某航空發(fā)動機模擬轉(zhuǎn)子動力學(xué)試驗方案優(yōu)化

摘 要：針對某航空發(fā)動機動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子動力特性試驗過程中發(fā)生的設(shè)備動力輸出軸振動故障，提出在試驗器與轉(zhuǎn)子試驗件之間增設(shè)中支點的優(yōu)化方案，并通過有限元模型對新方案的試驗轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進行動力學(xué)分析。從分析結(jié)果來看，增加中支點不但可以抑制動力輸出軸的振動響應(yīng)，還能減小動力輸出軸對模擬轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性的影響。采用優(yōu)化方案后，在后續(xù)的試驗過程中，動力輸出軸的振動得到控制，模擬轉(zhuǎn)子平穩(wěn)地運行到試驗?zāi)繕宿D(zhuǎn)速。研究結(jié)果表明，在試驗器與轉(zhuǎn)子試驗件之間設(shè)置中支點的試驗方案可以提高動力輸出軸的穩(wěn)定性，為轉(zhuǎn)子試驗提供安全保障。

關(guān)鍵詞：轉(zhuǎn)子；動力學(xué)試驗；動力輸出軸；中支點；優(yōu)化方案

中圖分類號：V231.96 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2024）27-000１-0６

Abstract： In view of the vibration fault of the power output shaft occurred in the dynamic characteristic test of an aero-engine power turbine simulated rotor， an optimization scheme of adding a middle fulcrum between the tester and the rotor test piece is put forward. The dynamics of the test rotor system od61d74222656e20bcd7444ae491346115c1a6fa596c9c4cd327d06e3eb177308f the new scheme is analyzed by finite element model. From the analysis results， increasing the middle fulcrum can not only restrain the vibration response of the power output shaft， but also reduce the influence of the power output shaft on the dynamic characteristics of the simulated rotor. After adopting the optimization scheme， in the subsequent test process， the vibration of the power output shaft is controlled， and the simulated rotor runs smoothly to the target speed of the test. The research results show that the test scheme of setting the middle fulcrum between the tester and the rotor test piece can improve the stability of the power output shaft and provide safety guarantee for the rotor test.

Keywords： rotor; dynamic test; power output shaft; middle fulcrum; optimization scheme

為了滿足高性能、長壽命、高可靠性的要求，現(xiàn)代航空發(fā)動機一方面要提供更大的輸出功率，另一方面要求更輕的發(fā)動機重量。在一些航空發(fā)動機上，普遍采用了高轉(zhuǎn)速、高變形能的柔性轉(zhuǎn)子，甚至一些航空發(fā)動機的轉(zhuǎn)子需要跨彎曲臨界轉(zhuǎn)速工作，由此帶來了許多轉(zhuǎn)子動力學(xué)問題。因此，在航空發(fā)動機研發(fā)過程中，通常需要對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學(xué)特性進行計算分析和試驗驗證，掌握轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速分布、振型和不平衡響應(yīng)特性，論證轉(zhuǎn)子的動力學(xué)設(shè)計是否合理。

國外開展轉(zhuǎn)子動力學(xué)研究比較早。在20世紀初開始就有很多學(xué)者對跨越臨界轉(zhuǎn)速工作的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進行了深入的研究。Jeffcott[1]通過對簡單模型轉(zhuǎn)子的研究，發(fā)現(xiàn)了轉(zhuǎn)子在超臨界運行時會自動定心，并能穩(wěn)定工作的現(xiàn)象。Ardayfio等[2]認為轉(zhuǎn)子剛度各向異性使系統(tǒng)產(chǎn)生2個副臨界轉(zhuǎn)速，如果系統(tǒng)在這2個副臨界轉(zhuǎn)速之間運行就會失穩(wěn)。Gupta等[3]將軸承簡化為彈簧和阻尼，用傳遞矩陣法計算了雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速和振型。Burgess等[4]和Wahon等[5]對T700發(fā)動機燃氣發(fā)生器轉(zhuǎn)子和動力渦輪轉(zhuǎn)子的動力特性進行了詳細而系統(tǒng)的研究。

