CN112580157A - 一种极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，步骤：分别获得燃调机构到外机匣减振点振动传递特性、燃调机构到内机匣减振点振动传递特性；确定内机匣施振点位置，并获得内机匣施振点到外机匣减振点振动传递特性、内机匣施振点到内机匣减振点振动传递特性，建立振动传递特性的模型；设计内机匣施振控制率；验证上述设计是否满足性能要求，若不满足则重新选取内机匣施振位置并按上述步骤开展设计。本发明降低了发动机部件的低频振动疲劳，对实际工程具有重要价值。

Description

一种极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法
技术领域
本发明涉及于航空发动机减振降噪领域，特别设计了一种航空发动机内外机匣减振设计方法。
背景技术
航空发动机要求极高的可靠性以降低故障率，引起航空发动机故障的因素很多，其中最主要的两类故障便是振动和油路故障。这两类故障也存在紧密联系，例如，发动机振动引起固定在机匣上的外部管路的疲劳断裂，形成油路故障。因此，降低发动机振动是提高可靠性的重要途经之一。然而，由于引起发动机振动的因素很多，降低发动机整机振动是很困难的。实际上，由于发动机控制系统的关键部件如电子控制器、外部管路系统、燃调机构等均安装在发动机机匣上，因此，对发动机内机匣和外机匣的特定位置、而不试图对整机实施减振，是一种实际可行的方法。这也正是目前通用的方法，即首先通过精准装配以保证公差，其次对需要减振的部位加装阻尼装置以降低振动的传导。
然而在目前的设计中，通常只关注高频振动；低频振动虽然频率低，但振幅较大、持续时间长，对安装在内、外机匣上的部件具有较大的损伤性。造成这种情况的根本原因是阻尼减振器属于一种被动减振装置，它通常只对高频率振动有效，而对于低频率、尤其是极低频率振动(约为0.1Hz的宽频振动)几乎不具备抗振性能。在航空发动机早期型号中，机匣多采用钢合金材料，刚度大、厚度深，低频率结构性振动不明显；而随着新型发动机对减重、增推性能的严苛要求的持续提升，复合材料的采用越来越多、越来越普遍，低频结构性振动模态得到激发而引起部件损伤，如闵广鹤在论文《航空发动机整机振动典型故障分析》中指出，薄壁结构可能发生强烈的振动，以至疲劳破坏。实际上，在文献《某型航空发动机引接管断裂故障分析》已有报道，机匣表面部位的应力集中及发动机的振动载荷甚至造成管路的断裂。然而，目前对该问题的处理方法也只是调整临界转速、调整预紧力、考虑支承和连接结构动柔度的设计建议，并没有从根本上提出发动机极低频率振动控制的相关处理方法。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供了一种极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法。
为实现上述目的，本发明的技术方案为：
一种极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，包括如下步骤：
(1)分别获得燃调机构到外机匣减振点振动传递特性、燃调机构到内机匣减振点振动传递特性；
(2)确定内机匣施振点位置，并获得内机匣施振点到外机匣减振点振动传递特性、内机匣施振点到内机匣减振点振动传递特性，建立振动传递特性的模型；
(3)设计内机匣施振控制律；
(4)验证步骤(3)中的设计是否满足性能要求，若不满足则重新选取内机匣施振点位置并按上述步骤开展设计。
进一步的，在步骤(1)中，通过振动传递路径上的部件级建模或系统辨识的方法获得燃调机构到外机匣减振点振动传递特性、燃调机构到内机匣减振点振动传递特性。
进一步的，采用部件级建模建立振动传递路径的模型：
Figure BDA0002799631810000021
z为外机匣减振点的振动量；y为内机匣减振点的振动量；d为燃调机构的振动量；u为内机匣施振点的振动量；Pzd为燃调机构到外机匣减振点振动传递特性；Pzu为内机匣施振点到外机匣减振点振动传递特性；Pyd为燃调机构到内机匣减振点振动传递特性；Pyu为内机匣施振点到内机匣减振点振动传递特性。
进一步的，在所述步骤(3)中，所述内机匣施振控制律具有如下形式：
u＝-Ky
其中K为需要设计的控制参数。
进一步的，所述控制参数为：
Figure BDA0002799631810000031
