机动飞行下挤压油膜阻尼器对碰摩故障转子系统的影响

张俊红,马梁,鲁鑫,王俊,林杰威

(1.天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室,300072,天津;2.天津大学仁爱学院,300000,天津;3.英国南安普顿大学振动噪声学院,SO17 1BJ,英国南安普顿)



机动飞行下挤压油膜阻尼器对碰摩故障转子系统的影响

张俊红1,2,马梁1,2,鲁鑫1,王俊2,林杰威3

(1.天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室,300072,天津;2.天津大学仁爱学院,300000,天津;3.英国南安普顿大学振动噪声学院,SO17 1BJ,英国南安普顿)

飞机飞行时,航空发动机的故障对于飞机的安全性有着重要影响。针对这个问题,基于Lagrange方程,建立了飞机在空间进行机动飞行时发动机转子系统的动力学模型;同时基于库伦定律,建立了转子碰摩故障模型;基于雷诺方程,建立了挤压油膜阻尼器的模型;对模型进行综合建模,得到不同机动飞行条件下转子-滚动轴承-挤压油膜阻尼器(SFD)系统非线性动力学微分方程,通过龙格库塔数值解法进行求解得到不同机动飞行状态下碰摩故障状态的系统振动响应,得到了不同机动飞行状态下碰摩故障转子系统的运动分岔图,同时利用典型转速(1 400 rad/s,2 000 rad/s)下转子系统的频谱图、庞加莱图、时域图和轴心轨迹图研究系统的动力学特性。研究结果表明:在高转速下,SFD能够显著提高系统的稳定性,抑制系统的非线性特征,但是在低转速下可能损害系统稳定性;不同机动飞行状态下,SFD对于转子系统非线性特征的影响大小也不同。

转子-滚动轴承系统;机动飞行;碰摩故障;挤压油膜阻尼器

挤压油膜阻尼器(SFD)对轴承有着显著的减振效果,且结构简单,制造简便,故广泛应用于航空发动机的振动控制中[1]。SFD特性对转子系统动力学行为的影响一直是转子动力学领域的一个重要课题。碰摩故障是航空发动机运行过程中常见的故障,对航空发动机的整机振动性能和安全性有着重要的影响。目前国内外许多专家学者对于碰摩故障机理有着较深的研究,但研究主要集中于静止状态下碰摩故障对转子系统动力学特性的影响,对于机动飞行状态下碰摩故障转子系统动力学行为的研究较少。

孟光等对带挤压油膜轴承Jeffcott转子系统的油膜机理以及系统动力学特性等进行了全面的研究,提出系统在获得最小振幅的同时也得到了较好的传递率参数组合[2-3];Moraru等建立带双间隙SFD的转子动力学模型,并且通过数值模拟方法研究阻尼器的振动特性[4-5];周海仑等通过仿真和实验对比,研究浮环挤压油膜阻尼器的振动特性[6]。但是,以上研究都是建立在转子系统静止基础平台状态下,而实际中航空发动机是在机动飞行条件下运行,在此情况下转子系统会受到附加激励力的作用。祝长生根据Lagrange方程建立了飞机在任意空间机动飞行时发动机任意位置条件不平衡多盘、质量和轴承线性及非线性柔性转子系统动力学的统一模型,并研究转子在机动飞行下的动力学响应[7-8],但未考虑SFD的作用;徐敏等研究了机动飞行条件下Jeffcott转子以及带挤压油膜阻尼器转子的振动特性[9-11],但并未考虑碰摩故障。

本文在文献[8]的基础上,研究了SFD在不同机动飞行条件下对碰摩故障转子系统动力学行为的影响。

1 系统模型与基本理论

1.1 转子动力学微分方程

航空发动机转子试验台模型可简化为如图1所示的转子-轴承-SFD系统,mrp、mbl、ms分别为盘的集中质量、轴在轴承处的集中质量、轴承外圈质量;crp、cbl为盘的阻尼系数和阻尼器处的阻尼系数;kp、ka、kr为轴的刚度、支承刚度和碰摩刚度;e为盘的偏心距。整个系统在静止基础平台状态下的运动微分方程为

(1)

