航空發動機葉片-機匣碰摩故障的機匣振動加速度特征分析及驗證

陳 果，馮國權，姜廣義，李成剛，王德友

（1.南京航空航天大學民航學院，南京210016；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

航空發動機葉片-機匣碰摩故障的機匣振動加速度特征分析及驗證

陳 果1，馮國權2，姜廣義2，李成剛2，王德友2

（1.南京航空航天大學民航學院，南京210016；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

為了提取葉片機匣碰摩狀態下的機匣振動加速度特征，利用航空發動機轉子系統模型的試驗器，進行了轉子葉片-機匣的單點碰摩和偏摩試驗，通過頻譜分析和倒頻譜分析方法，分析了機匣振動加速度信號的碰摩特征，結果表明：機匣振動加速度具有明顯的周期沖擊特征，其沖擊頻率為旋轉頻率與葉片數的積，在頻譜上出現了該沖擊頻率及其倍頻，沖擊的大小受旋轉頻率調制，在頻率上表現出沖擊頻率及其倍頻兩側出現了以旋轉頻率為間隔的邊頻帶族。從倒頻譜圖中可以明顯看出轉頻及其倍頻的倒頻率成分，并用實際航空發動機試車數據驗證了分析結果。

碰摩；葉片-機匣；加速度信號；航空發動機；振動

0 引言

為了繼續提高航空發動機推重比和結構效率，發動機轉、靜件間隙被不斷縮小，這就加劇了轉靜間的碰摩可能性，其中葉片-機匣間的碰摩尤其突出。轉、靜碰摩故障的嚴重后果將使轉、靜子的間隙增大、軸承磨損、葉片折斷直至機械失效[1-4]。國內外學者對碰摩故障的動力學機理和碰摩試驗進行了深入研究[4-16]，認識了由碰摩故障導致的波形截頭、倍頻、分頻以及混沌等特征和現象，并通過試驗驗證了理論分析的正確性[7-9]。然而，對于航空發動機而言，其碰摩故障的主要特點在于：（1）機匣屬于典型的薄壁結構；（2）主要體現為葉片-機匣碰摩；（3）通常只能測取機匣的振動加速度，而無法得到轉子上的振動位移?，F有的理論分析和試驗由于未充分考慮上述特征，難以直接應用于航空發動機的碰摩故障診斷。由此可見，研究葉片-機匣碰摩下機匣振動加速度信號特征和規律，對于有效地識別航空發動機碰摩故障具有重要實用價值。

本文通過航空發動機轉子試驗器的單點碰摩和偏摩試驗，測取機匣振動加速度信號，進行葉片-機匣碰摩下的信號分析，獲得轉子葉片和機匣碰摩的特性和規律。最后，利用航空發動機實際試車過程中的碰摩故障數據進行了驗證。

1 基于航空發動機轉子試驗器的碰摩特征分析

1.1 航空發動機轉子試驗器碰摩試驗簡介

傳統的碰摩試驗沒有考慮航空發動機的薄壁結構和轉子-輪盤-葉片結構，因此，其碰摩特征難以與實際航空發動機的接近。本文利用中航工業沈陽發動機研究所設計研制的航空發動機轉子試驗器進行碰摩試驗，該試驗器在結構設計上首先考慮支承分布、機匣剛度分布和力的傳遞特征，在外形上與發動機核心機的機匣一致，尺寸縮小3倍；內部結構作了必要簡化，將核心機簡化為0—2—0支承結構形式，并設計了可調剛度支承結構以調整系統的動力特性；將多級壓氣機簡化為單級盤片結構，在結構上形成轉子-支承-葉盤-機匣系統。試驗時用扳手擰碰摩螺栓，使碰摩環變形，從而與旋轉的渦輪葉片產生單點碰摩，也可通過1個渦輪螺桿機構調整軸承座位置使整個轉盤相對機匣移動，從而使葉片-機匣偏摩。當碰摩嚴重時，會產生火花。

