航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移徑向測量技術(shù)研究

張 龍, 趙天馳, 周笑陽

(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所,遼寧 沈陽 110015)

作為飛機的心臟,航空發(fā)動機被稱為工業(yè)皇冠上的明珠,其工作條件極為苛刻[1-2]。發(fā)動機使用過程中,轉(zhuǎn)子不平衡、轉(zhuǎn)靜件碰磨、轉(zhuǎn)子熱彎曲、轉(zhuǎn)子突加不平衡、轉(zhuǎn)子裂紋、轉(zhuǎn)子兩向剛性差別過大、轉(zhuǎn)子失穩(wěn)、轉(zhuǎn)子支承不同心、轉(zhuǎn)子支承結(jié)構(gòu)間隙松動等都會帶來轉(zhuǎn)子軸向位移,進(jìn)而引起轉(zhuǎn)子的振動,帶來巨大的安全隱患。高壓渦輪轉(zhuǎn)子處于高溫、高壓、高離心負(fù)荷和狹小環(huán)境中,對軸向位移的要求更加苛刻。隨著現(xiàn)代航空工業(yè)的迅猛發(fā)展,要求發(fā)動機指標(biāo)不斷提高。由于高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移過大導(dǎo)致振動進(jìn)而引起的事故較多,造成了巨大的經(jīng)濟損失,嚴(yán)重制約了發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展,因此如何將高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移控制在一定范圍內(nèi),提高轉(zhuǎn)子系統(tǒng)穩(wěn)定性已經(jīng)成為一項關(guān)鍵技術(shù)[3]。針對航空渦噴/渦扇發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移設(shè)計不合理導(dǎo)致轉(zhuǎn)子振動的問題,可以通過優(yōu)化發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計解決,然而發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計過程往往參考理論計算數(shù)據(jù),嚴(yán)重缺少真實測量數(shù)據(jù)。

目前,發(fā)動機轉(zhuǎn)子位移測量研究主要關(guān)注葉尖徑向位移,對軸向位移測量的關(guān)注度并不高[4]。發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移徑向測量方法的提出與實施,將為設(shè)計合理的轉(zhuǎn)靜子軸向間隙以避免出現(xiàn)碰磨、控制和調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)子軸向力和驗證工作過程中軸向理論計算結(jié)果的正確性提供數(shù)據(jù)支持。通過多次數(shù)據(jù)測量,可建立轉(zhuǎn)靜子軸向位移變化的數(shù)據(jù)庫,為發(fā)動機總體方案設(shè)計打下基礎(chǔ)。

國內(nèi)方面,趙雷團隊一直致力于電磁軸承轉(zhuǎn)子軸向位移測量研究[5];楊啟超等[6]進(jìn)行了電渦流法測量渦旋壓縮機軸向位移的可行性研究;張麗紅等[7]開展了光纖傳感器在渦輪軸向位移檢測中的應(yīng)用研究。在這些理論研究中,研究的對象并不是真正的發(fā)動機,不適用于航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移測量。沈陽發(fā)動機研究所針對航空發(fā)動機開展了一些研究,目前部件試驗器配備了軸向位移測試系統(tǒng),該套測試系統(tǒng)應(yīng)用了電渦流傳感器的工作原理測量試驗件轉(zhuǎn)子軸向位移,但該方法并不適用于整機測試。

國外對轉(zhuǎn)子軸向測試的研究起步較早,測試系統(tǒng)比較成熟,使用經(jīng)驗豐富[8-9]。相比之下,國內(nèi)在轉(zhuǎn)子軸向位移測試與控制技術(shù)方面尚處于起步階段,距離國外現(xiàn)有水平有一定的差距。但是無論是國外發(fā)動機測試技術(shù)先進(jìn)的國家,還是國內(nèi)的有關(guān)集團、院校,所提出的軸向位移測試方法都不適用于航空發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移的測量[10-11]。在航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移測量方面,國內(nèi)外還沒有開展相關(guān)的技術(shù)研究。

本文針對航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移測量難題,提出了一種軸向位移徑向測量的方法。該方法采用耐高溫電容傳感器作為測量探頭,滿足航空發(fā)動機整機測試環(huán)境和結(jié)構(gòu)特點。

