范潘潘 莊周柱 袁勝

摘 要：某渦槳發(fā)動機低壓模擬轉子的工作轉速在彎曲臨界轉速以下，該轉子出現了由不平衡引起振動超限，導致無法運行至工作轉速的問題，本文針對上述問題進行動平衡試驗研究。首先，在動平衡機上對低壓模擬轉子進行低速平衡，再結合柔性轉子高速動平衡技術，在高速旋轉試驗器上完成了低壓模擬轉子的高速動平衡試驗，動平衡試驗后的轉子振動明顯降低，表現出了良好的振動特性，平衡效果顯著。本文的研究為控制高轉速下同類型航空發(fā)動機轉子的振動提供了一種有效的途徑，具有重要的工程應用價值。

關鍵詞：渦槳發(fā)動機； 低壓模擬轉子； 動平衡技術； 剛性轉子； 不平衡； 試驗研究

中圖分類號：V231.96 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.06.005

振動是航空發(fā)動機轉子在運行過程中的常見故障，轉子振動過大將危害發(fā)動機的安全性和可靠性。引起轉子振動過大的因素很多，如轉子的不平衡量、油膜失穩(wěn)、碰磨、轉子內阻等，尤以轉子不平衡引起的振動最為普遍，振動故障統(tǒng)計表明，引起振動過大的激振力中95%是轉子的不平衡力[1]。為了減小由不平衡引起的發(fā)動機振動，有必要對轉子進行良好的動平衡。對轉子進行嚴格的平衡，可以提高發(fā)動機使用的安全性、可靠性、壽命和效率，動平衡技術已經成為航空發(fā)動機研制及發(fā)展的一項核心技術。大多數航空發(fā)動機轉子轉速高，長徑比大，工作轉速高于彎曲臨界轉速，屬于典型的柔性轉子，近年來，國內已對多型航空發(fā)動機高速柔性轉子進行了高速動平衡試驗研究，取得了良好的平衡效果，確保了型號研制進度，對整機減振起到很好的作用[2-8]。而對于如何解決航空發(fā)動機剛性轉子由不平衡引起的高轉速下振動問題，國內很少有公開的文獻報道。某渦槳發(fā)動機低壓模擬轉子的工作轉速在彎曲臨界轉速以下[9]，根據文獻[10]中剛性轉子的定義，可以看作剛性轉子，本文針對該剛性轉子進行了動平衡試驗研究，采用低速平衡和柔性轉子高速動平衡技術相結合的方法，對低壓模擬轉子進行動平衡的試驗方案，試驗后的轉子振動明顯減小，表現出良好的振動特性，平衡效果顯著，平衡后的轉子能夠平穩(wěn)地運行至工作轉速，本文的研究為控制高轉速下同類型轉子的振動提供了一種有效的途徑，具有重要的工程應用價值。

1 低壓模擬轉子簡介

低壓模擬轉子結構示意圖如圖1所示，該轉子主要包括四級壓氣機輪盤、一級渦輪盤、空心軸和中心拉桿等零部件，采用1-1-1三支點的支承方式，其中1號和3號軸承為滾棒軸承，2號軸承為滾珠軸承，1號和2號軸承位置采用了鼠籠式彈性支承和擠壓油膜阻尼器的結構形式，3號軸承位置采用了彈性環(huán)式彈性支承，1號鼠籠彈性支承剛度實測值為2.5×10N/m，2號鼠籠彈性支承剛度實測值為6.1×10N/m，3號彈性支承剛度實測值為0.5×10N/m，第二級壓氣機輪盤與第一、第三級壓氣機輪盤之間采用了止口定心傳扭的新結構。

2 低壓模擬轉子動力特性計算結果

文獻[9]計算得到的低壓模擬轉子前三階臨界轉速見表1。

文獻[9]計算得到的低壓模擬轉子前三階振型如圖2～圖4所示。

從表1和圖2～圖4可知，低壓模擬轉子運行至工作轉速時，需越過前兩階臨界轉速。低壓模擬轉子前兩階振型均為剛體振型；第三階振型低壓軸發(fā)生了明顯的彎曲變形，屬于彎曲振型。低壓模擬轉子工作轉速在彎曲型臨界轉速以下，可看作剛性轉子。

3 低壓模擬轉子低速平衡

為了減小低壓模擬轉子的不平衡力和不平衡力偶，先在動平衡機上進行平衡，平衡包括壓氣機輪盤、空心軸和中心拉桿等零件組裝后組件的低速動平衡，以及渦輪盤單個零件的靜平衡。

對壓氣機輪盤、空心軸和中心拉桿等零件組裝后的部件進行低速動平衡的示意圖如圖5所示。以A面和B面為支點，放置到動平衡機上，測量平面和校正平面均為I面和II面，部件的低速動平衡結果見表2。

由表2可知，部件在低速動平衡后，兩個校正面上的殘余不平衡量的最大值為5.343g？mm，滿足設計要求（要求I面和Ⅱ面的殘余不平衡量分別小于8.5g？mm和22.7g？mm）。

對渦輪盤進行靜平衡的示意圖如圖6所示，受渦輪盤的結構限制，無法在動平衡機上對該盤進行有效的支承，特加工了平衡芯棒。以C面和D面為支點，測量平面和校正平面為I面或Ⅱ面，平衡轉速設置為1001r/min，靜平衡后渦輪盤上的殘余不平衡量為10.64g？mm，滿足設計要求（要求I面或Ⅱ面上的殘余不平衡量小于12.96g？mm）。

