航空發(fā)動機(jī)整機(jī)振動控制技術(shù)分析

劉永泉，王德友，洪 杰，吳法勇，姜廣義，黃 海

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

航空發(fā)動機(jī)整機(jī)振動控制技術(shù)分析

劉永泉1，王德友1，洪 杰2，吳法勇1，姜廣義1，黃 海1

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

針對高性能航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和高溫高轉(zhuǎn)速工況下動力學(xué)穩(wěn)定性問題，提出了航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性設(shè)計(jì)分析是振動控制技術(shù)的牽引，裝配工藝控制技術(shù)是關(guān)鍵,振動試驗(yàn)測試技術(shù)是依賴手段的整機(jī)振動控制技術(shù)思路。總結(jié)了發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)動力學(xué)計(jì)算分析技術(shù)、結(jié)構(gòu)裝配工藝優(yōu)化技術(shù)、整機(jī)振動測試技術(shù)以及多年在發(fā)動機(jī)試驗(yàn)和試車中遇到的振動故障特征分析經(jīng)驗(yàn)，分析了目前發(fā)動機(jī)整機(jī)振動控制技術(shù)存在的問題，提出了未來工作發(fā)展的思路。

整機(jī)振動；控制技術(shù)；裝配工藝；測試技術(shù)；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

航空發(fā)動機(jī)動力學(xué)控制技術(shù)的主要目的是：通過對支承結(jié)構(gòu)和質(zhì)量分布的合理分配，保障發(fā)動機(jī)在全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)無有害振動[1]。然而,航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，其轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)具有多支點(diǎn)（5個支點(diǎn)，支點(diǎn)同心度難以保證）、跨度大（1.9 m，寬轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)很難實(shí)現(xiàn)剛性轉(zhuǎn)子特性）、雙轉(zhuǎn)子（采用中介軸承）的特點(diǎn)。轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)和機(jī)匣結(jié)構(gòu)的連接面多且形式復(fù)雜，采用了套齒、螺栓、配合摩擦等連接形式，在裝配過程中，大多數(shù)工藝參數(shù)難以測量，無法保證裝配質(zhì)量的重復(fù)性。航空發(fā)動機(jī)的工作環(huán)境復(fù)雜，工作溫度范圍大（環(huán)境溫度～2000℃）。導(dǎo)致結(jié)構(gòu)工藝特征參數(shù)和結(jié)構(gòu)特征參數(shù)的變化范圍大，引起發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)振動具有非線性時變特性；同時轉(zhuǎn)靜件間隙、支承剛度、同心度、不平衡量分布等動力學(xué)參數(shù)和氣動流場氣動力等隨發(fā)動機(jī)狀態(tài)和溫度場的變化而變化，造成各連接結(jié)構(gòu)部件振動傳遞特性相差也較大。此外，對轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性要求更為嚴(yán)格，要求非臨界區(qū)域轉(zhuǎn)速范圍寬（低壓為3000～9000 r/min，高壓為7000～15000 r/min)、轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)可在任意點(diǎn)停留。

考慮到航空發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和高溫高轉(zhuǎn)速的工作特性，未考慮上述連接結(jié)構(gòu)的時變非線性因素的整機(jī)振動模型計(jì)算結(jié)果與實(shí)際測試結(jié)果相差較大，長期以來很難實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動機(jī)動力學(xué)特性的精確評估，并很難對發(fā)生振動問題的航空發(fā)動機(jī)實(shí)行有效的整機(jī)振動控制。

為此，本文針對高性能航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和高溫高轉(zhuǎn)速工況下動力學(xué)穩(wěn)定性問題，指出目前航空發(fā)動機(jī)整機(jī)振動控制技術(shù)存在的問題，并提出了發(fā)展思路。

1 設(shè)計(jì)技術(shù)

在大型渦噴、渦扇發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)中，轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性設(shè)計(jì)的主要目的如下。

（1）評估轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速。對于大型發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)，要保證1階彎曲臨界轉(zhuǎn)速高于最大工作轉(zhuǎn)速并具有較大裕度，支承共振型臨界轉(zhuǎn)速避開常用工作轉(zhuǎn)速，同時需要減小由轉(zhuǎn)子殘余不平衡帶來的支承動載荷對所有相關(guān)零部件的影響。

（2）確定臨界轉(zhuǎn)速調(diào)整相關(guān)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)。解決初始方案臨界轉(zhuǎn)速不理想或其他因素要求結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計(jì)時的動力學(xué)影響分析方法。

（3）預(yù)估支承系統(tǒng)和機(jī)匣的振動特性。結(jié)合臨界轉(zhuǎn)速與撓曲變形的綜合分析，保障發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)靜件間隙保持在合理的分布范圍內(nèi)。

（4）評估轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)敏感性。給出初步的不平衡敏感系數(shù)，通過調(diào)整轉(zhuǎn)子不平衡修正量和位置，使發(fā)動機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)本機(jī)平衡的能力[2]。

（5）預(yù)示動力學(xué)特性不穩(wěn)定的振動頻率、限定值和相關(guān)發(fā)生的條件，確保發(fā)動機(jī)在整個飛行包線內(nèi)不發(fā)生危險振動。

