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随着现代航空发动机推重比的不断提高，以及薄壁机匣结构的广泛采用，转子和静子之间的耦合振动效应对发动机整机临界转速、转静子振型协调以及整机响应特性的影响越来越大。研究航空发动机转静耦合振动机理，建立更为科学的整机振动定量评价指标，结合现代机器学习和人工智能技术，开发先进高效的结构优化方法，在设计阶段进行发动机结构优化，实现整机振动控制，对于提升航空发动机的安全性和可靠性具有重要意义。本文围绕航空发动机整机结构系统耦合振动及其智能优化问题展开了研究，主要内容如下：
1）建立了带机匣的航空发动机转子试验器的有限元模型，对该试验器进行了整机模态测试。由于水平和垂直方向刚度不对称，整机模态测试分别在两个方向进行。基于模态测试结果，采用支持向量机和遗传算法相结合的方法，对试验器水平和垂直方向的支承刚度和安装节刚度进行了智能辨识。采用辨识得到的刚度，分别在水平和垂直方向仿真了试验器的谐响应，与试验得到的测点频率响应函数进行对比，各测点均达到了很好的一致性，验证了辨识方法的有效性。
2）改进了航空发动机转子叶片建模的等效圆环法，提出多级等效圆环法。采用简单盘轴系统验证了二级等效圆环法。等效前后模型前4阶（除去前6阶刚体振型）自由振动模态振型一致，固有频率误差均在1%以内，前3阶临界转速的误差均在0.5%以内，一致性较高。单元数减少34.8%，节点数减少38.5%，自由模态计算时间减少44.8%。将该方法运用到某型大涵道比双转子涡扇发动机的建模中，建立了某型发动机的整机有限元模型。分析了高、低压转子以及静子系统振动模态。在此基础上，分析了不包含静子结构的双转子系统临界转速，以及包括安装节和静子系统在内的整机临界转速，结果表明，与双转子系统相比，整机临界转速的阶次顺序及转速值均发生了变化，转子系统模态振型基本吻合。
3）基于现有的航空发动机结构设计准则，提出临界转速危险系数、转子应变能危险系数、截面转静碰摩危险系数，用以定量评价航空发动机的整机耦合振动，分析了3个指标的合理性。采用所提出的指标，对带机匣的航空发动机转子试验器和某型大涵道比双转子涡扇发动机的整机耦合振动进行了评价分析，并具体阐述3个指标的计算方法，验证了评价指标的合理性和有效性。
4）基于所提出的3个评价指标，研究了带机匣的航空发动机转子试验器的整机耦合振动机理。分析了安装节刚度和支承刚度对试验器前3阶临界转速危险系数，转子应变能危险系数，以及压气机叶盘截面和涡轮叶盘截面的转静碰摩危险系数的影响规律，探究了转静耦合振动的产生、变化因素。分析表明所定义的指标参数能够准确反映试验器临界转速、转子应变能及截面转子静子碰摩危险程度的特性。
5）基于所提出的3个评价指标，研究了某型大涵道比双转子涡扇发动机的整机耦合振动机理。分析了各支承刚度值变化时，该型航空发动机工作转速范围内各阶临界转速危险系数、转 子应变能危险系数，以及风扇截面、第1级增压级截面等5个关键截面的转静碰摩危险系数的变化规律，探究了各支承刚度对耦合振动的影响。结果表明，各支承刚度对各指标的影响规律极其复杂，支承刚度的优化设计受多个因素共同作用，且需要满足的各个指标相互制约，对航空发动机支承刚度进行优化非常困难。
6）提出了航空发动机支承刚度多目标智能优化设计方法，对某型大涵道比涡扇发动机的支承刚度进行了优化设计。以支承刚度为设计变量，采用抽样方法在刚度变量空间内抽取刚度组合，代入有限元模型计算并构造“刚度-设计指标”的样本数据。利用支持向量机拟合构造“刚度-设计指标”的计算代理模型，采用NSGA-II（第二代非支配排序遗传算法）进行优化设计，得到多组最优支承刚度组合，并进行筛选，最终得到需要的设计刚度。结果表明，采用该方法，可以对整机耦合振动进行优化，选择了3组结果作为最终优化结果。第1组解使得临界转速危险系数降低了5.79%，转子应变能危险系数降低了9.36%，截面转静碰摩危险系数降低了8.6%。第2组解使得临界转速危险系数降低了2.95%，转子应变能危险系数降低了13.12%，截面转静碰摩危险系数降低了7.13%。第3组解使得临界转速危险系数降低了4.80%，转子应变能危险系数降低了17.25%，截面转静碰摩危险系数降低了2.94%。
