振动分析在某航空发动机结构改进中的应用

朱金刚

摘 要：现阶段，随着社会的发展，我国的现代化建设的发展也有了很大的进步。某航空发动机动力涡轮单元体由两级动力涡轮转子、功率后输出轴、动力涡轮机匣等组成，其中动力涡轮转子采用前后双支撑方式，功率后输出轴通过膜盘联轴器与车台设备相连。在进行动力涡轮转速调试试验时，动力涡轮转速上推至20900rpm稳定工作约30秒后出现振动突增超限，发动机紧急停车，本文通过分析振动突增前后的振动数据，结合动力涡轮转子与车台设备相接后的临界转速计算结果，确定振动突增的原因为动力涡轮转子在临界转速点振动过大导致，通过改变动力涡轮轴结构，进而改变动力涡轮转子临界转速后，发动机顺利完成了动力涡轮转速调试试验。

关键词：振动分析;某航空发动机结构改进;应用

0 引言

某航空发动机进行动力涡轮转速调试试验时，动力涡轮转速上推至20900rpm稳定工作约30秒后出现振动突增超限，发动机紧急停车。本文通过分析振动突增前后的振动数据，结合动力涡轮转子与车台设备相接后的临界转速计算结果，确定振动突增的原因为动力涡轮转子在临界转速点振动过大导致，通过改变动力涡轮轴结构，进而改变动力涡轮转子临界转速后，发动机顺利完成了动力涡轮转速调试试验。

1 振动测试系统

为测量某航空发动机整机振动情况，按照测试要求共设有9个振动测点，该型发动机测点代号及位置如下：Tz——涡轮机匣垂直测点Ty——涡轮机匣水平测点Tx——涡轮机匣轴向测点Pz——压气机机匣垂直测点Py——压气机机匣水平测点Px——压气机机匣轴向测点Fz——附件机匣垂直测点GDz——转接段垂直测点GDy——转接段水平测点涡轮振动测点选用高温压电加速度振动传感器，该型加速度传感器具有频响宽、体积小、耐高温、稳定性好等特点，能适应涡轮机匣外部的恶劣工作环境，其它振动测点选用常温压电加速度振动传感器。机匣振动通过高温压电加速度振动传感器转变为电荷信号，经过高温低噪声电缆传输进入专用振动测试仪;经专用振动测试仪对电荷信号进行放大、滤波后，振动总量信号进入数采系统、通频信号进入振动记录分析仪，对压气机试验件振动进行实时监测和试验后数据回放分析处理。

2 振动数据分析

2.1 振动总量分析

发动机在Ng=29400rpm状态停留约30s时，发动机各测点振动瞬间陡增，其中涡轮机匣Tz、Ty、Tx三个测点幅值增大明显，振动异常前，发动机Np、Ng转速已达到稳态工作约30s，且各测点振动总量均在限制值内，振动情况良好，发动机两转子转速未发生明显突变，下拉发动机转速时刻为B线时刻，AB之间时间间隔约2s。

2.2 振动谱图分析

涡轮机匣Tz、Ty、Tx三个测点振动频谱主要表现为动力涡轮基频振动，且伴有倍频成分。由于涡轮机匣三个测点幅值增大明显，根据振动异常情况，绘可见涡轮机匣Tz、Ty、Tx三个测点振动频谱主要表现为动力涡轮基频振动，且伴有倍频成分。由于涡轮机匣三个测点幅值增大明显，根据振动异常情况，绘制涡轮机匣垂直振动测点的三维瀑布图（其它振动测点在文中未列出）。可见，振动异常发生时刻，动力涡轮基频振动幅值突增达100mm/s以上，且伴有倍频成分。此过程中，燃气发生器转子基频振动幅值未见突变。通过振动数据分析可得：动力涡轮转子基频突增是导致发动机振动突增的主要原因，由于频谱中出现多个倍频成分，表明转静子发生刮磨是振动突增的次要原因，其中动力涡轮转子基频突增的原因可能有以下两种：a）动力涡轮稳定工作转速接近动力涡轮转子临界转速;b）动力涡轮转子不平衡量过大。由于动力涡轮基频突增前发动机已经稳定工作了约30秒，突增前动力涡轮基频振动幅值较小，并且稳定，故可以排除动力涡轮基频突增是由于涡轮转子不平衡量过大所致，重点分析动力涡轮转子临界转速的影响。

3 改进措施与试验验证

3.1 改进措施

在原方案的基础上，通过在一级涡轮盘上增加止口，增大动力涡轮轴外径或缩短支点跨距形成4个新方案（依次命名为新方案1、新方案2、新方案3和新方案4），改进后的方案一、二阶临界必须满足评定标准（20%）的要求，由于动力涡轮工作转速与二阶临界转速相近导致振动突增，所以改进后的方案尽量选择临界转速裕度大的方案，改进措施的主要目的是尽量提高二阶临界转速裕度。第一阶临界转速均满足评定标准（20%）的要求，新方案1动力涡轮转子连接车台设备时二阶临界转速裕度（72.2%）比其它新方案大，故选用新方案1作为改进后的方案。

3.2 试验验证

改进后发动机进行动力涡轮转速调试试验，顺利上推至最大转速，发动机完成了转速达标。整个试验过程中振动情况良好，未超过限制值。动力涡轮转子在20900rpm稳定工作时，各个振动测点动力涡轮转子基频振动幅值不超过15.5mm/s，振动情况良好，说明改进措施有效。4动力涡轮转子动力特性分析动力涡轮转子未连接车台设备时转子过第1阶临界转速工作，且第1、2阶临界转速裕度均较大（53.5%、54.8%），满足评定标准（20%）的要求，动力涡轮转子连接车台设备后，转子第2阶临界转速下降了57.7%，位于正常工作转速范围内，不满足评定标准的要求。此次发动机振动超限表现出来的振动特征为：动力涡轮转子在20900rpm工作时转子基频振动幅值超限，其动力涡轮转子工作转速与连接车台设备后的第二阶临界转速相近。综上所述：动力涡轮转子连接车台后其20900rpm工作转速处于第二阶临界转速附近是导致振动超限的原因。发动机工作一段时间后，由于发动机动力涡轮转子存在热变形，动力涡轮转子2阶临界转速发生了微小漂移，实际工作中的2阶临界转速與计算所得的2阶临界转速存在微小差异，而正好与动力涡轮工作转速（20900rpm）相近最终导致了振动突增。

4 结语

航空发动机振动超限是航空发动机研制过程中常见的问题，也是航空发动机研制中必须克服的重点和难点，本文通过对振动数据进行振动总量、频谱成分分析，揭示振动信号特征为动力涡轮转子基频振动幅值突增，并伴有倍频成分，表现为二阶临界转速与动力涡轮转子工作转速相近的振动特征。通过动力涡轮临界转速核验计算，确定振动突增的原因为动力涡轮转子与车台设备连接后二阶临界裕度不足。随后，有针对性的改变涡轮轴结构，提高动力涡轮二阶临界转速，顺利完成了转速调试试验，转速达标。本文是振动分析在航空发动机结构改进中应用的实例，也是振动分析在型号研制中的典型范例，特别是动力涡轮转子与车台设备连接后导致临界转速裕度不足具有一定的科研实用价值，同时可为日后型号研制中出现类似问题提供很好的指导借鉴作用。

参考文献

[1]王聪梅.航空发动机典型零件机械加工[M].北京：航空工业出版社，2014.