艾延廷，周海侖，孫 丹，王 志，張鳳玲，田 晶

(1.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部; 2.遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室)

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航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)分析與控制

艾延廷1,2，周海侖1,2，孫 丹1,2，王 志1,2，張鳳玲1,2，田 晶1,2

(1.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部; 2.遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室)

針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)問(wèn)題的復(fù)雜性和多樣性，以整機(jī)振動(dòng)的振源分析為出發(fā)點(diǎn)，總結(jié)國(guó)內(nèi)外關(guān)于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)故障、氣流激振、軸承故障、齒輪故障和結(jié)構(gòu)局部共振等引起的整機(jī)振動(dòng)的研究情況，結(jié)合航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、支承動(dòng)剛度和連接結(jié)構(gòu)剛度動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)的國(guó)內(nèi)外研究情況，從整機(jī)振動(dòng)的裝配工藝參數(shù)分析、轉(zhuǎn)子不同心度控制和轉(zhuǎn)子不平衡量控制等幾個(gè)方面，總結(jié)航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的控制方法。然后，在分析航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)測(cè)試方法和標(biāo)準(zhǔn)的基礎(chǔ)上，總結(jié)了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)特性以及機(jī)匣支承的振動(dòng)特性測(cè)試相關(guān)技術(shù)。最后，整理分析了航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)常用的故障診斷方法和常見(jiàn)整機(jī)振動(dòng)故障的特征，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)以及整機(jī)振動(dòng)抑制技術(shù)提供了參考。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；整機(jī)振動(dòng)；控制；建模；故障診斷

1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)振源分析

1.1 轉(zhuǎn)子故障引起的振動(dòng)

1.1.1 轉(zhuǎn)子不平衡

“不平衡力”在航空發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生振動(dòng)的各種原因中，是最為主要的一種。由于轉(zhuǎn)子材質(zhì)的不均勻、設(shè)計(jì)的缺陷、熱變形、制造裝配的誤差和轉(zhuǎn)子在運(yùn)行過(guò)程中有介質(zhì)粘附到轉(zhuǎn)子上或是有質(zhì)量脫落等，使得實(shí)際轉(zhuǎn)子的質(zhì)心與形心不一致，因而使得轉(zhuǎn)子出現(xiàn)質(zhì)量不平衡[1]。轉(zhuǎn)子不平衡是導(dǎo)致航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)過(guò)大和產(chǎn)生噪音的重要因素，它不但會(huì)直接威脅到航空發(fā)動(dòng)機(jī)安全可靠地運(yùn)行，而且還容易誘發(fā)其他類(lèi)型的故障。轉(zhuǎn)子不平衡引起的振動(dòng)故障是航空發(fā)動(dòng)機(jī)常見(jiàn)并且危害較大的故障[2]，識(shí)別并降低發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子平衡是降低發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)的重要措施。轉(zhuǎn)子不平衡離心力所引起的振動(dòng)，與其它原因引起的振動(dòng)不同，具有固有特征，即動(dòng)載荷與轉(zhuǎn)速平方成正比，頻率與轉(zhuǎn)速相同。

晏礪堂[3]提出了一種通過(guò)在機(jī)匣上測(cè)量振動(dòng)信號(hào)以判斷主不平衡轉(zhuǎn)子是壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子或是渦輪轉(zhuǎn)子的方法，可供航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行本機(jī)平衡時(shí)使用。楊玲[4]根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子各故障的典型特征，認(rèn)為某型發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)異常的主要原因是高、低壓轉(zhuǎn)子不平衡以及轉(zhuǎn)靜間的碰摩?？姾Ａ趾完俺絒1]基于Huber-M估計(jì)法，提出了一種具有魯棒性的轉(zhuǎn)子不平衡識(shí)別算法，根據(jù)轉(zhuǎn)子振動(dòng)數(shù)據(jù)，反復(fù)迭代消除異常數(shù)據(jù)，從而準(zhǔn)確地識(shí)別出轉(zhuǎn)子不平衡。這種方法無(wú)需加試重，平衡效率和精度較高，具有較高的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。羅立[2]以CFM56系列發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，介紹其靜平衡和動(dòng)平衡的基本原理和具體方法，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的平衡和相關(guān)維護(hù)提供了參考。

Ramlau[5]建立了含離散轉(zhuǎn)子系統(tǒng)、支承系統(tǒng)和機(jī)匣的有限元模型，并且在該模型中考慮了擠壓油膜阻尼器(Squeeze Film Damper，簡(jiǎn)稱(chēng)SFD)的影響，利用反問(wèn)題的方法進(jìn)行不平衡量的識(shí)別。Pennacchi[6]為了避免在利用最小二乘法進(jìn)行不平衡量識(shí)別時(shí)，遇到的權(quán)系數(shù)的選擇問(wèn)題，提出了一種自適應(yīng)的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的不平衡量識(shí)別方法。

1.1.2 轉(zhuǎn)子不對(duì)中

根據(jù)國(guó)外的相關(guān)資料介紹，旋轉(zhuǎn)機(jī)械振動(dòng)故障大約有70%是由于軸系的不對(duì)中引起或與不對(duì)中相關(guān)[7]。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)高推重比和高轉(zhuǎn)速的追求，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子與機(jī)匣之間的間隙就變得越來(lái)越小，從而使轉(zhuǎn)子的不對(duì)中故障引起轉(zhuǎn)靜子碰摩的可能性增加。航空發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子如果處于不對(duì)中的狀態(tài)下進(jìn)行運(yùn)轉(zhuǎn)，則會(huì)導(dǎo)致軸承磨損、聯(lián)軸器偏轉(zhuǎn)、軸撓曲變形以及轉(zhuǎn)子與機(jī)匣間的碰摩等故障[8]，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定運(yùn)行具有極大的危害。航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的不對(duì)中總體上來(lái)說(shuō)，可以分為軸承不對(duì)中和聯(lián)軸器的不對(duì)中[9]。

聯(lián)軸器的不對(duì)中可分為角度不對(duì)中、平行不對(duì)中以及角度平行不對(duì)中(或稱(chēng)為綜合不對(duì)中)三種情況。韓捷等[10-12]進(jìn)行了含有齒式聯(lián)軸器的不對(duì)中轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，結(jié)果表明，由于不對(duì)中故障產(chǎn)生的激振力幅隨轉(zhuǎn)速的不斷升高而逐漸加大，是不平衡激勵(lì)力隨轉(zhuǎn)速增加的4倍。李明[13]進(jìn)行了含不對(duì)中齒輪聯(lián)軸器聯(lián)接的轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)研究，分析了齒輪式聯(lián)軸器的不對(duì)中產(chǎn)生的作用力。陳果和廖仲坤[14]等依據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)套齒連接結(jié)構(gòu)，建立了含套齒聯(lián)軸器的三支點(diǎn)轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)模型，分析了套齒連接剛度對(duì)系統(tǒng)不對(duì)中響應(yīng)的影響規(guī)律。套齒不對(duì)中情況下，嚙合力和嚙合剛度不僅隨扭矩和動(dòng)態(tài)相對(duì)位移呈非線(xiàn)性變化規(guī)律，還存在交叉剛度。Al-Hussain[15]采用牛頓迭代法和Newmark法相結(jié)合的數(shù)值計(jì)算方法，研究了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的不對(duì)中故障，進(jìn)行了不對(duì)中激發(fā)作用的機(jī)理研究，Dewell等[16]研究了齒輪式聯(lián)軸器上的內(nèi)摩擦力矩，研究表明，在轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動(dòng)響應(yīng)中，會(huì)有2，4，6，8，…等偶數(shù)倍旋轉(zhuǎn)頻率的振動(dòng)。Hu[17]等進(jìn)行了含不對(duì)中故障轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的實(shí)驗(yàn)研究。

由于軸承支座變形和安裝誤差等因素的影響，不同軸承的中心之間會(huì)存在不對(duì)中，從而嚴(yán)重影響轉(zhuǎn)子系統(tǒng)運(yùn)轉(zhuǎn)的安全和穩(wěn)定[8]。李明[18]研究了具有軸承不對(duì)中的多跨柔性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性，研究表明轉(zhuǎn)子在低轉(zhuǎn)速時(shí)，為同步的周期1運(yùn)動(dòng)，隨著轉(zhuǎn)速的提高，出現(xiàn)整數(shù)倍頻的振動(dòng)分量；在轉(zhuǎn)速較高時(shí)，轉(zhuǎn)子運(yùn)動(dòng)回復(fù)到周期1運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。李自剛和李明[19]進(jìn)行了含軸承不對(duì)中故障轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性響應(yīng)的研究，其中轉(zhuǎn)子系統(tǒng)為柔性非圓截面的多轉(zhuǎn)子。研究表明，當(dāng)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速較低時(shí)，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)除了存在與轉(zhuǎn)子不平衡故障相同的旋轉(zhuǎn)頻率外，還存在由轉(zhuǎn)子不對(duì)中故障引起的倍頻和組合頻率等成分。隨著轉(zhuǎn)速的提高，系統(tǒng)出現(xiàn)倍周期分叉現(xiàn)象和混沌運(yùn)動(dòng)等復(fù)雜的非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)行為。馮國(guó)全[20]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)不對(duì)中故障，以某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)為研究對(duì)象，對(duì)比分析了含高壓轉(zhuǎn)子的支承軸承不對(duì)中故障的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)響應(yīng)。研究表明，高低壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)中均出現(xiàn)了2倍頻的成分，而且隨著轉(zhuǎn)子不對(duì)中故障程度的增加，頻譜圖中2倍頻的成分也愈加明顯，而且會(huì)占主導(dǎo)，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的軸心軌跡則表現(xiàn)為“8”字形，如圖1所示。

圖1 轉(zhuǎn)子不對(duì)中故障

1.1.3 轉(zhuǎn)靜子碰摩

航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)靜子的碰摩可分為局部碰摩和全局碰摩，其中局部碰摩又可分為單點(diǎn)碰摩、多點(diǎn)碰摩和面碰摩。按轉(zhuǎn)子類(lèi)型可分為單轉(zhuǎn)子碰摩和雙轉(zhuǎn)子碰摩。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為旋轉(zhuǎn)機(jī)械的一種，國(guó)內(nèi)外研究者一般會(huì)基于Jeffcott轉(zhuǎn)子，建立含碰摩故障的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)模型，進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)碰摩故障的機(jī)理的研究。Muszynska[21]描述了轉(zhuǎn)子碰摩發(fā)生時(shí)所產(chǎn)生的常見(jiàn)物理現(xiàn)象，并揭示了轉(zhuǎn)子碰摩導(dǎo)致的振動(dòng)現(xiàn)象；袁惠群[22]建立了含局部碰摩故障的轉(zhuǎn)子-滾動(dòng)軸承-靜子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型，利用數(shù)值積分法研究了含碰摩故障轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性，仿真計(jì)算了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的分岔和混沌運(yùn)動(dòng)，研究表明，含碰摩故障的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)含有豐富的非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)行為。褚福磊[23-24]基于Jeffcott轉(zhuǎn)子模型，研究了含轉(zhuǎn)靜子碰摩故障轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性以及轉(zhuǎn)靜子碰摩故障對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的影響；Williams[25]進(jìn)行了葉片-機(jī)匣碰摩故障的建模，在模型中建立了機(jī)匣內(nèi)襯套磨損的詳細(xì)模型，并對(duì)模型的適用性進(jìn)行了實(shí)例驗(yàn)證。通過(guò)接觸動(dòng)力學(xué)仿真和實(shí)驗(yàn)測(cè)試，獲得了葉片-轉(zhuǎn)子-機(jī)匣的局部碰摩力的數(shù)據(jù)，研究表明，葉片-機(jī)匣的單點(diǎn)故障或局部碰摩故障的接觸力與周期性的脈沖力相似。陳果[26]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片-機(jī)匣碰摩故障，提出了一種新型葉片-機(jī)匣碰摩模型，能夠模擬機(jī)匣和轉(zhuǎn)子單點(diǎn)、多點(diǎn)、局部及全周的碰摩，并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

目前，雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)已被航空發(fā)動(dòng)機(jī)普遍采用，高低壓轉(zhuǎn)子之間通過(guò)滾動(dòng)軸承聯(lián)結(jié)，構(gòu)成航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙轉(zhuǎn)子-滾動(dòng)軸承系統(tǒng)。晏礪堂[27]對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)通過(guò)質(zhì)點(diǎn)系來(lái)研究雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動(dòng)特性，其中滾動(dòng)軸承用彈簧和阻尼代替。雙轉(zhuǎn)子航空發(fā)動(dòng)機(jī)由于有兩個(gè)不同的激振源，當(dāng)發(fā)生動(dòng)靜子碰摩故障時(shí)，除了出現(xiàn)兩個(gè)轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)頻率的振動(dòng)外，還會(huì)出現(xiàn)旋轉(zhuǎn)頻率的多倍頻和分?jǐn)?shù)倍頻率的振動(dòng)，除此之外，也會(huì)出現(xiàn)兩個(gè)轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)頻率的各種組合頻率的振動(dòng)。孟越和李其漢[28]利用整體傳遞矩陣法，對(duì)單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的碰摩故障分別進(jìn)行數(shù)值仿真，并對(duì)比分析了單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子的頻譜響應(yīng)特性。劉獻(xiàn)棟[29-30]以含有碰摩故障的航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)為研究對(duì)象，建立了雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型，并進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算，研究了含有碰摩故障的雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)響應(yīng)中的頻譜成分。單穎春和劉獻(xiàn)棟[31]首先利用ANSYS有限元軟件研究了轉(zhuǎn)靜件之間的碰摩力和法向相對(duì)位移之間的關(guān)系，然后在此基礎(chǔ)上得到了轉(zhuǎn)靜件碰摩力的模型，進(jìn)一步與整體傳遞矩陣法相結(jié)合，建立了轉(zhuǎn)靜子碰摩故障的動(dòng)力學(xué)方程，最后分析了含碰摩故障轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的頻譜響應(yīng)。周海侖[32]以航空發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，建立了含碰摩故障的高低壓轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型，借助數(shù)值仿真，分析了含碰摩故障雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性。陳松霆[33]建立了考慮內(nèi)外轉(zhuǎn)子碰摩影響的雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，推導(dǎo)出系統(tǒng)振動(dòng)響應(yīng)的動(dòng)力學(xué)方程。利用分岔圖、龐加萊截面圖以及頻譜圖分析了雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)隨轉(zhuǎn)速變化時(shí)的振動(dòng)響應(yīng)和力學(xué)特性。王四季[34]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪機(jī)匣的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一種可以模擬局部碰摩故障的實(shí)驗(yàn)裝置。利用對(duì)轉(zhuǎn)雙轉(zhuǎn)子實(shí)驗(yàn)器，研究了高壓和低壓轉(zhuǎn)子反向旋轉(zhuǎn)時(shí)，單獨(dú)以及同時(shí)出現(xiàn)局部碰摩故障的振動(dòng)響應(yīng)特性。研究表明，反向旋轉(zhuǎn)的雙轉(zhuǎn)子在渦輪處出現(xiàn)局部碰摩時(shí)，振動(dòng)響應(yīng)中會(huì)出現(xiàn)多倍頻、分?jǐn)?shù)倍頻及組合頻率成分。李朝峰[35]為研究碰摩特征對(duì)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的影響，在考慮轉(zhuǎn)軸剪切效應(yīng)、慣量分布效應(yīng)、橫向扭轉(zhuǎn)以及系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的幾何參數(shù)等重要影響因素的前提下，研究了碰摩間隙等參數(shù)變化時(shí)對(duì)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性的影響規(guī)律。羅貴火[36]借助有限元軟件，建立了含碰摩故障的高維雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)模型，研究了含碰摩故障的反向旋轉(zhuǎn)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力響應(yīng)特性。

