俯沖拉起飛行條件下航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)特性分析

秦海勤，王 昊，徐可君，張耀濤

（1.海軍航空大學(xué)青島校區(qū)，山東青島266041；2.青島科技大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，山東青島266061）

飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)靜子系統(tǒng)均會(huì)產(chǎn)生附加載荷，附加載荷的存在一定程度會(huì)使得發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動(dòng)特性發(fā)生改變，甚至引起振動(dòng)失穩(wěn)，導(dǎo)致等級(jí)事故。飛行實(shí)踐也一再表明，機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，飛機(jī)發(fā)生事故的概率明顯增加。而現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的發(fā)展對(duì)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性提出了更高要求。因此，為保證飛行安全，促進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)實(shí)測(cè)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、安裝方式的改進(jìn)等，有必要進(jìn)一步揭示俯沖拉起等機(jī)動(dòng)飛行條件下航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)動(dòng)力學(xué)特性變化規(guī)律。

Geradin與Kill[1]是最早開展機(jī)動(dòng)飛行對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力學(xué)特性影響研究的學(xué)者之一，他們提出了一種考慮機(jī)動(dòng)飛行對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力學(xué)特性影響的分析方法。White等[2]在飛行試驗(yàn)中觀察了機(jī)動(dòng)飛行對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子工作的影響。祝長生與陳擁軍[3-4]建立了飛機(jī)在作任意機(jī)動(dòng)飛行條件下多盤、多集中質(zhì)量和多軸承的不平衡柔性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)模型。徐敏與廖明夫[5-6]建立了飛機(jī)作水平盤旋和俯沖拉起兩種機(jī)動(dòng)飛行條件下雙盤懸臂轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)微分方程，并建立了支承在擠壓油膜阻尼器下Jeffcott轉(zhuǎn)子的運(yùn)動(dòng)微分方程。林富生與孟光[7]研究了恒定角速度與恒定加速度機(jī)動(dòng)飛行對(duì)Jeffcott轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性影響。魏海濤等[8]研究了機(jī)動(dòng)飛行對(duì)雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性影響。張群巖等[9]利用某型發(fā)動(dòng)機(jī)的試飛數(shù)據(jù)驗(yàn)證了機(jī)動(dòng)飛行條件下發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子振動(dòng)特性的一般性。楊永鋒等[10]研究了水平盤旋下裂紋轉(zhuǎn)子的非線性響應(yīng)。白雪川[11]分析了機(jī)動(dòng)飛行下雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性。于淵博[12]建立了有機(jī)動(dòng)附加載荷下非線性彈性裂紋轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，對(duì)轉(zhuǎn)子在機(jī)動(dòng)飛行中的振動(dòng)特性進(jìn)行了仿真。侯磊[13]通過仿真試驗(yàn)，得出了非線性彈性支承下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在Herbst機(jī)動(dòng)飛行環(huán)境下的振動(dòng)響應(yīng)。楊蛟[14]設(shè)計(jì)開發(fā)了可模擬機(jī)動(dòng)飛行的雙轉(zhuǎn)子模型試驗(yàn)臺(tái)。

然而，國內(nèi)外學(xué)者對(duì)于機(jī)動(dòng)飛行對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力學(xué)特性的影響研究大都基于Jeffcott轉(zhuǎn)子或簡(jiǎn)單的雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，并沒有考慮帶機(jī)匣的復(fù)雜雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，且附加載荷均加在圓盤上，而飛機(jī)在實(shí)際機(jī)動(dòng)飛行過程中機(jī)匣與轉(zhuǎn)子都會(huì)發(fā)生振動(dòng)，且附加作用力會(huì)通過支承在轉(zhuǎn)靜子間相互傳遞。因此，機(jī)動(dòng)飛行時(shí)轉(zhuǎn)子和靜子機(jī)匣具有極強(qiáng)的耦合性。本文在前人研究的基礎(chǔ)上，開展俯沖拉起飛行條件下帶有機(jī)匣的整機(jī)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性研究及機(jī)匣支承和安裝節(jié)支承對(duì)整機(jī)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性的影響研究。