（6）評估轉(zhuǎn)靜件相對動態(tài)位置關(guān)系，預(yù)估容易碰摩的截面、不平衡變化截面、支點(diǎn)不同心度和支承剛度變化支點(diǎn)對各振動監(jiān)測點(diǎn)的振動響應(yīng)特征，為發(fā)動機(jī)研制和使用過程中振動故障排除和結(jié)構(gòu)修改提供重要的參考依據(jù)。

要達(dá)到上述目的，發(fā)動機(jī)整機(jī)和連接結(jié)構(gòu)的動力學(xué)模型的有效性將是至關(guān)重要的，也對動力學(xué)計(jì)算提出更高要求。

1.1 考慮整機(jī)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的動力學(xué)設(shè)計(jì)

首先，目前航空發(fā)動機(jī)整機(jī)動力學(xué)設(shè)計(jì)主要集中于轉(zhuǎn)子動力學(xué)設(shè)計(jì)，研究轉(zhuǎn)子系統(tǒng)（或轉(zhuǎn)子—支承系統(tǒng)）的臨界轉(zhuǎn)速問題、穩(wěn)態(tài)不平衡響應(yīng)等問題。某型發(fā)動機(jī)雙轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速計(jì)算結(jié)果如圖1所示。由于未將轉(zhuǎn)子-支承-機(jī)匣-安裝系統(tǒng)作為整體進(jìn)行考慮，不能滿足對機(jī)動過載、支點(diǎn)同心度、轉(zhuǎn)靜件間隙等涉及整機(jī)結(jié)構(gòu)特征的因素進(jìn)行分析和研究，難以解決先進(jìn)渦扇發(fā)動機(jī)高度耦合的整機(jī)系統(tǒng)振動特性（振動固有特性和響應(yīng)特性）問題，也無法為構(gòu)件和部件的耐久性試驗(yàn)提供整機(jī)振動環(huán)境參考。

圖1 某型發(fā)動機(jī)雙轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速計(jì)算結(jié)果

其次，目前在發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)過程中開展的動力學(xué)分析主要進(jìn)行線性系統(tǒng)的振動設(shè)計(jì)，而對于系統(tǒng)中固有的非線性因素都進(jìn)行等效線性化處理，包括結(jié)合面連接剛度（不同連接結(jié)構(gòu)剛度隨載荷和定位面緊度變化規(guī)律如圖2所示）、超大不平衡量、阻尼、擠壓油膜阻尼器、碰磨等因素引起的非線性剛度和非線性阻尼。在此前的發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)過程中，這樣的處理能夠簡化計(jì)算、提高效率，而且對于大多數(shù)設(shè)計(jì)來說具有可接受的工程精度。但隨著先進(jìn)發(fā)動機(jī)的發(fā)展，特別是高推比發(fā)動機(jī)的要求，結(jié)構(gòu)上的非線性因素進(jìn)一步增多，其影響也明顯增大。由此，線性化處理對于部分大振幅帶來的強(qiáng)非線性則明顯不適應(yīng)，只有對整機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行非線性振動問題研究，才可以更準(zhǔn)確地把握振動特性的本質(zhì)。

圖2 不同連接結(jié)構(gòu)剛度隨載荷和定位面緊度變化規(guī)律

再次，在發(fā)動機(jī)整機(jī)動力學(xué)設(shè)計(jì)中將結(jié)構(gòu)特征參數(shù)均作為確定性參數(shù)考慮，沒有考慮加工誤差分布、裝配工藝引起容差組合和工作狀態(tài)下結(jié)構(gòu)特征參數(shù)變化所帶來的概率分布。比如，發(fā)動機(jī)中介軸承的動柔度問題，由結(jié)構(gòu)公差組合、裝配過盈范圍和溫度梯度帶來的動柔度變化至少5倍以上。

為此，需針對先進(jìn)渦扇發(fā)動機(jī)整機(jī)振動中存在的轉(zhuǎn)靜件耦合性、局部非線性和振動響應(yīng)不確定性等問題，以發(fā)動機(jī)動力學(xué)整機(jī)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)為分析對象，在充分考慮航空發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)特征、工作狀態(tài)和裝配工藝的前提下，發(fā)展和完善更為準(zhǔn)確的、考慮結(jié)構(gòu)特征參數(shù)（工藝特征參數(shù)和動力學(xué)特征參數(shù)）的參數(shù)化建模方法。利用建立的整機(jī)參數(shù)化模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)振動分析，對典型的整機(jī)振動問題進(jìn)行理論分析與數(shù)值模擬，研究整機(jī)振動響應(yīng)特征與力學(xué)機(jī)理；考慮結(jié)構(gòu)特征參數(shù)的分散性，建立和發(fā)展整機(jī)振動的概率分析的動力學(xué)設(shè)計(jì)方法。

1.2 重點(diǎn)考慮支承和連接結(jié)構(gòu)動柔度的動力學(xué)設(shè)計(jì)

