第一作者岳聰男，博士生，1987年7月生

通信作者任興民男，教授，博士生導(dǎo)師，1960年10月生

航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子突加不平衡參數(shù)分析及LQR控制技術(shù)應(yīng)用

岳聰1,任興民1， 鄧旺群2， 楊永鋒1

(1. 西北工業(yè)大學(xué)力學(xué)與土木建筑學(xué)院，西安710072；2.中國航空動力機(jī)械研究所，湖南珠洲412002)

摘要：為分析航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)升速和正常工作時不平衡突變現(xiàn)象，推導(dǎo)了突變時刻動力參數(shù)的瞬時變化以及線性二次型調(diào)節(jié)器(LQR)在變速轉(zhuǎn)子上的作用過程。通過有限元法和傳遞矩陣法建立動力渦輪轉(zhuǎn)子瞬態(tài)響應(yīng)分析模型并驗(yàn)證其有效性。研究了支承剛度變化和突變量變化對動力參數(shù)瞬時響應(yīng)變化的影響以及基于主動控制技術(shù)下突加不平衡瞬時響應(yīng)的變化過程。研究發(fā)現(xiàn)，支承剛度和不平衡量變化對瞬時突變的參數(shù)響應(yīng)具有一定的影響變化規(guī)律，LQR能有效降低突變引起的不平衡瞬態(tài)響應(yīng)。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機(jī)；轉(zhuǎn)子動力學(xué)；突加不平衡；瞬態(tài)響應(yīng)；主動控制

基金項(xiàng)目：國家自然基金(11272257)；航空科學(xué)基金(2013ZB08001)；陜西省自然科學(xué)基金(2013KJXX-22)

收稿日期：2014-08-04修改稿收到日期：2014-10-11

中圖分類號:TH113.1

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI:10.13465/j.cnki.jvs.2015.17.029

Abstract:To analyze aeroengine varying-speed rotor system with sudden mass change in accelerating process and work condition, the instantaneous changing of dynamic parameters and the action process of a linear quadratic regulator(LQR) on the rotor system were derived. Both the finite element method and the transfer matrix method were used to establish the analysis model of the power turbine rotor and its effectiveness was verified. The influences of bearing stiffness, sudden mass change and LQR controller on the transient variation of dynamic parameters were studied. This study showed that bearing stiffness and sudden unbalance change have certain effects on the transient change of dynamic parameters and LQR can effectively reduce the transient response of the rotor system caused by sudden unbalance change.

Parametric analysis due to sudden unbalance change and LQR control application for aeroengine rotor systems

YUECong1,RENXing-min1,DENGWang-qun2,YANGYong-fen1(1. School of Mechanics, Civil Engineering & Architecture, Northwestern Polytechnic University, Xi’an 710072, China;2. China Aviation Dynamical Machinery Research Institute, Zhuzhou 412002, China)

Key words:aeroengine system; rotor dynamics; sudden change unbalance; transient response; active control

轉(zhuǎn)子是航空發(fā)動機(jī)的核心部件，由于其工作環(huán)境惡劣，受力復(fù)雜，在運(yùn)行過程中受到突加不平衡易發(fā)生較大的瞬態(tài)振動。據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，某航空發(fā)動機(jī)僅因這種故障而造成提前更換發(fā)動機(jī)的比率占17.3%[1]。某航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)抵抗突加不平衡響應(yīng)以及轉(zhuǎn)子系統(tǒng)是否能再次回復(fù)穩(wěn)定運(yùn)轉(zhuǎn)的能力，在航空發(fā)動機(jī)的實(shí)際使用過程中有著十分重要的現(xiàn)實(shí)功能。