自20世紀80年代以來，我國在轉(zhuǎn)子動力學(xué)領(lǐng)域也取得了許多成果。華軍等[6]采用非線性模型研究了擠壓油膜阻尼器-滑動軸承-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的運動穩(wěn)定性和分岔特性，并驗證了擠壓油膜阻尼器的減振特性。徐建康[7]對轉(zhuǎn)子-SFDB系統(tǒng)通過共振時的瞬態(tài)動力特性進行了研究，提出油膜壓力邊界條件與不平衡載荷的大小及轉(zhuǎn)速范圍有關(guān)。孟光[8]對柔性轉(zhuǎn)子-擠壓油膜阻尼器系統(tǒng)的非線性特性進行了系統(tǒng)研究。鄔國凡等[9]對某燃氣發(fā)生器轉(zhuǎn)子的動力特性和平衡平面的靈敏度進行了計算和分析。通過調(diào)整轉(zhuǎn)子支承形式使該轉(zhuǎn)子順利通過彎曲臨界轉(zhuǎn)速，在工作轉(zhuǎn)速下平穩(wěn)運行。陳萌等[10]考慮了陀螺力矩、科氏力、離心力的影響因素，用有限元軟件MSC Nastran對典型結(jié)構(gòu)進行了計算分析，并根據(jù)計算分析結(jié)果總結(jié)了轉(zhuǎn)動結(jié)構(gòu)振動的一些特點。洪杰等[11]分別運用靜剛度、動剛度、整機有限元模型對某型發(fā)動機進行了轉(zhuǎn)子動力特性計算，并對各種計算結(jié)果進行了比較和分析，指出運用整機模型能夠分析支承動剛度和各種機匣的局部振動對整機振動的影響。近年來，在航空發(fā)動機型號研制的牽引下，國內(nèi)相關(guān)的科研院所和高校在轉(zhuǎn)子動力學(xué)的理論研究和實驗驗證方面都取得了長足的進步。

某航空發(fā)動機采用了動力前輸出結(jié)構(gòu)，處于發(fā)動機后端的動力渦輪需要通過一根細長的動力渦輪軸，從燃氣發(fā)生器轉(zhuǎn)子內(nèi)部，向發(fā)動機前端輸出動力。這就使得這個帶細長軸的動力渦輪轉(zhuǎn)子需要跨臨界轉(zhuǎn)速工作。為了掌握動力渦輪轉(zhuǎn)子跨越臨界轉(zhuǎn)速時的振動特性，在發(fā)動機研發(fā)過程中需要對該型動力渦輪轉(zhuǎn)子的模擬轉(zhuǎn)子開展系統(tǒng)的轉(zhuǎn)子動力學(xué)試驗。本文將針對動力學(xué)試驗過程中出現(xiàn)的問題開展分析和討論。

1 模擬轉(zhuǎn)子簡介

1.1 轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)

模擬轉(zhuǎn)子主要由動力渦輪軸和兩級動力渦輪模擬盤組成，采用2-1-1的支承方式，通過4個軸承支承在發(fā)動機機匣上。1號和3號軸承處為剛性支承，2號和4號軸承處設(shè)置有擠壓油膜阻尼器。模擬轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。1.2 轉(zhuǎn)子的動力學(xué)特性

模擬轉(zhuǎn)子達到試驗?zāi)繕宿D(zhuǎn)速前需要跨越2階臨界轉(zhuǎn)速。模擬轉(zhuǎn)子的前3階臨界轉(zhuǎn)速計算結(jié)果見表1，前3階振型如圖2、圖3、圖4所示。

2 試驗方案

試驗件在試驗臺上的支承方式模擬了動力渦輪轉(zhuǎn)子在發(fā)動機上的支承方式，將試驗件通過1號軸承、2號軸承、3號軸承和4號軸承安裝在試驗臺的3個支座上。其中，1號軸承和2號軸承安裝在前支座上，3號軸承安裝在中支座上，4號軸承安裝在后支座上，并通過支座內(nèi)部油路為軸承和擠壓油膜阻尼器供油。轉(zhuǎn)子試驗件前端通過轉(zhuǎn)接軸連接試驗器的動力輸出軸和試驗件的膜盤。試驗方案如圖5所示。

