國外轉(zhuǎn)子動力學(xué)研究綜述

國外轉(zhuǎn)子動力學(xué)研究綜述

可靠性動態(tài)是研究高速旋轉(zhuǎn)機械動態(tài)性能的現(xiàn)代力學(xué)學(xué)科，具有很強的工程應(yīng)用基礎(chǔ)。它廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機、燃?xì)鉁u輪機、空氣壓縮機等機械裝置中,并且在航空、電力、機械、紡織等工業(yè)領(lǐng)域中起著非常重要的作用。目前,轉(zhuǎn)子動力學(xué)在國內(nèi)外都是一門非?；钴S的學(xué)科,每年都有大量的文章發(fā)表。轉(zhuǎn)子動力學(xué)是研究所有與旋轉(zhuǎn)機械轉(zhuǎn)子及其部件和結(jié)構(gòu)有關(guān)的動力學(xué)特性,包括動態(tài)響應(yīng)、振動、強度、疲勞、穩(wěn)定性、可靠性、狀態(tài)監(jiān)測、故障診斷和控制的學(xué)科。近年來,其主要研究范圍包括:轉(zhuǎn)子的動力學(xué)設(shè)計、動力學(xué)特性、平衡技術(shù)、振動噪聲問題、參數(shù)識別和振動控制技術(shù)。本文針對近十年來國外轉(zhuǎn)子動力學(xué)的研究進(jìn)行了綜述,為旋轉(zhuǎn)機械轉(zhuǎn)子的設(shè)計、提高可靠性和效率、減振延壽等方面提供理論和技術(shù)上的支持與保障。1國外研究現(xiàn)狀轉(zhuǎn)子的設(shè)計包括:轉(zhuǎn)子性能設(shè)計制造、轉(zhuǎn)子的優(yōu)化設(shè)計、轉(zhuǎn)子的動力學(xué)建模、轉(zhuǎn)子動力學(xué)分析方法、失諧轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性以及新概念轉(zhuǎn)子這6個方面。在轉(zhuǎn)子的性能設(shè)計制造方面,Dave介紹了U-60黑鷹直升機轉(zhuǎn)子的制造特色,通過使用先進(jìn)的制造工藝,大幅降低轉(zhuǎn)子的生產(chǎn)周期。Elio對歐洲直升機公司傾轉(zhuǎn)旋翼機轉(zhuǎn)子的發(fā)展情況進(jìn)行了介紹,包括槳葉旋翼誘導(dǎo)小半徑選擇的獨特概念,轉(zhuǎn)子配置,控制系統(tǒng),彈性支撐等。Hu以跨音速風(fēng)扇轉(zhuǎn)子為例研究了三維逆向設(shè)計方法,將此方法應(yīng)用到NASA37和NASA67兩個轉(zhuǎn)子上,并對改型設(shè)計進(jìn)行了驗證。在轉(zhuǎn)子優(yōu)化設(shè)計方面,Ebaid使用渦輪轉(zhuǎn)子的非線性優(yōu)化技術(shù)進(jìn)行了完整的設(shè)計,計算了最佳的主要尺寸,并考慮機械特性,進(jìn)行了結(jié)構(gòu)和熱應(yīng)力和模態(tài)分析。Xue采用Matlab進(jìn)行了綜合航空聲學(xué)轉(zhuǎn)子仿真和設(shè)計優(yōu)化,并與現(xiàn)有的直升機飛行試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行驗證。Ahn采用響應(yīng)曲面法(RSM)和三維的Navier-Stokes方程分析(NASA37)對跨音速壓氣機轉(zhuǎn)子進(jìn)行了優(yōu)化,可提高壓氣機可靠性的設(shè)計。在轉(zhuǎn)子動力學(xué)建模方面,Lee建立了轉(zhuǎn)子的廣義有限元瞬態(tài)分析模型,引入相對位移,以準(zhǔn)確預(yù)測轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng),結(jié)果表明,當(dāng)受到?jīng)_擊時,鐵基細(xì)長柔性轉(zhuǎn)子瞬態(tài)模型的振動響應(yīng)比傳統(tǒng)單盤的模型或Jeffcott轉(zhuǎn)子模型低。