式中:Ω为转子转动角速度;Frx、Fry为转子碰摩故障力;Fblx、Fbly为滚动轴承支反力;Fsx、Fsy为挤压油膜阻尼器的油膜力。

图1 转子-轴承系统简化模型

1.2 转子在机动飞行条件下的运动方程

当航空发动机在机动飞行条件下运行时,发动机轮盘会产生附加激励力,对系统性能有重要的影响,在这里不考虑机动飞行对于轴承和挤压油膜阻尼器的影响,仅探讨机动飞行对于盘的影响。

1.2.1 机动飞行下飞机坐标系 一般来说,飞机的发动机常常安装在机身或机翼上,坐标系如图2所示。飞机绕x轴的运动称之为俯仰运动,绕z轴的运动称之为横滚运动,绕y轴的运动称之为盘旋运动。

图2 飞机机动飞行时的坐标系

在对转子进行分析时,采用地面固定坐标系、机体相对坐标系和转子坐标系这3个坐标系来表示机体和转子的空间状态,如图3所示。

图3 转子坐标系统示意图

图3中OXYZ坐标系位于地面,表示飞机的空间飞行状态,坐标系oxyz位于机体上,表示飞机自身的转动特性,坐标系o′x′y′z′位于转子上,表示与机体坐标系平行。

1.2.2 系统运动方程的推导 由图2可知,飞机在飞行时,运动可分为沿x、y、z轴的3个平动[vx,vy,vz],以及绕3个轴的转动[ωx,ωy,ωz],轮盘的动能由平动和转动动能组成,即

(2)

式中:T为盘总动能;Tt为盘的平动动能;Tr为盘的转动动能。

设盘在xy平面内转动时相对于转子坐标系的位移为[xrp,yrp](轴向位移忽略不计),则可推知盘的平动动能为

(3)

为便于计算,将盘绕ox、oy、oz轴的转动角速度用欧拉角表示,设φ、φ、γ为转子绕ox、oy、oz轴的转角,则旋转角速度为

(4)

设欧拉角是小量,则盘的转动动能为

(5)

式中:θx、θy为柔性轴绕oxyz坐标系的转动角;Id、Ip为盘的直径转动惯量和极转动惯量。

根据Lagrange方程对圆盘的动能求导,可得圆盘在机动飞行条件下的运动微分方程为

(6)

1.3 转子故障模型

假定转子已处于碰摩状态,由于碰撞发生的时间间隔非常短,可假设碰撞时定子的变形为线性变形,转子与定子的摩擦符合库仑定律[12-13],如图4所示。

图4 轮盘碰摩示意图

(7)

式中:kr为碰摩刚度;f为摩擦系数。

将碰摩力分解为

(8)

1.4SFD油膜力模型

SFD的油膜力计算可以根据流体动压润滑理论求得,依据雷诺方程可以导出SFD油膜压力的分布,SFD的瞬态雷诺方程为[14]

(9)

根据短轴承理论和π油膜假设,可以推导出SFD的油膜力[15-16]为

(10)

式中:L为轴颈长度;c为油膜间隙;ε为轴颈偏心率。求得油膜力在x、y方向上的分量为

(11)

1.5 滚动轴承模型

本研究所用的滚动轴承为深沟球轴承,由外圈、内圈、滚动体和保持架组成,如图5所示。设轴承中滚珠在内外滚道之间等距排列,滚珠与滚道之间为纯滚动,设滚珠与外圈接触点线速度为vo,与内圈接触点线速度为vi,轴承外圈旋转角速度为ωo,内圈旋转角速度为ωi,外滚道半径为Ro,内滚道半径为Ri,则有vo=ωoRo,vi=ωiRi。

图5 滚动轴承模型示意图

(12)

设内圈中心的振动位移为x、y,轴承间隙为Δr,则第j个滚珠与滚道之间的接触变量δj=xcosθj+ysinθj-Δr,只有δj>0才有作用力,根据赫兹接触理论可得

(13)

式中:Cb为赫兹接触刚度;H为亥维赛函数;Fi在x、y方向上的分量为

(14)

故滚动轴承产生的轴承力为

(15)

