现代飞机追求优越的机动性能,使得其航空发动机在飞机横滚、偏航、俯仰等机动飞行过程中不可避免承受附加的机动载荷,同时在着舰或着陆时受到突加的瞬时大过载基础冲击载荷,这些载荷都是机动飞行带来的附加载荷。转子系统是航空发动机等旋转机械重要的部件,诸多学者开展了相关研究,内容涵盖转子动力学分析
[1-2]、故障研究
[3-5]以及动力特性试验
[6-8]等方面的研究工作,转子系统在飞机机动飞行条件下会产生附加的机动载荷,这些附加载荷会对转子系统产生附加的不利影响,轻则加剧转子系统振动,重则危及飞行安全。转子系统在机动飞行条件和附加载荷下的振动特性决定发动机能否满足飞机在快速机动等特殊作战环境和起降落方式下的安全运行,影响航空发动机的整体性能。因此,研究机动飞行条件下航空发动机转子系统的振动特性具有非常重要的工程意义。
现综述机动飞行条件下航空发动机转子系统振动特性研究进展,归纳总结涉及的全机落震试验、机动飞行条件下转子系统动力学特性仿真分析与试验、基础激励载荷下转子系统振动特性建模分析与试验等方面研究的中外进展,指出当前研究在真实机动飞行工况模拟、考虑气动载荷的影响、热-固-气等多场耦合、多向多自由度机动飞行载荷施加设备研制和试验等方面的不足,后续应针对这些不足开展进一步深入的研究,同时由于机动飞行条件下会使转子系统振动响应突然变大,极易引发碰磨等故障,未来应重点加强机动飞行条件下的振动抑制/控制方面的研究,以期为航空发动机转子系统在机动飞行条件下的结构安全设计提供参考。
1 全机落震试验
飞机着陆/着舰是机动飞行的一种形式,在着陆/着舰时,飞机承受来自平台的基础冲击载荷,该载荷具有瞬时、突增等特点,该载荷危及飞机和航空发动机的飞行安全。因此,国外早期就将抗冲击载荷试验作为航空设备重要的考核项目,通常采用整机落震方式开展。美国早在2009年就开展了相关研究,在F-35舰载机的研发阶段,实施了全机落震试验,相关情况如
图1所示。考虑到使用整机进行此类试验会带来高昂的成本与极大的风险,试验团队在执行时采用了替代方案:使用假件来模拟发动机与电子系统,以确保这些替代件的惯性特性与真实部件保持一致;同时,以水作为燃油的替代品,并精确控制重心位置。试验过程中,借助升力装置来模拟飞机的降落状态,并严格按照飞机的着舰质量来设定试验参数。并且美国Naval Air Systems Command
[10-12]将全机落震试验作为研制过程中必须考核的项目,然而,由于国外对中国的技术封锁,无法获取翔实的试验细节。
在该方面的研究中国进展较为缓慢,姚念奎等
[13]结合固定翼舰载机的特点,并在充分研究飞机设计和试验规范的基础上,给出了固定翼舰载机全机落震试验的工程方法;豆清波等
[14-15]开展了舰载机整机落震试验方法研究,如
图2所示,用两台吊车通过钢丝悬挂绳将飞机整体吊起,吊车1位于飞机中部靠前位置,吊车2位于飞机尾部,并根据质心位置调整钢丝悬挂绳的长度,在钢丝悬挂绳下部位置设置1号爆炸螺栓和2号爆炸螺栓,试验时,启动爆炸装置,飞机自由下沉跌落至平台,可通过挂绳的高度模拟飞机跌落高度和速度;同时,针对试验期间机翼升力的模拟、试验件航向速度的调控,以及机体动态载荷的测量等核心技术难题,研究团队提出了相应的解决策略。
上述整机落震试验通过全尺寸结构动力学响应测试,为验证舰载机着舰/着陆工况下的冲击适应性提供了重要工程验证手段。然而,现有试验方案存在两项关键技术局限:其一,试验过程中发动机转子系统处于静态约束状态,未能真实反映实际服役工况下转子高速旋转产生的陀螺效应、气动载荷激励及旋转惯性力场等多物理场耦合作用;其二,全机级试验虽然能够获取整体结构抗冲击性能参数,但受限于试验成本高昂、风险系数大等技术瓶颈,难以开展多参数耦合工况下的系统性研究。因此,亟须构建考虑旋转部件动态特性、突破传统准静态假设的试验方法体系,重点发展基于缩比模型或部件级试验装置的多场耦合冲击试验技术,以实现着舰冲击载荷与旋转机械载荷的同步加载及动态响应测试,为航空发动机抗冲击设计提供更精准的力学边界条件。