實(shí)際渦輪轉(zhuǎn)子升速過程是比較短暫的，更多的不平衡量發(fā)生突變都是發(fā)生在工作轉(zhuǎn)速時刻，目前對應(yīng)的高速突加不平衡響應(yīng)研究還相對較少[2-3]。一些研究學(xué)者通常采用階躍脈沖函數(shù)或連續(xù)函數(shù)兩種形式來模擬突加不平衡發(fā)生過程時不平衡量的突變過程，并用不同的仿真模型計(jì)算了穩(wěn)定轉(zhuǎn)速下的突加不平衡響應(yīng)過程。任興民等[4]研究發(fā)現(xiàn)在突加不平衡瞬態(tài)響應(yīng)計(jì)算中階躍響應(yīng)很大，推導(dǎo)了與突加不平衡響應(yīng)相適應(yīng)的傳遞矩陣。Braut等[5]采用Jeffcott轉(zhuǎn)子模型和四階Runge-Kutta法對緊急關(guān)機(jī)后轉(zhuǎn)子不平衡突然增加進(jìn)行了線性和非線性響應(yīng)研究。

與此同時，針對突加不平衡響應(yīng)控制技術(shù)的研究也有了一定進(jìn)展。姚國志等[6]設(shè)計(jì)了用于轉(zhuǎn)子振動控制用的摩擦板式電流變阻尼器能有效地抑制突加不平衡響應(yīng)。夏南等[7]分析了雷諾數(shù)和系統(tǒng)參數(shù)對于轉(zhuǎn)子——擠壓油膜器系統(tǒng)突加不平衡響應(yīng)和加速響應(yīng)特性的影響。Su等[8]以產(chǎn)生突加不平衡的原理為基礎(chǔ)，建立了突加不平衡生成裝置模擬試驗(yàn)臺并進(jìn)行了主動平衡試驗(yàn)，將突加不平衡造成的振幅減小了89.6%。Gunter等[9]采用傳遞矩陣法和改進(jìn)的有限元程序DyRiBeS對1150MW汽輪機(jī)發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進(jìn)行動態(tài)分析，開展了線性和非線性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)突加不平衡響應(yīng)的研究。

本文根據(jù)某渦軸發(fā)動機(jī)動力渦輪轉(zhuǎn)子相關(guān)數(shù)據(jù)，在分析瞬時突加不平衡瞬時響應(yīng)參數(shù)獲取和驗(yàn)證所建立動力渦輪轉(zhuǎn)子模型準(zhǔn)確性的基礎(chǔ)上，研究了不同突變量大小和不同突變方位角對參數(shù)瞬時不平衡響應(yīng)的影響以及LQR主動控制技術(shù)對不平衡響應(yīng)突變的控制效果。

1理論分析

1.1不平衡突變瞬時參數(shù)

為了說明動力渦輪轉(zhuǎn)子系統(tǒng)渦輪盤突變處前后位置的瞬時變化，圖1給出了在某時刻特征圓盤上發(fā)生突加不平衡前后穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)位置的變化示意圖；圖2是以形心重合為標(biāo)準(zhǔn)，將突變前后瞬時穩(wěn)態(tài)位置的形心疊加，觀察突變前后物理關(guān)系。

圖1　不平衡位置突變示意圖 Fig.1 Sudden change mass on unbalanced position

圖2　不平衡突變前后位置疊加 Fig.2 The superposition of unbalance position

在圖1～圖2中，XOY是固定坐標(biāo)系，ξGη是慣性坐標(biāo)系，G是不平衡截面處的形心，c是質(zhì)心位置，c′是突變后不平衡量的質(zhì)心，Gc表示初始不平衡偏心距。GΔc是突變不平衡量偏心距，Gc′為突變后的偏心距。φ(θ)表示初始不平衡量與突變后不平衡量的夾角，θ(t)為瞬時相位角，ψ(t)為瞬時進(jìn)動角。不平衡突變時轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的瞬時位置和不平衡量發(fā)生了改變，表現(xiàn)為ψ(t)和θ(t)的瞬時改變。突變先后各變量的對應(yīng)關(guān)系為：

利用上述關(guān)系，得到撓度的瞬時變化值

(1)

(2)

(3)

(4)

通過計(jì)算式(4)，就可以得到突變后渦輪盤動力參數(shù)隨時間變化的表達(dá)式。

1.2LQR控制技術(shù)