1.1.4 轉(zhuǎn)子積液

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)常采用鼓筒式的結(jié)構(gòu)，壓氣機(jī)的前后支承處封嚴(yán)裝置常在發(fā)動(dòng)機(jī)的調(diào)試或試制的過(guò)程中出現(xiàn)漏油現(xiàn)象，從而使鼓筒腔體內(nèi)積油。帶有鼓筒的轉(zhuǎn)子常為剛性轉(zhuǎn)子，而實(shí)際上它是介于剛性轉(zhuǎn)子和柔性轉(zhuǎn)子之間，或者說(shuō)轉(zhuǎn)子通過(guò)支承的臨界轉(zhuǎn)速，也要發(fā)生彎曲。如果轉(zhuǎn)子的腔體內(nèi)出現(xiàn)積油，當(dāng)轉(zhuǎn)速較低時(shí)，腔體內(nèi)液體分布和腔體表面都是均勻的，而當(dāng)轉(zhuǎn)速接近支承臨界轉(zhuǎn)速時(shí)，隨著腔體內(nèi)積油量的增加以及轉(zhuǎn)子的柔性變形，腔內(nèi)液體分布漸漸地偏向轉(zhuǎn)子的重心。當(dāng)轉(zhuǎn)子到達(dá)支承臨界轉(zhuǎn)速附近后，腔體內(nèi)液體會(huì)形成油團(tuán)，該油團(tuán)的進(jìn)動(dòng)頻率與轉(zhuǎn)子的進(jìn)動(dòng)頻率不同，從而導(dǎo)致轉(zhuǎn)子的自激振動(dòng)。該振幅一般較大，這樣一方面相當(dāng)于給滾動(dòng)軸承施加了較大的負(fù)荷，另外也會(huì)使轉(zhuǎn)子葉片和機(jī)匣出現(xiàn)嚴(yán)重的碰摩故障，重會(huì)損壞發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)，造成災(zāi)難性的故障；或者使轉(zhuǎn)靜子間隙變大，發(fā)動(dòng)機(jī)的性能下降。轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的腔體內(nèi)泄漏入液體，從而構(gòu)成了積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)[37]。只要轉(zhuǎn)子的腔體內(nèi)有少量的積液，就會(huì)明顯地影響轉(zhuǎn)子的振動(dòng)響應(yīng)[38]。

積液轉(zhuǎn)子的自激振動(dòng)問(wèn)題，Stewartson從理論上較早地建立了流體動(dòng)力學(xué)與轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)相耦合的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程，來(lái)解釋積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)自激振動(dòng)的機(jī)理。Kollmann基于Jeffcott轉(zhuǎn)子模型，借助實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)自激振動(dòng)的存在，而且發(fā)現(xiàn)積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速跟積液的多少相關(guān)性不大，主要取決于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)名義容量大小[37]。Hendricks[39]給出了部分充液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)失穩(wěn)的判斷依據(jù)。唐炯[40]等求解了旋轉(zhuǎn)積液的平面流場(chǎng)，并導(dǎo)出積液轉(zhuǎn)子簡(jiǎn)諧運(yùn)動(dòng)時(shí)積液對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)壓力，從而導(dǎo)出了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程；研究了積液轉(zhuǎn)子的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性，得到了積液轉(zhuǎn)子穩(wěn)定性邊界和穩(wěn)定性解析判據(jù)。研究表明，當(dāng)轉(zhuǎn)子低于失穩(wěn)轉(zhuǎn)速時(shí)，積液轉(zhuǎn)子可處于穩(wěn)定區(qū)；當(dāng)高于失穩(wěn)轉(zhuǎn)速時(shí)，積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)將失穩(wěn)。Cveticani[41]以變質(zhì)量的積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)為研究對(duì)象，研究了積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性和自激振動(dòng)轉(zhuǎn)子的振幅，定義了轉(zhuǎn)子自激振動(dòng)不穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，分析了初始狀態(tài)和自激激振力對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)運(yùn)轉(zhuǎn)穩(wěn)定性的影響。祝長(zhǎng)生[42]實(shí)驗(yàn)研究了積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在失穩(wěn)過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)特性，重點(diǎn)研究了積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在不穩(wěn)定區(qū)域的渦動(dòng)方向和渦動(dòng)頻率，以及積液表面的狀態(tài)和轉(zhuǎn)子自激振動(dòng)之間的關(guān)系，分析了積液量對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的不穩(wěn)定區(qū)和渦動(dòng)頻率的影響。祝長(zhǎng)生[43]還從實(shí)驗(yàn)上研究了積液撓性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)出現(xiàn)不穩(wěn)定的過(guò)程、自激振動(dòng)過(guò)程中積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性和積液量對(duì)于積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的穩(wěn)定性和振動(dòng)的影響。陳希紅和韓清凱[37]為了模擬積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，通過(guò)在轉(zhuǎn)子系統(tǒng)中加工有積油盤(pán)，并充入少量的油來(lái)實(shí)現(xiàn)。觀察積液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在低轉(zhuǎn)速以及一階臨界轉(zhuǎn)速附近運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，積液在積油盤(pán)腔體內(nèi)的分布和運(yùn)動(dòng)情況。金思勤[38]根據(jù)含積液故障轉(zhuǎn)子的腔體和油團(tuán)的動(dòng)力學(xué)關(guān)系以及運(yùn)動(dòng)學(xué)特性，建立了含積液故障的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，并進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算，從而模擬仿真得到了積液故障轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動(dòng)響應(yīng)。陳培磊[44]在轉(zhuǎn)子積油故障的試驗(yàn)研究中，通過(guò)改變流體粘性、流體體積，并結(jié)合轉(zhuǎn)子的振動(dòng)信號(hào)分析，得到了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的變化規(guī)律。Nikiforov[45]進(jìn)行了含積液的轉(zhuǎn)子振動(dòng)響應(yīng)實(shí)驗(yàn)，研究表明轉(zhuǎn)子發(fā)生失穩(wěn)的條件主要取決于轉(zhuǎn)子的臨界轉(zhuǎn)速、積液的黏度和積液的體積等因素。

1.1.5 轉(zhuǎn)子支承松動(dòng)

轉(zhuǎn)子的支承系統(tǒng)連接松動(dòng)是指轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的聯(lián)接結(jié)合面存在間隙或者聯(lián)接剛度不足，從而造成轉(zhuǎn)子系統(tǒng)機(jī)械阻抗低、系統(tǒng)配合面間隙過(guò)大、擰緊力矩不足、發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)過(guò)大的一種故障。支承在外力或溫升作用下產(chǎn)生間隙是常見(jiàn)的支承松動(dòng)原因。由于轉(zhuǎn)子支承系統(tǒng)的松動(dòng)，使得航空發(fā)動(dòng)機(jī)在運(yùn)行的過(guò)程中，由于較小的不對(duì)中或者不平衡都會(huì)導(dǎo)致轉(zhuǎn)子系統(tǒng)產(chǎn)生較大的振動(dòng)[46]。

Muszynska[47]等建立了含不平衡、軸承座松動(dòng)以及轉(zhuǎn)靜間碰摩故障的轉(zhuǎn)子支承系統(tǒng)模型，研究了轉(zhuǎn)子的周期運(yùn)動(dòng)、分?jǐn)?shù)次周期以及倍周期的非線(xiàn)性運(yùn)動(dòng)特征。劉元峰[48]以含有支承松動(dòng)和裂紋故障的Jeffcott轉(zhuǎn)子系統(tǒng)作為研究對(duì)象，研究了軸上橫向裂紋和支承松動(dòng)對(duì)于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的剛度的影響，分析了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在支承松動(dòng)和裂紋這兩種因素的綜合作用下，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)表現(xiàn)出的復(fù)雜非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。劉獻(xiàn)棟[49]針對(duì)滾動(dòng)軸承轉(zhuǎn)子系統(tǒng)支承松動(dòng)故障，考慮了松動(dòng)間隙的非線(xiàn)性情況，基于Hertz接觸理論、轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)及非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)等理論，進(jìn)行了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)建模。研究表明，小波變換能反映出轉(zhuǎn)子振動(dòng)頻率隨時(shí)間的變化情況，而且能夠跟蹤振動(dòng)信號(hào)的瞬態(tài)信息，所以能較好地揭示出含松動(dòng)故障轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性。羅躍綱[50]為了研究含松動(dòng)故障轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性，建立了含有支承松動(dòng)故障的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，利用Floquet理論和延拓打靶法，通過(guò)數(shù)值計(jì)算研究了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)響應(yīng)的失穩(wěn)規(guī)律及周期穩(wěn)定性。他還進(jìn)一步將松動(dòng)故障與碰摩故障進(jìn)行耦合，進(jìn)行了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)非線(xiàn)性[51]和穩(wěn)定性[52]的研究。陳果[53]建立了含支承松動(dòng)故障轉(zhuǎn)子支承系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，研究了轉(zhuǎn)子含有支承松動(dòng)故障時(shí)，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非線(xiàn)性動(dòng)力響應(yīng)規(guī)律。為了更好地模擬實(shí)際故障，進(jìn)一步針對(duì)某型彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立了一種轉(zhuǎn)子-支承-機(jī)匣整機(jī)模型[54]，對(duì)轉(zhuǎn)子與機(jī)匣采用有限元梁模型，支承采用集總質(zhì)量模型，引入支承松動(dòng)故障模型，最后，利用數(shù)值積分方法求解耦合系統(tǒng)的響應(yīng)。研究表明，仿真計(jì)算結(jié)果與實(shí)際彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)數(shù)據(jù)時(shí)域波形特征以及頻譜特征非常一致，而且驗(yàn)證了不對(duì)稱(chēng)剛度松動(dòng)故障模型更適合彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的松動(dòng)故障建模。

1.2 支承剛度非線(xiàn)性

對(duì)于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，傳統(tǒng)的基于線(xiàn)性理論的設(shè)計(jì)方法不能準(zhǔn)確反映航空發(fā)動(dòng)機(jī)在極限工作狀態(tài)時(shí)的振動(dòng)響應(yīng)特征，從而可能在極限工作狀態(tài)時(shí)出現(xiàn)故障或者偏于安全設(shè)計(jì)的浪費(fèi)。因此，十分有必要對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在支承非線(xiàn)性剛度下的響應(yīng)機(jī)制、特征和規(guī)律進(jìn)行研究，為整機(jī)振動(dòng)抑制設(shè)計(jì)提供理論支撐。支承剛度非線(xiàn)性的來(lái)源主要是SFD和滾動(dòng)軸承[55]。

1.2.1 擠壓油膜阻尼器

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，SFD一般置于滾動(dòng)軸承與支承結(jié)構(gòu)之間，它已被證明能有效地抑制和隔離轉(zhuǎn)子振動(dòng)[56]，另外，它還具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、成本低等突出優(yōu)點(diǎn)[57]。但是傳統(tǒng)的SFD依然存在一些不足，例如，由于油膜剛度的高度非線(xiàn)性，帶SFD的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)容易出現(xiàn)雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)或非協(xié)調(diào)的進(jìn)動(dòng)響應(yīng)[58,59]，這些現(xiàn)象的出現(xiàn)，使得帶SFD轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的加速轉(zhuǎn)子疲勞或者振動(dòng)過(guò)大，甚至使得轉(zhuǎn)子系統(tǒng)出現(xiàn)疲勞裂紋或者碰摩故障[60]等，從而影響航空發(fā)動(dòng)機(jī)的使用壽命和可靠性等。

對(duì)于SFD，早期主要基于流體的潤(rùn)滑理論，從實(shí)驗(yàn)和理論上研究SFD自身的流體動(dòng)力學(xué)特性，隨著對(duì)SFD的深入研究，開(kāi)始基于轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)理論，從實(shí)驗(yàn)和理論上研究帶有SFD轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動(dòng)響應(yīng)特性[61]。SFD轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)響應(yīng)的研究主要是基于線(xiàn)性理論開(kāi)展的，即將SFD的油膜力考慮為線(xiàn)性的阻尼和剛度。然而實(shí)際上SFD的油膜剛度和阻尼與軸頸的位移和速度都呈現(xiàn)強(qiáng)的非線(xiàn)性[62]。從而使SFD-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)出現(xiàn)多解和多頻的非線(xiàn)性響應(yīng)，即轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)和非協(xié)調(diào)進(jìn)動(dòng)響應(yīng)，如圖2所示。

在雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)研究方面，最早由White[63]提出。他認(rèn)為由于擠壓油膜剛度的非線(xiàn)性，使得含SFD的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)將會(huì)有多值解的振動(dòng)響應(yīng)，也就是雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)。隨后，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)SFD-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)進(jìn)行了大量的研究。2000年以后，祝長(zhǎng)生[64]利用數(shù)值方法和解析方法，分析了帶SFD轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，并對(duì)比分析各種數(shù)值方法和解析法對(duì)研究轉(zhuǎn)子系統(tǒng)雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)的優(yōu)劣。Defaye[65]研究表明，流體的慣性有利于抑制含SFD轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)振動(dòng)響應(yīng)。Inayat-Hussain[66]通過(guò)數(shù)值計(jì)算，研究了帶SFD轉(zhuǎn)子系統(tǒng)響應(yīng)隨支承剛度變化的關(guān)系，研究表明較大的轉(zhuǎn)子不平衡量將會(huì)使得轉(zhuǎn)子系統(tǒng)出現(xiàn)雙穩(wěn)態(tài)振動(dòng)響應(yīng)。Ahn等[67]基于模擬退火算法和遺傳算法，在考慮帶SFD轉(zhuǎn)子系統(tǒng)可能會(huì)出現(xiàn)跳躍振動(dòng)等非線(xiàn)性振動(dòng)響應(yīng)的條件下，以較小力的傳遞率作為優(yōu)化目標(biāo)，對(duì)SFD的長(zhǎng)度、半徑和油膜間隙等參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。Xing[68-69]等基于N-S(Navier-Stockes)方程，對(duì)SFD-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)也進(jìn)行了研究，并分析了基于N-S方程和Reynolds方程對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響。

圖2 SFD-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非線(xiàn)性振動(dòng)響應(yīng)

在非協(xié)調(diào)進(jìn)動(dòng)響應(yīng)研究方面，起初，Li和Taylor[70]研究了在較小的軸承參數(shù)條件下，帶SFD的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非線(xiàn)性振動(dòng)響應(yīng)，研究表明轉(zhuǎn)子振動(dòng)響應(yīng)中將會(huì)出現(xiàn)次諧波的非協(xié)調(diào)進(jìn)動(dòng)，比如1/2，1/4和1/6等分頻成分。最近幾年，SFD-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非協(xié)調(diào)進(jìn)動(dòng)響應(yīng)仍是國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)之一，例如，Inayat-Hussain[71]建立了帶SFD的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，研究了SFD不同參數(shù)對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非協(xié)調(diào)進(jìn)動(dòng)響應(yīng)的影響。曹登慶[72]借助頻譜圖、分岔圖以及Poincaré映射圖等，通過(guò)對(duì)比，研究了含SFD轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在不帶葉片和帶葉片條件下，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非協(xié)調(diào)進(jìn)動(dòng)響應(yīng)。

由于油膜剛度高度的非線(xiàn)性，在工程使用中，SFD極易使得轉(zhuǎn)子系統(tǒng)減振失效或者加劇振動(dòng)[73]。因此，國(guó)內(nèi)外學(xué)者在原有SFD的基礎(chǔ)上，研制了各種改進(jìn)型阻尼器。

1991年，Heshmat和Walton[74-75]等設(shè)計(jì)了一種含有螺旋箔片的雙層油膜阻尼器，該型阻尼器是在傳統(tǒng)SFD的油膜中間位置設(shè)置了由一個(gè)鉻鎳鐵合金制成的螺旋箔片，該箔片的一端與轉(zhuǎn)子的軸頸相連。而另一端和軸承座相連。試驗(yàn)研究表明，該型阻尼器能有效地抑制轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動(dòng)，并能避免轉(zhuǎn)子系統(tǒng)雙穩(wěn)態(tài)振動(dòng)響應(yīng)的出現(xiàn)，然而該型阻尼器要求較高制造工藝水平。祝長(zhǎng)生[76-77]提出了一種新型動(dòng)靜壓阻尼器，它與傳統(tǒng)的阻尼器相比，主要是將原來(lái)沿周向的供油槽重新劃分成若干個(gè)相互獨(dú)立的油腔，并借助節(jié)流器進(jìn)行阻尼器的供油。Zhao、Rezvani和Hahn[60,78]等也提出了一種新型的帶浮動(dòng)環(huán)式的阻尼器，這種新型阻尼器在軸承座和轉(zhuǎn)子的軸頸之間設(shè)有一個(gè)可以浮動(dòng)的環(huán)。研究表明，與傳統(tǒng)SFD相比，這種新型SFD能有效地抑制非協(xié)調(diào)進(jìn)動(dòng)響應(yīng)和雙穩(wěn)態(tài)振動(dòng)響應(yīng)，但含有該型阻尼器的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，在通過(guò)臨界轉(zhuǎn)速時(shí)振幅較大。馬艷紅和洪杰等[79-80]提出了一種新型的帶有金屬橡膠的阻尼器，該型阻尼器振動(dòng)時(shí)油膜厚度可以通過(guò)調(diào)整金屬橡膠外環(huán)的變形來(lái)改變，從而使阻尼器非線(xiàn)性油膜剛度得到一定的抑制。張蕊華[81-82]等建立了帶金屬橡膠的自適應(yīng)阻尼器轉(zhuǎn)子系統(tǒng)模型，通過(guò)研究表明，該型阻尼器能較好地改善油膜剛度的非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性。Zeidan、Santiago和San Andres提出一種整體式SFD，它的定心彈簧與阻尼器加工在一起，與傳統(tǒng)SFD相比，改型SFD能很好地節(jié)約軸向空間。Santiago和San Andres進(jìn)行了整體式擠壓油膜阻尼器的試驗(yàn)和理論研究，研究表明，整體式阻尼器具有良好的減振效果[83]。俄羅斯的學(xué)者提出了一種帶有彈性環(huán)的阻尼器，并將該型阻尼器成功地應(yīng)用于多種現(xiàn)役的航空發(fā)動(dòng)機(jī)上。周明和李其漢[84-85]等采用試驗(yàn)與理論相結(jié)合的研究方法，并與傳統(tǒng)阻尼器進(jìn)行對(duì)比，分析了彈性環(huán)式阻尼器的油膜剛度、油膜阻尼以及油膜壓力場(chǎng)分布和大小等油膜力特性。與傳統(tǒng)的阻尼器相比，該型阻尼器不但能適應(yīng)較大的不平衡量，而且該型阻尼器還能調(diào)節(jié)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的臨界轉(zhuǎn)速。高德平和曹磊等[58,86]推導(dǎo)了該型阻尼器的雷諾方程，建立了該型阻尼器的流體力學(xué)模型，研究了該型阻尼器的調(diào)節(jié)臨界轉(zhuǎn)速和減振的機(jī)理，借助于試驗(yàn)，分析了幾何參數(shù)、軸向力、供油條件和轉(zhuǎn)子不平衡量等對(duì)含彈性環(huán)式阻尼器轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動(dòng)響應(yīng)的影響，從而為該型阻尼器的設(shè)計(jì)和使用提供了依據(jù)。艾延廷和蘇春峰等[87]借助有限元軟件，進(jìn)行了彈性環(huán)式阻尼器的理論研究和有限元建模等，結(jié)果表明彈性環(huán)式阻尼器的裝配緊度對(duì)于它的阻尼系數(shù)、徑向剛度和油膜壓力場(chǎng)等影響較大。Fleming DP和Moraru等于2003年以后[88-89]，進(jìn)行雙層油膜阻尼器的理論和試驗(yàn)研究，該型阻尼器有兩層擠壓油膜，中間為一個(gè)浮動(dòng)環(huán)，理論分析表明，如果不限制浮動(dòng)環(huán)的自轉(zhuǎn)，阻尼器的浮動(dòng)環(huán)將會(huì)產(chǎn)生很小的自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速，經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)試表明，當(dāng)轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速為1000轉(zhuǎn)/分時(shí)，測(cè)試得到的浮動(dòng)環(huán)的轉(zhuǎn)速僅為0.1轉(zhuǎn)/分，由此他們認(rèn)為該型阻尼器浮動(dòng)環(huán)的自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速是可以忽略不計(jì)的[90]。周海侖和羅貴火[91-92]從浮環(huán)式SFD的減振機(jī)理和動(dòng)力學(xué)響應(yīng)等方面進(jìn)行了研究，結(jié)果表明，與傳統(tǒng)SFD相比，浮環(huán)式SFD具有很好的抑制轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非協(xié)調(diào)進(jìn)動(dòng)響應(yīng)、雙穩(wěn)態(tài)響應(yīng)和突加不平衡響應(yīng)[93-94]等。

1.2.2 滾動(dòng)軸承

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主軸承均采用滾動(dòng)軸承，這是因?yàn)闈L動(dòng)軸承摩擦系數(shù)小，軸向尺寸小，尤其是冷卻潤(rùn)滑需要的潤(rùn)滑油量較少[95]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)正朝著高精度、高轉(zhuǎn)速的方向發(fā)展，滾動(dòng)軸承的動(dòng)力學(xué)特性也越來(lái)越受到人們的關(guān)注。間隙非線(xiàn)性、以接觸非線(xiàn)性及由于滾珠和滾道的接觸位置變化引起的軸承總體剛度耦合而使?jié)L動(dòng)軸承-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性更加復(fù)雜[96]。

El-Sayed[97]進(jìn)行了滾動(dòng)軸承的接觸剛度的研究。Hernot[98]進(jìn)行了五自由度滾動(dòng)軸承的建模研究，對(duì)斜角球軸承的接觸剛度進(jìn)行了研究。Bugra[99]研究了當(dāng)轉(zhuǎn)子有不對(duì)中故障時(shí)，滾動(dòng)軸承接相應(yīng)的觸剛度的變化規(guī)律。唐云冰和羅貴火[100-101]基于Hertz彈性接觸理論以及滾動(dòng)軸承運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律，得到了滾動(dòng)軸承時(shí)變的非線(xiàn)性滾動(dòng)軸承力，并研究了不同的載荷參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)滾珠軸承動(dòng)力學(xué)特性的影響規(guī)律，總結(jié)了滾動(dòng)軸承接觸剛度的變化規(guī)律，并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[102]。姚廷強(qiáng)[103]以柔性多體動(dòng)力學(xué)理論為基礎(chǔ)，基于相對(duì)坐標(biāo)系，描述了剛?cè)岫囿w接觸滾動(dòng)軸承的運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律，研究了滾動(dòng)軸承剛?cè)岫囿w接觸輸出響應(yīng)的動(dòng)態(tài)特性和時(shí)變接觸剛度。

Kim[104]假設(shè)滾動(dòng)軸承的剛度為常數(shù)，研究了滾動(dòng)軸承在非工作區(qū)軸承間隙對(duì)滾動(dòng)軸承-轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力特性的影響，并利用諧波平衡法獲得了轉(zhuǎn)子-軸承座系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)。Tiwari和Gupta對(duì)深溝球軸承支承的不平衡單轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進(jìn)行了建模，考察了深溝球軸承的游隙對(duì)轉(zhuǎn)子非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)的影響[105]。此后，Tiwari、Gupta[106]和Papadopoulos[107]重點(diǎn)考慮了軸承游隙對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)非線(xiàn)性振動(dòng)特性的影響，研究了軸承非線(xiàn)性游隙對(duì)轉(zhuǎn)子分岔行為、混沌行為、非線(xiàn)性響應(yīng)以及穩(wěn)定性的影響。白長(zhǎng)青[108]考慮Hertz接觸力、滾動(dòng)體通過(guò)振動(dòng)和軸承徑向內(nèi)間隙等非線(xiàn)性因素，研究了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的穩(wěn)定性及其分岔特性和混沌。

1.3 氣流引起的振動(dòng)

1.3.1 葉柵尾流

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)形氣流通道中，由于靜子葉片的存在，使得葉片下游的氣流總壓和流速有所降低，當(dāng)轉(zhuǎn)子葉片通過(guò)這段區(qū)域時(shí)，所受的氣動(dòng)力將有所改變。由于氣流對(duì)葉片表面周期性壓強(qiáng)的變化，激起葉片的振動(dòng)[109]。

孟越[110]提出了應(yīng)用瞬態(tài)的分析方法，對(duì)轉(zhuǎn)子葉片上前排靜子葉片尾流激振下應(yīng)力和位移進(jìn)行了預(yù)估。王梅[111]應(yīng)用參數(shù)多項(xiàng)式和振蕩流體力學(xué)理論，計(jì)算了靜子葉片后的尾流場(chǎng)與尾流場(chǎng)作用下轉(zhuǎn)子葉片通道內(nèi)的非定常流場(chǎng)情況，研究了前排靜子葉片的尾流對(duì)后排轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)的影響。趙福星[112]研究了轉(zhuǎn)差在高、低壓轉(zhuǎn)子交界處的動(dòng)葉間引起的尾流激振問(wèn)題，研究表明，與導(dǎo)向器尾流激振比較，轉(zhuǎn)速差引起的葉片尾流激振易激起危險(xiǎn)的低階振型、共振轉(zhuǎn)速范圍寬以及激振強(qiáng)度低的特點(diǎn)。邱睿[113]針對(duì)葉片強(qiáng)迫響應(yīng)問(wèn)題，采用諧響應(yīng)分析方法和模態(tài)疊加法，研究了由進(jìn)口導(dǎo)葉的尾流虧損而產(chǎn)生不均勻流動(dòng)對(duì)第一級(jí)轉(zhuǎn)子上葉片的振動(dòng)影響規(guī)律。向宏輝[114]應(yīng)用一臺(tái)單級(jí)風(fēng)扇的試驗(yàn)件，通過(guò)對(duì)零級(jí)導(dǎo)葉尾流參數(shù)和轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)應(yīng)力的測(cè)量，研究了尾流激振強(qiáng)度及葉片振動(dòng)應(yīng)力的變化特性，分析了零導(dǎo)安裝角、零導(dǎo)與轉(zhuǎn)子之間的軸向間距對(duì)轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)應(yīng)力的影響特性。周芒[115]通過(guò)對(duì)非定常CFD計(jì)算結(jié)果處理得到葉輪氣動(dòng)載荷特性，并詳細(xì)分析了葉輪通過(guò)頻率載荷幅值與相位分布，為葉輪設(shè)計(jì)中尾流激振引起動(dòng)應(yīng)力的準(zhǔn)確預(yù)估和葉輪疲勞破壞機(jī)理的研究提供參考。

