航空发动机工作转速高且变化范围大、载荷环境复杂，其转子系统的振动控制问题一直是发动机研制过程中的技术难题。可控刚度支承结构设计可以在不改变转子结构形式和运行功能的前提下主动调整转子的动力学特性，在发动机转子系统的减振设计中具备很好的应用前景。

航空发动机转子的振动问题不仅会严重影响发动机的性能，同时也会对飞行器的安全性和可靠性造成巨大威胁^[1]。为了实现特定的功能，转子的形式一经确定后不可更改，因此对于转子系统的减振问题一般从支承位置入手，通过改变支承刚度来调节转子的动力学特性，从而达到一定的减振效果。目前，航空发动机中常引入弹性阻尼支承结构以降低转子的临界转速，从而降低转子在工作和共振状态下的振动响应，但传统的弹性支承等被动减振结构刚度恒定，减振效果有限，无法应对转子越来越多变的运行工况。

可控刚度支承结构可以在不改变转子结构形式的前提下，根据需求对支承刚度进行调整，从而实现多工况下的振动抑制。目前研究中主要有被动和主动两种常见形式的可控刚度支承结构设计。其中，被动可控刚度支承结构主要指的是大涵道比涡扇发动机中针对叶片丢失故障所设计的熔断支承结构，这种结构在转子遭受高能冲击载荷瞬间可以被动降低支承刚度，保证转子安全降速；主动可控刚度支承结构主要是针对转子常规运行工况所进行的设计，随着形状记忆合金等智能材料的出现和发展，越来越多新形式的主动可控刚度支承结构设计相继出现，其在转子系统的振动主动控制方面的适用性也得到了广泛的研究，对于现役航空燃气涡轮发动机的减振设计具有很好的应用前景。

可控刚度支承结构减振原理

可控刚度支承结构主要通过主动、半主动或被动形式改变支承的刚度，从而改变转子的动力学响应特性，实现对转子系统的振动控制。其应用之一主要体现在大涵道比涡扇发动机应对极端恶劣工况（如风扇叶片丢失故障）的安全性设计方面。以目前航空发动机风扇转子前支点常用的熔断支承结构为例，其作用原理如图1（a）所示。当发动机突发叶片丢失故障时，转子上的不平衡激励大幅增加，熔断支承结构在超大不平衡载荷作用下被剪断，丧失支承功能，从而使转子系统的临界转速和共振响应大幅降低，保证转子系统安全降速至风车转速。

可控刚度支承结构的另一应用对应于常规工况下转子无共振峰值的设计思想，该思想的实现原理如图1（b）所示。在转子升降速过程中，通过在原不平衡响应曲线（蓝色和红色所示）交点对应转速附近切换支承刚度的大小，理论上可使转子系统的响应沿“×”所示路径变化，避开临界转速下的共振，保证整个升降速过程的振动响应处于一个较低的水平。

可控刚度支承结构设计

被动可控刚度支承结构

被动可控刚度支承结构主要应用于风扇叶片丢失故障转子系统的安全性设计。该设计旨在针对风扇叶片丢失故障，降低转子系统的振动响应及外传载荷，提高航空发动机的安全性和生存能力。目前，依据改变支承刚度的设计思路，已提出的支承结构设计方案在结构形式、功能实现途径上均存在较大差异，根据支承刚度的不同变化特点，主要可以分为增大支承刚度设计、降低支承刚度设计（对应部分熔断设计）、切断支承刚度设计（对应完全熔断设计）等几种设计形式。

增大支承刚度设计的思路是，当支点处振动幅值增大时，引起支承结构连接位置或接触状态产生变化，从而使支承结构的刚性提高，进而限制转子在支承位置的振动幅值。以斯奈克玛公司（现赛峰集团）设计的变刚度限位支承结构^[2]为例，该支承结构正常运转时支承刚度仅由鼠笼弹性支承提供；当转子不平衡量增大后，转子振动使鼠笼随之振动，轴承座与刚性较强的锥壳前缘相挤压，接触状态发生变化，通过锥壳的附加刚度限制转子的位移，如图2所示。虽然变刚度限位支承结构能够抑制大不平衡激励下转子的振幅，但是该结构不仅没使外传力降低，反而由于支承刚度的提高，使外传载荷大幅上升，可能引起轴承滚子压溃故障，导致转子卡滞。因此，该类结构方案尚未在工程实践中得到应用。

