CN107066725B - 一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法 - Google Patents

一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107066725B
CN107066725B CN201710230765.8A CN201710230765A CN107066725B CN 107066725 B CN107066725 B CN 107066725B CN 201710230765 A CN201710230765 A CN 201710230765A CN 107066725 B CN107066725 B CN 107066725B
Authority
CN
China
Prior art keywords
fault
rotor
gene
dominant
design
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710230765.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107066725A (zh
Inventor
王俨剀
廖明夫
王鑫
程盼
李波
邓炜坤
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201710230765.8A priority Critical patent/CN107066725B/zh
Publication of CN107066725A publication Critical patent/CN107066725A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107066725B publication Critical patent/CN107066725B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法，根据转子转速、功率功能设计要求，进行转子初始结构设计，得到临界转速、振型；开展故障基因筛查，建立转子‑支承***的故障基因库，确定转子初始结构的显性基因及其表达式；对转子初始结构显性故障的故障响应进行估算，若故障响应突出，则应根据遗传因子，对转子结构参数进行调整，再次估算故障响应，直至满足要求。本发明在设计过程中即对潜在的振动故障进行预估，并针对特定的故障进行结构调整和优化，最大限度地降低故障发生的可能性，提高航空发动机结构动力学设计结果对典型故障的包容能力，为转子动力学特性优化指明了方向，缩短了转子***的研制周期，同时节约了研制成本。

Description

一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法
技术领域
本发明涉及航空发动机动力学设计领域，是一种航空发动机转子结构动力学的设计方法。
技术背景
结构动力学设计是航空发动机设计中重要的内容。如果设计不当，将会引发整机振动超标，带来航空发动机的可靠性问题。甚至引发零部件的结构损伤，造成飞行事故。
以往的航空发动机结构动力学设计，主要采用正向设计的思路，即设计点为转子的正常工况。目前的设计流程是：从发动机总体参数出发，进行转子结构初步设计，然后计算正常情况下的动力学特性，得到发动机的临界转速和振型。经过原型机的制造和装配，试车检验是否满足整机振动上限限制的要求。若频繁出现振动超标，再进行转子-支承***设计的调整和修改。这一传统的设计思想，在计算过程中完全不考虑制造、装配和运行过程中产生的偏差。造成设计结果对于“故障”的零容忍，只有高精度的制造和装配才能保证振动特性和设计结果的相似性。微小的制造和装配偏差，或是运行过程中条件的变化就可能会引起振动超标。造成所设计出的发动机转子***“易受振动超标困扰”的先天不足。
欧洲专利DE102005052819A1中，提出了一种应用于航空发动机转子结构中的新型连接方式。通过采用多片式连杆设计，消除了传统焊接引起的各级压气机盘及涡轮盘间的焊缝，提高了发动机使用寿命，同时简化了转子装配及维修过程。但并没有涉及转子动力学设计。
Florjacic,Stefan S.在“Rotor design in industrial gas turbines”(ISSN:04021215)一文中介绍了转子设计的几个基本准则，同时说明了转子稳态和瞬态下的强度和动力学要求。文中讨论了几种现有转子在载荷与转子动力学性能方面的差异，并提出转子结构动力学设计的具体方法，但是设计思路是正向设计。