Tokhi探討了雙轉(zhuǎn)子多輸入多輸出系統(tǒng)和自適應(yīng)無限脈沖響應(yīng)模型的發(fā)展,并以此設(shè)計了實驗室直升機控制實驗平臺。Weightman提出了一種新的技術(shù)有可能適用于非線性轉(zhuǎn)子/SFD的系統(tǒng)建模,包括實驗測定非線性方程線性系統(tǒng)的有限元數(shù)學(xué)建模,并采用懸臂梁自由振動的實驗和模擬數(shù)據(jù)進(jìn)行了驗證。Aldebrez研究了雙轉(zhuǎn)子的建模中多輸入的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(NNs)和參數(shù)的線性方法利用多輸出系統(tǒng),兩個模型進(jìn)行了時域和頻域的比較,結(jié)果顯示,神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法的在線性建模方面較優(yōu)。由此可見,國外關(guān)于轉(zhuǎn)子性能設(shè)計和優(yōu)化設(shè)計主要是針對相關(guān)型號進(jìn)行的。動力學(xué)建模方面主要通過相關(guān)方法進(jìn)行精確建模以及相關(guān)模型驗證實驗。轉(zhuǎn)子分析方法方面的研究為傳統(tǒng)的模態(tài)綜合法和傳遞矩陣法等分析轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動態(tài)特性。關(guān)于失諧轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性的研究主要集中在使用有意失諧增加轉(zhuǎn)子的可靠性和降低隨機失諧的敏感性。其新概念轉(zhuǎn)子的研究主要為波轉(zhuǎn)子和脈沖爆震轉(zhuǎn)子。2仿真與分析方法轉(zhuǎn)子的動力學(xué)特性主要包括動力學(xué)分析、機動飛行、非線性振動、裂紋轉(zhuǎn)子和轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng)動力學(xué)等。在動力學(xué)特性分析方面,Ahlin對轉(zhuǎn)子渦環(huán)現(xiàn)象的渦動力學(xué)進(jìn)行了研究,結(jié)果表明大量和持續(xù)的尾跡渦動會導(dǎo)致故障發(fā)生。Legrand對轉(zhuǎn)子和定子模態(tài)的相互作用產(chǎn)生的偶發(fā)動力學(xué)現(xiàn)象的物理機制進(jìn)行了研究,指出,相互作用的非線性熱變形可能導(dǎo)致兩個結(jié)構(gòu)嚴(yán)重故障。Diken對Jeffcott轉(zhuǎn)子啟動過程中的動態(tài)行為進(jìn)行了分析,數(shù)值計算表明,如果轉(zhuǎn)子在亞臨界狀態(tài)運行,最大旋轉(zhuǎn)半徑在臨界速度前,如果轉(zhuǎn)子是在超臨界條件下運行,最大旋轉(zhuǎn)半徑在臨界轉(zhuǎn)速后達(dá)到。Lee考慮了系統(tǒng)的解耦和耦合的自然頻率和模態(tài)、不同形狀齒輪的嚙合剛度、旋轉(zhuǎn)的速度、橫向和扭轉(zhuǎn)振動模態(tài)的應(yīng)變能等因素,對轉(zhuǎn)子的橫向和扭轉(zhuǎn)振動特性進(jìn)行了研究,結(jié)果表明,在一些參數(shù)下,其主導(dǎo)模態(tài)可能從最初的橫向模態(tài)變?yōu)榕まD(zhuǎn)模態(tài)。在機動飛行方面,美國國家航空和宇宙航行局(NASA)的UH-60A飛行計劃研究了機動飛行對發(fā)動機轉(zhuǎn)子載荷的影響,在68個機動飛行狀況中有10個會加重轉(zhuǎn)子載荷,其中2個是非常嚴(yán)重的。