CN110175392A - 基于otpa法和实物建模的航空发动机振动传递路径分析方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于OTPA法和实物建模的发动机整机振动传递路径分析方法。其包括将发动机离散为转子、轴承、内机匣、外机匣、安装节、吊挂和机翼系统，利用OTPA理论将各系统间连接等效成多路径隔振系统；建立航空发动机整机三维模型；对航空发动机整机三维模型中进行分析；在各隔振子系统的不同部位施加相同激励，计算不同部位接受端的响应；根据多种工况计算OTPA法的传递函数矩阵；通过振动路径的插入损失判断各振动传递路径对于航空发动机整机振动的贡献量情况等步骤。本发明优点：建立了完整的转子‑轴承‑机匣‑安装节‑吊挂—机翼动力学模型，能找到振动能量传递关键路径和分析每条振动传递路径上振动能量的贡献量。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机振动分析技术领域，特别是涉及一种基于OTPA和实物建模的航空发动机振动传递路径分析方法。
背景技术
航空发动机整机振动研究是航空发动机结构完整性研究的重要内容之一，开展发动机整机振动载荷传递路径研究是改善发动机整机性能的主要途径之一。对于民用大涵道比涡扇发动机来说，开展航空发动机整机振动传递路径研究，对飞机吊架的结构强度设计、航空发动机隔振设计和机舱降噪设计都具有重大意义。
OTPA法(Operational Transfer Path Analysis，工况传递路径分析法)是将机械系统看作是由振源、振动传递路径和接受端组成的隔振系统，振动载荷会通过多种传递路径传递到一个或多个接受端，通过对隔振系统的振动传递路径进行分析，能够找到振动能量传递的关键路径。OTPA法是一种有效的振动传递路径分析方法，也是一种有效的振动控制方式。但当同一部件上的不同振源或接受端接近或结构相似时，OTPA法难于区分振动传播路径的不同；另外，OTPA法是基于响应-响应的传递函数进行计算，因此无法识别没有被激发的振动传播路径。
由于航空发动机结构非常复杂,建立完整的航空发动机整机模型非常困难；即使能够采用完整的航空发动机整机模型进行计算，也会面临模型自由度过多，计算量过大，甚至无法完成计算的问题。同时，计算结果中包含过多细节结构或部件结构的影响，振动特性提取困难。目前对航空发动机整机振动的研究主要是基于简化的转子动力学模型，例如建立转子-轴承-机匣的动力学模型，研究由于转子不平衡、不对中、碰摩等引起的振动响应或研究典型转子故障对整机振动的影响机理。简化的转子动力学模型对涉及航空发动机结构细节的振动载荷传递路径的研究存在先天不足，此外，对于建立完整的转子-轴承-机匣-安装节-吊挂—机翼动力学模型，并研究整机振动载荷传递路径的方法较少。
现阶段对于民用大涵道比涡扇发动机振动传递路径分析的方法仅限于对局部隔振系统的振动分析，未考虑发动机内部各系统之间以及不同结构部件振动特性的影响，因此得出的结果与实际发动机振动数据的一致性较差，也未提出完整的航空发动机整机振动传递路径分析方法，对于解决实际工程问题的指导性不强。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种基于OTPA法和实物建模的发动机整机振动传递路径分析方法。
为了达到上述目的，本发明提供的基于OTPA法和实物建模的发动机整机振动传递路径分析方法包括按顺序进行的下列步骤：