1.6 模型计算参数

根据以上模型建立微分方程,设置系统参数初始值,运用龙格库塔数值解法进行求解。系统各个部分的参数如表1、表2、表3所示。

表1 转子系统参数值

2 结果分析

飞机正常航行时,飞行速度、高度、方向这3个机动飞行参数在不断变化,

同时伴随一定的转动运

表3 滚动轴承参数值

动。飞机在机动飞行条件下,转子系统除受到自身的不平衡力之外,还受到机动飞行附加激励力,这对系统的动力特性有着重要的影响。根据飞机实际飞行状况,本研究选取起飞、水平盘旋、横滚机动这3种具有代表性的飞行状态,分别讨论对转子系统动力学响应的影响。

2.1 飞机起飞状态下转子动力响应分析

在起飞状态下,对于无SFD的系统,当碰摩故障发生时,系统盘的集中质量节点在x方向上的位移随转速变化的分岔图如图6所示。当转速在600～1 782 rad/s之间时,系统以周期1形式运动;当转速到达1 783 rad/s时,系统发生跳跃,并在1 782～1 830 rad/s间以拟周期形式运动;当转速在1 830～2 500 rad/s内,系统的主要运动形式是拟周期和混沌运动,并伴随多倍周期运动,并且在1 970～2 015、2 184～2 224和2 426～2 456 rad/s内出现了拟周期分岔。由此可知,系统在中低转速下运动形式较为稳定,但是当转速大于1 782 rad/s时,系统运动出现混动拟周期形式。

图6 起飞状态下碰摩故障-无SFD转子位移响应分岔图

图7 起飞状态下碰摩故障-带SFD转子位移响应分岔图

对于带SFD的系统,在同样条件下计算,可得系统盘的集中质量节点在x方向上位移随转速变化的分岔图,如图7所示。当转速在600～1 560 rad/s时,系统以拟周期运动;在1 560～1 654 rad/s间以周期1形式运动;在1 654～1 735 rad/s间以拟周期运动;在1 735～1 788 rad/s间以周期1形式运动;在1 788 rad/s发生了分岔,并在1 788～1 868 rad/s以周期2形式运动;当转速大于1 870 rad/s时,系统以周期1形式运动。

对典型转速下的转子运动形式分析可知:在1 400 rad/s下,由图8b可知,无SFD碰摩故障下转子系统以周期1形式运动,由图8c可知,转子系统以1倍频为主,只有极小的2倍频,轴心轨迹较为规则;由图9b可知,系统以拟周期运动,从图9c可知,系统不仅2倍频增加,而且出现了一系列的分频谐波,轴心轨迹出现了复杂的网状结构。

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图8 ω=1 400 rad/s时起飞状态无SFD-碰摩故障转子的系统图

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图9 ω=1 400 rad/s时起飞状态下带SFD-碰摩故障转子的系统图

在转速为2 000 rad/s时,由图10可知,无SFD碰摩系统以拟周期运动,并且出现5条分岔路径;系统出现了一系列分频谐波,而轴心轨迹则出现复杂的网状结构及碰摩折返现象;由图11可知,带SFD的碰摩转子系统以周期1的形式运动,只有1倍频,分频量消失。由此可见,在起飞状态下,SFD使得转子系统在不同转速下的动力学行为发生较大改变,其中在1 400 rad/s时,系统的频谱成分更加丰富,运动轨迹更加复杂,但是在2 000 rad/s时,系统频谱分量简单,运动轨迹较为规则。

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图10 ω=2 000 rad/s时起飞状态下无SFD-碰摩故障转子的系统图

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图11 ω=2 000 rad/s时起飞状态下带SFD-碰摩故障转子的系统图

2.2 横滚机动飞行状态下转子动力响应分析

在横滚状态下,对于无SFD-碰摩故障系统,系统盘的集中质量节点在x方向上的位移随转速变化的分岔图如图12所示。当转速在600～760 rad/s时,系统为周期1运动;当转速在760～1 032 rad/s时,系统为拟周期运动;当转速在1 032 rad/s时,系统发生跳跃,并在1 032～1 928 rad/s内以周期1形式运动;当转速到达1 928 rad/s时,系统发生跳跃,以倒分岔的形式在2 068 rad/s进入拟周期运动;转速在2 068～2 500 rad/s时,系统主要以拟周期形式运动,中间出现多次分岔现象。

图12 横滚状态下碰摩故障-无SFD转子系统分岔图

带SFD-碰摩故障系统在横滚机动飞行条件下的位移随转速变化的分岔图如图13所示。系统在中低转速下以周期1的形式运动,656～772、1 308～1 432、1 484～1 572、1 740～1 936 rad/s内以拟周期形式运动,在1 936～2 500 rad/s内以周期1形式运动。