αopt按如下规则选取：
Figure BDA0002799631810000032
其中，
Figure BDA0002799631810000033
Figure BDA0002799631810000034
Figure BDA0002799631810000035
其中j为虚数单位。
更进一步的，在步骤(4)中，确认步骤(3)中内机匣、外机匣减振点的振动量衰减达到性能指标的要求；如果不满足要求，则需要返回步骤(2)，通过重新选取内机匣施振点位置，改变Pzu和Pyu进行重新设计，以达到性能指标的要求。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
本发明针对航空发动机内外机匣的极低频率振动，提出了一种可使得相应减振点的振动量显著衰减甚至完全隔振的设计方法，降低了发动机部件的低频振动疲劳，对实际工程具有重要价值。
附图说明
图1是本发明的设计方法流程图；
图2是实施例中的最优设计的性能图，其中(a)内机匣减振点的性能图；(b)为外机匣减振点的性能图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例来进一步说明本发明的具体内容。
本发明的实施例提供了一种极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤1：分别获得燃调机构到外机匣减振点振动传递特性、燃调机构到内机匣减振点振动传递特性；
步骤2：确定内机匣施振点位置，并获得内机匣施振点到外机匣减振点振动传递特性、内机匣施振点到内机匣减振点振动传递特性，建立振动传递特性的模型；
步骤3：设计内机匣施振控制率；
步骤4：验证步骤3中的设计是否满足性能要求，若不满足则重新选取内机匣施振点位置并按上述步骤开展设计。
在本实施例中，上述步骤1可以采用如下优选方案实现：
极低频振动的振源通常是燃调机构产生的油压脉动，因此通过部件级建模的方法获取燃调机构的振动量到内机匣减振点的振动量、燃调机构的振动量到外机匣减振点的振动量沿着传递路径的振动传递特性，分别定义为Pzd和Pyd。
在本实施例中，通过部件级建模获得Pzd和Pyd；两者的伯德图显示在0.1Hz处有一显著波峰。针对如此低的频率，不仅需要在该谐频0.1Hz处获得期望的性能，还需要考虑在[0.02，0.14]Hz的频率带内满足性能要求。
在本实施例中，上述步骤2采用如下优选方案实现：
首先确定内机匣施振点位置，并获得内机匣施振点到外机匣减振点振动传递特性、内机匣施振点到内机匣减振点振动传递特性。内机匣施振点的位置通常位于内机匣减振点附近且分布在内机匣内侧，这主要出于两点考虑：
(1)施振点和减振点位置相近易于保证两点间的振动传递特性函数为最小相系统，因此可以保证闭环系统的稳定性，这一点在实际工程中经常被忽略，但对于宽频振动控制至关重要；另外，最小相系统还允许采用高增益控制策略；
(2)施振点通常位于内机匣内侧，因为只有在核心机支撑轴承和内机匣之间的加强肋空腔中才存在空间放置压电堆，使得主动控制的实施成为可能。
通过部件级建模建立振动传递特性的模型：
Figure BDA0002799631810000051
其中，z为外机匣减振点的振动量；y为内机匣减振点的振动量；d为燃调机构的振动量；u为内机匣施振点的振动量；Pzd为燃调机构到外机匣减振点振动传递特性；Pzu为内机匣施振点到外机匣减振点振动传递特性；Pyd为燃调机构到内机匣减振点振动传递特性；Pyu为内机匣施振点到内机匣减振点振动传递特性。
在实施例中，同样通过部件级建模获得Pzu和Pyu；而两者的伯德图同样显示在0.1Hz处有一显著波峰。这就确认了需要同时在谐频0.施振点位置1Hz和在[0.02,0.14]Hz的频率带内均要通过合适的设计满足性能要求。
在本实施例中，上述步骤3可以采用如下方案实现：
所述内机匣施振控制律具有如下形式：
u＝-Ky
其中K为需要设计的控制参数。
所述控制参数为：
Figure BDA0002799631810000052
αopt按如下规则选取：
Figure BDA0002799631810000053
其中，
Figure BDA0002799631810000054
Figure BDA0002799631810000055
Figure BDA0002799631810000056
如此设计具有如下特性：