国内专利中，公开号为CN205538223U的发明创造了一种航空发动机多因素耦合振动控制综合实验台。该实验台的航空发动机主体由真实航空发动机改造而成，高、低压转子分别由电机提供动力，更为真实的反映航空发动机在机动飞行条件下高、低压双转子***的振动情况。该发明可用于测量耦合故障对高、低压转子振动的影响。但该转子***采用正向设计的思路，未考虑易发故障对实验器尺寸的敏感程度。
在公开号为CN201410146849.X的发明中，提出了一种航空发动机转子结构动力学的设计方法，通过优化转子和支承的参数，使得转子***的热模态避开支承绝对刚性时转子的模态，使转子***在热模态下满足振动标准的要求。其核心是保证转子在发动机整个工作转速范围内，均可平稳工作。但在建模计算过程中，没有考虑故障力的因素。
针对目前设计方法仅考虑正常工况的问题，本发明提出基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法。
发明内容
为了克服目前航空发动机结构动力学设计方法中，设计条件仅为正常工况的问题，本发明提出一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法。
本发明的具体过程是：
步骤1，确定航空发动机转子的初始结构。
步骤2，确定转子-支承***的临界转速和振型：
根据步骤1中确定的航空发动机转子的初步设计参数，通过传递矩阵法计算转子初始结构的临界转速和振型。
步骤3，确定转子-支承***的故障基因库：
所述的转子-支承***的潜在故障包括不平衡故障和不对中故障。因此，建立的故障基因库包含两条故障基因。每一条故障基因反映转子特征及故障信息，包括部件信息、转子信息、基因片段、故障表象、基因规律和遗传因子，其形式为:故障基因名称＝<部件信息><转子信息><基因片段><故障表象><基因规律><遗传因子>；符号“<>”是所述转子特征及故障信息的具体内容，并且各“<>”之间是平行关系。
所述的部件信息指反映特链的具体结构，即产生故障的主要载体。
所述的转子信息指转子初始结构中不可改变的物理因素。
所述的基因片段指转子初始结构中可进行优化调整的结构参数。
所述的故障表象指所研究特链在实际振动中具体所表现出的故障特征。
所述基因规律指所建立的故障表象与故障程度之间的关系。
所述遗传因子则是反映了故障表象对结构参数之间的敏感度。
步骤4，确定转子-支承***的显性故障基因：
提出转子-支承***的故障基因显性/隐形表现的划分原则，即以故障发生率、故障关联程度为划分标准。通过转子***的典型故障机理分析，将故障发生率高、易诱导其它类型故障发生的故障类型列为显性故障。
步骤5，确定显性故障基因的结构参数敏感度：
从步骤3确定的故障基因库中筛选出显性故障基因。对该显性故障基因的遗传因子通过数学方法进行分析，得到转子结构参数对振动的影响规律，从而确定显性故障基因对结构参数的敏感程度。
步骤6，确定降低故障风险的结构优化方案：
所述确定降低故障风险的结构优化方案是通过估算显性故障特征倍频幅值，根据遗传因子对敏感度高的结构参数进行优化，以降低显性故障特征倍频对振动幅值的影响。
所述确定降低故障风险的结构优化方案的具体过程是：使用转子初始结构参数，代入遗传因子估算显性故障的特征倍频幅值，根据遗传因子对转子初始结构进行优化，调整转子结构参数，再次计算转子的临界转速。根据默认设计准则，转子结构调整导致的临界转变化不应超过±5％，否则需要重新进行动力学设计。
本发明能够改善航空发动机结构动力学设计结果对典型故障的包容能力。
本发明提出了航空发动机故障基因的表述方式。每一条故障基因包含了反映转子故障及特征信息，其形式为:故障基因名称＝<部件信息><转子信息><基因片段><故障表象><基因规律><遗传因子>。基因中包含了以下六方面信息：a.部件信息指反映特链的具体结构，即产生该问题的主要载体。如不平衡故障存在于转子的旋转结构中，联轴器不对中常常引起转子结构的不对中故障。b.转子信息指转子初始结构中不可改变的物理因素，如转子质量、支承刚度等因素。c.基因片段指转子初始结构中可进行优化调整的结构参数。d.故障表象指所研究特链在实际振动中具体所表现出的故障特征，如不平衡故障常常表现为振动幅值中一倍频占优，不对中故障常常表现为振动幅值中二倍频占优。e.基因规律建立的是故障表象与故障程度之间的关系，如不对中故障中，基因规律为振动二倍频幅值与水平偏移量之间的关系。f.遗传因子则是反映了故障表象对结构参数的敏感度，如不对中故障中，振动二倍频幅值受支承跨距等结构参数的影响。
