胡伟航空发动机测试技术专家
FIGURE
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航空制造技术・2012 年第 8 期
■ 胡 伟 Hu Wei
中航工业沈阳发动机设计研究所研究员
Researcher of AVIC Shenyang Engine Design and Reseach Institute 中航工业沈阳发动机设计研究所首席技术专家
Chief Expert of AVIC Shenyang Engine Design and Reseach Institute
胡 伟
航空发动机测试技术专家
FIGURE
2012 年第 8 期・航空制造技术
31
：“昆仑”、“太行”发动机型
号的研制成功和装备使用，开创了我国自主研制大中型航空发动机的历史。
发动机的性能检测是型号研制中的重要环节，请您简要谈谈发动机测试技术包含的内容。
胡伟：发动机各研制阶段，需要大量的部件、发动机整机及附件系统的气动性能试验和结构强度试验，其包括稳态性能、过渡态性能、失稳状态故障研究和一些机理性探索研究。
这些试验需要依靠测试技术提供真实的数据。
发动机测试技术项目主要包括：气动、热力性能测试、结构强度测试；主要参数有：温度、压力、流量（空气、燃油、滑油）、转速、推力、流速、方向角、位移、振动、扭矩、振动应力、静应力和频率等。
：“数字光导叶片振动测试
系统”是您独立研发的，现在已经成为发动机业内压气机实验和整机叶片振动安全监测的重要手段，请您谈谈这项技术的研发成功对发动机测试的重要意义。
胡伟：我们知道，航空发动机在研制和服役阶段，由于叶片振动故障致使叶片断裂，而引起的发动机事故占各种故障的40％。
特别是风扇和压气机叶片发生断裂将造成损坏整台发动机的严重后果。
所以监测叶片振动、了解发动机各工作状态下叶片的振动特性显得非常重要。
传统叶片测试技术已非常完善，但受改装周期、监测叶片数、使用寿命等限制，用于长期叶片振动安全监测存在一定问题。
“数字光导叶片振动测试系统”是一种非接触式发动机转子叶片振动测量，该系统具有使用方便、对发动机改装量小、测试改装周期短、测试结果准确、可长期工作等优点，可以同时分析整级各叶片数据，节省分析时间，提高工作效率。
该系统的研制成功，使发动机研制过程中具备了长期监视整级叶片振动的手段，保证了发动机的整机试车
及部件试验叶片安全性，也使我们掌
握了发动机试车全过程叶片振动状态，为发动机设计提供了实测的叶片振动数据。
：由您带领的团队在4年间
完成了几十项的监测任务，在这个过程中曾经遇到过哪些技术难题，您又是如何解决的。
胡伟：由于我们承担多种型号发动机及新型压气机部件的测试任务，测试对象非常复杂。
叶片结构形状不同、叶片数量、转速和切线速度的不同，经常给测试带来
预想不到的技术难题。
在测试中我们曾遇到转速高达50000r/min 的小型压气机叶片振动测量，由于切线速度超过430m/s，要求在近20μs 时间内处理源源不断的叶片振动数据。
面对高速旋转叶片振动信号处理难题，我们充分发挥团队协作能力，对传感器信号处理、硬件系统及软件系统进行全面改进，有效提高了传感器、系统响应速度，解决了高速小型压气机转子叶片振动测试难题。
：请结合您的工作，谈一下
航空发动机测试技术的发展趋势与面临的挑战。
胡伟：随着计算机网络技术的迅速发展，发动机测试技术进一步向综合化、智能化、网络化和虚拟实现方向发展。
测试技术综合化是指引用专家系统、神经网络、模糊逻辑、仿真、虚拟实现的各技术。
智能化是指利用专家系统、神经网络等各种人工智能技术完成故障诊断。
网络化是通过网络实现远程监控，及时监测各种参数，通过网络实现信息共享。
随着高推重比发动机和大涵道
胡伟：航空发动机测试技术专家,从事
发动机测试技术的研究与应用工作20多年。
负责非接触光纤叶片振动测量系统的研制，突破了近10年未解决的多项关键技术，打破了国外长期技术垄断的局面，该系统成为我国先进发动机研制中不可缺少的重要测试手段，并在发动机研制中取得了巨大的经济效益。
胡伟曾主持完成某发动机叶片排故光纤测试工作，提出2路光纤实现非接触式叶片振动频率分析方法，为分析叶片故障原因，指导排故方向做出了重要的贡献。
胡伟同志在2005年被聘任为自然科学研究员；2009年被集团公司授予“总经理特别奖”；2010年被所聘为发动机测试技术专业首席技术专家。
曾获辽宁省“三八红旗手”;沈阳市“五一劳动奖章”等荣誉称号。
比涡扇发动机发展，在高温、高压和
高转速环境，测试准确性和可靠性将面临极大挑战，进一步发展非接触式传感技术、激光与光纤技术、薄膜传感技术实现高温测量、速度场测量、工作状态的间隙测量、动态参数测量是未来测试技术的研究重点。
：航空发动机被誉为“工业
之花”，是一个国家科技、工业和国防
