考慮實測支承動剛度的航空發(fā)動機整機振動建模及驗證.pdf

1、作為現(xiàn)代軍用飛機和民用飛機的核心動力裝置，航空燃氣渦輪發(fā)動機性能的優(yōu)越是決定飛機可靠性、運行成本、性能的關(guān)鍵因素。為了達到超音速飛機的要求，在發(fā)動機研制階段著重突出了高增壓比、高推重比、高渦輪前溫度等技術(shù)要求，這也使得發(fā)動機在運轉(zhuǎn)的過程中出現(xiàn)了諸多振動、強度、疲勞等等故障。過大的振動，可能造成轉(zhuǎn)子與靜子在小間隙處（如密封、葉尖）的碰摩，軸承載荷過大，駕駛員及乘客的不適，飛機儀表板上指針晃動，甚至?xí)＜帮w行安全導(dǎo)致災(zāi)難性的事故。由于現(xiàn)代科

2、技的發(fā)展以及人們對于航空發(fā)動機高推重比、高轉(zhuǎn)速的追求，大多數(shù)航空發(fā)動機的工作轉(zhuǎn)速比較高，機匣殼體變薄，機匣和轉(zhuǎn)子之間的耦合振動增強，形成了比較復(fù)雜的轉(zhuǎn)子-機匣耦合系統(tǒng)，所以有必要從整機模型來研究航空發(fā)動機的振動問題。整機有限元模型不僅能體現(xiàn)轉(zhuǎn)子動剛度的特點，還考慮到了機匣的局部振動和轉(zhuǎn)子與靜子耦合的影響,真實地體現(xiàn)了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力特性。由于航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，考慮機匣的建模不僅比較困難，而且計算的速度很慢，鑒于此，本文基于航空發(fā)動機

3、轉(zhuǎn)子試驗器進行了試驗，并用之來代替機匣有限元模型，進行了整機振動分析：
　　（1）采用4種測試方案，在機匣支承處進行了支承動剛度測試試驗，最終得到了前后支承垂向、橫向的動剛度。
　?。?）利用三維繪圖軟件Pro/E對機匣進行實體建模，并在有限元分析軟件ANSYS中使用Solid185單元對其進行網(wǎng)格劃分，按照實際安裝條件施加約束，得到機匣有限元模型，對其進行剛度計算，并將計算結(jié)果與試驗結(jié)果進行了對比。
　　（3）采用錘

4、擊法使用兩種支承方案對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進行單部件模態(tài)分析，采用錘擊法、正弦掃描法進行了整機模態(tài)分析，并對不同的試驗方法得到的結(jié)果進行了對比。在ANSYS中對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進行了模態(tài)分析，并與試驗?zāi)B(tài)結(jié)果進行了對比，并在此基礎(chǔ)上進行模型修正。
　　（4）建立轉(zhuǎn)子-支承靜剛度、轉(zhuǎn)子-支承動剛度、轉(zhuǎn)子-機匣整機有限元模型，進行臨界轉(zhuǎn)速分析，并對三種整機模型得到的臨界轉(zhuǎn)速結(jié)果進行對比，結(jié)果表明考慮動剛度的轉(zhuǎn)子-動剛度整機模型不僅計算結(jié)果準(zhǔn)確，而且計算速