艾延廷，周海侖，孫 丹，王 志，張鳳玲，田 晶

(1.沈陽航空航天大學 航空航天工程學部; 2.遼寧省航空推進系統(tǒng)重點實驗室)

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航空發(fā)動機整機振動分析與控制

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.沈陽航空航天大學 航空航天工程學部; 2.遼寧省航空推進系統(tǒng)重點實驗室)

針對航空發(fā)動機整機振動問題的復雜性和多樣性，以整機振動的振源分析為出發(fā)點，總結國內外關于轉子系統(tǒng)故障、氣流激振、軸承故障、齒輪故障和結構局部共振等引起的整機振動的研究情況，結合航空發(fā)動機整機結構動力學、支承動剛度和連接結構剛度動力學設計的國內外研究情況，從整機振動的裝配工藝參數(shù)分析、轉子不同心度控制和轉子不平衡量控制等幾個方面，總結航空發(fā)動機整機振動的控制方法。然后，在分析航空發(fā)動機整機振動測試方法和標準的基礎上，總結了航空發(fā)動機的轉子動力學特性以及機匣支承的振動特性測試相關技術。最后，整理分析了航空發(fā)動機整機振動常用的故障診斷方法和常見整機振動故障的特征，為航空發(fā)動機的設計以及整機振動抑制技術提供了參考。

航空發(fā)動機；整機振動；控制；建模；故障診斷

1 航空發(fā)動機整機振動振源分析

1.1 轉子故障引起的振動

1.1.1 轉子不平衡

“不平衡力”在航空發(fā)動機產(chǎn)生振動的各種原因中，是最為主要的一種。由于轉子材質的不均勻、設計的缺陷、熱變形、制造裝配的誤差和轉子在運行過程中有介質粘附到轉子上或是有質量脫落等，使得實際轉子的質心與形心不一致，因而使得轉子出現(xiàn)質量不平衡[1]。轉子不平衡是導致航空發(fā)動機整機振動過大和產(chǎn)生噪音的重要因素，它不但會直接威脅到航空發(fā)動機安全可靠地運行，而且還容易誘發(fā)其他類型的故障。轉子不平衡引起的振動故障是航空發(fā)動機常見并且危害較大的故障[2]，識別并降低發(fā)動機轉子平衡是降低發(fā)動機振動的重要措施。轉子不平衡離心力所引起的振動，與其它原因引起的振動不同，具有固有特征，即動載荷與轉速平方成正比，頻率與轉速相同。

晏礪堂[3]提出了一種通過在機匣上測量振動信號以判斷主不平衡轉子是壓氣機轉子或是渦輪轉子的方法，可供航空發(fā)動機進行本機平衡時使用。楊玲[4]根據(jù)發(fā)動機轉子各故障的典型特征，認為某型發(fā)動機振動異常的主要原因是高、低壓轉子不平衡以及轉靜間的碰摩?？姾Ａ趾完俺絒1]基于Huber-M估計法，提出了一種具有魯棒性的轉子不平衡識別算法，根據(jù)轉子振動數(shù)據(jù)，反復迭代消除異常數(shù)據(jù)，從而準確地識別出轉子不平衡。這種方法無需加試重，平衡效率和精度較高，具有較高的實際應用價值。羅立[2]以CFM56系列發(fā)動機為研究對象，介紹其靜平衡和動平衡的基本原理和具體方法，為航空發(fā)動機轉子的平衡和相關維護提供了參考。

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

1.1.2 轉子不對中

根據(jù)國外的相關資料介紹，旋轉機械振動故障大約有70%是由于軸系的不對中引起或與不對中相關[7]。隨著航空發(fā)動機對高推重比和高轉速的追求，航空發(fā)動機的轉子與機匣之間的間隙就變得越來越小，從而使轉子的不對中故障引起轉靜子碰摩的可能性增加。航空發(fā)動機的轉子如果處于不對中的狀態(tài)下進行運轉，則會導致軸承磨損、聯(lián)軸器偏轉、軸撓曲變形以及轉子與機匣間的碰摩等故障[8]，對航空發(fā)動機的穩(wěn)定運行具有極大的危害。航空發(fā)動機轉子的不對中總體上來說，可以分為軸承不對中和聯(lián)軸器的不對中[9]。

聯(lián)軸器的不對中可分為角度不對中、平行不對中以及角度平行不對中(或稱為綜合不對中)三種情況。韓捷等[10-12]進行了含有齒式聯(lián)軸器的不對中轉子系統(tǒng)的運動學分析，結果表明，由于不對中故障產(chǎn)生的激振力幅隨轉速的不斷升高而逐漸加大，是不平衡激勵力隨轉速增加的4倍。李明[13]進行了含不對中齒輪聯(lián)軸器聯(lián)接的轉子軸承系統(tǒng)的動力學研究，分析了齒輪式聯(lián)軸器的不對中產(chǎn)生的作用力。陳果和廖仲坤[14]等依據(jù)航空發(fā)動機套齒連接結構，建立了含套齒聯(lián)軸器的三支點轉子動力學模型，分析了套齒連接剛度對系統(tǒng)不對中響應的影響規(guī)律。套齒不對中情況下，嚙合力和嚙合剛度不僅隨扭矩和動態(tài)相對位移呈非線性變化規(guī)律，還存在交叉剛度。Al-Hussain[15]采用牛頓迭代法和Newmark法相結合的數(shù)值計算方法，研究了轉子系統(tǒng)的不對中故障，進行了不對中激發(fā)作用的機理研究，Dewell等[16]研究了齒輪式聯(lián)軸器上的內摩擦力矩，研究表明，在轉子系統(tǒng)的振動響應中，會有2，4，6，8，…等偶數(shù)倍旋轉頻率的振動。Hu[17]等進行了含不對中故障轉子系統(tǒng)的動力學響應的實驗研究。

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存在不對中，從而嚴重影響轉子系統(tǒng)運轉的安全和穩(wěn)定[8]。李明[18]研究了具有軸承不對中的多跨柔性轉子系統(tǒng)的動力學特性，研究表明轉子在低轉速時，為同步的周期1運動，隨著轉速的提高，出現(xiàn)整數(shù)倍頻的振動分量；在轉速較高時，轉子運動回復到周期1運動狀態(tài)。李自剛和李明[19]進行了含軸承不對中故障轉子系統(tǒng)的非線性動力學特性響應的研究，其中轉子系統(tǒng)為柔性非圓截面的多轉子。研究表明，當轉子轉速較低時，轉子系統(tǒng)除了存在與轉子不平衡故障相同的旋轉頻率外，還存在由轉子不對中故障引起的倍頻和組合頻率等成分。隨著轉速的提高，系統(tǒng)出現(xiàn)倍周期分叉現(xiàn)象和混沌運動等復雜的非線性動力學行為。馮國全[20]針對航空發(fā)動機內外雙轉子系統(tǒng)不對中故障，以某型航空發(fā)動機的轉子系統(tǒng)為研究對象，對比分析了含高壓轉子的支承軸承不對中故障的轉子系統(tǒng)振動響應。研究表明，高低壓轉子的振動中均出現(xiàn)了2倍頻的成分，而且隨著轉子不對中故障程度的增加，頻譜圖中2倍頻的成分也愈加明顯，而且會占主導，轉子系統(tǒng)的軸心軌跡則表現(xiàn)為“8”字形，如圖1所示。

圖1 轉子不對中故障

1.1.3 轉靜子碰摩

航空發(fā)動機轉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碰摩、多點碰摩和面碰摩。按轉子類型可分為單轉子碰摩和雙轉子碰摩。

航空發(fā)動機作為旋轉機械的一種，國內外研究者一般會基于Jeffcott轉子，建立含碰摩故障的轉子系統(tǒng)模型，進行航空發(fā)動機碰摩故障的機理的研究。Muszynska[21]描述了轉子碰摩發(fā)生時所產(chǎn)生的常見物理現(xiàn)象，并揭示了轉子碰摩導致的振動現(xiàn)象；袁惠群[22]建立了含局部碰摩故障的轉子-滾動軸承-靜子系統(tǒng)的動力學模型，利用數(shù)值積分法研究了含碰摩故障轉子系統(tǒng)的非線性動力學特性，仿真計算了轉子系統(tǒng)的分岔和混沌運動，研究表明，含碰摩故障的轉子系統(tǒng)含有豐富的非線性動力學行為。褚福磊[23-24]基于Jeffcott轉子模型，研究了含轉靜子碰摩故障轉子系統(tǒng)的動力學特性以及轉靜子碰摩故障對轉子系統(tǒng)的影響；Williams[25]進行了葉片-機匣碰摩故障的建模，在模型中建立了機匣內襯套磨損的詳細模型，并對模型的適用性進行了實例驗證。通過接觸動力學仿真和實驗測試，獲得了葉片-轉子-機匣的局部碰摩力的數(shù)據(jù)，研究表明，葉片-機匣的單點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]針對航空發(fā)動機葉片-機匣碰摩故障，提出了一種新型葉片-機匣碰摩模型，能夠模擬機匣和轉子單點、多點、局部及全周的碰摩，并進行了實驗驗證。

