一种航空发动机多部件耦合碰摩仿真模型构建方法及系统

本发明涉及航空发动机叶片-机匣碰摩故障动力学模型构建，更具体的涉及一种航空发动机多部件耦合碰摩仿真模型构建方法及系统。

背景技术：

1、航空发动机在持续高速、高负荷的运行条件下，其叶片与机匣之间极小的间隙会导致两者频繁发生接触，进而引发碰摩故障。碰摩故障不仅会造成封严涂层磨损、空气动力学性能衰减，严重时甚至会危害飞行安全。由于涉及非线性接触力、多源激励及复杂的耦合结构响应，碰摩故障的振动特性极为复杂，使得故障识别与定位仍面临巨大挑战。因此，深入探究叶片-机匣碰摩故障的动态响应特性，对提升航空发动机健康监测与故障预测能力具有重要的工程意义。

2、目前，现有技术中针对碰摩故障的研究，宋旭圆团队在其论文《vibrationperformance of rotating thin-walled cylindrical shell with tip-rubbingexcitation between drum and stator vane segment of aero-engine》中提出：从机匣模型构建的角度出发，将发动机转鼓简化为一端固支的旋转薄壁圆柱壳结构，基于donnel薄壳理论与拉格朗日方程建立动力学模型。为模拟叶栅与转鼓之间的单点碰摩过程，该团队引入了等效接触刚度与库仑摩擦模型，将碰摩激励等效为一个作用在壳体上的时变非线性附加刚度矩阵，从而在理论上揭示了转鼓结构刚度在碰摩瞬间的突变特性，并分析了不同转速及碰摩参数下的非线性振动现象。

3、然而，上述现有技术方法为了简化计算，对实际航空发动机的复杂结构进行了相应简化，忽略了叶片的自身物理性质，仅通过一个时变的附加刚度矩阵对碰摩激励进行整体等效，使得模型难以有效分析叶片自身属性变化对碰摩故障响应特性的影响，也限制了转子系统振动对碰摩过程反馈作用的真实反映。

技术实现思路

1、针对上述领域中存在的问题，本发明提出了一种航空发动机多部件耦合碰摩仿真模型构建方法及系统，构建的多部件耦合碰摩仿真模型，能够真实反映碰摩故障时振动能量在转静部件之间的相互传递与耦合效应。

2、为解决上述技术问题，本发明公开了一种航空发动机多部件耦合碰摩仿真模型构建方法，包括以下步骤：

3、基于转盘、叶片、机匣和轴承的几何参数和材料参数，构建航空发动机多部件有限元模型；其中，所述机匣与叶片顶端之间设置非均匀周向间隙，采用板理论构建叶片有限元模型，所述叶片有限元模型具有径向及弦向的振动位移自由度；

4、根据航空发动机多部件有限元模型，获取各部件的质量矩阵、刚度矩阵及陀螺矩阵；基于质量矩阵、刚度矩阵及陀螺矩阵，利用等效刚度和坐标变换建立所述叶片与转盘、以及所述轴承与机匣的耦合关系，利用模拟转轴建立各转盘之间、以及转盘与轴承的耦合关系，形成多部件耦合模型；

5、根据叶片的法向振动位移与机匣的振动位移之间的相对位移和非均匀周向间隙，通过lankarani-nikravesh碰摩力模型确定碰摩力；将碰摩力作为外力项施加在所述多部件耦合模型，得到多部件耦合碰摩仿真模型。

6、优选地，所述根据叶片的法向振动位移与机匣的振动位移之间的相对位移和非均匀周向间隙，通过lankarani-nikravesh碰摩力模型确定碰摩力，具体包括：

7、当相对位移超过非均匀周向间隙时，碰摩力由径向碰摩力和切向碰摩力构成；当相对位移未超过非均匀周向间隙时，碰摩力为零；

8、所述径向碰摩力基于lankarani-nikravesh模型确定，所述切向碰摩力基于叶片的弦向振动速度及库仑摩擦定律确定，所述弦向振动速度基于弦向振动位移确定。