對于某具有4n個自由度的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，運(yùn)動微分方程可以描述為如下形式[11]：

(5)

(6)

式(6)是8n維的狀態(tài)方程，其中

式中：Bs為系數(shù)矩陣，一般為單位矩陣。u(t)為控制力作用矩陣，其求解的二次型能泛函數(shù)[12-13]可表示為

(7)

一般情況下，假定加權(quán)矩陣Q(t)，R(t)為定常矩陣，記Q(t)=Q，R(t)=R。上式所求的最優(yōu)控制就是得到J最小時的控制矩陣u(t)。為了達(dá)到最優(yōu)控制目的，構(gòu)造如下Hamilton函數(shù)：

λ[AZ(t)+Bu(t)+DF(t)]

通過求導(dǎo)方法即可求得最優(yōu)控制信號u(t)為：

u(t)=-R-1BTP(t)Z(t)

其中：P(t)矩陣即為Riccati方程的解：

P(t)BR-1BTP(t)-Q

(8)

上式一般是多個互相耦合的非線性方程組，除特殊情況外是不存在解析解。通常令tf→∞來求解u(t)的穩(wěn)態(tài)解。于是有：

PA+ATP-PBR-1BTP+Q=0

上式稱作代數(shù)Riccati方程，求解形式為

ATXE+ETXA-

(ETXB+S)R-1(BTXE+ST-Q)=0

(9)

式(9)中矩陣X就是代數(shù)Riccati方程的解。R為殘留矩陣的Frobenius范數(shù)。根據(jù)上式的解就可以求得最優(yōu)控制信號u(t)，將u(t)分解為阻尼矩陣和剛度矩陣分別賦予到式(5)中，即可求得LQR作用下系統(tǒng)響應(yīng)曲線。

2動力渦輪轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速計(jì)算

本文分別通過旋轉(zhuǎn)動力學(xué)專用的有限元分析軟件SAMCEF/ROTOR 和數(shù)值仿真算法計(jì)算所建立模型的臨界轉(zhuǎn)速以驗(yàn)證其準(zhǔn)確性。

在SAMCEF/ROTOR平臺下，按照圖紙模型以及相關(guān)參數(shù)，使用梁單元模型對渦軸發(fā)動機(jī)動力渦輪轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)建立有限元模型?？紤]到轉(zhuǎn)子的復(fù)雜性，有如下簡化：①動力渦輪轉(zhuǎn)子共有4個支承，中間兩支承分別與擠壓油膜阻尼器并聯(lián)工作;②由于測扭軸質(zhì)量較小，且不傳遞動力，不考慮其轉(zhuǎn)動慣量，將其分作六個集中質(zhì)量附加到渦輪軸上；③分支處的花鍵當(dāng)做剛性連接處理。有限元模型見圖3，臨界轉(zhuǎn)速特性坎貝爾圖見圖4。

為了進(jìn)一步驗(yàn)證所建立模型的準(zhǔn)確性，利用傳遞矩陣法計(jì)算得到模型的前兩階臨界轉(zhuǎn)速與有限元法得到結(jié)果的比較如表1所示。結(jié)果表明，兩種算法計(jì)算得到的前兩階臨界轉(zhuǎn)速誤差小于5%，基本保持一致；另一方面，本文計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[14-15]所給出的計(jì)算值基本吻合，雖然某些部位的剛性不能與發(fā)動機(jī)完全一致，但可以用來進(jìn)行實(shí)際的不平衡響應(yīng)分析。

圖3　T700動力渦輪轉(zhuǎn)子模型圖 Fig.3 Model of T700 turbine power rotor

圖4　坎貝爾圖 Fig.4 Campbell diagram

計(jì)算方法一階臨界轉(zhuǎn)速二階臨界轉(zhuǎn)速有限元法7421r/min13452r/min傳遞矩陣法7394r/min13817r/min誤差0.3%2.7%

