机动飞行状态下弹性支承结构振动响应分析方法及系统

本发明属于机械工程领域，涉及一种机动飞行状态下弹性支承结构振动响应分析方法及系统。

背景技术：

1、弹性支承结构包含挤压油膜阻尼器和弹性元件(鼠笼式或弹性环式弹性支承)。挤压油膜阻尼器(squeeze film damper)作为一种可以改变旋转机械综合刚度和综合阻尼的支承结构，在航空发动机上进行了大量应用，其可以实现共振幅值的降低、支承力传递的衰减。特别是在机动飞行过程中，由于飞机运行过程的激进性，对于支承结构也就有了更高的要求，通过大量试验表明，挤压油膜阻尼器的合理利用，可以有效提高航空发动机转子结构的稳定性以及性能。弹性元件将轴承与机匣连接起来，可以降低支承刚度，进而降低转子的一阶固有频率和二阶固有频率，使得转子的固有频率远离转子系统的工作转速最终提高转子系统的综合性能，减少共振发生的可能。

2、建立航空发动机转子-轴承-弹性支承耦合动力学模型是进行弹性支承动力学分析的关键。目前挤压油膜阻尼器已经大量应用于旋转机械上，按照是否具有定心弹支，可将挤压油膜阻尼器分为非同心型和同心型挤压油膜阻尼器两种典型形式。同心型挤压油膜阻尼器是一种带定心弹性支承的油膜阻尼器结构。另一种非同心型挤压油膜阻尼器，转子的负荷通过轴承直接作用在挤压油膜阻尼器上，不含弹性元件。对于sfd在包含航空发动机、燃气轮机、涡轮增压机、压缩机以及机床内的多种旋转机械上的应用，美国texas a&muniversity的涡轮机械课题组的luis san andres教授(l san andrés,sh jeung,sden,etal.squeeze film dampers:an experimental appraisal of their dynamicperformance.first asia turbomachinery and pump symposium,singapore,2016:22～25.)等进行了长期系统化的研究，通过设计专门针对挤压油膜阻尼器的试验器，开展了一系列理论与试验研究，分析出了sfd的阻尼系数以及惯性系数，并且针对阻尼器的油膜长度、油膜间隙变化以及包含润滑空穴、密封形式、进油孔以及油槽形式等多种结构特性分析了其对于sfd的结构动力学特性的影响。西北工业大学廖明夫教授课题组(李岩,廖明夫,王四季等.挤压油膜阻尼器同心度及碰摩对转子振动特性的影响[j].振动与冲击,2020,39(01):150-156+174.)对挤压油膜阻尼器同心度及碰摩对转子系统振动特性进行了研究，研究结果表明随着转子涡动半径变大，阻尼器的安装不同心度对转子振动影响就越强，当阻尼器偏心比过大时，油膜的内外环可能发生碰摩，激起转子反进动固有频率，使得振动幅值出现剧烈波动。南京航空航天大学的罗贵火教授(赵项伟,罗贵火,王飞.静偏心对挤压油膜阻尼器减振特性影响的数值分析[j].航空发动机,2018,44(03):42-48.)对由重力或装配误差造成的静偏心对转子系统振动特性的影响，推导出了静偏心条件下的sfd雷诺方程，并且对转子的非线性响应进行了分析。

3、目前，挤压油膜阻尼器动力学模型中，现有的挤压油膜阻尼器油膜力计算公式是通过雷诺方程简化而来，而雷诺方程中油膜压力，油膜厚度都受到了飞机运行过程的机动飞行载荷、温度变化、黏度变化、气液两相流的相互转化等多方面因素的耦合作用，在机动飞行的非稳态工况下，油膜的动力学特性表现出高度的非线性。当航空发动机承受飞机作俯仰、偏航、横滚以及这些单一机动动作的复合动作时，无法使用简单的动力学模型对其进行准确描述。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种机动飞行环境下弹性支承结构振动响应分析方法，以解决上述存在的一个或多个技术问题，考虑机动飞行状态下附加惯性力矩、挤压油膜瞬态油膜力、挤压油膜内外环碰摩力的作用，建立考虑高度非线性弹性支承、复杂轴承动力学模型以及转子的耦合建模方法，实现对机动飞行状态下，航空发动机弹性支承结构的动力学特性和振动响应机理的准确分析，从本质上揭示航空发动机弹性支承结构在机动飞行状态下振动响应的产生机理和动力学特性。