1.3.2 密封氣流激振

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子和靜子之間存在著漏氣損失，嚴(yán)重影響著壓氣機(jī)效率。除了正確選擇間隙外，還必須采用封嚴(yán)裝置。

氣體在封嚴(yán)腔內(nèi)的周向旋轉(zhuǎn)將產(chǎn)生滯后于轉(zhuǎn)子運(yùn)動(dòng)的不均勻壓力分布，合成后會(huì)產(chǎn)生垂直于轉(zhuǎn)子位移的切向力，這將會(huì)誘發(fā)轉(zhuǎn)子不穩(wěn)定振動(dòng)?，F(xiàn)有研究表明，三維流動(dòng)效應(yīng)、Lomakin效應(yīng)、Alford效應(yīng)、螺旋流動(dòng)效應(yīng)及二次流效應(yīng)等都與密封氣流激振相關(guān)[116]。然而一般認(rèn)為，較大的周向速度是導(dǎo)致密封不穩(wěn)定的重要原因。因此，為了減小氣流激振力，目前最常用的措施就是減小氣流在密封腔內(nèi)的周向流速，密封腔室內(nèi)的周向速度主要來(lái)自于進(jìn)口預(yù)旋速度，其次是轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)對(duì)周向流體的帶動(dòng)作用，減小周向流速的措施包括：

(1)加裝反預(yù)旋裝置

A.Muszynska 和D.E.Bently 在80 年代后期提出一種反旋流思想，研究表明，反旋流可以減低密封氣流激振力[117]。反預(yù)旋一種方法是在密封進(jìn)口處安裝止渦裝置，引導(dǎo)流體逆旋轉(zhuǎn)方向進(jìn)入。文獻(xiàn)[118]對(duì)航天飛機(jī)SSME HPFTP 項(xiàng)目中兩種止渦裝置進(jìn)行了試驗(yàn)和理論比較。文獻(xiàn)[119]和[120]研究結(jié)果表明，梳齒密封和蜂窩密封加裝反預(yù)旋裝置后，可以有效地提高轉(zhuǎn)子穩(wěn)定性。另一種方法是向密封腔內(nèi)注入一股逆旋轉(zhuǎn)方向氣流[121]，用以抵消轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)影響。文獻(xiàn)[122]研究表明，加裝反預(yù)旋裝置雖有一定效果，但是結(jié)構(gòu)復(fù)雜，設(shè)計(jì)難度大，且反旋流速和流量并不是越高越好，不恰當(dāng)?shù)姆葱鞣炊鴷?huì)導(dǎo)致轉(zhuǎn)子失穩(wěn)。

(2)周向遮擋

在密封腔內(nèi)設(shè)置周向擋板阻止氣流在腔內(nèi)的周向旋轉(zhuǎn)，典型裝置如Pocket Damper Seal[123]和側(cè)齒氣封[124]等。Vance 和Shultz[125]提出了袋式密封并成功應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)機(jī)械中。袋式密封是在傳統(tǒng)迷宮密封的基礎(chǔ)上，在靜子面沿周向上設(shè)置若干擋板，齒上開(kāi)槽以減小內(nèi)部流體的周向流動(dòng)，從而增加直接阻尼和減小交叉剛度，可有效降低轉(zhuǎn)子的振幅，提高密封的穩(wěn)定性。Richards 等[126]將袋式密封技術(shù)應(yīng)用于壓氣機(jī)中并消除了低頻振動(dòng)問(wèn)題。國(guó)內(nèi)鄭水英[127-128]等研究了密封腔內(nèi)帶有周向擋板的消振型密封結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)結(jié)果證明在密封腔內(nèi)加入縱向阻擋片，有效地阻止了流體在腔內(nèi)的周向旋轉(zhuǎn)。

(3)阻尼密封

Von Pragenau[129]于1982 年首次提出了阻尼密封的概念，主要是通過(guò)增加靜子或轉(zhuǎn)子表面粗糙度來(lái)減少氣流周向旋轉(zhuǎn)速度，從而提高系統(tǒng)阻尼。蜂窩密封和孔形密封等可以看作是阻尼密封。Childs[130]試驗(yàn)測(cè)得了蜂窩密封的靜力與動(dòng)力特性系數(shù)，與傳統(tǒng)迷宮密封相比，蜂窩密封的泄漏量降低且能夠提供較大的阻尼。何立東[131]對(duì)蜂窩密封的抑制振動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)試，結(jié)果表明蜂窩密封表面粗糙度大促使能量迅速耗散。Kaneko[132]研究了蜂窩密封的靜力和動(dòng)力特性，試驗(yàn)表明蜂窩密封泄漏量小，主阻尼大，說(shuō)明蜂窩密封有較大的有效阻尼。Yu 等[133-134]設(shè)計(jì)鋁制材料的三種孔型密封，研究結(jié)果表明當(dāng)孔型密封70%的孔面積時(shí)與蜂窩密封性能相似。Holt[135]應(yīng)用等溫控制體方程分析了孔型密封、迷宮密封與蜂窩密封的動(dòng)力特性系數(shù)并與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較分析。結(jié)果表明隨著孔深的增加，孔型密封有效剛度增加?？仔兔芊庑孤┝侩S著孔的深度增加而減小。國(guó)內(nèi)李軍[136]針對(duì)透平機(jī)械的氣流激振問(wèn)題所發(fā)展的阻尼密封技術(shù)的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了綜述，詳細(xì)介紹了袋型阻尼密封、孔型阻尼密封與蜂窩阻尼密封三種典型阻尼密封結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、動(dòng)力特性和阻尼機(jī)理及研究和應(yīng)用現(xiàn)狀。

以上所提密封型式雖然機(jī)理上不盡相同，但是本質(zhì)上都為軸向密封，即沿軸向布置若干組密封，通過(guò)逐級(jí)減壓方式達(dá)到密封效果。對(duì)于傳統(tǒng)軸向密封而言，在轉(zhuǎn)子表面線(xiàn)速度帶動(dòng)下，流體進(jìn)口和出口端不在同一圓周角度上。大量的研究表明，由此形成的螺旋形流動(dòng)正是氣流力產(chǎn)生的主要原因。因此，對(duì)于軸向布置的密封而言，氣流激振問(wèn)題難以得到根本解決。此外，因?yàn)檗D(zhuǎn)子振動(dòng)和密封間隙在同一個(gè)平面內(nèi)，軸向布置的密封也就必然存在泄漏量和耐磨性之間的矛盾。降低漏汽損失，提高安全性和經(jīng)濟(jì)性，研發(fā)先進(jìn)密封形式在技術(shù)與科學(xué)領(lǐng)域都有非常重要的意義，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)與火力發(fā)電廠等旋轉(zhuǎn)機(jī)械的設(shè)計(jì)尤為重要。

1.3.3 喘振與失速

喘振是由壓氣機(jī)的局部失速引起，即壓力較低的失速團(tuán)沿周向與轉(zhuǎn)軸非同步地旋轉(zhuǎn)。旋轉(zhuǎn)失速下的氣流脈動(dòng)主要發(fā)生在周向并沿著轉(zhuǎn)子軸向方向上傳播。圓周方向上不均勻的壓力分布對(duì)轉(zhuǎn)子產(chǎn)生非同步激振力，由此轉(zhuǎn)子會(huì)在氣流力作用下產(chǎn)生自由衰減振動(dòng)和非同步強(qiáng)迫振動(dòng)的交互振動(dòng)響應(yīng)，以1 Hz～20 Hz的頻率重復(fù)出現(xiàn)。發(fā)生旋轉(zhuǎn)失速和喘振時(shí)的流場(chǎng)分布并非軸向?qū)ΨQ(chēng)，對(duì)轉(zhuǎn)子產(chǎn)生橫向的旋轉(zhuǎn)脈動(dòng)載荷。因此在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子設(shè)計(jì)時(shí)需考慮減小由喘振引起的橫向振動(dòng)[137]。

洪杰和馮國(guó)全[137]通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振載荷的空間域和時(shí)域分布的分析，提出非對(duì)稱(chēng)旋轉(zhuǎn)失速團(tuán)可產(chǎn)生的徑向激振力，使轉(zhuǎn)子系統(tǒng)發(fā)生橫向振動(dòng)。研究表明，在由喘振引起的氣動(dòng)載荷作用下，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)迫振動(dòng)和自由衰減振動(dòng)相交替的低頻周期振動(dòng)。楊秉玉[138]在某單級(jí)軸流壓氣機(jī)試驗(yàn)臺(tái)上，進(jìn)行了旋轉(zhuǎn)失速和喘振狀態(tài)下葉片振動(dòng)響應(yīng)的試驗(yàn)研究，在對(duì)時(shí)域和頻域數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)上，論述了旋轉(zhuǎn)失速和喘振狀態(tài)下葉片振動(dòng)響應(yīng)的特征。張靖煊[139]基于M-G模型，建立了軸流壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)畸變模型，采用數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)量相結(jié)合的方法研究了軸流壓氣機(jī)在發(fā)生旋轉(zhuǎn)進(jìn)口畸變情況下的失速過(guò)程，試圖通過(guò)分析畸變擾動(dòng)與旋轉(zhuǎn)失速之間的關(guān)聯(lián)性來(lái)探索壓氣機(jī)失穩(wěn)的觸發(fā)機(jī)理。王偉才[140]模擬了壓氣機(jī)的喘振過(guò)程，并對(duì)壓氣機(jī)壓力信號(hào)進(jìn)行快速傅里葉變換，檢測(cè)了壓氣機(jī)喘振。高闖[141]對(duì)小波神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行訓(xùn)練，并利用訓(xùn)練好的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)研究葉輪和擴(kuò)壓器幾何尺寸對(duì)無(wú)葉擴(kuò)壓器失速的影響。陳策[142]在三階Moore-Greitzer模型的基礎(chǔ)上，分析了軸流壓縮系統(tǒng)模型中的靜態(tài)分叉行為；進(jìn)一步分析了在分叉參數(shù)作用下的平衡點(diǎn)穩(wěn)定性變化情況，以及由分叉產(chǎn)生的失速延遲行為。于蘭蘭[143]提出了可用于分析軸流壓縮系統(tǒng)中通過(guò)附加擾動(dòng)主動(dòng)抑制旋轉(zhuǎn)失速理論模型。沈楓[144]提出了一種離心壓縮機(jī)系統(tǒng)內(nèi)無(wú)葉擴(kuò)壓器失速的三維理論模型，該模型采用線(xiàn)性化的三維歐拉方程分析擴(kuò)壓器內(nèi)的流體不可壓縮流動(dòng)，采用有限差分法和奇異值分解法進(jìn)行求解，以預(yù)測(cè)無(wú)葉擴(kuò)壓器失速的臨界來(lái)流角和失速團(tuán)相對(duì)轉(zhuǎn)速。單曉明[145]采用高頻響動(dòng)態(tài)壓力探針測(cè)量了小流量軸流/離心組合壓氣機(jī)的旋轉(zhuǎn)失速和喘振，并采用基于Morlet小波時(shí)頻分析和小波系數(shù)奇異分解的方法分析了壓氣機(jī)失速信號(hào)。張海波[146]提出了渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)喘振實(shí)時(shí)模型建立方法，該模型考慮了發(fā)動(dòng)機(jī)容腔的容積動(dòng)力學(xué)效應(yīng)，風(fēng)扇、壓氣機(jī)的失速區(qū)特性，燃燒室的熄火特性，同時(shí)建立了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫畸變、總壓畸變及組合畸變模型。

1.4 齒輪引起的振動(dòng)

傳動(dòng)系統(tǒng)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)十分重要的組成部分，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的傳動(dòng)系統(tǒng)是一個(gè)齒輪耦合復(fù)雜轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，對(duì)該系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)特性的分析需要轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)、齒輪動(dòng)力學(xué)和軸承動(dòng)力學(xué)等方面的理論知識(shí)[147]。

郭偉超[148]對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的中心軸弧齒錐齒輪傳動(dòng)系統(tǒng)建立了動(dòng)力學(xué)方程，分析了弧齒錐齒輪傳動(dòng)系統(tǒng)中參數(shù)對(duì)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性的影響。郭家舜[149]研究了傳動(dòng)系統(tǒng)中齒輪嚙合的動(dòng)載系數(shù)的變化特點(diǎn)，得出在過(guò)渡狀態(tài)下系統(tǒng)存在拍振現(xiàn)象的結(jié)論。程勇[150]以航空發(fā)動(dòng)機(jī)兩級(jí)弧齒錐齒輪傳動(dòng)系統(tǒng)為研究對(duì)象，建立了彎-扭-軸三維空間多自由度耦合動(dòng)力學(xué)模型。國(guó)際上對(duì)齒輪嚙合系統(tǒng)基于轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)原理進(jìn)行計(jì)算研究開(kāi)始于20世紀(jì)70年代[151]。Mitchell[152]等的研究表明當(dāng)系統(tǒng)中轉(zhuǎn)子剛性較大時(shí)，建模時(shí)忽略了橫向振動(dòng)而僅考慮扭轉(zhuǎn)振動(dòng)，結(jié)果仍有較好的近似度。Kahraman[153]建立了一個(gè)斜齒輪副的線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)模型，其中考慮了軸和軸承的變形，并仿真計(jì)算了系統(tǒng)的模態(tài)頻率振型。Choi[154]等應(yīng)用傳遞矩陣法分析了齒輪嚙合轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力特性，考慮其陀螺效應(yīng)和剪切變形，通過(guò)分析系統(tǒng)的彎扭耦合振動(dòng)獲取了其相應(yīng)振型和固有頻率。Emery[155]研究了扭轉(zhuǎn)剛度對(duì)彎曲振動(dòng)臨界轉(zhuǎn)速的影響，以及橫向剛度與阻尼對(duì)扭振臨界轉(zhuǎn)速與振幅的影響。