在航空發(fā)動機(jī)動力學(xué)設(shè)計(jì)過程中，動力學(xué)分析技術(shù)已經(jīng)較為成熟，但影響分析精度的重點(diǎn)和難點(diǎn)為：缺少準(zhǔn)確的支點(diǎn)和連接結(jié)構(gòu)的動態(tài)柔度數(shù)據(jù)，使計(jì)算的轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速誤差過大，導(dǎo)致無法實(shí)現(xiàn)機(jī)械結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計(jì)的真實(shí)目的。動柔度指由單位振動載荷引起的變形，與振動頻率和參與振動的質(zhì)量有關(guān)。

實(shí)測支點(diǎn)靜柔度并不困難，但要實(shí)測支點(diǎn)動柔度似乎不現(xiàn)實(shí)，而影響臨界轉(zhuǎn)速計(jì)算結(jié)果的是支點(diǎn)動柔度。因此，要提高發(fā)動機(jī)動力學(xué)設(shè)計(jì)精度，必須考慮影響支點(diǎn)柔度的諸多因素，并確定對動柔度影響較大的零件。RR公司的早期（1974年）報告稱支點(diǎn)柔度為軸承柔度（bearing flexibility）或軸承支承柔度（bearing support flexibility），相比之下后者的定義與動力學(xué)分析更為密切。但該報告中沒有明確說明應(yīng)該包括哪些零件的變形，如果必須包括軸承，則其動柔度測量將非常困難。因?yàn)?，軸承游隙的存在無法施加交變載荷。而目前的動力學(xué)分析與試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)表明，軸承工作狀態(tài)的游隙并不會對臨界轉(zhuǎn)速的分析與測量產(chǎn)生明顯影響。

在正常的柔度范圍內(nèi)，臨界轉(zhuǎn)速對支點(diǎn)柔度非常敏感，前軸承柔度與轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線如圖3所示?？梢酝ㄟ^靜子支承系統(tǒng)的動柔度試驗(yàn)測試結(jié)果，考慮工作狀態(tài)的溫度影響，假定在某一范圍內(nèi)選取幾點(diǎn)柔度值計(jì)算出轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速，經(jīng)過整機(jī)試車的振動測量結(jié)果加以驗(yàn)證。或者臨界轉(zhuǎn)速計(jì)算僅給出臨界轉(zhuǎn)速隨支點(diǎn)柔度變化的關(guān)系，以便分析可能存在的問題。

連接結(jié)構(gòu)動柔度是影響結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性的另外1個重要因素。國外自20世紀(jì)50年代起就執(zhí)行了相關(guān)控制措施，包括采用控制預(yù)緊力的力矩（或轉(zhuǎn)角）安裝技術(shù)，及控制精度和摩擦性能的緊固件制造技術(shù)。此外，制定了較完善的針對螺栓連接結(jié)構(gòu)安裝力矩和預(yù)緊力的標(biāo)準(zhǔn)，建立了較完善的螺栓連接應(yīng)用規(guī)范。

圖3 前軸承柔度與轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線

大量的技術(shù)研究成果的研究范圍涉及到螺栓連接理論、預(yù)緊力控制、摩擦性能控制、防疲勞控制等諸多方面。典型的應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)如波音的《螺栓和螺母的安裝 （BAC5009M）》、NASA的 《NASA NSTS 08307預(yù)緊力螺栓設(shè)計(jì)準(zhǔn)則》、SAE的 《SAE1471A（2000年）》、俄羅斯的《OCT100017-1989》等。

RR公司與倫敦帝國理工大學(xué)經(jīng)過長期合作，采用分析和試驗(yàn)手段，研究了界面連接剛度與界面加工精度、連接螺栓預(yù)緊力、螺栓孔所在的直徑的關(guān)系,建立了模型數(shù)據(jù)庫，通過整機(jī)振動試驗(yàn)和零部件試驗(yàn)修正整機(jī)模型。

裝配預(yù)緊力是影響連接剛度的重要因素，而國內(nèi)相關(guān)研究剛剛起步，對各種參數(shù)的影響關(guān)系仍存在較大困惑，包括螺栓預(yù)緊力是否合適 （目前只是經(jīng)驗(yàn)值）、如何保持均勻，螺栓最合適的變形值應(yīng)如何控制，預(yù)緊順序?qū)B接剛度的影響，受力大小對機(jī)匣產(chǎn)生的影響，預(yù)緊力對靜子同心度產(chǎn)生的影響等方面。由于缺少相關(guān)控制和研究，結(jié)果是發(fā)動機(jī)剛剛裝配好或工作較短的時間后，發(fā)動機(jī)性能產(chǎn)生非常大的變化。初步分析認(rèn)為這與螺栓等預(yù)緊力不確定存在較大關(guān)系。因此，預(yù)緊力在裝配前、后的變化及其大小對同軸度的影響程度也是連接結(jié)構(gòu)動柔度的重要研究內(nèi)容。支點(diǎn)球軸承軸向和徑向剛度隨關(guān)鍵參數(shù)變化曲線如圖4所示。

圖4 支點(diǎn)軸向和徑向剛度隨關(guān)鍵參數(shù)變化曲線

2 裝配工藝控制技術(shù)