实力的重要
标志。
请问国产发动机今后的发展方向是什么？
经过几代航空人的不懈努力，我国自行设计研制出具有自主知识产权的“太行”、“昆仑”发动机，使我国航空发动机研制实现了零的突破，取得了巨大的成绩。
但是与国外先进水平相比，我国太行发动机相当于国外第三代发动机水平。
为赶超世界先进水平发动机，我国将重点开展推比10发动机的研制，为第4代战斗机提供动力。
通过我国“先进涡轮发动机关键技术研究计划”，进一步突破推重比12~15发动机的关键技术，为我国更高推重比发动机研究奠定了技术基础。
（采访 亦非 责编 三丰）。
某型航空发动机进口畸变指数测量试验研究
某型航空发动机进口畸变指数测量试验研究杨艳美;贺剑;李华乔【摘要】本文简要介绍了某型航空发动机进口畸变的试验原理、试验设备,着重对进口畸变指数测量试验过程中遇到的喘振、流量测量精度低等关键问题进行了详细的分析研究,提出了解决方法,保证了试验的顺利进行,且结果真实可靠.通过该试验测定了在不同工作状态下发动机发生喘振现象时的畸变指数,得出了相关变化规律,为该型发动机的稳定性评估提供了依据,同时文中试验方法可为其他型发动机的畸变试验提供参考.【期刊名称】《科技视界》【年(卷),期】2019(000)004【总页数】2页(P42-43)【关键词】航空发动机;进口畸变;进口畸变指数测量【作者】杨艳美;贺剑;李华乔【作者单位】中国航发湖南动力机械研究所,湖南株洲 412002;中国航发湖南动力机械研究所,湖南株洲 412002;中国航发湖南动力机械研究所,湖南株洲 412002【正文语种】中文【中图分类】V2160 引言发动机进气畸变是影响发动机稳定性的一个很关键的降稳因子，它会引起稳定边界的下降，从而使稳定裕度减少，若超过了可用稳定裕度，发动机将产生气动不稳定性，严重时可导致喘振、空中熄火停车，甚至损坏发动机[1]。
随着对飞机的使用需求越来越高，发动机进口压力畸变对其稳定性的影响就越来越重要。
畸变指数是衡量发动机进口流场分布偏离均匀流场的指标，用来表示气动界面上的流场品质，它与压缩系统喘振压比损失建立相关方程，用来评定发动机的性能和稳定性[2]，因此就要依赖于对压气机进口畸变进行研究，通过试验确定畸变指数等参数。
1 试验原理试验采用在发动机进口设置可移动插板式畸变发生器的方法对发动机进行进口畸变试验。
由于在整机台架试验中无法直接对发动机进口畸变指数进行测量，因此，试验分为两部分进行，本文着重对第2 部分进行研究。
1.1 整机台架进口畸变试验试验中缓慢推进插板使发动机达到喘振边界，确定不同工作状态下发动机发生喘振现象时的插板位置和进口空气流量参数，试验系统简图见图1。
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范彦铭系统总体设计技术专家
范彦铭系统总体设计技术专家佚名【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2015(000)005【总页数】2页(P30-31)【正文语种】中文：作为中航工业首席专家，您在飞行控制系统方面展开了深入的研究，请您介绍一下近年来取得的研究成果及其在航空领域的应用情况。
范彦铭：近几年随着国家对航空武器装备研发的高度重视，航空工业和沈阳所迎来了发展的大好机遇，科研成果“井喷”式的展现，舰载机、中型四代机以及其他先进作战飞机的科研成果层出不穷。
作为沈阳所主管飞行控制系统的副总设计师，非常荣幸地参加了这些项目或新技术的研发工作。
取得的研究成果及其在航空领域的应用情况简述如下：（1）作为飞控系统总师，负责研发了J15舰载机飞行控制系统。
通过舰载机飞行控制系统的研发，突破了相关的关键技术，包括：舰载机起降控制策略与控制技术、低速飞行品质与操纵性实现技术、自动油门控制技术以及飞行训练模拟器设计与训练技术等。
这些技术都是国内首次实现，技术成果已应用于后续研制的作战飞机的设计中，并为新型舰载机的研制打下了坚实的技术基础。
（2）作为飞控系统总师，负责研发了国内第一型飞翼布局作战飞机飞行器管理系统，实现了飞翼布局飞机从滑跑起飞到降落终止全飞行过程的高可靠/高性能的自动（自主）飞行控制，技术水平与国际同步；主要研究成果包括：横航向不稳定飞翼布局飞机的控制技术、全飞行过程各种条件下（可预测的故障）的控制逻辑设计，特别是在地面滑跑阶段实现了自主控制。
这些成果为后续研发新型机提供了技术基础。
（3）作为飞控系统总师，负责研发了新一代飞机的飞行控制系统，实现了新的系统构架和新的部件，鹘鹰飞机于2014年成功亮相珠海航展，圆满完成试飞表演就是对这些新技术的有力证明。
