航空發(fā)動(dòng)機(jī)薄壁結(jié)構(gòu)氣流激振問(wèn)題診斷與分析

路陽(yáng)，葛向東，高強(qiáng)，耿春暉，郝長(zhǎng)明

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，遼寧 沈陽(yáng) 110015）

1 前言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管及燃?xì)廨啓C(jī)的后排氣引射段等熱端部件為薄壁結(jié)構(gòu)，在承受極高溫度載荷的同時(shí)，還處于高聲壓級(jí)寬頻噪聲引起的隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境中。當(dāng)外部隨機(jī)激勵(lì)的頻率與薄壁結(jié)構(gòu)自身的固有頻率相互耦合時(shí)，結(jié)構(gòu)就會(huì)產(chǎn)生明顯的應(yīng)力、位移動(dòng)態(tài)響應(yīng)。由于外界隨機(jī)激勵(lì)具有高峰值、寬頻帶的特點(diǎn)，薄壁結(jié)構(gòu)的固有頻率即使隨溫度發(fā)生變化也會(huì)被外界激勵(lì)的帶寬所覆蓋。容易造成薄壁結(jié)構(gòu)長(zhǎng)時(shí)間處于共振環(huán)境的情況，復(fù)雜的交變應(yīng)力會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)在應(yīng)力集中位置或缺陷部位產(chǎn)生裂紋，結(jié)構(gòu)因此發(fā)生失穩(wěn)，影響發(fā)動(dòng)機(jī)試車安全。因此，為了保障發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行安全，防止隨機(jī)激勵(lì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)薄壁結(jié)構(gòu)造成損傷，迫切需要得出一種薄壁結(jié)構(gòu)在高溫隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境中產(chǎn)生氣流激振問(wèn)題的診斷分析方法。

本文以某型航改燃?xì)廨啓C(jī)后排氣引射段氣流激振問(wèn)題為例，通過(guò)對(duì)振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行分析，結(jié)合燃?xì)廨啓C(jī)臺(tái)架試車的具體結(jié)構(gòu)形式，對(duì)燃機(jī)引射段的自激振動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行分析診斷，并提出了排故措施，本文的分析方法和排故經(jīng)驗(yàn)可供故障診斷人員參考。

2 故障現(xiàn)象

某型航改燃?xì)廨啓C(jī)的振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)共有2個(gè)測(cè)點(diǎn)，分別為進(jìn)氣機(jī)匣測(cè)點(diǎn)和渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)。

燃?xì)廨啓C(jī)在進(jìn)行臺(tái)架試車過(guò)程中，由慢車上推至1.0工況(額定工況)時(shí)，渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)出現(xiàn)振動(dòng)異常增大現(xiàn)象，導(dǎo)致燃機(jī)振動(dòng)超過(guò)限制值，影響試車安全。燃機(jī)工況下拉時(shí)，振動(dòng)情況與上推過(guò)程基本類似，渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)振動(dòng)增大現(xiàn)象復(fù)現(xiàn)。與此同時(shí)，進(jìn)氣機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)較為平穩(wěn)。圖1為燃?xì)廨啓C(jī)由慢車上推至1.0工況后下拉至慢車過(guò)程中的振動(dòng)響應(yīng)變化圖。

圖1 燃?xì)廨啓C(jī)的振動(dòng)響應(yīng)變化圖

圖2和圖3分別為進(jìn)氣機(jī)匣和渦輪后機(jī)匣振動(dòng)測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)云圖。由圖2和圖3可知，在燃機(jī)由慢車上推至1.0工況的過(guò)程中，進(jìn)氣機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的頻譜圖以高/低壓轉(zhuǎn)子的基頻成分為主；渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的頻譜圖中，除高/低壓轉(zhuǎn)子的基頻以外，慢車工況出現(xiàn)了20Hz和40Hz的特征頻率成分，且隨著工況的升高又出現(xiàn)了35Hz和106Hz特征頻率成分，造成了渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)振動(dòng)超限。

圖2 進(jìn)氣機(jī)匣測(cè)點(diǎn)振動(dòng)響應(yīng)云圖

圖3 渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)振動(dòng)響應(yīng)云圖

3 故障機(jī)理分析

3.1 故障類型的判斷

按照振動(dòng)機(jī)理的不同，通?？砂颜駝?dòng)分為自由振動(dòng)、受迫振動(dòng)和自激振動(dòng)三類。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)監(jiān)測(cè)中，并不存在真正意義上的自由振動(dòng)，故通常并不考慮。受迫振動(dòng)是最常見的振動(dòng)形式，特點(diǎn)為響應(yīng)頻率與激振力頻率相同，可以通過(guò)監(jiān)測(cè)轉(zhuǎn)子的基頻振動(dòng)來(lái)分析預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)子不平衡力和支承結(jié)構(gòu)的特性變化。與前兩種振動(dòng)不同，自激振動(dòng)是發(fā)生在非線性系統(tǒng)中的一種振動(dòng)形式，一旦發(fā)生，振幅通常會(huì)發(fā)散，破壞力較強(qiáng)，且振動(dòng)頻率與自身的結(jié)構(gòu)特性相關(guān)，很難找到振動(dòng)頻率與激振結(jié)構(gòu)之間的關(guān)聯(lián)，氣流激振所引發(fā)的振動(dòng)問(wèn)題就是這種類型。