航空發(fā)動機(jī)裝配工藝實(shí)施的目的是保證其機(jī)械系統(tǒng)在要求的工作時間段內(nèi)安全、可靠地完成其機(jī)械設(shè)計(jì)的效能。為此，需根據(jù)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)形式和工作環(huán)境提出能夠保證完成其功能的裝配工藝。即基于結(jié)構(gòu)的工藝參數(shù)組合，考慮結(jié)構(gòu)工作環(huán)境影響下的力學(xué)行為，保證結(jié)構(gòu)特征參數(shù)和動力學(xué)參數(shù)（包括零件跳動、零件間配合關(guān)系、轉(zhuǎn)靜件間隙、同心度、不平衡量、連接和支承剛度等）滿足動力學(xué)特性的設(shè)計(jì)要求。以合適的整機(jī)振動響應(yīng)為目標(biāo)來控制結(jié)構(gòu)動力學(xué)參數(shù)的范圍是裝配工藝的直接目的，因此，裝配工藝是保障發(fā)動機(jī)機(jī)械運(yùn)行品質(zhì)的關(guān)鍵技術(shù)基礎(chǔ)。

2.1 裝配工藝控制結(jié)構(gòu)特征參數(shù)技術(shù)分析

先進(jìn)渦扇發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)中，各部件結(jié)合面表面加工精度、端面跳動、徑向跳動、螺栓連接緊度等的工藝特征參數(shù)具有時變性和分散性的特點(diǎn)，從而導(dǎo)致動力學(xué)參數(shù)（包括轉(zhuǎn)子的不平衡、支點(diǎn)不同心、連接與支承剛度）的時變性和分散性，直至引發(fā)整機(jī)振動的分散度較大。發(fā)動機(jī)振動排故實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)表明，目前發(fā)動機(jī)振動大的主要原因是動力學(xué)參數(shù)變化區(qū)間難以控制，同時伴隨著由結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性引起的振動不穩(wěn)定。為此，需理清影響發(fā)動機(jī)整機(jī)振動的主要參數(shù)內(nèi)容，研究其控制技術(shù)。

2.1.1 發(fā)動機(jī)整機(jī)振動主要影響參數(shù)分析

在航空發(fā)動機(jī)的加工、裝配和工作過程中，發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)、工藝特征參數(shù)會在一定公差范圍內(nèi)變化，引起相應(yīng)結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特征參數(shù)發(fā)生變化，其結(jié)果是對整機(jī)振動特征產(chǎn)生影響。因此，分析其工藝特征參數(shù)、結(jié)構(gòu)特征參數(shù)與動力學(xué)特征參數(shù)的相關(guān)聯(lián)系，為其裝配工藝控制奠定基礎(chǔ)。

通過分析總結(jié)引起整機(jī)振動的3類參數(shù)關(guān)鍵因素，確定了特征參數(shù)的分類，如圖5所示。

圖5 特征參數(shù)分類

力學(xué)特征參數(shù)是影響整機(jī)振動的直接參數(shù)，主要包括不平衡量、不同心度、連接剛度和支承剛度。工藝特征參數(shù)是裝配過程中控制的參數(shù)或者是通過裝配而形成的參數(shù)，主要包括轉(zhuǎn)子組合跳動、轉(zhuǎn)靜子不同心度、擰緊力矩、擰緊順序等參數(shù)。結(jié)構(gòu)特征參數(shù)是發(fā)動機(jī)零件以及零件之間的結(jié)構(gòu)要素，主要包括零件跳動（端跳、徑跳、柱跳）、配合（螺栓、軸承座與軸承、套齒、定位止口）關(guān)系、軸承間隙等。其中影響轉(zhuǎn)子不平衡的特征參數(shù)有轉(zhuǎn)子零件跳動（端跳和徑跳）、轉(zhuǎn)子零件周向安裝位置、葉片質(zhì)量矩分散度和轉(zhuǎn)子組合跳動等；影響支承不同心度的特征參數(shù)主要有端面和柱面跳動（結(jié)構(gòu)尺寸公差）、連接件的擰緊力矩和連接件的擰緊順序（裝配工藝）等；影響連接剛度的特征參數(shù)有渦輪與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子連接螺母擰緊力矩、配合關(guān)系、風(fēng)扇與套齒（或多功能軸）的配合關(guān)系、渦輪與套齒（或多功能軸）的配合關(guān)系等；影響支承剛度的特征參數(shù)有機(jī)匣與軸承座的配合關(guān)系、機(jī)匣前后止口配合關(guān)系、機(jī)匣和軸承座帶有螺栓連接的擰緊力矩等。

2.1.2 發(fā)動機(jī)裝配工藝參數(shù)控制技術(shù)問題分析

結(jié)構(gòu)動力學(xué)特征參數(shù)是影響整機(jī)振動的直接參數(shù)，然而影響不平衡量、不同心度、連接剛度和支承剛度動力學(xué)參數(shù)的是結(jié)構(gòu)幾何工藝和裝配工藝特征參數(shù)。因此，分析裝配工藝參數(shù)控制技術(shù)問題對控制整機(jī)振動意義重大。

