航空發(fā)動機(jī)盤腔積油振動故障分析

(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所，沈陽 110015)

1 引言

航空發(fā)動機(jī)出于減重考慮，轉(zhuǎn)子常做成中空結(jié)構(gòu)。但由于設(shè)備裝配或密封問題，常常會有滑油流入轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)盤腔內(nèi)，形成積油轉(zhuǎn)子。而積油轉(zhuǎn)子系統(tǒng)在一定轉(zhuǎn)速下會失穩(wěn)并產(chǎn)生強(qiáng)烈的自激振動，不但會給支承結(jié)構(gòu)帶來較大的載荷力，也會使旋轉(zhuǎn)機(jī)械腔體產(chǎn)生較大變形，從而導(dǎo)致轉(zhuǎn)靜件碰磨，引起機(jī)械結(jié)構(gòu)破壞。

自從Stewartson[1]建立起液體動力學(xué)和轉(zhuǎn)子動力學(xué)相互耦合的系統(tǒng)振動方程，以及Kollmann[2]在試驗中觀察到部分積液轉(zhuǎn)子的不穩(wěn)定現(xiàn)象后，已有學(xué)者對積液轉(zhuǎn)子開展了相關(guān)研究。Kaneko等[3]通過試驗研究發(fā)現(xiàn)，在失穩(wěn)轉(zhuǎn)速極限值時，低黏度流體的旋轉(zhuǎn)，會出現(xiàn)滯后現(xiàn)象；Ota 等[4]研究了主臨界轉(zhuǎn)速時的共振曲線以及在不穩(wěn)定轉(zhuǎn)速區(qū)域內(nèi)充液比例、黏度、質(zhì)量的影響；祝長生[5-7]在二維無黏旋轉(zhuǎn)流體模型的基礎(chǔ)上，詳細(xì)分析了支承剛度各向異性部分充液轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的穩(wěn)定性問題；姜廣義等[8]對航空發(fā)動機(jī)盤腔積油故障進(jìn)行了分析；金業(yè)壯等[9]采用ADAMS軟件平臺建立了積油轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的仿真模型，并對其動力學(xué)特性進(jìn)行了仿真研究；許濤等[10]以單盤積油轉(zhuǎn)子作為研究對象，運用流體仿真和實驗驗證，分析了積油形態(tài)變化規(guī)律和積油轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力學(xué)特性。

本文在已有研究成果基礎(chǔ)上，以某型大涵道比航空發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)盤腔積油故障為例，分析了因盤腔積油造成的自激振動的故障機(jī)理和特征，其結(jié)論、經(jīng)驗可供相關(guān)故障診斷人員參考。

2 故障現(xiàn)象

某型大涵道比發(fā)動機(jī)臺架試車過程中，起動過程各個參數(shù)均正常，起動完成后發(fā)動機(jī)聲音異常(嗡鳴聲)，同時高壓壓氣機(jī)二級光導(dǎo)信號全部消失，前腔金屬屑末報警，發(fā)動機(jī)隨后喘振緊急切停，切停前排氣溫度下降。該發(fā)動機(jī)振動測點位置如圖1 所示。

圖2 示出了一支點軸承座、中介機(jī)匣和渦輪后機(jī)匣等振動測點的等高線圖，圖3 為一支點軸承座測點的頻譜圖和瀑布圖。從圖中可見，在發(fā)動機(jī)起動到慢車階段(即圖2中的時間點m)之前，發(fā)動機(jī)振動情況正常，頻率成分主要為低壓轉(zhuǎn)子基頻fn1和高壓轉(zhuǎn)子基頻fn2；在慢車運行7 s后(即圖2中的時間點o)，發(fā)動機(jī)突然有嗡鳴聲響起，所有振動測點頻譜中除fn1和fn2外，均出現(xiàn)了一個102.5 Hz的特征頻率ft及其倍頻成分。該特征頻率迅速成為頻譜中的主頻，其振幅遠(yuǎn)大于高、低壓轉(zhuǎn)子基頻的振幅，且振幅不斷增大(圖3(a))，在轉(zhuǎn)速下拉前瞬間ft的振幅已達(dá)到fn2振幅的24 倍(圖3(b))；嗡鳴聲響起后4 s(即圖2 中的時間點n)，發(fā)動機(jī)開始轉(zhuǎn)速下拉，下拉過程中，當(dāng)fn2頻率由160.0 Hz降為100.0 Hz時，ft頻率由102.5 Hz降低為97.5 Hz，兩者頻率無線性關(guān)系且ft振幅下降緩慢，存在明顯的滯后性。