1)根据民用大涵道比涡扇发动机的结构特征，将航空发动机离散为转子系统、轴承系统、内机匣系统、外机匣系统、安装节系统、吊挂系统和机翼系统，然后利用OTPA理论将上述各系统之间的连接等效成包括振源、多路振动传递路径和接受端的多路径隔振系统；其中转子系统、轴承系统、内机匣系统和外机匣系统构成轴承隔振子系统；内机匣系统、外机匣系统，安装节系统和吊挂系统构成安装节隔振子系统；安装节系统、吊挂系统和机翼系统构成吊挂隔振子系统；
2)建立包括转子系统、轴承系统、机匣系统、安装节系统和吊挂系统在内的航空发动机整机三维模型；
3)对上述航空发动机整机三维模型中的转子系统、轴承系统在内的航空发动机转子进行转子动力学分析，对吊挂系统、机匣系统在内的航空发动机静子进行模态分析，得到航空发动机的临界转速、固有振型与固有频率；参照实际航空发动机的振动特性对安装节系统进行分析，得到航空发动机前安装节和后安装节的刚度，航空发动机的临界转速、固有振型、固有频率和刚度为航空发动机的固有特性；将上述得到的航空发动机的固有特性值作为输入参数输入到上述OTPA多路径隔振系统中；
4)在航空发动机整机三维模型中各隔振子系统的不同部位施加相同激励，计算不同部位接受端的响应，将该响应作为OPTA隔振系统的输出，以补充OTPA法的传递函数矩阵；
5)由轴承隔振子系统、安装节隔振子系统和吊挂隔振子系统共同组成基于OTPA多路径隔振系统的整机振动模型，然后将转子振动激励作为OTPA多路径隔振系统的输入，以与飞机机翼连接点的响应作为OTPA多路径隔振系统的输出，根据多种工况计算OTPA法的传递函数矩阵；
6)定义隔振子系统中振动路径的插入损失为(i＝1，2，...，n)，通过振动路径的插入损失来判断各振动传递路径对于航空发动机整机振动的贡献量情况，其中：为拆除第i条振动路径后隔振子系统的接受端的速度响应；为拆除第i条振动路径前隔振子系统的接受端的速度响应。
在步骤1)中，所述的转子系统是航空发动机的振源，转子系统通过轴承系统将振动载荷传递到内机匣系统和外机匣系统上，再通过安装节系统传递到吊挂系统，最后传递至机翼系统；转子系统是振源，轴承系统、内机匣系统和外机匣系统、安装节系统、吊挂系统是振动载荷传递的通道，机翼系统是振动载荷传递的接受端。
在步骤1)中，所述的转子系统通过轴承系统与内机匣系统和外机匣系统耦合连接，轴承系统包括三个轴承，轴承通过轴承支撑与机匣连接；在轴承隔振子系统中，转子系统为振源；轴承系统以刚度和阻尼的形式体现其振动传递固有特性；内机匣系统和外机匣系统为接受端；安装节系统包括前安装节、后安装节和推力连杆，前安装节有三个连接接头将外机匣系统与吊挂系统连接，后安装节也有三个连接接头将内机匣系统与吊挂系统连接，两个推力连杆用于机匣系统和吊挂系统之间载荷的传递；在安装节隔振子系统中，内机匣系统和外机匣系统为振源；安装节系统以刚度和阻尼的形式体现其振动传递固有特性；吊挂系统为接受端，采用超静定连接形式，通过上撑杆、后支柱和两个主接头与机翼系统连接；在吊挂隔振子系统中，安装节系统中的各连接接头为振源；吊挂系统以刚度和阻尼的形式体现其振动传递固有特性；机翼系统中的上撑杆、后支柱和主接头与飞机机翼连接点为接受端。
在步骤2)中，所述的转子系统包括整流锥、风扇、转动轴和涡轮；轴承系统包括风扇轴承、风扇轴承支撑、中介轴承、中介轴承支撑、转子轴承、转子轴承支撑；机匣系统包括外机匣和内机匣，外机匣包括进气机匣、风扇机匣、中介机匣、外涵后机匣；内机匣包括内涵机匣，后机匣，中介机匣支撑；安装节系统包括前安装节、后安装节和推力杆；其中安装节包括三个前安装节接头，后安装节包括三个后安装节接头，推力杆左右各一；吊挂系统包括吊挂盒、上撑杆、后支柱和两个主接头，上撑杆、后支柱和两个主接头与飞机机翼连接。