2.1.2.1 考慮裝配結(jié)構(gòu)的力學(xué)環(huán)境（裝配力學(xué)）

結(jié)構(gòu)裝配工藝是1項(xiàng)復(fù)雜的技術(shù)問題，如發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)螺栓連接結(jié)構(gòu)涉及扭矩、剪切力、彎曲力、陀螺力、機(jī)械軸向力、氣動壓力、慣性力、熱梯度、摩擦、裝配干涉和螺栓預(yù)緊力等11種載荷，如何在保證其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、壽命和性能的前提下，滿足連接剛度在發(fā)動機(jī)工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的動力學(xué)設(shè)計(jì)要求，這就是如何提出裝配工藝要求。需考慮螺栓數(shù)和螺距的選取、擰緊力矩和步長、擰緊方向、環(huán)境溫度、工作溫度梯度等裝配、工藝參數(shù)對結(jié)構(gòu)動力學(xué)參數(shù)的影響，才能制定出科學(xué)的結(jié)構(gòu)裝配工藝規(guī)程。又如在軸承裝配時，配合間隙的不確定性難以控制。而軸承的配合間隙又決定了軸承的支撐剛度，裝配時是間隙配合還是緊度配合才能使支撐剛度達(dá)到合適范圍，就需要分析清楚相關(guān)結(jié)構(gòu)在裝配環(huán)境溫度和工作環(huán)境溫度下的相對位置（或力學(xué)）關(guān)系，使其在發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)下也滿足支承剛度設(shè)計(jì)要求。

2.1.2.2 考慮結(jié)構(gòu)工藝和裝配工藝參數(shù)可測和可控性問題

發(fā)動機(jī)整機(jī)系統(tǒng)由數(shù)千個零件組合而成，由于每個零件的公差分布是隨機(jī)的，其組合后的發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)特性具有分散度，如何保證根據(jù)結(jié)構(gòu)幾何工藝參數(shù)在裝配工藝的作用下滿足設(shè)計(jì)要求，需要對結(jié)構(gòu)的靜態(tài)幾何工藝參數(shù)描述的合理性進(jìn)行研究。如端面配合時對零件配合面的跳動量描述，是以多少點(diǎn)、線、面描述為最佳表述方式；又如中央傳動齒輪與附件機(jī)匣傘齒輪的配合關(guān)系，分析出靠零件的哪些工藝參數(shù)和裝配工藝來保障2軸線的垂直度和嚙合均勻性等。

總之，只有保證裝配過程前的結(jié)構(gòu)工藝參數(shù)的合理性和裝配過程中的工藝參數(shù)可測試性，才能實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)動力學(xué)參數(shù)的可控性，以保證發(fā)動機(jī)整機(jī)振動特性在設(shè)計(jì)要求范圍內(nèi)。

2.2 典型轉(zhuǎn)子同心度裝配優(yōu)化與控制技術(shù)

發(fā)動機(jī)每一結(jié)構(gòu)件的設(shè)計(jì)要求，其幾何和工藝參數(shù)都有一定誤差范圍，裝配組合后會帶來力學(xué)參數(shù)的容差要求，如果容差與工藝參數(shù)沒有進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，其結(jié)果是：盡管加工出的零件都各自滿足其技術(shù)要求，但裝配組合后的力學(xué)參數(shù)不一定滿足振動特性的要求。相反，如果應(yīng)用裝配優(yōu)化技術(shù)，即使加工件超出了公差范圍，仍有可能裝配出符合振動特性要求的組件[4]。

在裝配過程中可以被優(yōu)化的力學(xué)參數(shù)主要有轉(zhuǎn)子不平衡量、轉(zhuǎn)子不同心度和轉(zhuǎn)靜子不同心度。轉(zhuǎn)子不平衡量和不同心度直接影響發(fā)動機(jī)的振動特性，而轉(zhuǎn)靜子不同心度將對轉(zhuǎn)、靜子碰磨有重要影響。

轉(zhuǎn)子不同心度優(yōu)化通過測量轉(zhuǎn)子部件的幾何跳動，推算出不同部件組合角度下轉(zhuǎn)子的不同心度，進(jìn)而獲得轉(zhuǎn)子不同心度最小的部件組合角度而達(dá)到目標(biāo)。優(yōu)化原理如圖6所示。在相同部件公差條件下，經(jīng)過仿真計(jì)算得到2種裝配模式下的轉(zhuǎn)子不同心度累計(jì)概率分布，如圖7所示。二者的不同心度公差范圍（95%置信區(qū)間）和平均值（50%累計(jì)概率）的比較見表1。

圖6 優(yōu)化原理

圖7 隨機(jī)裝配與優(yōu)化的不同心度累積分布曲線

表1 不同心度公差范圍和平均值比較

轉(zhuǎn)子不平衡量優(yōu)化也是通過測量轉(zhuǎn)子部件的幾何跳動，推算出不同部件組合角度下轉(zhuǎn)子的初始不平衡量，進(jìn)而獲得轉(zhuǎn)子不平衡量最小的部件組合角度而達(dá)到目標(biāo)。在相同部件公差條件下，經(jīng)過仿真計(jì)算得到2種裝配模式下的轉(zhuǎn)子不同心度累計(jì)概率分布，如圖8所示。二者不平衡量公差范圍(95%置信區(qū)間)和平均值（50%累計(jì)概率）的比較見表2。

