突加不平衡下熔断机理研究

为了明晰航空发动机在突加不平衡下的锥壁熔断作用,分别针对突加不平衡转速大于或小于临界转速条件下建立了有 限元模型并进行分析,总结了锥壁熔断降载机理,完成了稳态分析和瞬态计算,通过理论分析、数值模拟与试验的方式验证了降载 机理的正确性。结果表明：锥壁熔断技术能够显著降低转子在突加不平衡作用下的不平衡响应和外传力。锥壁熔断的主要降载 机理是通过改变支点刚度从而改变临界转速与飞脱转速的相对位置进行减振,关键参数包括熔断后的支承刚度与响应时间。熔 断支承刚度越小,降载效果越好;熔断时间越短,降载效果越好。同时,应合理设计转子支承刚度,使得在发生锥壁熔断后,转子第 1、2阶临界转速能够远离风车转速,避免发生共振。     

风扇叶片飞失下的结构降载机理

利用简化的转子有限元分析模型,从转子临界转速、支点动态载荷响应和转子轴心轨迹等方面进行了有无降载设计的对比分析,研究了风扇叶片飞失下的结构降载机理。结果表明:由于1#支点的熔断设计,低压转子支承由3个支点变为2个支点,风扇振型的临界转速降低,使得风扇转子运行在超临界转速上,轴心轨迹半径减小,从而降低高转速下的载荷响应,同时该机理研究采用的方法可用于熔断结构载荷阀值范围的确定以及其降载效果的评估。      

突加不平衡作用下转子系统的主动降载实验

为了实现突加不平衡作用下的转子安全性设计,分析了突加不平衡作用下的锥壁降载结构机理,设计了支承刚度可控的主动降载实验系统并进行了实验验证。结果表明:锥壁熔断降载的本质是减小转子支承刚度,从而降低临界转速并在减速停车时降低转子支承载荷与相应振幅。设计的主动降载机构利用可控支承,自适应地改变支承刚度,有效的模拟锥壁熔断降载作用,并能够低成本、重复性的实验验证熔断降载机理,为突加不平衡的安全性设计提供实验条件与数据支撑。      

SFD用于某导弹发动机的改型研究

以某导弹发动机双转子系统为研究对象，将弹支挤压油膜阻尼器（简称ＳＦＤ）用于内转子进行了动力特性分析。应用传递矩阵和线性迭代方法，分别计算了发动机用与不用ＳＦＤ的转子系统的临界转速、不平衡响应和外传力。结果表明：弹支挤压油膜阻尼器大大减小了转子振动的振幅和外传力。特别是该发动机的工作转速为２５０００ｒ／ｍｉｎ，不用弹支挤压油膜阻尼器时，其二阶临界转速为２２６００ｒ／ｍｉｎ，与工作转速相当接近，用了我们设计的弹支挤压油膜阻尼器后，二阶临界转速降低到１５４００ｒ／ｍｉｎ，显然，发动机工作时的振动性能会大大改善。     

双转子-支承系统动力学特性的有限元分析

利用有限元法对一个具有弹性基座的双转子-支承系统的临界转速和不平衡响应进行计算,把计算结果与该模型不考虑弹性基座的双转子-轴承系统的结果进行对比。结果表明,考虑弹性基座的双转子-支承系统的前三阶临界转速降低了,系统在155 Hz～200 Hz范围内临界转速的个数增加了,但在临界转速下的振幅减小了。因此考虑弹性基座对双转子-支承系统动力学特性的影响具有重要意义。     