本发明提出转子-支承***的故障基因显性/隐形表现的划分原则。即以故障发生率、故障关联程度为划分标准。通过转子***的典型故障机理分析，将故障发生率高、易诱导其它类型故障发生的故障类型列为显性故障。若能提高转子结构对于显性故障的包容能力，对于减少相关故障类型发生率，提高发动机可靠性具有重要意义。
本发明根据转子转速、功率功能设计要求，进行转子初始结构设计，并计算其动力学特性，得到临界转速、振型；然后开展故障基因筛查，建立转子-支承***的故障基因库，确定转子初始结构的显性基因及其表达式；接着对转子初始结构显性故障的故障响应进行估算，若故障响应突出，则应根据遗传因子，对转子结构参数进行调整，再次估算故障响应，直至满足要求。使在设计过程中即对潜在的振动故障进行预估，并针对特定的故障进行结构调整和优化，最大限度地降低故障发生的可能性，提高航空发动机结构动力学设计结果对典型故障的包容能力。
本发明的有益效果在于：
对于传统的航空发动机转子设计思路，在计算过程中完全不考虑制造、装配和运行过程中产生的偏差。若原型机频繁出现振动超标，再对转子-支承***进行调整和修改。本发明提出的设计方法将故障力对转子振动的影响考虑在设计过程中，根据故障基因表达式有针对性地调整动力学设计结果，为转子动力学特性优化指明了方向。避免了传统方法反复调整的过程，缩短了转子***的研制周期，同时节约了研制成本。
按该逆向设计步骤，将故障考虑在设计过程中，通过估算转子故障响应并对转子结构参数进行调整，以提高对故障的容忍程度。通过实施例可以看出，对于实验台引导槽引起不对中故障，使用该逆向设计方法，采取移动支承K2的方法对转子初始结构进行优化，优化结果如图10所示。支承K2移动0.1135m，两支承跨距l1从0.7475m调整为0.8610m，对应的振动二倍频幅值A2从110.99um降低至87.58um，通过优化后降低了21.09％，对故障包容能力增强。图中，曲线6为初始转子结构l1＝0.7475m时二倍频幅值曲线，曲线7为结构参数优化后l1＝0.8610m时二倍频幅值曲线。
附图说明
图1为本发明逆向设计方法的示意图。
图2a为实验台俯视图；图2b为实验台侧视图。
图3为转子动力学模型图。
图4a为转子***一阶振型；图4b为转子***二阶振型。
图5为不平衡故障动力学模型简图。
图6为联轴器回转轨迹。
图7为不对中故障几何关系图。
图8为振动二倍频幅值随结构参数l1的变化趋势图。
图9a为优化后转子***一阶振型；图9b为优化后转子***二阶振型。
图10为转子初始结构及优化后二倍频幅值对比图。
图11为本发明的流程图。
图中：1.引导槽；2.支承；3.盘；4.转子轴；5.电机；6.初始转子结构l1＝0.7475m时二倍频幅值曲线；7.结构参数优化后l1＝0.8610m时二倍频幅值曲线；8联轴器。
具体实施方式
本实施例是针对某型发动机转子故障模拟实验器提出的一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法，在已有实验台上进行该转子实验器设计。如图2a、2b所示，实验台上的引导槽1用以嵌入支承2，但是很难精确控制水平方向的不对中度,所产生的水平偏移量最大可达10mm。采用该方法设计转子以提高转子对不对中故障的包容能力。具体过程是：
步骤1:确定航空发动机转子的初始结构
对航空发动机转子初始结构进行力学特性初步设计。将转子结构简化为图3所示的单跨双盘转子模型，图中l为转子轴4的长度，l1为两支承2的跨距，l2为支承K2至联轴器的距离，mp，rp分别为盘3的质量和半径。所设计转子***目标功率为11kw,目标工作转速为3500r/min，应处于转子一阶临界转速与二阶临界转速之间。采用传递矩阵法，进行该单跨双盘转子初步设计。得到转子结构的初步设计参数，如表1所示。
表1转子结构初步设计参数
Figure GDA0001297581320000051
步骤2：确定转子-支承***的临界转速和振型
根据步骤1中确定的航空发动机转子的初步设计参数，通过传递矩阵法计算转子初始结构的临界转速和振型。
本实施例中，转子初始结构的一阶临界转速为3060.5r/min，一阶振型为弯曲振型；二阶临界转速为8484.6r/min，二阶振型为俯仰振型。如图4a、4b所示。
步骤3、确定转子-支承***的故障基因库
所述的转子-支承***的潜在故障包括不平衡故障和不对中故障。因此，建立的故障基因库包含两条故障基因。每一条故障基因反映转子特征及故障信息，包括部件信息、几何信息、故障表象和遗传因子，其形式为:故障基因名称＝<部件信息><转子信息><基因片段><故障表象><基因规律><遗传因子>；符号“<>”是所述转子特征及故障信息的具体内容，并且各“<>”之间是平行关系。
