源识别方法应用于薄壁机匣结构,以机匣模态试验得到的平动与转动自由度振型数据为参考,实现了对其有限元设计模型的刚度误差识别。本文对转动自由度模态振型测试方法的研究,解决了模态测试领域的技术难题。同时,以实际结构的测试数据为参考,基于单元模态应变能实现了对其有限元模型的刚度误差识别,推动了误差源识别技术在实际工程中的应用发展。
屈美娇[8]（2018）在《航空发动机整机结构系统耦合振动及其智能优化研究》文中认为随着现代航空发动机推重比的不断提高,以及薄壁机匣结构的广泛采用,转子和静子之间的耦合振动效应对发动机整机临界转速、转静子振型协调以及整机响应特性的影响越来越大。研究航空发动机转静耦合振动机理,建立更为科学的整机振动定量评价指标,结合现代机器学习和人工智能技术,开发先进高效的结构优化方法,在设计阶段进行发动机结构优化,实现整机振动控制,对于提升航空发动机的安全性和可靠性具有重要意义。本文围绕航空发动机整机结构系统耦合振动及其智能优化问题展开了研究,主要内容如下:1)建立了带机匣的航空发动机转子试验器的有限元模型,对该试验器进行了整机模态测试。由于水平和垂直方向刚度不对称,整机模态测试分别在两个方向进行。基于模态测试结果,采用支持向量机和遗传算法相结合的方法,对试验器水平和垂直方向的支承刚度和安装节刚度进行了智能辨识。采用辨识得到的刚度,分别在水平和垂直方向仿真了试验器的谐响应,与试验得到的测点频率响应函数进行对比,各测点均达到了很好的一致性,验证了辨识方法的有效性。2)改进了航空发动机转子叶片建模的等效圆环法,提出多级等效圆环法。采用简单盘轴系统验证了二级等效圆环法。等效前后模型前4阶（除去前6阶刚体振型）自由振动模态振型一致,固有频率误差均在1%以内,前3阶临界转速的误差均在0.5%以内,一致性较高。单元数减少34.8%,节点数减少38.5%,自由模态计算时间减少44.8%。将该方法运用到某型大涵道比双转子涡扇发动机的建模中,建立了某型发动机的整机有限元模型。分析了高、低压转子以及静子系统振动模态。在此基础上,分析了不包含静子结构的双转子系统临界转速,以及包括安装节和静子系统在内的整机临界转速,结果表明,与双转子系统相比,整机临界转速的阶次顺序及转速值均发生了变化,转子系统模态振型基本吻合。3)基于现有的航空发动机结构设计准则,提出临界转速危险系数、转子应变能危险系数、截面转静碰摩危险系数,用以定量评价航空发动机的整机耦合振动,分析了3个指标的合理性。采用所提出的指标,对带机匣的航空发动机转子试验器和某型大涵道比双转子涡扇发动机的整机耦合振动进行了评价分析,并具体阐述3个指标的计算方法,验证了评价指标的合理性和有效性。4)基于所提出的3个评价指标,研究了带机匣的航空发动机转子试验器的整机耦合振动机理。分析了安装节刚度和支承刚度对试验器前3阶临界转速危险系数,转子应变能危险系数,以及压气机叶盘截面和涡轮叶盘截面的转静碰摩危险系数的影响规律,探究了转静耦合振动的产生、变化因素。分析表明所定义的指标参数能够准确反映试验器临界转速、转子应变能及截面转子静子碰摩危险程度的特性。5)基于所提出的3个评价指标,研究了某型大涵道比双转子涡扇发动机的整机耦合振动机理。分析了各支承刚度值变化时,该型航空发动机工作转速范围内各阶临界转速危险系数、转子应变能危险系数,以及风扇截面、第1级增压级截面等5个关键截面的转静碰摩危险系数的变化规律,探究了各支承刚度对耦合振动的影响。结果表明,各支承刚度对各指标的影响规律极其复杂,支承刚度的优化设计受多个因素共同作用,且需要满足的各个指标相互制约,对航空发动机支承刚度进行优化非常困难。6)提出了航空发动机支承刚度多目标智能优化设计方法,对某型大涵道比涡扇发动机的支承刚度进行了优化设计。以支承刚度为设计变量,采用抽样方法在刚度变量空间内抽取刚度组合,代入有限元模型计算并构造“刚度-设计指标”的样本数据。利用支持向量机拟合构造“刚度-设计指标”的计算代理模型,采用NSGA-II（第二代非支配排序遗传算法）进行优化设计,得到多组最优支承刚度组合,并进行筛选,最终得到需要的设计刚度。结果表明,采用该方法,可以对整机耦合振动进行优化,选择了3组结果作为最终优化结果。第1组解使得临界转速危险系数降低了5.79%,转子应变能危险系数降低了9.36%,截面转静碰摩危险系数降低了8.6%。第2组解使得临界转速危险系数降低了2.95%,转子应变能危险系数降低了13.12%,截面转静碰摩危险系数降低了7.13%。第3组解使得临界转速危险系数降低了4.80%,转子应变能危险系数降低了17.25%,截面转静碰摩危险系数降低了2.94%。
