航空发动机风扇转子试验器动力学特性研究

王晓峰 徐可君 秦海勤

(海军航空工程学院青岛校区, 青岛 266041)

航空发动机风扇转子试验器动力学特性研究

王晓峰†徐可君 秦海勤

(海军航空工程学院青岛校区, 青岛 266041)

以某型航空发动机风扇转子为参考,在结构相似和动力学特性相似约束条件下开展了风扇转子试验器的设计与动力学特性研究工作.利用转子动力学有限元分析技术研究了各参数对风扇转子试验器模态的影响,结合其动力学相似设计的一般流程,得到了通过调整风扇转子试验器参数实现试验器动力学特性控制的一般方法,给出了风扇转子动力学试验器的具体设计参数.

转子动力学试验器, 航空发动机, 风扇转子, 模态

引言

过大的整机振动是困扰航空发动机研制的一大痼疾.如何减小振动,提高发动机转子系统运转的稳定性和可靠性,是结构设计人员面临的一项技术难题.为摸清航空发动机转子系统的动力学特性,诸多学者在理论上进行了探索[1-3],这些研究为发动机转子动力学设计提供了较好指导.但理论分析的正确性往往依赖于模型进行验证.由于高昂的试车成本和测试的复杂性,利用发动机本身进行验证既不经济也不现实.比较合理可行的途径是利用转子试验器进行验证.为真实再现航空发动机的转子动力学特性和转子故障,用于试验验证的转子试验器应同时满足结构相似和动力学特性相似.

国内外现有的转子试验器大多是针对转子动力学的通用特性而设计[4-10],没有针对具体型号进行设计,无法同时满足结构和动力学相似性要求.因此,针对现有转子动力学试验器的不足,有必要以国内当前和今后一段时间内的主流发动机为参考,开展结构和动力学特性相似的航空发动机转子系统试验器设计关键技术研究.

本文以某型航空发动机的风扇转子为例,通过一定的试验器设计要求和设计流程,以及对航空发动机风扇转子试验动力学特性进行研究,得到针对模态的一般性调整方案及其最终设计方案.

1 某发动机风扇转子结构与转子动力学特性分析

某发动机为国内某主战飞机的动力装置,其风扇转子为3级典型的鼓盘式结构.为缩短转子的长度,第3级盘为悬臂支承结构,整个转子支承于前后两个轴承上,其结构示意图如图1所示.

图1 某发动机风扇转子结构示意图Fig. 1 Schematic diagram of a fan rotor structure of anaeroengine

在实际工作过程中,该风扇转子过一阶临界转速,不过二阶临界转速,其一、二阶振型及临界转速如图2所示.

2 风扇转子试验器设计要求

根据试验场地和动力学相似的要求,确定风扇转子试验器的设计要求为：(1)动力学相似：①要求所设计的风扇转子在工作转速范围内过一阶临界转速,但不过二阶临界转速,试验器的最高转速

为6000rpm；②振型尽可能与原型一致.(2)结构和尺寸要求：由于真实的发动机结构异常复杂,试验器很难做到与原型机在结构上完全相同,因此在设计时要求两者结构尽量相似.同时由于场地的限制,试验器风扇转子长度(两轴承间距)不得超过460mm.(3)简化原则,在满足动力学相似和结构相似的前提下,从便于加工和装配的角度考虑,要求转子结构简单,避免畸形结构.(4)功能性要求:由于试验器需要进行多种试验操作,且某些试验对试验器相应部件的材料要求较高,所以试验器主要功能部件的材料需尽可能与实际发动机相同.

3 风扇转子试验器动力学特性相似有限元设计

3.1 原型机风扇转子有限元简化建模

由于该试验器以真实的发动机风扇转子为参考,因此在对其进行动力学相似性设计时,应首先对原型机进行有限元简化.在简化时,遵循以下假设：(1)轴段假设为弹性轴,并将轴段的质量和转动惯量集中到两端节点上；(2)轴承刚度视为线性,且无交叉刚度和阻尼；(3)叶片和轮盘视为具有回转效应的刚体,简化为集中质量和转动惯量,作用在质心上(该质心即视为轴段的节点).最终简化后的原型机有限元模型如图3所示.

