一种航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法

技术领域

本申请属于航空发动机转子部件动力学仿真领域，具体涉及一种航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法。

背景技术

航空发动机结构设计方案阶段，良好的动力学设计是控制航空发动机振动响应，保障发动机运行安全的基础。在动力学设计中，通常采用有限元仿真方法进行动力学特性的分析及优化设计。其中，有限元模型分析结果的准确性，取决于转子部件的刚度值设定是否合理。现有方法对刚度值的选取通常基于经验预估法，导致设定刚度与实际刚度存在较大的偏差，且通常为了保证航空发动机的动力学特性能够满足指标要求，多是采用较大的安全裕度设计，致使刚度值设计偏高，进而导致航空发动机整体质量较大，降低发动机的推重比，影响发动机性能。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：根据转子部件结构系统的连接形式，以每次需要结构刚度修正参数不超过2个为原则，由小系统到大系统逐步进行转子部件模态试验，逐步获得修正的刚度值；然后规划发动机整机试车，获得整机条件下的动力特性，从而进一步修正转子部件动力学仿真模型中的等效支承刚度值；

一种航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法，包括：

进行转子部件模态试验，得到转子部件多阶弯曲模态频率；

建立转子部件动力学仿真模型，修正其质量与转子部件质量相符；

基于转子部件动力学仿真模型，分析转子部件多阶弯曲模态频率与其弹性模量的关系；

以与转子部件模态试验各阶弯曲模态频率，相关性高的仿真模型中的修正弹性模量为基础，对航空发动机转子部件动力学仿真模型中转子各刚度进行修正。

基于整机试车动力学的特征，对转子部件动力学模型中各支承等效刚度进行修正；

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法中，转子部件有细长轴或套齿、圆弧端齿连接结构。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法中，进行转子部件模态试验时，所用试验件不带转子叶片。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法中，还包括：

根据整机试车振动数据，得到旧方案风扇的实际临界转速，已有发动机整机实物，且已开展了整机试车，称该方案发动机为旧方案；

分析风扇临界转速与其支承刚度的关系，得到风扇支点的等效支承刚度；

分析旧方案风扇承力结构的静刚度；

由旧方案衍生而来，已有发动机方案，但还未有发动机整机实物，或者已有发动机整机实物，但还未开展整机试车的发动机方案，称为新方案；

对于新方案结构，得到其风扇支承承力结构的静刚度；对航空发动机新方案，在未有整机发动机试车结果条件下，对比新方案和旧方案的静刚度值，得出柔度差，以该柔度差修正航空发动机转子部件动力学仿真模型中风扇的等效支承刚度。

本申请至少存在以下有益技术效果：

提供一种航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法，其设计在修正航空发动机转子部件动力学仿真模型中质量与转子部件质量相符的情形下，以与转子部件模态试验各阶弯曲模态频率，相关性高的仿真模型中的修正弹性模量为基础，对航空发动机转子部件动力学仿真模型中转子各刚度进行修正；基于整机试车动力学的特征，对转子部件动力学模型中各支承刚度进行修正。以试验与仿真结合的方式，对航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度进行修正，此外，根据整机试车振动数据所得的风扇临界转速，反推风扇的等效支承刚度，对于衍生新方案发动机，通过对航空发动机支承承力结构静刚度仿真分析结果，对比得出的两个方案柔度差进行修正，最终使航空发动机转子部件动力学仿真模型分析结果，与航空发动机实际试车的振动特性特征相符，并可以在未有衍生新方案发动机整机前，即可准确的获得精度较高的发动机整机振动特性。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法的示意图，其中刚度可包括转子刚度、连接结构刚度；

图2是本申请实施例提供的风扇临界转速与其等效支承刚度关系的示意图。

图3是本申请上实施例，获得新方案等效支承刚度的示意图。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图3，对本申请提供的航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法做进一步的说明。

准备转子部件试验件，开展模态试验，至少获得转子部件前二阶弯曲模态频率；

建立转子部件动力学仿真模型，其与试验件质量误差在1％以内；

基于转子部件动力学仿真模型，分析获得转子部件至少前二阶弯曲模态频率，并分析与其弹性模量的关系，从中选取与模态试验所得转子部件各阶模态频率相关性高的一组对应的弹性模量对航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度进行修正，尽量使其各阶频率误差在5％以内，如果修正不是各阶均满足，则至少保证一阶弯曲满足。

航空发动机中，低压涡轮轴细长，刚度较弱，且影响因素众多，以上述示例公开的航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法，对其刚度进行修正，一个具体的实例中，确定其弹性模量为0.94，仿真分析与模态试验所得多阶弯曲模态频率对比如下表：

航空发动机中，套齿、圆弧端齿连接结构需要施加较大的轴向预紧力才能实现可靠连接，该种靠大的预紧力的连接结构，在动力学仿真时需要考虑连接刚度的损失，以上述示例公开的航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法，对刚度进行修正，一个具体的实例中，确定套齿结构的弹性模量为0.75，圆弧端齿结构的弹性模量为0.9，仿真分析与模态试验所得多阶弯曲模态频率对比如下表：

进行转子部件模态试验时，所用低压涡轮轴或套齿、圆弧端齿连接结构试验件不带转子叶片，可减少叶片局部模态，减少修正工作量。

以航空发动机中风扇的等效支承刚度修正为例，说明本申请中航空发动机转子部件动力学仿真模型中刚度修正方法：

根据整机试车振动数据，获得旧方案主激励源转子振型为主模态的实际风扇临界转速值；

在旧方案中，采用转子动力学仿真分析模型，开展风扇临界转速对其等效支承刚度的敏感性分析，根据所得实际风扇临界转速，反推风扇的等效支承刚度；

在新方案中，开展支点承力框架的静刚度仿真分析，与旧方案对比得到柔度差，刚度的倒数为柔度，基于该柔度值，修正航空发动机转子部件动力学仿真模型中风扇的等效支承刚度值。

在一个具体的实施例中，根据整机试车振动数据，获得风扇临界转速为6500r/min～7200r/min；

在旧方案中，开展风扇临界转速对其等效支承刚度的敏感性分析，结果如图2所示，取试车结果的下限6500r/min，对比分析获得等效支承刚度为3.13×10

在新方案中，对航空发动机转子部件动力学仿真模型中风扇的承力框架的静刚度进行仿真分析，对比旧方案，其静柔度降低0.6×10

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。