某型發動機風扇轉子本機平衡試驗研究

吳元東，婁金偉，范順昌，姜廣義

（1.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015；2.駐沈陽黎明航空發動機集團公司軍事代表室，沈陽110043）

0 引言

振動抑制是航空發動機研制過程中的重要考核目標，發動機出廠檢驗試車要求的振動水平比工廠內試車嚴格，振動超過限制值的發動機不允許出廠試飛。對某軍用高推重比發動機振動問題分析表明，在諸多因素中，轉子不平衡量過大是導致振動超限的主要原因之一。轉子平衡技術（特別是轉子在整機裝配之前的動平衡）是抑制振動的關鍵技術之一，但目前由于受客觀條件所限，平衡轉速遠低于發動機的實際工作轉速，平衡不帶葉片，而實際發動機轉子運轉帶有葉片，且受到流體載荷和溫度影響，試驗室條件下的轉子平衡無法保證平衡品質[1-6]。本機平衡是發動機在整機狀態下，對其轉子本身進行的動平衡，平衡轉速即為工作轉速，平衡結果直接決定實際振動大小，該方法已被民機所采用，但受結構特點的限制，在軍機上難以應用[7]。本機平衡對發動機的振動抑制具有重要意義，是航空發動機研制中的關鍵技術之一，也是其結構完整性研究中極其重要的內容[8]。

某型軍用小涵道比渦扇發動機在試車時，低壓風扇轉子基頻的振動超標，不符合出廠檢驗試車標準，無法出廠裝機。本文介紹了利用三圓法對其低壓轉子風扇進行本機平衡的整個過程，平衡之后振動值大幅度降低，符合出廠標準。

1 本機平衡基本方法

目前本機平衡常用相位分析法和三圓法[9～13]。

相位分析法要求測量振動的同時測量轉子旋轉的相位信號。通常是在轉速脈沖信號中增加1個奇異脈沖，該脈沖對應轉子的某個相位，再找到振動時域信號中的峰值相位，根據差值，便可確定轉子初始不平衡量的相位，配重質量由初始振動大小決定。該型發動機不具備輸出轉子相位信號的條件，所以采用三圓法進行平衡試重。

三圓法只要求記錄平衡面振動幅值。在發動機原始狀態下測量轉子的振動響應，假定其初始振動的振幅為X0，以X0為半徑，以O點為圓心作圖，并將該圓分為3等分，標出圓周上的等分點A、B和C，如圖1所示。

圖1 三圓法繪圖方法

在轉子校正面上3等分校正圓的0°、120°、240°位置上分別安放1個已知配重m（假定校正圓的半徑不變），依次測得相應的振動響應幅值為XA、XB和XC，以XA、XB和XC為半徑畫圓，3個圓交于P點，從圖上量出OP的數值，可得平衡校正量me

從圖上沿轉子轉動方向量出OA和OP的夾角，然后從轉子上安放試驗配重的0°位置開始順著轉動方向量出α。于是，m的安放位置即在校正圓上由α角所確定方位的E點。

理論上以XA、XB和XC為半徑畫圓，3個圓會交于1點P，但實際情況由于轉子結構的復雜性以及測量誤差，3個圓往往不交于1點?？煞?類討論，1是3圓圍成1個公共區域（如圖2所示），這時用3圓交點確定的Δabc的形心（中線交點）作為P點。

另1種3圓沒有公共區域，如圖3所示，這幾種情況發生的概率較小。一旦出現，建議重新檢查振動測試系統、配重質量和相位是否準確，確保精度，然后重新進行配重試驗。如果現象重復出現，說明不平衡量不是引起振動的主要因素，若繼續進行配重，效果會不理想，建議不再繼續進行本機平衡，考慮其他方法解決。

圖2 P點常見的確定方式

圖3 無法確定P點的情況

2 發動機的振動表現

本臺發動機整機振動測試方案如圖4所示。共有 A1、A13、V2、V3、A4、V56個測點，分布在3個振動測 試 面 （A-A、B-B 和C-C），分別在進氣機匣、中介機匣和渦輪后機匣，此3個機匣均為轉子系統的承力機匣，各測點測試參數見表1。本次本機平衡針對A-A截面，A-A截面即為轉子矯正面。

圖4 整機振動測試方案

表1 整機振動測試參數

在試車過程中，發現進氣機匣跟蹤低壓基頻的水平A1和垂直A132個測點，在低壓轉速72%附近振動超限，A1處最大200μm，A13處最大150μm，均超過限制值80μm，如圖5所示。

圖5 平衡之前振動表現

經過反復磨合之后，振動值仍然沒有減小。該發動機進氣機匣的振動表現是典型的低壓轉子過臨界特征[14]，懷疑引起過臨界振動超限的主要原因是風扇轉子的初始殘余不平衡量過大。