所述的部件信息指反映特链的具体结构，即产生该问题的主要载体。如不平衡故障存在于转子的旋转结构中，联轴器不对中常常引起转子结构的不对中故障。
所述的转子信息指转子初始结构中不可改变的物理因素，如转子质量、支承刚度等因素。
所述的基因片段指转子初始结构中可进行优化调整的结构参数。
所述的故障表象指所研究特链在实际振动中具体所表现出的故障特征，如不平衡故障常常表现为振动幅值中一倍频占优，不对中故障常常表现为振动幅值中二倍频占优。
所述基因规律指所建立的故障表象与故障程度之间的关系，如不对中故障中，基因规律为振动二倍频幅值与水平偏移量之间的关系。
所述遗传因子则是反映了故障表象对结构参数之间的敏感度，如不对中故障中，振动二倍频幅值受支承跨距等结构参数的影响。
分析转子-支承***故障存在的不平衡故障产生的原因及推导该不平衡故障的遗传因子：
由于转子材质不均匀、附加键、腐蚀与磨损原因，会引起转子结构的不平衡故障。
针对不平衡故障建立动力学模型进行故障机理分析，经过推导确定不平衡故障的遗传因子。不平衡故障动力学模型如图5所示，转子挠度为a，O位于轴承中心连线上，O'为所述盘3的几何中心，几何中心运动坐标为(x,y)，重心为P，重心坐标为(xp,yp)，初始相位为
Figure GDA0001297581320000071
转子偏心距为ε，转速为Ω。
求解圆盘几何中心O'的运动微分方程可得:
Figure GDA0001297581320000072
式中ω为转子***的临界转速，D为阻尼比。
振动一倍频幅值A1即为
Figure GDA0001297581320000073
令
Figure GDA0001297581320000074
此时
A1＝|C1ε| (4)
式3、4分别为不平衡故障的遗传因子与基因规律。
分析转子-支承***故障存在的不对中故障产生的原因及推导该不对中故障的遗传因子：
由于实验台中，引导槽1无法保证转子结构的水平对中度，故产生不对中故障。
针对不对中故障建立动力学模型进行故障机理分析，确定不对中故障的遗传因子。联轴器存在平行偏角不对中时回转轨迹如图6所示，图中o1，o2为两半联轴器的中心，o'(x,y)为联轴器的动态中心，Ω为转子转速，Ω'套齿动态中心的角速度，α、β为初始相位，B为不对中量。
根据材料力学的梁在载荷力F作用下的变形关系：
Figure GDA0001297581320000075
式中E为弹性模量，I为惯性矩，l为转子轴4的长度。
如图7所示，支承水平偏移量为d,由几何关系可得：
Figure GDA0001297581320000076
转子***的运动方程为：
Figure GDA0001297581320000081
求解得到振动二倍频幅值：
Figure GDA0001297581320000082
令
Figure GDA0001297581320000083
则
A2＝|C2d| (10)
式9、10分别为不对中故障的遗传因子与基因规律。
经推导得到转子结构潜在故障的遗传因子后，将故障信息进行汇总，形成故障基因库，如表2所示。
表2转子-支承***故障基因库
Figure GDA0001297581320000084
步骤4、确定转子-支承***的显性故障基因
本发明提出转子-支承***的故障基因显性/隐形表现的划分原则，即以故障发生率、故障关联程度为划分标准。通过转子***的典型故障机理分析，将故障发生率高、易诱导其它类型故障发生的故障类型列为显性故障。若能提高转子结构对于显性故障的包容能力，对于减少相关故障类型发生率，提高发动机可靠性具有重要意义。
本实施例中，在转子建设中，采用现场动平衡技术对转子进行平衡，可将不平衡量的影响控制在可接受范围内。但由于该实验台引导槽不能保证转子的对中度，易引起不对中故障。故设计转子结构时将不对中故障确定为该转子-支承***的显性故障。
步骤5、确定显性故障基因的结构参数敏感度
从步骤3确定的故障基因库中筛选出显性故障基因。对该显性故障基因的遗传因子通过数学方法进行分析，得到转子结构参数对振动的影响规律，从而确定显性故障基因对结构参数的敏感程度。
本实施例中，所述的显性故障基因为不对中故障基因。根据步骤3的描述，不对中故障基因包括部件信息、转子信息、基因片段、故障表象、基因规律和遗传因子。其中：部件信息是产生该问题的主要载体，本实施例中为联轴器；转子信息指转子初始结构中不可改变的物理因素，本实施例中是指转子质量m、转子轴长度l、支承刚度k、转子转速Ω；基因片段指转子初始结构中可进行优化调整的结构参数，本实施例中是指支承跨距l1；K2至联轴器距离l2；故障表象指所研究特链在实际振动中具体所表现出的故障特征，本实施例中是指振动二倍频幅值；基因规律指所建立的故障表象与故障程度之间的关系，本实施例中为振动二倍频幅值A2与水平偏移量d的关系，即A2＝|C2d|；遗传因子则是反映了故障表象对结构参数之间的敏感度，本实施例中为振动二倍频幅值受结构参数l1、l2的影响。即