試驗前對如圖5所示的試驗轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學(xué)特性進行了計算，并對比了計算結(jié)果與模擬轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性之間的差異。2種狀態(tài)下轉(zhuǎn)子前3階臨界轉(zhuǎn)速的對比結(jié)果見表2，前3階振型對比結(jié)果如圖6—圖8所示。 從計算結(jié)果可以看出，試驗狀態(tài)下的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)臨界轉(zhuǎn)速分布與動力渦輪轉(zhuǎn)子的臨界轉(zhuǎn)速分布基本一致，最大差異僅為3.4%。轉(zhuǎn)子在試驗狀態(tài)和工作狀態(tài)的前3階振型也基本相同。只是試驗轉(zhuǎn)子系統(tǒng)通過第一階臨界轉(zhuǎn)速時，動力輸出軸可能會發(fā)生比較大的振動位移。若在試驗過程中動力輸出軸振動超限，可對動力輸出軸進行在線動平衡來降低其振動響應(yīng)，保證轉(zhuǎn)子系統(tǒng)能順利地通過臨界轉(zhuǎn)速。從以上對比結(jié)果可以看出，該試驗方案基本合理，試驗風(fēng)險可控。

為保證試驗安全，結(jié)合試驗狀態(tài)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振型計算結(jié)果，試驗時在D1—D5截面布置了電渦流位移傳感器，用于監(jiān)測轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動位移，并在每個支座上布置了2個振動加速度傳感器A1—A6用于監(jiān)測支座垂直方向和水平方向的振動加速度。試驗轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動測試方案如圖9所示。

3 試驗數(shù)據(jù)及故障分析

試驗過程中，當轉(zhuǎn)子運行至4 000 r/min左右時，動力輸出軸處發(fā)生了劇烈的振動，振動位移達到773 μm，并且動力輸出軸的振動位移還有繼續(xù)急劇增大的趨勢，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)無法安全地通過第一階臨界轉(zhuǎn)速。試驗過程中測得的動力輸出軸振動位移如圖10所示。

隨后對動力輸出軸進行了在線動平衡。但動平衡效果不佳，動力輸出軸未能安全地通過第一階臨界轉(zhuǎn)速。為保證試驗安全，避免動力輸出軸在通過第一階臨界轉(zhuǎn)速時發(fā)生斷裂，試驗中止。后續(xù)將對試驗件和試驗器之間的連接方式開展優(yōu)化設(shè)計。

4 試驗方案優(yōu)化設(shè)計

4.1 試驗方案優(yōu)化

由于動力輸出軸振動過大影響了試驗進展，因此決定在試驗器與試驗件之間設(shè)置一個中支點，增大試驗器與試驗件之間動力輸出軸段的徑向剛度，從而抑制動力輸出軸的振幅。中支點的設(shè)計要求如下。

1）在試驗?zāi)繕宿D(zhuǎn)速范圍內(nèi)，動力輸出軸的振動要得到有效抑制。要求在轉(zhuǎn)子通過臨界轉(zhuǎn)速時，不會因動力輸出軸的振動過大而影響試驗進展。

2）增加中支點不應(yīng)對模擬轉(zhuǎn)子的動力學(xué)特性有明顯的影響。

3）中支點應(yīng)有較好的可靠性，能夠滿足試驗需要。

4.2 中支點結(jié)構(gòu)設(shè)計

中支點主要由轉(zhuǎn)接座、轉(zhuǎn)接軸、法蘭接頭和膜盤組成，安裝在一個獨立的支座上。轉(zhuǎn)接軸由2個軸承支承在支座上，其一端裝有法蘭接頭，與設(shè)備輸出軸相連；另一端裝有膜盤，與動力渦輪轉(zhuǎn)子的膜盤相連。支座內(nèi)部設(shè)計有油路，可以為軸承提供滑油。中支點的結(jié)構(gòu)示意圖如圖11所示。

4.3 轉(zhuǎn)接軸的強度校核

轉(zhuǎn)接軸的各零部件均采用40CrNiMOA加工成形，要求中支點能夠安全運行至25 000 r/min，并能傳遞500 N·m的扭矩。轉(zhuǎn)接軸的強度校核在ANSYS環(huán)境下進行。通過計算，得到了轉(zhuǎn)接軸的當量應(yīng)力分布圖（圖12）和綜合變形圖（圖13）。由圖12和圖13可知，轉(zhuǎn)接軸的最大當量應(yīng)力約為334 MPa，最大位移約為0.063 mm。轉(zhuǎn)接軸的當量應(yīng)力小于材料的屈服極限835 MPa，且仍有有較大的強度儲備裕度。由此可知，轉(zhuǎn)接軸的強度滿足試驗要求。