目前，雙轉子結構已被航空發(fā)動機普遍采用，高低壓轉子之間通過滾動軸承聯(lián)結，構成航空發(fā)動機雙轉子-滾動軸承系統(tǒng)。晏礪堂[27]對航空發(fā)動機雙轉子系統(tǒng)通過質點系來研究雙轉子系統(tǒng)的振動特性，其中滾動軸承用彈簧和阻尼代替。雙轉子航空發(fā)動機由于有兩個不同的激振源，當發(fā)生動靜子碰摩故障時，除了出現(xiàn)兩個轉子旋轉頻率的振動外，還會出現(xiàn)旋轉頻率的多倍頻和分數(shù)倍頻率的振動，除此之外，也會出現(xiàn)兩個轉子旋轉頻率的各種組合頻率的振動。孟越和李其漢[28]利用整體傳遞矩陣法，對單轉子和雙轉子系統(tǒng)的碰摩故障分別進行數(shù)值仿真，并對比分析了單轉子和雙轉子的頻譜響應特性。劉獻棟[29-30]以含有碰摩故障的航空發(fā)動機雙轉子系統(tǒng)為研究對象，建立了雙轉子系統(tǒng)的動力學模型，并進行了數(shù)值仿真計算，研究了含有碰摩故障的雙轉子系統(tǒng)振動響應中的頻譜成分。單穎春和劉獻棟[31]首先利用ANSYS有限元軟件研究了轉靜件之間的碰摩力和法向相對位移之間的關系，然后在此基礎上得到了轉靜件碰摩力的模型，進一步與整體傳遞矩陣法相結合，建立了轉靜子碰摩故障的動力學方程，最后分析了含碰摩故障轉子系統(tǒng)的頻譜響應。周海侖[32]以航空發(fā)動機為研究對象，建立了含碰摩故障的高低壓轉子系統(tǒng)的動力學模型，借助數(shù)值仿真，分析了含碰摩故障雙轉子系統(tǒng)的動力學響應特性。陳松霆[33]建立了考慮內外轉子碰摩影響的雙轉子系統(tǒng)動力學模型，推導出系統(tǒng)振動響應的動力學方程。利用分岔圖、龐加萊截面圖以及頻譜圖分析了雙轉子系統(tǒng)隨轉速變化時的振動響應和力學特性。王四季[34]針對航空發(fā)動機渦輪機匣的結構特點，設計了一種可以模擬局部碰摩故障的實驗裝置。利用對轉雙轉子實驗器，研究了高壓和低壓轉子反向旋轉時，單獨以及同時出現(xiàn)局部碰摩故障的振動響應特性。研究表明，反向旋轉的雙轉子在渦輪處出現(xiàn)局部碰摩時，振動響應中會出現(xiàn)多倍頻、分數(shù)倍頻及組合頻率成分。李朝峰[35]為研究碰摩特征對雙轉子系統(tǒng)的影響，在考慮轉軸剪切效應、慣量分布效應、橫向扭轉以及系統(tǒng)結構的幾何參數(shù)等重要影響因素的前提下，研究了碰摩間隙等參數(shù)變化時對雙轉子系統(tǒng)動態(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子系統(tǒng)非線性動力學模型，研究了含碰摩故障的反向旋轉雙轉子系統(tǒng)的動力響應特性。

1.1.4 轉子積液

航空發(fā)動機的壓氣機常采用鼓筒式的結構，壓氣機的前后支承處封嚴裝置常在發(fā)動機的調試或試制的過程中出現(xiàn)漏油現(xiàn)象，從而使鼓筒腔體內積油。帶有鼓筒的轉子常為剛性轉子，而實際上它是介于剛性轉子和柔性轉子之間，或者說轉子通過支承的臨界轉速，也要發(fā)生彎曲。如果轉子的腔體內出現(xiàn)積油，當轉速較低時，腔體內液體分布和腔體表面都是均勻的，而當轉速接近支承臨界轉速時，隨著腔體內積油量的增加以及轉子的柔性變形，腔內液體分布漸漸地偏向轉子的重心。當轉子到達支承臨界轉速附近后，腔體內液體會形成油團，該油團的進動頻率與轉子的進動頻率不同，從而導致轉子的自激振動。該振幅一般較大，這樣一方面相當于給滾動軸承施加了較大的負荷，另外也會使轉子葉片和機匣出現(xiàn)嚴重的碰摩故障，重會損壞發(fā)動機的結構，造成災難性的故障；或者使轉靜子間隙變大，發(fā)動機的性能下降。轉子系統(tǒng)的腔體內泄漏入液體，從而構成了積液轉子系統(tǒng)[37]。只要轉子的腔體內有少量的積液，就會明顯地影響轉子的振動響應[38]。

積液轉子的自激振動問題，Stewartson從理論上較早地建立了流體動力學與轉子動力學相耦合的系統(tǒng)動力學方程，來解釋積液轉子系統(tǒng)自激振動的機理。Kollmann基于Jeffcott轉子模型，借助實驗驗證了積液轉子系統(tǒng)自激振動的存在，而且發(fā)現(xiàn)積液轉子系統(tǒng)的臨界轉速跟積液的多少相關性不大，主要取決于轉子系統(tǒng)名義容量大小[37]。Hendricks[39]給出了部分充液轉子系統(tǒng)失穩(wěn)的判斷依據(jù)。唐炯[40]等求解了旋轉積液的平面流場，并導出積液轉子簡諧運動時積液對轉子系統(tǒng)的動壓力，從而導出了轉子系統(tǒng)的運動學方程；研究了積液轉子的動力學穩(wěn)定性，得到了積液轉子穩(wěn)定性邊界和穩(wěn)定性解析判據(jù)。研究表明，當轉子低于失穩(wěn)轉速時，積液轉子可處于穩(wěn)定區(qū)；當高于失穩(wěn)轉速時，積液轉子系統(tǒng)將失穩(wěn)。Cveticani[41]以變質量的積液轉子系統(tǒng)為研究對象，研究了積液轉子系統(tǒng)的動力學特性和自激振動轉子的振幅，定義了轉子自激振動不穩(wěn)定的運動狀態(tài)，分析了初始狀態(tài)和自激激振力對轉子系統(tǒng)運轉穩(wěn)定性的影響。祝長生[42]實驗研究了積液轉子系統(tǒng)在失穩(wěn)過程中的動力學特性，重點研究了積液轉子系統(tǒng)在不穩(wěn)定區(qū)域的渦動方向和渦動頻率，以及積液表面的狀態(tài)和轉子自激振動之間的關系，分析了積液量對轉子系統(tǒng)的不穩(wěn)定區(qū)和渦動頻率的影響。祝長生[43]還從實驗上研究了積液撓性轉子系統(tǒng)出現(xiàn)不穩(wěn)定的過程、自激振動過程中積液轉子系統(tǒng)的動力學特性和積液量對于積液轉子系統(tǒng)的穩(wěn)定性和振動的影響。陳希紅和韓清凱[37]為了模擬積液轉子系統(tǒng)，通過在轉子系統(tǒng)中加工有積油盤，并充入少量的油來實現(xiàn)。觀察積液轉子系統(tǒng)在低轉速以及一階臨界轉速附近運轉時，積液在積油盤腔體內的分布和運動情況。金思勤[38]根據(jù)含積液故障轉子的腔體和油團的動力學關系以及運動學特性，建立了含積液故障的轉子系統(tǒng)動力學模型，并進行了動力學仿真計算，從而模擬仿真得到了積液故障轉子系統(tǒng)的振動響應。陳培磊[44]在轉子積油故障的試驗研究中，通過改變流體粘性、流體體積，并結合轉子的振動信號分析，得到了轉子系統(tǒng)的變化規(guī)律。Nikiforov[45]進行了含積液的轉子振動響應實驗，研究表明轉子發(fā)生失穩(wěn)的條件主要取決于轉子的臨界轉速、積液的黏度和積液的體積等因素。

1.1.5 轉子支承松動

轉子的支承系統(tǒng)連接松動是指轉子系統(tǒng)的聯(lián)接結合面存在間隙或者聯(lián)接剛度不足，從而造成轉子系統(tǒng)機械阻抗低、系統(tǒng)配合面間隙過大、擰緊力矩不足、發(fā)動機振動過大的一種故障。支承在外力或溫升作用下產(chǎn)生間隙是常見的支承松動原因。由于轉子支承系統(tǒng)的松動，使得航空發(fā)動機在運行的過程中，由于較小的不對中或者不平衡都會導致轉子系統(tǒng)產(chǎn)生較大的振動[46]。

Muszynska[47]等建立了含不平衡、軸承座松動以及轉靜間碰摩故障的轉子支承系統(tǒng)模型，研究了轉子的周期運動、分數(shù)次周期以及倍周期的非線性運動特征。劉元峰[48]以含有支承松動和裂紋故障的Jeffcott轉子系統(tǒng)作為研究對象，研究了軸上橫向裂紋和支承松動對于轉子系統(tǒng)的剛度的影響，分析了轉子系統(tǒng)在支承松動和裂紋這兩種因素的綜合作用下，轉子系統(tǒng)表現(xiàn)出的復雜非線性動力學響應。劉獻棟[49]針對滾動軸承轉子系統(tǒng)支承松動故障，考慮了松動間隙的非線性情況，基于Hertz接觸理論、轉子動力學及非線性動力學等理論，進行了轉子系統(tǒng)的動力學建模。研究表明，小波變換能反映出轉子振動頻率隨時間的變化情況，而且能夠跟蹤振動信號的瞬態(tài)信息，所以能較好地揭示出含松動故障轉子系統(tǒng)的動力學特性。羅躍綱[50]為了研究含松動故障轉子系統(tǒng)的動力學特性，建立了含有支承松動故障的轉子系統(tǒng)動力學模型，利用Floquet理論和延拓打靶法，通過數(shù)值計算研究了轉子系統(tǒng)振動響應的失穩(wěn)規(guī)律及周期穩(wěn)定性。他還進一步將松動故障與碰摩故障進行耦合，進行了轉子系統(tǒng)非線性[51]和穩(wěn)定性[52]的研究。陳果[53]建立了含支承松動故障轉子支承系統(tǒng)動力學模型，研究了轉子含有支承松動故障時，轉子系統(tǒng)的非線性動力響應規(guī)律。為了更好地模擬實際故障，進一步針對某型彈用渦扇發(fā)動機結構特點，建立了一種轉子-支承-機匣整機模型[54]，對轉子與機匣采用有限元梁模型，支承采用集總質量模型，引入支承松動故障模型，最后，利用數(shù)值積分方法求解耦合系統(tǒng)的響應。研究表明，仿真計算結果與實際彈用渦扇發(fā)動機試車數(shù)據(jù)時域波形特征以及頻譜特征非常一致，而且驗證了不對稱剛度松動故障模型更適合彈用渦扇發(fā)動機的松動故障建模。

1.2 支承剛度非線性

對于轉子系統(tǒng)的結構設計，傳統(tǒng)的基于線性理論的設計方法不能準確反映航空發(fā)動機在極限工作狀態(tài)時的振動響應特征，從而可能在極限工作狀態(tài)時出現(xiàn)故障或者偏于安全設計的浪費。因此，十分有必要對轉子系統(tǒng)在支承非線性剛度下的響應機制、特征和規(guī)律進行研究，為整機振動抑制設計提供理論支撐。支承剛度非線性的來源主要是SFD和滾動軸承[55]。

