航空发动机转子支承系统刚度计算中的几个问题

从计算航空发动机转子系统动力特性的需要出发,讨论了发动机中支承机匣系统、弹性支承、轴承支承等典型支承结构的径向刚度计算中的几个问题,并准确计算得到了某支承机匣及弹性环式弹支的径向刚度.

双转子-支承-机匣耦合系统非线性动力学响应分析

针对航空发动机安全可靠使用的现实问题,对某型航空发动机双转子试验器的转速、转子偏心量以及转速比等方面进行了研究。建立了考虑高低压转子中介轴承的耦合和机匣的弹性变形的简化整机有限元模型,将所建模型与文献中双转子系统算例的数据进行了对比,评价了理论模型的正确性;利用Newmark-β数值积分法求解了系统的非线性动力学响应。研究结果表明:偏心量的位置不同,高压转子与低压转子的振动响应幅值差异明显,当偏心量施加在高压转子部分时,系统的幅值响应更加复杂;转子系统的运动形态受高低压转速比的变化影响显著,系统可能做周期、概周期或者混沌运动。

考虑多叶片-机匣多点变形转静碰摩模型的机匣响应特征与验证

针对航空发动机叶片-机匣碰摩故障,提出了一种考虑多叶片-机匣耦合振动下的转静碰摩故障模型,该模型在通用的弹性碰摩模型的基础上,考虑了多个叶片与圆盘之间的耦合作用、叶片与叶片之间的耦合作用、叶片与机匣之间碰摩故障以及叶片与机匣之间转静间隙变化对碰摩力的影响,能够模拟机匣单点、局部及整圈,转子的局部和整圈的碰摩规律。将所提出的碰摩模型运用于转子-支承-机匣耦合动力学模型中,利用数值积分获取碰摩故障下的机匣加速度响应规律。利用带机匣的航空发动机转子试验器,进行了转子叶片-机匣的机匣单点-转子全周的碰摩实验,仿真和实验取得了很好的一致性,验证了所提出的叶片-机匣碰摩新模型的正确有效性。并利用该模型仿真了其他碰摩状态下的碰摩故障特征和碰摩力随时间变化规律。

支承机匣磨抛参数建模与稳健优化研究

针对支承机匣内孔磨抛表面质量难以保证及磨抛效率低问题,开展了磨抛工艺参数对表面质量影响研究。基于Preston理论建立了螺旋式磨抛材料去除量方程,理论上揭示了螺旋式磨抛工艺参数对表面质量的影响规律。通过正交实验进行方差灵敏度分析,探寻出打磨轮目粒度、打磨轮进给速度、打磨轮转速和抛光时间等影响因子对材料去除率和表面粗糙度影响规律及贡献率,在此基础上以材料去除率和表面粗糙度为优化研究目标,构建了基于Kriging响应面近似模型的稳健优化设计数学模型,采用粒子群算法进行计算求解,计算出2611组优化解。结合实际工程要求,最佳的工艺参数为目粒度1400目、进给速度3 mm/s、转速3600 r/min、抛光时间9 min,为磨抛工程领域的工艺质量改善提供技术支撑。

双转子-支承-机匣耦合系统碰摩振动响应分析及试验验证

以某型航空发动机双转子试验器为研究对象,采用Newmark-β数值积分方法求解系统的动力学响应,在考虑高低压转子中介轴承的耦合和机匣的弹性变形及其运动的基础上,建立了碰摩故障双转子-支承-机匣耦合系统动力学模型,理论分析了转速、转子偏心量和碰摩刚度对转子系统动力学特性的影响并进行了相关试验。研究结果表明:发生碰摩故障时,转子和机匣测点频谱分析图中会出现转子的倍频和组合频率,可将其作为判断系统发生局部碰摩的特征信号;随着转子偏心量和碰摩刚度的增大,碰摩幅值响应愈加明显,碰摩程度亦愈加严重;机匣测点振动量值存在衰减,后续理论建模过程中应考虑传递过程的衰减。本研究结论可为碰摩故障机理的探究和碰摩故障的诊断提供参考。

新型叶片-机匣碰摩模型及其验证

针对航空发动机叶片-机匣碰摩故障,提出了一种新型叶片-机匣碰摩模型,该模型在传统弹性碰摩模型的基础上,考虑了叶片数和转静间隙变化对碰摩力的影响,能够模拟机匣单点、多点、局部及全周,转子的单点、多点、局部和全周的碰摩规律.将所提出的碰摩模型运用于转子-支承-机匣耦合动力学模型中,利用数值积分获取碰摩故障下的机匣加速度响应规律.利用带机匣的航空发动机转子实验器,进行了叶片-机匣的机匣单点-转子全周的碰摩实验,发现了机匣振动加速度信号的碰摩特征具有明显的周期冲击特征,其冲击频率为叶片通过机匣的频率,在数值上等于旋转频率与叶片数的乘积,在频谱高频段出现了叶片通过频率及其倍频,冲击的大小受旋转频率调制,倒频谱具有旋转频率及其倍频的倒频率成分,仿真和实验取得了很好的一致性,验证了所提出的叶片-机匣碰摩新模型的正确有效性.最后,在此基础上,仿真计算了多种碰摩模式下的机匣振动特征和规律.

突加不平衡下发动机振动响应分析

为了研究发动机的突加不平衡故障,建立了航空发动机低压转子模型,完成了转子实验器的模态校核。在此基础上对突加不平衡下实验器的转子件响应进行了理论分析与实验对比。进一步建立了转子-支承-机匣分析模型,完成了响应的分析与实验结果对比。结果表明:建立的转子-支承-机匣模型考虑了发动机实际运转过程中的角加速度项和挤压油膜阻尼器瞬态项,分析结果与实验结果相符,突加不平衡位置处振动位移响应的分析结果与实测结果之间的相对误差为2.1%。在校核转子件响应后,将转子件载荷作为支承-机匣模型的载荷输入,考虑发动机结构特征,建立支承-机匣模型进行响应分析,分析结果与实验结果基本一致,对于靠近突加不平衡位置的振动速度响应,其分析结果与实测结果之间的相对误差不超过4.7%。分析结果能够体现突加不平衡后转子响应的冲击特征和转子-支承-机匣响应层层减弱的过程,所建立的计算方法具有较好的推广性。