圖2 發(fā)動機(jī)各振動測點的等高線圖Fig.2 Contour plot of vibration measuring points

圖3 一支點軸承座振動測點的頻譜圖和瀑布圖Fig.3 Waterfall diagram and spectrum diagram of No.1 bearing pedestal vibration

3 故障診斷

圖4 示出了常見的航空發(fā)動機(jī)諧波振動故障樹。由于故障特征頻率與轉(zhuǎn)頻無固定線性關(guān)系且故障特征頻率振幅存在明顯的滯后性，判斷該故障應(yīng)為自激振動造成。航空發(fā)動機(jī)常見的自激振動主要有氣流激振和盤腔積油兩種。產(chǎn)生氣流激振主要原因有葉頂間隙不均勻、密封間隙不均勻、轉(zhuǎn)子偏心等，而造成盤腔積油的主要原因一般為軸承滑油腔密封存在不足，導(dǎo)致滑油進(jìn)入盤腔內(nèi)。分析發(fā)動機(jī)本次試驗結(jié)構(gòu)變動時發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)三級盤軸處進(jìn)行了測試改裝，對原密封引氣設(shè)計進(jìn)行了調(diào)整，導(dǎo)致滑油腔密封氣壓不足，存在漏油隱患。結(jié)合此結(jié)構(gòu)變動及該型發(fā)動機(jī)振動故障特征，判斷本次自激振動故障大概率由高壓轉(zhuǎn)子盤腔積油造成。隨后對發(fā)動機(jī)進(jìn)行了分解檢查，檢查中發(fā)現(xiàn)中介機(jī)匣前封嚴(yán)座后部有滑油滴出，核心機(jī)從水平翻轉(zhuǎn)至豎直狀態(tài)時，有滑油從核心機(jī)前部成股流出(總量約150 ml)，高壓壓氣機(jī)三級葉片上有油跡。分解檢查結(jié)果證實了本次發(fā)動機(jī)振動故障為高壓壓氣機(jī)盤腔積油引發(fā)的自激振動。

圖4 常見的航空發(fā)動機(jī)諧波振動故障樹Fig.4 Vibration fault tree of typical aero-engine

4 故障分析與排除

4.1 機(jī)理分析

由相關(guān)文獻(xiàn)可知，只有非線性關(guān)系的轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)才會失穩(wěn)發(fā)生自激振動，其根本原理是轉(zhuǎn)子進(jìn)動時受到一個與徑向振動位移相垂直的切向力(一般稱之為不穩(wěn)定力)。當(dāng)轉(zhuǎn)速上升到某個臨界點時轉(zhuǎn)子失穩(wěn)，該臨界點轉(zhuǎn)速高于轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)的一階或多階臨界轉(zhuǎn)速[11]。轉(zhuǎn)子失穩(wěn)后的進(jìn)動頻率為轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)的某階臨界轉(zhuǎn)速[12]，失穩(wěn)后轉(zhuǎn)子的軸心軌跡以指數(shù)螺旋線增長，但由于系統(tǒng)中的非線性影響隨振幅增加而增加，耗散振動能量，導(dǎo)致進(jìn)動振幅最后達(dá)到一個穩(wěn)態(tài)極限環(huán)，如圖5所示。

圖5 自激振動中的轉(zhuǎn)子運動軌跡圖Fig.5 The trajectory of rotor in self-excited vibration

一旦轉(zhuǎn)子失穩(wěn)產(chǎn)生強(qiáng)烈的亞異步振動，持續(xù)的大振幅不會像轉(zhuǎn)子系統(tǒng)過臨界轉(zhuǎn)速那樣，越過后振動迅速下降并趨于平穩(wěn)，即使轉(zhuǎn)速降至不穩(wěn)定區(qū)的下邊界以下振幅也下降極少，存在一定的滯后性[11～13]。