利用轴瓦可调轴承控制柔性转子系统的振动响应

提出了一种轴承下瓦可移动轴承,该轴承可以通过改变轴瓦的位置调整转子系统的工作状态。介绍了这种可调椭圆轴承的结构和工作原理,该轴承结构可以实现在连续工作状态下调节轴承椭圆度,而且与传统固定瓦轴承相比更加适合变工况下运行。通过FEM数值方法建立了转子-可调轴承模型,利用该模型研究了可调椭圆轴承对转子加速过程中动力学特性的影响。通过研究发现,转子未达到临界转速前增大椭圆度可以有效减小转子的振动幅值,抑振作用可达到65%;当接近临界转速时,减小椭圆度可以使转子的共振振幅明显降低,抑振作用达到37%左右;越过临界转速后再增大椭圆度有效减小转子振动,抑振作用可达到60%。然后搭建与理论模型完全一致的转子-可调轴承试验台,经过试验验证,证实了在升速过程中,合理调节椭圆度可以明显减小转子的振动,让转子系统更加平稳地升速到工作转速。     

同转/对转双转子系统的动力学特性

建立了双转子动力学模型,引入中介轴承刚度和高、低压转子陀螺力矩的影响,利用数值分析和实验验证,揭示了同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应存在的差异,以及转速比对同转/对转双转子临界转速特性和不平衡响应的影响.结果表明:陀螺力矩是影响带有中介支承的双转子系统转子刚度的主要原因,其刚度变化与内、外转子的转速比大小和相对旋转方向有关,进而导致同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应发生改变;相比同结构的同转双转子,在相同的不平衡量作用下,对转双转子的不平衡响应更为显著.对转双转子进行动平衡时,应更加严格的控制内、外转子的不平衡量.      

轴段可调节式双转子结构动力特性模拟试验台设计与优化

为了解航空发动机双转子的动力学特性，搭建了轴段可调节式双转子结构动力特性模拟试验台，其主要包括高速电机、 低压转子、高压转子、模拟盘、支架、齿轮箱、基座等。采用有限元法和变换哈默斯利算法相结合的联合仿真方法，对试验台进行了 临界转速的计算及优化；计算了双转子系统的稳态不平衡响应，分析了临界转速变化对转子系统振动特性的影响。结果表明：优 化后试验台前4阶临界转速与原型机实测临界转速的误差在5%以内，试验台能较好的模拟原型机动力学特性；优化后各轴承处 最大响应幅值中的最大值明显减小，试验台具有良好的振动特性。     

航空发动机耦合双转子系统响应特性分析方法研究

涡扇发动机普遍采用耦合双转子结构,由于中介轴承耦合的影响及高、低压转子动力学特性的复杂性,导致转子-支承系统在设计时常无法避开所有临界转速。通过添加弹性及阻尼结构,可有效减小过临界转速时转子系统的振动。为分析耦合双转子结构过临界转速时的振动响应特性,可通过迭代法获得支点阻尼器的阻尼值,并利用过临界转速时稳态响应的Nyquist图椭圆近似特征对结果进行修正,从而得到更具参考价值的响应特性。     

高速轻载圆柱滚子轴承打滑特性试验与分析

针对航空发动机圆柱滚子轴承在高速轻载条件下的打滑问题，开展试验与理论研究。基于滚动轴承打滑试验，探究内圈转速、径向载荷对轴承打滑特性的影响。同时考虑轴承工作径向游隙变化，求解滚子受力情况与轴承总力矩，并结合试验结果进行分析。研究表明，轴承内圈转速低于10 000 r/min时，径向载荷增大使轴承工作径向游隙增大，同时加剧轴承打滑程度。随着内圈转速升高，轴承工作径向游隙逐渐减小；存在内圈临界转速，此时轴承打滑率最大。不同径向载荷下内圈临界转速有所差别，本次试验所得内圈临界转速在7 000～8 000 r/min之间。轴承整体滚子的总力矩直接影响轴承打滑程度。     

带中介轴承双转子系统“可容模态”优化设计及实验

为解决航空发动机双转子系统无法避开临界转速的问题，提高双转子系统容忍振动的能力，根据带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法，以某型带中介轴承双转子发动机相似模型为初始模型进行优化设计，并以此搭建一套双转子实验器系统。通过模态测试、响应测试、连续变转速以及长时间“共振”实验，先后验证了带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法的准确性、有效性、稳定性和可靠性。研究发现，双转子实验器测试结果与计算结果临界转速误差最高3.06%、模态振型误差最高9.6%；工作范围内任意转速下，即使频繁穿越临界转速，振动幅值均不超过50μm；在6阶临界转速处各完成了不少于3790s的“共振”实验，所容忍的不平衡量最大为设计不平衡量的5.2倍，振幅平稳，且可容度评价函数值越高，容忍共振能力越强。实验结果充分验证了带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法是可行的。     

