【摘要】：本文以無人機(jī)機(jī)動轉(zhuǎn)彎和螺旋前進(jìn)機(jī)動動作為研究背景,以二支點(diǎn)雙盤懸臂試驗(yàn)器轉(zhuǎn)子為研究對象,開展大機(jī)動條件下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)建模方法、含鼠籠支承轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力特性、含軸承支承轉(zhuǎn)子系統(tǒng)響應(yīng)特性、擠壓油膜阻尼器適用性等方面的研究,以期為大機(jī)動條件下轉(zhuǎn)子動力特性研究提供方法和設(shè)計參考,并為轉(zhuǎn)子大機(jī)動過載試驗(yàn)器的設(shè)計提供理論依據(jù)。本文主要研究內(nèi)容和成果如下:(1)依據(jù)Lagrange能量法,推導(dǎo)了機(jī)動飛行條件下轉(zhuǎn)子有限元梁單元建模方法。依據(jù)固定界面模態(tài)綜合法,對模型自由度數(shù)目進(jìn)行了縮減,為機(jī)動條件下轉(zhuǎn)子有限元建模及響應(yīng)求解效率的提高奠定了理論基礎(chǔ)。(2)以含鼠籠支承的線性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)為研究對象,研究了機(jī)動轉(zhuǎn)彎和螺旋前進(jìn)機(jī)動動作對轉(zhuǎn)子響應(yīng)的影響,分析了轉(zhuǎn)子響應(yīng)隨各機(jī)動參數(shù)的變化規(guī)律。結(jié)果表明:機(jī)動轉(zhuǎn)彎載荷會使轉(zhuǎn)子響應(yīng)軌跡產(chǎn)生一定的靜偏心,螺旋前進(jìn)載荷不僅會使轉(zhuǎn)子響應(yīng)出現(xiàn)靜偏心,還會產(chǎn)生類似“擬周期”特征。對于機(jī)動轉(zhuǎn)彎動作,機(jī)動轉(zhuǎn)彎過載是影響轉(zhuǎn)子響應(yīng)的主要機(jī)動參數(shù);對于螺旋前進(jìn)動作,螺旋機(jī)動過載和螺旋角度是影響轉(zhuǎn)子響應(yīng)的主要機(jī)動參數(shù)。(3)分析了機(jī)動轉(zhuǎn)彎和螺旋前進(jìn)條件下,含軸承支承的非線性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)響應(yīng)特性。結(jié)果表明:考慮軸承非線性特性,機(jī)動載荷會使軸承剛度增大,產(chǎn)生附加剛度效應(yīng),并使軸承剛度呈正交不對稱,進(jìn)而使轉(zhuǎn)子軸心軌跡出現(xiàn)正交不對稱;此外,轉(zhuǎn)子響應(yīng)會出現(xiàn)擬周期現(xiàn)象,響應(yīng)中包含與軸承相關(guān)的頻率成分,隨著機(jī)動過載的增大,有些頻率成分會減小甚至消失;在螺旋前進(jìn)動作中,隨著螺旋角度的增加,轉(zhuǎn)子響應(yīng)軸心軌跡包絡(luò)線會更加趨近橢圓。(4)大機(jī)動飛行過程包括機(jī)動和平飛兩種環(huán)境,綜合考慮這兩種使用環(huán)境,分析了阻尼器各參數(shù)對偏心率的影響,并以本文雙盤懸臂轉(zhuǎn)子為研究對象,對大機(jī)動條件下擠壓油膜阻尼器的適用性開展了研究。研究發(fā)現(xiàn):機(jī)動過載使阻尼器產(chǎn)生靜偏心,過大的靜偏心會使阻尼器長期在偏心率0.4以上工作;適當(dāng)增加彈支剛度、油膜寬度和油膜間隙,可以降低大機(jī)動過載條件下阻尼器的偏心率,但過大的彈支剛度和油膜間隙又會使阻尼器偏心率在平飛條件下出現(xiàn)跳躍現(xiàn)象,通過減小轉(zhuǎn)子不平衡量的方式,能夠有效抑制阻尼器偏心率跳躍現(xiàn)象的發(fā)生。根據(jù)上述規(guī)律,綜合分析機(jī)動和平飛條件下阻尼器的動力特性,發(fā)現(xiàn)對于本文轉(zhuǎn)子系統(tǒng),擠壓油膜阻尼器在大機(jī)動條件下很難適用。(5)提出了轉(zhuǎn)子大機(jī)動過載試驗(yàn)器的結(jié)構(gòu)設(shè)計方案,對試驗(yàn)器各主要部件的參數(shù)進(jìn)行了分析、選取與校核,設(shè)計方案在結(jié)構(gòu)方面為后續(xù)試驗(yàn)器的建立提供了理論基礎(chǔ)。綜上所述,本文推導(dǎo)了機(jī)動條件下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)有限元建模方法,研究了大機(jī)動條件下線性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)以及含軸承非線性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的響應(yīng)規(guī)律,探究了大機(jī)動條件下擠壓油膜阻尼器的適用性,提出了大機(jī)動過載試驗(yàn)器的結(jié)構(gòu)設(shè)計初步方案。研究結(jié)果對大機(jī)動條件下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的設(shè)計、復(fù)雜轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力特性的研究以及模擬大機(jī)動過載試驗(yàn)的探究具有重要的理論指導(dǎo)意義。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V231.96
【圖文】：