2 机动飞行条件下转子动力学特性
机动飞行条件下,快速的机动变化产生的附加机动载荷(如离心载荷、陀螺力矩等)通过发动机承力结构和支承结构传递至转子系统,此时转子系统处于非惯性坐标系中,使得在机动飞行条件下转子系统的建模和动力学特性分析十分复杂。中外学者在机动飞行条件下发动机转子动力学建模及动力学特性分析方面进行了大量的理论研究和试验研究,并取得了较为丰硕的成果。
2.1 数值仿真
在转子系统建模方面,Geradin等
[16]最早提出了考虑飞机的机动飞行对转子系统动力特性影响的有限元分析方法,但是并没有给出详细的建模过程和分析结果;Han等
[17]考虑了挤压油膜阻尼器(squeeze film damper,SFD)的非线性特性,将机动飞行条件下的转子系统进行了有限元离散,研究表明机动飞行时转子振动响应具有瞬态突增的特点,SFD能有效抑制机动飞行带来的瞬态响应。在解析法计算方面,Okamoto等
[18]采用Lagrange能量法,推导了基础俯仰或水平旋转条件下悬臂单盘转子的运动方程,开展了动力学特性分析,通过试验表明,基础转动引起的陀螺力矩会给转子的振动响应带来影响,这种影响的显著程度与试验转速呈线性变化。Das等
[19]通过开展柔性偏置盘转子在俯冲或转弯机动飞行时的瞬态响应研究,表明飞机机动飞行时附加惯性力和参数激励会对转子系统响应产生较大影响,且其横向振动响应随飞行速度的升高、俯冲深度的增大而不同程度地增大。
中国在机动飞行条件下转子系统振动特性建模研究方面也开展了相关研究。机动飞行条件下,转子系统表现出很强的非线性特性,侯磊
[20]就机动飞行环境下的非线性动力学进行了较为系统的研究,以机动飞行环境下的非线性弹支转子系统为研究对象,系统开展了转子在Herbst机动
[21]、水平盘旋
[22]、垂直平面内正弦机动
[23]以及爬升-俯冲
[24]等机动环境下的非线性响应分析;此外还以带非线性弹支的Jeffcott转子为研究对象,建立其在机动飞行下的Lagrange运动微分方程,开展了机动载荷对转子系统幅频特性和轴心偏移量的影响分析
[25],发现机动载荷会使转子幅频特性出现二次跳跃现象,转子轴心偏移量与机动载荷呈现线性关系增大的特点;朱洋等
[26]、高天
[27]和刘凯凯等
[28]研究了机动飞行条件下转子系统的非线性动力学行为,获取了机动过载下转子系统非线性特征;陈毅等
[29]建立水平盘旋机动飞行条件双转子动力学模型,针对机动载荷对双转子主共振特性影响规律开展研究,结果显示机动飞行条件转子存在振动突变和双稳态非线性现象,水平盘旋机动载荷增大会导致双转子系统存在“刚度增强效应”;贾胜锡等
[30]则以工作特性特殊的弹用涡轮发动机转子为研究对象,分析了横滚机动和常规机动对转子系统动力特性的影响,表明横滚对动力特性不会产生实质性影响,而常规机动会增加转子碰磨风险。
机动飞行条件下,转子系统置于非惯性坐标系中。祝长生等
[31-32]以带双发的飞机为例,建立了飞机坐标系,如
图3所示,滚转、俯仰和偏航分别表示飞机绕竖轴
OGxG、横轴
OGyG、纵轴
OGyG的转动,通过运用Lagrange方程,构建了发动机转子系统在任意空间机动飞行条件下的非线性动力学统一模型。模型分析结果显示,飞机的机动飞行操作会导致转子系统中产生非周期性的附加激励力、阻尼变化以及刚度效应,致使转子运动轨道发生偏移,易引起局部碰磨。因此,在航空发动机转子动力特性分析时须考虑飞机机动飞行带来的影响,避免发生故障。
为提高性能,航空发动机转子系统多采用双转子结构,李杰等