圖4為常見的航空發(fā)動(dòng)機(jī)諧波振動(dòng)故障樹。其中發(fā)動(dòng)機(jī)軸承故障、發(fā)附機(jī)匣齒輪軸故障、支承系統(tǒng)松動(dòng)故障和轉(zhuǎn)/靜子碰摩故障的振動(dòng)形式均為受迫振動(dòng)，振動(dòng)信號(hào)表現(xiàn)上均與轉(zhuǎn)速有明顯相關(guān)性。氣流激振和盤腔積液故障為航空發(fā)動(dòng)機(jī)及旋轉(zhuǎn)機(jī)械中相對(duì)常見的兩種自激振動(dòng)，其振動(dòng)信號(hào)特點(diǎn)為特征頻率與轉(zhuǎn)速無(wú)明顯的關(guān)聯(lián)性。由于渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的故障特征頻率與轉(zhuǎn)速間無(wú)明顯相關(guān)性，初步判斷為氣流激振故障。

圖4 常見航空發(fā)動(dòng)機(jī)諧波振動(dòng)故障樹

3.2 現(xiàn)階段主要研究成果

針對(duì)熱-聲-流體載荷共同作用下的薄壁結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)研究，已提出了多種理論模型，但不同理論模型之間得到的結(jié)論相異，即便是同類模型在某些結(jié)論上也存在較大分歧，所以部分高溫薄壁結(jié)構(gòu)的振動(dòng)特性仍然存在許多問(wèn)題尚待進(jìn)一步認(rèn)識(shí)。目前根據(jù)理論計(jì)算和試驗(yàn)器試驗(yàn)結(jié)果所得的高溫薄壁結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)特性和疲勞壽命預(yù)估，主要結(jié)論如下：（1）薄壁結(jié)構(gòu)在臨界屈曲溫度之前處于軟化區(qū)域，基頻隨著溫度的升高而降低，在臨界屈曲溫度時(shí)達(dá)到最低。屈曲后結(jié)構(gòu)硬化基頻隨溫度升高而上升；在二階屈曲溫度前又下降，如此往復(fù)；（2）在相同聲壓級(jí)噪聲載荷作用下，結(jié)構(gòu)的響應(yīng)最大峰值隨著溫度的升高先上升后下降，臨界屈曲溫度處達(dá)到最大，響應(yīng)峰值曲線在頻譜上先左移后向右移動(dòng)；在相同溫度下，應(yīng)力響應(yīng)峰值隨著振動(dòng)量級(jí)的升高而增大，由于基頻不變，響應(yīng)峰值在頻譜上不發(fā)生偏移；（3）在相同聲壓級(jí)下結(jié)構(gòu)損傷程度隨溫度升高先增大后減小，在臨界屈曲溫度處損傷程度最大，疲勞壽命先下降后上升；相同溫度下結(jié)構(gòu)損傷程度隨聲壓級(jí)的升高而增大，疲勞壽命線性下降；（4）薄壁結(jié)構(gòu)在結(jié)構(gòu)表面垂直方向的響應(yīng)分量越大，受激勵(lì)面積越大，振動(dòng)響應(yīng)越明顯；危險(xiǎn)點(diǎn)通常位于工藝焊點(diǎn)、螺紋孔等易產(chǎn)生應(yīng)力集中或缺陷部位；薄壁結(jié)構(gòu)在一階固有頻率處的響應(yīng)最明顯。

4 排故過(guò)程

4.1 渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)附近的結(jié)構(gòu)形式

通過(guò)燃機(jī)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)頻譜圖可看出：（1）特征頻率成分與高/低壓轉(zhuǎn)速呈非精準(zhǔn)線性關(guān)系，且該特征頻率并非燃機(jī)軸承故障特征頻率，基本排除轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動(dòng)故障可能性；（2）由于該振動(dòng)特征僅出現(xiàn)在渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)，進(jìn)氣機(jī)匣振動(dòng)測(cè)點(diǎn)無(wú)該特征成分，激勵(lì)源應(yīng)來(lái)自渦輪后機(jī)匣附近的熱端部件，分析認(rèn)為，渦后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的特征成分由測(cè)點(diǎn)附近的結(jié)構(gòu)振動(dòng)引起。

圖5為渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)附近的結(jié)構(gòu)示意圖。渦后振動(dòng)傳感器位于渦輪后機(jī)匣支撐環(huán)后安裝邊的振動(dòng)支架處。燃機(jī)后排氣引射段與渦輪后機(jī)匣支撐環(huán)剛性連接，引射段的后端面與臺(tái)架排氣系統(tǒng)之間為柱面間隙配合。后排氣引射段在臺(tái)架試車過(guò)程中為典型的薄壁殼體懸臂結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)工作狀態(tài)極易受到氣流激振影響，形成自激振動(dòng)。特征頻率以結(jié)構(gòu)的固有特性響應(yīng)為主，該響應(yīng)最終傳遞至渦輪支撐環(huán)，導(dǎo)致渦后振動(dòng)測(cè)點(diǎn)出現(xiàn)特征頻率成分，而進(jìn)氣機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)傳遞路徑較長(zhǎng)，未受其影響。因此，分析認(rèn)為，試車過(guò)程中渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的特征頻率是由燃機(jī)后排氣引射段振動(dòng)引起的。