1 雙轉(zhuǎn)子航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)建模

1.1 系統(tǒng)模型建立

航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，建立真實(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)模型異常困難。本文以圖1中航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)特性試驗(yàn)器為參考，建立發(fā)動(dòng)機(jī)雙轉(zhuǎn)子-支承-機(jī)匣耦合動(dòng)力學(xué)模型，如圖2所示。為便于觀察和描述機(jī)匣的支撐情況，圖2為試驗(yàn)器水平剖面的示意圖。該模型的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)由風(fēng)扇轉(zhuǎn)子、高壓轉(zhuǎn)子和低壓轉(zhuǎn)子3個(gè)轉(zhuǎn)子組成。其中，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子與低壓轉(zhuǎn)子通過套齒聯(lián)軸器I連接，高壓轉(zhuǎn)子與低壓轉(zhuǎn)子在D位置通過中介軸承連接。轉(zhuǎn)子分別在A、B、C、E位置通過軸承-彈性支承與機(jī)匣連接（稱為機(jī)匣支承）。機(jī)匣通過彈性支承與基礎(chǔ)連接（稱為安裝節(jié)支承）。

圖1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)特性試驗(yàn)器Fig.1 Dynamic characteristics of dual-rotor aero-engine experimental apparatus

圖2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙轉(zhuǎn)子-支承-機(jī)匣耦合動(dòng)力學(xué)模型Fig.2 Dual rotor-bearing-casing coupling dynamic model

1.2 系統(tǒng)有限元模型建立及驗(yàn)證

將圖2中的雙轉(zhuǎn)子-支承-機(jī)匣耦合動(dòng)力學(xué)模型簡(jiǎn)化為圖3中的整機(jī)系統(tǒng)有限元模型。其中，轉(zhuǎn)子軸的有限元建模方法采用Timoshenko梁理論[15-18]。

為簡(jiǎn)化計(jì)算，將套齒聯(lián)軸器對(duì)應(yīng)軸段考慮為梁?jiǎn)卧?jì)算。在機(jī)匣的有限元建模上，國內(nèi)外學(xué)者大都把機(jī)匣看作轉(zhuǎn)速為零的梁元素，而在實(shí)際中，機(jī)匣的厚度為1～2mm，振動(dòng)時(shí)會(huì)產(chǎn)生周向變形，而梁元素法并未考慮周向變形，因而在用梁元素法對(duì)機(jī)匣進(jìn)行有限元建模時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大誤差[17]。為此，本文采用截錐殼法對(duì)機(jī)匣進(jìn)行建模，將機(jī)匣簡(jiǎn)化為有限個(gè)錐殼單元的組合。

圖3 整機(jī)系統(tǒng)有限元模型Fig.3 Dual rotor-bearing-casing coupling finite element model

試驗(yàn)器采用擠壓油膜軸承。經(jīng)測(cè)試，軸承的橫向支承阻尼CH與垂向支承阻尼CV約為20 N?s/m。機(jī)匣支承剛度K1～K5約為5×107N/m。由于安裝節(jié)支承剛度K6、K7與其安裝條件密切相關(guān)，實(shí)測(cè)難度較大。本試驗(yàn)器安裝節(jié)與機(jī)匣采用了相同的材料，故將支承剛度K6、K7也近似取為5×107N/m。根據(jù)該實(shí)驗(yàn)器的實(shí)際工作轉(zhuǎn)速范圍，參考目前主流發(fā)動(dòng)機(jī)高低壓轉(zhuǎn)子系統(tǒng)反向旋轉(zhuǎn)的客觀事實(shí)。在分析過程中，令高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為9 000 r/min，低壓轉(zhuǎn)子反向旋轉(zhuǎn)，兩者轉(zhuǎn)速比為-1.5，即低壓轉(zhuǎn)速為6 000 r/min。當(dāng)機(jī)匣與雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)耦合時(shí)，周向波數(shù)取1。其他相關(guān)計(jì)算初始參數(shù)見表1～4。