降低支承刚度设计的思路是，在该类支承结构中设置两条承力路径，其中一条承力路径设计有强度薄弱环节，在突加大不平衡载荷作用下，该强度薄弱环节受到冲击振动而被剪断，使支承结构丧失部分承载能力，从而降低支承刚度。斯奈克玛公司同样设计了一种以易剪螺栓为薄弱环节的降低支承刚度结构^[3]。当转子系统正常运转时，风扇轴前支点的支承刚度由外锥壳和内锥壳共同提供；而当出现大不平衡载荷时，易剪螺栓被瞬时剪断，风扇轴前支点的支承刚度仅由内锥壳提供，由此实现削弱支承刚度。罗罗公司用薄壁锥壳替代易剪螺栓进行了图3所示的降低支承刚度结构设计^[4]，当薄壁锥壳断裂后，环腔结构被破坏，支承刚度大幅度降低。这类设计对转子系统动力特性带来的影响体现在两方面：一是可以降低支点的振动外传力，避免引发轴承滚子压溃和转子卡滞故障；二是可以大幅降低系统的临界转速，保证转子降速过临界时的振动水平有效降低。但这类支承结构的薄弱环节在剪断瞬间会使转子系统的支承刚度突变，产生冲击效应，增加转子系统运行的不稳定性。

切断支承刚度设计与降低支承刚度设计的设计思路相似，同样通过支承结构强度薄弱环节的剪断失效实现支承刚度的降低，不同的是切断支承结构仅存在一条承力路径，当强度薄弱环节失效后，支承位置将完全失去承载能力。典型的切断支承刚度结构设计方案为GE公司的风扇前支点支承锥壳薄弱设计^[5]，其总体结构如图4所示。该结构的薄弱环节设置在锥壳位置，当载荷过大时，薄壁段被动断裂，从而直接切断风扇轴前支点的约束。联合技术公司设计了类似的切断结构^[6]，但其薄弱环节通过易剪螺栓实现。此外，GE公司和罗罗公司还在轴承座附近设计了熔断薄弱结构，在超大突加不平衡载荷冲击下，薄弱结构剪断使轴承座失效，由此降低转子支承刚度和外传载荷。这类设计能够降低转子系统的临界转速，使支点外传力下降至零，但由支承刚度突变产生的冲击效应比降低支承刚度设计更为显著，同时会使剩余两支点轴承的负荷大大提高。此外需要注意的是，该类设计在支承薄弱环节切断失效后，低压转子由三支点支承突变为两支点支承，结构的振动形式将完全改变，这是该类设计与降低支承刚度设计对转子动力学特性影响的最大不同之处。

主动可控刚度支承结构

在主动可控刚度支承结构的工程应用探索方面，主要的技术实现途径有电磁轴承和基于形状记忆合金（SMA）等智能材料的智能支承结构等。

电磁轴承是一种利用电磁力实现对转子稳定悬浮的新型支承轴承，于20世纪60年代中期开始得到广泛的发展。由于电磁轴承的等效支承刚度和支承阻尼均可以通过调节对其所施加电磁力的大小进行调整，因此其在发动机特别是未来全电/多电发动机转子系统的振动主动控制中具有很好的应用前景和发展潜力。而针对现役的航空燃气涡轮发动机，研究和设计更多的是基于SMA等智能材料的可控刚度支承结构。

SMA是一种金属智能材料，具备两条异于其他材料的特殊性质：一是具有形状记忆效应，即当SMA在低温环境下受到较大的外界载荷作用产生塑性形变后，可以通过加热产生恢复力，使其恢复至原来的形状；二是可以在不同温度下发生马氏体相（低温相）和奥氏体相（高温相）的转变，在力学特性上表现为材料弹性模量的转变。根据上述两条性质，国内外学者探索设计出了不同形式的SMA主动可控刚度支承结构，用于转子系统的振动控制。