利用帶機匣的航空發動機轉子試驗器進行不同部位的碰摩故障試驗。機匣為航空發動機的薄壁結構，轉子為轉軸-輪盤-葉片結構，碰摩發生在渦輪機匣端。試驗時在渦輪機匣處設計4個碰摩螺釘，實現4個部位的碰摩，沿渦輪機匣相應布置4個加速度傳感器以采集機匣加速度信號，并在渦輪機匣上方設置徑向/切向測點，比較碰摩時徑向加速度和切向加速度的大小，同時進行轉子偏向機匣一側的偏摩試驗。航空發動機轉子試驗器如圖1所示；碰摩位置和渦輪機匣徑向測點周向分布如圖2所示，從圖中可見以面向渦輪機匣為標準碰摩部位和傳感器的安裝方向，表明4個傳感器所對應的測試通道。碰摩試驗數據見表1，選取2天典型試驗數據。

圖1 航空發動機轉子試驗器

圖2 渦輪機匣徑向測點周向分布

表1 碰摩試驗數據

1.2 單點碰摩時機匣測點響應分析

在垂直碰上的情況下，對2012年5月12日第1次試驗垂直測點（CH1）的測試數據進行分析。試驗轉速為1489 r/min=24.8 Hz，信號的時域波形如圖3、4所示，其中，圖4為圖3的局部放大。信號頻譜如圖5～7所示，其中，圖7為圖5的局部放大1，圖6為圖5的局部放大2。信號的倒頻譜如圖8所示。

圖3 CH1碰上時域波形

圖4 CH1碰上時域波形（圖3局部放大）

圖5 CH1碰上頻譜

圖6 CH1碰上頻譜（圖5局部放大2）

圖7 CH1碰上頻譜（局部放大1）

圖8 倒頻譜

由于試驗器采用的是轉子-輪盤-葉片結構，當碰摩發生時，每個葉片將輪流碰撞碰摩點，當轉子旋轉1周時，這種作用將循環1次，因此，由碰摩引起的沖擊頻率為葉片數乘以旋轉頻率，即為葉片通過機匣的頻率。由于轉子在不平衡力激勵下的渦動，碰摩沖擊大小又受到旋轉頻率的調制，從而在頻譜中表現出明顯的調幅特征，即在葉片通過頻率及其整數倍頻附近存在邊頻帶，其邊頻寬度為旋轉頻率。試驗中試驗器轉速為1489 r/min，旋轉頻率為24.8 Hz，葉片數目為32，葉片通過頻率為794 Hz，在圖5表現出了葉片通過頻率及其整數倍頻，即794、588、2382、176、3970 Hz，在這些頻率值附近均存在許多邊頻，邊頻寬度為旋轉頻率24.8 Hz，圖6為在794 Hz附近的局部放大，從圖中可以很明顯地看出，794 Hz附近的以24.8 Hz為間隔的邊頻。在倒頻譜中出現了轉頻及其倍頻對應的倒頻率成分如圖8所示。低頻段頻譜如圖7所示，從圖中可見碰摩引起了低頻段的較大的倍頻分量。

為了進行比較，在不碰的情況下，對2012年5 月12日第1次試驗的垂直測點（CH1）的測試數據進行分析。CH1信號的時域波形（無碰摩）如圖9所示，CH1信號的頻譜（無碰摩）如圖10所示，CH1信號的低頻段頻譜（無碰摩）如圖11所示，CH1信號的倒頻譜如圖12所示。對比圖3～8可見，在無碰摩時，信號不存在葉片通過頻率的整數倍頻率成分，也不存在調制現象，在倒頻譜中沒有轉頻及其倍頻對應的倒頻率成分。另外，在低頻段，碰摩時的機匣加度特征主要表現為轉頻及其倍頻分量，與不碰狀態下相比，倍頻分量更為突出。

圖9 CH1信號的時域波形（無碰摩）

圖10 CH1信號的頻譜（無碰摩）

圖11 CH1信號的低頻段頻譜（無碰摩）

圖12 CH1信號的倒頻譜

1.3 偏摩時機匣測點響應分析

在偏右碰摩的情況下，對2013年4月29日第1次試驗的渦輪機匣上方測點的測試數據進行分析。試驗轉速為1199 r/min=20 Hz，CH2碰上時域波形如圖13所示，其中，圖14為圖13的局部放大。其信號頻譜分別如圖15、17所示，其中，圖17為圖15的局部放大1，圖16為圖15的局部放大2。信號的倒頻譜如圖18所示。