1.2.1 擠壓油膜阻尼器

在航空發(fā)動機中，SFD一般置于滾動軸承與支承結構之間，它已被證明能有效地抑制和隔離轉子振動[56]，另外，它還具有結構簡單、可靠性高、成本低等突出優(yōu)點[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性，帶SFD的轉子系統(tǒng)容易出現(xiàn)雙穩(wěn)態(tài)響應或非協(xié)調的進動響應[58,59]，這些現(xiàn)象的出現(xiàn)，使得帶SFD轉子系統(tǒng)的加速轉子疲勞或者振動過大，甚至使得轉子系統(tǒng)出現(xiàn)疲勞裂紋或者碰摩故障[60]等，從而影響航空發(fā)動機的使用壽命和可靠性等。

對于SFD，早期主要基于流體的潤滑理論，從實驗和理論上研究SFD自身的流體動力學特性，隨著對SFD的深入研究，開始基于轉子動力學理論，從實驗和理論上研究帶有SFD轉子系統(tǒng)的振動響應特性[61]。SFD轉子系統(tǒng)振動響應的研究主要是基于線性理論開展的，即將SFD的油膜力考慮為線性的阻尼和剛度。然而實際上SFD的油膜剛度和阻尼與軸頸的位移和速度都呈現(xiàn)強的非線性[62]。從而使SFD-轉子系統(tǒng)出現(xiàn)多解和多頻的非線性響應，即轉子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)響應和非協(xié)調進動響應，如圖2所示。

在雙穩(wěn)態(tài)響應研究方面，最早由White[63]提出。他認為由于擠壓油膜剛度的非線性，使得含SFD的轉子系統(tǒng)將會有多值解的振動響應，也就是雙穩(wěn)態(tài)響應。隨后，國內外學者對SFD-轉子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)響應進行了大量的研究。2000年以后，祝長生[64]利用數(shù)值方法和解析方法，分析了帶SFD轉子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)響應，并對比分析各種數(shù)值方法和解析法對研究轉子系統(tǒng)雙穩(wěn)態(tài)響應的優(yōu)劣。Defaye[65]研究表明，流體的慣性有利于抑制含SFD轉子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)振動響應。Inayat-Hussain[66]通過數(shù)值計算，研究了帶SFD轉子系統(tǒng)響應隨支承剛度變化的關系，研究表明較大的轉子不平衡量將會使得轉子系統(tǒng)出現(xiàn)雙穩(wěn)態(tài)振動響應。Ahn等[67]基于模擬退火算法和遺傳算法，在考慮帶SFD轉子系統(tǒng)可能會出現(xiàn)跳躍振動等非線性振動響應的條件下，以較小力的傳遞率作為優(yōu)化目標，對SFD的長度、半徑和油膜間隙等參數(shù)進行了優(yōu)化。Xing[68-69]等基于N-S(Navier-Stockes)方程，對SFD-轉子系統(tǒng)的雙穩(wěn)態(tài)響應也進行了研究，并分析了基于N-S方程和Reynolds方程對計算結果的影響。

圖2 SFD-轉子系統(tǒng)的非線性振動響應

在非協(xié)調進動響應研究方面，起初，Li和Taylor[70]研究了在較小的軸承參數(shù)條件下，帶SFD的轉子系統(tǒng)的非線性振動響應，研究表明轉子振動響應中將會出現(xiàn)次諧波的非協(xié)調進動，比如1/2，1/4和1/6等分頻成分。最近幾年，SFD-轉子系統(tǒng)的非協(xié)調進動響應仍是國內外研究的熱點之一，例如，Inayat-Hussain[71]建立了帶SFD的轉子系統(tǒng)動力學模型，研究了SFD不同參數(shù)對轉子系統(tǒng)的非協(xié)調進動響應的影響。曹登慶[72]借助頻譜圖、分岔圖以及Poincaré映射圖等，通過對比，研究了含SFD轉子系統(tǒng)在不帶葉片和帶葉片條件下，轉子系統(tǒng)的非協(xié)調進動響應。

由于油膜剛度高度的非線性，在工程使用中，SFD極易使得轉子系統(tǒng)減振失效或者加劇振動[73]。因此，國內外學者在原有SFD的基礎上，研制了各種改進型阻尼器。

1991年，Heshmat和Walton[74-75]等設計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的油膜中間位置設置了由一個鉻鎳鐵合金制成的螺旋箔片，該箔片的一端與轉子的軸頸相連。而另一端和軸承座相連。試驗研究表明，該型阻尼器能有效地抑制轉子系統(tǒng)的振動，并能避免轉子系統(tǒng)雙穩(wěn)態(tài)振動響應的出現(xiàn)，然而該型阻尼器要求較高制造工藝水平。祝長生[76-77]提出了一種新型動靜壓阻尼器，它與傳統(tǒng)的阻尼器相比，主要是將原來沿周向的供油槽重新劃分成若干個相互獨立的油腔，并借助節(jié)流器進行阻尼器的供油。Zhao、Rezvani和Hahn[60,78]等也提出了一種新型的帶浮動環(huán)式的阻尼器，這種新型阻尼器在軸承座和轉子的軸頸之間設有一個可以浮動的環(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)調進動響應和雙穩(wěn)態(tài)振動響應，但含有該型阻尼器的轉子系統(tǒng)，在通過臨界轉速時振幅較大。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，該型阻尼器振動時油膜厚度可以通過調整金屬橡膠外環(huán)的變形來改變，從而使阻尼器非線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阻尼器轉子系統(tǒng)模型，通過研究表明，該型阻尼器能較好地改善油膜剛度的非線性動力學特性。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進行了整體式擠壓油膜阻尼器的試驗和理論研究，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用于多種現(xiàn)役的航空發(fā)動機上。周明和李其漢[84-85]等采用試驗與理論相結合的研究方法，并與傳統(tǒng)阻尼器進行對比，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較大的不平衡量，而且該型阻尼器還能調節(jié)航空發(fā)動機的臨界轉速。高德平和曹磊等[58,86]推導了該型阻尼器的雷諾方程，建立了該型阻尼器的流體力學模型，研究了該型阻尼器的調節(jié)臨界轉速和減振的機理，借助于試驗，分析了幾何參數(shù)、軸向力、供油條件和轉子不平衡量等對含彈性環(huán)式阻尼器轉子系統(tǒng)的振動響應的影響，從而為該型阻尼器的設計和使用提供了依據(jù)。艾延廷和蘇春峰等[87]借助有限元軟件，進行了彈性環(huán)式阻尼器的理論研究和有限元建模等，結果表明彈性環(huán)式阻尼器的裝配緊度對于它的阻尼系數(shù)、徑向剛度和油膜壓力場等影響較大。Fleming DP和Moraru等于2003年以后[88-89]，進行雙層油膜阻尼器的理論和試驗研究，該型阻尼器有兩層擠壓油膜，中間為一個浮動環(huán)，理論分析表明，如果不限制浮動環(huán)的自轉，阻尼器的浮動環(huán)將會產(chǎn)生很小的自轉轉速，經(jīng)過實驗測試表明，當轉子的轉速為1000轉/分時，測試得到的浮動環(huán)的轉速僅為0.1轉/分，由此他們認為該型阻尼器浮動環(huán)的自轉轉速是可以忽略不計的[90]。周海侖和羅貴火[91-92]從浮環(huán)式SFD的減振機理和動力學響應等方面進行了研究，結果表明，與傳統(tǒng)SFD相比，浮環(huán)式SFD具有很好的抑制轉子系統(tǒng)的非協(xié)調進動響應、雙穩(wěn)態(tài)響應和突加不平衡響應[93-94]等。

1.2.2 滾動軸承

航空發(fā)動機的主軸承均采用滾動軸承，這是因為滾動軸承摩擦系數(shù)小，軸向尺寸小，尤其是冷卻潤滑需要的潤滑油量較少[95]。航空發(fā)動機正朝著高精度、高轉速的方向發(fā)展，滾動軸承的動力學特性也越來越受到人們的關注。間隙非線性、以接觸非線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動軸承-轉子系統(tǒng)的動力學特性更加復雜[96]。

El-Sayed[97]進行了滾動軸承的接觸剛度的研究。Hernot[98]進行了五自由度滾動軸承的建模研究，對斜角球軸承的接觸剛度進行了研究。Bugra[99]研究了當轉子有不對中故障時，滾動軸承接相應的觸剛度的變化規(guī)律。唐云冰和羅貴火[100-101]基于Hertz彈性接觸理論以及滾動軸承運動學規(guī)律，得到了滾動軸承時變的非線性滾動軸承力，并研究了不同的載荷參數(shù)和結構參數(shù)對滾珠軸承動力學特性的影響規(guī)律，總結了滾動軸承接觸剛度的變化規(guī)律，并進行了實驗驗證[102]。姚廷強[103]以柔性多體動力學理論為基礎，基于相對坐標系，描述了剛柔多體接觸滾動軸承的運動學規(guī)律，研究了滾動軸承剛柔多體接觸輸出響應的動態(tài)特性和時變接觸剛度。

Kim[104]假設滾動軸承的剛度為常數(shù)，研究了滾動軸承在非工作區(qū)軸承間隙對滾動軸承-轉子系統(tǒng)動力特性的影響，并利用諧波平衡法獲得了轉子-軸承座系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)響應。Tiwari和Gupta對深溝球軸承支承的不平衡單轉子系統(tǒng)進行了建模，考察了深溝球軸承的游隙對轉子非線性動力學的影響[105]。此后，Tiwari、Gupta[106]和Papadopoulos[107]重點考慮了軸承游隙對轉子系統(tǒng)非線性振動特性的影響，研究了軸承非線性游隙對轉子分岔行為、混沌行為、非線性響應以及穩(wěn)定性的影響。白長青[108]考慮Hertz接觸力、滾動體通過振動和軸承徑向內間隙等非線性因素，研究了轉子系統(tǒng)的穩(wěn)定性及其分岔特性和混沌。

1.3 氣流引起的振動

1.3.1 葉柵尾流

在航空發(fā)動機環(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，當轉子葉片通過這段區(qū)域時，所受的氣動力將有所改變。由于氣流對葉片表面周期性壓強的變化，激起葉片的振動[109]。