積油轉(zhuǎn)子自激振動原理與轉(zhuǎn)子失穩(wěn)原理相近，如圖6所示。當(dāng)油體流入轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)腔內(nèi)形成積油轉(zhuǎn)子時，在低轉(zhuǎn)速下腔內(nèi)流體被均勻地甩向旋轉(zhuǎn)腔體內(nèi)壁。隨著積油量的增加和轉(zhuǎn)軸出現(xiàn)彎曲變形，液體在旋轉(zhuǎn)過程中會逐漸偏向轉(zhuǎn)子重心，空腔旋轉(zhuǎn)表面與液體之間存在的摩擦拉著這部分液體沿旋轉(zhuǎn)方向向前拉一定角度，這樣作用在液體上的離心力就存在一個切向不穩(wěn)定分力。按照上述原理，這個不穩(wěn)定分力會導(dǎo)致轉(zhuǎn)子失穩(wěn)從而產(chǎn)生亞異步進(jìn)動的自激振動[14]。

圖6 積油轉(zhuǎn)子受力示意圖Fig.6 Force diagram of the oil leakage rotor system

4.2 故障分析

圖7 第4階臨界轉(zhuǎn)速振型Fig.7 Mode shapes of the fourth order critical speed

使用MSC/PATRAN建立發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)分析模型進(jìn)行振動分析和后處理，得到測試改裝后的轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)的高壓激振臨界轉(zhuǎn)速(不含積油)，其中第4 階臨界轉(zhuǎn)速為6 900 r/min，振型如圖7 所示。該臨界轉(zhuǎn)速頻率115.0 Hz比特征頻率102.5 Hz大10%左右。由于航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，計算臨界轉(zhuǎn)速時剛度選取難度很大，一般情況下計算和實測的臨界轉(zhuǎn)速均有誤差，加之充液轉(zhuǎn)子的臨界轉(zhuǎn)速較非充液轉(zhuǎn)子的臨界轉(zhuǎn)速低，且不同轉(zhuǎn)速下臨界轉(zhuǎn)速也有差異[15]，故認(rèn)為102.5 Hz 即為慢車轉(zhuǎn)速下發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)的高壓激振的第4階臨界轉(zhuǎn)速。

設(shè)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速為ω，第4階臨界轉(zhuǎn)速為ωn4，不穩(wěn)定區(qū)的上/下邊界即為發(fā)動機(jī)退出/出現(xiàn)自激振動的轉(zhuǎn)速與第4 階臨界轉(zhuǎn)速的比值，由計算可得積油轉(zhuǎn)子的不穩(wěn)定區(qū)邊界為：

由于轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速并未超過慢車轉(zhuǎn)速，故不穩(wěn)定區(qū)的上邊界未知。

圖8 發(fā)動機(jī)自激振動故障的坎貝爾圖Fig.8 Campbell diagram of aero-engine self-excited vibration

根據(jù)試驗和計算結(jié)果作出的高壓轉(zhuǎn)子工作過程的坎貝爾圖如圖8 所示，圖中藍(lán)色實線為高壓轉(zhuǎn)子協(xié)調(diào)正進(jìn)動頻率，紅色實線為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)高壓激振第4 階臨界轉(zhuǎn)速，紫色實線為積油轉(zhuǎn)子不穩(wěn)定區(qū)的上下邊界，綠色虛線為不同轉(zhuǎn)頻下滯后區(qū)不穩(wěn)定切向力的等效激振力，紅色虛線為不同轉(zhuǎn)頻下不穩(wěn)定區(qū)不穩(wěn)定切向力的等效激振力——此等效激振力的斜率隨轉(zhuǎn)頻變化，使得激振力頻率始終與發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)高壓激振第4 階臨界轉(zhuǎn)速重合。

