胡延青，申秀麗

（北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191）

0 引言

從19世紀(jì)60年代開始，隨著燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展，對其部件效率、壽命和安全性要求越來越高[1]，間隙變化對發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和結(jié)構(gòu)安全性影響很大,尤其是發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖徑向間隙。葉尖徑向間隙的變化規(guī)律根據(jù)不同的飛行條件和不同類型的發(fā)動(dòng)機(jī)有著不同的特點(diǎn)且難以掌握，影響間隙大小的因素又很復(fù)雜。因此，預(yù)測發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙成為發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中的重要技術(shù)難題[2]。

發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖徑向間隙對其性能有重要影響。減小高壓轉(zhuǎn)子葉尖間隙能大幅度降低燃油消耗率，降低排氣溫度，延長發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命，同時(shí)擴(kuò)展壓氣機(jī)喘振邊界[3]，并減少有害氣體的排放。某發(fā)動(dòng)機(jī)[4]高壓渦輪葉尖間隙每減小0.25mm，耗油率降低0.8%~1.0%，氮氧化物、CO、CO2等有害氣體的排放均減少；有效合理減小葉尖間隙可以延長使用周期最高達(dá)1000周期。而同樣的間隙水平對軍用發(fā)動(dòng)機(jī)影響更為顯著[5]。馬文生等人[6]通過模擬計(jì)算得出間隙增大1%引起效率約降低1.3%；郭淑芬[7]實(shí)測得到渦輪葉尖間隙每增加葉片長度的1%，效率會(huì)降低1.5%；陳炳貽[8]通過對渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)認(rèn)為壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉尖間隙對發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)裕度均有一定影響。一般認(rèn)為，葉尖間隙越小越好，而文獻(xiàn)[9]認(rèn)為葉尖徑向間隙存在1個(gè)“最佳間隙值”。

本文從間隙研究的重要性入手，從葉尖間隙的變化規(guī)律和分析方法等方面進(jìn)行綜述，總結(jié)葉尖間隙分析的關(guān)鍵技術(shù)，為后續(xù)研究提供參考。

1 葉尖間隙變化的影響因素及變化規(guī)律

發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子葉尖間隙會(huì)隨飛行歷程不同而發(fā)生改變。美國NASAGlenn研究中心的Lattime和Steinetz[5]指出影響發(fā)動(dòng)機(jī)間隙變化的載荷包括發(fā)動(dòng)機(jī)載荷和飛機(jī)載荷。GE公司進(jìn)行清潔發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，給出了不同狀態(tài)下的高壓渦輪葉尖間隙和各載荷因素[10]，見表1。

表1 GE公司高效節(jié)能發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉尖間隙要求mm

從表中可見，影響間隙的因素除離心變形和熱變形外，還包括靜子橢圓度、轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)和轉(zhuǎn)子熱彎曲等。在起動(dòng)-慢車狀態(tài)下，轉(zhuǎn)子熱彎曲占間隙因素的73%。在試驗(yàn)狀態(tài)下測量了發(fā)動(dòng)機(jī)沿周向的間隙變化值，見表2。機(jī)匣橢圓度的影響比預(yù)想的要大。

橢圓度以及轉(zhuǎn)子不對中的主要因素有：制造誤差；基礎(chǔ)受熱不均勻；因安裝不當(dāng)發(fā)生的故障；因熱膨脹和扭曲產(chǎn)生的變形；由摩擦力及導(dǎo)向鍵磨損引起的滑動(dòng)；撓性和質(zhì)量分配不均勻造成的原始彎曲等[11]。

熱彎曲會(huì)引起發(fā)動(dòng)機(jī)熱起動(dòng)振動(dòng)和產(chǎn)生卡滯現(xiàn)象[12-13]，法國協(xié)和號(hào)客機(jī)的奧林巴斯593發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子在發(fā)動(dòng)機(jī)停車后發(fā)生彎曲，如果繼續(xù)進(jìn)行熱起動(dòng)高壓轉(zhuǎn)子的振動(dòng)頻率會(huì)傳至低壓系統(tǒng)；某發(fā)動(dòng)機(jī)曾經(jīng)歷1次再起動(dòng)過程熱彎曲引發(fā)的壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片嚴(yán)重磨損故障，試車后分解時(shí)發(fā)現(xiàn),該級(jí)轉(zhuǎn)子葉片葉尖部位嚴(yán)重磨損,且集中于轉(zhuǎn)子同側(cè)[14]。