曹芝腑,姜东,吴邵庆,费庆国[9]（2017）在《混合边界子结构的航空发动机机匣模型修正》文中研究说明提出了一种基于混合边界模态综合的复杂结构有限元模型修正方法。其主要步骤包括:（1）子结构划分,根据结构形式划分待修正区域,得到子结构和残余结构;（2）缩聚和装配,利用混合边界模态综合法,将子结构内部自由度集缩聚至混合边界自由度集,得到子结构缩聚矩阵,并与残余结构的系统矩阵进行装配;（3）修正,基于灵敏度分析方法,对装配后的残余结构进行参数修正。将该方法应用于航空发动机外机匣的精细化有限元建模及模型修正研究,针对局部连接结构参数修正,子结构模型修正方法的参数收敛后最大误差为0.64%,其计算效率提高了5.15倍。算例结果表明,该方法在保证修正精确度的同时,能提高大规模复杂结构有限元模型修正的计算效率。
吴宏春,陈勇,洪志亮[10]（2017）在《航空发动机机匣裂纹故障诊断研究》文中指出针对航空发动机机匣裂纹故障,经断口分析确定为疲劳裂纹。采用ANSYS软件建立机匣有限元分析模型并进行机匣模态及相对振动应力计算,结合发动机使用工况得出坎贝尔共振图。经与多点激振、单点响应的模态试验及应变片电测的台架动应力测试等试验结果的对比分析,在波瓣振型、振动频率及共振转速等方面相互验证,确定了压气机机匣裂纹故障原因,并在此基础上提出了改进措施建议。经长试试验考核,改进效果良好,为航空发动机机匣的结构设计、振动故障分析提供了依据。
二、某发动机机匣的试验模态分析（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、某发动机机匣的试验模态分析（论文提纲范文）
（1）航空发动机整机系统振动传递特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究目的和意义 |
| 1.1.1 课题背景 |
| 1.1.2 研究目的和意义 |
| 1.2 航空发动机整机振动研究现状 |
| 1.3 航空发动机机匣振动研究现状 |
| 1.4 航空发动机振动传递规律研究现状 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第2章 航空发动机整机系统动力学建模及固有特性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 航空发动机整机系统动力学建模 |
| 2.2.1 基本假设 |
| 2.2.2 整机系统动力学方程的建立 |
| 2.3 整机系统固有特性分析 |
| 2.3.1 机匣对整机系统固有特性影响 |
| 2.3.2 支承刚度对整机系统固有特性的影响 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 航空发动机整机系统非线性振动响应分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 含非线性的整机系统动力学方程的求解 |
| 3.2.1 中介轴承动力学模型 |
| 3.2.2 Newmark-β/Newton-Raphson法的实现 |
| 3.3 径向游隙对整机系统主共振特性的影响 |
| 3.3.1 径向游隙对整机系统双转子主共振特性的影响 |
| 3.3.2 径向游隙对整机系统机匣主共振特性的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 航空发动机整机系统振动传递特性 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 机匣各测点振动传递率分析 |
| 4.2.1 低压压气机为振动源时的振动传递率 |
| 4.2.2 低压涡轮为振动源时的振动传递率 |
| 4.2.3 高压压气机为振动源时的振动传递率 |
| 4.2.4 高压涡轮为振动源时的振动传递率 |
| 4.3 机匣各测点的传递路径分析 |
| 4.3.1 低压压气机为振动源时的主传递路径 |
| 4.3.2 低压涡轮为振动源时的主传递路径 |
| 4.3.3 高压压气机为振动源时的主传递路径 |
| 4.3.4 高压涡轮为振动源时的主传递路径 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
（2）弱刚性薄壁环形工件装夹布局优化与振动控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 薄壁环形工件振动特性 |
| 1.2.2 工件—夹具系统接触模型 |
| 1.2.3 装夹布局优化模型 |
| 1.2.4 工件—夹具系统振动控制 |
| 1.3 论文主要研究内容及结构 |
| 2 薄壁环形工件模态分析 |
| 2.1 模态分析理论 |
| 2.2 薄壁环形工件模态分析解析方法 |