圖8 隨機(jī)裝配與優(yōu)化的不平衡量累積分布曲線

表2 不平衡量公差范圍和平均值

轉(zhuǎn)靜子不同心度優(yōu)化通過改變靜子支承不同心度關(guān)系，進(jìn)而達(dá)到轉(zhuǎn)子和靜子之間不同心度最小的目標(biāo)。在轉(zhuǎn)子上安裝間隙傳感器，進(jìn)行常規(guī)過程，完成轉(zhuǎn)子和靜子定位關(guān)系的裝配環(huán)節(jié)后，旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子來測量轉(zhuǎn)子和靜子之間的間隙，得到轉(zhuǎn)靜子不同心度，其結(jié)果如圖9所示。

根據(jù)不同心度的大小和相位，改變靜子機(jī)匣安裝邊螺釘擰緊順序，可以進(jìn)行微量調(diào)節(jié)優(yōu)化。如果不同心度數(shù)值較大，則需要分解后調(diào)整靜子之間的定位關(guān)系進(jìn)一步改善轉(zhuǎn)靜子不同心度。

圖9 轉(zhuǎn)靜子不同心度測量結(jié)果

3 試驗(yàn)測試技術(shù)與典型振動故障

整機(jī)振動試驗(yàn)與測試技術(shù)是檢驗(yàn)設(shè)計(jì)、裝配結(jié)果的有效途徑，是檢驗(yàn)整機(jī)振動特性設(shè)計(jì)符合性，以及檢查機(jī)械系統(tǒng)結(jié)構(gòu)運(yùn)行狀態(tài)正常與否的重要手段。

在新的發(fā)動機(jī)研制階段，在原型機(jī)臺架和部件試驗(yàn)中，整機(jī)振動測量的主要目的和工作如下。

（1）驗(yàn)證轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性是否滿足設(shè)計(jì)要求，如在工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)是否存在臨界轉(zhuǎn)速，是否需要修改或施加阻尼抑制。

（2）驗(yàn)證整機(jī)振動特性，包括支承動特性、機(jī)匣動特性、轉(zhuǎn)靜子件振動特性關(guān)系（間隙分布）以及各截面振動幅值與成附件所在位置的振動關(guān)系。

（3）在研制過程中通過設(shè)置動力學(xué)參數(shù)和所遇到的振動故障，測試建立發(fā)動機(jī)振動故障譜系，為發(fā)動機(jī)出廠使用提供振動標(biāo)準(zhǔn)和外場飛行提供故障診斷依據(jù)。

因此，整機(jī)振動試驗(yàn)測試技術(shù)是有效驗(yàn)證設(shè)計(jì)、裝配質(zhì)量和保障發(fā)動機(jī)可靠安全運(yùn)行的關(guān)鍵技術(shù)。

3.1 整機(jī)振動測試方法的現(xiàn)狀和振動標(biāo)準(zhǔn)（限制值）

3.1.1 整機(jī)振動測試方法的現(xiàn)狀

在整機(jī)振動測試方法方面，20世紀(jì)50～80年代中期，國外航空發(fā)動機(jī)整機(jī)振動測量系統(tǒng)大部分采用磁電式速度測量系統(tǒng)[4]。以振動總量來衡量其振動大小，但一般只規(guī)定穩(wěn)定狀態(tài)下的限制值，在升、降速過程中的瞬態(tài)值可忽略不計(jì)。測振儀均采用帶通濾波器，如WP6、WP7發(fā)動機(jī)使用的測振儀帶通為70～200 Hz，斯貝MK202發(fā)動機(jī)的為45～400 Hz[4]。國內(nèi)渦噴系列發(fā)動機(jī)整機(jī)振動測試至今仍多沿用上述方法。

20世紀(jì)70年代末至80年代初，壓電加速度計(jì)憑借結(jié)構(gòu)簡單牢固、體積小、質(zhì)量輕、頻率響應(yīng)范圍寬、動態(tài)范圍大、性能穩(wěn)定、輸出線性好、使用溫度范圍寬以及抗外磁干擾能力強(qiáng)等特點(diǎn)，迅速在振動測試領(lǐng)域取得主導(dǎo)地位。在CFM56發(fā)動機(jī)試車規(guī)范中甚至明確規(guī)定整機(jī)振動測試需要采用壓電加速度計(jì)。

在20世紀(jì)70年代，由于數(shù)字電路技術(shù)、電子計(jì)算機(jī)技術(shù)發(fā)展很快，計(jì)算機(jī)開始應(yīng)用于信號分析與處理領(lǐng)域，信號數(shù)字處理分析技術(shù)應(yīng)運(yùn)而生。該技術(shù)建立在利用快速傅立葉變換而大幅提高計(jì)算速度（蝶形算法）的基礎(chǔ)上，能夠采用非時域特征的函數(shù)分析，詳細(xì)描述物體的運(yùn)動性質(zhì)及動態(tài)過程。針對測試手段和技術(shù)的發(fā)展，整機(jī)振動測試方法也相應(yīng)發(fā)生了新的變化，如振動分量控制。振動分量一般是經(jīng)跟蹤濾波、窄帶濾波或頻譜分析得到的單一頻率的振動信號，CFM56發(fā)動機(jī)規(guī)定高壓轉(zhuǎn)子以速度值、低壓轉(zhuǎn)子以位移值表征整機(jī)振動水平。

