突加不平衡激励下高速柔性转子系统振动特性试验

针对航空发动机高速柔性转子系统叶片丢失所造成的突加不平衡激励,基于结构/力学特征等效原则,建立高速柔性悬臂转子系统试验器,对突加不平衡及持续碰摩所产生的附加激励下转子系统振动响应进行试验测试,并对其时域/频域响应特征进行分析。结果表明:突加不平衡瞬时具有显著冲击效应,转子系统瞬态振动响应加剧,并激起转子横向模态振动;转静件之间的持续碰摩会产生约束作用使转子系统临界转速提高,呈现非线性振动,产生谐波振动频率成分。      

基于薄层单元的拉杆转子接触界面动力学建模及修正

为了研究具有复杂接触界面拉杆转子系统的动力学特性,发展了基于薄层单元的拉杆转子接触界面动力学建模及修正方法。采用线性本构关系的薄层单元模拟转子部件的复杂接触关系,基于模态试验数据,运用分层模型修正方法对预紧状态下拉杆转子部件接触面的连接刚度进行识别,通过识别的薄层连接参数建立拉杆转子动力学预测模型。将拉杆转子动力学预测模型的结果与试验数据进行对比分析,结果表明:采用线性本构关系薄层单元能够模拟拉杆预紧状态下接触界面的力学特性,修改薄层单元弹性模量能够模拟接触界面的法向刚度和切向刚度;修正后转子模型与测试结果的最大频率误差为0.6%,平均频率相对误差为0.25%,修正后模型能预测实际结构的振动响应。      

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。     

机匣温度边界条件对跨声转子性能的影响

为探究机匣壁面温度对跨声转子性能的影响,利用数值模拟对等温机匣壁面和绝热机匣壁面两种情况的跨声转子Rotor 37进行研究,对比分析了其对特性线、总温等参数的展向分布和叶顶流场结构的影响及其机理。结果表明,等温壁面相比于绝热壁面更接近实验的真实情况,采用等温壁面边界条件预测的出口总温径向分布在90%叶高以上更符合实验数据。等温壁面边界条件使Rotor 37转子的效率在数值上提升了约2%,更接近实验数据,但对三维流场的进一步分析表明,其对转子真实性能的影响很小。通过对熵的对比分析发现,由于采用等温壁面,机匣和外界的热交换可达轮缘功的1.4%,导致传统的绝热效率计算公式失效,而在使用增加了热交换项的修正效率公式后,两种温度边界条件的Rotor 37重新计算的效率几乎相等。     

面向核心机单元体独立交付的总体结构设计

面向航空发动机核心机单元体的独立交付需求,基于核心机单元体的总体结构设计实践,从机匣同轴度、转子动平衡、接口控制、包装运输、验收交付5个方面对相关设计内容进行了总结。在此基础上,提出了可独立交付核心机单元体的总体结构设计原则:通过优化机匣结构设计和控制加工精度保证机匣同轴度;通过分级平衡设计、联轴器结构设计和平衡精度设计保证转子动平衡结果的可靠性和稳定性;通过接口控制、包装运输和验收交付过程控制,保证单元体的接口通用性、转运安全性和交付质量受控。     

分数槽集中绕组表贴式永磁同步电机转子损耗

针对损耗模型很难准确地计算转子损耗且三维有限元方法占用大量时间的问题,基于二维运动瞬态有限元法,研究了1台36槽42极单层分数槽集中绕组永磁同步电机在恒转矩区和弱磁区以最大转矩运行时的转子损耗,并且研究了高速工况下永磁体轴向分段数量、槽口宽度以及气隙厚度对永磁体损耗的影响。研究发现,在整个转速区间永磁体损耗占转子总损耗的90%以上;转速低于1 500 r/min时,转子铁心磁滞损耗高于涡流损耗,高于1 500 r/min时涡流损耗明显高于磁滞损耗。永磁体分段能明显降低永磁体涡流损耗;负载工况下改变槽口宽度,永磁体涡流损耗几乎没有变化;增大气隙厚度虽然能降低永磁体损耗,但是效果并不明显;同时,更改槽口和气隙厚度会使电感发生变化,并进而影响电机的运行性能。     

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。     

基于滞回碰摩力模型的转子系统碰摩响应研究

转/静子碰摩是影响旋转机械的稳定性与安全性的重要因素之一,而碰摩力的表征则是预测转子系统动力学响应的关键问题。讨论了已有转/静子碰摩力模型的适用范围,重点阐述滞回碰摩力模型的物理意义,并与几种经典的碰摩力模型进行比较;以Jeffcott转子作为典型例子,基于滞回碰摩力模型给出系统的碰摩响应,并与采用线性碰摩力模型所得到的碰摩响应进行比较;利用数值仿真的结果分析静子刚度、转子偏心距等因素对采用滞回碰摩力模型的转子碰摩响应的影响。数值仿真的结果表明:采用滞回碰摩力模型得出的失稳速度(1226 rad/s)低于采用线性碰摩力模型得出的失稳速度(1476 rad/s),且系统的动力学特性更为复杂,因此,可以更真实地反应碰摩的物理实质。     

转子-支承-机匣系统碰摩试验及特征提取

针对航空发动机转子系统的结构特征和转静件碰摩的动力学特征,建立了转子-支承-机匣系统碰摩模拟试验器.对叶片与机匣间轻微碰摩和严重碰摩两种工况下转子和机匣振动响应进行了试验测量,并基于连续小波变换和连续小波包能量的时-频分析方法分别对转子和机匣的振动信号进行了特征提取.结果表明机匣响应信号同时包含高频冲击信号和低频摩擦信号,轻微碰摩时以碰撞冲击效果为主,机匣响应主要为高频冲击信号;严重碰摩时摩擦效应增强,可为碰摩故障诊断和识别提供方法和依据.      

基于弹流润滑转子-滚动轴承系统碰摩-不对中耦合故障的动力学分析

研究弹流润滑(EHL)转子-滚动轴承系统在碰摩-不对中耦合故障状态下的动力学响应.基于EHL理论与Hertz弹性接触理论,并考虑转静碰摩故障与转子不对中故障,建立耦合故障作用下转子-滚动轴承系统非线性动力学微分方程,通过龙格库塔数值解法进行求解得到故障状态下系统振动响应,对比分析其结果并在航空发动机转子实验台进行验证.研究结果表明:①考虑EHL理论对单一碰摩故障系统的影响较大.考虑EHL理论的系统进入拟周期运动与周期2运动状态时的转速较未考虑EHL理论系统明显提高,周期2解所处的转速区间较未考虑EHL理论系统大.②考虑EHL理论对碰摩-不对中耦合故障系统的影响较大.考虑EHL理论的系统由周期1解进入拟周期运动,且进入拟周期状态时的转速较未考虑EHL理论的系统明显提高.③通过计算结果与实验结果进行对比分析,可发现考虑EHL理论的耦合故障系统的转子在1/2倍频与2倍频处的振动响应均弱于未考虑EHL理论的系统,考虑EHL理论的模型比未考虑EHL理论的模型能更准确体现耦合故障系统的振动响应.