性质1：如果Pyu为最小相系统，那么只要αopt为稳定传递函数，则上述设计可确保
整个控制系统闭环稳定；
性质2：如果Pyu为非最小相系统，为确保整个控制系统闭环稳定，则αopt不仅必须为稳定传递函数，同时在Pyu的不稳定零点Zi处，必须满足αopt(Zi)＝0。
上述特性也佐证了在上述设计中，将内机匣施振点的位置布置在内机匣减振点附近且分布在内机匣内侧的必要性。
实施例中，Pyu为最小相系统，因此只需要αopt为稳定传递函数即可；而当Pyu为非最小相系统时，实际验证可知，很难保证αopt为稳定传递函数且同时在Pyu的不稳定零点Zi处，满足αopt(Zi)＝0。因而，在实际设计时，优先保证Pyu为最小相系统。
在本实施例中，上述步骤4采用如下优选方案实现：
本步骤需要确认步骤3的最优设计可在内、外机匣的减振点，使其振动量衰减达到性能指标的要求。如果不满足要求，则需要返回步骤2，通过重新选取内机匣施振点位置，从而改变燃调机构的振动量到内机匣减振点的振动量、燃调机构的振动量到外机匣减振点的振动量沿着传递路径的振动传递特性，即改变Pzu和Pyu进行重新设计，以最终达到性能指标的要求。
实施例中，通过步骤3的设计所获得的性能图如图2所示，由图2可知，外机匣减振点的振动幅值从0.5降低到0.2以内，振动衰减超过8dB；而内机匣减振点的振动幅值从接近1.0直接降低到接近完全衰减，获得了极佳的性能。
实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (6)

1.一种极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)分别获得燃调机构到外机匣减振点振动传递特性、燃调机构到内机匣减振点振动传递特性；
(2)确定内机匣施振点位置，并获得内机匣施振点到外机匣减振点振动传递特性、内机匣施振点到内机匣减振点振动传递特性，建立振动传递特性的模型；
(3)设计内机匣施振控制律；
(4)验证步骤(3)中的设计是否满足性能要求，若不满足则重新选取内机匣施振点位置并按上述步骤开展设计。
2.根据权利要求1所述的极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，其特征在于：在步骤(1)中，通过部件级建模或系统辨识的方法获得燃调机构到外机匣减振点振动传递特性、燃调机构到内机匣减振点振动传递特性。
3.根据权利要求2所述的极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，其特征在于：在步骤(2)中，采用部件级建模建立振动传递特性的模型：
Figure FDA0002799631800000011
z为外机匣减振点的振动量；y为内机匣减振点的振动量；d为燃调机构的振动量；u为内机匣施振点的振动量；Pzd为燃调机构到外机匣减振点振动传递特性；Pzu为内机匣施振点到外机匣减振点振动传递特性；Pyd为燃调机构到内机匣减振点振动传递特性；Pyu为内机匣施振点到内机匣减振点振动传递特性。
4.根据权利要求3所述的极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，其特征在于：在所述步骤(3)中，所述内机匣施振控制律具有如下形式：
u＝-Ky
其中K为需要设计的控制参数。
5.根据权利要求4所述的极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，其特征在于：所述控制参数为：
Figure FDA0002799631800000021
αopt按如下规则选取：
Figure FDA0002799631800000022
其中，
Figure FDA0002799631800000023
Figure FDA0002799631800000024
Figure FDA0002799631800000025
其中j为虚数单位。
6.根据权利要求5所述的极低频率情况下的航空发动机内外机匣减振设计方法，其特征在于：在步骤(4)中，确认步骤(3)中内机匣、外机匣减振点的振动量衰减达到性能指标的要求；如果不满足要求，则需要返回步骤(2)，通过重新选取内机匣施振点位置，改变Pzu和Pyu进行重新设计，以达到性能指标的要求。
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