3.1.2 振動標(biāo)準(zhǔn)（限制值）

整機(jī)振動測試主要圍繞發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)件的可靠性進(jìn)行，對振動監(jiān)視的限制值主要從以下幾方面考慮：

（1）在發(fā)動機(jī)初始研制階段，主要參考相類似結(jié)構(gòu)的發(fā)動機(jī)整機(jī)振動限制值，如太行發(fā)動機(jī)整機(jī)振動限制值參考俄羅斯AL-31F發(fā)動機(jī)和美國CFM56發(fā)動機(jī)的；

（2）考慮傳遞到軸承上的振動載荷不應(yīng)超過其額定靜載荷的10%，以保證軸承的安全；

（3）考慮發(fā)動機(jī)成附件（包括管路、機(jī)匣、附件機(jī)匣及其附件）的振動激勵的大小不應(yīng)使其受到損傷；

（4）考慮影響發(fā)動機(jī)振動的其他因素，如碰磨、支承剛度（軸承游隙）、不同軸度等的試驗(yàn)研究。

3.2 整機(jī)振動特性的測試技術(shù)與動力學(xué)設(shè)計(jì)驗(yàn)證

在整機(jī)振動試驗(yàn)過程中，可以通過試驗(yàn)測試技術(shù)來驗(yàn)證發(fā)動機(jī)的動力學(xué)特性實(shí)際情況，包括：轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性是否滿足設(shè)計(jì)要求；獲取整機(jī)振動特性；通過設(shè)置動力學(xué)參數(shù)和所遇到的振動故障，測試建立發(fā)動機(jī)振動故障譜系等。下面介紹幾種試驗(yàn)測試方法。

3.2.1 轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性的測試技術(shù)

轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性是指轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)在發(fā)動機(jī)全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的振動形態(tài)。受轉(zhuǎn)子幾何尺寸、支點(diǎn)分布、支承剛度、發(fā)動機(jī)工作轉(zhuǎn)速（溫度分布和扭轉(zhuǎn)剛度）甚至裝配工藝的影響而不同。現(xiàn)代旋轉(zhuǎn)機(jī)械系統(tǒng)（包括航空發(fā)動機(jī)）大多采用彈性支承，充分利用了在轉(zhuǎn)子通過支承臨界后的較寬轉(zhuǎn)速范圍 （支承2階臨界轉(zhuǎn)速的2～3倍轉(zhuǎn)速）的橫向振動具有定心作用的特點(diǎn)[3]。在全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)避開了彎曲臨界轉(zhuǎn)速。因此，航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性的測試主要針對前2階的支承臨界轉(zhuǎn)速。根據(jù)轉(zhuǎn)子不同的結(jié)構(gòu)形式，其測試方法可以采用振幅峰值法、副臨界轉(zhuǎn)速法、軸心軌跡法、滯后相角法等。對航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)一般根據(jù)轉(zhuǎn)速振動曲線尋找共振點(diǎn)，在共振點(diǎn)轉(zhuǎn)速附近測試其支點(diǎn)之間的相位關(guān)系，即可獲得其振動特性。也可利用非接觸式位移傳感器（電容式、電渦流式、微波式）檢測轉(zhuǎn)子軸向相位關(guān)系，獲取轉(zhuǎn)子振型。而對于彎曲轉(zhuǎn)子振型則需要在轉(zhuǎn)子軸上粘貼應(yīng)變片，利用轉(zhuǎn)子過臨界時發(fā)生轉(zhuǎn)向現(xiàn)象來判斷其是否為彎曲振型。從而驗(yàn)證動力學(xué)設(shè)計(jì)是否避開彎曲振動及其支承振動特性。

3.2.2 機(jī)匣支承結(jié)構(gòu)的振動特性測試技術(shù)

受通過支承傳遞的轉(zhuǎn)子不平衡力、內(nèi)流和與葉片相互作用的氣動力激勵的影響，發(fā)動機(jī)機(jī)匣會發(fā)生各種振型的振動。這種振動會涉及其自身的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問題，還會導(dǎo)致安裝于機(jī)匣上成附件的損傷問題。此外,還需考慮機(jī)匣彈性線和轉(zhuǎn)子彈性線間的關(guān)系，進(jìn)而盡可能避開轉(zhuǎn)靜件碰摩的現(xiàn)象所帶來的發(fā)動機(jī)性能衰減問題。因此，機(jī)匣支承結(jié)構(gòu)的振動特性測試是非常必要的研究內(nèi)容。

其測試方法主要2種：

（1）加速度、應(yīng)變計(jì)聯(lián)合測試法。由于發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)和環(huán)境復(fù)雜，且考慮傳感器的附加質(zhì)量影響，一些部位無法安裝加速度傳感器，因此，需根據(jù)具體環(huán)境實(shí)施不同的測試方案。對于軸向振型，利用多個加速度計(jì)的相位關(guān)系和多個應(yīng)變計(jì)的等效梁單元變形與位移轉(zhuǎn)換[5]，分段組合成整體軸向振型（若允許布置足夠的加速度計(jì)時可直接測得）。對于周向振型，用加速度計(jì)和應(yīng)變計(jì)均可實(shí)現(xiàn)。