發(fā)動(dòng)機(jī)軸向變形對徑向間隙變化也有影響，尤其壓氣機(jī)喘振將使轉(zhuǎn)、靜子發(fā)生軸向位置變化，壓氣機(jī)為了實(shí)現(xiàn)增壓收縮比較明顯，這樣隨著軸向變化，其徑向間隙也發(fā)生變化[15]。

表2 葉尖間隙周向?qū)嶋H測量值

機(jī)動(dòng)飛行中的負(fù)載主要包括慣性力（重力），空氣動(dòng)力學(xué)力（外部環(huán)境壓力），陀螺負(fù)載等，對發(fā)動(dòng)機(jī)間隙的瞬態(tài)變化的影響不可忽視，特別是在爬升、反推力、機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)下，由于飛機(jī)機(jī)動(dòng)造成轉(zhuǎn)子振動(dòng)響應(yīng)較快，經(jīng)常引起非對稱的間隙變化，容易造成碰摩、氣流激振等，進(jìn)而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能降低甚至引發(fā)嚴(yán)重的機(jī)械故障。JT9D發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖間隙由推力負(fù)載和飛行負(fù)載引起的x 方向（徑向）的變化見表3[16]，表中數(shù)據(jù)表明了飛行負(fù)載引起的間隙變化不能忽略。

表3 JT9D發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉尖間隙由對稱和非對稱負(fù)載引起的變化 mm

根據(jù)上述研究可以總結(jié)出影響徑向間隙變化的因素[17-18]主要有熱變形、離心變形、轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)、轉(zhuǎn)子熱彎曲響應(yīng)、軸向間隙變化、機(jī)動(dòng)載荷引起的變形等。

高壓渦輪葉尖間隙在發(fā)動(dòng)機(jī)工作歷程中有一定的變化規(guī)律。GE公司CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖間隙在飛行過程中的變化曲線[19]如圖1所示。從圖中可見，在整個(gè)飛行過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉尖間隙變化最大約為0.76mm。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)工作轉(zhuǎn)速-時(shí)間曲線和間隙-時(shí)間變化曲線

GE公司清潔高效發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)、靜子變形在飛機(jī)飛行歷程中隨時(shí)間的變化曲線為典型的發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉尖間隙變化曲線，如圖2所示[10]。

圖2 典型發(fā)動(dòng)機(jī)徑向間隙變化

GE公司高效節(jié)能發(fā)動(dòng)機(jī)[10]對整個(gè)飛行周期的轉(zhuǎn)子及封嚴(yán)值隨歷程變化曲線影響如圖3所示。

圖3 高壓渦輪動(dòng)葉尖部間隙在飛行歷程中瞬態(tài)變化曲線

從圖中可見臨界設(shè)計(jì)點(diǎn)是節(jié)點(diǎn)，出現(xiàn)在大約進(jìn)入急劇加速區(qū)間6s后。曲線很清晰地給出瞬態(tài)間隙的變化趨勢[20]。

一般來說，在發(fā)動(dòng)機(jī)從慢車加速到起飛狀態(tài)期間，在離心載荷作用下，轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的伸長速率比渦輪機(jī)匣的快，在加速到起飛功率后不久就會(huì)出現(xiàn)最小間隙，稱之為節(jié)點(diǎn)間隙。轉(zhuǎn)子和機(jī)匣的典型徑向伸長過程如圖4所示。從圖中可見慢車前間隙變化劇烈，在慢車后加速過程中出現(xiàn)節(jié)點(diǎn)[10]。若局部節(jié)點(diǎn)間隙小于零，會(huì)發(fā)生轉(zhuǎn)、靜子碰摩情況，引發(fā)較大的外傳振動(dòng)。