1 工作原理

1.1 徑向位移測量原理

使用電容傳感器進(jìn)行高壓渦輪轉(zhuǎn)子徑向位移的測量,該測量方法利用了平行板電容器的工作原理,固定在機匣中的傳感器探頭構(gòu)成電容的一個電極,而高壓渦輪轉(zhuǎn)子的葉尖構(gòu)成電容的另一個電極。電容傳感器探頭與葉尖之間產(chǎn)生感應(yīng)電容,該電容的電容值是探頭幾何形狀、葉尖幾何形狀、兩極間距離和兩極間介質(zhì)的函數(shù),由于電容探頭和轉(zhuǎn)子葉尖的幾何形狀以及兩者之間的介質(zhì)為常數(shù),因此電容的大小只是兩極間距離的函數(shù),即電容值變化與高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖徑向位移的變化存在對應(yīng)關(guān)系。根據(jù)這一函數(shù)關(guān)系,即可根據(jù)傳感器輸出的電容值計算出轉(zhuǎn)子徑向位移。

1.2 葉尖形貌測量原理

葉尖掃過電容傳感器探頭端面時,會產(chǎn)生變化的電容值,為方便數(shù)據(jù)的采集與分析,將變化的電容值解調(diào)后轉(zhuǎn)換為變化的電壓值。根據(jù)平行板電容器的工作原理,在葉尖掃過探頭端面的過程中,當(dāng)葉尖由遠(yuǎn)及近時,電容值越來越大,電壓值遞增;當(dāng)葉尖由近及遠(yuǎn)時,電容值越來越小,電壓值遞減。由此可知,在葉尖掃過探頭時,傳感器的輸出電壓呈現(xiàn)出先增大再減小的趨勢,即輸出電壓存在峰值。通常情況下,發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子葉片為單個葉尖結(jié)構(gòu),當(dāng)一個壓氣機轉(zhuǎn)子葉片掃過電容傳感器探頭時便會產(chǎn)生一個峰值電壓。而高壓渦輪轉(zhuǎn)子的葉尖結(jié)構(gòu)特殊,為雙側(cè)葉尖結(jié)構(gòu),如圖1所示。圖1中包含3片高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片,黑色邊框部分為葉尖,Y向為高壓渦輪轉(zhuǎn)子周向旋轉(zhuǎn)方向,X向為發(fā)動機軸向方向,且X正方向?qū)?yīng)發(fā)動機軸向后方向。傳感器安裝于高壓渦輪機匣上,位于轉(zhuǎn)子葉尖正上方,與X、Y向垂直。由此可推斷,當(dāng)高壓渦輪轉(zhuǎn)子周向旋轉(zhuǎn)且一個轉(zhuǎn)子葉片掃過傳感器探頭端面時,會產(chǎn)生2個峰值電壓。對于一個轉(zhuǎn)子葉片所產(chǎn)生的2個峰值電壓,這2個峰值電壓之間的距離可以反映該葉片兩側(cè)葉尖的距離,而兩側(cè)葉尖的距離會隨著轉(zhuǎn)子發(fā)生軸向運動而改變,因此要想實現(xiàn)軸向位移的測量必須知道2個峰值電壓之間的距離。通過計算,由2個峰值電壓之間的距離可以得到兩側(cè)葉尖之間的相對距離。為方便表述,將高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片兩側(cè)葉尖之間的相對距離定義為“葉尖形貌”。

圖1 高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖示意圖

2 關(guān)系模型

通過徑向測量的方式實現(xiàn)高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移測量的模型如圖2所示。電容傳感器安裝于高壓渦輪機匣上,空間位置相對靜止。當(dāng)發(fā)動機處于某一狀態(tài)穩(wěn)定運行時,高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖位于圖2中標(biāo)號2的位置,此時電容傳感器測量得到一個“葉尖形貌”。當(dāng)發(fā)動機狀態(tài)發(fā)生改變時,高壓渦輪轉(zhuǎn)子負(fù)載發(fā)生變化,進(jìn)而導(dǎo)致高壓渦輪轉(zhuǎn)子整體沿軸向向后移動,高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖運動到圖2中標(biāo)號3的位置,此時電容傳感器測量得到另一個“葉尖形貌”。以此類推,在一定的軸向位移范圍內(nèi),高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移與“葉尖形貌”存在一一對應(yīng)關(guān)系。試驗前,通過校準(zhǔn)試驗建立起“葉尖形貌”與軸向位移的對應(yīng)關(guān)系;試驗時,根據(jù)建立的對應(yīng)關(guān)系,即可通過測量“葉尖形貌”計算出真實的軸向位移量。對于圖2中的葉尖,“葉尖形貌”增大表明轉(zhuǎn)子向后移動,“葉尖形貌”減小表明轉(zhuǎn)子向前移動。

