北京航空航天大学。
2015—2016学年第二学期。
航空工程大型通用软件》
—ansys大作业报告。
小组成员：dfg
2023年6月。
目录。小组成员信息： 3
一、任务分析 4
1、试验台总体介绍 4
2、飞轮电机系统简介 5
3 、解决思路 6
二、试验台设计 6
1 、相关数据 6
2 、静力载荷计算 7
三、catia模型 13
四、ansya计算 15
1、网格划分 15
2、静力分析 19
3、模态分析 22
4、动载荷分析 27
五、结果分析 28
1、静力分析部分： 28
2、模态分析部分 29
3、动力学分析部分 29
基于飞轮电机的混合动力系统动力总成试验台测试技术，能够对配飞轮电机的发电机总成的所有部件以及子系统进行集成和验证，完成动力总成性能、发动机控制策略、动力总成控制系统控制策略的调试和标定。通过试验暴露并解决系统可能存在的功能及性能问题，完成系统调试，并为进一步的装车调试和道路试验做好充分的准备工作，提高效率并降低费用。
系统基本构造及部件如图1所示，从左至右依次是发动机、飞轮电机系统、测功机。与之对应的试验台架的构成从左至右依次包括：发动机支架、前固定支座、主试验台架、后固定支座、测功机支座。
图1混合动力系统动力总成试验台示意图。
飞轮储能是一种研究价值高、应用前景广阔的新型储能技术，具有大储能容量、高效率、无污染、适用广、无噪声、长寿命、维护简单及可实现连续工作等优点，它为解决目前广泛关注的能源问题提供了新途径。
飞轮储能系统主要包括三部分： 储能的转子系统，支撑转子的轴承系统以及转换能量和功率的电动/发电机系统。其工作原理是：
当系统处于储能工作状态时，由电网提供的电能驱动电机运行，电机拖动飞轮转动，电能以机械能的形式储存在高速飞轮中，此时电机处于电动状态。当系统处于释能工作状态时，高速飞轮给电机施加转矩，经电力电子装置给负载供电，从而完成机械能到电能的转换过程，此时电机作为发电机运行。
在对本试验台系统进行受力分析之后，我们小组认为静力分析中需要考虑的因素包括：：
1）各部件的重量。
2）由于各种误差造成的飞轮偏心旋转引起的惯性力。
3）发动机部分的支座受到扭矩所引起的作用力。
模态分析部分，我们小组认为应独立分析试验台各部件的模态；
动力分析部分，我们认为动载荷**主要是飞轮偏心旋转造成的呈正弦变化的周期作用力。
1）基于问题解决思路，我们首先查阅了主要部件的质量，具体列表如下：
2）飞轮偏心旋转引起的惯性力计算。
假设：飞轮形状为半径60cm、厚度10cm的铸铁制圆盘（密度7500kg/m3），取转速为2000r/min，由于各种误差引起的偏心距为1cm。
经过理论分析计算可得，在该假设条件下飞轮旋转引起的最大惯性力为1140n。
由于模型较为复杂且为静不定问题不易计算，因此我们采用模型简化的方法，并借助ansys软件来计算由重力导致的y方向的约束反力。我们将整个模型分为两部分：发动机主导段与飞轮电机系统主导段。
图2静载荷计算示意图。
如图，支点（轴承座等支持作用面此处均称为支点（轴承座3的左半部分）属于发动机主导段，支点3’（轴承座的右半部分（轴承座8的左半部分）属于发电机主导段。每段进行单独的支反力分析，认为两段支反力之间互不影响（影响很小，可忽略不计）。在使用ansys 计算的时候使用固体单元，形状为柱形体，在柱形体上顶部表面（为平面）分段施加不同大小的均布压力来模拟重力（由于建模的时候实际模型各部分的材料不同密度不同，所以不能采用重力加速度的方式来施加体积重力），。
1）发动机主导段计算。
建模如下：图3静载荷计算—发动机主导段模型图。
计算结果如下：
图4静载荷计算—发动机主导段计算结果图。
如图3，加约束的部分为支点，加不同pressure部分为（质量不同的）不同部件，较长段为发动机，较短段为联轴器。
经过solve之后，选取不同支点段的node分别进行支反力求和，得到发动机主导段各支反力如下：
f1=2488.4n
f2=2895.0n
f3=359.37n
由求出的支反力可看出此段支反力最大在发动机支架上。
2）飞轮电机系统主导段计算：
建模如下：图5静载荷计算—飞轮电机系统主导段模型图。
计算结果如下：
图6静载荷计算—飞轮电机系统主导段计算结果图。
如图5，加约束的部分为支点（实际为一段被加约束），加不同pressure部分分别代表（从z=0至z=2.739），阻尼联轴节、联轴器、扭矩仪、发电机、联轴器。
经solve并对各支点段node分别进行支反力求和，得到各段支反力如下（从z=0至z=2.739，支反力下标为支点编号，见图1,3’代表轴承座3的右半部分）：
f3’=340.99n
f4=431.49n
f5=271.88n
f6=571.55n
f7=2486.7n
f8=577.93n
由求出的支反力可看出此段支反力最大在发电机支架上。
图7 catia模型—总体。
图8 catia模型—发动机支架。
图9 catia模型—前固定支架。
图10 catia模型—主试验台支架。
图11 catia模型—后固定支架。
采用非结构网格，划分结果如下：
图12网格划分—总体。
图13网格划分—发动机支架。
图14网格划分—前固定支架。
图15网格划分—主试验台架。
图16网格划分—后固定支架。
1） 施加载荷。
按照图2从左向右的顺序，考虑扭矩、惯性力、支反力，利用矢量合成的方法，并做部分简化，每部分具体加载情况如下：
加载示意图如下：
图17静力分析载荷施加图。
2） 计算结果：
我们分别计算了有无重力情况下的应力，计算结果如下：
图18未加重力计算结果图。
图19加重力之后计算结果图。
1） 发动机支架。
图20固有频率列表—发动机支架。
图21第一阶模态振型—发动机支架。
2）前固定支架。
图22固有频率列表—前固定支架。
图23第四阶模态振型—前固定支座。
3）主试验台。
图24固有频率列表—主试验台支架。
图25第四阶模态振型—主试验台支架。
4）后固定支架。
图26固有频率列表—后固定支架。
图27第四阶模态振型—后固定支架。
我们以飞轮偏心旋转产生的周期变化的作用力视为支架受到的简谐激励。对整个试验台进行位移和应力的计算，结果如下。
图28动载荷分析—位移图。
图29动载荷分析—应力图。
经过上述三个部分的计算，我们小组认为可以得出以下结论：
根据静力分析部分的计算结果可知，对本实验台系统来说，重力的影响是最为主要的。不考虑重力时最大应力仅为2.8mpa，考虑重力时最大应力约为240mpa。
若试验台架选用铸铁材料并在应力较大的地方进行局部加强，或者采用强度较大的材料，能充分保证试验台架的强度满足要求。
我们认为出现这种状况的原因是发动机及飞轮电机系统的自身重量过大，飞轮由于微小误差引起的偏心旋转惯性力以及与之相比过小。
根据计算结果可知，各部分的固有频率都较低。我们认为造成这种现象的主要原因是试验台本身的尺寸和重量都较大。
考虑到发动机的最大转速约4200r/min，其造成的激振频率约70hz，距离试验台架的固有频率较远，所以该试验台的共振特性是能够满足要求的。
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