本发明提供的基于OTPA法和实物建模的发动机整机振动传递路径分析方法具有以下优点：
(1)建立了完整的转子-轴承-机匣-安装节-吊挂—机翼动力学模型，既能找到振动能量传递的关键路径，也能分析每条振动传递路径上振动能量的贡献量，这对系统的振动控制具有十分重要的意义；
(2)采用航空发动机整机三维模型对OTPA多路径隔振系统进行修正，弥补了OTPA法和简化转子动力学模型的不足；在振动载荷传递路径方面还原度高，计算精度高；
(3)采用插入损失的概念来求解各振动传递路对整机的贡献量，能够直接建立隔振系统传递路径分析图，有助于提高航空发动机整机振动传递路径分析的精确性，对航空发动机整机振动控制提供了有效的理论依据和技术支撑。
附图说明
图1为OTPA多路径隔振系统结构示意图。
图2为大涵道比涡扇发动机三维模型结构图。
图3为大涵道比涡扇发动机三维模型剖面图。
图4为本发明提供的基于OTPA法和实物建模的发动机整机振动传递路径分析方法流程图。
图5为轴承振动路径损失分析图。
具体实施方式
下面结合附图及实施例对本发明作进一步详细的说明。
如图4所示，本发明提供的基于OTPA法和实物建模的发动机整机振动传递路径分析方法包括按顺序进行的下列步骤：
1)如图1所示，根据民用大涵道比涡扇发动机的结构特征，将航空发动机离散为转子系统mr、轴承系统rc、内机匣系统mc、外机匣系统ms、安装节系统sp、cp和tp、吊挂系统mp和机翼系统ma，然后利用OTPA理论将上述各系统之间的连接等效成包括振源、多路振动传递路径和接受端的多路径隔振系统；
所述的转子系统mr是航空发动机的振源，转子系统mr通过轴承系统rc将振动载荷传递到内机匣系统mc和外机匣系统ms上，再通过安装节系统sp、cp和tp传递到吊挂系统mp，最后传递至机翼系统ma。转子系统mr是振源，轴承系统rc、内机匣系统mc和外机匣系统ms、安装节系统sp、cp和tp、吊挂系统mp是振动载荷传递的通道，机翼系统ma是振动载荷传递的接受端。
转子系统mr通过轴承系统rc与内机匣系统mc和外机匣系统ms耦合连接，轴承系统rc包括三个轴承rc1、rc2和rc3，轴承通过轴承支撑与机匣连接；转子系统mr、轴承系统rc、内机匣系统mc和外机匣系统ms构成轴承隔振子系统，在轴承隔振子系统中，转子系统mr为振源；轴承系统rc以刚度Krc和阻尼Crc的形式体现其振动传递固有特性；内机匣系统mc和外机匣系统ms为接受端；安装节系统包括前安装节sp、后安装节cp和推力连杆tp，前安装节sp有三个连接接头将外机匣系统ms与吊挂系统mp连接，后安装节cp也有三个连接接头将内机匣系统mc与吊挂系统mp连接，两个推力连杆tp用于机匣系统和吊挂系统mp之间载荷的传递。内机匣系统mc、外机匣系统ms，安装节系统sp、cp和tp和吊挂系统mp构成安装节隔振子系统，在安装节隔振子系统中，内机匣系统mc和外机匣系统ms为振源；安装节系统sp、cp和tp以刚度Ksp、Kcp、Ktp和阻尼Csp、Ccp、Ctp的形式体现其振动传递固有特性；吊挂系统mp为接受端，采用超静定连接形式，通过上撑杆cp1、后支柱cp2和两个主接头cp3、cp4与机翼系统ma连接，安装节系统sp、cp和tp、吊挂系统mp、机翼系统ma构成吊挂隔振子系统，在吊挂隔振子系统中，安装节系统sp、cp和tp中的各连接接头为振源；吊挂系统mp以刚度Kcp和阻尼Ccp的形式体现其振动传递固有特性；机翼系统ma中的上撑杆、后支柱和主接头与飞机机翼连接点为接受端。