表1 轉(zhuǎn)子主要計(jì)算參數(shù)Tab.1 Main parameters of rotor

表2 軸承支承參數(shù)Tab.2 Parameters of bearing

表3 轉(zhuǎn)子-轉(zhuǎn)子中介軸承支承參數(shù)Tab.3 Parameters of intermediate bearing

表4 機(jī)匣主要計(jì)算參數(shù)Tab.4 Parameters of casing

為驗(yàn)證所建立模型的準(zhǔn)確性，理論計(jì)算了試驗(yàn)器整機(jī)系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速，并與實(shí)際測(cè)試結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。由于雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速受高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的雙重影響，較為復(fù)雜。為便于比較，在理論計(jì)算和實(shí)際測(cè)試時(shí)固定其中一根轉(zhuǎn)子，讓另一根轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)。圖4～5分別為低壓轉(zhuǎn)子為主激勵(lì)時(shí)（高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為0）理論計(jì)算的坎貝爾圖和實(shí)際測(cè)試的伯德圖。

圖4 理論計(jì)算低壓轉(zhuǎn)子為主激勵(lì)時(shí)坎貝爾圖Fig.4 Campbell diagram for low pressure rotor excitation based calculation

圖5 實(shí)測(cè)低壓轉(zhuǎn)子為主激勵(lì)時(shí)（高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為0）各測(cè)點(diǎn)的伯德圖Fig.5 Bode diagram of measurement points for low pressure rotor excitation based testing

從坎貝爾圖和伯德圖可找到系統(tǒng)此時(shí)的計(jì)算和實(shí)測(cè)臨界轉(zhuǎn)速（由于實(shí)測(cè)過程中升、降速的差異，一般均通過降速過程的伯德圖查找臨界轉(zhuǎn)速，故本文也遵循這一原則）。與此類似，可進(jìn)一步對(duì)比高壓轉(zhuǎn)子為主激勵(lì)時(shí)系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速，所得結(jié)果如表5所示。表5中：相對(duì)誤差=100×|實(shí)測(cè)值-計(jì)算值|/實(shí)測(cè)值。

表5 計(jì)算與實(shí)測(cè)臨界轉(zhuǎn)速對(duì)比Tab.5 Calculated and measured critical speed

對(duì)比表5中數(shù)據(jù)可知，由于建模過程中的簡(jiǎn)化（如將套齒聯(lián)軸器連接處視為連續(xù)軸段）和安裝節(jié)支承剛度的選取，使得理論計(jì)算與實(shí)際測(cè)試結(jié)果存在一定誤差（相對(duì)誤差不超過6%），綜合考慮測(cè)試過程中的隨機(jī)誤差等，本文認(rèn)為所建立有限元模型有效。

2 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行條件下雙轉(zhuǎn)子航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)分析

飛機(jī)實(shí)際飛行過程中，會(huì)包括各種飛行剖面。對(duì)于作盤旋和俯沖動(dòng)作的飛行剖面，一般會(huì)經(jīng)歷這樣的階段，即滑跑（1-2）起飛（2-3）—水平盤旋（3-4）—俯沖拉起（4-5）—降落（5-6），見圖6。本文選取俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行作為研究對(duì)象。

圖6 飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行軌跡圖Fig.6 Maneuver flight trajectory

為突出研究的主要內(nèi)容，忽略氣動(dòng)方面和重力的影響。在以上假設(shè)下，根據(jù)上述有限元模型，建立了航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)動(dòng)力學(xué)方程為：++Ku=Q。其中：M為包括機(jī)匣和轉(zhuǎn)子在內(nèi)的質(zhì)量矩陣；C為阻尼矩陣；K為剛度矩陣；Q為外部作用廣義力向量；u=[x,y,θx,θy]T，其中，x為水平方向位移，y為豎直方向位移，θx為水平方向轉(zhuǎn)角，θy為豎直方向轉(zhuǎn)角。