9、优选地，所述叶片有限元模型还具有轴向振动位移自由度，并考虑其陀螺效应、几何非线性及在偏置盘上旋转产生的离心势能。

10、优选地，所述利用等效刚度和坐标变换建立所述叶片与转盘、以及所述轴承与机匣的耦合关系，具体包括：

11、基于叶片与转盘连接的等效刚度，通过旋转变换矩阵将叶片的刚度矩阵转换至转盘坐标系，确定叶片与转盘间的耦合关系；

12、基于轴承座等效刚度，通过坐标变换矩阵将机匣的法向振动位移和切向振动位移自由度与轴承的水平振动位移及垂直振动位移自由度相映射，确定轴承与机匣间的耦合关系。

13、优选地，所述利用模拟转轴建立各转盘之间、以及转盘与轴承的耦合关系，具体包括：

14、通过梁单元模拟转轴，建立各转盘之间、以及转盘与轴承的连接关系；

15、当所述转轴的轴段两端的部件发生相对位移时，所述梁单元产生弹性势能；

16、基于所述梁单元产生的弹性势能，建立各转盘之间、以及转盘与轴承的耦合关系。

17、优选地，所述非均匀周向间隙根据预设的初始间隙、变化间隙、间隙角度及间隙范围确定。

18、优选地，所述径向碰摩力基于lankarani-nikravesh模型确定，具体包括：

19、获取预设的碰摩刚度和恢复系数；

20、根据当前时间步叶片的法向振动位移与机匣的振动位移，确定渗透深度；

21、对叶片的法向振动位移求导得到法向振动速度，并根据所述法向振动速度确定碰摩速度；

22、基于所述碰摩刚度、恢复系数、渗透深度及碰摩速度，确定当前的径向碰摩力。

23、优选地，采用newmark-β法对所述多部件耦合模型进行数值求解。

24、优选地，所述机匣通过有限元法构建，机匣两端刚性固定，其节点位移向量包含径向、切向、轴向的振动位移以及绕径向、切向、轴向轴的旋转角度。

25、优选地，还包括一种航空发动机多部件耦合碰摩仿真模型构建系统，包括：

26、有限元模型构建模块，用于基于转盘、叶片、机匣和轴承的几何参数和材料参数，构建航空发动机多部件有限元模型；其中，所述机匣与叶片顶端之间设置非均匀周向间隙，采用板理论构建叶片有限元模型，所述叶片有限元模型具有径向及弦向的振动位移自由度；

27、耦合关系建立模块，用于根据航空发动机多部件有限元模型，获取各部件的质量矩阵、刚度矩阵及陀螺矩阵；基于质量矩阵、刚度矩阵及陀螺矩阵，利用等效刚度和坐标变换建立所述叶片与转盘、以及所述轴承与机匣的耦合关系，利用模拟转轴建立各转盘之间、以及转盘与轴承的耦合关系，形成多部件耦合模型；

28、碰摩仿真模型生成模块，用于根据叶片的法向振动位移与机匣的振动位移之间的相对位移和非均匀周向间隙，通过lankarani-nikravesh碰摩力模型确定碰摩力；将碰摩力作为外力项施加在所述多部件耦合模型，得到多部件耦合碰摩仿真模型。

29、与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

30、本发明提出的航空发动机多部件耦合碰摩仿真模型构建方法，采用板理论构建具有法向及弦向振动位移自由度的叶片模型，能够反映叶片自身质量、刚度、几何形状及振动形态对碰摩过程的直接影响，克服了现有技术将叶片等效为时变刚度矩阵而无法分析叶片参数影响的缺陷。本发明形成的多部件耦合模型，能够真实反映碰摩故障时振动能量在转静部件之间的相互传递与耦合效应。采用lankarani-nikravesh碰摩力模型确定碰摩力，该模型基于赫兹接触理论，根据叶片与机匣的渗透深度和碰摩速度实时计算碰摩力，能够捕捉碰摩瞬间因渗透深度变化引起的非线性冲击特性以及碰摩过程中的能量损耗，将碰摩力作为独立外力项施加在多部件耦合模型上，区别于现有技术将碰摩力等效为时变刚度矩阵的处理方式，能够真实模拟碰摩故障发生即有、不发生即无的物理过程，为分析碰摩故障下的非线性振动响应提供了精确的力边界条件。