Figure GDA0001297581320000091
本实施例中，筛选出的不对中故障基因的表达形式为:不对中基因＝<联轴器><m、l、k、Ω＞＜l1、
Figure GDA0001297581320000092
本实施例中，l1＝747.5mm，l2＝249mm，d＝10mm,转子质量m＝33.09kg，转子轴4的长度l＝1030mm、支承刚度k＝1×109N/m。
由所述不对中故障的遗传因子可知，不对中故障引起的振动二倍频受结构参数l1、l2的影响。所述振动二倍频反比于两支承跨距l1，即振动二倍频随两支承跨距l1的增大而减小，或随两支承跨距l1的减小而增大；所述振动二倍频正比于支承K2至联轴器距离l2，即振动二倍频随支承K2至联轴器距离l2的增大而增大，或随支承K2至联轴器距离l2的减小而减小。
若要减小振动二倍频幅值，由遗传因子可知有两种优化方法：向转子轴一端移动支承K1，使该支承K1远离联轴器一端，或向转子轴另一端移动支承K2，使该支承K2靠近联轴器一端；设两种方法中支承移动距离为lK，调整后两支承跨距记为l′1，支承K2至联轴器距离记为l′2，现根据遗传因子确定振动二倍频幅值对结构参数的敏感度。
当移动支承K1时，l′1＝l1+lK,l′2＝l2，遗传因子为
Figure GDA0001297581320000101
将C2对lK求导
Figure GDA0001297581320000102
当移动支承K2时，l′1＝l1+lK,l′2＝l2-lK,遗传因子为
Figure GDA0001297581320000103
此时将C2对lK求导
Figure GDA0001297581320000104
通过式11、12明显看出，两种优化方法均使振动二倍频减小，且移动支承K2对振动二倍频的减小程度是移动支承K1的
Figure GDA0001297581320000105
倍，故移动支承K2对减小振动二倍频更为明显。
步骤6、确定降低故障风险的结构优化方案
所述确定降低故障风险的结构优化方案是通过估算显性故障特征倍频幅值，根据遗传因子对敏感度高的结构参数进行优化，以降低显性故障特征倍频对振动幅值的影响。具体过程是：使用转子初始结构参数，代入遗传因子估算显性故障的特征倍频幅值，根据遗传因子对转子初始结构进行优化，调整转子结构参数，再次计算转子的临界转速。根据默认设计准则，转子结构调整导致的临界转变化不应超过±5％，否则需要重新进行动力学设计。
对于本实施例中的转子初始结构，转子质量m＝33.09kg,EI＝1.6493×103Nm2，l＝1.03m,D＝0.05,ω＝3060.5r/min,Ω＝0.5ω。此时不对中引起的二倍频幅值为A2＝110.99um。在本实施例中，水平方向不对中是显性故障，其特征表现为转子旋转频率的二倍频，幅值突出。故需要对转子结构参数进行优化，抑制二倍频幅值，降低转子对于不对中故障的敏感程度。结合步骤5中敏感度的分析，移动支承K2靠近联轴器8更有利于减小二倍频幅值。根据遗传因子得到二倍频幅值随结构参数l1的变化趋势，如图8所示。调整支承K2，移动距离lK＝0.1135m,使得两支承跨距l′1＝l1+lK＝0.8610m，K2至联轴器8距离l′2＝l2-lK＝0.1355m。使用传递矩阵法计算优化后转子的临界转速及振型，如图9a、9b所示，一阶临界转速为2918.5r/min,二阶临界转速为8178.2r/min,临界转速所受影响为4.64％。此时再次估算不对中引起的二倍频幅值，结果为A2＝87.58um，调整后二倍频幅值降低了21.09％，如图10所示。可见通过优化结构参数降低了轴系对不对中故障的敏感程度，从而提高转子结构对不对中故障的包容能力。

Claims (3)

1.一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法，其特征在于，具体过程是：
步骤1，确定航空发动机转子的初始结构；
步骤2，确定转子-支承***的临界转速和振型：
根据步骤1中确定的航空发动机转子的初步设计参数，通过传递矩阵法计算转子初始结构的临界转速和振型；
步骤3，确定转子-支承***的故障基因库：
所述的转子-支承***的潜在故障包括不平衡故障和不对中故障；因此，建立的故障基因库包含两条故障基因；每一条故障基因反映转子特征及故障信息，包括部件信息、转子信息、基因片段、故障表象、基因规律和遗传因子，其形式为:故障基因名称＝<部件信息><转子信息><基因片段><故障表象><基因规律><遗传因子>；