飛機(jī)在做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)靜子機(jī)匣會(huì)產(chǎn)生外部附加離心力，而轉(zhuǎn)子系統(tǒng)因高速旋轉(zhuǎn)除會(huì)產(chǎn)生附加離心力還會(huì)產(chǎn)生附加陀螺力矩。設(shè)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)飛機(jī)的飛行速度為V，俯沖拉起角速度為Ω，第i個(gè)機(jī)匣單元的質(zhì)量為mC,i，則該機(jī)匣單元所受的附加離心力為Fi=[0,-mC,iΩV,0,0]T。對(duì)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，與圓盤比各轉(zhuǎn)子軸單元質(zhì)量較小，故忽略轉(zhuǎn)子軸的質(zhì)量，只考慮作用在轉(zhuǎn)子系統(tǒng)每個(gè)圓盤上的外部離心力和附加陀螺力矩。設(shè)mD,j為第j個(gè)圓盤質(zhì)量，Ω為飛機(jī)俯沖拉起角速度，V為飛機(jī)飛行速度，JP,j為第j個(gè)圓盤的極轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，ω為圓盤所在轉(zhuǎn)子軸的角速度，則作用在該圓盤上的附加離心力Fj1=[0,-mD,jΩV,0,0]T，附加陀螺力矩Fj2=[0,0,0,-JP,jΩV]T，將兩者綜合得作用在該圓盤上的外部作用力為Fj=[0,-mD,jΩV,0,-JP,jωΩ]T。若該圓盤存在質(zhì)量偏心，則在旋轉(zhuǎn)過程中，該盤還要受到自身的離心力FDu(t)，F(xiàn)Du(t)=[mD,jeω2cos(ωt+φ),mD,jeω2sin(ωt+φ),0,0]T。其中：e為圓盤偏心距，φ為質(zhì)心初始相位。將上述外部作用力集成，則得到機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)所受的外部作用廣義力向量：

為簡(jiǎn)化計(jì)算，將圓盤偏心產(chǎn)生的不平衡力等效為附加在圓盤上的不平衡質(zhì)量。假設(shè)不平衡力作用在圓盤節(jié)點(diǎn)4、12、17上，不平衡質(zhì)量為m=0.005kg，不平衡質(zhì)量半徑為e=0.2 m，飛機(jī)俯沖拉起角速度為0.5rad/s，飛行速度為200 m/s，在飛行過程中，前10 s飛機(jī)為水平飛行，10 s后飛機(jī)進(jìn)行俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行。在以上假設(shè)條件下，利用所建立模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算仿真。為便于比較，以高壓圓盤位置節(jié)點(diǎn)17與機(jī)匣相對(duì)應(yīng)的位置節(jié)點(diǎn)33為測(cè)點(diǎn)，整個(gè)飛行中轉(zhuǎn)子與機(jī)匣的軸心軌跡及其所在節(jié)點(diǎn)Y方向的時(shí)域波形見圖7、8，可看出在飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，轉(zhuǎn)子的軸心和機(jī)匣的軸心均會(huì)發(fā)生偏移，且轉(zhuǎn)子的軸心偏移量明顯大于機(jī)匣的偏移量。設(shè)δ為葉片與機(jī)匣之間的間隙，Y1為飛機(jī)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)轉(zhuǎn)子軸心位移，Y2為機(jī)匣軸心位移，當(dāng)δ＜|Y1-Y2|時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)發(fā)生碰摩故障引發(fā)事故。