圖4 典型的轉(zhuǎn)子和機(jī)匣伸長過程

從以上的變化曲線中可見：在飛行歷程中發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程間隙是不斷變化的，并且存在1個(gè)間隙變化最大的階段。在轉(zhuǎn)速變化較大的過渡態(tài)，動(dòng)葉和機(jī)匣膨脹變形不匹配導(dǎo)致葉尖間隙出現(xiàn)大幅度變化，同時(shí)可以看出在起動(dòng)過程間隙變化最快階段易造成碰摩、氣流激振等現(xiàn)象[21]。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖徑向間隙分析方法

葉尖徑向間隙計(jì)算一般通過建立發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)體模型進(jìn)行數(shù)值模擬，通過轉(zhuǎn)、靜子變形來綜合計(jì)算分析出間隙的大小，包括穩(wěn)態(tài)間隙和瞬態(tài)間隙。

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)葉尖徑向間隙分析方法

在穩(wěn)態(tài)工作時(shí)，溫度場對變形的影響非常大，研究某低壓渦輪葉尖間隙，熱變形占總變形的80%以上[22]。準(zhǔn)確地分析溫度場對于葉尖間隙分析非常重要，而通過流熱耦合分析和熱固耦合分析可以得到更準(zhǔn)確的溫度分布。

美國NASA的Ameri，Steinthorsson，Rigby等[23]認(rèn)為，在發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙研究中應(yīng)考慮氣熱耦合。德國的Albert.E等[24]也指出，預(yù)測發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙應(yīng)建立熱、氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)耦合分析模型，努力提高復(fù)雜環(huán)境中分析準(zhǔn)確性。

目前，以有限元為基礎(chǔ)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)部件熱固流耦合的研究很多，南京航空航天大學(xué)的孫杰等根據(jù)渦輪冷卻葉片熱-固耦合分析了渦輪冷卻葉片熱-固一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[25]。北京航空航天大學(xué)多學(xué)科優(yōu)化課題組針對渦輪轉(zhuǎn)子葉盤結(jié)構(gòu),設(shè)計(jì)開發(fā)了渦輪葉盤多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化系統(tǒng)[26]。在渦輪靜子變形分析中認(rèn)為，溫度場對變形的影響最大[27]。由于渦輪靜子的高壓外環(huán)結(jié)構(gòu)變形直接影響高壓渦輪葉尖間隙，因此，用引冷氣的方法對其進(jìn)行變形控制。通過耦合計(jì)算的方法優(yōu)化得到更加準(zhǔn)確的溫度場。該課題組也對渦輪盤腔進(jìn)行了耦合計(jì)算方法研究[28]，基于盤腔的渦輪盤氣熱固耦合分析模型如圖5所示。采用順序耦合的方法，對榫接渦輪盤進(jìn)行了氣熱固耦合分析[16]，對比分析發(fā)現(xiàn)，耦合結(jié)果更接近實(shí)際情況。

南京航空航天大學(xué)的王志豪等[29]通過編制載荷轉(zhuǎn)換與施加程序，從氣熱計(jì)算模型中提取溫度場計(jì)算結(jié)果，并作為載荷加入熱固耦合計(jì)算模型中，實(shí)現(xiàn)了高壓渦輪機(jī)匣的一體化計(jì)算分析。

除采用耦合分析方法得到更準(zhǔn)確的溫度場外，基于整機(jī)進(jìn)行分析也很重要。

圖5 基于盤腔的渦輪盤氣熱固耦合分析模型

相對于國外傾向于從整機(jī)或者核心機(jī)條件下研究發(fā)動(dòng)機(jī)徑向間隙分析方法而言，國內(nèi)的分析方法較少。目前，國內(nèi)與國外研究的差距不在各因素對間隙的影響分析上，而在于如何綜合考慮這些因素對航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)間隙的影響，這方面缺少1個(gè)切實(shí)可行的方法[7]。張少平[4]等對發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)徑向間隙設(shè)計(jì)方法的研究，以及北京航空航天大學(xué)的張曉波、楊瑞、李其漢[3]，楊冬、李林[30]等對渦輪徑向間隙設(shè)計(jì)方法研究中，都是從影響徑向間隙變化的幾種因素出發(fā)，利用現(xiàn)有的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)計(jì)算徑向間隙值。但主要是基于部件進(jìn)行分析，在張少平的研究[4]中，從轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)、轉(zhuǎn)子熱彎曲以及機(jī)動(dòng)載荷引起的變形3方面考慮了整機(jī)模型，能夠得到較準(zhǔn)確的計(jì)算結(jié)果。