符号“<>”是所述转子特征及故障信息的具体内容，并且各“<>”之间是平行关系；
步骤4，确定转子-支承***的显性故障基因：
提出转子-支承***的故障基因显性/隐形表现的划分原则，即以故障发生率、故障关联程度为划分标准；通过转子***的典型故障机理分析，将故障发生率高、易诱导其它类型故障发生的故障类型列为显性故障；
步骤5，确定显性故障基因的结构参数敏感度：
从步骤3确定的故障基因库中筛选出显性故障基因；对该显性故障基因的遗传因子通过数学方法进行分析，得到转子结构参数对振动的影响规律，从而确定显性故障基因对结构参数的敏感程度；
步骤6、确定降低故障风险的结构优化方案：
所述确定降低故障风险的结构优化方案是通过估算显性故障特征倍频幅值，根据遗传因子对敏感度高的结构参数进行优化，以降低显性故障特征倍频对振动幅值的影响。
2.如权利要求1所述基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法，其特征在于，
所述的部件信息指反映特链的具体结构，即产生该问题的主要载体；
所述的转子信息指转子初始结构中不可改变的物理因素；
所述的基因片段指转子初始结构中可进行优化调整的结构参数；
所述的故障表象指所研究特链在实际振动中具体所表现出的故障特征；
所述基因规律指所建立的故障表象与故障程度之间的关系；
所述遗传因子则是反映了故障表象对结构参数之间的敏感度。
3.如权利要求1所述基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法，其特征在于，所述确定降低故障风险的结构优化方案的具体过程是：使用转子初始结构参数，代入遗传因子估算显性故障的特征倍频幅值，根据遗传因子对转子初始结构进行优化，调整转子结构参数，再次计算转子的临界转速；根据默认设计准则，转子结构调整导致的临界转变化不应超过±5％，否则需要重新进行动力学设计。
CN201710230765.8A 2017-04-11 2017-04-11 一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法 Active CN107066725B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710230765.8A CN107066725B (zh) 2017-04-11 2017-04-11 一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710230765.8A CN107066725B (zh) 2017-04-11 2017-04-11 一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107066725A CN107066725A (zh) 2017-08-18
CN107066725B true CN107066725B (zh) 2020-07-03

Family

ID=59601734

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710230765.8A Active CN107066725B (zh) 2017-04-11 2017-04-11 一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107066725B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108918068B (zh) * 2018-07-10 2019-07-16 东北大学 一种含套齿连接的弹支转子模型实验台及测试方法
CN109543289B (zh) * 2018-11-20 2023-04-18 常州大学 一种基于故障分析模型的电潜螺杆泵智能优化方法
CN110334440A (zh) * 2019-07-04 2019-10-15 西北工业大学 基于神经网络的转子有限元模型优化设计方法
CN112229667B (zh) * 2020-12-14 2021-03-12 湖南大学 桥梁健康检测车装置参数获取方法及***

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1141567C (zh) * 2002-07-15 2004-03-10 西安交通大学 柔性转子轴系全息动平衡方法