分別將平飛時(shí)與俯沖拉起時(shí)的時(shí)域波形放大，如圖9、10、13、14所示，并計(jì)算得到測(cè)點(diǎn)的頻譜圖，如圖11、12、15、16所示，圖中N1為低壓轉(zhuǎn)子工頻、N2為高壓轉(zhuǎn)子工頻。對(duì)比分析頻譜圖11、12、15、16，可以看出俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)轉(zhuǎn)子測(cè)點(diǎn)的各轉(zhuǎn)子工頻幅值均減小，而機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的各轉(zhuǎn)子工頻振幅增大，尤以低壓轉(zhuǎn)子工頻增大較為明顯。對(duì)于真實(shí)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)而言，大多通過機(jī)匣拾振。因此機(jī)匣振動(dòng)增大，一定程度能夠反映機(jī)動(dòng)載荷的影響。

圖7 軸心軌跡圖Fig.7 Orbit

圖8 轉(zhuǎn)子與機(jī)匣Y方向的時(shí)域波形Fig.8 Time domain waveform of rotor and casing in directionY

圖9 平飛時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的時(shí)域波形Fig.9 Time domain waveform of node 17 in level flight in directionY

圖10 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的時(shí)域波形Fig.10 Time domain waveform of node 17 in dive maneuvering flight in directionY

圖11 平飛時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的頻譜Fig.11 Frequency spectrum of node 17 in level flight in directionY

圖12 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的頻譜Fig.12 Frequency spectrum of node 17 in dive maneuvering flight in directionY

圖13 平飛時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的時(shí)域波形Fig.13 Time domain waveform of node 33 in level flight in directionY

圖14 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的時(shí)域波形Fig.14 Time domain waveform of node 33 in dive maneuvering flight in directionY

圖15 平飛時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的頻譜Fig.15 Frequency spectrum of node 33 in level flight in directionY

圖16 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的頻譜Fig.16 Frequency spectrum of node 33 in dive maneuvering flight in directionY

為研究機(jī)匣支承剛度對(duì)俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行下發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)的影響，減小機(jī)匣支承剛度K1～K5到2×107N/m，安裝節(jié)支承剛度K6與K7保持不變。仿真計(jì)算得到節(jié)點(diǎn)17與節(jié)點(diǎn)33Y方向上的時(shí)域波形與頻譜分布，見圖18～21。與上文對(duì)比發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)子在Y方向上的軸心偏移量明顯增大，而機(jī)匣的軸心偏移量沒有明顯變化（圖17）。故機(jī)匣支承剛度減小引起發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生碰摩故障的可能性進(jìn)一步增大。但分析此時(shí)轉(zhuǎn)子與機(jī)匣各測(cè)點(diǎn)的頻譜圖，見圖19、21，發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)子的振幅雖有所增大，但機(jī)匣的振幅反而減小。故在此情況下，僅通過機(jī)匣拾振很難反映出整機(jī)的真實(shí)振動(dòng)。

圖17 軸心軌跡圖Fig.17 Orbit

圖18 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的時(shí)域波形Fig.18 Time domain waveform of node 17 in dive maneuvering flight in directionY

圖19 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的頻譜Fig.19 Frequency spectrum of node 17 in dive maneuvering flight in directionY

圖20 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的時(shí)域波形Fig.20 Time domain waveform of node 33 in dive maneuvering flight in directionY

圖21 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的頻譜Fig.21 Frequency spectrum of node 33 in dive maneuvering flight in directionY

假設(shè)機(jī)匣支承剛度K1～K5不變，安裝節(jié)支承剛度K6與K7減小到2×107N/m，仿真計(jì)算得到節(jié)點(diǎn)17與節(jié)點(diǎn)33的軸心軌跡（如圖22所示）及各測(cè)點(diǎn)Y方向上的時(shí)域波形（如圖23、25、26所示）。

研究發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)子與機(jī)匣的軸心軌跡及其在Y方向上的偏移量都明顯增大。由于兩者增大的幅度幾乎相同，其差值保持不變。故從引發(fā)碰摩故障角度而言，安裝節(jié)支承剛度影響不大。但安裝節(jié)支承剛度減小，機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的各轉(zhuǎn)子工頻幅值明顯增大，不利于發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作。