2.2 高壓渦輪瞬態(tài)葉尖徑向間隙分析方法

在早期有工程背景支撐的NASA瞬態(tài)葉尖間隙分析研究中均采用試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算相結(jié)合的分析方法，在19世紀(jì)70年代末到80年代初的節(jié)能發(fā)動(dòng)機(jī)研究[31-33]中也采用試驗(yàn)和數(shù)值相結(jié)合的方法。

在穩(wěn)態(tài)間隙分析尚沒有形成成熟的技術(shù)之前，過渡態(tài)間隙分析技術(shù)難度很大，但過渡態(tài)間隙又是重要的影響因素，必須進(jìn)行分析。發(fā)動(dòng)機(jī)徑向間隙隨飛行歷程的變化可以通過2種方法[4]得到：直接按照飛行歷程的載荷進(jìn)行瞬態(tài)計(jì)算；利用計(jì)算出的發(fā)動(dòng)機(jī)徑向間隙隨轉(zhuǎn)速變化的穩(wěn)態(tài)規(guī)律，把1個(gè)飛行歷程的轉(zhuǎn)速變化過程作為參數(shù)，提取各時(shí)間點(diǎn)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)和變形,得到該飛行歷程中穩(wěn)態(tài)間隙變化的過程，對應(yīng)分析各瞬態(tài)下的情況。

參考NASA的經(jīng)驗(yàn)，直接進(jìn)行瞬態(tài)計(jì)算十分復(fù)雜且難以掌握，采用穩(wěn)態(tài)擬合的方法進(jìn)行間接計(jì)算。進(jìn)行瞬態(tài)間隙分析時(shí)可以從發(fā)動(dòng)機(jī)慢車開始，到最大巡航狀態(tài)，取n（n≥7）個(gè)穩(wěn)態(tài)點(diǎn)進(jìn)行間隙分析，最后以轉(zhuǎn)速變化為參數(shù)，構(gòu)成發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)的間隙變化曲線，并與試驗(yàn)測量結(jié)果進(jìn)行對比分析，對基于穩(wěn)態(tài)的過渡態(tài)分析結(jié)果進(jìn)行修正，并形成修正經(jīng)驗(yàn)公式[10]。

在2003年美國德克薩斯大學(xué)和NASA對發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉尖間隙瞬態(tài)分析合作研究[34]中，力圖建立1個(gè)通用模型，為NASA日趨成熟的葉尖間隙主動(dòng)控制技術(shù)提供更經(jīng)濟(jì)、便捷、準(zhǔn)確的數(shù)值基礎(chǔ)。在該研究中，設(shè)定發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪3部分（轉(zhuǎn)動(dòng)軸、轉(zhuǎn)子葉片、渦輪機(jī)匣）的模型參數(shù)，給定分析所需邊界條件，建立各部分模型；通過熱應(yīng)力和機(jī)械應(yīng)力值初步模擬計(jì)算得到各部分模型變形量；通過相關(guān)幾何變形量的計(jì)算公式（式（1））得到間隙估計(jì)值。

式中：rs（t）、rr（t）、lb（t）分別為機(jī)匣、轉(zhuǎn)動(dòng)軸半徑和葉片長度隨著時(shí)間變化的值；ra、r0、L 分別為各部分的幾何初始值，u 為各部分由機(jī)械和熱負(fù)荷所引起的變形量。

各變形量來源以及所需的全部設(shè)計(jì)計(jì)算參數(shù)如圖6所示。

圖6 葉尖間隙模型參數(shù)計(jì)算流程

由于間隙影響因素很復(fù)雜，瞬態(tài)變化很難把握，間隙分析如果完全按照實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行有限元模型模擬計(jì)算，計(jì)算量很大[35]，一般將模型簡化，在Harish Agarwal和SrikanthAkara[36]的發(fā)動(dòng)機(jī)徑向間隙分析研究中甚至將機(jī)匣、轉(zhuǎn)子、葉片3部分簡化為非常簡單的2維模型來進(jìn)行計(jì)算，如圖7、8所示。計(jì)算結(jié)果與實(shí)際測量情況比較接近。

