转子支承动刚度对转子动力特性的影响分析

针对转子支承动刚度对转子动力特性的影响,分别运用静刚度、动刚度和整机有限元模型对某型发动机进行了转子动力特性计算,并对各种计算结果进行了比较和分析;分析了转子支承动刚度剧烈变化的原因,同时,指出运用整机模型能够分析支承动刚度和各种机匣的局部振动对整机振动的影响。     

某型航空发动机双转子系统动态特性分析

为了更好地了解和掌握航空发动机固有的振动特性,运用三维建模软件Catia对某型航空发动机双转子系统进行三维实体建模,并将其导入到ANSYS Workbench中对该模型进行模态分析。提取了前6阶固有频率和振型,并对仿真结果进行了分析。研究可为该型航空发动机的优化运行及其双转子结构优化设计提供参考和依据。     

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。     

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.      

温致材料属性变化对发动机双转子系统动力特性的影响

为探究不同工况下温度场变化进而导致材料属性变化对双转子系统动力特性的影响,提出将不同工况温度、转速变化与发动机双转子系统动力特性联合分析方法。通过发动机性能方程、相似性原理及稳态热分析方法拟合得到稳定工况双转子温度场,将温度场与转子结构有限元模型联合,推导了双转子系统有限元刚度矩阵受温度场影响的动力学方程。建立了典型发动机双转子支承系统热-固联合分析有限元模型,分析了双转子系统在不同工况温度场下固有频率、模态振型、稳态不平衡响应及应变能分布的变化情况。结果表明：随着工况升高,典型发动机双转子系统固有频率发生不同程度的下降,临界转速随之下降,最大下降幅度接近10%;在涡轮位置不平衡量作用下,受临界转速变化等影响,涡轮支承位置最大工作转速附近平均不平衡响应幅值较常温下增大近3倍,温致材料属性变化对双转子动力特性造成较大的影响。     

航空发动机滚动轴承-双转子系统动态特性分析

在滚动轴承动力学和转子动力学分析基础上,建立了含滚动轴承动力学与转子动力学耦合以及高、低压转子间耦合的滚动轴承-双转子系统动力学方程,采用精细积分法和预估-校正Adams-Bashforth-Moulton多步法相结合的算法,对航空发动机滚动轴承-双转子系统非线性动力学方程进行求解,并对滚动轴承结构参数与转子动态特性的关系进行了理论分析.分析结果表明:①中介轴承径向游隙较小时转子系统振动量较小且转子运行较平稳,但中介轴承保持架打滑率会有所提高,应合理选取中介轴承的径向游隙值;中介轴承滚子数量对转子运转稳定性有较大影响,减小中介轴承滚子数量可降低保持架打滑率,但转子系统的振动量会增大;②支承轴承内、外沟曲率半径系数及径向游隙较小时转子系统的振动量较小,转子运转较稳定;支承轴承滚动体数量对转子运转稳定性有较大影响,滚动体数量增多有利于转子系统运行的平稳性.      

风扇转子动特性试验与分析

转子不平衡是引起发动机振动的主要原因。针对风扇转子工艺状态平衡良好,但工作状态不平衡量较大所引起振动偏大的现象,对其变化规律及影响因素开展转子动特性试验。采用卧式转子试验器测量风扇转子在工作转速范围内各截面的振动响应,利用三圆法测算出转子动不平衡量在高、低转速间存在的明显差异,主要是套齿连接结构刚度变化及叶片工作状态差异引起。通过窄带跟踪滤波提取出转子在各典型转速下基波弹性线,发现风扇转子本身未发生较大挠曲变形,为准刚体状态。其相位测试结果表明:风扇转子与多功能轴间存在明显的非同步振动规律。     

双转子涡喷发动机风车特性的计算与分析

 提出了一种利用发动机部件特性计算双转子发动机风车特性的方法 ,主要用于发动机方案论证阶段的风车特性的计算。为解决高、低转子匹配问题 ,在计算高压转子时 ,把它当成单转子发动机来计算 ;在计算低压转子时 ,则把高压转子看成是低压转子的一个阻力元件。以某型发动机为例 ,计算出风车特性基本符合试验结果     

双转子发动机整机高涡转子动应力测试方法

设计了一种基于“遥测+长跨距引线导管”的双转子涡扇发动机整机高压涡轮转子动应力测试机构,并结合轴间遥测冷却仿真设计及定制化的高温应变计,在国内完成了双转子涡扇发动机整机高压涡轮转子动应力测试,获取了整机状态下全转速范围内高压涡轮转子叶片的动应力数据。测试结果表明:该设计的动应力测试机构及其冷却方法有效解决了双转子发动机整机高压涡轮转子测试信号引出困难、信号传输稳定性差等问题,定制化的高温应变计及其安装防护技术克服了整机高压涡轮叶片上极端高温、气流冲刷、空间狭小等恶劣安装条件。该测试方法可为相关测试任务提供重要借鉴。      

航空发动机双转子-滚动轴承耦合系统的动力特性分析

在轴承动力学和转子动力学基础上建立了某航空发动机双转子-滚动轴承耦合系统的非线性动力学数学模型,采用Newmark有限元法进行了数值求解,就转子转速、中介轴承的游隙和滚子个数以及支承轴承参数对双转子系统动力特性的影响进行了分析并加以实验验证.研究结果表明:①中介圆柱滚子轴承游隙值对双转子系统动力特性影响很大,其原始游隙值取20μm更利于系统运行的稳定性;②支承轴承内、外沟曲率半径的选取将直接影响着双转子系统动力特性;③高压转子与低压转子耦合节点处位移随高压转子转速的增加而减小,随低压转子转速的增加而增加;④中介耦合轴承节点处位移的理论计算值与实验值较为吻合,最大误差为18.7%.      