從圖中可見，偏摩時的機匣加速度信號特征與單點碰摩完全相同，具有周期沖擊、且幅值受到旋轉頻率調制的特征，在頻譜上出現了葉片通過頻率及其整數倍頻，在葉片通過頻率及其整數倍頻兩側存在調制邊頻，在倒頻譜上出現了明顯的轉頻及其倍頻的倒頻率成分。

圖13 CH2碰上時域波形

圖14 CH2碰上時域波形（圖13局部放大）

圖15 CH2碰上頻譜

圖16 CH2碰上頻譜（圖15局部放大2）

圖17 CH2碰上頻譜(圖15局部放大1)

圖18 信號的倒頻譜

2 航空發動機實際碰摩故障數據驗證

2.1 發動機結構及原始振動信號

某彈用渦噴發動機的結構如圖19所示，該發動機為一單轉子0-2-0支承系統，包括1個壓氣機轉子和1個渦輪轉子。發動機僅僅前支點對應的中介機匣上布置了1個測點。該發動機在某次試車出現的振動超標時機匣振動加速度時間歷程如圖20所示。發動機的轉速從30000 r/min上升到50000、55000、58000 r/min，再回到5000 r/min，最后回到30000 r/min。2.2 發動機振動信號分析

圖19 某型彈用發動機結構

圖20 機匣振動加速度時間歷程

振動加速度隨轉速的變化曲線如圖21所示，其中圖21（a）為加速度1×、2×、3×、4×分量隨轉速的變化關系曲線，圖21（b）為加速度1×、2×、3×、4×綜合有效值隨轉速的變化關系曲線。從圖中可見：（1）轉速從30000～50000 r/min變化過程中，振動值逐漸增大，在50000 r/min附近振動出現了很大的波動；（2）在除50000 r/min轉速以外的所有轉速范圍內，1×分量均遠大于2×、3×、4×分量。而在50000 r/min轉速附近，3×分量大于1×分量。從圖21（b）中可見50000 r/min的振動有效值達到了110g，明顯高于其他轉速區域。

圖21 轉速-振幅曲線

將整個振動過程分為 S1:125～350 s、S1: 350～600 s、S1:600～850 s 3段。時間段S1、S2、S3 的3維瀑布圖分別如圖22～24所示。從3維瀑布圖中明顯可見，在3000 r/min附近沒有出現明顯的13倍頻、而在50000、55000、56000、58000 r/min等轉速附近均出現了明顯的13倍頻。而該發動機壓氣機葉片數正好為13個。

轉速為50812 r/min的頻譜及其縱坐標放大如圖25～26所示；轉速為54750、56625、58500 r/min的頻譜分別如圖27～29所示。從圖中可見，在50812 r/min時，13倍頻達到了140g，且兩側出現了較大的12倍頻和14倍頻，即13倍頻兩側出現了以轉頻為間隔的調制邊頻。在低頻段，3倍頻明顯大于了1倍頻。而在54750 r/min時，13倍頻僅為25g，在56625 r/min時，13倍頻僅為20g，在58500 r/min時，13倍頻僅為40g。且13倍頻兩側的12倍頻和14倍頻分量均很小。而在低頻段也是1倍頻分量明顯高于2倍頻和3倍頻分量。

圖22 S1:125～350 s段3維瀑布圖

圖23 S2:350～600 s段3維瀑布圖

圖24 S3:600～850 s段3維瀑布圖

2.3 發動機振動信號分析結論

從振動信號分析中可以得出如下結論：發動機在50000 r/min附近出現轉靜碰摩，其需要依據和信號特征體現在：

（1）在轉速為50000 r/min附近振動有效值高達110 g；且振動出現劇烈波動。

（2）在轉速為50000 r/min附近，葉片通過頻率（即13倍頻分量）劇增，由碰摩產生的13倍頻分量疊加在由于氣動力產生的13倍頻分量上，從而導致該頻率成分急劇增加，且碰摩程度越嚴重，該分量將變得越大。同時，在葉片通過頻率附近將產生以轉頻為間隔的調制邊頻。而在其他轉速下，雖然由于氣動力產生的13倍頻也存在，但是其分量基本在40g以下，且不存在邊頻。表明在其他轉速下不存在碰摩。

