航空發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)子動力學(xué)分析與試驗研究

舒斯榮

（中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南株洲 412002）

航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)復(fù)雜、負荷大、工作轉(zhuǎn)速高，工作條件極端惡劣，使其動力學(xué)特性具有較大的不確定性。因此，初始的轉(zhuǎn)子設(shè)計直接應(yīng)用到發(fā)動機上可能存在較大的風險，工程上往往會在設(shè)計之初按照結(jié)構(gòu)和動力學(xué)相似原理搭建相應(yīng)的模擬轉(zhuǎn)子（連接結(jié)構(gòu)、支承布局、質(zhì)量慣性等與真實轉(zhuǎn)子基本保持一致）進行動力學(xué)分析和驗證[1-7]。中小型航空發(fā)動機核心機工作轉(zhuǎn)速通常高達40000RPM～60000RPM，遠高于常見的大型軍用和商用航空發(fā)動機，基于此，轉(zhuǎn)子動力學(xué)設(shè)計在中小型航空發(fā)動機研制的過程中顯得尤為關(guān)鍵，合理的臨界轉(zhuǎn)速設(shè)計則是轉(zhuǎn)子動力學(xué)設(shè)計的最基本要求。為了滿足轉(zhuǎn)子的臨界轉(zhuǎn)速裕度要求，常用的方法有選擇恰當?shù)闹С袆偠?、改變質(zhì)量分布、優(yōu)化轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)等。采用彈性支承是改變航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速較為便捷的一種方法，并在很多航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子動力學(xué)設(shè)計中得到了應(yīng)用。彈性支承分為鼠籠式彈性支承和彈性環(huán)式彈性支承，兩者各有優(yōu)缺點，目前，鼠籠式彈性支承的應(yīng)用較廣。然而，計算模型的準確性、臨界轉(zhuǎn)速設(shè)計以及轉(zhuǎn)子動力學(xué)設(shè)計的合理性需要通過試驗研究確定。

本文通過建立動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子有限元計算模型，對轉(zhuǎn)子的動力特性進行了系統(tǒng)分析，并開展了動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子試驗研究，同時對比了計算結(jié)果和試驗結(jié)果，為真實轉(zhuǎn)子的動力學(xué)分析和試驗奠定了堅實的基礎(chǔ)。

1.轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)簡介

動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。整個轉(zhuǎn)子主要由動力渦輪軸、動力渦輪一級模擬盤、動力渦輪二級盤模擬盤等零部件組成。轉(zhuǎn)子動力渦輪軸采用空心結(jié)構(gòu)，同時為了保證動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子的動力特性與真實動力渦輪轉(zhuǎn)子動力特性保持基本一致，設(shè)計的動力渦輪模擬盤的質(zhì)心位置、質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量均與真實盤具有良好的一致性。轉(zhuǎn)子共4個支點，分別為“軸承1”“軸承2”“軸承6.5”及“軸承7”，其中，“軸承1”為球軸承，“軸承2”“軸承6.5”和“軸承7”均為滾棒軸承。動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子是一個細長、空心結(jié)構(gòu)的柔性轉(zhuǎn)子。

該動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子2號采用鼠籠式彈性支承，其剛度主要受鼠籠彈條長度、寬度和油膜間隙等參數(shù)影響。鼠籠式彈性支承結(jié)構(gòu)見圖2，圖2 中，a1為法蘭邊。

2.有限元分析模型

2.1 集中質(zhì)量

為了建模方便，在建模時，將動力渦輪一級模擬盤和動力渦輪二級模擬盤的部分盤體用集中質(zhì)量代替，使用集中質(zhì)量模擬部分盤體，用集中質(zhì)量模擬的部分動力渦輪一級盤和動力渦輪二級盤的質(zhì)量、極轉(zhuǎn)動慣量、直徑轉(zhuǎn)動慣量等質(zhì)量特性見表1。