| 2.2.1 边界约束方程的建立 |
| 2.2.2 工件振动系统动力学方程的建立 |
| 2.3 薄壁环形工件有限元分析 |
| 2.4 薄壁环形工件实验验证 |
| 2.5 结果分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 3 基于刚度分布的工件-夹具系统分析 |
| 3.1 薄壁环形工件刚度分布计算 |
| 3.2 薄壁环形工件—辅助支撑夹具系统的建立 |
| 3.3 工件—夹具系统接触模型 |
| 3.3.1 接触模型的选择 |
| 3.3.2 接触刚度的计算 |
| 3.4 辅助支撑对工件-夹具系统的影响 |
| 3.4.1 辅助支撑对工件—夹具系统刚度分布的影响 |
| 3.4.2 辅助支撑对工件—夹具系统振动特性的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 基于遗传算法的工件—辅助支撑夹具系统装夹布局优化设计 |
| 4.1 遗传算法概述 |
| 4.1.1 遗传算法原理 |
| 4.1.2 遗传算法操作步骤 |
| 4.2 基于遗传算法的薄壁环形工件—辅助支撑夹具装夹布局优化 |
| 4.2.1 遗传算法在装夹布局优化中的应用 |
| 4.2.2 遗传算法与有限元软件的集成 |
| 4.2.3 薄壁环形工件装夹布局优化 |
| 4.3 薄壁环形工件—辅助支撑夹具系统最优装夹布局方式振动特性分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 薄壁机匣辅助支撑夹具设计及仿真分析 |
| 5.1 薄壁机匣结构简化原则 |
| 5.2 薄壁机匣同步自锁式气动辅助支撑夹具设计 |
| 5.3 薄壁机匣同步自锁式气动辅助支撑夹具工装参数设计及有限元分析 |
| 5.3.1 薄壁机匣同步自锁式气动辅助支撑夹具有限元模型的建立 |
| 5.3.2 压紧力的确定 |
| 5.3.3 单一工装变量对机匣振动特性的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录A 方程(2.34)中矩阵G和H的元素 |
| 附录B 方程(2.41)中矩阵J、L、O和P的元素 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
（3）高压压气机转子叶片振动特性及疲劳性能分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 符号说明表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题的研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 叶片振动特性分析研究现状 |
| 1.2.2 叶片疲劳特性研究现状 |
| 1.3 本文的主要研究工作 |
| 第2章 转子叶片振动分析理论基础 |
| 2.1 转子叶片固有振动特性分析 |
| 2.1.1 振动特性数值仿真方法 |
| 2.1.2 振动特性试验 |
| 2.2 转子叶片简谐响应分析 |
| 2.2.1 尾流激励 |
| 2.2.2 叶盘结构的阻尼 |
| 2.2.3 系统的简谐响应 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 转子叶片振动特性及简谐响应分析 |
| 3.1 振动特性仿真及试验 |
| 3.1.1 振动特性仿真与分析 |
| 3.1.2 振动特性试验与分析 |
| 3.2 坎贝尔图及共振分析 |
| 3.3 频率响应分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 喷丸强化对转子叶片振动疲劳性能的影响 |
| 4.1 镍基高温合金高周疲劳特性研究现状 |
| 4.2 叶片振动疲劳试验 |
| 4.2.1 试验系统及原理 |
| 4.2.2 试验方法及步骤 |
| 4.2.3 试验数据及处理方法 |
| 4.3 试验结果及分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（4）航空发动机缩尺动力学相似整机试验器设计与建模研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 缩尺动力学相似设计方法 |
| 1.2.2 航空发动机整机动力学建模及模型确认 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 1.4 本文的章节安排 |
