某單級壓氣機試驗件葉頂碰摩特性研究*

王永亮　鐘兢軍　崔　穎　陸華偉

(大連海事大學(xué)輪機工程學(xué)院, 大連　116026)

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某單級壓氣機試驗件葉頂碰摩特性研究*

王永亮?鐘兢軍崔穎陸華偉

(大連海事大學(xué)輪機工程學(xué)院, 大連116026)

對某型壓氣機單級試驗件氣動性能試驗中軸系振動特性進(jìn)行了監(jiān)測與分析,結(jié)果表明,背壓變化會導(dǎo)致動葉葉頂與機匣發(fā)生碰摩現(xiàn)象,引發(fā)軸系低頻高幅沖擊振動,并給出了引發(fā)該型壓氣機葉頂碰摩的主要因素,以及避免碰摩引起高幅振動的主要改進(jìn)措施,為軸流壓氣機級氣動特性試驗的安全運行提供參考.

壓氣機,試驗,葉頂碰摩,非定常氣流力

引言

壓氣機作為燃?xì)廨啓C三大部件之一,其設(shè)計和穩(wěn)定運行技術(shù)是燃?xì)廨啓C整機設(shè)計的關(guān)鍵[1].現(xiàn)有設(shè)計理論的誤差評估以及壓氣機實機內(nèi)部氣流流動細(xì)節(jié)和級間真實匹配特性均需要試驗進(jìn)行驗證和獲取[2-4].國外航空發(fā)動機行業(yè)各大公司及研究單位均已建成壓氣機級試驗臺,國內(nèi)中國航空動力機械研究所[5]、中國航空工業(yè)第一集團公司沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所[6]、哈爾濱工業(yè)大學(xué)[7]、北京航天航空大學(xué)[8]、大連海事大學(xué)[9]等單位亦具備壓氣機級試驗設(shè)備和相關(guān)試驗?zāi)芰?

壓氣機級試驗臺一般由驅(qū)動系統(tǒng)、增速系統(tǒng)、試驗件本體、進(jìn)排氣系統(tǒng)、控制測試系統(tǒng)等單元組成,軸系結(jié)構(gòu)復(fù)雜,振動影響因素較多.如壓氣機級試驗需獲取壓氣機不同工況點的特性曲線,在每個工作轉(zhuǎn)速都需進(jìn)行逼近喘振點試驗,喘振具有高幅低頻特征,對壓氣機試驗件強度和振動影響極大.葉頂泄漏是壓氣機氣動損失重要來源之一[10],因此壓氣機動葉設(shè)計時均需控制葉頂間隙,而在機匣上設(shè)置容許葉片刮削的涂層.試驗系統(tǒng)進(jìn)行高速試驗時,在離心力作用下,葉片會發(fā)生扭轉(zhuǎn)、彎曲以及伸長等變形,如果轉(zhuǎn)子渦動較大,勢必引發(fā)葉頂與機匣涂層刮削碰摩[11-13].此類復(fù)雜激勵使得壓氣機級試驗軸系振動特性較為復(fù)雜[14],突發(fā)軸系振動問題引發(fā)的試驗事屢見不鮮.因此,有必要對壓氣機級試驗系統(tǒng)振動監(jiān)測數(shù)據(jù)進(jìn)行深入分析,探索振動故障產(chǎn)生的機理,給出避免發(fā)生該類故障的措施.

本文對某型壓氣機單級試驗件葉頂碰摩進(jìn)行實驗,對葉頂碰摩前后各測點振動特征和壓氣機氣動特性數(shù)據(jù)進(jìn)行采集,分析給出葉頂碰摩原因和改進(jìn)措施,為壓氣機級試驗系統(tǒng)安全可靠運行提供振動監(jiān)測和故障診斷的參考.

1　試驗臺及測試系統(tǒng)

壓氣機級試驗系統(tǒng)主要由進(jìn)排氣系統(tǒng)、增速器、直流電機調(diào)速系統(tǒng)、空壓機和軸向力平衡空氣系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、振動測量系統(tǒng)、退喘系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)及測試和視頻監(jiān)控系統(tǒng)組成(圖1為試驗系統(tǒng)實物圖).

圖1　壓氣機級試驗系統(tǒng)實物圖Fig. 1　Axial flow compression system

試驗臺采用自動控制與測量系統(tǒng),可實現(xiàn)控制室遠(yuǎn)程操作.可以進(jìn)行跨音壓氣機級/風(fēng)扇試驗研究,也可用于旋轉(zhuǎn)沖壓壓縮轉(zhuǎn)子等新型壓縮系統(tǒng)的性能測試與試驗驗證.主要技術(shù)指標(biāo)：空氣流量2～12 kg/s；進(jìn)口最低壓力0.05 MPa；出口最高壓力0.3 MPa；出口最高溫度473 K；排氣蝸殼外徑Φ500,排氣蝸殼內(nèi)徑Φ400；試驗系統(tǒng)的最高轉(zhuǎn)速可以達(dá)到44 000 r/min.