圖22 軸心軌跡圖Fig.22 Orbit

圖23 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的時(shí)域波形Fig.23 Time domain waveform of node 17 in dive maneuvering flight in directionY

圖24 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的頻譜Fig.24 Frequency spectrum of node 17 in dive maneuvering flight directionY

圖25 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的時(shí)域波形Fig.25 Time domain waveform of node 33 in dive maneuvering flight in directionY

圖26 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的頻譜Fig.26 Frequency spectrum of node 33 in dive maneuvering flight in directionY

假設(shè)機(jī)匣支承剛度與安裝節(jié)支承剛度保持不變，俯沖拉起角速度增大為1.0rad/s。仿真計(jì)算得到節(jié)點(diǎn)17與節(jié)點(diǎn)33軸心軌跡（如圖27所示）和Y方向上的時(shí)域波形（如圖28、30所示）。

圖27 軸心軌跡圖Fig.27 Orbit

將圖28、30與圖10、14比較發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)子與機(jī)匣在Y方向上的軸心偏移量均增大，且兩者的增大幅度不同。轉(zhuǎn)子的增大幅度明顯大于機(jī)匣的增大幅度。因此，當(dāng)機(jī)動(dòng)載荷增加時(shí)，轉(zhuǎn)靜子之間的徑向間隙減小，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生碰摩的可能性增大。

對(duì)比分析此時(shí)的轉(zhuǎn)子與機(jī)匣測(cè)點(diǎn)頻譜圖（圖29、31所示）與圖12和圖16對(duì)應(yīng)的頻譜圖，發(fā)現(xiàn)機(jī)動(dòng)載荷增加時(shí)各轉(zhuǎn)子工頻N1和N2的振幅基本不變。說明機(jī)匣拾振雖然一定程度能夠反映機(jī)動(dòng)載荷的影響，但對(duì)俯沖拉起機(jī)動(dòng)載荷的變化不敏感。

圖28 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的時(shí)域波形Fig.28 Time domain waveform of node 17 in dive maneuvering flight in directionY

圖29 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)17Y方向的頻譜Fig.29 Frequency spectrum of node 17 in dive maneuvering flight in directionY

圖30 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的時(shí)域波形Fig.30 Time domain waveform of node 33 in dive maneuvering flight in directionY

圖31 俯沖拉起機(jī)動(dòng)飛行時(shí)節(jié)點(diǎn)33Y方向的頻譜Fig.31 Frequency spectrum of node 33 in dive maneuvering flight in directionY

3 結(jié)論

研究俯沖拉起等機(jī)動(dòng)飛行條件下，轉(zhuǎn)靜子的振動(dòng)響應(yīng)及各支承剛度對(duì)整機(jī)振動(dòng)的影響，無論對(duì)外場(chǎng)使用發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)監(jiān)控還是發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)優(yōu)化均具有一定的工程指導(dǎo)意義。本文計(jì)算仿真研究得到：

1）機(jī)動(dòng)載荷對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)靜間發(fā)生徑向碰摩的影響較大。當(dāng)俯沖拉起角速度增大時(shí)（由0.5rad/s增加到1.0rad/s），轉(zhuǎn)子的軸心偏移增量明顯大于靜子的軸心偏移增量，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生轉(zhuǎn)靜子間徑向碰摩的概率大大增加。但機(jī)匣測(cè)點(diǎn)振動(dòng)對(duì)俯沖拉起機(jī)動(dòng)載荷的變化不敏感。

2）機(jī)匣支承剛度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生碰摩的影響較大，機(jī)匣支承剛度過小引起轉(zhuǎn)靜子間徑向碰摩的可能性增加，而機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)值隨機(jī)匣支承剛度的減小而減小。

3）安裝節(jié)支承剛度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生轉(zhuǎn)靜子間徑向碰摩的影響相對(duì)較小，但安裝節(jié)支承剛度減小，機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的各轉(zhuǎn)子工頻幅值明顯增大。