3突變瞬時不平衡響應(yīng)分析

為了研究高轉(zhuǎn)速下動力渦輪轉(zhuǎn)子突加不平衡瞬態(tài)響應(yīng)，本文分別從支承剛度和突變量的變化對突加不平衡響應(yīng)的影響進(jìn)行分析。假設(shè)兩個渦輪盤上存在不平衡量，分別為3.75 g·cm∠180°和5.376 g·cm∠36°，根據(jù)式(5)知n=2。利用Newmark-β積分法[11]，積分步長為1×10-3s，升速過程中加速度a為600 rad/s2，在此基礎(chǔ)上，模擬在3.5 s時發(fā)生突加不平衡，此時轉(zhuǎn)速為動力渦輪轉(zhuǎn)子的設(shè)計(jì)工作轉(zhuǎn)速(20 000 r/min)。下面分別分析不同支承剛度、不同突變質(zhì)量大小和方向以及主動控制對工作轉(zhuǎn)速下瞬時不平衡量突變的影響。

3.1支承剛度影響

四個支承的初始剛度系數(shù)分別為：k1=7.26×107，k2=4×107，k3=1×107，k4=1.42×107(單位：N/m)。本節(jié)討論了四個支承處剛度系數(shù)的變化對工作轉(zhuǎn)速時突加不平衡產(chǎn)生的瞬時動撓度r突變峰值的影響。在允許的變化范圍內(nèi)，以支承3剛度系數(shù)為例，其他支承剛度以表2所示的組合，觀察隨支承剛度變化下，瞬時不平衡量突變引起Δr變化。兩級渦輪盤上的瞬時響應(yīng)見圖5～圖6。

圖5　不同剛度下一級渦輪盤突加不平衡瞬時撓度響應(yīng) Fig.5 Transient response of deflection under different stiffness combination with sudden change mass on turbine discⅠ

圖6　二級渦輪盤突加不平衡動撓度瞬時響應(yīng) Fig.6 Transient response of deflection under different stiffness combination with sudden change mass on turbine discⅡ

由于一、四組只有支承2剛度的不同，可以看到支承3剛度在增大時對渦輪盤突變時刻的動撓度響應(yīng)影響不是很大，對應(yīng)圖5～圖6中的響應(yīng)基本穩(wěn)定；而二、三組與一、四組相比，突變時刻峰值具有一定的波動周期性。圖中的響應(yīng)曲線表明，隨著支承3剛度變化，突變時刻瞬時撓度的峰值變化趨勢是基本一致的，而在選取合適的剛度后，瞬時突變不平衡響應(yīng)帶來的幅值變化較小。

表2　不同支承剛度組合(單位：N/m)

3.2突變量大小變化影響

由于渦軸發(fā)動機(jī)上兩個渦輪盤之間的距離較近，僅相隔0.06 m，故兩個渦輪盤上的瞬態(tài)響應(yīng)整體變化趨勢總體來說基本一致，只是在數(shù)值上有些區(qū)別，本文僅以一級渦輪盤上的響應(yīng)為例進(jìn)行分析。采用3.1節(jié)相同的假設(shè)，令二級渦輪盤突變后的不平衡量變?yōu)?.96 g·cm∠36°；同一時刻，在一級渦輪盤上施加不平衡量，使不平衡偏心距在0～8×10-5m范圍內(nèi)變化，取值間隔為5×10-7m，不平衡方位角0～2π內(nèi)，取值間隔為π/8。仿真計(jì)算得到的一級渦輪盤上瞬時動撓度的變化情況分別見圖7。

圖7中，隨著一級渦輪盤上不平衡量在選定范圍內(nèi)不同，突變時刻的瞬時不平衡響應(yīng)的幅值大小也會隨之發(fā)生改變，并且對應(yīng)一個二級渦輪盤上的突變不平衡量，總有個對應(yīng)的一級渦輪盤上的不平衡量能將突變帶來影響降到最低。