图13 横滚状态下碰摩故障-带SFD转子系统分岔图

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图14 ω=1 400 rad/s时横滚状态下无SFD-碰摩故障转子的系统图

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图15 ω=1 400 rad/s时横滚状态下带SFD-碰摩故障转子的系统图

当转速为1 400 rad/s时,由图14b可知,在横滚状态下,无SFD-碰摩故障转子系统以周期1形式运动,由图14c可知,系统除1倍频外,出现较小的2倍频,轴心轨迹较为规则,只有轻微的网状结构,由图15b可知,SFD-碰摩故障转子系统以拟周期运动,图15c中转子系统2倍频量增加,并且出现了微小的分频量,在图15d中系统轴心轨迹出现了明显的网状结构。

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图16 ω=2 000 rad/s时横滚状态下无SFD-碰摩故障转子的系统图

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图17 ω=2 000 rad/s时横滚状态下带SFD-碰摩故障转子的系统图

当转速为2 000 rad/s时,由图16可知,无SFD-碰摩转子系统以周期2形式运动,此时系统出现了分频量,同时轴心轨迹出现不规则形状;由图17可知,同转速下SFD-碰摩转子系统以周期1形式运动,系统的分频量已经消失,转子轴心轨迹形状规则。通过对比,SFD对于不同转速下碰摩故障转子系统的动力学行为有重要的影响,在1 400 rad/s时,频谱成分和运动轨迹变复杂,但是相较于起飞状态,对于转子系统频谱成分和运动轨迹的影响有所降低;在2 000 rad/s时,运动轨迹变规则,频谱成分简单。

2.3 飞机水平盘旋状态下转子动力响应分析

在水平盘旋状态下,对于碰摩故障-无SFD转子系统,系统盘的集中质量节点在x方向上的位移随转速变化的分岔图如图18所示。当转速在600～950 rad/s时,系统为拟周期运动;当转速在950～1 190 rad/s时,系统以周期1形式运动;当转速在1 190～1 425 rad/s时,系统以拟周期形式运动;当转速在1 425 rad/s时,系统发生了跳跃,并在1 425～1 975 rad/s内以周期1形式运动;系统在1 975 rad/s时发生分岔,在1 975～2 155 rad/s内以周期2形式运动;此后系统进入拟周期。

图18 水平盘旋状态下碰摩故障-无SFD转子系统分岔图

图19 水平盘旋状态下碰摩故障-带SFD转子系统分岔图

在水平盘旋状态下,对于碰摩故障-带SFD转子系统,系统盘集中质量节点在x方向上位移随转速变化的分岔图如图19所示。当转速小于1 705 rad/s时,系统以周期1形式运动,在710～810、1 340～1 450、1 520～1 610 rad/s区间以拟周期运动;当转速到1 705 rad/s,系统进入拟周期运动,当转速大于1 980 rad/s时,系统以周期1运动,直到2 500 rad/s。

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图20 ω=1 400 rad/s时水平盘旋状态下无SFD-碰摩故障转子的系统图

当转速为1 400 rad/s时,由图20可知,对于碰摩故障-无SFD转子系统,系统以拟周期运动,系统出现了2倍频分量和微小的分频分量,轴心轨迹出现网状结构和不规则形状;由图21可知,对于碰摩故障-带SFD系统,转子系统以周期1形式运动,系统无2倍频和分频量,同时轴心轨迹形状规则,无网状结构。

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图21 ω=1 400 rad/s时水平盘旋状态下带SFD-碰摩故障转子的系统图

由图22可知,当转速为2 000 rad/s时,对于碰摩故障-无SFD转子系统,转子系统以分岔形式运动,系统有微小的分频量,转子的轴心轨迹出现网状结构;对于碰摩故障-带SFD系统,由图23可知,系统以周期1形式运动,系统分频量消失,仅有微小的2倍频分量,轴心轨迹形状规则。通过对比可知,水平盘旋状态下,SFD对于转子系统的稳定性有着重要影响,在不同转速下,转子系统的运动轨迹相比于起飞、横滚状态有了较大的改变。

