多重激励下机匣振动能量传递规律与耦合特性

为了研究机匣振动能量的传递规律和转子多重不平衡激励能量在机匣上的耦合特性，采用有限元法建立了包括压气机机匣、燃烧室机匣和涡轮机匣组件在内的航空发动机整机机匣模型，应用结构声强法计算分析了机匣在不同激励频率下振动能量的传递规律和耦合特性。结果表明：（1）机匣共振时，振动能量的穿透力最强，主要以纵波和剪切波的形式穿过机匣安装边向其他部件传递。（2）机匣的模态振型与其振动能量传递特性有关，振动幅值较大的机匣组件同时也是主要参与振动能量传递的机匣组件。（3）振动能量在机匣上的传递具有解耦特性，多重激励同时作用下的机匣振动能量传递特性可以分解为多个单一激励作用下机匣振动能量的线性矢量和。     

多重激励下机匣振动能量传递规律与耦合特性

为了研究机匣振动能量的传递规律和转子多重不平衡激励能量在机匣上的耦合特性,采用有限元法建立了包括压气机机匣、燃烧室机匣和涡轮机匣组件在内的航空发动机整机机匣模型,应用结构声强法计算分析了机匣在不同激励频率下振动能量的传递规律和耦合特性。结果表明:(1)机匣共振时,振动能量的穿透力最强,主要以纵波和剪切波的形式穿过机匣安装边向其他部件传递。(2)机匣的模态振型与其振动能量传递特性有关,振动幅值较大的机匣组件同时也是主要参与振动能量传递的机匣组件。(3)振动能量在机匣上的传递具有解耦特性,多重激励同时作用下的机匣振动能量传递特性可以分解为多个单一激励作用下机匣振动能量的线性矢量和。     

不平衡激励作用下周向加肋机匣振动能量传递机理

为了研究周向加肋机匣对整机振动的抑制机理,采用有限元法建立了加肋机匣-支承-转子耦合结构,结合振动功率流法分析了在转子不平衡激励作用下周向加肋机匣中的振动能量传递机理。 结果表明:机匣周向加肋筋诱导出的能量涡流场能够分流和耗散掉部分由转子传递至机匣的振动能量;机匣周向加肋筋改变了振动能量的传递路径,减小了机匣与支板连接处振动能量的回流现象;振动能量传递到机匣周向加肋筋后发生传递波波形的转换,携带大部分振动能量的弯曲波转换为纵波并沿加肋筋周向传递,阻断振动能量沿轴向传递至整机其他部位。 研究结果可为航空发动机结构设计以及整机减振提供参考。      

俯冲拉起飞行条件下航空发动机整机动力学特性分析

以某航空发动机带机匣双转子试验器为参考,分别采用截锥壳元素法和Timoshenko梁理论对其机匣和双转子系统进行了有限元建模,得到了试验器的整机转子动力学有限元模型。研究了俯冲拉起飞行条件下机匣支承刚度、安装节支承刚度与机动载荷对双转子航空发动机整机动力学特性的影响。研究结果表明:机匣支承刚度与机动载荷对发动机产生转静子径向碰摩的影响较大,而安装节支承刚度对发动机产生转静子径向碰摩的影响相对较小;机匣测点振动随机匣支承刚度的减小而减小,随安装节支承刚度的减小而增大;机匣测点振动对俯冲拉起机动载荷变化不敏感。     

径向简谐激励下航空发动机机匣的振动分析

根据航空发动机机匣薄壁结构的几何特征,将机匣简化为一端简支一端固支的圆柱壳结构,建立了系统的动力学方程,并采用多尺度法对动力学方程进行了求解,进而研究了径向简谐激励下机匣动力学方程的零解及非零解的稳定性,并讨论了系统单模态运动发展到复合模态运动以及能量在模态之间的转移过程,最后采用数值方法研究了径向简谐激励下机匣的振动特性.结果表明:随着径向简谐激励的增加,系统表现为周期运动、倍周期运动及混沌运动交替出现.      