圖2和圖3分別為單級壓氣機級試驗件實物圖和轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意圖.

圖2　級試驗件實物圖Fig. 2　The test rig of a single-stage compressor

圖3　單級壓氣機試驗件轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3　Rotor-bearing system of a single-stage compressor

試驗件轉(zhuǎn)子采用0-1-1支撐布局,前支撐采用彈性鼠籠+擠壓油膜阻尼器,后支撐采用彈性支撐結(jié)構(gòu),轉(zhuǎn)子重約20 kg,轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意見圖3.

轉(zhuǎn)子上盤軸之間采用止口為主定位、精密螺栓為輔定位、傳扭的連接方式.聯(lián)軸器軸和轉(zhuǎn)軸之間采用雙定位(分別為小過盈、小間隙配合)、花鍵傳扭的連接方式.

考慮熱膨脹,轉(zhuǎn)子采用前滾珠后滾棒的支撐形式,轉(zhuǎn)子軸向前支點定位,葉片盤采用懸壁式支撐.

轉(zhuǎn)子葉片盤直徑約為Φ350 mm,動葉葉片數(shù)為36,靜葉葉片數(shù)為46片,試驗轉(zhuǎn)速23 300 r/min.

為監(jiān)測和記錄試驗過程轉(zhuǎn)子和機匣振動狀態(tài),在轉(zhuǎn)子動葉盤前軸頭處和聯(lián)軸器位置安裝電渦流位移傳感器,在機匣靜葉盤和后支撐處分別安裝加速度傳感器.

電渦流位移傳感器采用GE Bently Nevada 3300 NSv型,線性范圍0.25～1.75 mm,測量頻率0～10 kHz.加速度傳感器采用丹麥B&K 4371V型壓電式加速度計,最大測量頻率12.6 kHz.數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)采用B&K3050-A-060 6通道 LAN-XI模塊,最高分析頻率為51.2 kHz,分析軟件PULSE LabShop Version 14.

振動數(shù)據(jù)分析頻率為0～25.6 kHz,采樣頻率65.536 kHz,利用濾波器濾除25.6 kHz以上頻率信號,以免發(fā)生頻率混疊.傅立葉分析單樣本數(shù)據(jù)為16 384個,對250 ms采集的16 384個數(shù)據(jù)點進(jìn)行快速傅立葉變換,得到每個采樣樣本的頻譜圖.

2　試驗結(jié)果及分析

對壓氣機單級試驗件在轉(zhuǎn)頻為388 Hz工況點進(jìn)行氣動特性測量試驗,在該轉(zhuǎn)速下,通過改變級后流量來控制背壓變化,以獲得壓比和等熵效率隨流量的變化規(guī)律.

圖4　葉片刮壁前后各測點振動時間歷程圖Fig. 4　Timehistory of the spectrum at the measurement points before and after blade and stator rubbing

圖4為壓氣機進(jìn)行氣動特性測量試驗過程90 s內(nèi),轉(zhuǎn)子軸頭處、聯(lián)軸器處振動位移和機匣靜葉盤處振動加速度時間歷程圖.

從圖4可以看出,聯(lián)軸器處軸振比軸頭處劇烈,0～36 s,各測點振動值均在可接受范圍內(nèi).圖5為20 s時各測點頻譜圖,轉(zhuǎn)子軸頭和聯(lián)軸器處以基頻振動為主,沒有大幅高頻振動.機匣處加速度頻譜基頻振動幅值較小,而13 968 Hz(36倍頻)頻率振動幅值較大,這是因為動葉片數(shù)量為36,靜葉受動葉激勵力基本頻率36*388=13 968 Hz,由此可見,動葉對機匣有較大的激勵,試驗件設(shè)計時需調(diào)整機匣固有頻率,以防止共振導(dǎo)致螺栓松動等故障發(fā)生.

圖5　葉片刮壁前各測點振動頻譜圖Fig. 5　Frequency spectrumat the measurement points before blade and stator rubbing

圖4中從第37 s開始,壓氣機突然發(fā)生葉尖刮削機匣涂層,各振動測點出現(xiàn)低頻高幅值沖擊振動特征,沖擊頻率約為1.18 Hz,由于振動信號采樣頻率過高,每個樣本時間為250 ms,因此在各測點頻譜中并未顯示1.18 Hz的大幅低頻成分.

圖6為第60 s各測點頻譜圖.

圖6(a)軸頭頻譜中出現(xiàn)了低頻振動(約為0.43倍頻),疑為軸頭處擠壓油膜阻尼器油膜低頻渦動頻率.而圖6(b)聯(lián)軸器處位移頻率圖中并未出現(xiàn)類似軸頭處的0.43倍低頻(轉(zhuǎn)子后軸承未加積壓油膜阻尼器),由此可見,擠壓油膜阻尼器在軸系碰摩條件下可能導(dǎo)致軸系低頻渦動.

從圖6(c)和(d)可知,葉片刮壁時,機匣頻譜出現(xiàn)2、3、4、5等倍頻,為典型碰摩故障特征.