美國海軍作戰(zhàn)中心的空中交通故障診斷系統(tǒng)計劃對機動飛行的CH-46飛機轉(zhuǎn)子進(jìn)行了為期38個月的振動監(jiān)測,給出機動飛行對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的影響。Sherf采用3種不同的仿真方法得出了相似的結(jié)論:F15戰(zhàn)斗機在地面臺架試車時發(fā)動機振動在允許范圍內(nèi),但在直線飛行時會在某些部位發(fā)生很大的振動,在機動飛行時則振動更大,而在實施打擊時振動最大。Ananthan對直升機轉(zhuǎn)子在戰(zhàn)術(shù)機動飛行中的動力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值仿真,結(jié)果表明:俯沖、躍起、下降中拉起、橫滾和反向橫滾等5種機動飛行會影響轉(zhuǎn)子的振幅并造成不穩(wěn)定的飛行附加載荷。在非線性特性方面,Inoue使用了二自由度轉(zhuǎn)子模型,分析了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)內(nèi)部共振產(chǎn)生的混沌運動,指出內(nèi)部共振現(xiàn)象可發(fā)生在兩個主要的臨界轉(zhuǎn)速之間。Cveticanin建立了Jeffcott轉(zhuǎn)子的具有二階撓度函數(shù)的非線性微分方程,并自由振動的Jeffcott轉(zhuǎn)軸進(jìn)行了非線性分析。Zu使用改進(jìn)傳遞矩陣法對非線性轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)進(jìn)行了分析,并推導(dǎo)了非線性的影響因素和轉(zhuǎn)移矩陣。Iwatsubo利用諧波平衡法和態(tài)綜合法研究了轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非線性振動,指出可用模態(tài)綜合方法推導(dǎo)微分方程,然后用諧波平衡法分析非線性響應(yīng)。Sino對轉(zhuǎn)子內(nèi)部阻尼效應(yīng)導(dǎo)致的動態(tài)不穩(wěn)定性進(jìn)行了研究,分析了頻率和阻尼對不穩(wěn)定的閾值的影響。Duchemin研究了柔性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)受基礎(chǔ)激勵的動態(tài)特性和穩(wěn)定性,分析了臨界轉(zhuǎn)速附近的旋轉(zhuǎn)彎曲的行為。在裂紋轉(zhuǎn)子研究方面,Sekhar采用有限元方法研究了雙裂紋轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的識別問題,將裂紋對轉(zhuǎn)子的影響等效為無裂紋轉(zhuǎn)軸上的附加載荷(虛力),可識別裂紋的位置與深度。Kim基于有限元方法在考慮裂紋位置的情形下建立了多自由度裂紋轉(zhuǎn)子模型,并用定向光譜研究了不同裂紋位置對裂紋導(dǎo)致的諧波響應(yīng)的影響。Darpe對比了橫向裂紋和斜裂紋對轉(zhuǎn)軸剛度的影響,表明斜裂紋在軸向和橫向剛度比橫向裂紋大,在抗扭方面性能較橫向裂紋差。Sinou研究了裂紋張開和關(guān)閉運行期間動態(tài)響應(yīng)的影響,發(fā)現(xiàn)了第一臨界轉(zhuǎn)速和臨界轉(zhuǎn)速的一半附近的軌道演化,并提出了轉(zhuǎn)子裂紋的識別特征。上述研究成果表明,轉(zhuǎn)子的動力學(xué)特性主要為轉(zhuǎn)子的一些特殊現(xiàn)象進(jìn)行研究,例如渦環(huán)、瞬態(tài)響應(yīng)和模態(tài)轉(zhuǎn)換等。機動飛行方面的研究主要是為了解決相關(guān)型號使用中的振動問題。在非線性轉(zhuǎn)子的研究方面,與國內(nèi)研究水平差距不大,仍為較為傳統(tǒng)的研究。