| 第二章 高速复杂航空发动机转子-支承系统的缩尺相似设计方法 |
| 2.1 转子-支承系统缩尺动力学相似设计目标 |
| 2.2 高速复杂转子-支承系统动力学相似设计策略 |
| 步骤1 复杂转子-支承系统全尺寸原型结构简化 |
| 步骤2 基于相似理论的动力学相似设计 |
| 2.3 基于相似理论的转子-支承系统动力学相似设计 |
| 2.3.1 基于动力学等效模型获取动力学畸变模型 |
| 2.3.2 基于动力学畸变模型获取缩尺动力学相似模型 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 航空发动机缩尺动力学相似整机试验器的预测性设计 |
| 3.1 超模型的基础理论 |
| 3.2 基于超模型的转子支承系统预测性设计 |
| 3.2.1 转子-支承系统结构设计 |
| 3.2.2 转子-支承系统超模型的建立 |
| 3.2.3 缩尺转子-支承系统超模型与全尺寸原型的动力学相似效果评估 |
| 3.2.4 盘轴系统强度校核 |
| 3.3 基于超模型的机匣系统的预测性设计 |
| 3.3.1 机匣系统的初始结构设计 |
| 3.3.2 安装架的初始结构设计 |
| 3.3.3 机匣系统超模型的建立 |
| 3.3.4 转子-支承-机匣系统超模型的建立 |
| 3.3.5 安装架超模型的建立 |
| 3.3.6 转子-支承-机匣-安装架系统超模型的建立 |
| 3.3.7 整机动力学计算与转静子耦合分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 缩尺试验器整机动力学建模与模型确认 |
| 4.1 动力学建模与模型确认基础理论 |
| 4.1.1 简化模型的建模流程 |
| 4.1.2 模型确认的基本流程 |
| 4.1.3 相关性分析 |
| 4.1.4 基于灵敏度分析的迭代的模型修正方法 |
| 4.1.5 整机动力学模型确认策略 |
| 4.2 模态测试的基础理论及测试流程 |
| 4.2.1 模态测试基本理论及方法 |
| 4.2.2 实验设备 |
| 4.2.3 模态测试基本流程 |
| 4.3 转子系统的动力学建模及模型确认 |
| 4.3.1 转子系统的建模 |
| 4.3.2 转子系统的模型确认 |
| 4.4 机匣系统的动力学建模与模型确认 |
| 4.4.1 单个机匣部件动力学建模与模型确认 |
| 4.4.2 机匣组件的动力学建模与模型确认 |
| 4.5 支承系统动力学建模及动刚度测试 |
| 4.5.1 鼠笼式弹性支承的动力学建模与模型确认 |
| 4.5.2 轴承座的模型确认 |
| 4.5.3 支承动刚度测试与对比 |
| 4.6 整机简化动力学模型 |
| 4.7 小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 论文主要工作总结 |
| 5.2 后续研究及展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（5）航空发动机振动传递特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题来源及研究背景 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 转子动平衡 |
| 1.2.2 带有挤压油膜阻尼器的转子动力学特性分析 |
| 1.3 主要研究内容及安排 |
| 1.3.1 本文主要研究内容 |
| 1.3.2 本文内容安排 |
| 第二章 转子有限元模型的分析与动平衡理论 |
| 2.1 概述 |
| 2.2 临界转速及模态分析 |
| 2.2.1 单转子临界转速 |
| 2.2.2 模态分析 |
| 2.3 瞬态分析 |
| 2.4 不平衡响应分析 |
| 2.5 转子稳定性分析 |
| 2.6 影响系数法简介 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 挤压油膜阻尼器非线性特性的影响 |
| 3.1 概述 |
| 3.2 挤压油膜阻尼器的结构 |
| 3.3 挤压油膜阻尼器相关参数的计算 |
| 3.3.1 油膜反力 |
| 3.3.2 油膜等效刚度和阻尼 |
| 3.4 带有挤压油膜阻尼器的单转子不平衡响应分析 |
| 3.4.1 单转子的基本结构 |
| 3.4.2 带有SFD转子的基本结构 |
| 3.4.3 有无SFD的振动对比 |
| 3.4.4 不同位置不平衡量时的敏感性分析 |
| 3.4.5 不同不平衡量下的响应对比 |
| 3.4.6 长径比和间隙比对不平衡响应的影响 |
| 3.4.7 不同位置不同不平衡量时的稳定性分析 |