：近年来，随着技术的进步和需求的提高，飞行控制系统发展有哪些显著特点？范彦铭：飞行控制系统的发展是伴随着技术的发展和使用需求的提高而逐步进化演变的，经历了机械操纵系统发展到电传控制系统（FBW）阶段再到飞行器管理系统阶段（VMS）再发展到现今已起步的自主智能综合控制阶段。
荣科勇立军令状
荣科勇立军令状
杭文
【期刊名称】《航空档案》
【年(卷),期】2005(000)011
【摘要】1964年10月，航空研究院在沈阳飞机设计所举行技术会议，再次研究我国自行设计的高空高速歼击机歼8的设计方案。
沈阳飞机设计所提出，为确保歼8飞机研制进程，拟采用两台经过改进的歼7发动机涡喷7。
由于这个双发方案比较切实可行，航空研究院院长唐廷杰拍板决定采用双发方案。
但是沈阳航空发动机设计所是否能在一年内完成涡喷7改型任务又成为焦点。
该所对于能否如期改型成功尚无把握。
会议陷入彷徨不定的沉闷气氛之中。
此时，参加会议的北京航空材料研究所专家荣科提出一个大胆的想法：为了提高涡喷7的动力，必须提高涡轮的进口温度，而提高进口温度，则必须解决涡轮叶片耐高温问题。
而解决涡轮叶片的耐高温问题的最佳途径，便是将现有的涡轮实心叶片改为空心叶片，空心叶片可以进行强制冷却，从而提高耐高温的能力。
【总页数】1页(P93)
【作者】杭文
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V23
【相关文献】
1.勇立潮头唱大风——薛荣久谈中国入世“七大定位” [J], 胡志祥
2.上汽荣威何以勇立潮头? [J], 张静
3.荣盛集团:勇立潮头的民营化纤巨头 [J],
4.彭德荣:勇立潮头敢为先,助推基层服务能力再上新台阶 [J], 夏初
5.弄潮勇向涛头立领跑志攀最高峰
——访九科信息技术(深圳)有限公司创始人、CEO万正勇 [J], 左金恒
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基于功能危险分析的涡轴发动机适航安全性评估
基于功能危险分析的涡轴发动机适航安全性评估安罡;李艳军;曹愈远;马安祥;汪震宇【摘要】针对涡轴发动机安全性需求,确定了其适航安全性分析的方法及程序.运用整机级功能危险分析法(FHA)对涡轴发动机进行安全性分析,并针对其系统结构的复杂性等问题,提出了整机级FHA功能定义的层级解决方案;利用可靠性模型识别多重失效组合问题;针对功能失效状态影响分析主观性强、难于确定的特点,提出了Delphi法进行专家评估.结果表明:安全性验证程序能够为涡轴发动机安全性验证提供支持,FHA可以较快速识别涡轴发动机整机级危险失效状态,较为客观地确定功能危险影响等级,并有效减少工作量.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2015(041)005【总页数】5页(P98-102)【关键词】适航;功能危险;安全性;Delphi法;涡轴发动机【作者】安罡;李艳军;曹愈远;马安祥;汪震宇【作者单位】南京航空航天大学民航学院,南京211106;南京航空航天大学民航学院,南京211106;南京航空航天大学民航学院,南京211106;南京航空航天大学民航学院,南京211106;南京航空航天大学民航学院,南京211106【正文语种】中文【中图分类】V235.12随着直升机功能的多样化发展，对其动力装置涡轴发动机相关技术研究与探索有迫切的需求[1-2]。
在中国涡轴发动机的研制经历了从国外引进技术到与国外合作研制的过程，航空发动机适航规定（CCAR33）是航空发动机进行适航审定的依据，其中CCAR33.75规定了发动机必须进行安全性分析[3]。
但由于中国航空发动机安全性研究基础薄弱，目前缺少行之有效的安全性分析准则。
本文结合涡轴发动机安全性验证的实际情况，建立航空发动机适航符合性验证程序。
适航符合性验证用于检验涡轴发动机是否满足适航条例要求，申请人采用不同的符合性验证方法来表明适航条款的符合性，其中安全分析是1种重要的符合性验证方法[4-6]。
中国航天科技集团召开“纪念长征一号火箭发射东方红一号卫星50周年”专题座谈会
331一▼*C HINA REPORT申国狼直1970年4月24日，“长征”一号运载火箭成功发射“东方红”一号卫星，中国正式开启了太空时代。
50年后，2020年4月21H,中国航天科技集团有限公司召开专题座谈会，隆重纪念“长征”一号火箭发射“东方红”一号卫星50周年。
会上，航天科技集团党组书记、董事长吴燕生，总经理、党组副书记袁洁，党组副书记方向明，党组成员、畐U总经理杨保华；航天老领导王礼恒、孙家栋，院士专家代表龙乐豪、刘宝镭、方心虎、戚发轲、叶培建、周志成、张贵田等，以及”长征”五号、“北斗”三号、“嫦娥”五号、“风云”四号等型号“两总”共同聚首，一起追忆往昔，展望未来。