[33-34]采用Lagrange方程构建了机动飞行情境下双转子与支承系统相互耦合的动力学模型,该模型充分考虑了中介轴承的耦合效应以及陀螺力矩对系统的作用,进而对耦合后的双转子系统动力学特性展开了深入分析。同时进行了跃升、横滚飞行状态下的实验研究,结果与数值模拟结果吻合度良好。
徐敏等
[35-37]针对双盘悬臂转子,在水平盘旋和俯冲拉起这两种典型的机动飞行情境下,分别构建了相应的转子振动微分方程,并采用4阶龙格库塔法对该方程进行了数值求解。此外,采用同样方法建立了支撑在非线性SFD上的Jeffcott转子系统运动微分方程,研究了SFD对机动飞行引起的瞬态振动的抑制作用。
然而,现有关于机动飞行条件下转子系统动力学特性的建模分析工作,其研究对象多聚焦于简化程度较高的Jeffcott转子模型(即对称偏置单盘转子系统)。此类理想化模型与航空发动机转子系统实际存在的复杂几何构型存在显著差异。尽管相关研究成果在揭示动力学机理层面具有理论参考价值,但由于未能充分表征真实机动飞行工况下转子系统面临的复杂边界约束条件,其工程适用性受到明显制约。此外,实际机动飞行过程中航空发动机转子系统始终处于气动载荷、热载荷、惯性载荷及非线性力载荷等多物理场耦合作用环境之中。现有研究体系尚未建立考虑气动载荷、热致结构变形、流固耦合作用等复杂物理机制的跨尺度分析模型,导致对转子系统动力学行为的预测精度与实际服役状态存在偏差。因此,迫切需要构建面向航空发动机转子系统的多物理场耦合动力学分析框架,重点突破复杂边界条件表征、气动载荷等效建模、热-固-气耦合效应量化分析等关键技术,为实现转子系统在典型机动飞行包线内的动力学特性精准预测与结构安全设计提供理论支撑。
2.2 实验研究
机动飞行时转子系统承受复杂的离心载荷、陀螺力矩等附加载荷,使得其在飞行条件下的动力学特性十分复杂,为研究转子系统在机动飞行条件下的动力学特性,很多学者开展了实验研究。国外公开的相关资料较少,White等
[38]在飞行试验中发现机动飞行会对转子的轴承产生影响转子正常工作的附加载荷;Lin等
[39]研究了在垂直面和水平面做恒定速度和加速度机动的转子系统振动特性。在中国,林富生等
[40]采用简单的Jeffcott转子模型,研究了飞行速度、加速度变化对转子的振动影响;张群岩等
[41]建立了航空发动机转子一般离散模型,利用某型发动机的试飞数据进行了分析,验证了模型的准确性;杨蛟等
[42-43]基于双转子模型实验台(如
图4所示),系统开展了俯仰、横滚及偏航等典型机动飞行工况下的航空发动机双转子动力学实验研究。通过测试不同机动动作下转子系统的振动响应特性,实验揭示:当系统执行横滚匀速机动与俯仰匀速机动时,转子部件会因惯性效应产生瞬态附加离心力与陀螺力矩,此类非定常载荷对转子系统瞬态振动幅值具有显著调制作用;白雪川等
[44]则研究了俯冲、偏航、横滚以及俯冲-偏航耦合运动时双转子系统的振动响应的影响,实验表明机动飞行附加的离心载荷和陀螺力矩对转子轴心轨迹、振动响应具有显著的影响。
郑楠
[45]建立了任意机动飞行条件下转子系统运动微分方程和有限元模型,基于
图5所示机动过载模拟试验台研究了平飞、机动转弯、横滚等不同工况对振动响应的影响,开展了机动飞行条件下中介轴承-SFD-双转子系统振动特性研究,但研究对象为结构简单的模拟转子,与实际航空发动机转子结构相差较大。
范翔南等
[46]针对机动飞行下转子系统振动响应分析提出Vold-Kalman 滤波方法,并在陀螺转子动力学试验台上(
图6)进行了验证,结果表明该方法可有效提升机动飞行下转子支承系统振动信号处理与分析的准确度和效率。