1）建立了带机匣的航空发动机转子试验器的有限元模型，对该试验器进行了整机模态测试。由于水平和垂直方向刚度不对称，整机模态测试分别在两个方向进行。基于模态测试结果，采用支持向量机和遗传算法相结合的方法，对试验器水平和垂直方向的支承刚度和安装节刚度进行了智能辨识。采用辨识得到的刚度，分别在水平和垂直方向仿真了试验器的谐响应，与试验得到的测点频率响应函数进行对比，各测点均达到了很好的一致性，验证了辨识方法的有效性。
2）改进了航空发动机转子叶片建模的等效圆环法，提出多级等效圆环法。采用简单盘轴系统验证了二级等效圆环法。等效前后模型前4阶（除去前6阶刚体振型）自由振动模态振型一致，固有频率误差均在1%以内，前3阶临界转速的误差均在0.5%以内，一致性较高。单元数减少34.8%，节点数减少38.5%，自由模态计算时间减少44.8%。将该方法运用到某型大涵道比双转子涡扇发动机的建模中，建立了某型发动机的整机有限元模型。分析了高、低压转子以及静子系统振动模态。在此基础上，分析了不包含静子结构的双转子系统临界转速，以及包括安装节和静子系统在内的整机临界转速，结果表明，与双转子系统相比，整机临界转速的阶次顺序及转速值均发生了变化，转子系统模态振型基本吻合。
3）基于现有的航空发动机结构设计准则，提出临界转速危险系数、转子应变能危险系数、截面转静碰摩危险系数，用以定量评价航空发动机的整机耦合振动，分析了3个指标的合理性。采用所提出的指标，对带机匣的航空发动机转子试验器和某型大涵道比双转子涡扇发动机的整机耦合振动进行了评价分析，并具体阐述3个指标的计算方法，验证了评价指标的合理性和有效性。
4）基于所提出的3个评价指标，研究了带机匣的航空发动机转子试验器的整机耦合振动机理。分析了安装节刚度和支承刚度对试验器前3阶临界转速危险系数，转子应变能危险系数，以及压气机叶盘截面和涡轮叶盘截面的转静碰摩危险系数的影响规律，探究了转静耦合振动的产生、变化因素。分析表明所定义的指标参数能够准确反映试验器临界转速、转子应变能及截面转子静子碰摩危险程度的特性。
5）基于所提出的3个评价指标，研究了某型大涵道比双转子涡扇发动机的整机耦合振动机理。分析了各支承刚度值变化时，该型航空发动机工作转速范围内各阶临界转速危险系数、转 子应变能危险系数，以及风扇截面、第1级增压级截面等5个关键截面的转静碰摩危险系数的变化规律，探究了各支承刚度对耦合振动的影响。结果表明，各支承刚度对各指标的影响规律极其复杂，支承刚度的优化设计受多个因素共同作用，且需要满足的各个指标相互制约，对航空发动机支承刚度进行优化非常困难。
6）提出了航空发动机支承刚度多目标智能优化设计方法，对某型大涵道比涡扇发动机的支承刚度进行了优化设计。以支承刚度为设计变量，采用抽样方法在刚度变量空间内抽取刚度组合，代入有限元模型计算并构造“刚度-设计指标”的样本数据。利用支持向量机拟合构造“刚度-设计指标”的计算代理模型，采用NSGA-II（第二代非支配排序遗传算法）进行优化设计，得到多组最优支承刚度组合，并进行筛选，最终得到需要的设计刚度。结果表明，采用该方法，可以对整机耦合振动进行优化，选择了3组结果作为最终优化结果。第1组解使得临界转速危险系数降低了5.79%，转子应变能危险系数降低了9.36%，截面转静碰摩危险系数降低了8.6%。第2组解使得临界转速危险系数降低了2.95%，转子应变能危险系数降低了13.12%，截面转静碰摩危险系数降低了7.13%。第3组解使得临界转速危险系数降低了4.80%，转子应变能危险系数降低了17.25%，截面转静碰摩危险系数降低了2.94%。