表1 集中質(zhì)量特性

2.2 支承剛度

動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子共有4個支點，計算時各支承剛度見表2。

表2 支承剛度

2.3 有限元模型

對轉(zhuǎn)子模型進行前處理，簡化結(jié)構(gòu)，忽略倒角、螺紋孔、圓角等一些細小的局部結(jié)構(gòu)。運用軟件PATRAN基于梁單元對模型進行網(wǎng)格劃分，然后借助分析軟件SAMCEF/ROTOR完善計算模型（主要包括集中質(zhì)量單元、軸承單元以及不平衡量單元的建立），用軸承單元模擬動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子的各個軸承、集中質(zhì)量單元模擬兩級動力渦輪模擬盤的部分盤體、梁單元模擬動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子的主體部分。模型共有708個梁單元，717個節(jié)點，2個集中質(zhì)量單元以及4個軸承單元，建立了動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子有限元分析模型，見圖3。

圖3 動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子有限元分析模型

3.動力特性計算結(jié)果

在表2的支承剛度條件下，對動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子前三階臨界轉(zhuǎn)速和前三階振型進行計算分析，計算結(jié)果見表3，振型見圖4。

表3 前三階臨界轉(zhuǎn)速計算結(jié)果

圖4 動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子前三階振型

從表3和圖4可知，在整個工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子存在兩階彎曲臨界轉(zhuǎn)速，即動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子跨兩階臨界轉(zhuǎn)速工作，前三階臨界轉(zhuǎn)速的裕度均大于20%，滿足設(shè)計要求；動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子前三階振型均為彎曲振型，動力渦輪軸細長是造成轉(zhuǎn)子發(fā)生彎曲變形的主要原因。

4.試驗研究

試驗在臥式高速旋轉(zhuǎn)試驗器上進行，試驗器主要由控制系統(tǒng)、潤滑系統(tǒng)、拖動系統(tǒng)、真空系統(tǒng)和支承系統(tǒng)組成，在試驗過程中，由電機驅(qū)動通過浮動軸帶動轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)動力輸入。試驗在真空環(huán)境下進行，通過真空泵對真空倉事先抽至真空狀態(tài)，然后再進行試驗。試驗過程中通過光電傳感器、電渦流位移傳感器、加速度傳感器分別測量轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)子撓度、支座和轉(zhuǎn)接段上的振動加速度。動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子在試驗器上的安裝及測試示意圖如圖5所示（圖中：“⊥”表示垂直方向，“＝”表示水平方向；D1-D4為位移傳感器），主要在轉(zhuǎn)子動力軸上布置4個位移傳感器，測量試驗過程中的振動位移。

圖5 轉(zhuǎn)子測試示意圖

動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子在試驗過程中由D1-D4位移傳感器測得的轉(zhuǎn)子撓度-轉(zhuǎn)速曲線如圖6示。

圖6 轉(zhuǎn)子撓度隨轉(zhuǎn)速變化曲線

由于試驗得到的第一階臨界轉(zhuǎn)速不明顯，因此，只針對第二階臨界轉(zhuǎn)速進行對比分析。第二階臨界轉(zhuǎn)速的試驗結(jié)果及相對于試驗結(jié)果的計算誤差如表4所示。表4中，試驗值為四個測點測得的平均值。

表4 臨界轉(zhuǎn)速試驗結(jié)果及計算誤差

5.結(jié)論

本文構(gòu)建了某航空發(fā)動機細長空心結(jié)構(gòu)動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子的動力特性有限元分析模型，通過系統(tǒng)計算和分析動力特性，得到了前三階臨界轉(zhuǎn)速和振型，開展了全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子動力特性試驗，主要結(jié)論如下：

（1）轉(zhuǎn)子在工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)存在兩階彎曲臨界轉(zhuǎn)速，臨界轉(zhuǎn)速設(shè)計合理；

（2）計算模型的計算誤差僅為3.61%，模型較好地反映了轉(zhuǎn)子的動力特性；

（3）動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子能安全平穩(wěn)運行至工作轉(zhuǎn)速。