郭小鵬，吳英祥，姜廣義

(沈陽發(fā)動機設計研究所 第十三研究室，沈陽 110015)

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轉(zhuǎn)子熱彎曲引起的振動故障特征與試驗研究

郭小鵬，吳英祥，姜廣義

(沈陽發(fā)動機設計研究所 第十三研究室，沈陽 110015)

從試驗角度研究熱彎曲對轉(zhuǎn)子振動的影響和轉(zhuǎn)子振動故障特征。在考慮溫度場載荷工況下建立三維實體有限元模型。在熱彎曲變形和初始變形條件下進行了某型發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子振動響應分析，并對在不同停車時間間隔下的啟動過程中的高壓轉(zhuǎn)子振動情況進行了統(tǒng)計分析。結(jié)果顯示：該型發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速范圍為54.0%～56.1%N2，停車后25分鐘內(nèi)再啟動時熱彎曲對高壓轉(zhuǎn)子影響最大，300分鐘后再啟動時熱彎曲對高壓轉(zhuǎn)子影響很小。熱啟動應該避開停車30分鐘這一時間段，或者在這一時間段冷運轉(zhuǎn)后再啟動以減小熱彎曲對瞬態(tài)振動的影響。研究為轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的優(yōu)化設計提供了一定的理論基礎(chǔ)和試驗數(shù)據(jù)。

轉(zhuǎn)子熱彎曲；碰摩；整機振動；臨界轉(zhuǎn)速；有限元

航空發(fā)動機是在高速、高溫和高負荷下工作的動力機械，這種復雜的旋轉(zhuǎn)機械的壓力、溫度、轉(zhuǎn)速和應力變化范圍很大。由于航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的工作環(huán)境非常惡劣，特別是在發(fā)動機起停過程中，明顯地表現(xiàn)出溫度分布不均及溫度隨停車時間變化對發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子的振動響應具有較大的影響。目前國內(nèi)外學者廣泛采用單一物理場轉(zhuǎn)子動力學模型研究轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力學特性，忽略轉(zhuǎn)子溫度場對動力學特性的研究。對于簡單轉(zhuǎn)子系統(tǒng)單一瞬態(tài)動力學的研究較廣泛，對于復雜轉(zhuǎn)子系統(tǒng)瞬態(tài)溫度場下的瞬態(tài)熱振動的研究很少[1-3]。因此，進行復雜熱環(huán)境下的復雜轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學行為研究具有重要的理論和工程意義。任平珍等人[4-5]研究了航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)熱彎曲下的穩(wěn)態(tài)振動特性，未考慮瞬態(tài)溫度場的影響。本文建立考慮溫度場載荷工況下的三維實體有限元模型，計算了高壓轉(zhuǎn)子在溫度場下的熱彎曲變形和高壓轉(zhuǎn)子在具有初始變形的振動響應，并對某型發(fā)動機長試過程中不同停車時間間隔下再啟動過程中高壓轉(zhuǎn)子的振動情況進行了統(tǒng)計分析。

1 振動故障特征和原因分析

轉(zhuǎn)子熱彎曲是指由于轉(zhuǎn)子上、下溫度不同，導致熱膨脹伸長不一樣，使得轉(zhuǎn)子發(fā)生暫時性的彎曲，一旦溫度均勻轉(zhuǎn)子的熱彎曲就會消失。

1.1 轉(zhuǎn)子熱彎曲現(xiàn)象和特征

轉(zhuǎn)子熱彎曲的最突出特點是在發(fā)動機熱啟動過程中或熱啟動將完成剛進入慢車轉(zhuǎn)速時，發(fā)動機發(fā)生較大振動。當故障現(xiàn)象較輕時，壓氣機轉(zhuǎn)子工作葉片輕微偏磨，前軸承滾子輕微擦傷，發(fā)動機效率降低；故障嚴重時，壓氣機轉(zhuǎn)子前軸承滾子、保持架和內(nèi)環(huán)“抱死”，外環(huán)嚴重損傷，軸承內(nèi)環(huán)相對外環(huán)產(chǎn)生偏心，使壓氣機轉(zhuǎn)子嚴重偏磨，有時引起壓氣機轉(zhuǎn)子葉片與機匣以及轉(zhuǎn)子封嚴篦齒與靜子葉片封嚴環(huán)之間嚴重碰摩，嚴重時造成轉(zhuǎn)子葉尖多處掉角和出現(xiàn)裂紋等后果[6-14]。國內(nèi)外航空發(fā)動機研制部門非常重視對轉(zhuǎn)子熱啟動問題的研究和驗證工作。美國空軍的渦輪發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱指出，從滿足飛機戰(zhàn)術(shù)要求來講，應該將解決熱啟動問題列入修改結(jié)構(gòu)或冷卻流路等日程，并已將研究撓曲轉(zhuǎn)子的起動問題列入新的設計和試驗中[15]。航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子熱彎曲故障常發(fā)生在壓氣機轉(zhuǎn)子而不易發(fā)生在渦輪轉(zhuǎn)子處。因為渦輪轉(zhuǎn)子的渦輪軸外面通常有隔熱屏包圍，燃燒室的熱量難以傳到渦輪軸，再者渦輪級數(shù)少，距噴口近，通風條件好，所以發(fā)動機停車后熱啟動渦輪轉(zhuǎn)子的熱彎曲現(xiàn)象不嚴重，即使有一些熱彎曲量，也因渦輪轉(zhuǎn)子工作葉片葉尖間隙大而不易發(fā)生熱彎曲故障。

熱彎曲的轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)時，因質(zhì)量離心力不平衡將引起較大振動，振動特征與轉(zhuǎn)子不平衡引起的振動特征有相似之處，也有差別。轉(zhuǎn)子熱彎曲(a)與不平衡力(b)作用下兩種振動的幅頻線如圖1所示。R為振幅，R0是轉(zhuǎn)子原始彎曲撓度，e是轉(zhuǎn)子不平衡偏心距。

圖1 轉(zhuǎn)子初始彎曲和不平衡時的幅頻圖

從圖1可以看出，臨界轉(zhuǎn)速時振動最大；轉(zhuǎn)子彎曲引起的振動在亞臨界、低轉(zhuǎn)速時的振幅比質(zhì)量偏心時的大；在遠超臨界轉(zhuǎn)速時轉(zhuǎn)子彎曲引起的振幅要比轉(zhuǎn)子不平衡引起的小。轉(zhuǎn)子在低轉(zhuǎn)速時振動較大，若是熱啟動后出現(xiàn)的，可以肯定是轉(zhuǎn)子發(fā)生了熱彎曲，轉(zhuǎn)子在慢車轉(zhuǎn)速期間發(fā)現(xiàn)振動過大就不會是轉(zhuǎn)子熱彎曲故障，很可能是起因于轉(zhuǎn)子不平衡。如果不是熱啟動發(fā)現(xiàn)臨界轉(zhuǎn)速時振動過大，則肯定不是轉(zhuǎn)子熱彎曲，有可能是轉(zhuǎn)子不平衡量過大引起。發(fā)動機在工作轉(zhuǎn)速不會出現(xiàn)轉(zhuǎn)子熱彎曲，在飛機飛行中停車再啟動也不會發(fā)生轉(zhuǎn)子熱彎曲故障，因為發(fā)動機在空中停車后，轉(zhuǎn)子會被氣流吹轉(zhuǎn)使得轉(zhuǎn)子沿圓周溫度分布均勻，所以轉(zhuǎn)子熱彎曲發(fā)生在地面啟動過程中。

1.2 轉(zhuǎn)子熱彎曲原因分析

航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子存在一個共振轉(zhuǎn)速(即臨界轉(zhuǎn)速)，由于轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的不平衡量，軸頸不同心和轉(zhuǎn)子初始彎曲等原因，特別是在航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子停車后，在冷卻過程中因自然對流換熱，發(fā)動機轉(zhuǎn)子部件溫度分布產(chǎn)生強烈變化，使轉(zhuǎn)子的實際溫度分布在各個軸段均不相同，轉(zhuǎn)子發(fā)生熱彎曲變形,如果在熱彎曲變形過大情況下再次啟動，會產(chǎn)生很大的振動。國內(nèi)外曾多次發(fā)生發(fā)動機因轉(zhuǎn)子熱彎曲引發(fā)的振動明顯增大問題。如奧林巴斯593發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子在發(fā)動機停車后產(chǎn)生了較嚴重的熱彎曲，特別是在停車后1.5 h更加嚴重；某國產(chǎn)發(fā)動機壓氣機在5、8級外機匣上靠下左右兩側(cè)各裝有放氣活門，該發(fā)動機在地面試車中熱啟動后發(fā)生動、靜件碰摩故障，造成很大損失。其中一次故障后檢查發(fā)動機轉(zhuǎn)子磨損情況，發(fā)現(xiàn)壓氣機轉(zhuǎn)子都是同側(cè)碰摩，葉片損傷結(jié)果如表1所示。

表1 某發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子熱彎曲碰摩各級葉片損傷數(shù) 片

從表1中可以看出，第8級轉(zhuǎn)子葉片損傷比例最大，其次是5級，4、3、2、1級，最后為9、10級處。這是因為剛停車時壓氣機中各級氣體溫度后高前低，氣門打開后進入的冷空氣溫度相同，第8級葉片溫差比第5級的大，因此第8級葉片磨傷比例要比5級的磨傷比例高。從放氣活門進入的冷空氣向前流動，故5級前損傷比例逐級減少，9、10級葉片的溫差不受放氣活門進入的冷空氣影響，因此損傷葉片比例較少。此次故障表明放氣活門對該發(fā)動機熱啟動引起的碰摩故障起了重要作用。

2 高壓轉(zhuǎn)子有限元模型

2.1 計算模型

本文以某型航空發(fā)動機雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)中高壓轉(zhuǎn)子為研究對象，對實際高壓轉(zhuǎn)子軸系進行?；幚恚诳紤]溫度場載荷工況下采用轉(zhuǎn)子動力學有限元法進行振動響應分析。某型發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子系統(tǒng)模型如圖2所示，有限元計算模型如圖3所示，5個支點的剛度值如表2所示。計算邊界條件為前軸頸端面施加軸向位移約束，2個軸承支點截面分別施加垂直方向位移約束，對模型的3個不同區(qū)域施加了不同的溫度場，溫度場形式見表3。

1-前軸頸斷面；2-斜錐臂前拐點；3-三級盤；4-四級盤；5-五級盤；6-六級盤；7-七級盤；8-八級盤；9-九級盤；10-高壓后封嚴盤；11-鼓筒中間截面；12-高渦一級盤；13-高渦二級盤；14-高渦封嚴盤；15-后軸頸斷面

圖2 某型發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子系統(tǒng)模型

圖3 某型發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子有限元計算模型

支點號12345剛度/(N·m-1)2．1×1076．86×1075．54×10725×1071．25×107

表3 溫度場的變化情況

2.2 計算結(jié)果

在如表3所示的溫度場作用下，通過有限元計算得到轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的位移變化云圖見圖4，二、三支點的位移響應見圖5,二、三支點速度響應見圖6，圖7為高壓轉(zhuǎn)子前四階陣型，高壓轉(zhuǎn)子的臨界轉(zhuǎn)速和應變能分布見表4。

圖4 溫度場作用下的位移變形云圖

圖5 三支點的位移響應圖

由圖5和圖6可以看出，二、三支點的最大響應出現(xiàn)在38 Hz，95 Hz，137 Hz和157 Hz等位置，峰值點附近位置響應受阻尼影響較大，離開峰值點的其他位置，主要是受熱彎曲變形的影響。從圖7及表4可以看出，前兩階臨界轉(zhuǎn)速遠低于發(fā)動機慢車轉(zhuǎn)速(73.6%)，因此不會引起大的振動，高壓激振第3階臨界轉(zhuǎn)速，振型為高壓轉(zhuǎn)子俯仰型，主要受高壓壓氣機質(zhì)量及3支點支承剛度的影響，3支點應變能占81.5%，高壓轉(zhuǎn)子應變能占14.5%，在發(fā)動機臺架振動表現(xiàn)為中介機匣高壓轉(zhuǎn)速分量振動，對應下文中V測點，對高壓轉(zhuǎn)子前端不平衡量比較敏感。

3 試驗結(jié)果

3.1 振動測點位置

某型航空發(fā)動機安裝于某臺架，發(fā)動機主支點在順航向右側(cè)，后吊掛為左側(cè)。振動傳感器安裝位置如圖8所示，其中V測點位于中介機匣后，安裝邊垂直正上方，此測點振動值反映了發(fā)動機三支點振動情況。

圖6 三支點的速度響應圖

圖7 前四階臨界轉(zhuǎn)速對應的振動模態(tài)

階次臨界轉(zhuǎn)速/%Erotor/%E1/%E2/%E3/%E4/%E5/%115．574．10．250．260．360．4424．6238．890．57．420．391．450．050．21355．814．50．00140．3681．52．191．41464．271．70．164．6622．640．620．198

圖8 振動測點安裝位置

3.2 瞬態(tài)溫度場對高壓轉(zhuǎn)子振動響應的影響

本文對某型航空發(fā)動機長試過程中不同停車時間間隔下再啟動過程中高壓轉(zhuǎn)子的振動情況進行了統(tǒng)計和分析，得到了自然對流條件下不同停車時刻高壓轉(zhuǎn)子瞬態(tài)熱啟動過程中的振動響應。表5給出了不同啟動時間高壓轉(zhuǎn)子在臨界轉(zhuǎn)速附近的整機振動響應，圖9為不同啟動時間高壓轉(zhuǎn)子的振動趨勢圖，圖10為該發(fā)動機啟動時V測點振動三維頻譜圖。

在高壓轉(zhuǎn)子停車后的冷卻過程中因自然對流換熱轉(zhuǎn)子發(fā)生熱彎曲變形。如果在熱彎曲變形過大的情況下再次啟動，會產(chǎn)生很大振動，因此本文對某型發(fā)動機長試過程中不同停車時間間隔下再啟動過程中高壓轉(zhuǎn)子的振動情況進行了統(tǒng)計分析。從圖9中可以看出，發(fā)動機在停車后25 min

表5 不同啟動時間高壓轉(zhuǎn)子在臨界轉(zhuǎn)速時的振動響應

圖9 不同啟動時間高壓轉(zhuǎn)子V測點振動趨勢圖

圖10 發(fā)動機啟動時V測點振動三維頻譜圖

內(nèi)再啟動熱彎曲對高壓轉(zhuǎn)子影響最大，此時V測點振動為27 mm/s，30～120 min內(nèi)熱彎曲對高壓轉(zhuǎn)子影響降低一些，此時V測點振動為20 mm/s左右，當300 min以后再啟動熱彎曲對高壓轉(zhuǎn)子影響很小，此時V測點振動為10 mm/s以下。從V測點振動三維頻譜圖中可以看出啟動過程中振動頻率成份主要為高壓基頻(N2)和倍頻(2N2)，通過對高壓轉(zhuǎn)子的振動情況統(tǒng)計分析得到某型發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速范圍為54.0%～56.1%N2，這與有限元計算得到的55.8%N2一致，高壓轉(zhuǎn)子停車后冷卻過程中因自然對流換熱，使轉(zhuǎn)子發(fā)生熱彎曲變形。如果在熱彎曲變形過大的情況下再次啟動，會產(chǎn)生很大的振動，通過本文試驗統(tǒng)計得到發(fā)動機在停車后25 min內(nèi)再啟動熱彎區(qū)對高壓轉(zhuǎn)子影響最大，熱啟動時應該盡量避開停車30 min這一時間段，或者在這一時間段冷運轉(zhuǎn)后再啟動減小熱彎曲對瞬態(tài)振動的影響。

4 結(jié)論

(1)三支點峰值點附近位置響應的實際大小受阻尼影響較大，離開峰值點的其他位置，主要是受熱彎曲變形的影響，速度響應除峰值點外，主要集中在10～30 mm/s之間，與試驗數(shù)據(jù)得到的振動值偏差小于5%。

(2)通過對高壓轉(zhuǎn)子的振動情況統(tǒng)計分析得到某型發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速范圍為54.0%～56.1%N2，有限元計算得到高壓轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速為55.8%N2，理論計算與試驗得到高壓轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速偏差小于1.8%。

(3)發(fā)動機在停車后25 min內(nèi)再啟動熱彎曲對高壓轉(zhuǎn)子影響最大，此時V測點振動為27 mm/s；30～120 min內(nèi)熱彎曲對高壓轉(zhuǎn)子影響降低一些，此時V測點振動為20 mm/s左右；當300 min以后再啟動熱彎曲對高壓轉(zhuǎn)子影響很小，此時V測點振動為10 mm/s以下，熱啟動時應該盡量避開停車30 min這一時間段，或者在這一時間段冷運轉(zhuǎn)后再啟動減小熱彎曲對瞬態(tài)振動的影響。

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(責任編輯：宋麗萍 英文審校：劉紅江)

Experimental investigation of rotor vibration fault caused by rotor thermal bending

GUO Xiao-peng，WU Ying-xiang，JIANG Guang-yi

(The 13thResearch Dept.,Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China)

The effect of thermal bending on rotor vibration and the fault characteristics of rotor vibration were studied from an experimental perspective.Three-dimensional finite element model was established according to the temperature load.The vibration response analysis of the high-pressure rotor of an aeroengine was completed under thermal bending deformation and initial deformation.The vibration characteristics of high-pressure rotor were statistically analyzed for different restart processes under different stopping time interval.The analytical results show that the critical speed of high-pressure rotor of the engine ranges between 54.0%～ 56.1%N2 and thermal bending has the greatest impact on high-pressure rotor when the aeroengine restarts 25 minutes after stopping.However,thermal bending can hardly have any effect on high-pressure rotor if the engine restarts 300 minutes after stopping.It is advised that hot start be avoided within 30 minutes after stopping,or restart after cold operation during this time range,to decrease the effect of hot bending on transient vibration.The study provides the theoretical and experimental data for the optimization design of rotor system.

rotor thermal bending;rubbing；whole-body vibration;critical speed;FEM

2014-12-13

國家重大基礎(chǔ)研究資助項目(項目編號：國家973項目XXX)

郭小鵬(1982-)男，河北淶水人，工程師，主要研究方向:航空發(fā)動機強度、振動及噪聲，E-mail:guoxiaopeng312@163.com。

2095-1248(2015)05-0026-06

V232.4

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.05.002

航空宇航工程