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。     

静压气体轴承气膜力及其与转子耦合动力学特性研究

针对静压气体轴承,进行三维实体建模,采用供气孔区域非结构化网格和非供气孔区域结构化网格相结合的网格划分方法;采用基于有限体积法的计算流体动力学(CFD)商业软件对三维稳态可压缩气体Navier-Stokes(N-S)方程进行求解;根据计算结果,通过数据拟合获得了考虑转子偏心和转速的静压气体轴承气膜支承力模型.基于有限元法建立了气体轴承-转子系统动力学模型,采用Newmark逐步积分法求解了系统的临界转速和不平衡响应.在此基础上进行实验测试,验证了数值仿真结果.研究结果表明:低速、小偏心下,气膜主支承力随偏心呈近似线性变化;高速、大偏心下,气膜主支承力急剧增大,气体轴承的动压效应显著增强;气膜x,y向耦合支承力随转速和偏心呈非线性变化;转子系统一、二阶临界转速对当前结构刚度变化比较敏感,而三阶临界转速对此不敏感.因此,气体轴承气膜支承力的非线性特性及其与转子耦合动力学特性较为复杂,在对气体轴承进行结构设计时,应充分考虑其与转子的耦合,合理设计工作转速范围.      

带中介轴承的双转子系统振动耦合作用评估

为了评估中介轴承对双转子系统的振动耦合作用,从临界转速位置振型变化、临界转速变化、模态振型与稳态不平衡响应的应变能分布变化、中介轴承受力变化等多角度,阐释双转子耦合振动的表现形式和关联关系,提出了相应的评价指标或评估方法,并以典型燃气涡轮发动机双转子系统为对象,进行了分析评估。结果表明,单转子的模态振型可能在双转子模态振型中表现为3种形式,一一对应出现、重复出现或耦合出现,对应的临界转速及应变能分布也会随之产生相应的变化;中介轴承受力在临界转速位置出现峰值,而应变能分布变化最大的转速位置与系统临界转速位置不一致,同时还受不平衡激励位置影响;各单元应变能占比变化量随转速变化曲线可详细分析特定不平衡激励下系统应变能分布变化情况。所提方法可为双转子-中介轴承系统的设计、故障诊断提供参考。     

航空发动机主轴滚子轴承非典型失效机理

针对某航空发动机圆柱滚子轴承的非典型失效问题，基于滚动轴承动力学理论，考虑滚子动不平衡量及滚子与套圈挡边间的碰摩，建立高速圆柱滚子轴承的动力学微分方程组，采用预估-校正GSTIFF（Gear stiff）变步长积分算法进行求解，分析了轴承工况参数和结构参数对动不平衡滚子的最大歪斜角和滚子与挡边最大碰撞力的影响。结果表明：滚子最大歪斜角和滚子与挡边最大碰撞力大小随滚子动不平衡量、轴承内圈转速增加而增大，与径向载荷间未表现出明显的相关性；较小的轴向游隙能够有效抑制滚子歪斜，但会增大滚子与挡边碰撞力，存在合理的轴向游隙范围使得在滚子歪斜角不会过大的情况下滚子与挡边碰撞力较小；较小的保持架兜孔周向游隙与挡边负背角和较大的滚子球端面半径能够减小滚子最大歪斜角和滚子与挡边最大碰撞力。     

