高速柔性转子动力特性分析与试验研究

某燃气发生器转子工作转速超过第一阶弯曲临界转速,对该高速转子的动力特性和平衡平面的灵敏度进行了计算和分析。根据计算对该转子支承形式进行了调整,并用模拟转子进行了动力特性试验,计算和试验结果表明合适的支承形式和减振措施,可使该转子顺利通过弯曲临界转速,在工作转速下平稳运行。      

虑及多转速的核心机转子高速动平衡试验

为满足航空发动机整机动平衡对转子不平衡振动精稳抑制的需求，采用虑及多转速状态的转子高速动平衡优化配平方 法，开展了核心机转子动平衡试验。以核心机转子系统为对象，研究在高压压气机转子第4、9级盘上配重抑制高压涡轮振动的可 行性。综合考虑核心机转子在多转速下的振动状态，以残余振动平方和及残余振动最大值为目标函数，采用优化算法对配平方案 进行优化，制定了核心机转子高速动平衡方案。在核心机转子系统试验台上分别进行了单平面-单转速、单平面-多转速、双平面- 单转速以及双平面-多转速动平衡的试验。结果表明：采用虑及多转速状态的转子高速动平衡优化配平方法能使因不平衡引起的 核心机转子振动在工作转速区间内均有所减小。     

涡扇发动机高速柔性转子振动故障分析及平衡技术研究

针对小型涡扇发动机低压模拟转子的振动故障和高速动平衡技术开展研究。从故障现象入手,对引起转子状态不稳定和高转速下振动超限的原因进行分析,提出排故措施并进行试验验证,成功排除了故障。在此基础上,完成低压模拟转子的高速动平衡试验且效果良好,为低压模拟转子实现转速达标提供了保证。平衡后的转子可平稳越过临界转速并在额定工作转速下安全可靠运行,解决了低压转子动力学试验中的一项关键技术,对提高小发高速柔性转子的结构设计和试验技术有重要意义。     

涡桨发动机低压模拟转子动力特性研究

对某涡桨发动机低压模拟转子的动力特性进行了研究。基于梁单元的有限元法,建立了转子的分析模型,借助转子动力学分析软件SAMCEF/ROTOR对转子的前三阶临界转速和振型进行了计算,并在高速旋转试验器上实现了全转速范围内的动力特性试验。研究表明,在额定工作转速范围内,低压模拟转子有两阶临界转速,前两阶振型均为刚体振型,止口定心传扭结构设计合理,在全转速范围内能够可靠工作,为同类转子的动力特性分析和试验提供了参考。     

对转发动机模拟低压转子动力特性研究

建立了对转发动机模拟低压转子动力特性有限元分析模型,对转子的动力特性—临界转速和振型进行了计算分析,在高速旋转试验器上完成了全转速范围内的动力特性验证试验,并对计算结果和试验结果进行了对比分析。研究表明:计算模型能反映模拟低压转子的真实动力特性,转子在额定工作转速范围内存在3阶弯曲临界转速,各阶临界转速均满足设计准则要求,各阶振型全部为弯曲振型,这是1个非常典型的带柔性轴的柔性转子。     

过渡段横向刚度对悬臂动力涡轮模拟转子临界转速的影响

针对过渡段横向刚度对涡轴发动机悬臂动力涡轮模拟转子前两阶临界转速的影响开展研究。在高速旋转试验器上,分别对带刚性过渡段和带柔性过渡段的动力涡轮模拟转子开展了全转速范围内的临界转速试验。基于带刚性过渡段模拟转子前两阶临界转速试验结果,采用拟合插值方法得到了刚性过渡段的横向刚度,分析了过渡段横向刚度对模拟转子前两阶临界转速的影响,提出了通过改变过渡段横向刚度适当调整前两阶临界转速的思路,发展了高速转子临界转速设计和调整技术。     

高速柔性转子-支承系统耦合动力特性计算与试验

随着航空发动机朝着高转速、高推重比方向发展,机匣壁设计得越来越薄,导致转、静子系统间的耦合振动问题突出,增 加了发动机整机振动过大风险。针对某型高速柔性转子试验件系统,建立了柔性转子-支承系统的力学模型,采用有限元软件ANSYS对系统进行耦合动力特性分析,并开展了转子系统动力特性试验。结果表明：采用转子-支承系统耦合模型进行动力特性分析获得的峰值转速计算结果与试验结果差异为 3% 左右;由于支承系统存在共振,转子在工作转速范围内由 2 个峰值转速40%n、69%n变为3个峰值转速38%n、62%n和84%n,增加的峰值转速落在转速常用工作转速范围内,增加了系统振动过大风险。采用转子-支承系统耦合模型进行转子系统动力特性设计可以避免传统方法仅考虑转子动力特性而忽略了支承系统局部振动和耦合振动带来的振动问题,更为全面地指导发动机转子动力学设计。     