基于SMA形状记忆效应驱动力所设计的主动可控刚度支承结构的类型相对较少，目前已知的几种结构形式主要如图5（a）所示。一种形式是在普通鼠笼的笼条间间隔布置SMA笼条或SMA拉杆，当对SMA笼条或拉杆进行加热时会使其产生轴向恢复力，间接地可以提高支承的径向刚度。另一种形式是在轴承安装座与框架之间布置楔形块，通过SMA的变形恢复驱动力控制楔形块的插入深度，从而改变支承刚度。

基于SMA温变导致相变性质所设计的主动可控刚度支承结构的主要类型如图5（b）所示。其主要特征是在轴承安装座和支承框架之间沿径向布置若干SMA支承杆或SMA弹簧丝，直接对轴承提供径向支承，当温度改变时，SMA杆或SMA弹簧丝的弹性模量随之改变，从而直接改变支承的径向刚度。在此基础上，部分学者提出了另一种SMA作动器与鼠笼弹性支承并联形式的新型支承方案。这种方案通过常规鼠笼弹性支承为转子系统提供基础的支承刚度，通过并联的SMA金属橡胶作动器实现主动变刚度功能。此结构中丝状缠绕的SMA金属橡胶不仅可以大幅提高支承结构的承载能力，同时还可以提供很好的阻尼效果。

此外，也有学者基于SMA和手性超材料结构设计出了可以同时应用于常规工况和风扇丢失故障工况减振设计的主动可控刚度支承结构，该结构由SMA四边形手性单胞作动元件和折返式鼠笼并联而成，如图5（c）所示。常规工况下，SMA手性元件和鼠笼共同对转子起到支承作用，调节支承结构的温度可使SMA手性元件相变，进而改变支承刚度。恶劣工况下，SMA手性元件受到高能冲击载荷作用产生较大变形以致屈服，转子支承刚度（仅由鼠笼提供）大大降低，保证转子系统可顺利降速通过临界转速；降速至风车转速后，通过加热可使SMA手性元件变形恢复，进而使转子支承刚度也恢复至初始水平，大大提高风车阶段转子的运行稳定性和安全性。该可控刚度支承结构同时具备高刚度、高阻尼、高抗冲击能力等优点，但也存在体积尺寸大、控制时间长等不足。

国内相关学者对主动可控刚度支承结构在转子减振方面的应用也开展了相关研究。2001年，天津大学王洪礼等^[7]针对辐条式SMA可控刚度支承结构，结合时变控制理论和参数估计中的梯度算法，为变支承刚度过程中转子系统因参数时变导致瞬态响应的问题提出了解决方案。2015年，北京航空航天大学马艳红等^[8]设计了前面所述的SMA金属橡胶式可控刚度支承结构，并将其安装于转子上进行了相关试验。结果表明控制SMA金属橡胶元件的温度可以显著改变转子临界转速；在升降速过程中，转子最大振幅可降低约16%，具备较好的减振效果。2023年，南京航空航天大学金福艺等同样基于SMA设计了弹簧式的可控刚度支承结构，并选用合适的控制策略对转子系统的减振效果进行了验证。

结束语

熔断式结构形式设计的被动可控刚度支承结构已广泛应用于大涵道比涡扇发动机中，以应对恶劣工况的安全性设计；以SMA为主的主动可控刚度支承结构对于航空发动机转子系统的振动抑制表现出了良好的应用前景，但在结构尺寸、响应速度、控制策略等方面还有待完善。采用可控刚度支承结构提升航空发动机对高能载荷的容忍性，实现全转速范围内满足振动低峰值的设计要求，是未来航空动力装置结构设计的必然趋势。面向低振动响应、高稳定性、高安全性的转子系统研制需求，需进一步发展兼具结构简单、可控刚度范围大、调控速度快、稳定性高的可控刚度支承结构，建立适用于柔性转子系统的强鲁棒性的可控刚度支承结构振动控制策略。

（赵镇瑶，北京航空航天大学，博士研究生，主要从事为智能支承转子系统减振设计的研究）

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