2、为达到上述目的，本发明采用以下技术方案：一种机动飞行状态下弹性支承结构振动响应分析方法，包括以下步骤：

3、s1，获取航空发动机的转子系统、轴承、弹性支承结构、轮盘的属性参数和运行状态；

4、s2，根据航空发动机的转子系统、轴承、弹性支承结构、轮盘的属性参数和运行状态，分析不同复杂飞行运动状态的附加陀螺力矩，并建立转子-轴承-鼠笼弹性支承-挤压油膜阻尼器耦合系统的动力学模型，将附加陀螺力矩耦合到所述动力学模型；

5、s3，针对挤压油膜阻尼器，建立考虑油膜空穴的流体力学物理模型，获取挤压油膜阻尼器产生的瞬时油膜力；

6、s4，针对弹性元件，采用鼠笼弹性支承，建立鼠笼弹性支承的刚度计算公式；

7、s5，基于机动飞行过程的复杂性以及工况的多变性，建立考虑机动飞行导致的挤压油膜阻尼器内外环碰摩力模型，获取瞬态静偏心导致的挤压油膜阻尼器碰摩力；

8、s6，针对轴承，建立考虑轴承高度时变性和非线性变化的轴承动力学模型；

9、s7，考虑机动飞行状态过程中产生的各种附加惯性力矩以及惯性力，基于s2建立的转子-轴承-弹性支承耦合模型，考虑s3所得挤压油膜阻尼器产生的瞬时油膜力、s4所得鼠笼弹性支承刚度对转子系统整体刚度的影响、s5所得瞬态静偏心导致的挤压油膜阻尼器碰摩力以及s6所得轴承动力学模型，采用数值积分进行求解，实现对航空发动机弹性支承结构的动力学特性和振动响应机理的准确分析。

10、本发明的进一步改进在于，s1中，转子和轮盘的属性参数包括：几何尺寸结构参数和材料特性参数；轴承的属性参数包括：几何尺寸参数、材料特性参数、安装位置、预紧力、初始接触角、轴向游隙/径向游隙和滚球数量；挤压油膜阻尼器的属性参数包括：油膜内圈半径、油膜外圈半径、油膜长度、油液粘度、油膜间隙；鼠笼弹性支承的属性参数：鼠笼条数量、鼠笼条有效长度、鼠笼条截面宽度、鼠笼条截面高度、弹性模量；运动参数包括转子的转动速度，转子系统本身的不平衡量，机动飞行的运动载荷谱。

11、本发明的进一步改进在于，s2中，建立的机动飞行状态下的航空发动机转子-轴承-鼠笼弹性支承-挤压油膜阻尼器耦合系统动力学模型为：

12、

13、m＝mb+md

14、q＝fe+fsfd+fb+fj+ge+frub

15、式中：m——系统质量矩阵；mb——梁单元质量矩阵；md——盘单元质量矩阵；c——系统阻尼矩阵；cb——附加阻尼矩阵；g——系统陀螺矩阵；k——梁单元系统刚度矩阵；ks——弹性支承刚度矩阵；qt——系统广义位移；ge——重力矢量；fe——不平衡力矢量；fsfd——挤压油膜阻尼力矢量；fb——动态轴承力矢量；ω——转轴转速；fj——机动飞行引起的附加激励力矢量；frub——挤压油膜阻尼器碰摩力矢量。

16、本发明的进一步改进在于，s3中，针对挤压油膜阻尼器，基于质量守恒定律和气液两相流变化，同时求解renolds方程和fischer-burmeister方程，获取挤压油膜阻尼器产生的瞬时油膜力，如下所示：

17、

18、

19、式中，h——局部油膜厚度；p——油膜压力；x——滑动方向；y——与滑动方向相垂直的方向；θ——空隙率。

20、本发明的进一步改进在于，s4中，根据鼠笼弹性支承的结构建立其刚度ks计算表达式为：

21、

22、式中，n——鼠笼条数目；l——鼠笼条有效长度；a——鼠笼条截面宽度；b——鼠笼条截面高度；e——弹性模量。

23、本发明的进一步改进在于，s5具体包括，考虑机动飞行过程中，发生挤压油膜阻尼器瞬态静偏心，导致油膜中产生大于半周并且不连续的气穴，使得挤压油膜阻尼器发生失效，产生碰摩，建立挤压油膜阻尼器碰摩力模型，基于schweitzer碰摩理论，挤压油膜阻尼器内外环弹性正碰力f和摩擦力ff的表达式为：