| 3.4.8 不同中心弹簧刚度下的不平衡振动响应变化 |
| 3.4.9 不同陀螺效应下的不平衡振动响应变化 |
| 3.4.10 不同油膜粘度作用下的不平衡振动响应变化 |
| 3.4.11 不同单向载荷下阻尼器节点的响应 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 带有SFD的航空发动机转子动力学分析 |
| 4.1 概述 |
| 4.2 低压转子模型分析 |
| 4.2.1 变不平衡量情况下的响应 |
| 4.2.2 中心弹簧刚度变化的影响 |
| 4.2.3 瞬态分析 |
| 4.3 高压转子模型分析 |
| 4.3.1 变长径比对阻尼器节点不平衡响应的影响 |
| 4.3.2 变间隙比对阻尼器节点不平衡响应的影响 |
| 4.3.3 变中心弹簧刚度对阻尼器节点不平衡响应的影响 |
| 4.4 高压转子的动平衡 |
| 4.4.1 Dyrobes转子动力学特性分析 |
| 4.4.2 曲线交叉法 |
| 4.4.3 Matlab动力学响应分析 |
| 4.4.4 平衡转速的选取 |
| 4.4.5 基于影响系数法的动平衡 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 某型航空发动机整机振动传递特性分析 |
| 5.1 概述 |
| 5.2 带有SFD的双转子动力学特性的分析 |
| 5.3 轴承传递函数的计算 |
| 5.4 带阻尼器时各轴承节点及机匣各测点的振动响应 |
| 5.4.1 各轴承节点的振动响应变化 |
| 5.4.2 机匣上测点的振动响应变化 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 研究成果及发表的学术论文 |
| 作者与导师简介 |
| 附件 |
（6）叶轮旋转机械机匣振动模态分析（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 运行状态机匣振动分析 |
| 1.1 阶次分析理论 |
| 1.2 运行状态试验 |
| 2 有限元仿真分析 |
| 2.1 有限元模型的建立 |
| 2.2 仿真结果 |
| 3 模态试验 |
| 3.1 模态试验 |
| 3.2 模态参数识别 |
| 4 结语 |
（7）考虑转动自由度的薄壁结构建模误差源识别方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 误差源识别方法 |
| 1.2.2 转动自由度测试方法 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 考虑转动自由度基于模态应变能的建模误差源识别方法 |
| 2.1 概述 |
| 2.2 基于单元模态应变能的误差指示器 |
| 2.2.1 单元模态应变能 |
| 2.2.2 误差指示器 |
| 2.2.3 权重因子 |
| 2.2.4 置信系数 |
| 2.3 梁模型仿真验证 |
| 2.3.1 梁建模及模态分析 |
| 2.3.2 单元模态应变能对比分析 |
| 2.3.3 误差指示器识别结果 |
| 2.4 转动自由度对误差源识别结果的影响 |
| 2.4.1 单元模态应变能分析 |
| 2.4.2 误差指示器识别结果分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 转动自由度模态测试方法及平板试验验证 |
| 3.1 概述 |
| 3.2 测试原理 |
| 3.2.1 转动自由度模态分析理论 |
| 3.2.2 转动自由度测试方法 |
| 3.3 测试方法平板仿真验证 |
| 3.3.1 平板仿真模型 |
| 3.3.2 频响函数对比分析 |
| 3.3.3 模态振型识别结果分析 |
| 3.4 平板试验验证 |
| 3.4.1 平板模型 |
| 3.4.2 平板试验方案 |
| 3.4.3 试验结果分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 误差源识别方法平板仿真及试验验证 |
| 4.1 概述 |
| 4.2 平板仿真验证 |
| 4.2.1 平板有限元建模 |
| 4.2.2 平板参考模型单元等效 |
| 4.2.3 误差源识别结果 |
| 4.3 平板试验验证 |
| 4.3.1 平板试验件及有限元建模 |
| 4.3.2 平板模态测试 |
| 4.3.3 试验结果分析 |
| 4.3.4 测试噪声对模态应变能计算的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 误差源识别方法薄壁机匣试验验证 |