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图22 ω=2 000 rad/s时水平盘旋状态下无SFD-碰摩故障转子的系统图

(a)时域图 (b)庞加莱图

(c)频谱图 (d)轴心轨迹图图23 ω=2 000 rad/s时水平盘旋状态下带SFD-碰摩故障转子的系统图

3 结 论

本文基于Lagrange方程建立了飞机在空间进行机动飞行时发动机转子系统的动力学模型,引入SFD并考虑转静碰摩故障,研究了不同机动飞行状态下SFD对故障系统动力学性能的影响,得出如下结论。

(1)在文献[11]的基础上,考虑了SFD对系统的影响和碰摩故障,建立了机动飞行条件下转子-SFD-碰摩故障的动力学模型,用龙格库塔法进行求解,得到一定条件下起飞、横滚、水平盘旋状态时无SFD和带SFD系统的动力学响应,通过对响应的分析发现,机动飞行状态对转子系统的动力学特性有着重要影响,对于不同参数机动飞行状态下转子系统性能的研究有重要的指导意义。

(2)通过对不同机动飞行状态下无SFD与带SFD的转子碰摩故障转子系统运动分岔图的比较,发现在起飞、横滚状态下,带SFD系统在高转速下的系统稳定性有较大的提高,但是在中低转速下系统稳定性反而有所降低;在水平盘旋状态下,SFD系统在大部分转速下系统的稳定性都有较大提高,并且SFD对于碰摩故障系统的动力学响应有较大的影响。因此,在不同状态下,选择合适的SFD参数对于提高系统的稳定性有重要的作用,这对于SFD的特性研究和性能优化有着一定的指导意义。

(3)通过对不同机动飞行条件无SFD和带SFD碰摩故障转子系统运动的时域图、频谱图、庞加莱图以及轴心轨迹图的比较,发现不同机动飞行条件下其运动轨迹有着较大的差别,这对机动飞行状态下故障转子-滚动轴承-SFD系统的响应分析具有一定的指导意义。

[1] SIEW C C, HILL M, HOLMES R. Evaluation of various fluid-film models for use in the analysis of squeeze film dampers with a central groove [J]. Tribology International, 2002, 35(8): 533-547.

[2] 薛中擎, 孟光. 挤压油膜阻尼器减振机理若干问题 [J]. 航空动力学报, 1988, 3(4): 309-314. XUE Zhongqing, MENG Guang. On damping mechanism of squeeze film [J]. Journal of Aerospace Power, 1988, 3(4): 309-314.

[3] 孟光, 薛中擎, 祝长生. 柔性转子-非同心型挤压油膜阻尼器系统的非协调响应分析 [J]. 航空动力学报, 1987, 2(2): 122-126. MENG Guang, XUE Zhongqing, ZHU Changsheng. Investigation on the non-synchronous responses of flexible rotor-uncentralized squeeze film damper bearing system [J]. Journal of Aerospace Power, 1987, 2(2): 122-126.

[4] MORARU L. Numerical predictions and measurements in the lubrication of aeronautical engine and transmission components [D]. Toledo, USA: University of Toledo, 2005.

[5] MORARU L, KEITH T G, DIMOFTE F, et al. Dynamic modeling of a dual clearance squeeze film damper: part I Test rig and dynamic model with one damper [J]. Tribology Transactions, 2003, 46(2): 170-178.

[6] ZHOU Hailun, LUO Guihuo, CHEN Guo. Analysis of the nonlinear dynamic response of a rotor supported on ball bearings with floating-ring squeeze film dampers [J]. Mechanism and Machine Theory, 2013, 59(1): 65-77.

[7] 祝长生, 陈拥军. 机动飞行时航空发动机转子系统的振动特性 [J]. 航空学报, 2006, 27(5): 835-841. ZHU Changsheng, CHEN Yongjun. Vibration characteristics of aeroengine’s rotor system during maneuvering flight [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2006, 27(5): 835-841.

[8] 祝长生, 陈拥军. 机动飞行时发动机转子系统动力学统一模型 [J]. 航空动力学报, 2009, 24(2): 371-377. ZHU Changsheng, CHEN Yongjun. General dynamic model of aeroengine’s rotor system during maneuvering flight [J]. Journal of Aerospace Power, 2009, 24(2): 371-377.