太空唱响《东方红》“东方红”_号卫星技术总负责人孙家栋院士在座谈会上说”上得去、抓得住、听得着、看得见，是中国确定第一颗人造卫星研制方案时中央领导的批示要求。
”1970年4月24H,“东方红”_号卫星发射获得圆满成功，卫星按设计要求准确进入预定轨道，地面对其实施精准测控，千千万万的中国人仰望星空观看卫星过境，一曲瞭亮的《东方红》响彻寰宇、震动世界。
1958年，毛泽东主席在党的八大二次会议上发出“我们也要搞人造卫星”的号召。
：1965年，中国第一颗人造地球卫星研制计划正式开始实施，任务代号为“651”。
为了完成任务，航天人克服各种困难和干扰，咬牙坚持、艰难攻关，终于实现了从无到有的突破。
”一曲《东方红》，揭开了中国航天的序幕。
”龙乐豪院士感慨万分。
那姑射，使中国成为继苏、美、法、日之后第五个把卫星送入太空的国家，我国航天事业开启了新纪元。
老专家们回忆道，首次出场的“长征”一号运载火箭，虽然只得到了进入太空俱乐部的第五个席位，但运载能力仅落后于苏、美，处于世界第三的位置。
“东方红”一号卫星也是从出生便站上了一个高起点。
卫星总质量173kg,超过了前4个国家发射第一颗卫星的重量之和。
“当时，'长征'一号火箭成功将陈方红，一号卫星送入近地点439km、远地点2384km的轨道上，比美、苏发射卫星的轨道都要高，并且一直到今天还在轨道上飞行。
现代航空发动机温度测试技术发展综述
现代航空发动机温度测试技术发展综述姚艳玲;代军;黄春峰【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2015(000)012【总页数】5页(P103-107)【作者】姚艳玲;代军;黄春峰【作者单位】中航工业燃气涡轮研究院;中航工业燃气涡轮研究院;中航工业燃气涡轮研究院【正文语种】中文航空发动机的研制和发展是一项涉及空气动力学、工程热物理、传热传质、机械、强度、传动、密封、电子、自动控制等多学科的复杂综合性系统工程，必须依托先进的测试方法，进行大量的试验来验证性能及可靠性（见图1）。
可以说，现代航空发动机测试是航空推进技术的支撑性技术，是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要技术环节[1]。
它随着第一代发动机研制而产生，随需求牵引和技术进步的推动而发展，经历了半个多世纪的发展历程，已从稳态测试、动态测试向着试验—仿真一体化方向发展。
图1 F135发动机在试车台上进行性能测试随着航空推进技术、计算技术和电子计算机应用技术的发展，人们建立了更加复杂的设计和分析方法加速航空推进技术系统的研制进程，而这些工程设计与分析方法需要更多、更精密的试验测试数据来验证和确认，因此对发动机测试提出了越来越高的要求。
主要表现在：测试项目、内容、参数种类越来越多，测点容量、测量速度、测试精度、测试自动化程度越来越高，测量参数动态变化范围越来越宽，发动机高温、高压、高转速、高负荷、大流量等条件使参数测量越来越困难。
对航空发动机测试技术的系统化、自动化、可靠性和精细化提出了更加严峻的挑战，必须不断研发创新测试技术方法，才能满足现代发动机航空推进技术发展的要求[2]。
以航空发动机试验测试工程技术为背景，以目前国内外正在研制和使用的先进的非干涉特种测量技术为重点，探究各种高温测量技术的发展与应用。
发动机高温测量主要应用于热端部件（燃烧室、涡轮）高温燃气与壁面温度的测量。
温度是确定热端部件性能的最关键参数。
随着发动机推重比的不断增加，涡轮进口温度已从第3代发动机推重比8.0一级的1750K发展到第4代发动机推重比10.0一级的1977K，未来的第5代发动机推重比15.0一级甚至达到2000～2250K，这使得高温燃气与壁测测量(发动机叶片、盘等零件表面温度测量)成为发动机温度测试中难度较大的关键技术[3]。
唐庆如教授学术简历
唐庆如教授学术简历
唐庆如，男，1965年9月出生，航空发动机工程硕士，航空发
动机教授。主要研究领域为航空发动机维修理论、航空发动机状态监
控、航空发动机技术管理等。
近期的研究课题是“FJ44型飞机发动机状态监控技术研究”和
“通用航空维修及维修远程支持关键技术研究”。
联系方式：
地址：四川省广汉市，中国民航飞行学院航空工程学院
电话：************
传真：************
E-mail:********************
基于飞发一体化的滑油系统热性能仿真
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine基于飞发一体化的滑油系统热性能仿真冷子昊1，2，程荣辉1，苏壮1，2，张司薇3，李国权1，2（1.中国航发沈阳发动机研究所， 2.中国航空发动机集团航空发动机动力传输重点实验室：沈阳 110015；3.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191）摘要：航空发动机滑油系统与飞机、发动机的关联参数有限。