圖5 渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)附近的結(jié)構(gòu)示意圖

4.2 頻響特性試驗(yàn)結(jié)果

在燃?xì)廨啓C(jī)的臺(tái)架試車安裝狀態(tài)下，對(duì)后排氣引射段進(jìn)行頻響特性試驗(yàn)，獲得結(jié)構(gòu)的響應(yīng)特性。圖6為引射段的響應(yīng)特性圖，由圖可知，結(jié)構(gòu)具有20.5Hz、40Hz和106Hz的固有頻率，與試車過(guò)程中渦后測(cè)點(diǎn)的特征頻率成分相吻合，分析推斷的結(jié)果得到驗(yàn)證。但頻響特性試驗(yàn)并未出現(xiàn)35Hz的頻率成分。

圖6 后排氣引射段的響應(yīng)特性圖

4.3 變更渦后機(jī)匣振動(dòng)測(cè)點(diǎn)位置

為了降低燃機(jī)后排氣引射段的振動(dòng)響應(yīng)對(duì)渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的影響，將渦輪后機(jī)匣的振動(dòng)傳感器由原渦輪支撐環(huán)處變更至水平位置內(nèi)部的振動(dòng)支架處。變更后的支架位置與后排氣引射段之間的傳遞路徑較遠(yuǎn)，理論上受引射段振動(dòng)響應(yīng)的影響較小。圖7為燃機(jī)變更渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)位置示意圖。

圖7 渦后機(jī)匣振動(dòng)測(cè)點(diǎn)位置變更示意圖

4.4 排故驗(yàn)證試車

變更渦輪后機(jī)匣振動(dòng)測(cè)點(diǎn)位置后，進(jìn)行排故驗(yàn)證試車。圖8和圖9分別為驗(yàn)證試車時(shí)進(jìn)氣機(jī)匣和機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)云圖。由圖可知，進(jìn)氣機(jī)匣的頻譜成分仍以高/低壓轉(zhuǎn)子的基頻為主；渦后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)除高/低壓轉(zhuǎn)子基頻以外，仍可以看到20Hz和40Hz的特征頻率成分，但幅值已有所降低，35Hz和106Hz的特征頻率成分已經(jīng)消失。

圖8 驗(yàn)證試車進(jìn)氣機(jī)匣振動(dòng)響應(yīng)云圖

圖9 驗(yàn)證試車渦輪后機(jī)匣振動(dòng)響應(yīng)云圖

圖10為排故驗(yàn)證試車的振動(dòng)響應(yīng)變化圖。驗(yàn)證試車過(guò)程中，進(jìn)氣機(jī)匣和渦輪后機(jī)匣測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)量值基本相當(dāng)，未出現(xiàn)變更測(cè)點(diǎn)前的燃機(jī)振動(dòng)超過(guò)限制值的情況，故障排除。

圖10 排故驗(yàn)證試車的振動(dòng)響應(yīng)變化圖

5 結(jié)語(yǔ)

本文通過(guò)對(duì)薄壁結(jié)構(gòu)氣流激振故障機(jī)理和具體排故案例的分析，得出以下幾點(diǎn)結(jié)論：

（1）航空發(fā)動(dòng)機(jī)的薄壁結(jié)構(gòu)在受氣流激振載荷下易產(chǎn)生自激振動(dòng)，造成發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)響應(yīng)異常。此時(shí)，振動(dòng)測(cè)點(diǎn)的特征頻率以薄壁結(jié)構(gòu)的固有特性響應(yīng)為主，故障特征與轉(zhuǎn)速間無(wú)明顯的關(guān)聯(lián)性。

（2）航空發(fā)動(dòng)機(jī)的薄壁結(jié)構(gòu)長(zhǎng)時(shí)間處于共振環(huán)境時(shí)，復(fù)雜的交變應(yīng)力可能會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)在應(yīng)力集中位置或缺陷部位產(chǎn)生裂紋，影響發(fā)動(dòng)機(jī)試車安全。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)疑似出現(xiàn)氣流激振故障時(shí)，可通過(guò)頻響特性試驗(yàn)或者動(dòng)應(yīng)力試驗(yàn)來(lái)進(jìn)行確認(rèn)。

（3）發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)氣流激振故障，影響主機(jī)測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)時(shí)，可通過(guò)更改振動(dòng)測(cè)點(diǎn)的位置，達(dá)到減弱或消除特征頻率影響的目的，但更改測(cè)點(diǎn)位置并不能排除氣流激振故障對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響。

（4）發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)氣流激振故障時(shí)，可通過(guò)更改薄壁結(jié)構(gòu)尺寸、連接方式、增加輔助支撐結(jié)構(gòu)、增加加強(qiáng)筋等方式來(lái)改變結(jié)構(gòu)的固有特性，排除氣流激振故障。