孟越[110]提出了應用瞬態(tài)的分析方法，對轉子葉片上前排靜子葉片尾流激振下應力和位移進行了預估。王梅[111]應用參數(shù)多項式和振蕩流體力學理論，計算了靜子葉片后的尾流場與尾流場作用下轉子葉片通道內的非定常流場情況，研究了前排靜子葉片的尾流對后排轉子葉片振動的影響。趙福星[112]研究了轉差在高、低壓轉子交界處的動葉間引起的尾流激振問題，研究表明，與導向器尾流激振比較，轉速差引起的葉片尾流激振易激起危險的低階振型、共振轉速范圍寬以及激振強度低的特點。邱睿[113]針對葉片強迫響應問題，采用諧響應分析方法和模態(tài)疊加法，研究了由進口導葉的尾流虧損而產(chǎn)生不均勻流動對第一級轉子上葉片的振動影響規(guī)律。向宏輝[114]應用一臺單級風扇的試驗件，通過對零級導葉尾流參數(shù)和轉子葉片振動應力的測量，研究了尾流激振強度及葉片振動應力的變化特性，分析了零導安裝角、零導與轉子之間的軸向間距對轉子葉片振動應力的影響特性。周芒[115]通過對非定常CFD計算結果處理得到葉輪氣動載荷特性，并詳細分析了葉輪通過頻率載荷幅值與相位分布，為葉輪設計中尾流激振引起動應力的準確預估和葉輪疲勞破壞機理的研究提供參考。

1.3.2 密封氣流激振

在航空發(fā)動機壓氣機轉子和靜子之間存在著漏氣損失，嚴重影響著壓氣機效率。除了正確選擇間隙外，還必須采用封嚴裝置。

氣體在封嚴腔內的周向旋轉將產(chǎn)生滯后于轉子運動的不均勻壓力分布，合成后會產(chǎn)生垂直于轉子位移的切向力，這將會誘發(fā)轉子不穩(wěn)定振動?，F(xiàn)有研究表明，三維流動效應、Lomakin效應、Alford效應、螺旋流動效應及二次流效應等都與密封氣流激振相關[116]。然而一般認為，較大的周向速度是導致密封不穩(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的周向流速，密封腔室內的周向速度主要來自于進口預旋速度，其次是轉軸旋轉對周向流體的帶動作用，減小周向流速的措施包括：

(1)加裝反預旋裝置

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]。反預旋一種方法是在密封進口處安裝止渦裝置，引導流體逆旋轉方向進入。文獻[118]對航天飛機SSME HPFTP 項目中兩種止渦裝置進行了試驗和理論比較。文獻[119]和[120]研究結果表明，梳齒密封和蜂窩密封加裝反預旋裝置后，可以有效地提高轉子穩(wěn)定性。另一種方法是向密封腔內注入一股逆旋轉方向氣流[121]，用以抵消轉軸旋轉影響。文獻[122]研究表明，加裝反預旋裝置雖有一定效果，但是結構復雜，設計難度大，且反旋流速和流量并不是越高越好，不恰當?shù)姆葱鞣炊鴷е罗D子失穩(wěn)。

(2)周向遮擋

在密封腔內設置周向擋板阻止氣流在腔內的周向旋轉，典型裝置如Pocket Damper Seal[123]和側齒氣封[124]等。Vance 和Shultz[125]提出了袋式密封并成功應用于旋轉機械中。袋式密封是在傳統(tǒng)迷宮密封的基礎上，在靜子面沿周向上設置若干擋板，齒上開槽以減小內部流體的周向流動，從而增加直接阻尼和減小交叉剛度，可有效降低轉子的振幅，提高密封的穩(wěn)定性。Richards 等[126]將袋式密封技術應用于壓氣機中并消除了低頻振動問題。國內鄭水英[127-128]等研究了密封腔內帶有周向擋板的消振型密封結構，試驗結果證明在密封腔內加入縱向阻擋片，有效地阻止了流體在腔內的周向旋轉。

(3)阻尼密封

Von Pragenau[129]于1982 年首次提出了阻尼密封的概念，主要是通過增加靜子或轉子表面粗糙度來減少氣流周向旋轉速度，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]試驗測得了蜂窩密封的靜力與動力特性系數(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]對蜂窩密封的抑制振動機理進行了試驗測試，結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力特性，試驗表明蜂窩密封泄漏量小，主阻尼大，說明蜂窩密封有較大的有效阻尼。Yu 等[133-134]設計鋁制材料的三種孔型密封，研究結果表明當孔型密封70%的孔面積時與蜂窩密封性能相似。Holt[135]應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力特性系數(shù)并與試驗數(shù)據(jù)進行了比較分析。結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。國內李軍[136]針對透平機械的氣流激振問題所發(fā)展的阻尼密封技術的研究現(xiàn)狀進行了綜述，詳細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構特點、動力特性和阻尼機理及研究和應用現(xiàn)狀。

以上所提密封型式雖然機理上不盡相同，但是本質上都為軸向密封，即沿軸向布置若干組密封，通過逐級減壓方式達到密封效果。對于傳統(tǒng)軸向密封而言，在轉子表面線速度帶動下，流體進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正是氣流力產(chǎn)生的主要原因。因此，對于軸向布置的密封而言，氣流激振問題難以得到根本解決。此外，因為轉子振動和密封間隙在同一個平面內，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)濟性，研發(fā)先進密封形式在技術與科學領域都有非常重要的意義，對航空發(fā)動機與火力發(fā)電廠等旋轉機械的設計尤為重要。

1.3.3 喘振與失速

喘振是由壓氣機的局部失速引起，即壓力較低的失速團沿周向與轉軸非同步地旋轉。旋轉失速下的氣流脈動主要發(fā)生在周向并沿著轉子軸向方向上傳播。圓周方向上不均勻的壓力分布對轉子產(chǎn)生非同步激振力，由此轉子會在氣流力作用下產(chǎn)生自由衰減振動和非同步強迫振動的交互振動響應，以1 Hz～20 Hz的頻率重復出現(xiàn)。發(fā)生旋轉失速和喘振時的流場分布并非軸向對稱，對轉子產(chǎn)生橫向的旋轉脈動載荷。因此在航空發(fā)動機的轉子設計時需考慮減小由喘振引起的橫向振動[137]。

洪杰和馮國全[137]通過對發(fā)動機喘振載荷的空間域和時域分布的分析，提出非對稱旋轉失速團可產(chǎn)生的徑向激振力，使轉子系統(tǒng)發(fā)生橫向振動。研究表明，在由喘振引起的氣動載荷作用下，轉子系統(tǒng)會產(chǎn)生強迫振動和自由衰減振動相交替的低頻周期振動。楊秉玉[138]在某單級軸流壓氣機試驗臺上，進行了旋轉失速和喘振狀態(tài)下葉片振動響應的試驗研究，在對時域和頻域數(shù)據(jù)分析的基礎上，論述了旋轉失速和喘振狀態(tài)下葉片振動響應的特征。張靖煊[139]基于M-G模型，建立了軸流壓氣機旋轉畸變模型，采用數(shù)值模擬和實驗測量相結合的方法研究了軸流壓氣機在發(fā)生旋轉進口畸變情況下的失速過程，試圖通過分析畸變擾動與旋轉失速之間的關聯(lián)性來探索壓氣機失穩(wěn)的觸發(fā)機理。王偉才[140]模擬了壓氣機的喘振過程，并對壓氣機壓力信號進行快速傅里葉變換，檢測了壓氣機喘振。高闖[141]對小波神經(jīng)網(wǎng)絡進行訓練，并利用訓練好的神經(jīng)網(wǎng)絡研究葉輪和擴壓器幾何尺寸對無葉擴壓器失速的影響。陳策[142]在三階Moore-Greitzer模型的基礎上，分析了軸流壓縮系統(tǒng)模型中的靜態(tài)分叉行為；進一步分析了在分叉參數(shù)作用下的平衡點穩(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)中通過附加擾動主動抑制旋轉失速理論模型。沈楓[144]提出了一種離心壓縮機系統(tǒng)內無葉擴壓器失速的三維理論模型，該模型采用線性化的三維歐拉方程分析擴壓器內的流體不可壓縮流動，采用有限差分法和奇異值分解法進行求解，以預測無葉擴壓器失速的臨界來流角和失速團相對轉速。單曉明[145]采用高頻響動態(tài)壓力探針測量了小流量軸流/離心組合壓氣機的旋轉失速和喘振，并采用基于Morlet小波時頻分析和小波系數(shù)奇異分解的方法分析了壓氣機失速信號。張海波[146]提出了渦扇發(fā)動機喘振實時模型建立方法，該模型考慮了發(fā)動機容腔的容積動力學效應，風扇、壓氣機的失速區(qū)特性，燃燒室的熄火特性，同時建立了發(fā)動機進口總溫畸變、總壓畸變及組合畸變模型。

1.4 齒輪引起的振動

傳動系統(tǒng)是航空發(fā)動機十分重要的組成部分，航空發(fā)動機的傳動系統(tǒng)是一個齒輪耦合復雜轉子系統(tǒng)，對該系統(tǒng)動力學特性的分析需要轉子動力學、齒輪動力學和軸承動力學等方面的理論知識[147]。

郭偉超[148]對某型航空發(fā)動機的中心軸弧齒錐齒輪傳動系統(tǒng)建立了動力學方程，分析了弧齒錐齒輪傳動系統(tǒng)中參數(shù)對系統(tǒng)動態(tài)特性的影響。郭家舜[149]研究了傳動系統(tǒng)中齒輪嚙合的動載系數(shù)的變化特點，得出在過渡狀態(tài)下系統(tǒng)存在拍振現(xiàn)象的結論。程勇[150]以航空發(fā)動機兩級弧齒錐齒輪傳動系統(tǒng)為研究對象，建立了彎-扭-軸三維空間多自由度耦合動力學模型。國際上對齒輪嚙合系統(tǒng)基于轉子動力學原理進行計算研究開始于20世紀70年代[151]。Mitchell[152]等的研究表明當系統(tǒng)中轉子剛性較大時，建模時忽略了橫向振動而僅考慮扭轉振動，結果仍有較好的近似度。Kahraman[153]建立了一個斜齒輪副的線性動力學模型，其中考慮了軸和軸承的變形，并仿真計算了系統(tǒng)的模態(tài)頻率振型。Choi[154]等應用傳遞矩陣法分析了齒輪嚙合轉子系統(tǒng)的動力特性，考慮其陀螺效應和剪切變形，通過分析系統(tǒng)的彎扭耦合振動獲取了其相應振型和固有頻率。Emery[155]研究了扭轉剛度對彎曲振動臨界轉速的影響，以及橫向剛度與阻尼對扭振臨界轉速與振幅的影響。