1—電容傳感器;2—高壓渦輪轉(zhuǎn)子發(fā)生軸向移動前的葉尖位置;3—高壓渦輪轉(zhuǎn)子發(fā)生軸向移動后的葉尖位置。

3 校準(zhǔn)試驗

3.1 校準(zhǔn)平臺功能及技術(shù)指標(biāo)

圖3為軸向位移校準(zhǔn)平臺方案圖,該平臺定位精度為0.01 mm,校準(zhǔn)精度為0.002 mm,為了保證校準(zhǔn)精度,整個平臺固定在隔振基座上。校準(zhǔn)平臺具備傳感器安裝座和轉(zhuǎn)子葉尖夾具,能夠固定電容傳感器和高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖;能夠進(jìn)行多個方向的運動,使傳感器和被測轉(zhuǎn)子葉尖可獲得空間中七自由度的調(diào)節(jié),從而模擬電容傳感器和高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖在航空發(fā)動機上真實的安裝姿態(tài)。校準(zhǔn)平臺具備程序控制功能,通過編程可控制各自由度調(diào)整機構(gòu)進(jìn)行自動調(diào)節(jié),以此動態(tài)調(diào)整被測轉(zhuǎn)子葉尖與傳感器的相對位置,從而實現(xiàn)模擬發(fā)動機試驗過程中高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移,并配備了光柵尺能夠測量軸向位移大小。

1—隔振基座;2—精密徑向位移平臺;3—支撐板;4—被測轉(zhuǎn)子葉尖;5—軸向位移傳感器;6—傳感器安裝座;7—B向角度調(diào)整平臺;8—Z向位移調(diào)整平臺;9—X向位移調(diào)整平臺;10—Y向往復(fù)式直線電機;11—C向旋轉(zhuǎn)平臺;12—調(diào)“零”設(shè)備;13—微米級傳感器;14—A向旋轉(zhuǎn)平臺;15—轉(zhuǎn)子葉尖夾具;16—軸向?qū)?zhǔn)設(shè)備。

在進(jìn)行校準(zhǔn)試驗時,編寫程序使校準(zhǔn)平臺利用直線電機帶動高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖沿圖3中的Y向往復(fù)運動,以此模擬高壓渦輪轉(zhuǎn)子周向旋轉(zhuǎn),實現(xiàn)葉尖掃過電容傳感器探頭的過程。經(jīng)計算,該模擬方法帶來的軸向位移測量差異約為0.000 1 mm,對測量精度造成的影響可忽略不計。校準(zhǔn)平臺配備了高速采集系統(tǒng),并在上位機中內(nèi)置了專用的電壓峰值檢測軟件,從而能夠采集到轉(zhuǎn)子葉尖掃過傳感器探頭過程中電容傳感器輸出的電壓信號,并計算出“葉尖形貌”。

此外,校準(zhǔn)平臺還可通過編程來動態(tài)調(diào)節(jié)電容傳感器與被測轉(zhuǎn)子葉尖的徑向相對運動(圖3中的X向),能夠利用精密徑向位移運動機構(gòu)實現(xiàn)徑向位移的精細(xì)變化,并通過微米級傳感器測量出徑向位移的大小。

3.2 校準(zhǔn)試驗及校準(zhǔn)數(shù)據(jù)矩陣

如圖4所示,高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉尖掃過電容傳感器電極端面時會產(chǎn)生雙峰電壓波形,通過該波形雙峰之間的距離值可以計算得到“葉尖形貌”。校準(zhǔn)試驗的目的是建立起軸向位移和“葉尖形貌”的關(guān)系,然而通過校準(zhǔn)試驗發(fā)現(xiàn)測量得到的“葉尖形貌”與真實的“葉尖形貌”并不完全一致,“葉尖形貌”除了受到軸向位移影響外,還會受到徑向位移的影響。也就是說,軸向位移與“葉尖形貌”的一一對應(yīng)關(guān)系需要建立在同一徑向位移的條件下。因此,為了獲得軸向位移與“葉尖形貌”更全面的對應(yīng)關(guān)系,需要建立不同徑向位移條件下的軸向位移與“葉尖形貌”的關(guān)系表達(dá)形式。

圖4 轉(zhuǎn)子葉片掃過電容傳感器產(chǎn)生的雙峰波形

為了更簡潔地呈現(xiàn)出徑向位移、“葉尖形貌”和軸向位移三者之間的對應(yīng)關(guān)系,在校準(zhǔn)試驗中,采用矩陣的表達(dá)形式。某型發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移校準(zhǔn)數(shù)據(jù)矩陣如表1所示。其中,徑向位移與軸向位移的交叉點為“葉尖形貌”。