一支點軸承座測點故障特征頻率伯德圖如圖9所示，故障特征頻率的頻率隨轉(zhuǎn)速的變化如圖10所示。結(jié)合圖8～圖10 可知，發(fā)動機(jī)在起動過程中無特征頻率出現(xiàn)，此時轉(zhuǎn)速較低，高壓轉(zhuǎn)子做單頻同步的正進(jìn)動，進(jìn)動頻率等于高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)頻，但高壓壓氣機(jī)盤腔內(nèi)已逐漸有滑油漏入、累積。當(dāng)轉(zhuǎn)速達(dá)到慢車轉(zhuǎn)速時，此時已經(jīng)積油的高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速達(dá)到不穩(wěn)定區(qū)下邊界，積油所帶來的不穩(wěn)定切向力的頻率接近發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)的高壓激振第4 階臨界轉(zhuǎn)速的對應(yīng)頻率，激起發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子-支撐系統(tǒng)自激振動，高壓轉(zhuǎn)子的進(jìn)動軌道由協(xié)調(diào)的正進(jìn)動軌道變?yōu)榉菂f(xié)調(diào)的亞異步軌道，且該進(jìn)動所帶來的振動幅值較大，導(dǎo)致轉(zhuǎn)靜子之間有多處嚴(yán)重碰磨，這也使得各振動測點存在多階該特征頻率的倍頻。當(dāng)轉(zhuǎn)速下拉時，該特征頻率的頻率略微降低，這是因為航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速受陀螺力矩等影響隨轉(zhuǎn)速變化，且自激振動系統(tǒng)的滯后因素對非線性共振頻率有影響等復(fù)雜因素造成[15～18]。特征頻率幅值降低較慢，可見當(dāng)轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)進(jìn)入自激振動后，轉(zhuǎn)速逐步降低至低于不穩(wěn)定區(qū)的下邊界時，如轉(zhuǎn)頻仍大于自激振動頻率，則不穩(wěn)定切向力仍促使轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)的自激振動繼續(xù)進(jìn)行，使自激振動存在明顯的滯后性。

圖9 特征頻率伯德圖Fig.9 Bode diagram of characteristic frequency

圖10 特征頻率隨轉(zhuǎn)速變化瀑布圖Fig.10 Waterfall diagram of the change of characteristic frequency with speed

4.3 故障排除

根據(jù)發(fā)動機(jī)故障特點，在發(fā)動機(jī)再次裝配上臺后引入臺架氣源，增強(qiáng)滑油腔的氣密壓力。后續(xù)試驗中，發(fā)動機(jī)各測點振動表現(xiàn)正常，故障特征頻率消失，問題得到解決。

5 結(jié)論

通過分析某型大涵道比發(fā)動機(jī)盤腔積油引發(fā)的自激振動故障信號特征和積油轉(zhuǎn)子自激振動機(jī)理，得出以下幾點結(jié)論：

(1)積油轉(zhuǎn)子在進(jìn)入不穩(wěn)定區(qū)之前在頻譜上并無明顯的故障頻率特征，當(dāng)進(jìn)入不穩(wěn)定區(qū)自激振動后出現(xiàn)特征頻率，且振幅成指數(shù)倍增長，迅速成為頻譜中的主頻；特征頻率為低于當(dāng)前轉(zhuǎn)頻的某階轉(zhuǎn)子-支承系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速，本文故障為第4階。

(2)當(dāng)積油轉(zhuǎn)子進(jìn)入自激振動后，轉(zhuǎn)速逐步降低至低于不穩(wěn)定區(qū)下邊界時，特征頻率的振幅降低緩慢，存在明顯的滯后性。

(3)本文出現(xiàn)盤腔積油自激振動故障的航空發(fā)動機(jī)在高壓壓氣機(jī)二級盤前后鼓筒均采用了甩油孔結(jié)構(gòu)，但仍無法完全避免因積油產(chǎn)生的自激振動，應(yīng)在漏油的根源上解決問題，加強(qiáng)對滑油系統(tǒng)的密封，避免或減少滑油進(jìn)入壓氣機(jī)盤腔的可能性。