航空发动机振动传递特性研究进展

航空发动机振动传递规律是业内研究热点之一。为了控制整个机械系统振动传递,通过找到振动能量的传递主要路 径,进行了结构优化和参数设计。介绍了航空发动机振源机理及研究进展,分别对航空发动机规律性激振源与非规律性激振源进 行了系统地论述,总结了国内外关于转子系统故障的研究情况;详细分析了传递路径分析方法及其衍生方法相关技术的优点以及 近年来传递路径分析法（TPA）、工况传递路径分析法（OTPA）、扩展工况传递路径分析法(OPAX)等传递路径分析方法在汽车、地 铁、船舶、航空领域中的应用,指出了不同传递路径分析方法存在的问题;对航空发动机整机振动传递特性研究的发展趋势进行了 展望。由于振动传递路径分析方法在航空发动机领域并未系统开展,分类综述了航空发动机整机振动传递特性研究成果,搜集整 理了应用于转子-轴承-机匣-吊挂系统振动传递分析方法,可为航空发动机整机振动传递特性研究提供参考。     

航空发动机转子相位差的试验研究

采用带机匣航空发动机模型转子试验器,模拟了航空发动机转子系统在不平衡力及各种碰磨力作用下的故障现象,测试分析了转子振动信号,研究了转子系统在故障与正常状态下的相位,验证了振动信号相位分析应用于发动机整机振动故障监测的可行性.     

某微型发动机振动特性计算分析

研究了具有锥齿轮啮合及机匣系统的某微型发动机的振动特性。采用弯扭耦合传递矩阵法计算临界转速、不平衡响应和初始弯曲响应,计及转动惯量、陀螺力矩、剪切变形、粘性阻尼和轴向力的影响。为了提高机匣振动固有频率的计算精度,还采用轴质量均布的传递矩阵法计算转子－机匣系统的临界转速与不平衡响应。临界转速及不平衡响应计算结果与试验结果吻合较好。     

突加基础冲击激励下转子系统振动特性试验

针对着舰过程中航空发动机转子系统受到的突加基础冲击激励的问题，基于典型小涵道比涡扇发动机结构特征相似原则设计转子-支承-机匣系统试验器，对突加基础冲击激励下转子系统振动特性进行试验研究。结果表明：突加基础冲击激励瞬时具有显著的冲击效应，转子系统瞬态振动响应加剧并激起转子的正反进动和横向振动模态。转子系统轮盘处振幅比随基础冲击速度的增加而非线性增长，突加纵向基础冲击激励比突加横向基础冲击激励更能影响转子系统的振动特性。     

基于真实数据反演的风扇转子本机平衡方法

针对风扇转子相位监测困难、振动传递路径复杂、不同机台动力学特性差异性大、动平衡效率低等现象,提出一种基于模型和真实动平衡数据反演的风扇转子本机平衡方法。首先,通过分解风扇转子振动传递路径,构建数据反演模型和确定反演特征参数;其次,利用真实动平衡数据反演出匹配各机台的关键特征参数K_cs(机匣到支点1动刚度);最后,基于反演理论建立多转速下机匣振动响应、特征参数K_cs和转子不平衡量的线性矩阵方程,实现转子不平衡量逆运算。本方法经风扇转子现场动平衡验证,可在给定的转速范围内实现100%振动抑制,抑振比达43%～68%,动平衡效率大大提高。     

Intrinsic physical relationships between rotor modal shapes and instantaneous vibrational energy flow transmission characteristics: Theoretical and numerical analysis and application

The modal vibration of the rotor is the main cause of excessive vibration of the aero-engine overall structure. To attenuate the vibration of the rotor under different modal shapes from the perspective of energy control, the intrinsic physical relationships between rotor modal shapes and instantaneous vibrational energy flow transmission characteristics is derived from the general equation of motion base on the structural intensity method. A dual-rotor-support-casing coupling model subjected to the rotor unbalanced forces is established by the finite element method in this paper. The transmission, conversion and balance relationships of the vibrational energy flow for the rotors in the first-order bending modal shape, the conical whirling modal shape and the translational modal shape are analyzed, respectively. The results show that the vibrational energy flow transmitted to the structure can be converted into the strain energy, the kinetic energy and the energy dissipated by the damping of the structure. The vibrational energy flow transmission characteristics of rotors with different modal shapes are quite different. Especially for the first-order bending modal shape, the vibrational energy flow and the strain energy are transmitted and converted to each other in the middle part of the rotor shaft, resulting in large deformation at this part. To attenuate this harmful vibration, the influences of grooving on the shaft on the first-order bending vibration are studied from the perspective of transmission control of vibrational energy flow. This study can provide theoretical references and guidance for the vibration attenuation of the rotors in different modal shapes from a more essential perspective.     