球柱联合转台轴承摩擦力矩特性

为研究球柱联合转台轴承摩擦力矩特性,建立了轴承的力学模型,采用Newton-Raphson法对模型进行求解。分析了轴承摩擦力矩产生机理,建立了摩擦力矩计算模型,利用试验机对模型进行了试验验证,研究了不同结构参数对轴承摩擦力矩的影响。结果表明:所建立的模型可较好的实现轴承摩擦力矩预测,轴承摩擦力矩与轴向载荷、倾覆力矩和轴承转速呈正相关;减小初始轴向游隙可显著降低轴承摩擦力矩;钢球数量存在一个最优值使轴承摩擦力矩最小;沟曲率半径存在合理区间使轴承综合性能最优;适当减小保持架质量可有效降低轴承摩擦力矩。研究结果为球柱联合转台轴承的优化设计提供了理论依据。     

环形动力吸振器进行转子振动控制的实验

对环形动力吸振器在转子振动控制中的应用进行了实验研究,基于单圆盘转子模型和振动特征,设计了一种安置于轴承上的对分式环形动力吸振器.吸振器可以安装在两轴承间任意位置,不改变原有支撑结构,不影响转子动力特性.建立了转子吸振器减振实验台,对转子经过临界转速时的振动进行了实验,结果表明吸振器能有效降低转子经过临界转速时70%以上的振动.增加吸振器质量,可以精确调节吸振器固有频率,并拓宽减振频带.实验研究了吸振器安装位置与减振效果的关系,结果表明在转子振幅较大区域,减振效果较好.对比了不同数量吸振器在转子不平衡振动下的减振效果,结果表明安装2个吸振器的减振效果要好于单独1个作用时.      

同心与非同心型挤压油膜阻尼器减振能力的实验比较

为了比较带定心弹簧的同心型与不带定心弹簧的非同心型挤压油膜阻尼器(SFD)的减振能力,在同心型与非同心型SFD 多盘柔性转子系统实验装置上进行了不同转子不平衡质量及油膜径向间隙条件下的系列试验。结果表明:相对于刚性及纯弹性支承,两种SFD都能够有效地减小转子系统的振动。在同心型SFD 柔性转子系统中,当SFD的作用相对定心弹簧的作用较弱时,可以用定心弹簧来调整转子系统临界转速的位置,转子的临界转速在弹支临界转速附近;当SFD的作用相对定心弹簧的作用较强时,定心弹簧对转子系统临界转速的影响不大,转子的临界转速在刚支临界转速附近。非同心型SFD 转子系统的非线性特性比同心型SFD转子系统更为复杂,不仅会出现主共振,而且还会出现超谐共振及亚谐共振。      

风车不平衡模拟碰摩实验台动力学特性研究

针对民用大涵道比涡扇发动机风车不平衡振动问题,搭建了转子-轴承-机匣系统风车不平衡模拟碰摩实验台,建立了转子实验台的简化有限元模型,并通过实验测得临界转速验证了模型的有效性。碰摩实验前,数值仿真分析了风车不平衡状态下不同碰摩刚度和碰摩间隙对转静碰摩系统动力学响应的影响,对碰摩实验结果进行了预估判断。结果表明:在低转速大不平衡量的风车不平衡模拟条件下,碰摩刚度的变化会激发n/2(n=1,5,7)倍频及4倍频的转频分量;碰摩间隙的变化除激发n/2(n=1,5)倍频的转频分量外,也会激发n/5(n=3,11,13,21)倍频的转频分量。     

舰用燃气轮机压气机转子动力特性研究

建立某型舰用燃气轮机压气机转子的有限元模型,对转子的动力学特性进行研究。计算了转子的固有频率和振型,求解了转子的临界转速和不平衡响应,并就转子前支承刚度变化对转子临界转速和不平衡响应的影响进行了分析。结果表明:转子为一刚性转子,其振动行为主要受转子一阶模态影响;转子的一阶临界转速为12 825 r/min;转子不平衡响应对第4级附近存在的不平衡量最敏感;转子前支承刚度增大对转子临界转速影响不大,但对转子不平衡响应有一定影响。本文结果可为燃气轮机的可靠运行及转子的进一步优化设计提供依据。