渦輪轉(zhuǎn)子、葉片、機(jī)匣簡化模型如圖9～11所示。根據(jù)所建立的模型計(jì)算不同來源的轉(zhuǎn)、靜子變形量，最終得到間隙大小。

圖7 簡化的2維葉尖間隙分析幾何模型

圖8 簡化的傳熱基礎(chǔ)模型

圖9 渦輪轉(zhuǎn)子分析模型

圖10 渦輪葉片分析模型

從圖中可見，為簡化轉(zhuǎn)子模型，認(rèn)為轉(zhuǎn)子軸、盤的大部分區(qū)域均被壓氣機(jī)流出的冷卻氣流包圍，并且轉(zhuǎn)子軸、盤不接收渦輪葉片熱量傳導(dǎo)。因此，計(jì)算中所涉及到的轉(zhuǎn)子溫度直接用壓氣機(jī)引氣溫度Tc代替。渦輪盤認(rèn)為是等厚圓盤，并且只考慮由熱負(fù)荷和離心載荷產(chǎn)生的變形量。

圖11 渦輪機(jī)匣分析模型

在葉片簡化模型中，近似認(rèn)為主流溫度為渦輪前溫度Tt，冷卻氣流溫度為壓氣機(jī)引氣溫度Tc，并認(rèn)為葉片相對很薄，隨厚度變化的溫度梯度忽略不計(jì)。計(jì)算由離心載荷引起的葉片變形時(shí)，考慮整個(gè)高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)的離心力作用，而不是只考慮渦輪轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的離心力作用。

渦輪機(jī)匣考慮了熱膨脹產(chǎn)生變形和機(jī)匣內(nèi)、外壓差產(chǎn)生的變形量，采用內(nèi)、外雙層機(jī)匣，內(nèi)層機(jī)匣溫度認(rèn)為是渦輪前溫度Tt，外層機(jī)匣溫度為壓氣機(jī)排氣溫度Tc。由于機(jī)匣是覆蓋發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的環(huán)形結(jié)構(gòu)，在進(jìn)行了其熱傳遞分析，并且考慮徑向切向應(yīng)力平衡之后才得出計(jì)算熱膨脹所產(chǎn)生的機(jī)匣徑向變形量的方法[37]。在這之后的2年內(nèi)該項(xiàng)目研究又陸續(xù)對分析模型進(jìn)行了完善，尤其是對轉(zhuǎn)子和葉片的模型[1]，以及氣動(dòng)和熱負(fù)荷的合理加載方面進(jìn)行了改進(jìn)和完善。

除了轉(zhuǎn)子離心負(fù)荷和轉(zhuǎn)、靜子熱負(fù)荷對間隙變化的影響之外，另1個(gè)關(guān)鍵因素是在機(jī)動(dòng)飛行過程中可能產(chǎn)生的附加離心力和由陀螺力矩引發(fā)的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的振動(dòng)響應(yīng)，該振動(dòng)響應(yīng)變化很快，間隙變化很難控制。

在Kypuros[33]等簡化模型分析瞬態(tài)徑向葉尖間隙的基礎(chǔ)上，對于渦輪轉(zhuǎn)子除了分析其在溫度和轉(zhuǎn)速變化下的變形外，重點(diǎn)研究在機(jī)動(dòng)飛行條件下轉(zhuǎn)子的振動(dòng)及其對間隙變化的影響[38]。在之前的計(jì)算數(shù)值公式中加入由機(jī)動(dòng)飛行因素引發(fā)的轉(zhuǎn)子振動(dòng)響應(yīng)變形，也就是振動(dòng)中的振幅

式中：d（t）、rs（t）、rr（t）、lb（t）、av（t）分別為葉尖間隙、機(jī)匣內(nèi)徑、轉(zhuǎn)子外徑、葉片長度和轉(zhuǎn)子振動(dòng)幅值隨時(shí)間變化的函數(shù)。