1.5 失諧葉盤(pán)

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉盤(pán)結(jié)構(gòu)的各扇區(qū)間物理或幾何參數(shù)不可避免地存在著偏差，此偏差稱(chēng)為失諧。為了抑制顫振，研究者會(huì)人為地引進(jìn)某些特定形式的失諧，以改良響應(yīng)特性，提高顫振穩(wěn)定性，該失諧也稱(chēng)為錯(cuò)頻。發(fā)動(dòng)機(jī)的葉盤(pán)系統(tǒng)對(duì)失諧敏感，失諧后振型及激勵(lì)不能均勻傳遞，能量存在于少數(shù)的葉片上，促使其振幅增加，并有較高的疲勞應(yīng)力，由此而引起葉片高周疲勞失效[156]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)的葉盤(pán)系統(tǒng)對(duì)失諧非常敏感，可使葉盤(pán)系統(tǒng)的振動(dòng)能量集中在少數(shù)葉片上，即振動(dòng)局部化現(xiàn)象，使葉片的振動(dòng)幅值明顯增大，甚至導(dǎo)致葉片破損或斷裂[157]。

Ewins[158-159]等研究表明，葉片失諧導(dǎo)致葉盤(pán)系統(tǒng)的重節(jié)徑模態(tài)分裂成對(duì)應(yīng)于兩個(gè)不相同特征頻率相對(duì)應(yīng)的單個(gè)模態(tài)，而且這兩個(gè)分離的模態(tài)將不再能夠合成一個(gè)正弦波。Ottarsson[160]等利用傳遞矩陣法和攝動(dòng)法研究了隨機(jī)失諧條件下的葉盤(pán)結(jié)構(gòu)自由振動(dòng)的局部化問(wèn)題。Pierre[161-162]等分別利用集中參數(shù)模型和連續(xù)參數(shù)模型，利用攝動(dòng)法研究了周期系統(tǒng)的特征值頻率問(wèn)題。Martel[163]提出了一種改進(jìn)的漸進(jìn)失諧模型，他基于物理機(jī)理意義，解釋了失諧振動(dòng)對(duì)葉盤(pán)強(qiáng)迫振動(dòng)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的影響，他的研究表明，失諧振動(dòng)會(huì)使葉盤(pán)系統(tǒng)的某些頻率相接近的模態(tài)振動(dòng)相互耦合在一起。Nikolic等[164]基于蒙特卡洛數(shù)值模擬，提出了參考大失諧進(jìn)行減振的思想，借助假設(shè)檢驗(yàn)方法，研究受迫振動(dòng)響應(yīng)，研究表明，在葉片出現(xiàn)較小的失諧時(shí)，葉盤(pán)的振動(dòng)響應(yīng)結(jié)果服從伽馬/高斯分布，在葉片較大失諧時(shí)，葉盤(pán)的振動(dòng)響應(yīng)結(jié)果服從威布爾/極值分布。Petrov[165]進(jìn)行了葉片受迫響應(yīng)和失諧關(guān)系的理論分析，研究認(rèn)為可以通過(guò)合理地設(shè)計(jì)失諧方式來(lái)達(dá)到減振的效果，通過(guò)優(yōu)化方法來(lái)尋找合理的失諧方式。

在國(guó)內(nèi)，王紅建[157]針對(duì)失諧葉盤(pán)系統(tǒng)，建立了有限元模型和質(zhì)量-彈簧模型，并對(duì)復(fù)雜的耦合失諧葉盤(pán)的問(wèn)題，開(kāi)展了較為詳細(xì)的研究。王建軍[166]基于蒙特卡洛數(shù)值模擬，利用兩自由度的葉盤(pán)集中參數(shù)模型，進(jìn)行了隨機(jī)失諧葉盤(pán)結(jié)構(gòu)的振動(dòng)模態(tài)局部化的概率分布統(tǒng)計(jì)研究，研究表明，葉片剛度的失諧和扇區(qū)耦合剛度的失諧影響存在著很大的不同。袁惠群[167]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉盤(pán)結(jié)構(gòu)由于失諧而引發(fā)振動(dòng)超標(biāo)事后處理的實(shí)際困難，建立了典型葉盤(pán)結(jié)構(gòu)集中參數(shù)模型，分析了失諧葉片排列順序?qū)δB(tài)局部化的影響，將具有良好優(yōu)化性能的蟻群優(yōu)化技術(shù)應(yīng)用到葉片安裝位置的優(yōu)化設(shè)計(jì)中。張亮[168]基于微動(dòng)滑移摩擦模型建立葉根阻尼器干摩擦力本構(gòu)關(guān)系，采用等效的橢圓，來(lái)代替阻尼器的遲滯回線(xiàn)，從而獲得阻尼器的等效剛度和等效阻尼。將等效阻尼和等效剛度作用于葉盤(pán)系統(tǒng)集中參數(shù)模型上，建立了整周失諧葉盤(pán)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)仿真模型，并借助諧波平衡法，對(duì)失諧葉盤(pán)進(jìn)行振動(dòng)響應(yīng)分析。蘭海強(qiáng)[169]對(duì)葉片安裝角失諧導(dǎo)致的誤差進(jìn)行了研究，并與葉片尺寸引起的葉片失諧進(jìn)行了對(duì)比。

1.6 機(jī)匣的振動(dòng)

機(jī)匣作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的骨架，能直接反映出發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的情況。目前，關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣振動(dòng)的研究，主要包括結(jié)構(gòu)激振、噪聲激振和氣流激振等方面。結(jié)構(gòu)激振有發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的不平衡量引起的離心力，以及轉(zhuǎn)靜件碰摩或者轉(zhuǎn)子支承的不同軸度太大引起發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣承力系統(tǒng)產(chǎn)生行波振動(dòng)。噪聲振動(dòng)主要是由高速氣流流動(dòng)或燃燒產(chǎn)生。氣流的激振主要有旋轉(zhuǎn)失速的氣團(tuán)所導(dǎo)致的周向壓力變化、旋轉(zhuǎn)葉片的尾跡產(chǎn)生的壓力脈動(dòng)和流場(chǎng)畸變等[170]。

蔡顯新[171]針對(duì)某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇機(jī)匣曾出現(xiàn)的振動(dòng)過(guò)大的現(xiàn)象，分析認(rèn)為機(jī)匣的振動(dòng)是由轉(zhuǎn)子葉片旋轉(zhuǎn)時(shí)的尾流激振力激起行波共振。首先利用有限元法計(jì)算了機(jī)匣的固有頻率和振型(如圖3所示)，以固有頻率大和質(zhì)量輕為優(yōu)化目標(biāo)，采用遺傳算法，優(yōu)化得到在機(jī)匣適當(dāng)位置增加矩形截面的環(huán)形結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)機(jī)匣的減振。優(yōu)化后的前4階振型如圖4所示。

圖3 機(jī)匣有限元網(wǎng)格及前4階振型

圖4 機(jī)匣優(yōu)化后的前4階振型

李旭鵬和陳果[172]采用OPENGL圖形程序接口，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，如轉(zhuǎn)子、葉片、盤(pán)、滾動(dòng)軸承和機(jī)匣等，進(jìn)行了2D和3D的可視化參數(shù)建模，對(duì)轉(zhuǎn)子和機(jī)匣的彈性線(xiàn)進(jìn)行仿真模擬，根據(jù)轉(zhuǎn)子和機(jī)匣的變形狀態(tài)發(fā)現(xiàn)其容易產(chǎn)生轉(zhuǎn)靜碰摩的危險(xiǎn)截面。沙云東和蘇志敏等[173]基于耦合的有限元和邊界元，研究了航空發(fā)動(dòng)機(jī)薄壁柱殼體在噪聲激勵(lì)作用下的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。姜廣義[174]發(fā)現(xiàn)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)與試車(chē)過(guò)程中，曾出現(xiàn)風(fēng)扇機(jī)匣振動(dòng)偏大且振幅存在擺動(dòng)現(xiàn)象。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)分解檢查發(fā)現(xiàn)，轉(zhuǎn)靜件發(fā)生了碰摩故障，導(dǎo)致轉(zhuǎn)靜件出現(xiàn)碰摩故障主要是由于機(jī)匣的圓度問(wèn)題，從而使轉(zhuǎn)靜件的上下間隙變小，在一定轉(zhuǎn)速下發(fā)生碰摩。朱彬針對(duì)某高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)機(jī)匣振動(dòng)設(shè)計(jì)需求，對(duì)機(jī)匣進(jìn)行有限元建模，進(jìn)行了固有頻率和振型的計(jì)算，為機(jī)匣的實(shí)際提供了參考，其中機(jī)匣典型的振型圖如圖5所示。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)與整機(jī)振動(dòng)控制

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)整體結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)

2.1.1 雙轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)固有特性計(jì)算

目前關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)研究，包括雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振型和臨界轉(zhuǎn)速計(jì)算，以及航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的不平衡響應(yīng)等。

美國(guó)學(xué)者Glasgow等[175]人應(yīng)用固定截面模態(tài)綜合法，研究了雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振型及臨界轉(zhuǎn)速，并對(duì)模態(tài)綜合法的誤差和精度進(jìn)行了分析。Kazao[176]應(yīng)用傳遞矩陣法對(duì)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速、振型和不平衡響應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算和研究。Gupta[177]等學(xué)者在雙轉(zhuǎn)子實(shí)驗(yàn)器的基礎(chǔ)上，利用傳遞矩陣法計(jì)算了含中介支承的雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的不平衡振動(dòng)響應(yīng)，并對(duì)該系統(tǒng)的振型、臨界轉(zhuǎn)速和不平衡振動(dòng)響應(yīng)等進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。Hsiao-Wei[178]采用了有限元方法對(duì)含中介支承的雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進(jìn)行了動(dòng)力特性分析，研究了雙轉(zhuǎn)子的中介軸承剛度和轉(zhuǎn)速比對(duì)振型和臨界轉(zhuǎn)速的影響。

圖5 機(jī)匣典型振型圖

國(guó)內(nèi)，黃太平[179]采用阻抗耦合與分振型綜合法的傳遞矩陣法進(jìn)行了多轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的固有特性的計(jì)算和分析。晏礪堂[180]提出了適用于復(fù)雜轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力特性分析的子結(jié)構(gòu)傳遞矩陣法。羅貴火和胡絢[181-183]采用傳遞矩陣法，計(jì)算了雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振型、和臨界轉(zhuǎn)速不平衡振動(dòng)響應(yīng)等，并對(duì)部分結(jié)果進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。蔣書(shū)運(yùn)[184]采用整體傳遞矩陣法分析了航空發(fā)動(dòng)機(jī)多轉(zhuǎn)子相互耦合系統(tǒng)的固有頻率特性。柴山[185]發(fā)展了整體傳遞矩陣法，用于多轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的特征值求解。洪杰[186]在傳遞系數(shù)法的基礎(chǔ)上，結(jié)合整體傳遞矩陣法，提出了適合于解決多轉(zhuǎn)子相互耦合系統(tǒng)問(wèn)題的整體傳遞系數(shù)法。李洪亮將固定界面模態(tài)綜合法應(yīng)用于雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，對(duì)含中介支承的雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力特性進(jìn)行了分析。馮國(guó)全[187]基于NASTRAN有限元分析軟件提供的DMAP二次開(kāi)發(fā)環(huán)境，開(kāi)發(fā)了反向旋轉(zhuǎn)的雙轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)特性分析的坎貝爾圖法和射線(xiàn)法解題序列，并進(jìn)行了某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)反向旋轉(zhuǎn)的雙轉(zhuǎn)子振動(dòng)特性分析。張大義[188]以某雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為例，介紹了采用Ansys固有模態(tài)求解模塊，計(jì)算得到了雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的借助坎貝爾圖，如圖6所示。圖6中，n=1，……，7，n表示轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的前七階正進(jìn)動(dòng)頻率，其中，低壓激勵(lì)表示為一條射線(xiàn)，它與各個(gè)正進(jìn)動(dòng)曲線(xiàn)的相交處表示低壓轉(zhuǎn)子所激勵(lì)的臨界轉(zhuǎn)速，在圖6中用圓點(diǎn)表示。圖6中A點(diǎn)代表的臨界轉(zhuǎn)速于慢車(chē)轉(zhuǎn)速的裕度為21.1%，與巡航轉(zhuǎn)速相比，裕度為22.3%，滿(mǎn)足航空發(fā)動(dòng)機(jī)大于20%的臨界轉(zhuǎn)速裕度設(shè)計(jì)要求。張大義進(jìn)行了雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)臨界轉(zhuǎn)速的計(jì)算，并進(jìn)行振型與應(yīng)變能的分析。圖6中，高壓轉(zhuǎn)子的激勵(lì)表示為一條復(fù)雜曲線(xiàn)，它是由高低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速匹配決定，它與各個(gè)正進(jìn)動(dòng)曲線(xiàn)的相交處表示高壓轉(zhuǎn)子所激勵(lì)的臨界轉(zhuǎn)速，在圖6中用方塊表示。另外，張大義還根據(jù)計(jì)算得到的振型，進(jìn)行了航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)應(yīng)變能的分析。

圖6 雙轉(zhuǎn)子航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)坎貝爾圖

2.1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)有限元建模分析

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的靜子系統(tǒng)和轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的剛度接近，所以轉(zhuǎn)靜件之間的相互振動(dòng)耦合問(wèn)題比較突出。如果不能夠準(zhǔn)確而且合理地考慮靜子質(zhì)量和剛度對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)特性的影響，將使轉(zhuǎn)子的不平衡響應(yīng)和臨界轉(zhuǎn)速等的計(jì)算結(jié)果出現(xiàn)較大誤差。對(duì)此問(wèn)題一般可以采用支承動(dòng)剛度進(jìn)行近似考慮，但是該方法不能準(zhǔn)確地對(duì)臨界轉(zhuǎn)速附近的振動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行求解，并且無(wú)論采用數(shù)值仿真方法還是試驗(yàn)測(cè)試，實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)各支點(diǎn)的動(dòng)剛度都很難獲得[188]。因此，進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)動(dòng)力學(xué)建模顯得尤為重要。

