考慮實(shí)測(cè)支承動(dòng)剛度的航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)建模及驗(yàn)證.pdf

1、作為現(xiàn)代軍用飛機(jī)和民用飛機(jī)的核心動(dòng)力裝置，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能的優(yōu)越是決定飛機(jī)可靠性、運(yùn)行成本、性能的關(guān)鍵因素。為了達(dá)到超音速飛機(jī)的要求，在發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)在運(yùn)轉(zhuǎn)的過程中出現(xiàn)了諸多振動(dòng)、強(qiáng)度、疲勞等等故障。過大的振動(dòng)，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(jī)儀表板上指針晃動(dòng)，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(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)高推重比、高轉(zhuǎn)速的追求，大多數(shù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的工作轉(zhuǎn)速比較高，機(jī)匣殼體變薄，機(jī)匣和轉(zhuǎn)子之間的耦合振動(dòng)增強(qiáng)，形成了比較復(fù)雜的轉(zhuǎn)子-機(jī)匣耦合系統(tǒng)，所以有必要從整機(jī)模型來研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)問題。整機(jī)有限元模型不僅能體現(xiàn)轉(zhuǎn)子動(dòng)剛度的特點(diǎn)，還考慮到了機(jī)匣的局部振動(dòng)和轉(zhuǎn)子與靜子耦合的影響,真實(shí)地體現(xiàn)了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力特性。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，考慮機(jī)匣的建模不僅比較困難，而且計(jì)算的速度很慢，鑒于此，本文基于航空發(fā)動(dòng)機(jī)

3、轉(zhuǎn)子試驗(yàn)器進(jìn)行了試驗(yàn)，并用之來代替機(jī)匣有限元模型，進(jìn)行了整機(jī)振動(dòng)分析：
　　（1）采用4種測(cè)試方案，在機(jī)匣支承處進(jìn)行了支承動(dòng)剛度測(cè)試試驗(yàn)，最終得到了前后支承垂向、橫向的動(dòng)剛度。
　?。?）利用三維繪圖軟件Pro/E對(duì)機(jī)匣進(jìn)行實(shí)體建模，并在有限元分析軟件ANSYS中使用Solid185單元對(duì)其進(jìn)行網(wǎng)格劃分，按照實(shí)際安裝條件施加約束，得到機(jī)匣有限元模型，對(duì)其進(jìn)行剛度計(jì)算，并將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。
　　（3）采用錘

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