裂紋轉(zhuǎn)子方面主要是進(jìn)行裂紋識別,同時興起了斜裂紋和多裂紋的研究,另外有其它新故障的研究,如環(huán)形摩擦。轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng)動力學(xué)方面,主要有帶滑動軸承、球軸承、推力軸承等方面的研究。此外,還有一些針對轉(zhuǎn)子在特殊狀態(tài)的動力學(xué)響應(yīng)的研究,例如:Horn對基礎(chǔ)在非慣性參照系中的轉(zhuǎn)子進(jìn)行了研究,Potsdam對低速飛行時傾斜航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子的動力學(xué)力學(xué)現(xiàn)象進(jìn)行了研究。3主動平衡法平衡是轉(zhuǎn)子的實際運行中必須經(jīng)過的環(huán)節(jié)。Kang使用有限元分析,模擬了傳感器和飛行條件下的彈性轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng)的平衡,并通過轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的實驗進(jìn)行了驗證。Zhou認(rèn)為使用的電磁法平衡后轉(zhuǎn)子系統(tǒng)會在加速時存在不平衡,因此提出了一種主動平衡法來抵消這種不平衡,并建立了相關(guān)試驗平臺進(jìn)行驗證。Shin利用了主動平衡系統(tǒng)傳遞函數(shù)的正實性,提出了一種自適應(yīng)多平面轉(zhuǎn)子主動平衡方法。Kim提出了一種電磁式的主動平衡設(shè)備,采用影響系數(shù)法研究了其主動平衡方法并進(jìn)行了驗證。Luo提出了一種檢測質(zhì)量不平衡和沖擊不平衡的方法,可通過迭代算法從同步振動測量數(shù)據(jù)獲取系統(tǒng)參數(shù)參數(shù),并用實驗室轉(zhuǎn)子試驗臺和發(fā)動機測試進(jìn)行了驗證。Andres提出了采用雙盤柔性轉(zhuǎn)子的不平衡響應(yīng)估計轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng)參數(shù)的方法,該方法僅需要兩個已知分布和質(zhì)量不平衡轉(zhuǎn)子的測試數(shù)據(jù)(振幅和相位測量的獨立測試)。綜上所述,國外近年來對轉(zhuǎn)子的平衡提出了很多新方法,并對傳統(tǒng)方法的弊端進(jìn)行了改進(jìn)。4轉(zhuǎn)子噪聲隔離技術(shù)在轉(zhuǎn)子振動噪聲研究方面,Rho對滑動軸承轉(zhuǎn)子系統(tǒng)所產(chǎn)生的噪音進(jìn)行了研究,分析了軸承徑向間隙,潤滑油粘度寬度等設(shè)計參數(shù)的影響,結(jié)果顯示,軸承徑向間隙和潤滑油粘度寬度顯著影響了A-加權(quán)聲壓水平,粘度高的潤滑油略能降低軸承的噪聲。Nallasamy利用雷諾平均的Navier-Stokes方程來預(yù)測風(fēng)扇寬帶噪聲譜,并在NASAGlenn研究中心風(fēng)洞試驗噪聲數(shù)據(jù)進(jìn)行了驗證。Booth研究了旋翼飛行器聲學(xué)主動控制,通過刀片渦流相互作用噪聲實驗表明,其噪音水平減少了約3dB,但低頻率的噪音增加了7dB。Brungart提出了海洋推進(jìn)器轉(zhuǎn)子的減振降噪隔離技術(shù),通過理論和實驗證明,與無隔離轉(zhuǎn)子相比,隔離轉(zhuǎn)子可降低15dB的噪聲。Nguyen給出了XV-15轉(zhuǎn)子的噪聲和諧波振動控制方法,并在風(fēng)洞中實現(xiàn)了NASAAmes80直升機模型峰值噪音水平降低12dB。參數(shù)識別是轉(zhuǎn)子研究的一個反問題。