1.5 失諧葉盤

在航空發(fā)動機葉盤結構的各扇區(qū)間物理或幾何參數(shù)不可避免地存在著偏差，此偏差稱為失諧。為了抑制顫振，研究者會人為地引進某些特定形式的失諧，以改良響應特性，提高顫振穩(wěn)定性，該失諧也稱為錯頻。發(fā)動機的葉盤系統(tǒng)對失諧敏感，失諧后振型及激勵不能均勻傳遞，能量存在于少數(shù)的葉片上，促使其振幅增加，并有較高的疲勞應力，由此而引起葉片高周疲勞失效[156]。航空發(fā)動機的葉盤系統(tǒng)對失諧非常敏感，可使葉盤系統(tǒng)的振動能量集中在少數(shù)葉片上，即振動局部化現(xiàn)象，使葉片的振動幅值明顯增大，甚至導致葉片破損或斷裂[157]。

Ewins[158-159]等研究表明，葉片失諧導致葉盤系統(tǒng)的重節(jié)徑模態(tài)分裂成對應于兩個不相同特征頻率相對應的單個模態(tài)，而且這兩個分離的模態(tài)將不再能夠合成一個正弦波。Ottarsson[160]等利用傳遞矩陣法和攝動法研究了隨機失諧條件下的葉盤結構自由振動的局部化問題。Pierre[161-162]等分別利用集中參數(shù)模型和連續(xù)參數(shù)模型，利用攝動法研究了周期系統(tǒng)的特征值頻率問題。Martel[163]提出了一種改進的漸進失諧模型，他基于物理機理意義，解釋了失諧振動對葉盤強迫振動動力學響應的影響，他的研究表明，失諧振動會使葉盤系統(tǒng)的某些頻率相接近的模態(tài)振動相互耦合在一起。Nikolic等[164]基于蒙特卡洛數(shù)值模擬，提出了參考大失諧進行減振的思想，借助假設檢驗方法，研究受迫振動響應，研究表明，在葉片出現(xiàn)較小的失諧時，葉盤的振動響應結果服從伽馬/高斯分布，在葉片較大失諧時，葉盤的振動響應結果服從威布爾/極值分布。Petrov[165]進行了葉片受迫響應和失諧關系的理論分析，研究認為可以通過合理地設計失諧方式來達到減振的效果，通過優(yōu)化方法來尋找合理的失諧方式。

在國內，王紅建[157]針對失諧葉盤系統(tǒng)，建立了有限元模型和質量-彈簧模型，并對復雜的耦合失諧葉盤的問題，開展了較為詳細的研究。王建軍[166]基于蒙特卡洛數(shù)值模擬，利用兩自由度的葉盤集中參數(shù)模型，進行了隨機失諧葉盤結構的振動模態(tài)局部化的概率分布統(tǒng)計研究，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]針對航空發(fā)動機葉盤結構由于失諧而引發(fā)振動超標事后處理的實際困難，建立了典型葉盤結構集中參數(shù)模型，分析了失諧葉片排列順序對模態(tài)局部化的影響，將具有良好優(yōu)化性能的蟻群優(yōu)化技術應用到葉片安裝位置的優(yōu)化設計中。張亮[168]基于微動滑移摩擦模型建立葉根阻尼器干摩擦力本構關系，采用等效的橢圓，來代替阻尼器的遲滯回線，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系統(tǒng)集中參數(shù)模型上，建立了整周失諧葉盤系統(tǒng)的動力學仿真模型，并借助諧波平衡法，對失諧葉盤進行振動響應分析。蘭海強[169]對葉片安裝角失諧導致的誤差進行了研究，并與葉片尺寸引起的葉片失諧進行了對比。

1.6 機匣的振動

機匣作為航空發(fā)動機的骨架，能直接反映出發(fā)動機整機振動的情況。目前，關于航空發(fā)動機機匣振動的研究，主要包括結構激振、噪聲激振和氣流激振等方面。結構激振有發(fā)動機轉子的不平衡量引起的離心力，以及轉靜件碰摩或者轉子支承的不同軸度太大引起發(fā)動機機匣承力系統(tǒng)產(chǎn)生行波振動。噪聲振動主要是由高速氣流流動或燃燒產(chǎn)生。氣流的激振主要有旋轉失速的氣團所導致的周向壓力變化、旋轉葉片的尾跡產(chǎn)生的壓力脈動和流場畸變等[170]。

蔡顯新[171]針對某渦扇發(fā)動機風扇機匣曾出現(xiàn)的振動過大的現(xiàn)象，分析認為機匣的振動是由轉子葉片旋轉時的尾流激振力激起行波共振。首先利用有限元法計算了機匣的固有頻率和振型(如圖3所示)，以固有頻率大和質量輕為優(yōu)化目標，采用遺傳算法，優(yōu)化得到在機匣適當位置增加矩形截面的環(huán)形結構，實現(xiàn)了對機匣的減振。優(yōu)化后的前4階振型如圖4所示。

圖3 機匣有限元網(wǎng)格及前4階振型

圖4 機匣優(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，對航空發(fā)動機的關鍵部件，如轉子、葉片、盤、滾動軸承和機匣等，進行了2D和3D的可視化參數(shù)建模，對轉子和機匣的彈性線進行仿真模擬，根據(jù)轉子和機匣的變形狀態(tài)發(fā)現(xiàn)其容易產(chǎn)生轉靜碰摩的危險截面。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)動機薄壁柱殼體在噪聲激勵作用下的動力學響應。姜廣義[174]發(fā)現(xiàn)在航空發(fā)動機研發(fā)與試車過程中，曾出現(xiàn)風扇機匣振動偏大且振幅存在擺動現(xiàn)象。對發(fā)動機分解檢查發(fā)現(xiàn)，轉靜件發(fā)生了碰摩故障，導致轉靜件出現(xiàn)碰摩故障主要是由于機匣的圓度問題，從而使轉靜件的上下間隙變小，在一定轉速下發(fā)生碰摩。朱彬針對某高涵道比渦扇發(fā)動機高壓壓氣機機匣振動設計需求，對機匣進行有限元建模，進行了固有頻率和振型的計算，為機匣的實際提供了參考，其中機匣典型的振型圖如圖5所示。

2 發(fā)動機結構動力學設計與整機振動控制

2.1 發(fā)動機整體結構動力學設計

2.1.1 雙轉子發(fā)動機固有特性計算

目前關于航空發(fā)動機雙轉子系統(tǒng)的動力學研究，包括雙轉子系統(tǒng)的振型和臨界轉速計算，以及航空發(fā)動機雙轉子系統(tǒng)的不平衡響應等。

美國學者Glasgow等[175]人應用固定截面模態(tài)綜合法，研究了雙轉子系統(tǒng)的振型及臨界轉速，并對模態(tài)綜合法的誤差和精度進行了分析。Kazao[176]應用傳遞矩陣法對雙轉子系統(tǒng)的臨界轉速、振型和不平衡響應進行了計算和研究。Gupta[177]等學者在雙轉子實驗器的基礎上，利用傳遞矩陣法計算了含中介支承的雙轉子系統(tǒng)的不平衡振動響應，并對該系統(tǒng)的振型、臨界轉速和不平衡振動響應等進行了實驗研究。Hsiao-Wei[178]采用了有限元方法對含中介支承的雙轉子系統(tǒng)進行了動力特性分析，研究了雙轉子的中介軸承剛度和轉速比對振型和臨界轉速的影響。

圖5 機匣典型振型圖

國內，黃太平[179]采用阻抗耦合與分振型綜合法的傳遞矩陣法進行了多轉子系統(tǒng)的固有特性的計算和分析。晏礪堂[180]提出了適用于復雜轉子系統(tǒng)動力特性分析的子結構傳遞矩陣法。羅貴火和胡絢[181-183]采用傳遞矩陣法，計算了雙轉子系統(tǒng)的振型、和臨界轉速不平衡振動響應等，并對部分結果進行了實驗驗證。蔣書運[184]采用整體傳遞矩陣法分析了航空發(fā)動機多轉子相互耦合系統(tǒng)的固有頻率特性。柴山[185]發(fā)展了整體傳遞矩陣法，用于多轉子系統(tǒng)的特征值求解。洪杰[186]在傳遞系數(shù)法的基礎上，結合整體傳遞矩陣法，提出了適合于解決多轉子相互耦合系統(tǒng)問題的整體傳遞系數(shù)法。李洪亮將固定界面模態(tài)綜合法應用于雙轉子系統(tǒng)，對含中介支承的雙轉子系統(tǒng)的動力特性進行了分析。馮國全[187]基于NASTRAN有限元分析軟件提供的DMAP二次開發(fā)環(huán)境，開發(fā)了反向旋轉的雙轉子發(fā)動機振動特性分析的坎貝爾圖法和射線法解題序列，并進行了某渦扇發(fā)動機反向旋轉的雙轉子振動特性分析。張大義[188]以某雙轉子渦扇發(fā)動機為例，介紹了采用Ansys固有模態(tài)求解模塊，計算得到了雙轉子系統(tǒng)的借助坎貝爾圖，如圖6所示。圖6中，n=1，……，7，n表示轉子系統(tǒng)的前七階正進動頻率，其中，低壓激勵表示為一條射線，它與各個正進動曲線的相交處表示低壓轉子所激勵的臨界轉速，在圖6中用圓點表示。圖6中A點代表的臨界轉速于慢車轉速的裕度為21.1%，與巡航轉速相比，裕度為22.3%，滿足航空發(fā)動機大于20%的臨界轉速裕度設計要求。張大義進行了雙轉子系統(tǒng)臨界轉速的計算，并進行振型與應變能的分析。圖6中，高壓轉子的激勵表示為一條復雜曲線，它是由高低壓轉子的轉速匹配決定，它與各個正進動曲線的相交處表示高壓轉子所激勵的臨界轉速，在圖6中用方塊表示。另外，張大義還根據(jù)計算得到的振型，進行了航空發(fā)動機整機應變能的分析。

