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基于安裝節誘導振動能量渦流場控制的航空發動機機匣振動抑制研究取得進展
发稿时间:2019-12-24         作者:马英群          来源:國家能源風電葉片研發(實驗)中心     【字号:

  機匣及整機振動問題曆來是航空發動機設計過程中關注的重點問題。安裝節作爲發動機與飛機連接的“橋梁”以及發動機的終端約束邊界條件,對航空發動機整機動力學具有較大的影響。振動載荷以能量波的形式在機匣上傳遞,並在機匣安裝節附近誘導出不同量級的能量渦流場,影響振動能量傳遞的方向,使得振動能量沿著不同的路徑傳遞到機匣的各個部分,引起不同程度的振動。爲了通過控制安裝節誘導的振動能量渦流場來降低機匣及整機振動,建立了航空發動機轉子-支承-機匣-安裝節耦合模型 1),通過開發的航空發動機整機振動能量流求解仿真系統 2),分析了主、辅安装节轴向位置改变对機匣振动能量传递特性的影响,并提出了减小機匣振动的措施。最后,在频域中验证了这些措施对于機匣振动抑制的有效性。 

  結構聲強法(Structural Intensity Method, SIM)將彈性結構中任意一點的力和速度相結合來表征振動結構中的能量流。結構聲強場是一個矢量場,該場中任意一點的大小和方向能夠預測並量化該處振動能量傳遞的大小和方向。因此,通過矢量場可視化手段,結構聲強法可以用來描述結構中振動能量的主要傳遞路徑以及分布特性和存在于振動結構中的振動能量渦流場。 

   3为機匣不同结构声强组分的平均值随安装节轴向位置改变的变化趋势。对比圖3a)和圖3b)中可以看出,主安装节在機匣上靠近轉子支承框架时,機匣的振动能量大幅度降低;辅助安装节安装在没有支承框架安装的機匣时,機匣的振动能量大幅度降低。因此,为了降低機匣上的振动能量,应将主安装节安装在靠近安装支承框架的機匣附近,而将辅助安装节安装在没有安装支承框架的機匣上。为了验证该减振措施的有效性,将主、辅安装节的轴向安装位置进行了调换。主安装节安装在轴向位置为0.2 m的機匣上,靠近機匣与支承框架1的连接处;辅助安装节安装在没有安装支承框架的燃烧室機匣中部。 4 5为安装节位置调整前后機匣结构声强场分布。对比这两幅圖中的圖(a),可以看到在安装节位置调整后機匣振动能量有了明显的降低。从 6中可以看出,調整前主安裝節誘導的振動能量渦流場加強了壓氣機側振動能量向渦輪側的傳遞,導致整機振動。安裝節位置調整後,從 7可以看出压气机传递出的振动能量在传递到压气机与燃烧室機匣法兰连接边时被该法兰边反射回来,仅有一小部分振动能量被传递到了燃烧室機匣上。因此,機匣整机振动得到有效抑制。 

  本研究通过改变安装节诱导的振动能量涡流场的位置使機匣振动得到有效抑制,为解决航空发动机整机振动问题提供一种有效途径和方法。该研究得到国家重点研发计划(2016YFB0901402)和国家自然科学基金(Grant No.51736001)的支持。该研究成果已发表在振动声学领域著名期刊Journal of Low Frequency Noise, Vibration and Active Control (IF=1.491)上。
   

   

   

   

   

   

   

 
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