國(guó)外很早就在航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)領(lǐng)域開(kāi)展研究，尤其是美國(guó)、歐洲、俄羅斯等國(guó)家的專(zhuān)家學(xué)者已經(jīng)進(jìn)行了大量的研究并取得了豐碩的成果[189]。有限元方法已經(jīng)相當(dāng)成熟，因此在航空發(fā)動(dòng)機(jī)模型建立和動(dòng)力學(xué)分析上有限元方法被廣泛應(yīng)用，并且從最初的傳統(tǒng)設(shè)計(jì)向現(xiàn)在的預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)換。Glasgow[175]提出了固定界面的復(fù)模態(tài)綜合法，用來(lái)分析航空發(fā)動(dòng)機(jī)支承-轉(zhuǎn)子-機(jī)匣整機(jī)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性。Hsiao-Wei[178]采用了有限元方法對(duì)含中介支承的雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進(jìn)行了動(dòng)力特性分析，研究了高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速比和中介軸承剛度對(duì)臨界轉(zhuǎn)速及振型的影響。臧朝平和Ewins等[190-191]提出了一種應(yīng)用航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)有限元模型的確認(rèn)方法，模型確認(rèn)的流程圖如圖7所示。該模型確認(rèn)方法是，首先對(duì)研究結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動(dòng)模態(tài)試驗(yàn)，并利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)所建立的發(fā)動(dòng)機(jī)有限元模型進(jìn)行修正，該方法可以有效地提高有限元模型的計(jì)算精度，仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果有很好的一致性[192]。

圖7 有限元模型確認(rèn)的流程圖

Bonello[193-194]分別從時(shí)域和頻域兩個(gè)方面提出了兩種適合高維復(fù)雜轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)有限元模型求解的方法，隨后在考慮擠壓油膜阻尼非線(xiàn)性特性影響的基礎(chǔ)上，建立了詳細(xì)的雙轉(zhuǎn)子和三轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，開(kāi)展了系統(tǒng)在多頻激勵(lì)下航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)特性的研究。梅慶[195]和鄧旺群[196]等借助轉(zhuǎn)子有限元分析軟件SAMCEF/Rotor，建立了航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的有限元模型，設(shè)計(jì)分析了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的臨界轉(zhuǎn)速和振型等。鄧旺群和陳萌[197]等利用Nastran的實(shí)體單元編制了轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析的仿真計(jì)算程序，計(jì)算了航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)特性。唐振寰[198]對(duì)某微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行整機(jī)有限元建模，并利用該模型計(jì)算了軸承和靜子機(jī)匣的支承靜剛度和支承動(dòng)剛度；同時(shí)對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子部件進(jìn)行了模態(tài)測(cè)試試驗(yàn)，對(duì)比了仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果，進(jìn)而確定出最優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)有限元計(jì)算模型；在考慮陀螺力矩的情況下，分析了轉(zhuǎn)子支承的靜剛度、動(dòng)剛度以及整機(jī)有限元模型對(duì)于該型發(fā)動(dòng)機(jī)臨界轉(zhuǎn)速計(jì)算結(jié)果的影響；并將有限元方法計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)臨界轉(zhuǎn)速與傳遞矩陣法計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。王海濤[199]進(jìn)行了更加深入的工作，其所建立的航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限元模型為雙轉(zhuǎn)子模型。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)有成千上萬(wàn)個(gè)零部件，結(jié)構(gòu)十分復(fù)雜，進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)建模時(shí)有限元網(wǎng)格數(shù)十分巨大，計(jì)算求解時(shí)間較長(zhǎng)，因此整機(jī)建模時(shí)，必須對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行合理的簡(jiǎn)化既保證求解精度又能提高計(jì)算效率。洪杰等[200]在進(jìn)行整機(jī)有限元建模時(shí)，針對(duì)承力及非承力發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣系統(tǒng)中附件、空心幅板類(lèi)零部件和孔類(lèi)零部件等典型結(jié)構(gòu)進(jìn)行了簡(jiǎn)化處理，并利用該簡(jiǎn)化方法建立了某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)有限元模型，并對(duì)該模型進(jìn)行了動(dòng)力特性分析，結(jié)果顯示：簡(jiǎn)化整機(jī)模型能夠有效地減少發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的自由度，降低建模難度，對(duì)整機(jī)動(dòng)力特性影響較小。

2.1.3 轉(zhuǎn)子-滾動(dòng)軸承-機(jī)匣動(dòng)力學(xué)建模分析

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子通過(guò)滾動(dòng)軸承及其軸承座安裝在機(jī)匣上，而發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)匣支承安裝在臺(tái)架或飛機(jī)上，因此轉(zhuǎn)子、機(jī)匣和滾動(dòng)軸承之間的運(yùn)動(dòng)是相互影響、相互耦合的，它們?cè)诮Y(jié)構(gòu)上就構(gòu)成了滾動(dòng)軸承-轉(zhuǎn)子-機(jī)匣動(dòng)力學(xué)耦合系統(tǒng)。

袁惠群[22]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，建立了轉(zhuǎn)子-滾動(dòng)軸承-機(jī)匣多自由度系統(tǒng)整機(jī)模型，該模型包含了轉(zhuǎn)子的碰摩故障。研究了具有局部碰摩的滾動(dòng)軸承-轉(zhuǎn)子-靜子系統(tǒng)非線(xiàn)性特性。周海侖[32]以航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)為研究對(duì)象，用集中質(zhì)量點(diǎn)來(lái)近似模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)的額轉(zhuǎn)子和機(jī)匣系統(tǒng)，建立了航空發(fā)動(dòng)機(jī)滾動(dòng)軸承-雙轉(zhuǎn)子-機(jī)匣耦合動(dòng)力學(xué)模型，在模型中考慮了碰摩故障，同時(shí)求解了雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)并進(jìn)行了驗(yàn)證。鄧四二[201]在考慮了系統(tǒng)非線(xiàn)性的基礎(chǔ)上建立了同向旋轉(zhuǎn)雙轉(zhuǎn)子-滾動(dòng)軸承耦合系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型，分別討論了中介軸承游隙、滾子個(gè)數(shù)、支承軸承結(jié)構(gòu)參數(shù)和轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的穩(wěn)定性的影響，研究認(rèn)為中介軸承游隙對(duì)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)穩(wěn)定有較大的影響。陳果[202]針對(duì)雙轉(zhuǎn)子航空發(fā)動(dòng)機(jī)，在考慮滾動(dòng)軸承和SFD非線(xiàn)性特性的基礎(chǔ)上，基于有限元方法，建立了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，并進(jìn)行了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)振動(dòng)分析。

由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)有限元建模時(shí)，其單元數(shù)動(dòng)輒幾十萬(wàn)甚至上百萬(wàn)，如果再考慮其非線(xiàn)性因素，整機(jī)動(dòng)力特性的計(jì)算將非常耗時(shí)，計(jì)算效率難以滿(mǎn)足工程應(yīng)用。因此，研究整機(jī)有限元建模的自由度減縮技術(shù)，用較少的單元有限元模型近似逼近和取代原有的模型，將是航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)研究的重要發(fā)展方向之一。

2.2 考慮支承動(dòng)剛度和連接結(jié)構(gòu)剛度的動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)

由于彈性支撐和連接結(jié)構(gòu)的剛度是很難識(shí)別的，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力學(xué)分析時(shí)，所計(jì)算出的航空發(fā)動(dòng)機(jī)臨界轉(zhuǎn)速誤差很大，最終機(jī)械結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)是很難實(shí)現(xiàn)的[203]。

李玲玲[204]結(jié)合某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)，建立發(fā)動(dòng)機(jī)后支撐結(jié)構(gòu)的有限元?jiǎng)恿W(xué)模型，采用MSC.Nastran進(jìn)行頻率響應(yīng)計(jì)算，再由所得位移曲線(xiàn)求出相應(yīng)的動(dòng)剛度曲線(xiàn)。洪杰[205]為了研究轉(zhuǎn)子支承動(dòng)剛度對(duì)轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性的影響，分別運(yùn)用靜、動(dòng)剛度和有限元整機(jī)模型對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)分析，并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了探討分析。趙文濤[206]基于實(shí)測(cè)支承動(dòng)剛度，進(jìn)行了航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)建模及驗(yàn)證。

螺栓連接剛度是影響結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的另外一個(gè)重要因素[203]。大量的動(dòng)力學(xué)特性分析技術(shù)都涉及到預(yù)緊力控制、摩擦性能控制、螺栓聯(lián)接理論、防疲勞控制等多方面，所采用的典型應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)包括： NASA的《NASA NSTS 08307預(yù)緊力螺栓設(shè)計(jì)準(zhǔn)則》和《NASA STD5020 航天硬件用螺紋緊固系統(tǒng)的要求》、波音的《螺栓和螺母的安裝(BAC5009M)》、俄羅斯的《OCT100017-1989》、SAE的《SAE1471A(2000年)》等。為了保證機(jī)匣具聯(lián)接剛性，一般采用高精度螺栓和恰當(dāng)?shù)亩ㄎ恢箍诮Y(jié)構(gòu)，否則機(jī)匣聯(lián)接剛性會(huì)受到很大的影響。航空發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)采用大量的螺栓進(jìn)行機(jī)匣聯(lián)接，如圖8所示[207]。

國(guó)內(nèi)外專(zhuān)家、學(xué)者廣泛采用有限元方法進(jìn)行螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)的剛度和強(qiáng)度的仿真模擬。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)采用大量螺栓進(jìn)行聯(lián)接，且螺栓結(jié)構(gòu)精細(xì)化建模十分困難，造成動(dòng)力學(xué)分析效率較低，因此在對(duì)帶有螺栓聯(lián)接的大型結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析時(shí)，對(duì)螺栓聯(lián)接部分進(jìn)行簡(jiǎn)化是十分必要。沈詣[208]提出了一種簡(jiǎn)化的螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)建模方法，該建模方法忽略掉了螺栓實(shí)際結(jié)構(gòu)用一個(gè)均勻的壓力取代螺栓，該方法不僅提高了大型結(jié)構(gòu)中螺栓聯(lián)接模型有限元計(jì)算的收斂性，還提高了計(jì)算效率。何平等人[209]提出了一種三維軸對(duì)稱(chēng)模型進(jìn)行螺栓結(jié)構(gòu)建模，該方法考慮了螺栓結(jié)構(gòu)的軸向力學(xué)特性，同時(shí)減少了模型求解時(shí)間。為了滿(mǎn)足聯(lián)接結(jié)果中的安裝邊之間的密封性要求，即不發(fā)生泄漏，必須施加合理的螺栓預(yù)緊力。葉紅[210]針對(duì)螺栓在擰緊過(guò)程中安裝邊聯(lián)接處的變化情況，發(fā)現(xiàn)影響螺栓預(yù)緊力的主要因素是內(nèi)壓作用和墊片在升壓過(guò)程中的松弛現(xiàn)象。王春寒[211]主要使用等效應(yīng)變法、等效力法、直接加載法和等效溫度法來(lái)進(jìn)行有限元計(jì)算中螺栓預(yù)緊力的模擬，并對(duì)比分析了四種方法，確定出最為合理的方法。金晶[212]綜合采用局部降溫法和等效摩擦法來(lái)模擬螺栓連接結(jié)構(gòu)的預(yù)緊力，并對(duì)比了理論計(jì)算結(jié)果和有限元仿真結(jié)果，結(jié)果表明所提出的方法可以準(zhǔn)確地模擬出螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)在預(yù)緊力作用下的應(yīng)力的分布。馮利民等[213]設(shè)計(jì)出了一種新的模擬方法，該方法考慮了螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)特性，確定了螺栓預(yù)緊力的取值范圍，以最小的經(jīng)濟(jì)成本設(shè)計(jì)出可靠的螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)。艾延廷[214]為了準(zhǔn)確模擬安裝邊螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣的影響，利用ANSYS有限元軟件對(duì)安裝邊螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)進(jìn)行仿真計(jì)算，為了減少螺栓連接有限元模型的規(guī)模，并提高模擬計(jì)算精度，以螺栓聯(lián)接“L”梁模型為研究對(duì)象，進(jìn)行了螺栓聯(lián)結(jié)結(jié)構(gòu)接觸半徑[215]、被聯(lián)接件形式和螺栓預(yù)緊力對(duì)螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)的模態(tài)影響[216]等方面的研究，“L”型梁研究對(duì)象如圖9所示。

圖8 GE J85發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣的螺栓聯(lián)接

圖9 標(biāo)準(zhǔn)“L”型梁研究對(duì)象

國(guó)外對(duì)于螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)的研究主要集中在螺栓預(yù)緊力的研究，F(xiàn)azekas的研究表明螺栓預(yù)緊力的影響是具有雙面性的，最小的預(yù)緊力決定了最優(yōu)值，在所有情況中剛性法蘭和彈性螺栓的組合是最優(yōu)的[217]。Duffey提出了一系列螺栓聯(lián)接結(jié)構(gòu)在動(dòng)態(tài)能力下的螺栓預(yù)應(yīng)力設(shè)計(jì)方案[218]。Nash[219]等人利用有限元分析了錐形輪轂法蘭面—面接觸結(jié)構(gòu)，提取法蘭表面上的主要應(yīng)力值，驗(yàn)證了預(yù)緊力對(duì)螺栓的影響。Kumar[220]通過(guò)三維有限元得到壓力容器螺栓上的應(yīng)力分布，并提出在壓力容器中螺栓法蘭結(jié)構(gòu)的兩個(gè)作用，一個(gè)是防止泄漏，另一個(gè)是保持結(jié)構(gòu)的完整性。Kuberappa[221]在進(jìn)行螺栓聯(lián)接的研究中，對(duì)螺栓和螺母進(jìn)行了詳細(xì)的建模，詳細(xì)考慮螺栓聯(lián)接中前后法蘭之間、螺栓頭與前法蘭之間、螺母與后法蘭之間、螺母與螺栓之間螺紋的接觸等細(xì)節(jié)，如圖10所示。