圖6　葉片刮壁后各測點振動頻譜圖Fig. 6　Frequency spectrumat the measurement points after blade and stator rubbing

葉頂外徑由于離心力作用而隨轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速升高增大,且葉輪盤除相對機匣旋轉(zhuǎn)外,還繞渦動中心進(jìn)行渦動運動,在這兩類效應(yīng)作用下,動葉片葉頂可能會與機匣碰摩,發(fā)生刮壁現(xiàn)象,現(xiàn)場表現(xiàn)為出現(xiàn)刺耳間斷噪聲.

圖7　葉片刮壁機匣涂層痕跡Fig. 7　General view of the coat after blade and stator rubbing

另一方面,壓氣機工作時,葉片受氣流力的影響會沿軸向逆壓方向變形,如果在一定轉(zhuǎn)速下,降低出口流量,葉輪盤出口靜壓隨之下降,葉片軸向逆壓方向變形量會因前后壓差變小而降低,而本文壓氣機試驗件葉片和機匣是收縮結(jié)構(gòu)(如圖3所示),因此回彈后的葉片與機匣涂層發(fā)生碰摩.圖7為發(fā)生葉頂刮壁后,機匣封嚴(yán)涂層磨損后實物圖.

因此,對于本文壓氣機試驗件,引發(fā)葉頂碰摩的主要原因有以下三類：

(1) 轉(zhuǎn)速升高導(dǎo)致葉片伸長；

(2) 轉(zhuǎn)子振動過大引發(fā)葉頂碰摩；

(3) 試驗件作特性試驗時,背壓變化引發(fā)葉片軸向變形量變小,回彈后的葉片與收縮結(jié)構(gòu)機匣發(fā)生碰摩.

而針對以上原因,對應(yīng)避免葉頂碰摩的措施如下：

(1) 提高軸系動平衡精度,增大前軸承支撐剛度,優(yōu)化軸系動力學(xué)特性,以降低軸系試驗轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)振動；

(2) 高速試驗時,降低軸系升速率,緩慢升速,使葉頂逐漸并充分刮削機匣涂層后再進(jìn)行氣動特性試驗；

(3) 將機匣葉輪盤處的收縮結(jié)構(gòu)改為平直結(jié)構(gòu),以避免葉片因流量降低發(fā)生回彈后產(chǎn)生刮壁.

3　結(jié)論

對某單級壓氣機試驗件葉頂刮壁導(dǎo)致超低頻高幅振動及轉(zhuǎn)軸低頻渦動特性進(jìn)行研究,并分析了葉片刮壁產(chǎn)生的原因及解決措施,得到以下結(jié)論：

(1) 軸系振動過大,轉(zhuǎn)速升高和級后背壓變化均可能引起壓氣機試驗件葉頂刮削機匣.

(2) 葉片刮削機匣涂層會引起軸系高幅沖擊振動,尤其會引發(fā)壓氣機與增速器連接的聯(lián)軸器發(fā)生極大幅值振動,進(jìn)而可能導(dǎo)致增速器輪齒磨損甚至發(fā)生機毀事故.

(3) 壓氣機級試驗件設(shè)計加工時,須優(yōu)化軸系動力學(xué)特性,提高動平衡精度,并從結(jié)構(gòu)上避免葉片軸向變形而發(fā)生刮壁現(xiàn)象.

(4) 壓氣機級試驗件試驗時一旦發(fā)生刮壁現(xiàn)象,須停止升速和節(jié)流操作,使葉頂逐漸并充分刮削機匣涂層后再進(jìn)行升速或氣動特性測量試驗.

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*The project supported by the National Natural Science Foundation of China (51606023,51436002), Liaoning Natural Science Foundation Project (2015020130), the Fundamental Research Funds for the Central Universities (3132015026,3132014319)

? Corresponding author E-mail: wangyl@dlmu.edu.cn

4 November 2015,revised 15 November 2015.

ANALYSIS OF BLADE RUB-IMPACT CHARACTERISTICS IN A SINGLE STAGE COMPRESSOR TEST RIG*

Wang Yongliang?Zhong JingjunCui YingLu Huawei

(MarineEngineeringCollege,DalianMaritimeUniversity,Dalian116026,China)

The vibration characteristics of a single stage compressor test rig were studied and analyzed through aerodynamic characteristics testing. The results shown that the change of back pressure led to the rub-impact between blade and casing, and the low frequency and high amplitude vibration also occurred. Moreover, the main factors of blade rub-impact were investigated, and some improvements were given to avoid the blade rub-impact. The results in this paper provide the reference to the safe operation of axial flow compressor test in investigating the aerodynamic characteristics.

compressor,test,blade rub-impact,unsteady flow force

E-mail: wangyl@dlmu.edu.cn

10.6052/1672-6553-2015-84

2015-11-04收到第1稿,2015-11-15收到修改稿.

*國家自然科學(xué)基金資助項目(51606023,51436002),遼寧省自然科學(xué)基金項目(2015020130),中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費專項資金資助(3132015026,3132014319)