邱江

摘 要：本文首先從某型航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子自由狀態(tài)下的模態(tài)試驗出發(fā)，識別出該轉(zhuǎn)子自由狀態(tài)下的兩階自振頻率及模態(tài)振型；接著結(jié)合傳遞矩陣建模，分析了該轉(zhuǎn)子在前軸頸、軸流盤與離心葉輪之間的止口螺栓連接處存在的連接剛度損失，以及該剛度損失對系統(tǒng)自振頻率及模態(tài)振型的影響，為后續(xù)該型航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)改進設(shè)計提供指導(dǎo)依據(jù)。

關(guān)鍵詞：模態(tài)試驗；連接結(jié)構(gòu)；剛度損失

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2019.15.036

模態(tài)試驗分析是采用某種激勵方法使試驗件產(chǎn)生振動響應(yīng)，根據(jù)激勵和響應(yīng)，通過具有模態(tài)分析功能的儀器或信號處理系統(tǒng)，建立試驗的傳遞函數(shù)或脈沖響應(yīng)函數(shù)矩陣，用參數(shù)識別的方法識別出各階模態(tài)參數(shù)。對航空發(fā)動機等復(fù)雜結(jié)構(gòu)振動系統(tǒng)，用模態(tài)參數(shù)表征的數(shù)學(xué)模型，比用物理參數(shù)表征的運動方程更可靠地反應(yīng)出系統(tǒng)的振動特性；因此在航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)特性分析中，模態(tài)試驗分析得到了廣泛應(yīng)用。航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)由各級輪盤與其之間的連接軸組成，同時，為了加工裝配的需要，通常會設(shè)計若干連接結(jié)構(gòu)。而在高溫高壓、高轉(zhuǎn)速大機動等極端條件下，轉(zhuǎn)子連接結(jié)構(gòu)的剛度損失不可避免。本文基于發(fā)動機轉(zhuǎn)子自由模態(tài)試驗，結(jié)合傳遞矩陣法開展仿真計算，對某型航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子的連接剛度損失進行分析。

1 試驗件結(jié)構(gòu)及模態(tài)試驗

某型航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)由單級軸流+單級離心組合式壓氣機、單級燃氣渦輪、前軸頸和高壓渦輪軸等零件組成。其主要連接結(jié)構(gòu)共有3處：（1）軸流盤與離心葉輪以及前軸頸通過止口定位，螺栓連接；（2）離心葉輪與高壓渦輪軸通過止口定位，螺栓連接；（3）燃氣渦輪與高壓渦輪軸通過圓柱面定位，套齒連接。

采用錘擊法對該型航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)進行自由狀態(tài)下的模態(tài)錘擊測試，先通過尼龍吊繩將轉(zhuǎn)子懸吊，模擬自由-自由狀態(tài)下的邊界條件。再使用脈沖力錘對轉(zhuǎn)子試驗件進行錘擊，選用ICP型加速度傳感器在轉(zhuǎn)子試驗件上進行振動拾取，基于LMS.TEST.LAB模態(tài)試驗分析系統(tǒng)，對所采集脈沖激振信號與響應(yīng)信號進行FFT分析，識別出轉(zhuǎn)子試驗件兩階模態(tài)自振頻率：655Hz、1098Hz，分別對應(yīng)兩階彎曲振型如圖1所示。由圖1可知，轉(zhuǎn)子的兩階振型均在圓圈圈出位置存在應(yīng)變能集中，可能存在剛度損失，此位置即為前軸頸、軸流盤、離心葉輪的連接位置（1號連接結(jié)構(gòu)）。

2 仿真計算與分析

傳遞矩陣法是一種用矩陣來描述多輸入多輸出的線性系統(tǒng)的輸出與輸入之間關(guān)系的手段和方法。該方法被廣泛應(yīng)用于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的模態(tài)分析中。根據(jù)轉(zhuǎn)子各零、組件的質(zhì)量、剛度特性，將各級輪盤考慮為剛體單元，將輪盤之間的鼓筒軸考慮為無重彈性梁單元；再將單元矩陣進行相應(yīng)組合，得到整個轉(zhuǎn)子的傳遞矩陣模型，根據(jù)邊界約束條件，可求解得到系統(tǒng)的自由頻率及其相應(yīng)的模態(tài)振型。在自由-自由邊界條件下，對傳遞矩陣模型進行求解，得到轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的前兩階自振頻率分別為：720Hz、1400Hz，兩階自振頻率對應(yīng)的模態(tài)振型如圖2實線所示；同時為便于對比分析，在圖2中用虛線描繪出了模態(tài)試驗得到的實測振型。

由圖2可知，仿真計算與實測振型大致吻合，錘擊試驗識別到的兩階模態(tài)正是轉(zhuǎn)子自由狀態(tài)下的前兩階彎曲模態(tài)。相比模態(tài)試驗獲得的自振頻率，計算得到的轉(zhuǎn)子兩階彎曲自振頻率均高于實測值，分別高出10%、27%；同時，對應(yīng)的模態(tài)振型也存在一定偏差，實測振型的轉(zhuǎn)子應(yīng)變能更加集中于圖2中圓圈圈出位置（對應(yīng)1號連接結(jié)構(gòu)）。根據(jù)模態(tài)置信準則，圖2中的前兩階模態(tài)振型置信度（即MAC值）分別為：0.91、0.87。

該型轉(zhuǎn)子在1號連接結(jié)構(gòu)處選用材料為不銹鋼，其彈性模量為186GPa，考慮到在上述仿真計算中將此處設(shè)為剛性固連，并未考慮連接剛度損失，而通過圖2的對比又反應(yīng)出此處應(yīng)變能較集中。為了更好地復(fù)合轉(zhuǎn)子的模態(tài)振型，將此處材料的彈性模量減小至76GPa，以此模擬該處的連接剛度損失。此時計算得到轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的兩階自振頻率分別為650Hz和1130Hz，與模態(tài)錘擊試驗實測得到的自振頻率相比，計算偏差僅為0.7%、2.9%；同時對應(yīng)的模態(tài)振型也更加吻合，置信度（MAC值）分別為：0.99、0.98。由上述計算分析可知，該航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在1號連接處（前軸頸、軸流盤與離心葉輪之間的止口螺栓連接位置）應(yīng)變能集中，存在連接剛度損失。通過降低該連接位置處材料的彈性模量以模擬連接剛度損失，計算得到的轉(zhuǎn)子自振頻率及模態(tài)振型與自由模態(tài)錘擊試驗實測結(jié)果十分吻合。

3 結(jié)論

本文從某型航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)自由狀態(tài)下的模態(tài)試驗出發(fā)，結(jié)合仿真計算，對轉(zhuǎn)子前軸頸、軸流盤與離心葉輪之間的止口螺栓連接結(jié)構(gòu)進行了分析。結(jié)果表明，無論仿真計算還是模態(tài)錘擊試驗，轉(zhuǎn)子的前兩階自由模態(tài)在此連接結(jié)構(gòu)處均存在連接剛度損失，后續(xù)應(yīng)對該連接結(jié)構(gòu)進行改進設(shè)計與優(yōu)化。

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