24、

25、scontact——挤压油膜阻尼器内外环之间的碰摩刚度；α——能耗系数；δ——挤压油膜阻尼器内环的进动位移；——挤压油膜阻尼器内环的进动速度。

26、本发明的进一步改进在于，s6具体包括，在高转速、变载荷特别是机动飞行的航空发动机主轴承上，考虑各个轴承元件之间的相互作用，采用微分方程对轴承的每个元件的运动过程进行模拟及描述，并在微分方程建立的过程中考虑复杂机动飞行的因素，将机动飞行产生的陀螺力矩以及附加激励力耦合在微分方程中。

27、本发明的进一步改进在于，基于gupta轴承模型不对轴承元件运动进行约束的假设，根据滚球和套圈之间的合力计算公式、滚球质心的力矩计算公式及套圈质心合力矩的计算公式得到作用在整个转子耦合系统上的合力。

28、本发明的进一步改进在于，机动飞行状态过程中产生的各种附加惯性力矩以及惯性力包括：将航空发动机转子的一端与飞机的重心重合进行简化处理，对转子系统建立固定坐标系oxyz，所述固定坐标系oxyz相对于飞机机身作为相对坐标系，以转子的轴向为z轴，径向支承节点处建立x和y轴，对于基础的机动飞行运动，在飞机进行横滚时，将转子系统等效为绕z轴旋转角速度的变化；在飞机进行俯仰时，将转子系统等效为绕x轴旋转角速度的变化，依据机动飞行工况变化的影响，建立转子盘的总动能表达式，从而计算得到机动飞行状态过程中产生的各种附加惯性力矩以及惯性力。

29、基于同样的发明构思，本发明还提供一种机动飞行环境下弹性支承结构振动响应分析系统，包括转子系统动力学模型构建模块、瞬时油膜力获取模块、鼠笼弹性支承的刚度获取模块、挤压油膜阻尼器碰摩力获取模块、轴承动力学模型构建模块以及分析求解模块；

30、转子系统动力学模型构建模块用于根据航空发动机的转子系统、轴承、弹性支承结构、轮盘的属性参数和运行状态，分析不同复杂飞行运动状态的附加陀螺力矩，并建立转子-轴承-鼠笼弹性支承-挤压油膜阻尼器耦合系统的动力学模型，将附加陀螺力矩耦合到所述动力学模型；

31、瞬时油膜力获取模块用于针对挤压油膜阻尼器，建立考虑油膜空穴的流体力学物理模型，获取挤压油膜阻尼器产生的瞬时油膜力；

32、鼠笼弹性支承的刚度获取模块用于针对弹性元件，采用鼠笼弹性支承，建立鼠笼弹性支承的刚度计算公式；

33、挤压油膜阻尼器碰摩力获取模块基于机动飞行过程的复杂性以及工况的多变性，建立考虑机动飞行导致的挤压油膜阻尼器内外环碰摩力模型，获取瞬态静偏心导致的挤压油膜阻尼器碰摩力；

34、轴承动力学模型构建模块用于针对轴承，建立考虑轴承高度时变性和非线性变化的轴承动力学模型；

35、分析求解模块用于考虑机动飞行状态过程中产生的各种附加惯性力矩以及惯性力，基于建立的转子-轴承-弹性支承耦合模型，考虑挤压油膜阻尼器产生的瞬时油膜力、鼠笼弹性支承刚度对转子系统整体刚度的影响、瞬态静偏心导致的挤压油膜阻尼器碰摩力以及轴承动力学模型，采用数值积分进行求解，实现对航空发动机弹性支承结构的动力学特性和振动响应机理的准确分析。

36、与现有技术相比，本发明至少具有以下有益效果：轴承方面现有建模方法一般使用简单轴承模型或固定轴承刚度阻尼来模拟轴承，考虑机动飞行状态下附加惯性力矩、挤压油膜瞬态油膜力、挤压油膜内外环碰摩力的作用，建立考虑高度非线性弹性支承、复杂轴承动力学模型以及转子的耦合建模方法，实现对机动飞行状态下，航空发动机弹性支承结构的动力学特性和振动响应机理的准确分析，从本质上揭示航空发动机弹性支承结构在机动飞行状态下振动响应的产生机理和动力学特性。

37、进一步的，挤压油膜阻尼器建模方面，现有建模方法一般采用短轴承支承理论以及全油膜和半油膜假设对油液压力进行求解，本发明用质量守恒和气液两相流变化的边界条件对挤压油膜阻尼器油液压力进行求解。