利用刚度非线性特性可控支承控制转子振动

对利用支承刚性非线性特性主动控制转子振动方法进行了深入理论和实验研究。发现该方法不仅可大幅度降低转子通过临界转速时振动的幅值 ,而且还能避免用挤压油膜阻尼器控振经常出现的双稳态、“闭锁”、非协调进动等有害的非线性振动     

转静件碰摩状态下的叶片振动载荷和振动特性测试分析

研究转静件碰摩状态下叶片载荷测试方法,测试叶片在碰摩力的冲击与摩擦力作用下的振动特性,给出叶片和机匣受冲击力的时间载荷和频谱,证明叶片在各种碰摩力作用下不发生共振,只受弯矩作用等现象.为旋转机械转静件碰摩作用下叶片的强度分析提供依据.      

基于机匣测点信号的航空发动机滚动轴承故障诊断灵敏性分析

研究了基于机匣测点信号进行航空发动机滚动轴承故障诊断的灵敏性问题.首先利用两个带机匣的航空发动机转子试验器进行了冲击响应试验,比较了滚动轴承处冲击激励引起的轴承座测点响应和机匣测点响应的差别;然后利用这两个带机匣的转子试验器进行了滚动轴承故障模拟试验,详细对比分析了轴承座测点信号和机匣测点信号的时域波形、频谱和小波包络谱.结果表明:当滚动轴承和机匣的连接刚度较小时,故障滚动轴承的振动信号传递到机匣上时会产生很大的衰减,然而利用传统的基于小波包变换的包络解调方法仍然可以很好地诊断出外圈故障和内圈故障,对于滚动体故障的诊断效果略差.研究结果对于实际中基于机匣测点信号进行航空发动机滚动轴承故障诊断提供了试验依据.      

航空发动机风扇机匣振动故障分析

在航空发动机研发与试车过程中,曾出现风扇机匣振动偏大且振幅存在摆动现象。为明确故障原因,从机匣和转子的振动特性以及机匣变形等多方面对振动测试数据和信号进行了分析。结果表明：振动故障是由机匣变形引起转、静子间隙不协调导致转、静件碰摩所引起的;在机匣发生局部共振情况下,碰摩形式发生变化,引起振动幅值出现摆动现象。     

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.      

Investigation on nonlinear lateral-torsional coupled vibration of a rotor system with substantial unbalance

Substantial unbalance may be caused by fan blade off during the operation period of gas turbine engines, and related dynamic problems are very critical to the safety design of rotor system in aero-engine. This article aims to understand lateral-torsional coupled vibration of the rotor system with substantial unbalance. The governing equation of a modified unbalanced rotor system is established based on Lagrangian approach. Then, a mathematical analytical method is proposed in which a linear approximation is derived and the Floquet theory and Hill’s method are incorporated, from which the modal characteristics of the unbalanced rotor are obtained. The modal characteristics of the unbalanced rotor system are revealed comprehensively for the first time. Furthermore, the relation between the modes and responses of the unbalanced rotor is discussed in detail. The results show that the lateral vibration and torsional vibration of the unbalanced rotor are coupled through the inertial terms in the governing equations. Due to the coupling, veering and lock-in phenomena occur between the frequencies of the forward whirl mode and the torsional mode. Furthermore, lock-in can lead to a kind of principal instability. With regard to the response of the unbalanced rotor, both natural vibration components and enforced vibration components appear in the lateral response, while only natural vibration components appear during torsional vibration. Moreover, natural vibration components play a crucial role in the response within the principal instability region and cause divergence of the vibration amplitudes in the lateral and torsional directions.     

航空发动机轴承外环装配工艺引起的转子系统非线性振动

针对某型航空发动机涡轮后支点轴承外环装配工艺参数的特点,实验研究了轴承外环与衬套配合为过盈配合、间隙配合和过渡配合时的转子振动特性;同时研究了温度场和外环拧紧力矩参数对配合关系的影响而导致的转子振动特性变化.结果表明:轴承外环与衬套为间隙配合时,引起发动机振动出现次谐波、高倍频和1阶非线性共振;外环锁紧螺母力矩增大只对外环是间隙配合时的振动有抑制作用;轴承座的温度场可导致轴承外环与轴承座的过渡配合变为间隙配合,并影响振动特性.     

转、静子轴向间距对转子叶片振动应力的影响

采用数值模拟方法,分析了转、静子轴向间距对转子叶片振动应力的影响.利用CFD程序对进口静叶尾迹作用下的压气机转子叶片排非定常流动进行了数值模拟,并采用所编写的程序将气动载荷转化为有限元模型上的动态压力载荷,进行了结构瞬态响应分析.结果表明:在所考查的轴向间距下,随轴向间距的增大,转子叶片振动应力呈减小趋势,这主要是由于造成压力载荷波动的尾迹强度沿流向是减弱的.