为准确表达变工况滑油系统的热性能，通过研究发动机轴承腔热性能与转子转速及主流路温度参数的拟合关系，将主机温度、燃滑油参数作为输入，对发动机滑油系统在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能参数进行了迭代计算；针对管壳式燃滑油散热器结构及运行特性，计算了散热器换热性能。
建立轴承腔和散热器的数学模型；基于系统流动仿真平台，利用内部的二次开发环境编写出C#语言代码，开发出了适用于发动机的轴承生热模型和散热器模型，实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机热管理系统的联合计算；在航空发动机、飞机变工况输入条件下，进行滑油系统、发动机整机及飞发一体化的变工况热性能迭代计算，并与试验数据进行对比。
结果表明：该计算方法误差小于5%，可较准确地反映变工况条件下的热管理相关参数，为飞发一体化热管理联合仿真分析提供可靠的数据来源。
关键词：滑油系统；轴承腔；散热器；热性能；热管理；航空发动机中图分类号：V233.4+1文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.016Thermal Performance Simulation of Lubricating Oil System Based on Aircraft-engine Integration LENG Zi-hao1，2， CHENG Rong-hui1， SU Zhuang1，2， ZHANG Si-wei3， LI Guo-quan1，2（1. AECC Shenyang Engine Research Institute，2.AECC Key Laboratory of Power Transmission Technology on Aero-engine： Shenyang 110015， China；3. School of Aeronautical Science and Engineering， Beijing University of Aeronautics and Astronautics， Beijing 100191， China）Abstract：The correlation parameters between the aeroengine lubricating oil system and Aircraft & engine are limited. In order to accurately express the thermal performance of the lubricating oil system under variable operating conditions, the thermal performance parameters of the engine lubricating oil system at typical flight state points on the flight profile were calculated iteratively by studying the fitting relationship between the thermal performance of the engine bearing chamber and the rotor speed and the engine gas path temperatures, and taking the main engine temperature and fuel oil parameters as inputs; According to the structure and operation characteristics of shell and tube fuel oil radiator, the heat transfer performance of the radiator was calculated. The mathematical models of the bearing chamber and the radiator were established. Based on the system flow simulation platform, the C # language code was compiled using the internal secondary development environment, and