3 試重方案、準備及實施

根據發動機結構，選擇風扇轉子前支點軸承內部的分油盤，在分油盤上添加2個配重螺釘，如圖6所示。配重質量為23 g，質心半徑為43 mm，等效不平衡量為 1000 g·mm。

在試車臺架上拆下發動機進氣帽罩等相關組件，給分油盤添加配重。首次安裝相位不作要求，標記為A狀態，第2、3次分別依次逆時針旋轉添加配重位置120°，分別標記為B狀態和C狀態，發動機原始狀態標記為N狀態。3次試重的試車程序保持一致，如圖7所示。

圖6 試重方案

圖7 試車程序

分別記錄3次試重進氣機匣2個振動測點A1和A13在不同轉速下的大小，試重結果振動對比見表2，A1和A13處試重效果如圖8、9所示[15]。

表2 試重結果振動對比 μm

根據三圓法的繪圖規則，繪制各轉速下的效果圖，如圖10所示。

圖8 A1測點試重效果

圖9 A13測點試重效果

圖10 不同轉速下三圓法繪圖結果

根據繪圖結果，匯總各轉速下的矯正不平衡量，見表3。

表3 不同轉速下的相位和矯正不平衡量

不同轉速下繪圖結果有差異，主要原因是不同轉速下的振動對不平衡量敏感程度不一樣，以及N1在接近70%附近，不平衡量引起的振動有可能被臨界轉速放大，所以暫不考慮臨界轉速附近的計算結果。在低于臨界轉速60%～64%范圍內的計算結果比較穩定，考慮60%、63%和64%3個轉速的矯正不平衡量非常接近，折中選取63%的結果為參考。

另外，考慮局部振動的影響，進氣機匣2個測點對轉子振動的敏感程度不完全一致，發動機走臺階程序和慢掃描程序3次，進氣機匣垂直測點A13均比水平測點A1的一致性要好，如圖11所示。從圖中可見，A13測點比A1測點更能準確反映轉子真實振動情況，所以最終選取垂直測點A13為參考。

圖11 臺階和慢掃一致性對比

4 平衡方案、準備及實施

由于試重方案主要考慮現場操作的便利性，選取在靠近風扇轉子前支點的端面增加配重螺釘，但此方法在發動機長時間運行后并不可靠。所以最終的平衡方案是將發動機下臺返廠，分解進氣機匣，在第1級風扇輪盤前緣螺釘處增加配重。

在輪盤對應的135°（即C相位向B相位偏15°）位置添加配重，使平衡矯正量約為1800 g·mm，配重完畢，發動機恢復裝配。

5 本機平衡效果

發動機返回試車臺架，驗證開車，試車程序與試重方案一致，進氣機匣振動表現良好，在A1測點不超過65μm，在A13測點不超過50μm，振動幅值相對于平衡之前有大幅度減小，為驗證振動的穩定性，連續試推了3次，重復性較好，如圖12所示。

為了更直觀地表現本次本機平衡的效果，把平衡前后進氣機匣的振動數據放到同一坐標系下對比，并把橫坐標切換為低壓轉速N1，如圖13、14所示。

本次平衡是針對低壓轉子的前端——風扇轉子，平衡之后，低壓轉子的后端——低壓渦輪的振動也有所改善，如圖15所示。

圖12 本機平衡之后振動表現

圖13 進氣機匣水平A1測點對比

圖14 進氣機匣垂直A13測點對比

圖15 渦輪后機匣垂直A4測點對比

由于本次平衡針對低壓轉子，平衡之后，高壓轉子振動的變化具有不可預測性，所以把高壓轉子的振動情況也作了對比，如圖16所示。從圖中可見，本次平衡之后，高壓轉速N2最大值略有增大，但增大幅度非常有限，仍遠小于限制值?？梢姳緳C平衡未對高壓振動造成顯著影響。

平衡之后對發動機進行出廠檢驗試車，整機振動符合出廠標準，發動機順利出廠。

圖16 高壓轉子振動對比

6 總結

（1）本次本機平衡過程，采用三圓法現場平衡，能夠有效定位某軍用航空發動機風扇轉子不平衡量的方位，并給出合理的矯正不平衡量；

（2）對于三圓法繪圖過程中出現沒有公共交集的情況，本文既給出合理的處理方法，又闡述了可能發生的原因；

（3）矯正不平衡量平衡之后的發動機的低壓轉子振動值大幅度減小，并小于振動限制值，平衡結果有效；

（4）針對低壓風扇轉子的平衡，不僅能有效降低風扇轉子的低壓振動，而且對低壓渦輪的振動也有抑制作用；

（5）低壓轉子本機平衡之后，未對高壓轉子振動造成顯著影響；

（6）作為試驗器的初始動平衡的補充，本機平衡可確保發動機在全轉速范圍內的振動不超限，為發動機安全運行提供保證。