圖10 螺栓聯(lián)接中需要考慮的接觸面

3 裝配工藝參數(shù)檢測(cè)與整機(jī)振動(dòng)的控制

3.1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的控制參數(shù)分析

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、制造和裝配過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何結(jié)構(gòu)偏差、工藝特征參數(shù)偏差是不可避免的，這些參數(shù)的偏差將影響動(dòng)力學(xué)特征參數(shù)的變化，最終對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)產(chǎn)生極大的影響。因此，研究發(fā)動(dòng)機(jī)工藝特征參數(shù)、結(jié)構(gòu)特征參數(shù)對(duì)整機(jī)動(dòng)力學(xué)特性的影響，可以保證發(fā)動(dòng)機(jī)裝配質(zhì)量[203]。

柏樹(shù)生[222]統(tǒng)計(jì)了108臺(tái)某型發(fā)動(dòng)機(jī)的后支承和機(jī)匣的配合間隙、后支承點(diǎn)徑向活動(dòng)量和軸間軸承的徑向活動(dòng)量等20個(gè)主要裝配參數(shù)。同時(shí)提取了相應(yīng)的整機(jī)振動(dòng)特征參數(shù)，基于蒙特卡羅方法進(jìn)行了裝配參數(shù)對(duì)整機(jī)振動(dòng)影響的敏感性分析，編制了相應(yīng)的MATLAB程序計(jì)算出裝配參數(shù)與整機(jī)振動(dòng)的相關(guān)系數(shù)，最后分析出整機(jī)振動(dòng)對(duì)各個(gè)裝配參數(shù)的敏感程度。艾延廷[223]應(yīng)用主成分分析法，從15個(gè)主要裝配參數(shù)中提取出4個(gè)對(duì)整機(jī)振動(dòng)影響較大的關(guān)鍵裝配參數(shù)，并對(duì)這4個(gè)裝配參數(shù)進(jìn)行了針對(duì)性的分析和研究。沈獻(xiàn)紹[224]運(yùn)用BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法建立數(shù)學(xué)模型，研究裝配參數(shù)對(duì)整機(jī)振動(dòng)的影響，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對(duì)整機(jī)振動(dòng)參數(shù)的預(yù)測(cè)。王四季[225]針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪后支點(diǎn)軸承外環(huán)裝配工藝參數(shù)的特點(diǎn)，實(shí)驗(yàn)研究了軸承外環(huán)與襯套配合為過(guò)盈配合、間隙配合和過(guò)渡配合時(shí)的轉(zhuǎn)子振動(dòng)特性，同時(shí)研究了溫度場(chǎng)和外環(huán)擰緊力矩參數(shù)對(duì)配合關(guān)系的影響而導(dǎo)致的轉(zhuǎn)子振動(dòng)特性變化。

3.2 轉(zhuǎn)子不同心度控制技術(shù)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子在高速旋轉(zhuǎn)時(shí)，其不平衡量與不同心度對(duì)整機(jī)振動(dòng)響應(yīng)有較大影響，因此，轉(zhuǎn)子裝配在整機(jī)裝配中占有重要地位[226]。

孫貴青[227]針對(duì)轉(zhuǎn)子夾具無(wú)法滿(mǎn)足測(cè)量需求的“瓶頸”，研發(fā)了轉(zhuǎn)位法誤差分離技術(shù)，提高了轉(zhuǎn)子不同心度測(cè)試工藝精度及穩(wěn)定性；針對(duì)靜子支承不同心度測(cè)量中大跨度不同心度測(cè)量數(shù)據(jù)不穩(wěn)定的難點(diǎn)，開(kāi)發(fā)了多支點(diǎn)、大跨度測(cè)試技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了真實(shí)裝配狀態(tài)下的“又準(zhǔn)又快”的測(cè)量要求。宋峰[228]利用改進(jìn)手動(dòng)操作千分表進(jìn)行同心度測(cè)量的技術(shù)，采用自動(dòng)數(shù)據(jù)采集裝置對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體同心度進(jìn)行測(cè)量。柏樹(shù)生[229]通過(guò)ANSYS模擬螺栓預(yù)緊力，分析螺栓緊度分布及加載順序?qū)C(jī)匣裝配同心度的影響規(guī)律。呂玉紅[230]結(jié)合航空發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，以及發(fā)動(dòng)機(jī)裝配過(guò)程中關(guān)鍵組件的同心度要求和控制目標(biāo)，介紹了發(fā)動(dòng)機(jī)裝配過(guò)程中對(duì)于轉(zhuǎn)子同心度、靜子同心度以及轉(zhuǎn)靜子同心度等參數(shù)的控制技術(shù)，分別通過(guò)轉(zhuǎn)子堆疊優(yōu)化技術(shù)、支點(diǎn)同軸度測(cè)量和Linipot測(cè)試系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)。劉君[226]針對(duì)轉(zhuǎn)子不同心度和不平衡量雙目標(biāo)優(yōu)化原則，采用蒙特卡洛算法對(duì)單目標(biāo)裝配優(yōu)化過(guò)程、雙目標(biāo)裝配優(yōu)化過(guò)程、隨機(jī)裝配過(guò)程進(jìn)行仿真，通過(guò)驗(yàn)證表明，轉(zhuǎn)子裝配優(yōu)化技術(shù)達(dá)到了改善轉(zhuǎn)子裝配質(zhì)量的目的。

3.3 轉(zhuǎn)子不平衡量控制技術(shù)

現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)一般都在一階、二階甚至三階臨界轉(zhuǎn)速以上工作，這就需要將其視作柔性轉(zhuǎn)子進(jìn)行高速動(dòng)平衡。柔性轉(zhuǎn)子高速動(dòng)平衡要求對(duì)工作轉(zhuǎn)速內(nèi)的振型進(jìn)行全正交平衡，其中涉及平衡面多、平衡轉(zhuǎn)速多。目前廣泛采用影響系數(shù)法或模態(tài)平衡法[231]。

章璟璇[232]以高速微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，對(duì)影響系數(shù)法中的最小二乘法進(jìn)行改進(jìn)，提出了限制配重的最小二乘法和基于遺傳算法的最小二乘法的柔性轉(zhuǎn)子動(dòng)平衡技術(shù)。王勃[233]采用多平面多轉(zhuǎn)速影響系數(shù)法對(duì)小型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進(jìn)行一、二階高速動(dòng)平衡試驗(yàn)。鄧旺群[234]對(duì)渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪建立有限元分析模型，通過(guò)計(jì)算得到了轉(zhuǎn)子振動(dòng)特性，并在高速旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)器上完成了全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)高速動(dòng)平衡與動(dòng)力特性試驗(yàn)。岳聰[235]利用升速響應(yīng)信息對(duì)柔性轉(zhuǎn)子做多平面及多階瞬態(tài)動(dòng)平衡，效果顯著。劉鋼旗[236]針對(duì)傳統(tǒng)柔性轉(zhuǎn)子動(dòng)平衡需要添加試重、多次啟動(dòng)等問(wèn)題，發(fā)展了一種基于無(wú)試重模態(tài)動(dòng)平衡方法的柔性轉(zhuǎn)子二階動(dòng)平衡方法。李立新[237]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)多級(jí)盤(pán)轉(zhuǎn)子平衡精度不高的問(wèn)題，采用遺傳算法優(yōu)化各級(jí)盤(pán)的安裝位置，以降低當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)高速旋轉(zhuǎn)時(shí)由不平衡量引起的作用于軸承上的力和力矩。在國(guó)外，Gnielka[238]利用模態(tài)平衡法，進(jìn)行了無(wú)試轉(zhuǎn)的柔性轉(zhuǎn)子動(dòng)平衡研究。Saldarriaga[239]利用遺傳算法進(jìn)行了柔性轉(zhuǎn)子動(dòng)平衡。另外，為了提高飛機(jī)的作戰(zhàn)效能和出勤率，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)動(dòng)平衡技術(shù)將是發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)平衡技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)。鄧旺群[240]針對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)子在高速動(dòng)平衡后必須經(jīng)過(guò)分解和重新裝配才能裝在發(fā)動(dòng)機(jī)中使用而帶來(lái)的不足，提出直接對(duì)動(dòng)力渦輪單元體進(jìn)行高速動(dòng)平衡試驗(yàn)，而不必將整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)回修理廠。

4 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)測(cè)試與故障診斷

4.1 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的測(cè)試方法與振動(dòng)標(biāo)準(zhǔn)

4.1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的測(cè)試方法

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)振動(dòng)問(wèn)題是新機(jī)研制中的難題之一，其關(guān)鍵問(wèn)題在于對(duì)航空整機(jī)振動(dòng)進(jìn)行有效的測(cè)試，從而建立故障模式和識(shí)別系統(tǒng)[241]。

整機(jī)振動(dòng)測(cè)試通常是在發(fā)動(dòng)機(jī)外部合適部位安裝振動(dòng)加速度傳感器，其拾取的振動(dòng)信號(hào)能反映有關(guān)轉(zhuǎn)子本身的工作狀態(tài)和信息，另外還包括發(fā)動(dòng)機(jī)其它運(yùn)行部件及結(jié)構(gòu)的振動(dòng)信息和大量的干擾噪聲[242]。目前的測(cè)量方法與工藝還只能在發(fā)動(dòng)機(jī)外部機(jī)匣上測(cè)量，通常測(cè)振點(diǎn)離振源較遠(yuǎn)，存在各部件結(jié)構(gòu)振動(dòng)干擾，測(cè)量誤差較大。在國(guó)外，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)測(cè)試已轉(zhuǎn)移到發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的轉(zhuǎn)子支承點(diǎn)上，例如，CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)振點(diǎn)選在前端風(fēng)扇1號(hào)軸承座[243]。國(guó)內(nèi)一些研究者也嘗試著將發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)測(cè)量從發(fā)動(dòng)機(jī)外部轉(zhuǎn)移到發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部，例如，中國(guó)航空動(dòng)力機(jī)械研究所王平研究員[244]和雷沫枝[242]針對(duì)中小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的支承方式大多采用帶SFD的鼠籠式彈性支承結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，提出一種基于彈性支承動(dòng)應(yīng)力測(cè)量的整機(jī)振動(dòng)測(cè)試方法。他們將應(yīng)變計(jì)粘貼在彈性支承上，通過(guò)機(jī)匣及支板上的小孔引出所測(cè)得的彈性支承動(dòng)應(yīng)力信號(hào)。與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣上的振動(dòng)信號(hào)相比，該種信號(hào)比直接從轉(zhuǎn)子支承上獲取的信號(hào)信噪比較高，更加能反映出轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)特征，有很大的應(yīng)用價(jià)值。艾延廷[245]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)在臺(tái)架試車(chē)測(cè)試中出現(xiàn)的傳感器溫漂故障，提出了基于經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｊ椒纸夂虷ilbert變換的航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器數(shù)據(jù)有效性驗(yàn)證方法。

4.1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的標(biāo)準(zhǔn)

過(guò)去曾用振動(dòng)位移表示發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)，但目前多數(shù)機(jī)種振動(dòng)用加速度表示。美國(guó)軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL-E-5007D《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范》規(guī)定用速度有效值表示航空發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)。事實(shí)上，測(cè)量振動(dòng)位移在低頻時(shí)比較直觀，且信噪比高。例如，用位移峰峰值表示CFM-56發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子振動(dòng)極限，而高壓轉(zhuǎn)子振動(dòng)極限用速度有效值表示[243]。

國(guó)內(nèi)所見(jiàn)機(jī)種的測(cè)振傳感器一般均安裝在壓氣機(jī)、渦輪機(jī)匣的安裝邊附近，受機(jī)匣等外界因素影響，所測(cè)值難以真實(shí)準(zhǔn)確地反映軸與軸承的振動(dòng)情況。國(guó)家軍標(biāo)規(guī)定，應(yīng)在壓氣機(jī)、渦輪、附件機(jī)匣等重要的內(nèi)部結(jié)構(gòu)上，用振動(dòng)加速度計(jì)測(cè)得其均方根速度總量和加速度譜圖。美國(guó)國(guó)防部對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)實(shí)驗(yàn)及可靠性提出了更加嚴(yán)格且具體的要求。要對(duì)壓氣機(jī)、風(fēng)扇，葉片和盤(pán)，渦輪軸等主要零部件進(jìn)行激振試驗(yàn)，得到振動(dòng)動(dòng)應(yīng)力分布和包括復(fù)合振型在內(nèi)的各種振型。要求繪出主要激振階次和振型的激振頻率隨轉(zhuǎn)速變化的曲線(xiàn)，并把它與強(qiáng)度、壽命分析聯(lián)系起來(lái)[246]。

4.2 轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)特性測(cè)試技術(shù)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)特性是轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)在全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的振動(dòng)形態(tài)，一般包括臨界轉(zhuǎn)速、軸心軌跡和相位特性等。依據(jù)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式差異，其測(cè)試方法常采用振幅峰值法、副臨界轉(zhuǎn)速法、軸心軌跡法、滯后相角法等。一般對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)根據(jù)轉(zhuǎn)速振動(dòng)曲線(xiàn)尋找共振點(diǎn)，在共振轉(zhuǎn)速附近測(cè)試其支點(diǎn)之間的相位關(guān)系，獲得其振動(dòng)特性[203]。另外，轉(zhuǎn)子系統(tǒng)滾動(dòng)軸承、SFD和密封等的剛度阻尼系數(shù)也對(duì)轉(zhuǎn)子的動(dòng)力學(xué)特性產(chǎn)生重要的影響。

