刘 棣 ，李 超 ，马艳红 ，洪 杰

（1.北京航空航天大学航空发动机研究院，北京100191；2.中国科学院工程热物理研究所，北京100190）

0 引言

小涵道比涡扇发动机具有高负荷、高转速、轻质化特征，在遭遇叶片飞失、外物打伤等恶劣工况时，支承结构的安全性问题成为决定航空发动机生存能力的关键[1-2]。叶片飞失瞬时转子冲击和减速过临界会对支承结构产生巨大载荷，严重威胁支承结构的承载能力，有必要研究叶片飞失背景下支承结构的安全性问题。

针对极限载荷下转子系统支承结构载荷分析，彭刚[3]建立了大涵道比悬臂转子模型，揭示转子受到持续的冲击、碰摩作用过程中，转子振动响应和轴承支反力响应特征；洪杰等[4]通过试验证明了突加不平衡瞬时具有显著冲击效应，转子系统瞬态振动响应加剧；刘璐璐等[5]根据大涵道比涡扇发动机的结构特征，设计了模拟叶片丢失的转子试验台，研究了发动机叶片丢失后整机结构响应与载荷传递规律；陈雪莲等[6]模拟了叶片脱落对转子-盘片系统振动响应的影响；Wang等[7-8]通过理论和试验，分析了关键参数对突加不平衡激励下转子系统的影响规律，为支承结构安全性设计奠定了理论基础；Sinha 等[9]分析了风扇叶片丢失对转子系统各支点的影响规律，结果表明靠近风扇的支点影响最大，其载荷的峰值远大于其他支点；曹宏瑞等[10]进一步揭示叶片飞失极限载荷下转子系统支承结构的轴承破坏机理；针对支承结构安全性设计策略，Daniel G P[11]通过调整支点位置、数目，选取合适的轴承及优化支承结构布局，改善支承结构刚度特性，达到控制支点动载荷及优化转子动力特性的目的；……