將平衡后的渦輪盤和部件、供油環(huán)、軸承、軸承座，以及鎖緊螺母等零件進行裝配，完成低壓模擬轉子的裝配。

4 低壓模擬轉子高速動平衡試驗

在高速旋轉試驗器上進行低壓模擬轉子的高速動平衡試驗，試驗器的動力通過兩端帶花鍵的浮動軸輸入給低壓模擬轉子，試驗在真空狀態(tài)下進行，試驗過程中測量轉子撓度、支座振動加速度、彈支應變、軸承外環(huán)溫度和轉子轉速，低壓模擬轉子在高速旋轉試驗器上的安裝及測試示意圖如圖7所示，圖7中的“⊥”表示垂直方向，“=”表示水平方向，A1～A6為加速度傳感器，D1～D5為電渦流位移傳感器，S1～S4為應變計，T1～T3為熱電偶溫度傳感器。其中D2電渦流位移傳感器距離渦輪盤左端面（圖7中X0位置處）約100mm，D3和D4電渦流位移傳感器距離渦輪盤左端面約300mm，D1電渦流位移傳感器距離渦輪盤左端面約500mm。低壓模擬轉子安裝在試驗器上的實物照片如圖8所示。

4.1 高速動平衡前實測曲線

高速動平衡前，電機驅動低壓模擬轉子由靜止狀態(tài)逐步提高轉速，當轉子轉速運行至16746r/min時，A2測得的振動加速度值急劇上升，已達到報警值（4g），立即下拉轉子轉速至停車，由于該轉子的振動主要表現在振動加速度上，且受篇幅限制，僅給出振動加速度隨轉子的變化曲線。由A1～A6加速度傳感器測得的0～16746r/min范圍內的振動加速度—轉速曲線如圖9所示。

由圖9可知，低壓模擬轉子運行至16746r/min時，A1～A4測得的振動加速度值均有上漲的趨勢，且A4測得的振動加速度值已達到4g，從振動加速度曲線趨勢來看，該轉子很難平穩(wěn)運行至工作轉速。

4.2 高速動平衡過程

（1）第一輪高速動平衡過程

選擇平衡轉速為13000r/min，測量面為D5傳感器所在截面，平衡校正面為第一級壓氣機盤，試配重為M5的配重螺釘。轉子在13000r/min下的高速動平衡過程見表3。

（2）第二輪高速動平衡過程

在第一輪高速動平衡的基礎上，選擇平衡轉速為15000r/min，測量面為D1位移傳感器所在截面，平衡校正面為第四級壓氣機盤，試配重為M5配重螺釘。轉子在15000r/min下的動平衡過程見表4。

經過第一輪高速動平衡，轉子在13000r/min轉速下，D5傳感器測得的位移峰峰值由53.1μm降至16.9μm。第二輪高速動平衡后，轉子在15000r/min轉速下，D1傳感器測得的位移峰峰值由162μm降至40μm。兩輪高速動平衡后，低壓模擬轉子振動明顯降低。

4.3 高速動平衡前后效果對比

經過高速動平衡試驗后，低壓模擬轉子的振動明顯下降，平衡效果十分顯著，該轉子在高速動平衡前后的振動加速度隨轉速的振動曲線對比圖如圖10所示，其中紅色曲線為轉子高速動平衡前的振動加速度曲線，黑色曲線為轉子高速動平衡后的振動加速度曲線。低壓模擬轉子在16746r/min下的動平衡效果見表5。

由圖10和表5可知，高速動平衡后各支座的振動加速度顯著降低。轉子轉速為16746r/min時，平衡效果最明顯的是A支座垂直方向的振動加速度，從高速動平衡前的3.89g降至0.62g，平衡效果達到84.06%?？紤]到高速動平衡前，各支座的振動加速度隨轉速的上升仍有急劇上漲的趨勢，實際的平衡效果更顯著。經過高速動平衡試驗后，低壓模擬轉子能夠平穩(wěn)運行至工作轉速，平衡效果顯著。

5 結束語

本文針對某航空發(fā)動機低壓模擬轉子開展動平衡試驗技術研究，先進行低速動平衡試驗，再結合柔性轉子高速動平衡技術，進行高速動平衡試驗，動平衡后的轉子表現出了良好的振動特性，平衡效果顯著。本文的研究為控制同類型航空發(fā)動機轉子的振動提供了一種可行的途徑，具有重要的工程應用價值。

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Dynamic Balance Experiment Research on the Simulated Low-pressure Rotor of Turboprop Engine

Fan Panpan， Zhuang Zhouzhu， Yuan Sheng

AECC Key Laboratory of Aero-engine Vibration Technology， AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute，Zhuzhou 412002， China

Abstract： The working speed of the simulated low-pressure rotor of turboprop engine was lower than the bending critical speed. This rotor can not reach the working speed due to vibration exceeding the limit，which was caused by unbalance. Aiming at the problem above，the dynamic balance test research was studied in this paper. First of all，low speed balance of the simulated low-pressure rotor was carried out on the dynamic balance machine， and then combined with high-speed dynamic balance technology of flexible rotors，the high-speed dynamic balance test was completed on the high-speed rotating test rig. Vibration is obviously reduced after the dynamic balance test， the vibration characteristics of the rotor after dynamic balance is good. Balancing effect is ideal. The research will provide effective method for vibration control of aero-engine rotors of same type at high speed， which is of great application value.

Key Words： turboprop engine； simulated low-pressure rotor； dynamic balancing technology； rigid rotor； unbalance； experiment research