| 5.1 概述 |
| 5.2 试验验证 |
| 5.2.1 薄壁机匣试验件及其有限元建模 |
| 5.2.2 机匣模态试验 |
| 5.2.3 试验结果分析 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文的主要工作及结论 |
| 6.2 后续研究及展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（8）航空发动机整机结构系统耦合振动及其智能优化研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 航空发动机结构完整性的可靠性和适航性设计要求 |
| 1.2.2 航空发动机整机振动建模及其机理的研究现状 |
| 1.2.3 航空发动机结构优化设计的研究现状 |
| 1.3 本论文的主要研究内容及安排 |
| 1.3.1 问题的提出 |
| 1.3.2 本文主要研究内容 |
| 第二章 航空发动机整机振动实体有限元建模及验证 |
| 2.1 航空发动机整机建模简化原则 |
| 2.2 带机匣的航空发动机转子试验器有限元建模及模型验证 |
| 2.2.1 试验器简介 |
| 2.2.2 试验器整机模态测试 |
| 2.2.3 试验器的有限元建模 |
| 2.2.4 基于智能优化算法的试验器安装节刚度及支承刚度辨识 |
| 2.3 典型高涵道比双转子涡扇发动机有限元建模及固有特性分析 |
| 2.3.1 典型高涵道比双转子涡扇发动机结构分析 |
| 2.3.2 一种改进的叶片建模方法 |
| 2.3.3 典型高涵道比双转子涡扇发动机的几何建模 |
| 2.3.4 典型高涵道比双转子涡扇发动机的有限元建模 |
| 2.3.5 典型高涵道比双转子涡扇发动机动力特性分析 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 航空发动机整机固有耦合振动分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 航空发动机设计准则 |
| 3.2.1 航空发动机设计流程 |
| 3.2.2 航空发动机结构设计准则 |
| 3.3 航空发动机整机固有耦合振动特征的无量纲指标参数 |
| 3.3.1 临界转速危险系数 |
| 3.3.2 转子应变能危险系数 |
| 3.3.3 截面转静碰摩危险系数 |
| 3.4 带机匣的转子试验器固有耦合特性无量纲参数评估 |
| 3.4.1 临界转速危险系数计算 |
| 3.4.2 转子应变能危险系数计算 |
| 3.4.3 截面转静碰摩危险系数计算 |
| 3.5 典型高道比双转子涡扇发动机固有耦合特性无量纲参数评估 |
| 3.5.1 临界转速危险系数计算 |
| 3.5.2 转子应变能危险系数计算 |
| 3.5.3 截面转静碰摩危险系数计算 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 带机匣的航空发动机转子试验器的耦合振动机理研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 安装节刚度对耦合振动固有特性的影响分析 |
| 4.2.1 安装节建模方式对整机振动特性的影响分析 |
| 4.2.2 安装节刚度对整机临界转速及临界转速危险系数的影响分析 |
| 4.2.3 安装节刚度对转子应变能危险系数的影响分析 |
| 4.2.4 安装节刚度对模态振型及截面转静碰摩危险系数的影响分析 |
| 4.3 支承刚度对耦合振动固有特性的影响分析 |
| 4.3.1 支承刚度对整机临界转速及临界转速危险系数的影响分析 |
| 4.3.2 支承刚度对转子应变能危险系数的影响分析 |
| 4.3.3 支承刚度对模态振型及截面转静碰摩危险系数的影响分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 某型大涵道比涡扇发动机的整机振动耦合机理研究 |
| 5.1 某型大涵道比双转子涡扇发动机支承刚度分析 |
| 5.2 某型大涵道比双转子涡扇发动机工作转速范围内的模态分析 |
| 5.3 支承刚度对某型航空发动机临界转速及临界转速危险系数的影响分析 |
| 5.3.1 支承1 刚度对某型航空发动机临界转速及临界转速危险系数的影响分析 |
| 5.3.2 支承2 刚度对某型航空发动机临界转速及临界转速危险系数的影响分析 |
| 5.3.3 支承3 刚度对某型航空发动机临界转速及临界转速危险系数的影响分析 |