结合上述研究现状,目前的研究主要集中于机动飞行条件下的转子系统动力学特性建模、分析以及机动飞行附加载荷对转子系统振动响应的影响等理论分析。此外,当前中外针对机动飞行条件下转子系统振动特性的试验研究较少,且多采用实验室转子和结构简单的Jeffcott转子等,研究具有一定的理论指导意义,也可为试验方法提供一定的借鉴,但由于实验的边界条件与实际飞行条件下航空发动机转子系统差异较大,实验对象远没有航空发动机转子系统复杂。另一方面,飞机在机动飞行时,会带来不同方向的附加载荷,有时同时承受多向多自由度的附加载荷,然而当前实验载荷多为单自由度单方向,应加强多向多自由度的试验设备研制和试验方法的研究。
3 基础激励载荷下转子振动特性
3.1 基础激励载荷下转子系统建模及分析
航空发动机安装在飞机上,相对于转子系统,不可避免地承受飞机作为基础提供的外部激励载荷,基础激励载荷作为一种特殊的机动飞行附加载荷,可能引起转子系统振动加剧,影响转子系统的正常运转。国外开展研究较早,早在20世纪90年代,Sakata等
[47-48]就针对简支柔性转子系统在基础转动时的稳态响应进行了研究,分析了系统在基础转动时的动力学响应;Duchemin等
[49]基于Rayleigh-Ritz方法推导出了带偏置盘转子的运动微分方程,就基础简谐转动时转子系统在临界附近运转稳定性问题进行了分析;Driot等
[50]基于多尺度法和规范形理论针对柔性单转子在基础激励下的动力学进行了理论分析,并予以了实验验证。
相比于国外,中国在该领域的研究开始于21世纪初,起步较晚。谢最伟等
[51]提出一种复数域内转子系统冲击响应计算方法,无需坐标解耦但仍可以利用线性叠加法进行响应求解,并通过一个工程实例进行验算,表明该方法可以满足工程要求。游震洲等
[52]针对基础采用弹性支承的Jeffcott转子系统,构建了考虑转子-基础随机外部激励作用的碰摩耦合故障动力学分析模型。通过该模型对随机激励工况下转子系统的动力学响应特性展开研究,结果表明系统在外部激励作用下会呈现周期性振动、倍周期分岔以及混沌运动等复杂非线性动力学特征。贺少华等
[53]基于牛顿运动定律、动量矩守恒原理以及Timoshenko梁理论框架,系统推导了基础冲击载荷作用下转子-轴承耦合系统的动力学微分方程。该方程全面考虑了转子旋转产生的惯性效应、剪切变形作用、陀螺力矩、轴向载荷、扭矩传递以及轴承油膜动态特性等关键物理因素,为分析复杂工况下转子系统的动力学行为提供了理论模型支撑,并通过实验验证了方法的正确性。贺少华等
[54]提出了平均速度NewMark法和Riccati传递矩阵法相结合的方法,针对受到基础冲击的转子系统开展瞬态响应计算,并通过实验验证算法的准确性;此外,贺少华等
[55]提出一种考虑阻尼效应的转子系统冲击响应分析方法,应用工程实例将该方法与时域分析的计算结果进行了比较,结果表明该方法可以满足工程要求。杨泽东
[56]以基础脉冲激励下的转子系统为研究对象,运用Newton-Raphson法求解轴承非线性力和转子系统运动微分方程,建立了一种高效求解含非线性转子系统基础脉冲激励作用下响应的计算方法;开展了基础脉冲激励下转子—轴承系统瞬态响应特性试验研究,对分析模型和分析方法的有效性和正确性进行了验证。纪进召等
[57]采用集中质量法建立了滑动轴承-转子系统计算模型和运动微分方程,采用有限差分法计算瞬态非线性油膜力,分析了冲击激励施加时对系统动力学响应的影响。徐敬岗等
[58]构建了一种结合有限元法与集中质量法的转子系统耦合动力学模型,并运用该模型深入探讨了基础激励对系统动力学特性的作用机制。陈润田等
[59]针对基础激励引发的转子碰撞失稳问题,对电磁轴承柔性转子系统在基础平动激励条件下的振动位移响应特性及其控制策略展开了研究。陈曦
[60]将基础运动激励与转子系统相结合,引入包括惯性坐标系(
Ogxgygzg)、机体坐标系(
OGxGyGzG)、基础坐标系(
Oxyz)和转子局部坐标系(相对于基础的运动坐标系,
Orxryrzr),如
图7所示。此外,提出一种研究基础运动激励条件下单/双转子系统动力学特性的系统化方法,并针对基础运动激励条件下转子系统的动力学特性开展了系统而深入的理论和试验研究。