Whalley對高速渦輪增壓器轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng)進(jìn)行了識別,包括分布轉(zhuǎn)子級數(shù),阻抗矩陣元素、頻率矩陣等參數(shù)。Song基于組件的建?？蚣苎芯苛硕嗉墱u輪發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)辨識,可進(jìn)行多級模式類型、盤上葉片數(shù)目和失諧識別。De提出了由不平衡動態(tài)響應(yīng)識別轉(zhuǎn)子承支撐參數(shù)的方法,并進(jìn)行了試驗驗證。Wang提出了通過系統(tǒng)頻率響應(yīng)函數(shù)識別柔性轉(zhuǎn)子頻率的方法,采用μ-分析對殘余的測量誤差和噪聲的不確定性進(jìn)行估計,以此保證方法的可靠性。San采用擴展到受力系數(shù)場法對柔性轉(zhuǎn)子的參數(shù)進(jìn)行了識別,可靠地識別了軸承油膜力參數(shù),即剛度和阻尼系數(shù),并進(jìn)行了試驗驗證。De由轉(zhuǎn)子的瞬態(tài)動響應(yīng)識別了軸承支撐參數(shù),該方法適用于支撐在復(fù)雜的機械軸承上的轉(zhuǎn)子配,在2000轉(zhuǎn)時頻率識別最好,低頻率時(低于25Hz)識別剛度系數(shù)較佳,臨界轉(zhuǎn)速(48Hz)附近識別阻尼系數(shù)最好。上述研究表明,國外在這兩個方面的研究已經(jīng)取得的相當(dāng)可觀的成績。目前,國內(nèi)針對轉(zhuǎn)子振動噪聲和參數(shù)識別的研究還較少,但隨著我國航空事業(yè)的方展,相信這兩方面的研究會成為焦點。5轉(zhuǎn)子振動控制轉(zhuǎn)子振動控制方法主要有反饋和前饋控制、作動器控制和自適應(yīng)控制等。Das參數(shù)激勵下不平衡彈性轉(zhuǎn)軸系統(tǒng)振動主動控制進(jìn)行了研究,數(shù)值模擬結(jié)果表明,控制成功的抑制了參數(shù)不穩(wěn)定,延遲阻尼材料的內(nèi)部不穩(wěn)定,降低了轉(zhuǎn)子的響應(yīng)。Tammi使用反饋和前饋方法來控制轉(zhuǎn)子振動,反饋系統(tǒng)提高了系統(tǒng)的阻尼,前饋控制系統(tǒng),該方法使轉(zhuǎn)子產(chǎn)生了亞臨界速度。Simoes采用壓電陶瓷控制了轉(zhuǎn)子的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)運動,并利用物理測試試驗臺進(jìn)行了驗證。Zak采用綜合形狀記憶合金/主動復(fù)合軸承作動器對轉(zhuǎn)子的動力學(xué)特性進(jìn)行了控制,結(jié)果表明,對于一個實驗室兩個軸承轉(zhuǎn)子系統(tǒng),其控制結(jié)果是有效的。Matras利用自適應(yīng)技術(shù)抑制轉(zhuǎn)子的振動,并進(jìn)行了磁軸承支承轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的試驗以評估轉(zhuǎn)子應(yīng)用自適應(yīng)技術(shù)控制的效果。Cole介紹了一種實時小波變換在轉(zhuǎn)子振動控制中的應(yīng)用,實驗證明,多尺度小波系數(shù)可直接用于反饋控制,以降低轉(zhuǎn)子瞬態(tài)變化所造成的不平衡瞬態(tài)振動?？梢钥闯?目前國外關(guān)于振動控制的研究是根據(jù)所檢測到的振動信號,得到適當(dāng)?shù)南到y(tǒng)狀態(tài)或輸出反饋,通過執(zhí)行器給控制系統(tǒng)施加外界的影響,產(chǎn)生一定的控制作用來主動改變被控制結(jié)構(gòu)的動力特性,達(dá)到抑制或消除振動的目的?？刂埔?guī)律的設(shè)計幾乎涉及到控制理論的所有分支,如極點配置、最優(yōu)控制、自適應(yīng)控制、魯棒控制、智能控制以及遺傳算法等。6動力學(xué)特性研究1)進(jìn)