某微型发动机转子高速动平衡试验研究

介绍了某微型发动机转子在高速动平衡试验台上,在一阶临界转速附近进行柔性转子动平衡的方法,步骤。介绍了临界转速及平衡转速确定的方法和结果。高速转子去平衡结果表明,在平衡转速下,使转子达到了较高的平衡精度,振幅明显下降,能安全越过临界转速,并降低了转子传给发动机机匣的振动和减少了轴承负荷。     

加强盘式转子支承设计技术

针对航空发动机高速转子支承结构设计难点,以某加强盘式结构的高压压气机试验件为研究对象,基于该试验件具有转子跨距长、质量大、轴向力大的设计特点,分析转子支承方案设计要求和转子动力特性影响因素,总结了转子支承设计技术特点和需求条件;开展支承方案的确立及筛选设计,采用通过理论和数值计算分析优选出的1-1-1型支承方案,综合优化支点跨距、转子质量、支承刚度和支点阻尼4个设计变量,满足全转速范围内的性能录取需求。结果表明:优化方案在工作转速范围内存在2阶临界转速并均处于性能录取转速以下,应变能分别为9.3%和16%。试验件最终顺利完成了全部转速下的性能参数录取,在试验过程中运行平稳,整体振动水平较低,轴向力始终处于轴承承载范围,验证了转子支承方案的合理性。     

某涡桨发动机低压模拟转子动平衡试验研究

某涡桨发动机低压模拟转子的工作转速在弯曲临界转速以下，该转子出现了由不平衡引起振动超限，导致无法运行至工作转速的问题，本文针对上述问题进行动平衡试验研究。首先，在动平衡机上对低压模拟转子进行低速平衡，再结合柔性转子高速动平衡技术，在高速旋转试验器上完成了低压模拟转子的高速动平衡试验，动平衡试验后的转子振动明显降低，表现出了良好的振动特性，平衡效果显著。本文的研究为控制高转速下同类型航空发动机转子的振动提供了一种有效的途径，具有重要的工程应用价值。     

喘振对组合压气机转子振动的影响

压气机特性试验中逼喘是必须进行的,但它常常造成压气机转子振动过大,并对压气机转子造成一定的损伤.本文对组合压气机试验过程中发生的喘振现象进行了研究,并使用频谱分析的方法,总结了喘振对组合压气机转子振动影响的一些规律,提出了相应的措施.     

基于转静子耦合的组合压气机动力特性分析

组合压气机被广泛用于中小型航空发动机,高转速和机匣薄壁化使得转、静子之间的耦合日趋严重,有必要对其转子-支承-机匣系统的动力特性进行研究。建立了不同机匣厚度的组合压气机实体模型和有限元模型,采用有限元法,分别对组合压气机转子-支承系统和转子-支承-机匣系统进行动力特性分析,对机匣部件进行模态分析,并对转子-支承-机匣系统进行不平衡响应分析。结果表明:转、静子耦合不仅使组合压气机系统多出以机匣弯曲振动为主振型的临界转速,同时对以转子弯曲振动为主振型的临界转速影响明显,在工程中需考虑转、静子耦合效应对发动机临界转速的影响。     

某压气机试验件中1/2阶副谐波振动分析

本文首先概述了某压气机试验中观察到的1／2阶副谐波振动现象，然后根据旋转机械振动的研究结果，并结合该压气机试验件的具体结构，分析了该试验件可能产生1／2阶副谐波振动的主要原因，最后给出了排振措施。     

基于故障树分析法的压气机振动故障分析

为了研究某型压气机在部件试验过程中发生的振动异常故障,基于Isograph的故障树分析法,对33项底事件主要从流体激振、机械激振和测试系统复查等3方面进行定性分析。结合试验中的气动数据和监测数据,利用排除法(设计排查和实物排查)逐级确定各底事件的不可用度大小,选取其中不可用度最高的底事件再进行详细分析,确定了故障原因:有3片压气机第1级转子叶片的叶尖与对应的机匣发生偏摩,其转子不平衡量发生了较大变化。通过采取对磨损的叶尖部位进行抛修,重新对压气机转子进行动平衡的方法排除了该故障,使试验顺利开展。     

小展弦比压气机转子叶片颤振研究

针对小展弦比压气机转子叶片特点,在能量法计算基础上提出了两种颤振评判方法,即首先利用结构动力学分析结果对叶片频率分离度、振型和共振进行分析,判断某压气机小展弦比转子叶片存在高阶耦合颤振的可能;然后将结构动力学得到的振动位移插值到气动网格上,进行三维非定常黏性流场计算,得到非定常气动功,判断叶片是否存在失速颤振的可能.最后综合利用两部分分析结果和试验及断口分析情况,综合给出该小展弦比压气机叶片因失速颤振和耦合颤振共同作用,导致叶片在短时间内出现了裂纹.      