圖6 雙轉子航空發(fā)動機整機坎貝爾圖

2.1.2 發(fā)動機整機有限元建模分析

航空發(fā)動機的靜子系統(tǒng)和轉子系統(tǒng)的剛度接近，所以轉靜件之間的相互振動耦合問題比較突出。如果不能夠準確而且合理地考慮靜子質量和剛度對轉子系統(tǒng)動力學特性的影響，將使轉子的不平衡響應和臨界轉速等的計算結果出現(xiàn)較大誤差。對此問題一般可以采用支承動剛度進行近似考慮，但是該方法不能準確地對臨界轉速附近的振動響應進行求解，并且無論采用數(shù)值仿真方法還是試驗測試，實際發(fā)動機各支點的動剛度都很難獲得[188]。因此，進行航空發(fā)動機的整機動力學建模顯得尤為重要。

國外很早就在航空發(fā)動機整機振動領域開展研究，尤其是美國、歐洲、俄羅斯等國家的專家學者已經(jīng)進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)相當成熟，因此在航空發(fā)動機模型建立和動力學分析上有限元方法被廣泛應用，并且從最初的傳統(tǒng)設計向現(xiàn)在的預測設計轉換。Glasgow[175]提出了固定界面的復模態(tài)綜合法，用來分析航空發(fā)動機支承-轉子-機匣整機系統(tǒng)的動力學特性。Hsiao-Wei[178]采用了有限元方法對含中介支承的雙轉子系統(tǒng)進行了動力特性分析，研究了高、低壓轉子轉速比和中介軸承剛度對臨界轉速及振型的影響。臧朝平和Ewins等[190-191]提出了一種應用航空發(fā)動機整機有限元模型的確認方法，模型確認的流程圖如圖7所示。該模型確認方法是，首先對研究結構進行振動模態(tài)試驗，并利用試驗數(shù)據(jù)對所建立的發(fā)動機有限元模型進行修正，該方法可以有效地提高有限元模型的計算精度，仿真計算結果與試驗結果有很好的一致性[192]。

圖7 有限元模型確認的流程圖

Bonello[193-194]分別從時域和頻域兩個方面提出了兩種適合高維復雜轉子系統(tǒng)動力學有限元模型求解的方法，隨后在考慮擠壓油膜阻尼非線性特性影響的基礎上，建立了詳細的雙轉子和三轉子發(fā)動機整機動力學模型，開展了系統(tǒng)在多頻激勵下航空發(fā)動機整機振動特性的研究。梅慶[195]和鄧旺群[196]等借助轉子有限元分析軟件SAMCEF/Rotor，建立了航空發(fā)動機轉子的有限元模型，設計分析了航空發(fā)動機的臨界轉速和振型等。鄧旺群和陳萌[197]等利用Nastran的實體單元編制了轉子動力學響應分析的仿真計算程序，計算了航空發(fā)動機整機動力學特性。唐振寰[198]對某微型渦噴發(fā)動機進行整機有限元建模，并利用該模型計算了軸承和靜子機匣的支承靜剛度和支承動剛度；同時對該發(fā)動機的轉子部件進行了模態(tài)測試試驗，對比了仿真結果和試驗結果，進而確定出最優(yōu)的發(fā)動機整機有限元計算模型；在考慮陀螺力矩的情況下，分析了轉子支承的靜剛度、動剛度以及整機有限元模型對于該型發(fā)動機臨界轉速計算結果的影響；并將有限元方法計算的發(fā)動機臨界轉速與傳遞矩陣法計算結果進行了對比分析。王海濤[199]進行了更加深入的工作，其所建立的航空發(fā)動機有限元模型為雙轉子模型。

航空發(fā)動機有成千上萬個零部件，結構十分復雜，進行發(fā)動機整機建模時有限元網(wǎng)格數(shù)十分巨大，計算求解時間較長，因此整機建模時，必須對發(fā)動機結構進行合理的簡化既保證求解精度又能提高計算效率。洪杰等[200]在進行整機有限元建模時，針對承力及非承力發(fā)動機機匣系統(tǒng)中附件、空心幅板類零部件和孔類零部件等典型結構進行了簡化處理，并利用該簡化方法建立了某渦扇發(fā)動機有限元模型，并對該模型進行了動力特性分析，結果顯示：簡化整機模型能夠有效地減少發(fā)動機整機的自由度，降低建模難度，對整機動力特性影響較小。

2.1.3 轉子-滾動軸承-機匣動力學建模分析

航空發(fā)動機的轉子通過滾動軸承及其軸承座安裝在機匣上，而發(fā)動機的機匣支承安裝在臺架或飛機上，因此轉子、機匣和滾動軸承之間的運動是相互影響、相互耦合的，它們在結構上就構成了滾動軸承-轉子-機匣動力學耦合系統(tǒng)。

袁惠群[22]針對航空發(fā)動機轉子結構，建立了轉子-滾動軸承-機匣多自由度系統(tǒng)整機模型，該模型包含了轉子的碰摩故障。研究了具有局部碰摩的滾動軸承-轉子-靜子系統(tǒng)非線性特性。周海侖[32]以航空發(fā)動機雙轉子系統(tǒng)為研究對象，用集中質量點來近似模擬航空發(fā)動機的額轉子和機匣系統(tǒng)，建立了航空發(fā)動機滾動軸承-雙轉子-機匣耦合動力學模型，在模型中考慮了碰摩故障，同時求解了雙轉子系統(tǒng)動力學響應并進行了驗證。鄧四二[201]在考慮了系統(tǒng)非線性的基礎上建立了同向旋轉雙轉子-滾動軸承耦合系統(tǒng)的動力學模型，分別討論了中介軸承游隙、滾子個數(shù)、支承軸承結構參數(shù)和轉子轉速對轉子系統(tǒng)的穩(wěn)定性的影響，研究認為中介軸承游隙對雙轉子系統(tǒng)穩(wěn)定有較大的影響。陳果[202]針對雙轉子航空發(fā)動機，在考慮滾動軸承和SFD非線性特性的基礎上，基于有限元方法，建立了航空發(fā)動機的整機動力學模型，并進行了航空發(fā)動機的整機振動分析。

由于航空發(fā)動機結構的復雜性，進行航空發(fā)動機整機有限元建模時，其單元數(shù)動輒幾十萬甚至上百萬，如果再考慮其非線性因素，整機動力特性的計算將非常耗時，計算效率難以滿足工程應用。因此，研究整機有限元建模的自由度減縮技術，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)動機整機動力學研究的重要發(fā)展方向之一。

2.2 考慮支承動剛度和連接結構剛度的動力學設計

由于彈性支撐和連接結構的剛度是很難識別的，在航空發(fā)動機動力學分析時，所計算出的航空發(fā)動機臨界轉速誤差很大，最終機械結構動力學設計是很難實現(xiàn)的[203]。

李玲玲[204]結合某型航空發(fā)動機整機結構，建立發(fā)動機后支撐結構的有限元動力學模型，采用MSC.Nastran進行頻率響應計算，再由所得位移曲線求出相應的動剛度曲線。洪杰[205]為了研究轉子支承動剛度對轉子動力特性的影響，分別運用靜、動剛度和有限元整機模型對某型航空發(fā)動機進行了轉子動力學分析，并對計算結果進行了探討分析。趙文濤[206]基于實測支承動剛度，進行了航空發(fā)動機整機振動建模及驗證。

螺栓連接剛度是影響結構動力學特性的另外一個重要因素[203]。大量的動力學特性分析技術都涉及到預緊力控制、摩擦性能控制、螺栓聯(lián)接理論、防疲勞控制等多方面，所采用的典型應用標準包括： NASA的《NASA NSTS 08307預緊力螺栓設計準則》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。為了保證機匣具聯(lián)接剛性，一般采用高精度螺栓和恰當?shù)亩ㄎ恢箍诮Y構，否則機匣聯(lián)接剛性會受到很大的影響。航空發(fā)動機會采用大量的螺栓進行機匣聯(lián)接，如圖8所示[207]。

國內外專家、學者廣泛采用有限元方法進行螺栓聯(lián)接結構的剛度和強度的仿真模擬。由于航空發(fā)動機采用大量螺栓進行聯(lián)接，且螺栓結構精細化建模十分困難，造成動力學分析效率較低，因此在對帶有螺栓聯(lián)接的大型結構進行有限元分析時，對螺栓聯(lián)接部分進行簡化是十分必要。沈詣[208]提出了一種簡化的螺栓聯(lián)接結構建模方法，該建模方法忽略掉了螺栓實際結構用一個均勻的壓力取代螺栓，該方法不僅提高了大型結構中螺栓聯(lián)接模型有限元計算的收斂性，還提高了計算效率。何平等人[209]提出了一種三維軸對稱模型進行螺栓結構建模，該方法考慮了螺栓結構的軸向力學特性，同時減少了模型求解時間。為了滿足聯(lián)接結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緊力。葉紅[210]針對螺栓在擰緊過程中安裝邊聯(lián)接處的變化情況，發(fā)現(xiàn)影響螺栓預緊力的主要因素是內壓作用和墊片在升壓過程中的松弛現(xiàn)象。王春寒[211]主要使用等效應變法、等效力法、直接加載法和等效溫度法來進行有限元計算中螺栓預緊力的模擬，并對比分析了四種方法，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模擬螺栓連接結構的預緊力，并對比了理論計算結果和有限元仿真結果，結果表明所提出的方法可以準確地模擬出螺栓聯(lián)接結構在預緊力作用下的應力的分布。馮利民等[213]設計出了一種新的模擬方法，該方法考慮了螺栓聯(lián)接結構特性，確定了螺栓預緊力的取值范圍，以最小的經(jīng)濟成本設計出可靠的螺栓聯(lián)接結構。艾延廷[214]為了準確模擬安裝邊螺栓聯(lián)接結構對航空發(fā)動機機匣的影響，利用ANSYS有限元軟件對安裝邊螺栓聯(lián)接結構進行仿真計算，為了減少螺栓連接有限元模型的規(guī)模，并提高模擬計算精度，以螺栓聯(lián)接“L”梁模型為研究對象，進行了螺栓聯(lián)結結構接觸半徑[215]、被聯(lián)接件形式和螺栓預緊力對螺栓聯(lián)接結構的模態(tài)影響[216]等方面的研究，“L”型梁研究對象如圖9所示。