3.2 基础激励载荷下转子振动特性试验
转子系统在基础激励载荷下的振动特性直接决定航空发动机性能的稳定以及飞机的安全,需要开展相关试验研究以获取转子系统在基础激励载荷下的真实振动特性。在转子系统基础振动问题试验研究方面,Ganiev等
[61]采用解析分析法构建了刚性陀螺仪-轴承耦合系统在三向正弦加速度联合激励作用下的稳定性分析模型,系统揭示了基础激励对陀螺系统稳定性的作用机制;Kuz’ma
[62]针对随机载荷激励工况,开展了转子-轴承系统的随机稳定性理论分析,重点考察了非确定性激励对系统失稳边界的影响规律;Duchemin等
[49]通过理论建模与实验验证相结合的方法,深入研究了基础激励下柔性转子系统的非线性动力学特性,基于拉格朗日方程和瑞利-里兹变分原理建立了系统运动微分方程,采用多尺度法解析了基座正弦转动激励引发的参数共振现象,并通过实验测试验证了理论模型的预测精度;el-Saeidy等
[63]建立了考虑基座激励与质量偏心耦合效应的刚性转子动力学模型,针对线性轴承支承条件下的转子系统,通过时域解析解与实验测量数据的对比分析,系统揭示了谐波激励与质量不平衡共同作用下的动力学响应特征。
蔡群
[64]提出了转子-轴承系统刚柔耦合建模方法,分析了不同形式的基础激励的附加激励力表达式,通过仿真和实验,获得了不平衡激励和基础激励下转子-轴承系统的振动响应规律;陈伟等
[65]设计了典型结构特征相似的转子-支承-机匣系统试验器(
图8),针对航空发动机转子系统运转过程中受到基础冲击激励的问题,在立柱式落震试验台(
图9)上进行了试验研究,通过调整试验器的安装姿态模拟冲击激励的方向,得到了振动响应特征。结果表明:基础冲击激励瞬时转子系统具有明显的冲击效应,转子系统瞬态振动响应加剧并激起转子的正反进动和横向振动模态。相比于横向冲击,纵向基础激励更能影响转子系统的振动特性。然而,其转子运转最高转速仅为7 000 r/min,远低于航空发动机工作转速。
颜文忠等
[66]则以Jeffcott转子为对象研究了基础横向振动幅值和振动频率对安装在柔性基础上的转子系统横向振动的影响,结果表明,基础振动对转子动力特性的影响具有方向正交性;杨泽东
[67]提出突加高能基础激励载荷下转子瞬态响应分析方法,并通过试验研究验证了所建立的模型和分析方法的正确性;聂卫健
[68-69]基于等效和动力学相似原则,设计了与真实转子1∶1的全尺寸模拟转子(该转子的轮盘采用模拟盘设计,其余结构与真实航空发动机转子结构一致),验证了该转子动力特性与真实转子具有良好一致性,提出在振动台上开展基础冲击载荷下航空发动机转子振动特性的试验方法,建立了考虑挤压油膜阻尼器的非线性油膜力的转子运动微分方程,开展了航空发动机转子系统在基础冲击载荷下的瞬态振动响应分析和试验研究;此外,文献[
70-
71]还开展了不同特征转速、载荷大小、冲击方向和冲击脉宽对转子振动响应的影响,获取了突加基础冲击载荷下转子瞬态响应和轴心轨迹,揭示了突加基础冲击载荷下转子振动响应的一般规律,试验的最高转速为转子额定工作转速(跨两阶弯曲临界),施加的基础冲击激励载荷达12
g(
g为重力加速度)。系统的研究表明:转子系统承受基础冲击载荷瞬时振动响应突然变大,随后衰减恢复至冲击前的稳定状态(
图10),并且冲击瞬时振动响应频率成分非常复杂,转子在振动台上的安装测试示意图如
图11所示,在振动与冲击台上的安装实物照片如
图12所示。以上研究为突加基础冲击载荷下的航空发动机转子振动特性响应提供了分析、试验方法,也为航空发动机在突加基础冲击载荷下的结构安全设计提供了参考。
Chen等
[72]采用与有限元法相关的Lagrange原理,基于Timoshenko模型开展了基础激励下的双转子系统振动特性研究,结果表明,不同的旋转方式(向前、向后或者两者同时)可能会相互激励,研究有助于与基础运动相关的双转子系统的设计和振动分析;张欢