图3 某发动机风扇转子有限元简化模型Fig. 3 Schematic diagram of finite element modelfor a fan rotor

3.2 转子试验器的串联简化设计分析

分析图3可知,原始发动机风扇转子存在一定的畸形结构,为使设计的转子尽量简单,应避免原有的畸形结构,但又不失结构上的相似性.为此,在进行简化时将节点4串联在转轴上,并保持节点3与节点4的间距不变,同时保持各节点的相对位置不发生变化,其他参数稍作调整.简化后的有限元模型如图4所示.

图4 串联简化后的有限元模型Fig. 4 Finite element model with series simplification

对图4中的模型进行有限元计算,得到串联简化后的风扇转子系统前两阶振型及临界转速如图5所示.

对比分析图2和图5可知,串联简化后的模型能够满足一阶模态不变的要求,且二阶振型与图3中的振型在三维空间中基本相似(畸形节点除外),故可在此基础上进行进一步设计.

3.3 转子试验器的缩尺简化设计分析

如前所述,在设计试验器时,无法按照原尺寸设计.根据该试验器的尺寸限制和相似性要求,将试验器长度缩小为原型尺寸的约74%并进行圆整化.另外由于图4中4号节点在试验器中的位置与连接低压涡轮轴的套齿联轴器的位置大致相同,所以不宜放置轮盘,故将4号节点轮盘质量累加到2号和3号节点轮盘上.同时2号和3号节点的轮盘相对位置比例不变,且2个轮盘使用相同的设计.简化后的有限元模型如图6所示(各节点已重新编号).各轴段长度见表1.

图5 串联简化后的前两阶振型图Fig. 5 The first two order modes of the series-simplified model

图6 缩尺圆整化后的有限元模型示意Fig. 6 Finite element model after scaling and rounding treatment

shaft1-22-33-44-55-66-7length/mm86139545411116

众所周知,对于具体参数有待设计确定的转子试验器,虽然有些参数可通过试验器的设计要求来进行限定,如本试验器的转轴长度等.但其他参数如转轴内、外径尺寸,轮盘外径、质量,及轴承刚度等都有待进一步确定.而这些参数都会对转子试验器模态产生影响.因此,为使所设计的转子试验器与原型机动力学相似,有必要开展上述各参数对转子试验器模态的影响研究,以确定最终的转子试验器尺寸.

3.3.1 转轴内外径对转子试验器模态的影响

转轴对模态的影响因素包括转轴的内外径尺寸和转轴的材料参数.为使所设计的转轴与实际的风扇转轴尽可能一致,两者使用了相同材料,故材料参数不予考虑.为分别研究转轴内径和外径对转子试验器模态的影响,进一步固定其中一个轴径尺寸,允许另外一个轴径变化.同时设定2、3号节点轮盘外径初步取值为410mm,轮盘质量取值为40kg,1、7号节点轴承刚度与原型机相同.表2为转轴内径变化对临界转速的影响结果,表3为转轴外径变化对临界转速的影响结果.图7为上述各方案的振型计算结果.

表2 转轴内径对临界转速的影响Table 2 Influence of the inner diameter of the rotating shaft on the critical speed

表3 转轴外径对临界转速的影响Table 3 Influence of rotating shaft outside diameter on critical speed

分析表2、表3和图7可得：(1)在有限调整范围内,当转子只调整轴段的内外径时,内外径的变化对一阶临界转速影响不大,且一阶振型在三维空间中近似；(2)当转轴外径固定,随着内径的增大,二阶临界转速减小,但二阶振型基本不变；(3)当转轴内径固定,随着外径减小,二阶临界转速减小,二阶振型右端有下翘的趋势.

由此可见,在确定一阶临界转速和振型后,可通过微调轴段的内外径,改善二阶临界转速及其振型.

图7 各转轴方案的一阶和二阶振型Fig. 7 The first two order modes of each rotating shaft scheme

3.3.2 轮盘外径与质量对模态的影响

轮盘对模态的影响因素包括轮盘内外径、轮盘厚度、材料参数、轮盘质量.其中由于轮盘的内径与转轴外径一致,前文已进行考虑,故在此不予考虑.另外轮盘厚度与其外径通常相差1个数量级,对直径转动惯量影响很小,对模态的影响更小,在材料确定的前提下修改轮盘厚度会改变轮盘质量,故只考虑轮盘质量的影响,轮盘厚度不单独考虑.为分别研究轮盘外径和轮盘质量对转子试验器模态的影响,进一步固定其中一个参数,允许另外一个参数变化.同时设定轴段外径80mm,内径70mm,1、7号节点轴承刚度与原型机相同.轮盘的外径和质量变化方案,分别如表4和表5所示,表中同时给出了各设计方案的一、二阶临界转速计算结果.各方案的各阶振型如图8所示.