Experimental study of rotor blades vibration and noise in multistage high pressure compressor and their relevance

Rotor blades fault of aeroengine compressor is mostly caused by mechanical and aerodynamic excitation. And the excitation factor of high intensity sound wave to rotor blades should not be ignored. Experimental researches are conducted on a multistage high pressure compressor. When high level vibration occurs on the first stage of rotor blades, the noise spectrum presents typical characteristic for discrete multi-tone in the compressor. The amplitude of blade vibration displacement and the sound pressure level of characteristic frequency noise increases and decreases simultaneously and reaches the maximum value at the same time. This frequency merely occur on a certain speed range and is locked in a specific range which presents no variation with the rotating speed. When high level vibration occurs on the first stage of rotor blades, the noise spectrum presents a sharp peak and the propagation state of the characteristic frequency is a helix structure in the compressor. It can be confirmed that acoustic resonance occurs in the multistage compressor. The acoustic resonance frequency and its side band frequencies are generated by modulation of a rotating noise source at the rotor speed which is the excitation source of the rotor blades vibration.     

进气道内加装导流体对低压转子振动特性影响分析

对发动机进口前进气道管道内安装导流体后可能导致的压气机低压转子流动诱发振动现象进行了评估。通过定常和非定常数值模拟发现,以导流体叶片数决定的通过频率对发动机低压转子振动特性的影响较小;同时由于导流体尾迹内部脱落涡强度太低,其脱落频率也不会对发动机低压转子振动特性产生影响。计算结果表明,本算例中导流体的叶型设计和安装位置是合理的。      

压气机内部噪声特征与转子叶片声固耦合机理分析

航空发动机压气机转子叶片故障多由机械激励和气动激励造成，而高强声波对转子叶片的激振因素不容忽视。通过开展某型涡扇发动机压气机内部噪声测试试验，研究压气机转子叶片振动机理及其与噪声信号的对应关系。阐述了压气机内部旋转不稳定性非定常压力波作用机制，提出了基于刚性壁声波导管技术的导出式噪声测量方法，完成了某型涡扇发动机压气机内部噪声信号测试，对噪声信号进行了频谱分析和声传播特性分析。研究结果表明，某型涡扇发动机压气机内部噪声信号频谱呈现高峰值纯音分量1 402 Hz，并且该纯音分量与转子叶片通过频率呈现特定的频率组合关系。该纯音分量的噪声源在压气机内部沿发动机顺航向方向从后向前传播。利用旋转不稳定性理论，将声源频率在不同坐标系下进行转换，当噪声源周向模态数为13时，该纯音分量可调制出与高压一级转子叶片一阶振动频率相对应的激振频率。     

Physical model for acoustic resonance in annular cavity structure

A physical model for acoustic resonance in the annular cavity structure is developed to represent the typical characteristic when acoustic resonance occurs. Firstly, the measurement of sound pressure in the casing and rotor blades vibration is operated in a multistage high pressure compressor. The sharp peak frequency and discrete multi-tone occur in the frequency spectrum of sound pressure in the compressor, and the vibration of the first stage of rotor blades synchronously presents the high amplitude. The frequencies associated with rotor blades vibration can be calculated with rotating sound source theory. It is also confirmed that acoustic resonance occurs in the multistage compressor. With acoustic similarity principle, an annular cavity model is established to simulate the typical characteristics of acoustic resonance in the compressor based on Large Eddy Simulation (LES) and Lighthill acoustic analogy. The coupling relationship between cavity acoustic mode and disc vibration mode shape is expounded when acoustic resonance occurs in the model. And acoustic resonance will be locked in the certain flow rate range. All these characteristics match well with those occur in the multistage high pressure compressor.     

转子叶栅非同步振荡发声特性研究

轴流压气机转子叶片排振荡疲劳失效是常见的气动弹性失稳问题。当转子叶栅处于非同步振荡状态下时,压气机管道内部将伴随着异常噪声的产生,这类噪声的频率既不是分布在叶片通过频率及其谐波上,也不是分布在转子轴频率及其谐波上,同时也不满足简单多普勒效应。为了解释这种异常噪声现象,以三维升力面理论为基础,讨论叶片对其附近流体施加非定常载荷的发声问题,给出了转子叶栅振荡异常发声问题的物理解释,建立了声场频率及模态特性与转子声源特性的直接关系式,并给出了频率特性不同于叶片通过频率且不符合简单多普勒效应的完整解释。在此基础上,通过机理性实验研究证实了该模型的正确性。实验结果表明,理论预测声场的频率和周向模态特性与实验结果完全一致。