2)如图2和图3所示，建立包括转子系统、轴承系统、机匣系统、安装节系统和吊挂系统在内的航空发动机整机三维模型，与OTPA法不同的是，航空发动机整机三维模型中包含民用大涵道比涡扇发动机的典型几何特征和细节结构。所述的转子系统包括整流锥16、风扇17、转动轴23和涡轮24；轴承系统包括风扇轴承19、风扇轴承支撑20、中介轴承22、中介轴承支撑21、转子轴承25、转子轴承支撑26；机匣系统包括外机匣和内机匣，外机匣包括进气机匣1、风扇机匣2、中介机匣15、外涵后机匣14；内机匣包括内涵机匣12，后机匣11，中介机匣支撑18；安装节系统包括前安装节3、后安装节9和推力杆5；其中安装节3包括三个前安装节接头13，后安装节9包括三个后安装节接头10，推力杆5左右各一；吊挂系统包括吊挂盒4、上撑杆6、后支柱7和两个主接头8，上撑杆6、后支柱7和两个主接头8与飞机机翼连接。
3)对上述航空发动机整机三维模型中的转子系统、轴承系统在内的航空发动机转子进行转子动力学分析，对吊挂系统、机匣系统在内的航空发动机静子进行模态分析，得到航空发动机的临界转速、固有振型与固有频率；参照实际航空发动机的振动特性对安装节系统进行分析，得到航空发动机前安装节和后安装节的刚度，航空发动机的临界转速、固有振型、固有频率和刚度为航空发动机的固有特性；将上述得到的航空发动机的固有特性值作为输入参数输入到上述OTPA多路径隔振系统中；
4)在航空发动机整机三维模型中各隔振子系统的不同部位施加相同激励，计算不同部位接受端的响应，将该响应作为OPTA隔振子系统的输出，以补充OTPA法的传递函数矩阵；
5)由轴承隔振子系统、安装节隔振子系统和吊挂隔振子系统共同组成基于OTPA多路径隔振系统的整机振动模型，然后将转子振动激励作为OTPA多路径隔振系统的输入，以与飞机机翼连接点的响应作为OTPA多路径隔振系统的输出，根据多种工况计算OTPA法的传递函数矩阵；
6)引入电子领域存在的插入损失(Insertion loss，简称IL)的概念来解决OPTA法中各个振动路径之间存在的耦合交叉作用，定义隔振子系统中振动路径的插入损失为(i＝1，2，...，n)，通过振动路径的插入损失来判断各振动传递路径对于航空发动机整机振动的贡献量情况，其中：为拆除第i条振动路径后隔振子系统的接受端的速度响应；为拆除第i条振动路径前隔振子系统的接受端的速度响应。
具体实例：
采用本发明方法，以三个轴承rc1、rc2和rc3构成的轴承系统rc为例，给定转子系统激励F0sinωt，计算得到如图5所示的轴承振动路径损失分析图，对各个传递路径的插入损失取均值，可得ILrc1＝9.3517；ILrc2＝4.4158；ILv3＝4.0301。轴承rc1对系统接受端振动传递的贡献量较大，轴承rc2的贡献量次之，轴承rc3的贡献量最小，因此轴承rc1是该隔振子系统的主要振动传递路径。
Claims (4)
1.一种基于OTPA法和实物建模的发动机整机振动传递路径分析方法，其特征在于：所述的发动机整机振动传递路径分析方法包括按顺序进行的下列步骤：
1)根据民用大涵道比涡扇发动机的结构特征，将航空发动机离散为转子系统、轴承系统、内机匣系统、外机匣系统、安装节系统、吊挂系统和机翼系统，然后利用OTPA理论将上述各系统之间的连接等效成包括振源、多路振动传递路径和接受端的多路径隔振系统；其中转子系统、轴承系统、内机匣系统和外机匣系统构成轴承隔振子系统；内机匣系统、外机匣系统，安装节系统和吊挂系统构成安装节隔振子系统；安装节系统、吊挂系统和机翼系统构成吊挂隔振子系统；
2)建立包括转子系统、轴承系统、机匣系统、安装节系统和吊挂系统在内的航空发动机整机三维模型；