[73]建立了考虑基础运动下的转子运动微分方程和动力学特性模型,通过分析获取了基础冲击激励作用下转子系统的瞬态响应。此外,还研究了SFD在基础激励载荷下的减振作用,表明SFD可降低冲击载荷下的振动响应,对于运转状态的转子系统,其瞬态冲击响应与冲击施加的时机有关。
综上所述,当前中外学者针对转子系统基础振动问题已开展大量理论与试验研究,但现有研究体系存在三项关键技术瓶颈:其一,研究对象多集中于Jeffcott转子或结构简化的实验室级转子系统,虽可获得具有工程参考价值的定性规律,但模型参数与真实航空发动机转子系统的多物理场耦合特性存在显著差异;其二,现有1∶1比例试验采用模拟转子,但未计入气动载荷与多场耦合效应,且激励加载方式多为单向简谐激励,难以真实反映多向动态载荷耦合作用;其三,针对基础激励引发的非线性瞬态响应特征缺乏系统性研究,尤其对转子系统在强冲击载荷作用下的振动抑制机理与主动控制策略尚未形成完整理论体系。基础激励引发的瞬态振动响应具有显著的幅值突增特性,其非线性动力学行为极易诱发转静子部件碰磨故障,严重威胁转子系统运行安全性。然而,当前针对基础激励载荷下转子振动响应的抑制和控制相关的研究偏少,亟须构建考虑真实航空发动机服役环境的多场耦合动力学模型,并探索转子在基础激励载荷下的新型振动抑制/控制方法,以全面提升转子系统在复杂工况下的运行可靠性。
4 结论与展望
针对全机落震试验、机动飞行条件下转子动力学特性分析与试验、基础激励载荷下转子振动特性建模分析与试验等方面内容的研究进展进行了归纳,综述了机动飞行条件下航空发动机转子系统振动特性研究进展,指出了当前研究在真实机动飞行工况模拟、热-固-气等多物理场耦合下动力学特性建模分析、多向多自由度机动飞行载荷施加设备研制和试验等方面的不足,此外出于安全考虑,避免引发故障,应着重开展机动飞行条件下转子振动抑制/控制研究,总结与展望如下。
(1)全机落震试验可以模拟考核飞机在着舰/着陆时的抗冲击性能,但以整机为试验对象,存在研制成本十分昂贵的“痛点”以及转子系统不能实现高转速运转的“难点”,无法模拟转子系统在高速旋转状态尤其是满功率运行状态下飞机着舰/着陆时发动机的整体抗冲击性能和转子系统的振动特性,后续应按照“部件到整机、静态到动态”逐步深入开展相关研究。
(2)当前针对机动飞行条件下的转子系统动力学分析对象结构简单,多为实验室转子和模拟转子,结构与边界条件与机动飞行条件下转子系统的差异较大,尤其在气动、温度场影响等方面未开展相关分析和试验,难以推广至复杂航空发动机转子系统,应加强实际边界模拟、热-固-气多场耦合以及气动载荷的影响等动力学特性建模分析。
(3) 飞机在机动飞行时,会同时带来不同方向的附加载荷,同时承受多向多自由度的附加载荷,然而当前机动飞行条件下转子动力学特性实验载荷多为单自由度单方向施加,无法模拟机动飞行条件下转子受到多自由度多方向的机动附加载荷,应加强该方面的试验设备研制和试验方法研究,以突破同时实现多方向的载荷施加和试验技术,更加真实地模拟机动飞行条件下的载荷。
(4) 基础激励载荷作为一种特殊的机动飞行附加载荷,对转子系统振动特性具有显著的影响,然而多方向同步施加基础激励载荷的试验技术尚未突破,应尽快开展多方向同步施加基础激励载荷的试验技术研究。
(5) 转子系统受到基础激励载荷时表现出很强的冲击效应,瞬时振动响应突增,极易引起转静碰磨等故障,危及转子系统运行安全,亟须构建考虑真实航空发动机服役环境的多场耦合动力学模型,并探索转子在基础激励载荷下的新型振动抑制/控制方法,为航空发动机结构安全设计和服役条件下稳定运行提供技术支撑。
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