表4 轮盘外径对临界转速的影响Table 4 Influence of disc outside diameter on critical speed

表5 轮盘质量对临界转速的影响Table 5 Influence of disc mass on critical speed

图8 各轮盘方案的一二阶振型Fig. 8 The first two order modes of each disk scheme

分析表4、表5和图8可得：(1)无论是轮盘外径还是轮盘质量在一定范围内如何变化,风扇转子的一阶和二阶振型在三维空间中形状均十分相似；(2)当轮盘质量一定时,外径对一阶临界转速影响较小,对二阶临界转速影响稍大,但总体都不明显,在一定范围内外径越小,临界转速越大；(3)当轮盘外径一定时,轮盘质量越大,临界转速越低,总的看轮盘质量对二阶临界转速的影响更大.

由此可见,可借助调整转子试验器的轮盘质量获得所需的临界转速,且保证试验器的振型不变.同时也可在轮盘质量不变的前提下,改变轮盘的外径和厚度,实现二阶临界转速的调整,并保证试验器的振型不变.

3.3.3 轴承的刚度对试验器模态的影响

为分别讨论1号和7号节点支承刚度对转子试验器模态的影响,固定其中一个支撑刚度,允许另一个支承刚度变化.同时取轴段外径80mm,内径70mm,轮盘外径410mm,质量40Kg,轮盘厚度38mm.各轴承刚度方案及其对临界转速的影响如表6、表7所示,各方案的振型如图9所示.

表6 1号节点支承刚度对临界转速的影响Table 6 Influence of support stiffness on the critical speed of the first node

表7 7号节点支承刚度对临界转速的影响Table 7 Influence of support stiffness on the critical speed of the seventh node

分析表6、表7和图9可得：(1)在一定的调整范围内,支承刚度对一阶振型影响很小,可以忽略不计；(2)当7号节点支承刚度不变时,1号节点支承刚度对一阶临界转速的影响较大,对二阶临界转速的影响很小,随着支承刚度的减小,临界转速逐渐减小.1号节点支承刚度对二阶振型趋势的影响也很小；(3)当1号节点支承刚度不变时,7号节点的支承刚度对一阶临界转速的影响很小,对二阶临界转速的影响较大,随着支承刚度的减小,二阶临界转速减小,二阶振型右端有上扬趋势.

图9 各支承方案的一二阶振型Fig. 9 The first two order modes of each support scheme

3.3.4 对试验器设计过程中调整模态方法的一般性结论

综上所述,在一定调整范围内,上述各参数对试验器的一阶振型的影响极小,同时轮盘参数、转轴内径和1号节点支承刚度对二阶振型影响也极小.故在对试验器的模态调整过程中,应先调整转轴外径和7号节点支承刚度以获得与原型相似的振型,其后通过调整圆盘参数、转轴内径和1号节点支承刚度获得与原型一致的临界转速.具体调整方法如下：

(1)在缩尺圆整化过程中第一次试取的各项参数,除简化过程中基本确定的参数,其余参数应尽量与原型一致,以便于快速调整.

(2)如果获得的二阶振型右端较原型明显下翘,则应缩小7号节点的支承刚度或扩大转轴外径.两种方案可同时进行,具体来说：当二阶临界转速显著低于原型时,重点增大转轴外径可增大二阶临界转速；当二阶临界转速显著高于原型时,重点减小7号节点的支承刚度可减小二阶临界转速;当二阶振型右端较原型明显上扬时,按相反方向调整即可.

(3)当振型相似时,如果一阶临界转速明显高于原型,则可减小1号节点支承刚度或通过增大轮盘厚度来增大轮盘质量.两种方案亦可同时进行.当一阶临界转速明显低于原型时,按相反方向调整即可.

(4)当振型与一阶临界转速均相似时,如果二阶临界转速高于原型,则应增加转轴内径或确保轮盘质量不变的前提下增加轮盘外径.两种方案亦可同时进行,具体来说：若一阶临界转速略高于原型,重点增加轮盘外径可略减小一阶临界转速；若一阶临界略低于原型,重点增加转轴内径可略增大一阶临界转速.当二阶临界转速低于原型,按相反方向调整即可.