3)对上述航空发动机整机三维模型中的转子系统、轴承系统在内的航空发动机转子进行转子动力学分析，对吊挂系统、机匣系统在内的航空发动机静子进行模态分析，得到航空发动机的临界转速、固有振型与固有频率；参照实际航空发动机的振动特性对安装节系统进行分析，得到航空发动机前安装节和后安装节的刚度，航空发动机的临界转速、固有振型、固有频率和刚度为航空发动机的固有特性；将上述得到的航空发动机的固有特性值作为输入参数输入到上述OTPA多路径隔振系统中；
4)在航空发动机整机三维模型中各隔振子系统的不同部位施加相同激励，计算不同部位接受端的响应，将该响应作为OPTA隔振系统的输出，以补充OTPA法的传递函数矩阵；
5)由轴承隔振子系统、安装节隔振子系统和吊挂隔振子系统共同组成基于OTPA多路径隔振系统的整机振动模型，然后将转子振动激励作为OTPA多路径隔振系统的输入，以与飞机机翼连接点的响应作为OTPA多路径隔振系统的输出，根据多种工况计算OTPA法的传递函数矩阵；
6)定义隔振子系统中振动路径的插入损失为通过振动路径的插入损失来判断各振动传递路径对于航空发动机整机振动的贡献量情况，其中：为拆除第i条振动路径后隔振子系统的接受端的速度响应；为拆除第i条振动路径前隔振子系统的接受端的速度响应。
2.根据权利要求1所述的发动机整机振动传递路径分析方法，其特征在于：在步骤1)中，所述的转子系统是航空发动机的振源，转子系统通过轴承系统将振动载荷传递到内机匣系统和外机匣系统上，再通过安装节系统传递到吊挂系统，最后传递至机翼系统；转子系统是振源，轴承系统、内机匣系统和外机匣系统、安装节系统、吊挂系统是振动载荷传递的通道，机翼系统是振动载荷传递的接受端。
3.根据权利要求1所述的发动机整机振动传递路径分析方法，其特征在于：在步骤1)中，所述的转子系统通过轴承系统与内机匣系统和外机匣系统耦合连接，轴承系统包括三个轴承，轴承通过轴承支撑与机匣连接；在轴承隔振子系统中，转子系统为振源；轴承系统以刚度和阻尼的形式体现其振动传递固有特性；内机匣系统和外机匣系统为接受端；安装节系统包括前安装节、后安装节和推力连杆，前安装节有三个连接接头将外机匣系统与吊挂系统连接，后安装节也有三个连接接头将内机匣系统与吊挂系统连接，两个推力连杆用于机匣系统和吊挂系统之间载荷的传递；在安装节隔振子系统中，内机匣系统和外机匣系统为振源；安装节系统以刚度和阻尼的形式体现其振动传递固有特性；吊挂系统为接受端，采用超静定连接形式，通过上撑杆、后支柱和两个主接头与机翼系统连接；在吊挂隔振子系统中，安装节系统中的各连接接头为振源；吊挂系统以刚度和阻尼的形式体现其振动传递固有特性；机翼系统中的上撑杆、后支柱和主接头与飞机机翼连接点为接受端。
4.根据权利要求1所述的发动机整机振动传递路径分析方法，其特征在于：在步骤2)中，所述的转子系统包括整流锥、风扇、转动轴和涡轮；轴承系统包括风扇轴承、风扇轴承支撑、中介轴承、中介轴承支撑、转子轴承、转子轴承支撑；机匣系统包括外机匣和内机匣，外机匣包括进气机匣、风扇机匣、中介机匣、外涵后机匣；内机匣包括内涵机匣，后机匣，中介机匣支撑；安装节系统包括前安装节、后安装节和推力杆；其中安装节包括三个前安装节接头，后安装节包括三个后安装节接头，推力杆左右各一；吊挂系统包括吊挂盒、上撑杆、后支柱和两个主接头，上撑杆、后支柱和两个主接头与飞机机翼连接。
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|---|---|
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