圖25 轉速為50812 r/min階次譜

圖26 轉速為50812 r/min階次譜（圖25縱坐標放大）

圖27 轉速為54750 r/min階次譜

圖28 轉速為56625 r/min階次譜

圖29 轉速為58500 r/min階次譜

（3）在50000為r/min附近，低頻段振動出現3倍頻分量明顯高于1倍頻，而在其他轉速下均為1倍頻分量明顯高于2倍頻和3倍頻。

通過對發動機分解發現離心葉輪與離心機匣出現了刮蹭，有力地驗證了診斷的正確性，同時，也充分驗證了本文關于碰摩故障特征分析的正確有效性。

3 結論

通過航空發動機轉子試驗器的碰摩試驗以及對實際試車數據的信號分析，得出了關于航空發動機葉片-機匣碰摩故障在機匣加速度測點的振動加速度信號特征，取得了如下研究結果：

（1）碰摩發生時，機匣振動加速度具有明顯的周期沖擊特征，其沖擊頻率為葉片通過頻率，即為旋轉頻率與葉片數的積，在頻譜上出現了該葉片通過頻率及其倍頻，由于轉子在不平衡力作用下產生渦動，從而導致沖擊的大小受旋轉頻率調制，因此，在葉片通過頻率及其倍頻兩側出現了以旋轉頻率為間隔的邊頻帶族。對比正常的無碰摩時的機匣振動加速度信號，可以看出，在無碰摩時，信號中不存在上述特征。

（2）在低頻段，碰摩時的機匣加速度特征主要表現為轉頻及其倍頻分量。與不碰狀態下相比，倍頻分量更為突出。目前，關于航空發動機的整機振動故障診斷主要依據信號的低頻段進行分析，而忽視了高頻段，而正是加速度信號的高頻段蘊含了航空發動機的關于碰摩故障的重要信息。

（3）盡管實際航空發動機工作中氣動力也將產生葉片通過頻率，但是碰摩一旦發生，將導致葉片通過頻率分量劇增，且在其兩側伴隨有以轉頻為間隔的調制邊頻。

本文研究結果對于航空發動機實際故障診斷工作具有重要的借鑒意義和參考價值。

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Feature Analysis and Verification of Casing Vibration Acceleration for Aeroengine Blade-casing Rubbing Fault

CHEN Guo1,FENG Guo-quan2,JIANG Guang-yi2,LI Cheng-gang2,WANG De-you2
（1.College of Civil Aviation,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China; 2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shengyang 110015,China）

In order to extract the casing acceleration vibration characteristics under blade-casing rubbing,rotor blade-casing singlepoint rubbing and partial rubbing experiments were performed with aeroengine rotor test rig.By means of the frequency spectrum analysis and the cepstrum analysis methods,the casing vibration acceleration signals were analyzed in order to extract the rubbing faults' characteristics.The results show that the casing signals under rubbing have obvious impact characteristics;the impact frequency equals the product of rotating frequency and the number of blades;there is the impact frequency and its frequency doubling in the frequency spectrum; the size of impact is modulated by rotating frequency,so that there are families of side bands on impact frequency and both sides of frequency doubling,and the side bands'interval equals the rotating frequency.There are obvious frequency components of the rotating frequency and its frequency doubling in the Cepstrum.The analysis results are verified by using the actual aeroengine test data.

rubbing;blade-casing;acceleration signals;aeroengine;vibration

V23.9

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.01.002

2013-12-24 基金項目：國家自然科學基金（61179057）、國家安全重大基礎研究項目（613139）資助

陳果（1972），男，博士，教授，博士生導師，主要研究方向為航空發動機智能診斷及專家系統、航空發動機整機振動與轉子動力學；E-mail: cgzyx@263.net。

陳果，馮國權，姜廣義，等.航空發動機葉片-機匣碰摩故障的機匣振動加速度特征分析及驗證[J].航空發動機，2014，40（1）：10-16,78. CHEN Guo,FENG Guoquan,JIANG Guangyi,et al.Feature analysis and verification of casing vibration acceleration for aeroengine bladecasing rubbing fault[J].Aeroengine，2014，40（1）：10-16,78.