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(jī)設(shè)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(jī)設(shè)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(jìn)行了某型發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子振動響應(yīng)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(jìn)行了統(tǒng)計分析。結(jié)果顯示：該型發(fā)動機(jī)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(yīng)該避開停車30分鐘這一時間段，或者在這一時間段冷運(yùn)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(shè)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(jī)振動；臨界轉(zhuǎn)速；有限元

航空發(fā)動機(jī)是在高速、高溫和高負(fù)荷下工作的動力機(jī)械，這種復(fù)雜的旋轉(zhuǎn)機(jī)械的壓力、溫度、轉(zhuǎn)速和應(yīng)力變化范圍很大。由于航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的工作環(huán)境非常惡劣，特別是在發(fā)動機(jī)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(jī)高壓轉(zhuǎn)子的振動響應(yīng)具有較大的影響。目前國內(nèi)外學(xué)者廣泛采用單一物理場轉(zhuǎn)子動力學(xué)模型研究轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力學(xué)特性，忽略轉(zhuǎn)子溫度場對動力學(xué)特性的研究。對于簡單轉(zhuǎn)子系統(tǒng)單一瞬態(tài)動力學(xué)的研究較廣泛，對于復(fù)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(jìn)行復(fù)雜熱環(huán)境下的復(fù)雜轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學(xué)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(jī)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(yīng)，并對某型發(fā)動機(jī)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(jìn)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(dǎo)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(diǎn)是在發(fā)動機(jī)熱啟動過程中或熱啟動將完成剛進(jìn)入慢車轉(zhuǎn)速時，發(fā)動機(jī)發(fā)生較大振動。當(dāng)故障現(xiàn)象較輕時，壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子工作葉片輕微偏磨，前軸承滾子輕微擦傷，發(fā)動機(jī)效率降低；故障嚴(yán)重時，壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子前軸承滾子、保持架和內(nèi)環(huán)“抱死”，外環(huán)嚴(yán)重?fù)p傷，軸承內(nèi)環(huán)相對外環(huán)產(chǎn)生偏心，使壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子嚴(yán)重偏磨，有時引起壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片與機(jī)匣以及轉(zhuǎn)子封嚴(yán)篦齒與靜子葉片封嚴(yán)環(huán)之間嚴(yán)重碰摩，嚴(yán)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(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱指出，從滿足飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)要求來講，應(yīng)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(shè)計和試驗中[15]。航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子熱彎曲故障常發(fā)生在壓氣機(jī)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(fēng)條件好，所以發(fā)動機(jī)停車后熱啟動渦輪轉(zhuǎn)子的熱彎曲現(xiàn)象不嚴(yán)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(yuǎn)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(jī)在工作轉(zhuǎn)速不會出現(xiàn)轉(zhuǎn)子熱彎曲，在飛機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)轉(zhuǎn)子停車后，在冷卻過程中因自然對流換熱，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子部件溫度分布產(chǎn)生強(qiáng)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(jī)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(jī)高壓轉(zhuǎn)子在發(fā)動機(jī)停車后產(chǎn)生了較嚴(yán)重的熱彎曲，特別是在停車后1.5 h更加嚴(yán)重；某國產(chǎn)發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)在5、8級外機(jī)匣上靠下左右兩側(cè)各裝有放氣活門，該發(fā)動機(jī)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(jī)轉(zhuǎn)子磨損情況，發(fā)現(xiàn)壓氣機(jī)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(jī)壓氣機(jī)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(jī)中各級氣體溫度后高前低，氣門打開后進(jìn)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(jìn)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(jìn)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(jī)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(jī)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(jìn)行?；幚恚诳紤]溫度場載荷工況下采用轉(zhuǎn)子動力學(xué)有限元法進(jìn)行振動響應(yīng)分析。某型發(fā)動機(jī)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(diǎn)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(diǎn)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(diǎn)；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(yán)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(yán)盤；15-后軸頸斷面

圖2 某型發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子系統(tǒng)模型

圖3 某型發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子有限元計算模型

支點(diǎn)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(diǎn)的位移響應(yīng)見圖5,二、三支點(diǎn)速度響應(yīng)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(yīng)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(diǎn)的位移響應(yīng)圖

由圖5和圖6可以看出，二、三支點(diǎn)的最大響應(yīng)出現(xiàn)在38 Hz，95 Hz，137 Hz和157 Hz等位置，峰值點(diǎn)附近位置響應(yīng)受阻尼影響較大，離開峰值點(diǎn)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(yuǎn)低于發(fā)動機(jī)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(jī)質(zhì)量及3支點(diǎn)支承剛度的影響，3支點(diǎn)應(yīng)變能占81.5%，高壓轉(zhuǎn)子應(yīng)變能占14.5%，在發(fā)動機(jī)臺架振動表現(xiàn)為中介機(jī)匣高壓轉(zhuǎn)速分量振動，對應(yīng)下文中V測點(diǎn)，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(diǎn)位置

某型航空發(fā)動機(jī)安裝于某臺架，發(fā)動機(jī)主支點(diǎn)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(diǎn)位于中介機(jī)匣后，安裝邊垂直正上方，此測點(diǎn)振動值反映了發(fā)動機(jī)三支點(diǎn)振動情況。

圖6 三支點(diǎn)的速度響應(yīng)圖

圖7 前四階臨界轉(zhuǎn)速對應(yīng)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(diǎn)安裝位置

3.2 瞬態(tài)溫度場對高壓轉(zhuǎn)子振動響應(yīng)的影響

本文對某型航空發(fā)動機(jī)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(jìn)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(yīng)。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(jī)振動響應(yīng)，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(jī)啟動時V測點(diǎn)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(jī)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(jìn)行了統(tǒng)計分析。從圖9中可以看出，發(fā)動機(jī)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(yīng)

圖9 不同啟動時間高壓轉(zhuǎn)子V測點(diǎn)振動趨勢圖

圖10 發(fā)動機(jī)啟動時V測點(diǎn)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(diǎn)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(diǎn)振動為20 mm/s左右，當(dāng)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(diǎn)振動為10 mm/s以下。從V測點(diǎn)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(jī)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(jī)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(yīng)該盡量避開停車30 min這一時間段，或者在這一時間段冷運(yùn)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(diǎn)峰值點(diǎn)附近位置響應(yīng)的實際大小受阻尼影響較大，離開峰值點(diǎn)的其他位置，主要是受熱彎曲變形的影響，速度響應(yīng)除峰值點(diǎn)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(jī)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(jī)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(diǎn)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(diǎn)振動為20 mm/s左右；當(dāng)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(diǎn)振動為10 mm/s以下，熱啟動時應(yīng)該盡量避開停車30 min這一時間段，或者在這一時間段冷運(yùn)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(zé)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(jī)強(qiáng)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