4.4 試驗轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學(xué)分析

通過運用轉(zhuǎn)子動力學(xué)分析軟件Samcef/Rotor，對帶中支點的試驗轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進行動力學(xué)分析，計算得到了試驗轉(zhuǎn)子系統(tǒng)前3階臨界轉(zhuǎn)速和振型。將其與模擬轉(zhuǎn)子的前3階臨界轉(zhuǎn)速和振型計算結(jié)果進行了對比。臨界轉(zhuǎn)速對比結(jié)果見表3，前3階振型對比結(jié)果如圖14—圖16所示。

從上述對比結(jié)果可知，增加中支點后，試驗狀態(tài)下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速分布與發(fā)動機工作狀態(tài)下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速分布差異變小了。而且，從振型計算結(jié)果來看，增加中支點后，有效地控制了動力輸出軸在前3階臨界轉(zhuǎn)速附近的振動響應(yīng)。這說明，中支點的動力學(xué)設(shè)計合理，滿足試驗需要。

5 方案優(yōu)化后的試驗情況

按圖17所示的新試驗方案將模擬轉(zhuǎn)子安裝在試驗臺上，并按圖示要求布置位移傳感器和加速度傳感器。

試驗過程中，試驗轉(zhuǎn)子系統(tǒng)平穩(wěn)地越過了臨界轉(zhuǎn)速，并順利地運行到了目標轉(zhuǎn)速。動力輸出軸的最大振動位移僅為107 μm，膜盤的最大振動位移僅為109 μm，模擬轉(zhuǎn)子的最大振動位移為400 μm。動力輸出軸、膜盤、模擬轉(zhuǎn)子的振動位移曲線分別如圖18、圖19、圖20所示。

由圖20可以看出：①模擬轉(zhuǎn)子在第一階臨界轉(zhuǎn)速（4 813 r/min附近）下沒有明顯的振動位移峰值，這可能與轉(zhuǎn)子系統(tǒng)不平衡質(zhì)量的隨機分布有關(guān)，轉(zhuǎn)子的不平衡質(zhì)量未能顯著地激起轉(zhuǎn)子的振動位移；②當轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速達到9 384 r/min時，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)有明顯的振動位移峰值，且伴隨有明顯的振動相位變化，由此可知，9 384 r/min為轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的第二階臨界轉(zhuǎn)速，這與理論計算結(jié)果基本一致。

從以上試驗結(jié)果可以看出，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速分布與理論計算結(jié)果基本一致，這也證明了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學(xué)分析結(jié)果的可靠性。

完成模擬轉(zhuǎn)子的動力學(xué)試驗后，對中支點的各部件進行了分解檢查，轉(zhuǎn)接軸未發(fā)生明顯的形變，也未發(fā)現(xiàn)有裂紋產(chǎn)生。軸承等部件也未發(fā)現(xiàn)有明顯的磨損現(xiàn)象。

從試驗結(jié)果和試驗后的檢查結(jié)果來看，采用中支點試驗方案有效控制了動力輸出軸通過臨界轉(zhuǎn)速時的振動響應(yīng)，并且對模擬轉(zhuǎn)子的動力學(xué)特性影響非常小。同時，轉(zhuǎn)接軸的設(shè)計具備較大的強度儲備，有較高的可靠性。

6 結(jié)論

本文針對某航空發(fā)動機動力渦輪模擬轉(zhuǎn)子動力學(xué)試驗過程中出現(xiàn)的設(shè)備動力輸出軸振動過大的問題，提出了在試驗件和試驗器之間增加了一個中支點的試驗方案，不但抑制了動力輸出軸的振動響應(yīng)，而且減小了動力輸出軸對模擬轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性的影響，保證了模擬轉(zhuǎn)子動力學(xué)試驗的順利完成，為該型發(fā)動機動力渦輪轉(zhuǎn)子的研制提供了重要的試驗數(shù)據(jù)。同時，該試驗的優(yōu)化方案還可以為其他型號航空發(fā)動機模擬轉(zhuǎn)子的動力學(xué)試驗方案設(shè)計提供參考，有較高的借鑒意義。

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