CN103912315B (zh) * 2014-04-14 2015-06-17 西北工业大学 一种航空发动机转子结构动力学的设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107066725A (zh) 2017-08-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107066725B (zh) 一种基于故障基因的转子结构动力学逆向设计方法
Prabith et al. The numerical modeling of rotor–stator rubbing in rotating machinery: a comprehensive review
EP2019185B1 (en) Method of balancing a gas turbine engine rotor
EP1568848B1 (en) A method and machine for rotor unbalance determination
US20090171491A1 (en) Rotor Assembly System and Method
CN111460677B (zh) 一种基于几何代数理论建立转子堆叠精度预测模型的方法
Bin et al. Virtual dynamic balancing method without trial weights for multi-rotor series shafting based on finite element model analysis
Bin et al. Development of whole-machine high speed balance approach for turbomachinery shaft system with N+ 1 supports
CN105550395B (zh) 透平机械单支撑轴系几何对中安装方法
CN112105799B (zh) 转子平衡方法和装置
Ghalea et al. Design validation of high inertia generator rotor
CN112119203B (zh) 转子平衡方法和装置
Kirk et al. Synchronous Thermal Instability Prediction For Overhung Rotors.
Hong et al. Vibration failure analysis of multi-disk high-speed rotor based on rotary inertia load model
Meinzer et al. Design of a Single Stage Turbine for the Quantification of Aerodynamic Damping
CN114218694A (zh) 一种圆柱滚子中介轴承处轴的弯曲变形偏转角确定方法
Racic et al. Practical balancing of flexible rotors for power generation
Sahay et al. Turbocharger rotordynamic instability and control
Sass Literature research on experimental investigations of automotive turbocharger rotordynamics
Corcoran et al. Advances In Gas Turbine Couplings.
Popov et al. Test centrifuge rotor balancing based on 3D model
CN116187096B (zh) 一种基于响应面法的高压涡轮前、后轴颈构形设计方法
Aksoy et al. Structural evaluation and testing of swept compressor rotor
CN117688760A (zh) 转子***突加不平衡振动响应的动力学特性相似分析方法
Li et al. Effect of the Supports’ Positions on the Vibration Characteristics of a Flexible Rotor Shafting

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant