張龍，薛秀生，韓鵬卓，徐春雷

(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015)

航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動測試技術(shù)研究

張龍，薛秀生，韓鵬卓，徐春雷

(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015)

建立了航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動模型，研制了一套專門用于航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動測量的測試系統(tǒng)。通過獲取轉(zhuǎn)子葉片葉尖間隙、葉片到達時間的信息，采用離散周期信號頻譜分析方法，獲得發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子徑向振動數(shù)據(jù)。結(jié)果表明，隨著轉(zhuǎn)速的升高，轉(zhuǎn)子徑向振動的幅值、頻率及相位角度均增大。該結(jié)果對發(fā)動機的結(jié)構(gòu)設(shè)計起指導(dǎo)作用，為轉(zhuǎn)子徑向振動主動抑制技術(shù)研究提供了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

渦輪發(fā)動機；轉(zhuǎn)子；徑向振動；葉尖間隙；葉片到達時間；測試技術(shù)；頻譜

1 引言

振動過大一直是困擾航空發(fā)動機研制的技術(shù)難題，其中轉(zhuǎn)子徑向振動問題最為常見，嚴重制約發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展[1]。目前，國外航空發(fā)動機技術(shù)先進國家已經(jīng)將轉(zhuǎn)子系統(tǒng)主動抑制技術(shù)應(yīng)用到發(fā)動機設(shè)計過程中[2]，而國內(nèi)還主要通過優(yōu)化轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)設(shè)計與試驗驗證來解決徑向振動問題，對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)主動抑制技術(shù)的研究只停留在理論階段[3-4]。由于優(yōu)化發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計及利用轉(zhuǎn)子系統(tǒng)主動抑振技術(shù)的前提，都是要準(zhǔn)確測量轉(zhuǎn)子徑向振動信息，所以如何快速、準(zhǔn)確、低成本地對發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動信號進行檢測分析，就成為發(fā)動機轉(zhuǎn)子故障診斷的關(guān)鍵[5]。

目前，國內(nèi)在發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動測試領(lǐng)域還屬于技術(shù)空白。為此，本文開展了轉(zhuǎn)子徑向振動測試技術(shù)的研究，首次建立航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動模型，設(shè)計、組建了一套專門用于航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動監(jiān)視與分析的測試系統(tǒng)，并通過了試驗驗證，獲得了某型發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動數(shù)據(jù)。該測試方法屬于非接觸式測量，與傳統(tǒng)方法相比，具有不破壞被測物體，響應(yīng)時間短、可實時直接測量和分析轉(zhuǎn)子振動信息，以及適用發(fā)動機范圍廣、靈敏度高等優(yōu)勢[6]。

2 轉(zhuǎn)子徑向振動測試原理

工程實際中，發(fā)動機轉(zhuǎn)子在機匣內(nèi)做的是偏心轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)子徑向振動運動模型如圖1所示。雙點劃線圓為機匣內(nèi)壁的機匣圓，圓心為O點，半徑為R；點劃線圓為轉(zhuǎn)子輪廓的轉(zhuǎn)子圓，圓心為P點，半徑為r。

假設(shè)振動傳感器安裝在機匣的A點，轉(zhuǎn)子上的E點掃過形成實線圓，圓心為O點，半徑為r′。直線AO與轉(zhuǎn)子圓交于Q點，與實線圓交于D點。當(dāng)轉(zhuǎn)子順時針轉(zhuǎn)動角度α?xí)r，轉(zhuǎn)子由于偏心圓心達到了P點，轉(zhuǎn)子圓與實線圓內(nèi)切于E點。此時，傳感器測得的葉尖間隙值為：

式中：l0為機匣圓與實線圓半徑差，l(α)為α的函數(shù)。

根據(jù)實際情況，解方程得：

發(fā)動機在某一狀態(tài)穩(wěn)定運行時，轉(zhuǎn)子葉尖間隙值直流分量R-r、轉(zhuǎn)子振動幅值r′-r均可視為常數(shù)，將公式(6)表達為離散周期函數(shù)形式，即：

式中：i為轉(zhuǎn)子葉片序號，t為轉(zhuǎn)子葉片到達時間(s)，f為轉(zhuǎn)子振動頻率(Hz)，φ為轉(zhuǎn)子振動相位(rad)。

利用電容傳感器測量葉片的葉尖間隙值和葉片的到達時間值。實際應(yīng)用中，固定在機匣中的電容傳感器構(gòu)成電容的一個極，而葉片葉尖構(gòu)成電容的另一電極。傳感器與葉尖之間電容值是電極幾何形狀、兩極間距離及兩極間介質(zhì)的函數(shù)。假設(shè)電極的幾何形狀和介質(zhì)為常數(shù)，則電容值只是兩極間距離的函數(shù)，即電容值變化與發(fā)動機葉尖間隙變化存在對應(yīng)關(guān)系。利用葉片到達信號模型匹配技術(shù)及峰值點檢測技術(shù)，獲得葉片到達時間信息。

3 系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)與軟件實現(xiàn)

3.1 硬件結(jié)構(gòu)

系統(tǒng)硬件包括電容式測試探頭，三層雙屏蔽金屬電纜，延長電纜，電容測量模塊，以及數(shù)據(jù)采集、處理系統(tǒng)等。通過前端傳感器抗干擾結(jié)構(gòu)設(shè)計、專用數(shù)據(jù)電纜、抗干擾數(shù)據(jù)采集技術(shù)及硬件濾波技術(shù)的綜合設(shè)計，解決了測試信號中存在復(fù)雜干擾信號的問題。

3.2 軟件實現(xiàn)

系統(tǒng)軟件基于LabVIEW自主開發(fā)的PXI轉(zhuǎn)子徑向振動測試系統(tǒng)，具有使用靈活、功能多樣、專業(yè)性強等諸多優(yōu)點[7]。軟件中針對原始電壓信號，可進行葉片葉尖間隙和葉片到達時間分析，進而對轉(zhuǎn)子徑向振動信息進行分析。此外，該軟件開放性極強，可進行回放功能及相關(guān)參數(shù)分析功能的二次開發(fā)。軟件開發(fā)過程中，還結(jié)合系統(tǒng)硬件，重點進行了信號濾波、模型匹配、間隙檢測、葉片到達時間計算、鎖相技術(shù)的軟件編程設(shè)計，為轉(zhuǎn)子徑向振動提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。在此基礎(chǔ)上，通過編寫轉(zhuǎn)子徑向振動分析子程序，實現(xiàn)轉(zhuǎn)子徑向振動測量。

4 試驗驗證

某型發(fā)動機測試時，將兩支振動測試傳感器分別安裝于壓氣機一級、二級機匣內(nèi)，周向位置位于順航向右側(cè)。

試驗過程中，發(fā)動機在最大狀態(tài)停留30 s后拉回慢車狀態(tài)；然后從相對換算轉(zhuǎn)速nˉ=0.5狀態(tài)開始，以固定轉(zhuǎn)速為一個臺階逐步增速至nˉ=1.0狀態(tài)；每個臺階穩(wěn)定約60 s，共6個臺階轉(zhuǎn)速。每個臺階分別錄取一級、二級轉(zhuǎn)子徑向振動曲線，結(jié)果如圖2所示。分析可得：該轉(zhuǎn)速段隨著發(fā)動機狀態(tài)的升高，發(fā)動機一級、二級轉(zhuǎn)子徑向振動的幅值、頻率、峰值點相位角度均呈上升趨勢。

對發(fā)動機一級、二級轉(zhuǎn)子各狀態(tài)臺階轉(zhuǎn)子徑向振動曲線進行頻率-幅度譜、頻率-相位譜分析，其結(jié)果如圖3、圖4所示。通過兩組試驗數(shù)據(jù)，可得到一級、二級轉(zhuǎn)子徑向振動數(shù)據(jù)對比曲線。

圖5分別給出了轉(zhuǎn)子徑向振動頻率、幅值和相位隨發(fā)動機狀態(tài)的變化曲線?？梢?，發(fā)動機狀態(tài)由0.5上升到1.0的過程中，一級、二級轉(zhuǎn)子徑向振動頻率逐漸增加。發(fā)動機狀態(tài)到達0.8以前，一級、二級轉(zhuǎn)子徑向振動相對幅值逐漸增大約0.20，且二級轉(zhuǎn)子振動相對幅值略大于一級轉(zhuǎn)子振動相對幅值約0.20；發(fā)動機狀態(tài)到達0.8以后，一級轉(zhuǎn)子徑向振動相對幅值繼續(xù)增大0.18，二級轉(zhuǎn)子徑向振動相對幅值反而減小0.16。一級轉(zhuǎn)子徑向振動相位角度增大約50°，二級轉(zhuǎn)子徑向振動相位角度增大約80°，且二級轉(zhuǎn)子徑向振動響應(yīng)略滯后于一級轉(zhuǎn)子。

5 結(jié)論

建立了某型發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動模型，提出了一種利用轉(zhuǎn)子葉片葉尖間隙及葉片到達時間信息測量轉(zhuǎn)子徑向振動的測試方法，得到了該型發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子徑向振動數(shù)據(jù)。試驗結(jié)果表明：

(1)隨著發(fā)動機轉(zhuǎn)速的升高，一級、二級轉(zhuǎn)子徑向振動頻率逐漸增大，并始終與轉(zhuǎn)速頻率保持一致，說明發(fā)動機一級、二級轉(zhuǎn)子徑向振動主要為一階振動；一級轉(zhuǎn)子徑向振動幅值一直增大，二級轉(zhuǎn)子徑向振動幅值先增大后減小，說明二級轉(zhuǎn)子的一階臨界轉(zhuǎn)速位于相對換算轉(zhuǎn)速0.8狀態(tài)附近；一級、二級轉(zhuǎn)子徑向振動相位角度逐漸增大，二級轉(zhuǎn)子略滯后于一級轉(zhuǎn)子。

(2)試驗得到的轉(zhuǎn)子徑向振動變化規(guī)律，對優(yōu)化該型發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計起到了指導(dǎo)意義。同時，該試驗數(shù)據(jù)結(jié)果充分驗證了測試系統(tǒng)的有效性，該測試系統(tǒng)完全可用于航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子徑向振動測試。

[1]李國鴻，李飛行.STFT在航空發(fā)動機振動信號處理中的應(yīng)用[J].測控技術(shù)，2013，32(4)：45—49.

[2]El-Shafei A，Hathout J P.Modeling and control of HSFDS for active control of rotor-bearing systems[J].ASME Jour?nal of Engineering for Gas Turbines and Power，1995，117 (4)：757—766.

[3]賀爾銘.轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動主動控制系統(tǒng)的理論研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，1993.

[4]賀爾銘，顧家柳，陳新海.航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子振動主動控制系統(tǒng)的綜合設(shè)計[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報，1996，14(3)：371—375.

[5]徐一鳴，劉精宇.發(fā)動機轉(zhuǎn)子振動信號虛擬測試系統(tǒng)[J].中國民航學(xué)院學(xué)報，2004，22(S0)：154—156.

[6]蔣云帆，廖明夫，王四季.航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子扭振測量新方法[J].振動、測試與診斷，2013，33(3)：410—415.

[7]馮德虎，劉滿銀.基于LabVIEW的虛擬測試轉(zhuǎn)子振動的研究[J].陜西科技大學(xué)學(xué)報，2006，24(5)：104—108.

Testing technology on rotor radial vibration for aero-engine

ZHANG Long，XUE Xiu-sheng，HAN Peng-zhuo，XU Chun-lei
(AECC Shenyang Engine Research Institute，Shengyang 110015，China)

The radial vibration model for aero-engine rotor was established,and a dedicated test system for the aero-engine rotor radial vibration measurement was set up.By obtaining rotor tip clearance,arrival time information,compressor rotor radial vibration data of an engine was obtained using discrete periodic signal spectrum analysis.The results show that as the speed increases,the rotor radial vibration amplitude,fre?quency and the vibration phase increase.The result is of guiding significance for an engine structure design, and provides the basic data for rotor radial vibration active suppression technology research.

turbine engine；rotor；radial vibration；tip clearance；blade arrival time；measuring technology；spectrum

V231.92

：A

：1672-2620(2017)01-0041-03

2016-04-16；

：2016-08-01

張龍(1986-)，男，遼寧鐵嶺人，工程師，碩士，主要從事發(fā)動機測試研究。