3.3突變瞬時對不平衡響應(yīng)影響

為了反映不平衡突變瞬時響應(yīng)的識別，圖8中給出了一級渦輪盤在3.2節(jié)條件下與無突變下不平衡響應(yīng)對應(yīng)時刻瞬時動撓度之差的響應(yīng)圖。從圖中可以看到，一級渦輪盤取不平衡方位角為5π/8和13π/8時，突變前后兩盤上的瞬態(tài)響應(yīng)差接近0，當(dāng)不平衡方位角在0和π附近時，突變前后瞬態(tài)響應(yīng)之差最大。

圖7　一級渦輪盤瞬時動撓度變化 Fig.7 Transient deflection change on turbine discⅠ

圖8　一級渦輪盤不平衡突變前后瞬態(tài)響應(yīng)差 Fig.8 Difference between the amplitude response before and after sudden change unbalance on turbineⅠ

3.4LQR控制應(yīng)用

為了驗(yàn)證主動控制技術(shù)對不同支承剛度下突加不平衡響應(yīng)的抑制作用，現(xiàn)將LQR主動控制方法應(yīng)用到不平衡響應(yīng)突變中去。根據(jù)渦輪盤的質(zhì)量和維數(shù)，控制權(quán)矩陣Q取值與M相近，R則與E相關(guān)：

Q=10×diag(6161616161616161)

R=0.1×E8×8

通過式(7～9)得到每個積分時間下的最優(yōu)控制信號u(t)后求得瞬時動力渦輪轉(zhuǎn)子系統(tǒng)響應(yīng)。圖9給出了動力渦輪轉(zhuǎn)子加速起動越過前兩階臨界轉(zhuǎn)速，在1 s發(fā)生突加不平衡響應(yīng)時一級渦輪盤的瞬態(tài)響應(yīng)。從對比的突變響應(yīng)中可以看到，隨著Q、R取合適的系數(shù)后，不僅對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)越過臨界轉(zhuǎn)速的峰值有效控制，同時對突變時刻的瞬時變化有一定的控制作用。

圖10顯示了表2中第三組所示各支承剛度系數(shù)下兩級渦輪盤上有主動控制作用下瞬時響應(yīng)與無控制下突變響應(yīng)結(jié)果的對比。從圖10中可以看到，在選擇適當(dāng)Q、R矩陣的參數(shù)后，系統(tǒng)對于不同支承剛度下發(fā)生突變的瞬時峰值明顯得到了抑制，突變幅值波動幅度也控制在一個較小的范圍內(nèi)。

圖9　 一級渦輪盤升速過程控制前后 突加不平衡瞬態(tài)響應(yīng) Fig.9 Unbalance transient response comparison with active control on disc1 in accelerating process

圖10　控制前后突變峰值對比 Fig.10 Instantaneous deflection response with LQR controller

4結(jié)論

本文給出了轉(zhuǎn)子不平衡量突變瞬時的動力特性參數(shù)分析和LQR控制的應(yīng)用方法，同時利用有限元法和數(shù)值仿真兩種算法建立了可用于突加不平衡響應(yīng)分析的渦軸發(fā)動機(jī)動力渦輪轉(zhuǎn)子模型。研究發(fā)現(xiàn)：

(1)不同組合的支承剛度對不平衡量突變的響應(yīng)有所差別，當(dāng)設(shè)計(jì)有恰當(dāng)?shù)闹С袆偠葧r，能有效降低突加不平衡引起的幅值變化；

(2)隨著不平衡位置處出現(xiàn)不平衡量突變后，其他位置處的不平衡量大小和方位角均會對突變的瞬時響應(yīng)產(chǎn)生影響。當(dāng)達(dá)到某個值時，可以消除渦輪盤上不平衡突變量帶來的振動影響；

(3)加入LQR主動控制作用后，動力渦輪轉(zhuǎn)子出現(xiàn)突加不平衡現(xiàn)象時，可以將轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的參數(shù)變化幅值控制在在較小范圍內(nèi)，降低了不平衡突變振動對渦軸發(fā)動機(jī)動力渦輪轉(zhuǎn)子正常工作的影響。

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