the bearing thermal model and radiator model applicable to the engine were developed to achieve the joint calculation capability of the engine oil system, engine fuel system, and aircraft heat management system. Under the input conditions of the aeroengine and aircraft under variable working conditions, iterative calculations of the thermal performances under variable working conditions at levels of the lubricating oil system, the whole engine, and the aircraft-engine integration were conducted, and compared with the test data. The results indicate that the calculation error is less than 5%. The calculation method can reflect the relevant thermal management parameters under variable working conditions accurately, and provide a reliable data source for the joint simulation analysis of integrated aircraft-engine thermal management.Key words：aeroengine; lubricating oil system; bearing chamber; radiator; thermal performance; thermal management0 引言随着现代军事技术的飞速发展，下一代飞机对电力系统的需求增加了近1个数量级，热系统的负荷显著增大[1]，发动机进口燃油温度提高，从而对飞机和发动机的热管理提出了更高的要求[2]，然而，传统飞机的收稿日期：2022-09-09 基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：冷子昊（1992），男，硕士，工程师。
某型航空发动机后支承动刚度的有限元计算
式中， 为支承的动剐度系数； Ｆ为施加在轴承座 上的动态径向力； 为在 Ｆ下相应 的径 向位移如 图 ２所 示 。轴 对 于轴承 内环 的作用力 及其分 布如 图３ 所示， 这是一个分布载荷 ， 载荷分布规律是一 个 接触 问题 ， 很 复 杂 的。轴 承 内环通 过 滚动 体 是
型采用了板壳单元和三维体单元 ， 既符合实际情
况， 又不 会造 成 较 大 的离 散误 差 。在 定 义 材 料 属 性 时 ， 同 的构 件 ， 义 的材 料 也是 不 同的 ， 不 定 设定
将载荷传递给轴承外环 ， 外环传给轴承座如 图 ４
所示 。首先 ， 考虑到发动机外机匣、 支板等都是薄 壁结构 ， 变形或者说支承柔度产生在这些零件处； 其次 ， 考虑到轴承 内环一般和轴紧配合 ， 因此 ， 把 轴承 内环认为和轴是一体的 ， 轴承外环考虑为轴 承座的一部份 ， 与轴承座一体 ； 对于球轴承 ， 滚动
维普资讯
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沈阳航 空工业学 院学报
第２ ４卷
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（） ３ 有限元计算 ２
３ １ 有 限元计算 物理模 型 ． 由于发 动机后 支 承 系 统 的结 构 比较 复 杂 ， 由 几 个不 同的构 件组 成 。 因此 ， 限元 计 算 物 理 模 有
关键词 ： 有限元法 ； 支承 ； 动刚度 ； 航空发动机
中图分 类号 ：２ １９ Ｖ ３．１ 文献标识码 ： Ａ
对航空发动机转子—支承系统动力特性的深
入研究 ， 是确保发动机能够安全可靠工作 的必要 前提之一。 …诸 多研究 表明， 响转子一支承系 影
统临界转速的主要因素包括转子的刚度 、 支承 的 刚度、 质量 、 材料性质等， 其中支承结构 的动刚度 系数是影响转 子系统动力特性 的最主要因素之 在工程实践 中， 无论是连接件 的刚度还是支