双转子发动机转差引起的叶片尾流激振

介绍了双转子结构发动机在飞行使用中高、低压转子转速差随转速的变化特点,提出了转差可能在高、低压转子交界处的动叶间引起尾流激振的观点,并通过计算实例对转差引起的叶片尾流激振特点作了简要描述.与导向器的尾流激振比较,转差引起的叶片尾流激振有着易激起危险的低阶振型、共振转速范围宽和激振强度低的特点.      

开式转子发动机对转桨扇设计

高推进效率的对转桨扇是开式转子发动机最关键的部件之一。国外航空强国对其开展了大量的CFD计算分析及试验验证工作,优化气动性能,降低噪声等级,以满足适航标准;国内目前尚缺乏对开式转子对转桨扇设计技术和CFD分析的相关研究。本文在现有压气机设计技术的基础上,改进CFD设计分析方法,探索设计出开式转子发动机的对转桨扇,并进行了三维定常流场分析。通过与国外文献研究结果的分析对比,初步验证了本文设计和计算结果的合理性。     

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。     

对转双转子局部碰摩故障实验

针对航空发动机涡轮机匣的结构特点,设计了一种可以模拟局部碰摩故障的实验装置.利用对转双转子实验器,实验研究了高、低压转子对转时,单独及同时发生局部碰摩的振动特性.结果表明,对转双转子涡轮发生局部碰摩时,静子的振动信号中会出现高倍频、分数倍频及组合频率成分,通过组合频率成分,可以判断是否发生碰摩及碰摩发生的部件.     

开式转子发动机对转桨扇性能建模研究

对转桨扇开式转子发动机性能计算的难点在于对转桨扇部件的性能计算。传统方法是将对转桨扇简化处理为涡轮螺桨进行计算,但精度较低。本文基于传统涡轮螺桨性能模拟方法,考虑前排桨扇出口气流对后排桨扇的影响,对前、后排桨扇进行独立建模,建立了开式转子发动机对转桨扇部件级性能计算模型,并使用美国NASA风洞试验数据进行验证。结果表明,对转桨扇性能模型计算精度较高,采用此模型可较准确地模拟不同设计参数和不同控制规律下的对转桨扇性能,并评估其对开式转子发动机总体性能的影响。     

航空发动机双转子系统不对中研究进展

转子不对中是旋转机械最常见的故障之一。不对中常引起整机振动加剧、轴承磨损、转静子碰摩等故障,严重时将造成灾难性事故。航空发动机转子系统由于结构复杂、工作温差大、多支点弹性支承,更容易造成滚动轴承支承不对中、联轴器不对中、动态不对中等不对中故障。虽然航空发动机不对中问题严重,但这方面的研究却相对缺乏。本文针对航空发动机转子系统的结构特点,首先论述了滚动轴承不对中、联轴器不对中、航空发动机转子不对中3种不对中故障的研究现状;其次,讨论了不对中转子系统非线性动力学特性及不对中故障定量分析方面的研究成果。最后,对航空发动机双转子系统不对中研究的发展趋势进行了展望。     

航空发动机双转子轴间碰摩非线性动力学特性

航空发动机双转子之间通常采用封严结构,容易导致双转子发生轴间碰摩。针对双转子轴间碰摩问题,推导了轴间碰摩力模型,结合实体有限元法建立了双转子轴间碰摩动力学模型,并将固定模态界面综合法和数值方法结合,提出了此类高维转子轴间碰摩响应的一般计算流程。基于该计算流程,详细研究了轴间碰摩导致的双转子复杂非线性动力学特性。结果表明：双转子发生轴间碰摩时,主要存在持续碰摩、间歇碰摩和自激振动三种碰摩状态。持续碰摩主要引起双转子间振动耦合;间歇碰摩对转子产生较明显冲击特征,导致转子频域响应中出现多阶模态频率成分及组合频率成分;自激振动则是由切向摩擦诱发的、转子正进动模态频率成分主导的一种运动状态,此时转子呈正向涡动,但振动幅值很高,对转子危害极大。通过减小摩擦系数或碰摩刚度,能显著减小自激振动发生的转速范围,提升转子运行稳定性。     

反向旋转双转子系统动力学特性的有限元分析

近年来,有限元方法在计算转子系统的动力学特性方面得到了很大的发展。利用有限元方法计算了反向旋转双转子系统的动力学特性,分析了反向旋转双转子结构的临界转速特性和主振型特点。研究了中介轴承刚度和转速比对该双转子系统临界转速的影响。通过对结果的分析,得到一系列十分有益的结论,可为反向旋转双转子系统的设计提供一定的参考价值。     

航空发动机双转子模态动平衡方法研究

针对双转子系统低压激励和高压激励振动模态的正交性受转速比影响,提出了以定转速比转子模态替代实际工作转速线下的转子模态进行双转子系统N₁+N₂和N₁+N₂+4平面模态动平衡的方法。推导了N₁+N₂和N₁+N₂+4平面模态动平衡法的平衡条件,给出了模态不平衡质量和正交校正质量组的计算式,并以某型航空发动机双转子系统为例,给出了N₁+N₂模态动平衡方法平衡各阶模态的过程。最后在双转子实验系统上进行了动平衡验证实验,实验研究发现在定转速比的条件下动平衡的减振效果最大可达72.4%;当高、低压转子转速控制率为实际工作转速线时,在工作转速范围内,各阶临界转速处的振动幅值总量都降低到120 μm以下,满足设计要求。实验结果表明提出的双转子航空发动机模态动平衡方法是可行的。