同時(shí)，加入機(jī)動(dòng)飛行因素的葉尖間隙動(dòng)態(tài)模型結(jié)構(gòu)如圖12所示。該模型主要包括機(jī)匣、葉片、渦輪轉(zhuǎn)子3部分。為了計(jì)算葉尖間隙的動(dòng)態(tài)模型，在圖中標(biāo)出了各部分所需分析的主要變化量。

圖12 加入機(jī)動(dòng)飛行因素的葉尖間隙動(dòng)態(tài)分析模型

圖13 Jeffcott簡支剛性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)模型

機(jī)動(dòng)飛行中附加離心力和由陀螺力矩產(chǎn)生的轉(zhuǎn)子振動(dòng)，引入1個(gè)振動(dòng)模型，即建立飛行器內(nèi)Jeffcott轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，如圖13所示。分別研究飛機(jī)均加速、水平機(jī)動(dòng)、俯仰機(jī)動(dòng)下轉(zhuǎn)子的振動(dòng)特性及其對間隙變化的作用。

研究分別針對3種典型機(jī)動(dòng)飛行加入轉(zhuǎn)子振動(dòng)特性方程進(jìn)行間隙分析，分別為：由在起飛過程中勻加速引起的轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)，以及在熱應(yīng)力和離心力作用下的間隙變化[39]；引入在水平盤旋時(shí)轉(zhuǎn)子振動(dòng)因素的間隙變化；由在起飛過程中勻加速引起的轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)，以及熱應(yīng)力和離心力作用因素，并引入在俯仰機(jī)動(dòng)時(shí)轉(zhuǎn)子振動(dòng)因素的間隙變化。

只考慮離心負(fù)荷熱負(fù)荷和內(nèi)、外壓差與加入轉(zhuǎn)子振動(dòng)響應(yīng)的分析結(jié)果比較如圖14、15所示。

從圖14、15中對比可見，機(jī)動(dòng)飛行所產(chǎn)生的附加離心力和附加陀螺力矩使得轉(zhuǎn)子的軸心位置偏離軸線，引起轉(zhuǎn)子發(fā)生較大振動(dòng)，并對葉尖間隙的變化具有比較明顯的影響，最大變化達(dá)0.11mm，有可能引發(fā)碰摩等機(jī)械故障。

圖14 不加入轉(zhuǎn)子振動(dòng)響應(yīng)的葉尖間隙變化曲線

圖15 加入轉(zhuǎn)子振動(dòng)響應(yīng)的間隙變化曲線

3 結(jié)論

（1）葉尖間隙變化對發(fā)動(dòng)機(jī)性能和結(jié)構(gòu)都有明顯影響。盡量減小葉尖間隙從而提高壓氣機(jī)效率，降低耗油率和排氣溫度，從而延長發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命并且達(dá)到降噪減排的目標(biāo)[40]，但是如果一味減小間隙在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上又是1個(gè)挑戰(zhàn)，若間隙過小加上瞬間響應(yīng)的突變很容易引發(fā)碰摩、難以起動(dòng)等機(jī)械故障。所以合理分析發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙是1個(gè)關(guān)鍵內(nèi)容。

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖徑向間隙的影響因素不是單一的，除了最基本的離心負(fù)荷、熱負(fù)荷和內(nèi)外壓差影響外還會(huì)存在靜子橢圓度、轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)和在熱起動(dòng)過程中的轉(zhuǎn)子熱彎曲，機(jī)動(dòng)飛行影響的其他因素導(dǎo)致其發(fā)生變化，所以在分析（尤其是瞬態(tài)分析）過程中，需要綜合全面考慮幾種復(fù)雜因素。

（3）由于轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生振動(dòng)響應(yīng)和機(jī)匣的變形在各部件之間均相關(guān)聯(lián)，從整機(jī)角度出發(fā)，至少以核心機(jī)為背景進(jìn)行間隙分析，才能更準(zhǔn)確地綜合考慮各影響因素。

（4）由于熱負(fù)荷在間隙分析中的重要地位，為了得到更準(zhǔn)確的溫度場，在利用有限元分析計(jì)算時(shí)，盡量采用流熱固耦合模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算分析。

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