機動飛行環(huán)境下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非線性動力學(xué)行為研究.pdf

1、機動飛行是指飛行器在空間中不斷改變運動狀態(tài)（包括速度、加速度、角速度、角加速度等飛行參數(shù)）的飛行過程。多年來，戰(zhàn)斗機在機動飛行過程中發(fā)生的意外墜機事故屢見不鮮，事故原因大多是發(fā)動機機械故障導(dǎo)致的，而引起這些故障的根源往往是轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的振動問題。對于機動飛行環(huán)境下的航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)來說，極端惡劣的運行環(huán)境、復(fù)雜的環(huán)境載荷都嚴(yán)重危害著系統(tǒng)的安全穩(wěn)定運行。近年來，國內(nèi)外學(xué)者采用數(shù)值方法研究了機動飛行環(huán)境下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學(xué)特性，發(fā)現(xiàn)了一些非線性

2、動力學(xué)問題，如飛行器加速引起的碰摩現(xiàn)象、水平盤旋飛行環(huán)境下裂紋轉(zhuǎn)子系統(tǒng)通向混沌的路徑等。但這些研究均未給出動力學(xué)機理，并且建立的模型較為簡單、考慮的機動飛行動作較為單一（以水平盤旋、俯沖拉起、等加速運動為主）。因此，建立更切合實際的動力學(xué)模型、考慮更加豐富的機動飛行動作、展開深入的理論研究是十分迫切的，不僅可以從本質(zhì)上揭示機動飛行環(huán)境下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)非線性動力學(xué)特性的機理，也可為航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的參數(shù)優(yōu)化設(shè)計和載荷控制提供理論依據(jù)。本文建立

3、帶有不同類型支承方案（包括剛性支承、立方非線性彈性支承和滾動軸承）的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)模型，以及含有不同故障（主要包括碰摩和裂紋故障）的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)模型，考慮Herbst機動飛行、水平盤旋、垂直面內(nèi)正弦機動以及爬升-俯沖等機動飛行環(huán)境，采用解析與數(shù)值相結(jié)合的方法，對機動飛行環(huán)境下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的非線性動力學(xué)行為及機理展開研究工作。具體的研究內(nèi)容包括以下幾方面：
　　首先，以機動飛行環(huán)境下帶有立方非線性彈性支承的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)為例，把飛機的運動看作轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的

4、牽連運動，利用Lagrange方程建立適用于研究三維空間中復(fù)雜機動飛行環(huán)境的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動方程，其中包含以飛機的飛行參數(shù)表示的環(huán)境載荷（或稱機動載荷）。同時，引進飛行控制研究領(lǐng)域有關(guān)機動飛行實例——Herbst機動飛行的仿真數(shù)據(jù)，并結(jié)合控制系統(tǒng)仿真方法提出機動飛行轉(zhuǎn)子動力學(xué)的仿真策略，給出轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在Herbst機動飛行環(huán)境下實時的振動響應(yīng)，同時也為機動飛行轉(zhuǎn)子動力學(xué)的模擬實驗研究提供可能的途徑。
　　然后，對正弦機動飛行及水平盤旋飛

5、行環(huán)境下帶有立方非線性彈性支承的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)開展振動特性和局部分岔特性的理論研究，揭示機動載荷對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)非線性動力學(xué)特性的本質(zhì)影響規(guī)律。研究發(fā)現(xiàn)，機動載荷對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)產(chǎn)生“剛度增強”效應(yīng)，使其臨界轉(zhuǎn)速提高，幅頻曲線右移，同時共振滯后區(qū)變窄。水平盤旋飛行環(huán)境下，這種“剛度增強”效應(yīng)在水平方向上要強于垂直方向，由此造成在機動載荷與轉(zhuǎn)子偏心距構(gòu)成的參數(shù)平面內(nèi)產(chǎn)生代表系統(tǒng)不同分岔特性的四個參數(shù)區(qū)域。分岔特性的研究采用的是近幾年發(fā)展出來的兩變量奇異性方

6、法，因若采用單變量奇異性方法是所無法研究的，所以此研究結(jié)果體現(xiàn)了兩變量奇異性方法的優(yōu)越性，同時，也為兩變量奇異性方法提供了一個很好的工程應(yīng)用實例。
　　之后，對水平盤旋飛行環(huán)境下帶有立方非線性彈性支承轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的全局分岔進行研究，發(fā)現(xiàn)在系統(tǒng)的2倍臨界轉(zhuǎn)速附近，機動載荷能夠誘發(fā)系統(tǒng)的1/2亞諧共振，引起系統(tǒng)振幅顯著增大而導(dǎo)致轉(zhuǎn)靜件發(fā)生碰摩，我們將其定義為亞諧共振碰摩。為了揭示機動飛行引發(fā)亞諧共振的動力學(xué)機理，采用多尺度法對系統(tǒng)的振動方

7、程進行解析研究，發(fā)現(xiàn)機動載荷只有超過一定的門檻值時亞諧共振解才存在；隨著機動載荷的增大，亞諧共振解對應(yīng)的轉(zhuǎn)速范圍變寬。此外，對轉(zhuǎn)子-滾動軸承系統(tǒng)在水平盤旋飛行環(huán)境下的非線性動力學(xué)行為進行數(shù)值研究，進一步驗證這種由機動飛行環(huán)境引發(fā)的亞諧共振現(xiàn)象存在的普遍性。常規(guī)研究的碰摩現(xiàn)象，主要是針對主共振范圍的碰摩，考慮的往往是由于轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)破壞引起不平衡突增導(dǎo)致的振動超標(biāo)。而本研究發(fā)現(xiàn)的亞諧共振碰摩，是非線性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在機動飛行環(huán)境下發(fā)生的一種特殊的碰

8、摩現(xiàn)象，轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)沒有損壞，并且機動飛行結(jié)束后轉(zhuǎn)子系統(tǒng)仍能恢復(fù)原有的非碰摩振動狀態(tài)。因此，這種碰摩現(xiàn)象在常規(guī)的研究中難以發(fā)現(xiàn)，但若不加以重視，可能由于航空發(fā)動機在機動飛行過程中發(fā)生嚴(yán)重碰摩故障而導(dǎo)致災(zāi)難性后果。
　　最后，考慮轉(zhuǎn)軸裂紋故障，分別針對Jeffcott轉(zhuǎn)子系統(tǒng)、帶有立方非線性彈性支承的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)以及轉(zhuǎn)子-滾動軸承系統(tǒng)，進行爬升-俯沖飛行環(huán)境下的非線性動力學(xué)研究。發(fā)現(xiàn)機動載荷對裂紋轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的超諧波響應(yīng)信號能夠產(chǎn)生顯著的放大，