[9] 徐敏, 廖明夫, 刘启洲. 机动飞行条件下双盘悬臂转子的振动特性 [J]. 航空动力学报, 2002, 17(1): 105-109. XU Min, LIAO Mingfu, LIU Qizhou. The vibration performance of the double disk cantilever rotor in flight mission [J]. Journal of Aerospace Power, 2002, 17(1): 105-109.

[10]徐敏. 机动飞行条件下带挤压油膜阻尼器转子系统的振动特性研究 [D]. 西安: 西北工业大学, 2003.

[11]徐敏, 廖明夫. 机动飞行条件下带挤压油膜阻尼器的Jeffcott转子的振动特性 [J]. 航空动力学报, 2003, 18(3): 394-401. XU Min, LIAO Mingfu. The vibration performance of the Jeffcott rotor system with SFD in maneuver filght [J]. Journal of Aerospace Power, 2003, 18(3): 394-401.

[12]袁惠群, 王正浩, 闻邦椿. 弹性机匣双盘碰摩转子系统的稳定性 [J]. 振动与冲击, 2010, 29(8): 52-54. YUAN Huiqun, WANG Zhenghao, WEN Bangchun. Analysis on stability of dual-discs rub-impact rotor with consideration of casing elasticity [J]. Journal of Vibration and Shock, 2010, 29(8): 52-54.

[13]李朝峰, 李鹤, 马辉, 等. 碰摩故障多自由度转子-轴承系统周期运动稳定性研究 [J]. 机械工程学报, 2010, 46(11): 107-113. LI Chaofeng, LI He, MA Hui, et al. Bifurcation and stability of the flexible rotor-bearing system with rub-impact by a continuum model [J]. Journal of Mechanical Engineering, 2010, 46(11): 107-113.

[14]闻邦椿, 顾家柳, 夏松波, 等. 高等转子动力学 [M]. 北京: 机械工业出版社, 2000.

[15]INAYAT-HUSSAIN J I, KANKI H, MUREITHI N W. On the bifurcations of a rigid rotor response in squeeze-film dampers [J]. Journal of Fluids and Structures, 2003, 17(3): 433-459

[16]INAYAT-HUSSAIN J I. Stability and bifurcation of a rigid rotor in cavitated squeeze-film dampers without centering springs [J]. Tribology International, 2001, 34(10): 689-702.

(编辑 赵炜)

Effect of Squeeze Film Damper on Rotor System with Rub-impact Fault under Maneuvering Flight Conditions

ZHANG Junhong1,2,MA Liang1,2,LU Xin1,WANG Jun2,LIN Jiewei3

(1. State Key Laboratory of Engine, Tianjin University, Tianjin 300072, China; 2. Ren’ai College, Tianjin University,Tianjin 300000, China; 3. Institute of Sound and Vibration Research, University of Southampton, Southampton SO17 1BJ, UK)

Aeroengine faults have crucial effect on the safety of aircraft flying. A model of aeroengine rotor system was presented by using the Lagrange equation during maneuvering flight, a model of rub-impact faults was built according to the Coulomb’s friction, and a model of squeeze film damper (SFD) was built according to the Reynolds equation. The dynamic responses of rotor-SFD-ball-bearing system during different maneuvering flights under rub-impact faults were studied. The system equations were numerically integrated to obtain the vibration responses by Runge-Kutta method. The Bifurcation diagrams of the rotor system with rub-impact faults in different maneuvering flights, as well as the time-domain diagram, Poincare map, spectrum diagram and orbit plot of rotor system under typical rotating speeds (1 400 rad/s, 2 000 rad/s), were obtained to analyze the dynamic characteristics. The results show that the stability of the rotor system can be improved by SFD at high speed, and the non-linear characteristics of the system are weakened, but SFD may reduce the stability at low speed. Suppression of the non-linear response of the system by SFD depends on maneuvering flight conditions.

rotor-ball bearing system; maneuvering flight; rub-impact fault; squeeze film damper

2015-05-15。

张俊红(1962—),女,教授,博士生导师。

国家自然科学基金委员会与中国民用航空局联合资助项目(U1233201)。

时间:2015-09-11

10.7652/xjtuxb201511011

TH133.3

A

0253-987X(2015)11-0062-09

网络出版地址:http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20150911.1110.006.html