圖8 GE J85發(fā)動機機匣的螺栓聯(lián)接

圖9 標準“L”型梁研究對象

國外對于螺栓聯(lián)接結構的研究主要集中在螺栓預緊力的研究，F(xiàn)azekas的研究表明螺栓預緊力的影響是具有雙面性的，最小的預緊力決定了最優(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)接結構在動態(tài)能力下的螺栓預應力設計方案[218]。Nash[219]等人利用有限元分析了錐形輪轂法蘭面—面接觸結構，提取法蘭表面上的主要應力值，驗證了預緊力對螺栓的影響。Kumar[220]通過三維有限元得到壓力容器螺栓上的應力分布，并提出在壓力容器中螺栓法蘭結構的兩個作用，一個是防止泄漏，另一個是保持結構的完整性。Kuberappa[221]在進行螺栓聯(lián)接的研究中，對螺栓和螺母進行了詳細的建模，詳細考慮螺栓聯(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)檢測與整機振動的控制

3.1 航空發(fā)動機整機振動的控制參數(shù)分析

航空發(fā)動機的設計、制造和裝配過程中，發(fā)動機的幾何結構偏差、工藝特征參數(shù)偏差是不可避免的，這些參數(shù)的偏差將影響動力學特征參數(shù)的變化，最終對發(fā)動機整機振動產(chǎn)生極大的影響。因此，研究發(fā)動機工藝特征參數(shù)、結構特征參數(shù)對整機動力學特性的影響，可以保證發(fā)動機裝配質量[203]。

柏樹生[222]統(tǒng)計了108臺某型發(fā)動機的后支承和機匣的配合間隙、后支承點徑向活動量和軸間軸承的徑向活動量等20個主要裝配參數(shù)。同時提取了相應的整機振動特征參數(shù)，基于蒙特卡羅方法進行了裝配參數(shù)對整機振動影響的敏感性分析，編制了相應的MATLAB程序計算出裝配參數(shù)與整機振動的相關系數(shù)，最后分析出整機振動對各個裝配參數(shù)的敏感程度。艾延廷[223]應用主成分分析法，從15個主要裝配參數(shù)中提取出4個對整機振動影響較大的關鍵裝配參數(shù)，并對這4個裝配參數(shù)進行了針對性的分析和研究。沈獻紹[224]運用BP神經(jīng)網(wǎng)絡方法建立數(shù)學模型，研究裝配參數(shù)對整機振動的影響，進而實現(xiàn)對整機振動參數(shù)的預測。王四季[225]針對某型航空發(fā)動機渦輪后支點軸承外環(huán)裝配工藝參數(shù)的特點，實驗研究了軸承外環(huán)與襯套配合為過盈配合、間隙配合和過渡配合時的轉子振動特性，同時研究了溫度場和外環(huán)擰緊力矩參數(shù)對配合關系的影響而導致的轉子振動特性變化。

3.2 轉子不同心度控制技術

航空發(fā)動機轉子在高速旋轉時，其不平衡量與不同心度對整機振動響應有較大影響，因此，轉子裝配在整機裝配中占有重要地位[226]。

孫貴青[227]針對轉子夾具無法滿足測量需求的“瓶頸”，研發(fā)了轉位法誤差分離技術，提高了轉子不同心度測試工藝精度及穩(wěn)定性；針對靜子支承不同心度測量中大跨度不同心度測量數(shù)據(jù)不穩(wěn)定的難點，開發(fā)了多支點、大跨度測試技術，實現(xiàn)了真實裝配狀態(tài)下的“又準又快”的測量要求。宋峰[228]利用改進手動操作千分表進行同心度測量的技術，采用自動數(shù)據(jù)采集裝置對發(fā)動機殼體同心度進行測量。柏樹生[229]通過ANSYS模擬螺栓預緊力，分析螺栓緊度分布及加載順序對機匣裝配同心度的影響規(guī)律。呂玉紅[230]結合航空發(fā)動機的結構特點，以及發(fā)動機裝配過程中關鍵組件的同心度要求和控制目標，介紹了發(fā)動機裝配過程中對于轉子同心度、靜子同心度以及轉靜子同心度等參數(shù)的控制技術，分別通過轉子堆疊優(yōu)化技術、支點同軸度測量和Linipot測試系統(tǒng)來實現(xiàn)。劉君[226]針對轉子不同心度和不平衡量雙目標優(yōu)化原則，采用蒙特卡洛算法對單目標裝配優(yōu)化過程、雙目標裝配優(yōu)化過程、隨機裝配過程進行仿真，通過驗證表明，轉子裝配優(yōu)化技術達到了改善轉子裝配質量的目的。

3.3 轉子不平衡量控制技術

現(xiàn)代航空發(fā)動機的轉子系統(tǒng)一般都在一階、二階甚至三階臨界轉速以上工作，這就需要將其視作柔性轉子進行高速動平衡。柔性轉子高速動平衡要求對工作轉速內的振型進行全正交平衡，其中涉及平衡面多、平衡轉速多。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)動機為研究對象，對影響系數(shù)法中的最小二乘法進行改進，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子動平衡技術。王勃[233]采用多平面多轉速影響系數(shù)法對小型渦扇發(fā)動機轉子系統(tǒng)進行一、二階高速動平衡試驗。鄧旺群[234]對渦輪軸發(fā)動機動力渦輪建立有限元分析模型，通過計算得到了轉子振動特性，并在高速旋轉試驗器上完成了全轉速范圍內高速動平衡與動力特性試驗。岳聰[235]利用升速響應信息對柔性轉子做多平面及多階瞬態(tài)動平衡，效果顯著。劉鋼旗[236]針對傳統(tǒng)柔性轉子動平衡需要添加試重、多次啟動等問題，發(fā)展了一種基于無試重模態(tài)動平衡方法的柔性轉子二階動平衡方法。李立新[237]針對航空發(fā)動機多級盤轉子平衡精度不高的問題，采用遺傳算法優(yōu)化各級盤的安裝位置，以降低當發(fā)動機高速旋轉時由不平衡量引起的作用于軸承上的力和力矩。在國外，Gnielka[238]利用模態(tài)平衡法，進行了無試轉的柔性轉子動平衡研究。Saldarriaga[239]利用遺傳算法進行了柔性轉子動平衡。另外，為了提高飛機的作戰(zhàn)效能和出勤率，航空發(fā)動機的整機動平衡技術將是發(fā)動機動平衡技術的發(fā)展趨勢。鄧旺群[240]針對渦軸發(fā)動機動力渦輪轉子在高速動平衡后必須經(jīng)過分解和重新裝配才能裝在發(fā)動機中使用而帶來的不足，提出直接對動力渦輪單元體進行高速動平衡試驗，而不必將整臺發(fā)動機運回修理廠。

4 發(fā)動機整機振動試驗測試與故障診斷

4.1 發(fā)動機整機振動的測試方法與振動標準

4.1.1 發(fā)動機整機振動的測試方法

航空發(fā)動機的整機振動問題是新機研制中的難題之一，其關鍵問題在于對航空整機振動進行有效的測試，從而建立故障模式和識別系統(tǒng)[241]。

整機振動測試通常是在發(fā)動機外部合適部位安裝振動加速度傳感器，其拾取的振動信號能反映有關轉子本身的工作狀態(tài)和信息，另外還包括發(fā)動機其它運行部件及結構的振動信息和大量的干擾噪聲[242]。目前的測量方法與工藝還只能在發(fā)動機外部機匣上測量，通常測振點離振源較遠，存在各部件結構振動干擾，測量誤差較大。在國外，航空發(fā)動機的振動測試已轉移到發(fā)動機內部的轉子支承點上，例如，CFM56發(fā)動機測振點選在前端風扇1號軸承座[243]。國內一些研究者也嘗試著將發(fā)動機的振動測量從發(fā)動機外部轉移到發(fā)動機內部，例如，中國航空動力機械研究所王平研究員[244]和雷沫枝[242]針對中小型航空發(fā)動機轉子系統(tǒng)的支承方式大多采用帶SFD的鼠籠式彈性支承結構特點，提出一種基于彈性支承動應力測量的整機振動測試方法。他們將應變計粘貼在彈性支承上，通過機匣及支板上的小孔引出所測得的彈性支承動應力信號。與發(fā)動機機匣上的振動信號相比，該種信號比直接從轉子支承上獲取的信號信噪比較高，更加能反映出轉子系統(tǒng)振動特征，有很大的應用價值。艾延廷[245]針對航空發(fā)動機在臺架試車測試中出現(xiàn)的傳感器溫漂故障，提出了基于經(jīng)驗模式分解和Hilbert變換的航空發(fā)動機傳感器數(shù)據(jù)有效性驗證方法。

4.1.2 發(fā)動機整機振動的標準

過去曾用振動位移表示發(fā)動機的振動，但目前多數(shù)機種振動用加速度表示。美國軍用標準MIL-E-5007D《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》規(guī)定用速度有效值表示航空發(fā)動機振動。事實上，測量振動位移在低頻時比較直觀，且信噪比高。例如，用位移峰峰值表示CFM-56發(fā)動機低壓轉子振動極限，而高壓轉子振動極限用速度有效值表示[243]。

國內所見機種的測振傳感器一般均安裝在壓氣機、渦輪機匣的安裝邊附近，受機匣等外界因素影響，所測值難以真實準確地反映軸與軸承的振動情況。國家軍標規(guī)定，應在壓氣機、渦輪、附件機匣等重要的內部結構上，用振動加速度計測得其均方根速度總量和加速度譜圖。美國國防部對發(fā)動機振動實驗及可靠性提出了更加嚴格且具體的要求。要對壓氣機、風扇，葉片和盤，渦輪軸等主要零部件進行激振試驗，得到振動動應力分布和包括復合振型在內的各種振型。要求繪出主要激振階次和振型的激振頻率隨轉速變化的曲線，并把它與強度、壽命分析聯(lián)系起來[246]。