轉(zhuǎn)子模型為研究對象，對機(jī)動轉(zhuǎn)彎和螺旋前進(jìn)（10子動力特性進(jìn)行計算，得出不同機(jī)動飛行載荷對在大機(jī)動過載條件下的適用性進(jìn)行探究，并對大史及現(xiàn)狀提升，機(jī)動飛行對飛機(jī)及發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子的影響逐漸特性，國內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了大量的研究。[2]等利用有限元法，以剛性支承條件下含柔性軸、轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在基礎(chǔ)轉(zhuǎn)動時的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)進(jìn)行了計算。簡化為集中質(zhì)量單元，如圖 1.1。計算過程中，忽柔性軸的振動幅值結(jié)果，得出如下結(jié)論：基礎(chǔ)轉(zhuǎn)響，并且轉(zhuǎn)速越高，影響越顯著。之后，通過建算結(jié)果進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果能夠驗(yàn)證有限元

圖 1.2 文獻(xiàn)[2]中試驗(yàn)?zāi)Ｐ? Kufeld 和 William G. Bousma[3]利用美國宇航局(NA開展了相關(guān)研究，研究涵蓋了 68 個不同的機(jī)動動作子及支承系統(tǒng)載荷，并且有 2 個機(jī)動動作的影響是子載荷有明顯的影響。a[4]利用拉格朗日能量法，建立了含柔性支承的剛性單，模型中的柔性支承考慮了軸承及軸承座的剛度。利用動條件下單盤轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學(xué)特性及瞬態(tài)響應(yīng)，并了理論計算的正確性。和 Chen[5]利用諧波平衡法和數(shù)值積分法，以空間飛行飛行器做正弦運(yùn)動以及繞陀螺旋轉(zhuǎn)軸做穩(wěn)定轉(zhuǎn)動兩種行了研究。用 3 種不同的方法,針對 F-15 戰(zhàn)斗機(jī)上的發(fā)動機(jī)，進(jìn)時，發(fā)動機(jī)整體振幅都在允許范圍內(nèi)；直線飛行時，機(jī)整體的振幅進(jìn)一步加大。

1.4 本文主要研究內(nèi)容本文以大機(jī)動（10 g 30g飛行過載）條件下雙盤懸臂轉(zhuǎn)子系統(tǒng)（如圖1.3）為研究對象，針對1.3節(jié)中列出的擬解決關(guān)鍵問題，對機(jī)動轉(zhuǎn)彎（如圖1.4）和螺旋前進(jìn)（如圖1.5）機(jī)動條件下含不同支承形式的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力特性及響應(yīng)特性進(jìn)行研究。具體內(nèi)容如下：

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本文編號：2776690