黃太平[247]使?jié)L動(dòng)軸承在一固定轉(zhuǎn)速下運(yùn)行，用錘擊法進(jìn)行激勵(lì)，通過(guò)響應(yīng)測(cè)試滾動(dòng)軸承的剛度和阻尼系數(shù)。唐云冰[248]采用立式轉(zhuǎn)子實(shí)驗(yàn)器進(jìn)行了陶瓷軸承等效剛度試驗(yàn)研究，研究表明滾動(dòng)軸承的綜合剛度與轉(zhuǎn)速有關(guān)，隨著轉(zhuǎn)速的增加而增大。王碩桂[249]利用Fokker-Planck方程給出滾動(dòng)軸承線(xiàn)性剛度和非線(xiàn)性剛度。在國(guó)外，Stone[250]通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究得到了不同參數(shù)對(duì)滾動(dòng)軸承剛度、阻尼的影響規(guī)律。Goodwin[251]通過(guò)提取主軸在轉(zhuǎn)動(dòng)狀態(tài)下的振動(dòng)信號(hào)，得到了軸承的剛度、阻尼特性。

在SFD的動(dòng)力學(xué)參數(shù)的測(cè)試方面，黃太平[252]和李舜酩[253]借助位移導(dǎo)納圓法進(jìn)行了SFD油膜阻尼的測(cè)試研究。Luis[254,255]利用機(jī)械阻抗法進(jìn)行了SFD油膜阻尼的測(cè)試，分析了阻尼器結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)SFD減振效果的影響。Siew[256]利用雙向激勵(lì)實(shí)驗(yàn)器進(jìn)行了中間供油型SFD動(dòng)力特性的研究。

密封動(dòng)力特性測(cè)試試驗(yàn)方面，TAMU(Texas A&M University)的Child[257]做出了突出的貢獻(xiàn)。在國(guó)內(nèi)，孫丹設(shè)計(jì)搭建多功能密封試驗(yàn)臺(tái)，提出了氣缸任意運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的密封氣流力試驗(yàn)識(shí)別方法[258]。

4.3 發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣支承振動(dòng)特性測(cè)試技術(shù)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣由于受通過(guò)支承傳遞的轉(zhuǎn)子不平衡力、葉片和內(nèi)流與相互作用的氣動(dòng)力激勵(lì)的影響，會(huì)產(chǎn)生振動(dòng)，該振動(dòng)不僅涉及其自身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問(wèn)題，還涉及安裝在機(jī)匣上附件的疲勞損傷問(wèn)題。因此，對(duì)機(jī)匣支承結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動(dòng)特性測(cè)試十分必要[203]。

機(jī)匣測(cè)試方法可以分接觸式和非接觸式兩種。接觸式傳感器的測(cè)試方法，如利用加速度傳感器測(cè)試和應(yīng)變計(jì)測(cè)試。吳長(zhǎng)波[259]為了研究加速度傳感器-安裝座-整流機(jī)匣系統(tǒng)的固有頻率，通過(guò)從不同振動(dòng)傳感器及安裝座、整流機(jī)匣結(jié)構(gòu)尺寸、質(zhì)量等方面進(jìn)行了分析，給出各方面影響結(jié)果的對(duì)比。葛向東[260]針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣高頻振動(dòng)測(cè)試，廠內(nèi)試驗(yàn)可選用具有高可靠性的壓電式振動(dòng)傳感器配接電荷放大器進(jìn)行測(cè)量，外場(chǎng)裝機(jī)條件下可直接選用IEPE型振動(dòng)傳感器進(jìn)行測(cè)量，同時(shí)給出高頻振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)的校準(zhǔn)方法及原始數(shù)據(jù)。為保證測(cè)量精度，各通道傳感器、電纜及數(shù)據(jù)采集通道在重復(fù)測(cè)試過(guò)程中不交叉使用，傳感器宜采用螺栓剛性連接，采用激光水平儀能夠很好地保證傳感器安裝姿態(tài)。對(duì)于軸向振型，利用多個(gè)加速度傳感器之間的相位關(guān)系和多個(gè)應(yīng)變計(jì)的等效梁?jiǎn)卧冃渭拔灰妻D(zhuǎn)換[261]，分段組合成整體軸向振型。而對(duì)于周向振型，應(yīng)用應(yīng)變計(jì)和加速度計(jì)均可實(shí)現(xiàn)[203]。

非接觸式傳感器測(cè)試方法，如激光位移測(cè)試法，利用靜、動(dòng)態(tài)大變形、大應(yīng)變場(chǎng)測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇機(jī)匣沿軸向的變形測(cè)試，現(xiàn)場(chǎng)測(cè)量無(wú)需隔振[203]。

4.4 整機(jī)振動(dòng)的故障診斷技術(shù)

4.4.1 整機(jī)振動(dòng)的故障診斷方法

振動(dòng)故障診斷技術(shù)就是使用某一有效方式對(duì)跟各組成部分密切相關(guān)的振動(dòng)參數(shù)進(jìn)行測(cè)量，然后根據(jù)測(cè)量得到的數(shù)據(jù)信息對(duì)各個(gè)組成部分狀態(tài)的發(fā)展趨勢(shì)做出有意義的認(rèn)識(shí)和判斷，診斷出發(fā)生的故障或者預(yù)報(bào)將要發(fā)生的故障，及時(shí)提出維修的方法從而達(dá)到提高經(jīng)濟(jì)效益、降低維修成本和保證飛行安全的目的[262-263]。

艾延廷帶領(lǐng)的科研團(tuán)隊(duì)，基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)[241,262]、支持向量機(jī)[264-265]和信息融合[263,266]等技術(shù)，充分利用有用信息來(lái)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)進(jìn)行故障診斷，從而提高故障診斷精度和可靠性?；谝陨涎芯砍晒?，為中航工業(yè)沈陽(yáng)黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)(集團(tuán))有限責(zé)任公司完成了航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)故障識(shí)別系統(tǒng)的研制。陳果等在航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)故障建模的基礎(chǔ)上，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)[267]、支持向量機(jī)[268]、小波[269]、盲源分離[270]和希爾伯特黃變換[271-272]等進(jìn)行了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)振動(dòng)研究。白斌[273]等提出了改良的FSVM隸屬度和多類(lèi)隸屬度與信息熵的融合定量分析方法，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)狀態(tài)評(píng)估和故障診斷識(shí)別。王樹(shù)蘭[274]針對(duì)這些特點(diǎn)，研究了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的激振源、振動(dòng)機(jī)理和模型；針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)頻率范圍較寬、采樣頻率較高的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)出了一套抗干擾能力強(qiáng)、實(shí)時(shí)分析效果好的發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)。

4.4.2 整機(jī)振動(dòng)的故障特征

整機(jī)振動(dòng)故障的成因非常復(fù)雜，其中多是各種因素相互作用的結(jié)果。因此，研究整機(jī)振動(dòng)的機(jī)理，找出導(dǎo)致故障的原因，尋找解決振動(dòng)故障的有效措施是一項(xiàng)十分重要的課題。[275]。

高艷蕾以轉(zhuǎn)子-機(jī)匣模型試驗(yàn)器為對(duì)象，試驗(yàn)?zāi)M航空發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)過(guò)程中的典型碰摩故障現(xiàn)象，總結(jié)了航空發(fā)動(dòng)機(jī)單點(diǎn)碰摩、雙點(diǎn)碰摩和偏摩的故障特征[276]。左澤敏[277]從某型飛機(jī)座艙異常振動(dòng)的角度，對(duì)可能引起座艙異常振動(dòng)的原因進(jìn)行了分析，提取了座艙異常振動(dòng)頻率的主要能量成份，分析了發(fā)動(dòng)機(jī)上各機(jī)匣的頻譜成份，討論了航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)存在的早期故障特征。艾延廷和柏樹(shù)生[278]總結(jié)得出了轉(zhuǎn)子碰磨故障、轉(zhuǎn)子不對(duì)中故障、轉(zhuǎn)子熱彎曲故障、滾動(dòng)軸承故障、軸承座連接松動(dòng)故障及轉(zhuǎn)子支承結(jié)構(gòu)間隙超差故障、轉(zhuǎn)軸裂紋故障、轉(zhuǎn)子不平衡故障、齒輪故障、油膜振蕩故障、局部共振故障、不均勻氣流渦動(dòng)故障、旋轉(zhuǎn)失速與喘振等故障的特征，并提出了相應(yīng)的排故措施，部分整機(jī)振動(dòng)常見(jiàn)故障特征及措施如表1所示。

表1 整機(jī)振動(dòng)常見(jiàn)故障特征及排除方法

劉永泉[203]通過(guò)大量的試車(chē)振動(dòng)試驗(yàn)，總結(jié)出了發(fā)動(dòng)機(jī)一些常見(jiàn)的振動(dòng)故障特征，包括機(jī)匣局部共振故障，轉(zhuǎn)子臨界故障，轉(zhuǎn)靜件碰摩故障，轉(zhuǎn)子不平衡量過(guò)大故障，軸承故障，腔體積油故障等多種故障。

5 總結(jié)與展望

為了研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的振動(dòng)機(jī)理、控制方法、測(cè)試方法和診斷方法等問(wèn)題，從航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振源、航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與整機(jī)振動(dòng)控制、裝配工藝參數(shù)檢測(cè)與整機(jī)振動(dòng)控制和發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)測(cè)試與故障診斷四個(gè)方面，闡述了國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究現(xiàn)狀，現(xiàn)作如下總結(jié)和展望：

(1)航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的振源有轉(zhuǎn)子系統(tǒng)、氣流、軸承、齒輪和結(jié)構(gòu)共振等。國(guó)內(nèi)外關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和軸承引起振動(dòng)的機(jī)理研究較多，但由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)的多樣性和復(fù)雜性，轉(zhuǎn)靜子碰摩方式、轉(zhuǎn)子積液的失穩(wěn)和支承剛度非線(xiàn)性等方面還需要進(jìn)一步的研究和分析；關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)齒輪引起共振的研究較少，但是旋轉(zhuǎn)機(jī)械中關(guān)于齒輪的研究較多，可供航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)振動(dòng)分析參考；氣流和結(jié)構(gòu)局部共振引起的整機(jī)振動(dòng)問(wèn)題，目前研究較少，但部分學(xué)者已經(jīng)開(kāi)始重視這方面的研究。

(2)國(guó)內(nèi)外學(xué)者從整機(jī)振動(dòng)建模、修正以及支承和連接結(jié)構(gòu)動(dòng)柔度等方面進(jìn)行了關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的研究。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，整機(jī)建模的規(guī)模越來(lái)越大，考慮的影響因素也越來(lái)越多，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的指導(dǎo)意義也越來(lái)越重要。另外，國(guó)內(nèi)裝配技術(shù)水平日益完善，在水平狀態(tài)下將風(fēng)機(jī)、核心機(jī)、低壓渦輪及附件機(jī)匣進(jìn)入后續(xù)工位，并逐步組裝成發(fā)動(dòng)機(jī)主體，再安裝控制系統(tǒng)和外部元件完成裝配。這種流水線(xiàn)提高了生產(chǎn)效率，適合大規(guī)模生產(chǎn)。

(3)在加工、裝配和運(yùn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)的過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)的工藝和結(jié)構(gòu)參數(shù)會(huì)發(fā)生一定的變化，結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性參數(shù)也會(huì)發(fā)生改變，從而影響整機(jī)振動(dòng)特性。因此，從裝配工藝的角度出發(fā)，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)振動(dòng)進(jìn)行控制將顯得尤為重要。但是，關(guān)于裝配工藝對(duì)整機(jī)振動(dòng)影響的研究相對(duì)較少，還需要進(jìn)一步從裝配工藝的角度，提煉出科學(xué)問(wèn)題，從而為控制航空發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)提供方法和思路。

(4)研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)測(cè)試方法和標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的判斷和識(shí)別具有重要意義。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)測(cè)試方法和標(biāo)準(zhǔn)與工程實(shí)際的結(jié)合相對(duì)更加緊密，關(guān)于這方面的研究較少。因此，航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)測(cè)試方法和標(biāo)準(zhǔn)的研究還需進(jìn)一步加強(qiáng)。航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)故障診斷技術(shù)是及時(shí)提出維修方法和對(duì)策的重要手段，也是保證飛行安全、提高維修經(jīng)濟(jì)效益、降低成本的重要措施。國(guó)內(nèi)外關(guān)于這方面的研究相對(duì)較多，但是與航空發(fā)動(dòng)機(jī)工程實(shí)際的結(jié)合程度不夠緊密，需要進(jìn)一步提煉出更加針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)故障的技術(shù)和方法。

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(責(zé)任編輯：陳素清 英文審校：劉敬鈺)

Study on the contol of the whole aero-engine vibration

AI Yan-ting1,2,ZHOU Hai-lun1,2,SUN Dan1,2,WANG Zhi1,2,ZHANG Feng-ling1,2,TIAN Jing1,2

(1.Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang,110136,China; 2.Liaoning Key laboratory of Advanced Test Technology for Aerospace Propulsion System)

To solve the problem of whole aeroengine vibration,overseas and domestic research was presented on the vibration caused by rotor system fault,flow induced exciting forces,bearing fault,gear fault and structure of local resonance based on different vibration sources of aeroengine.The whole aeroengine vibration control technology was reviewed from the aspects of assembly process parameter analysis,the control of rotor non-concentricity and unbalance based on domestic and foreign research of the whole engine structure dynamics and dynamic design of supporting dynamic stiffness and connection stiffness.Then rotor dynamic characteristics of aero-engine and related vibration testing technology of aero-engine casing were summarized by analyzing the whole aero-engine vibration technique and standard.Finally,the common diagnosis methods and characteristics of the fault for aero-engine were sorted and analyzed providing references for aeroengine design and control vibration.

aero-engine;whole aeroengine vibration;control;modeling;fault diagnosis

2015-08-23

國(guó)家自然科學(xué)基金(項(xiàng)目編號(hào):51505300); 國(guó)家自然科學(xué)基金(項(xiàng)目編號(hào):11302133)

艾延廷(1963-)，男，遼寧葫蘆島人，教授，主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)及故障診斷，E-mail:ytai@163com。

2095-1248(2015)05-0001-25

V231.9

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.05.001

名家綜述