4.2 轉子動力學特性測試技術

航空發(fā)動機轉子系統(tǒng)動力學特性是轉子結構在全轉速范圍內的振動形態(tài)，一般包括臨界轉速、軸心軌跡和相位特性等。依據(jù)轉子系統(tǒng)結構形式差異，其測試方法常采用振幅峰值法、副臨界轉速法、軸心軌跡法、滯后相角法等。一般對發(fā)動機結構根據(jù)轉速振動曲線尋找共振點，在共振轉速附近測試其支點之間的相位關系，獲得其振動特性[203]。另外，轉子系統(tǒng)滾動軸承、SFD和密封等的剛度阻尼系數(shù)也對轉子的動力學特性產(chǎn)生重要的影響。

黃太平[247]使?jié)L動軸承在一固定轉速下運行，用錘擊法進行激勵，通過響應測試滾動軸承的剛度和阻尼系數(shù)。唐云冰[248]采用立式轉子實驗器進行了陶瓷軸承等效剛度試驗研究，研究表明滾動軸承的綜合剛度與轉速有關，隨著轉速的增加而增大。王碩桂[249]利用Fokker-Planck方程給出滾動軸承線性剛度和非線性剛度。在國外，Stone[250]通過實驗研究得到了不同參數(shù)對滾動軸承剛度、阻尼的影響規(guī)律。Goodwin[251]通過提取主軸在轉動狀態(tài)下的振動信號，得到了軸承的剛度、阻尼特性。

在SFD的動力學參數(shù)的測試方面，黃太平[252]和李舜酩[253]借助位移導納圓法進行了SFD油膜阻尼的測試研究。Luis[254,255]利用機械阻抗法進行了SFD油膜阻尼的測試，分析了阻尼器結構參數(shù)對SFD減振效果的影響。Siew[256]利用雙向激勵實驗器進行了中間供油型SFD動力特性的研究。

密封動力特性測試試驗方面，TAMU(Texas A&M University)的Child[257]做出了突出的貢獻。在國內，孫丹設計搭建多功能密封試驗臺，提出了氣缸任意運動狀態(tài)下的密封氣流力試驗識別方法[258]。

4.3 發(fā)動機機匣支承振動特性測試技術

航空發(fā)動機機匣由于受通過支承傳遞的轉子不平衡力、葉片和內流與相互作用的氣動力激勵的影響，會產(chǎn)生振動，該振動不僅涉及其自身結構強度問題，還涉及安裝在機匣上附件的疲勞損傷問題。因此，對機匣支承結構進行振動特性測試十分必要[203]。

機匣測試方法可以分接觸式和非接觸式兩種。接觸式傳感器的測試方法，如利用加速度傳感器測試和應變計測試。吳長波[259]為了研究加速度傳感器-安裝座-整流機匣系統(tǒng)的固有頻率，通過從不同振動傳感器及安裝座、整流機匣結構尺寸、質量等方面進行了分析，給出各方面影響結果的對比。葛向東[260]針對發(fā)動機附件機匣高頻振動測試，廠內試驗可選用具有高可靠性的壓電式振動傳感器配接電荷放大器進行測量，外場裝機條件下可直接選用IEPE型振動傳感器進行測量，同時給出高頻振動測試系統(tǒng)的校準方法及原始數(shù)據(jù)。為保證測量精度，各通道傳感器、電纜及數(shù)據(jù)采集通道在重復測試過程中不交叉使用，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)。對于軸向振型，利用多個加速度傳感器之間的相位關系和多個應變計的等效梁單元變形及位移轉換[261]，分段組合成整體軸向振型。而對于周向振型，應用應變計和加速度計均可實現(xiàn)[203]。

非接觸式傳感器測試方法，如激光位移測試法，利用靜、動態(tài)大變形、大應變場測量系統(tǒng)進行發(fā)動機風扇機匣沿軸向的變形測試，現(xiàn)場測量無需隔振[203]。

4.4 整機振動的故障診斷技術

4.4.1 整機振動的故障診斷方法

振動故障診斷技術就是使用某一有效方式對跟各組成部分密切相關的振動參數(shù)進行測量，然后根據(jù)測量得到的數(shù)據(jù)信息對各個組成部分狀態(tài)的發(fā)展趨勢做出有意義的認識和判斷，診斷出發(fā)生的故障或者預報將要發(fā)生的故障，及時提出維修的方法從而達到提高經(jīng)濟效益、降低維修成本和保證飛行安全的目的[262-263]。

艾延廷帶領的科研團隊，基于神經(jīng)網(wǎng)絡[241,262]、支持向量機[264-265]和信息融合[263,266]等技術，充分利用有用信息來對航空發(fā)動機整機振動進行故障診斷，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)沈陽黎明航空發(fā)動機(集團)有限責任公司完成了航空發(fā)動機整機振動故障識別系統(tǒng)的研制。陳果等在航空發(fā)動機整機故障建模的基礎上，利用神經(jīng)網(wǎng)絡[267]、支持向量機[268]、小波[269]、盲源分離[270]和希爾伯特黃變換[271-272]等進行了航空發(fā)動機的整機振動研究。白斌[273]等提出了改良的FSVM隸屬度和多類隸屬度與信息熵的融合定量分析方法，對航空發(fā)動機整機振動狀態(tài)評估和故障診斷識別。王樹蘭[274]針對這些特點，研究了航空發(fā)動機的激振源、振動機理和模型；針對發(fā)動機振動頻率范圍較寬、采樣頻率較高的特點，設計出了一套抗干擾能力強、實時分析效果好的發(fā)動機臺架振動監(jiān)測系統(tǒng)。

4.4.2 整機振動的故障特征

整機振動故障的成因非常復雜，其中多是各種因素相互作用的結果。因此，研究整機振動的機理，找出導致故障的原因，尋找解決振動故障的有效措施是一項十分重要的課題。[275]。

高艷蕾以轉子-機匣模型試驗器為對象，試驗模擬航空發(fā)動機試車過程中的典型碰摩故障現(xiàn)象，總結了航空發(fā)動機單點碰摩、雙點碰摩和偏摩的故障特征[276]。左澤敏[277]從某型飛機座艙異常振動的角度，對可能引起座艙異常振動的原因進行了分析，提取了座艙異常振動頻率的主要能量成份，分析了發(fā)動機上各機匣的頻譜成份，討論了航空發(fā)動機轉子系統(tǒng)存在的早期故障特征。艾延廷和柏樹生[278]總結得出了轉子碰磨故障、轉子不對中故障、轉子熱彎曲故障、滾動軸承故障、軸承座連接松動故障及轉子支承結構間隙超差故障、轉軸裂紋故障、轉子不平衡故障、齒輪故障、油膜振蕩故障、局部共振故障、不均勻氣流渦動故障、旋轉失速與喘振等故障的特征，并提出了相應的排故措施，部分整機振動常見故障特征及措施如表1所示。

表1 整機振動常見故障特征及排除方法

劉永泉[203]通過大量的試車振動試驗，總結出了發(fā)動機一些常見的振動故障特征，包括機匣局部共振故障，轉子臨界故障，轉靜件碰摩故障，轉子不平衡量過大故障，軸承故障，腔體積油故障等多種故障。

5 總結與展望

為了研究航空發(fā)動機整機的振動機理、控制方法、測試方法和診斷方法等問題，從航空發(fā)動機整機振源、航空發(fā)動機結構動力學與整機振動控制、裝配工藝參數(shù)檢測與整機振動控制和發(fā)動機整機振動試驗測試與故障診斷四個方面，闡述了國內外相關研究現(xiàn)狀，現(xiàn)作如下總結和展望：

(1)航空發(fā)動機整機振動的振源有轉子系統(tǒng)、氣流、軸承、齒輪和結構共振等。國內外關于航空發(fā)動機轉子系統(tǒng)和軸承引起振動的機理研究較多，但由于航空發(fā)動機轉子系統(tǒng)振動的多樣性和復雜性，轉靜子碰摩方式、轉子積液的失穩(wěn)和支承剛度非線性等方面還需要進一步的研究和分析；關于航空發(fā)動機齒輪引起共振的研究較少，但是旋轉機械中關于齒輪的研究較多，可供航空發(fā)動機的整機振動分析參考；氣流和結構局部共振引起的整機振動問題，目前研究較少，但部分學者已經(jīng)開始重視這方面的研究。

(2)國內外學者從整機振動建模、修正以及支承和連接結構動柔度等方面進行了關于航空發(fā)動機整機振動的研究。隨著計算機技術的發(fā)展，整機建模的規(guī)模越來越大，考慮的影響因素也越來越多，對航空發(fā)動機整機振動的指導意義也越來越重要。另外，國內裝配技術水平日益完善，在水平狀態(tài)下將風機、核心機、低壓渦輪及附件機匣進入后續(xù)工位，并逐步組裝成發(fā)動機主體，再安裝控制系統(tǒng)和外部元件完成裝配。這種流水線提高了生產(chǎn)效率，適合大規(guī)模生產(chǎn)。

(3)在加工、裝配和運行航空發(fā)動機的過程中，發(fā)動機的工藝和結構參數(shù)會發(fā)生一定的變化，結構的動態(tài)特性參數(shù)也會發(fā)生改變，從而影響整機振動特性。因此，從裝配工藝的角度出發(fā)，對航空發(fā)動機的整機振動進行控制將顯得尤為重要。但是，關于裝配工藝對整機振動影響的研究相對較少，還需要進一步從裝配工藝的角度，提煉出科學問題，從而為控制航空發(fā)動機振動提供方法和思路。

(4)研究航空發(fā)動機整機振動測試方法和標準，對航空發(fā)動機整機振動的判斷和識別具有重要意義。由于航空發(fā)動機整機振動測試方法和標準與工程實際的結合相對更加緊密，關于這方面的研究較少。因此，航空發(fā)動機整機振動測試方法和標準的研究還需進一步加強。航空發(fā)動機整機振動故障診斷技術是及時提出維修方法和對策的重要手段，也是保證飛行安全、提高維修經(jīng)濟效益、降低成本的重要措施。國內外關于這方面的研究相對較多，但是與航空發(fā)動機工程實際的結合程度不夠緊密，需要進一步提煉出更加針對航空發(fā)動機振動故障的技術和方法。

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(責任編輯：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

國家自然科學基金(項目編號:51505300); 國家自然科學基金(項目編號:11302133)

艾延廷(1963-)，男，遼寧葫蘆島人，教授，主要研究方向：航空發(fā)動機整機振動及故障診斷，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