4 结论

根据上述一般性结论调整各项参数,结合试验器实验,发现当取转轴外径80mm,内径60mm,轮盘外径410mm,轮盘厚度38.5mm,轮盘质量40.15kg,1号节点支承刚度1.28e7N/m,7号节点支承刚度0.3e8N/m时,取得最优设计,此时一阶临界转速为78.138Hz,二号临界转速183.969Hz,振型如图10所示.该方案与原型的模态基本一致,满足设计要求.

本文根据风扇转子试验器设计流程,定量分析了轴段参数、轮盘参数以及支承刚度对风扇转子试验器的前两阶模态的影响能力,获得了试验器设计过程中调整模态方法的一般性结论,为加速试验器设计提供了有力支持.

图10 最终方案的一二阶振型Fig. 10 The first two order modes of the final scheme

1 孟光. 转子动力学研究的回顾与展望. 振动工程学报, 2002,15(1):1～9 (Meng G. Retrospect and prospect to the research on rotordynamics.JournalofVibrationEngineering, 2002,15(1):1～9 (in Chinese))

2 杨永锋,任兴民,徐斌. 国外转子动力学研究综述. 机械科学与技术, 2011,30(10):1175～1180 (Yang Y F, Ren X M, Xu B. Review of international researches on roter dynamics.MechanicalSoienceandTechnologyforAerospaceEngineering, 2011,30(10):1175～1180 (in Chinese))

3 韩清凯,王美令,赵广等. 转子系统不对中问题的研究进展. 动力学与控制学报, 2016,14(1):1～13 (Han Q K, Wang M L, Zhao G, et al. A review of rotor systems with misalignment.TournalofDynamicsandControl, 2016,14(1):1～13 (in Chinese))

4 陈果. 航空发动机整机振动耦合动力学模型及其验证. 航空动力学报, 2012,27(2):241～253 (Chen G. A coupling dynamic model for whole aero-engine vibration and its verification.JournalofAerospacePower, 2012,27(2):241～253 (in Chinese))

5 罗贵火,杨喜关,王飞. 高维双转子系统的碰摩响应特性研究. 振动工程学报, 2015,28(1):100～107 (Luo G H, Yang X G, Wang F. Research for response characteristics high-dimensional dual-rotor of rukrimpact system.JournalofVibrationEngineering, 2015,28(1):100～107 (in Chinese))

6 张帅,杨勇,韩清凯,等. 基于HHT的转子系统定点碰摩实验研究. 振动与冲击, 2010, 29(7): 121～125 (Zhang S, Yang Y, Han Q K, et al. Damage detection for an elastic the plate based on gauss curvaturemodal difference.JournalofVibrationandShock, 2010,29(7):121～125 (in Chinese))

7 Tian L, Wang W J, Peng Z J. Nonlinear effects of unbalance in the rotor-floating ring bearing system of turbochargers.MechanicalSystemsandSignalProcessing, 2013,34(1-2):298～320

8 Zhang Z X, Wang L Z. Non-whole beat correlation method for the identification of an unbalance response of a dual-rotor system with a slight rotating speed difference.MechanicalSystemsandSignalProcessing, 2013,39(1-2): 52～460

9 Sudhakara G N D S, Sekhar A S. Identification of unbalance in a rotor bearing system.JournalofSoundandVibration, 2011,330(10):2299～2313

10Tiwari R. Identification of bearing dynamic parameters and unbalance states in a flexible rotor system fully levitated on active magnetic bearings.Mechatronics, 2014,24(3):274～286

† Corresponding author E-mail: 361335767@qq.com

4 September 2016,revised 6 Septerber 2016.

STUDY ON DYNAMIC CHARACTERISTICS OF AEROENGINE FAN ROTOR TESTER*

Wang Xiaofeng†Xu Kejun Qin Haiqin

(NavyAviationEngeeringInstitue,Qingdao266041,China)

A certain type of aeroengine fan rotor is taken as a study reference in this paper. The fan rotor tester is investigated under the constraint conditions with the similarity of structure and dynamics characteristics. The effect of various parameters on the rotor modal tester is also examined through finite element analysis, combined with the general process of dynamic similarity design. The general approach of tester dynamics control is then obtained by adjusting the fan rotor parameter tester, which gives the specific design parameters of the fan rotor dynamics tester.

rotor dynamics tester, aeroengine, fan rotor, model

10.6052/1672-6553-2016-056

2016-09-04收到第1稿,2016-09-06收到修改稿.

† 通讯作者 E-mail: 361335767@qq.com