（2）非接觸式激光位移測試法。利用動、靜態(tài)大變形、大應(yīng)變場測量系統(tǒng)（Q-400X）的3維全場振動分析高速變形測量技術(shù)，進(jìn)行風(fēng)扇機(jī)匣沿軸向變形測試，可實(shí)現(xiàn)非接觸、全場、大變形大應(yīng)變測量，現(xiàn)場測量無需隔振。能夠針對較大的測試面積和測試對象或柱狀體進(jìn)行靜態(tài)加載條件下的全場多視角變形與大應(yīng)變測量，并能給出在加載條件下的大型柱狀體的全場變形與應(yīng)變分布。但該方法僅適用于可視機(jī)匣振型的測試，對于雙涵機(jī)匣還應(yīng)采用第1種方法。

3.3 航空發(fā)動機(jī)整機(jī)振動故障特征

整機(jī)振動測試就是在發(fā)動機(jī)運(yùn)行過程中監(jiān)視、識別和預(yù)測其運(yùn)行狀態(tài)變化情況，根據(jù)所測得的振動信號特征，查詢故障發(fā)生的可能原因，以便采取相應(yīng)決策，及時消除隱患和排除故障，提高發(fā)動機(jī)運(yùn)行的可靠性和安全性。

通過對多臺份某型發(fā)動機(jī)試車過程進(jìn)行大量的振動測試和分析總結(jié)，認(rèn)為該型發(fā)動機(jī)常見振動故障為轉(zhuǎn)子臨界、機(jī)匣局部共振、轉(zhuǎn)子不平衡量過大、轉(zhuǎn)靜件碰摩、腔體積油、軸承故障[6-9]等，其基本特征見表3。

這些研制過程中積累和再現(xiàn)的振動故障特征可有效地為發(fā)動機(jī)后續(xù)使用提供非常有價值的參考作用，也是發(fā)動機(jī)研制過程中所必須進(jìn)行的內(nèi)容。

表3 部分故障和基本特征

4 結(jié)束語

高性能航空發(fā)動機(jī)存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜、工作環(huán)境惡劣、工況多變等特點(diǎn)，對整機(jī)動力學(xué)穩(wěn)定性提出了苛刻要求。為徹底實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)整機(jī)振動的可控性，本文立足于發(fā)動機(jī)的整機(jī)動力學(xué)設(shè)計(jì)、裝配與測試工作，分析了影響航空發(fā)動機(jī)整機(jī)動力學(xué)特性的結(jié)構(gòu)因素，論述了建立整機(jī)振動控制體系的主要內(nèi)容，具體包括：

（1）考慮發(fā)展和完善整機(jī)振動分析的考慮結(jié)構(gòu)特征參數(shù)（工藝特征參數(shù)與動力學(xué)特征參數(shù)）分布特征的參數(shù)化建模方法。

（2）研發(fā)高精度大型盤軸、機(jī)匣工藝特征參數(shù)測量系統(tǒng)，完善發(fā)動機(jī)裝配工藝等關(guān)鍵技術(shù)，構(gòu)建結(jié)構(gòu)幾何參數(shù)、裝配工藝參數(shù)和力學(xué)參數(shù)數(shù)據(jù)庫。

（3）研究整機(jī)振動特性測試技術(shù)、故障在線試驗(yàn)技術(shù)與測試技術(shù)，建立振動敏感參數(shù)的響應(yīng)數(shù)據(jù)庫。

根據(jù)本文的論述，基于國內(nèi)現(xiàn)有的研制經(jīng)驗(yàn)并結(jié)合高性能航空發(fā)動機(jī)的研制需求，通過進(jìn)行先進(jìn)有效的計(jì)算技術(shù)、高效的測試技術(shù)和可控的裝配工藝等方面的研究，建立有效、實(shí)用的整機(jī)振動控制體系，即可保證發(fā)動機(jī)整機(jī)動力學(xué)特性良好，有望徹底實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)整機(jī)振動的可控性。

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Analysis of Whole Aeroengine Vibration Control Technology

LIU Yong-quan1，WANG De-you1，HONG Jie2，WU Fa-yong1，JIANG Guang-yi1，HUANG Hai1

（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China；

2.School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China）

Aiming at the complexity of the high-performance aeroengine structure and the dynamical stability of high temperature and high speed state,the whole aeroengine vibration control technology concept was presented.The rotor-dynamic design of the aeroengine is the precursor,the assembly control technology is the key point,the vibration testing technology is the dependent measure.The structural dynamical design technology,structural assemble optimization technology, vibration testing technology and the vibration defect diagnose experience of the aeroengine testing were summarized.The challenge of aeroengine vibration control technology was presented,and the solution method for further development was discussed.

whole aeroengine vibration;control technology;assembly technology;vibration testing technology;aeroengine

劉永泉（1963），男，自然科學(xué)研究員，中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所總設(shè)計(jì)師，主要從事航空發(fā)動機(jī)總體設(shè)計(jì)與規(guī)劃。

2013-08-09