| 5.3.4 支承5 刚度对某型航空发动机临界转速及临界转速危险系数的影响分析 |
| 5.4 各支承刚度对某型航空发动机转子应变能危险系数的影响分析 |
| 5.4.1 支承1 刚度对某型航空发动机转子应变能危险系数的影响分析 |
| 5.4.2 支承2 刚度对某型航空发动机转子应变能危险系数的影响分析 |
| 5.4.3 支承3 刚度对某型航空发动机转子应变能危险系数的影响分析 |
| 5.4.4 支承5 刚度对某型航空发动机转子应变能危险系数的影响分析 |
| 5.5 支承刚度对某型航空发动机模态振型及截面转静碰摩危险系数的影响分析 |
| 5.5.1 振型的归一化 |
| 5.5.2 分析截面的选择 |
| 5.5.3 支承 1 刚度对某型航空发动机模态振型及截面转静碰摩危险系数的影响分析 |
| 5.5.4 支承2 刚度对某型航空发动机模态振型及截面转静碰摩危险系数的影响分析 |
| 5.5.5 支承3 刚度对某型航空发动机模态振型及截面转静碰摩危险系数的影响分析 |
| 5.5.6 支承5 刚度对某型航空发动机模态振型及截面转静碰摩危险系数的影响分析 |
| 5.6 规律总结 |
| 5.7 本章小结 |
| 第六章 航空发动机支承刚度智能优化设计 |
| 6.1 航空发动机支承刚度智能优化设计方法 |
| 6.1.1 方法流程 |
| 6.1.2 关键技术 |
| 6.2 某型航空发动机支承刚度智能优化设计实例 |
| 6.2.1 某型航空发动机支承刚度优化参数及优化目标选择 |
| 6.2.2 基于LCVT和有限元的样本计算 |
| 6.2.3 基于SVM的计算代理模型获取 |
| 6.2.4 基于单参数变化的支承刚度优化问题的NSGA-Ⅱ算法验证 |
| 6.2.5 某型航空发动机支承刚度多目标智能优化设计结果分析 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 总结 |
| 7.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（9）混合边界子结构的航空发动机机匣模型修正（论文提纲范文）
| 1 混合边界模态综合法 |
| 2 模型修正方法 |
| 3 子结构计算精度及效率比较 |
| 3.1 发动机机匣建模 |
| 3.2 动态特性分析 |
| 4 子结构模型修正及效率比较 |
| 4.1 内部结构修正 |
| 4.2 连接边修正 |
| 5 结论 |
（10）航空发动机机匣裂纹故障诊断研究（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 机匣裂纹情况 |
| 3 机匣振动特性分析 |
| 3.1 机匣组件三维模型 |
| 3.2 机匣组件有限元模型 |
| 3.3 机匣模态计算与共振分析 |
| 4 机匣模态试验分析 |
| 4.1 模态试验模型 |
| 4.2 试验分析系统及试验结果 |
| 5 台架动应力测试 |
| 5.1 机匣贴片位置 |
| 5.2 试验设备与方法 |
| 5.3 动应力测试结果 |
| 6 故障原因分析 |
| 7 结论与改进措施 |
四、某发动机机匣的试验模态分析（论文参考文献）
- [1]航空发动机整机系统振动传递特性研究[D]. 林荣洲. 哈尔滨工业大学, 2020(01)
- [2]弱刚性薄壁环形工件装夹布局优化与振动控制[D]. 王壮. 大连理工大学, 2020(02)
- [3]高压压气机转子叶片振动特性及疲劳性能分析[D]. 张露. 中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所), 2020(08)
- [4]航空发动机缩尺动力学相似整机试验器设计与建模研究[D]. 梁昊天. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [5]航空发动机振动传递特性研究[D]. 谷宇. 北京化工大学, 2019
- [6]叶轮旋转机械机匣振动模态分析[J]. 黄国远,梁安阳,岳林. 机械制造与自动化, 2019(01)
- [7]考虑转动自由度的薄壁结构建模误差源识别方法研究[D]. 杨陈云. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [8]航空发动机整机结构系统耦合振动及其智能优化研究[D]. 屈美娇. 南京航空航天大学, 2018(01)
- [9]混合边界子结构的航空发动机机匣模型修正[J]. 曹芝腑,姜东,吴邵庆,费庆国. 航空动力学报, 2017(11)
- [10]航空发动机机匣裂纹故障诊断研究[J]. 吴宏春,陈勇,洪志亮. 燃气涡轮试验与研究, 2017(05)