表1 校準(zhǔn)數(shù)據(jù)矩陣 單位：mm

航空發(fā)動機地面試驗過程中,當(dāng)某一狀態(tài)穩(wěn)定運行一段時間后,高壓渦輪轉(zhuǎn)子徑向位移也會穩(wěn)定在某一值,這時可以測量得到“葉尖形貌”值和徑向位移值,然后通過該校準(zhǔn)數(shù)據(jù)矩陣找到對應(yīng)的軸向位移值,從而實現(xiàn)航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移的測量。

4 測試系統(tǒng)及試驗結(jié)果解析

軸向位移徑向測量系統(tǒng)原理框圖如圖5所示。該系統(tǒng)包括耐高溫電容傳感器、信號處理模塊、NI PXIe-6378型數(shù)采系統(tǒng)和計算機。其中,電容傳感器耐溫上限為1 400 ℃、測量精度為0.01 mm,用于測量徑向位移和“葉尖形貌”,徑向位移測量精度受到多種因素影響,可通過軟硬件設(shè)計、裝配過程控制和試驗過程控制的措施保障測試精度[12]。軸向位移測量精度優(yōu)于0.1 mm,該結(jié)果通過反復(fù)試驗驗證得出。轉(zhuǎn)子葉尖最高通過頻率為200 Hz,信號處理模塊頻響范圍為5 Hz～200 kHz,數(shù)采系統(tǒng)單通道采集頻率為3.5 MS/s,滿足測量要求。計算機內(nèi)安裝了基于LabVIEW平臺自主編制的監(jiān)視測試軟件,在測量徑向位移和“葉尖形貌”的基礎(chǔ)上,通過校準(zhǔn)數(shù)據(jù)矩陣實時計算高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移值。

圖5 軸向位移徑向測量系統(tǒng)原理框圖

在某型航空發(fā)動機整機試驗中開展了高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移徑向測量研究。由于航空發(fā)動機高壓渦輪結(jié)構(gòu)復(fù)雜,空間狹小,流道內(nèi)環(huán)境惡劣,在試驗中開展測量系統(tǒng)應(yīng)用時還解決了以下難題：多層機匣傳感器安裝問題、狹小空間走線問題、傳感器耐高溫冷卻問題和結(jié)構(gòu)變形導(dǎo)致的應(yīng)力過大問題。試驗中發(fā)動機經(jīng)歷了從啟動、慢車到最大狀態(tài),然后中間停留多個狀態(tài),之后慢車、停車的過程。

發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移與轉(zhuǎn)速的變化曲線如圖6所示。通過數(shù)據(jù)分析可知,該型發(fā)動機轉(zhuǎn)子軸向位移的整體變化趨勢為：在發(fā)動機升轉(zhuǎn)速過程中,高壓渦輪轉(zhuǎn)子負(fù)載逐漸增加,軸向位移逐漸增大,轉(zhuǎn)子會沿軸向向后移動;在發(fā)動機降轉(zhuǎn)速過程中,高壓渦輪轉(zhuǎn)子負(fù)載逐漸減小,軸向位移逐漸減小,轉(zhuǎn)子會沿軸向向前移動。該型發(fā)動機轉(zhuǎn)子軸向位移在局部狀態(tài)呈現(xiàn)出轉(zhuǎn)速增加、軸向位移減小和轉(zhuǎn)速降低、軸向位移增大的變化趨勢,即軸向位移存在波動。整個試驗涉及升轉(zhuǎn)速、降轉(zhuǎn)速過程的2個慢車狀態(tài),分別為圖6中750～3 000 s、24 750～25 500 s,此時發(fā)動機狀態(tài)穩(wěn)定,轉(zhuǎn)速不變,但發(fā)動機轉(zhuǎn)子軸向位移呈現(xiàn)先減小后增大和先增大后減小的變化規(guī)律。該現(xiàn)象主要是由于溫度、壓力對轉(zhuǎn)子軸向位移的影響滯后于轉(zhuǎn)速的影響。發(fā)動機在停車時轉(zhuǎn)子存在軸向位移,并沒有完全回到初始位置,這與溫度帶來的滯后性有關(guān)。綜上所述,發(fā)動機轉(zhuǎn)子軸向位移測量值的變化趨勢與理論分析結(jié)果基本一致,部分穩(wěn)態(tài)、過渡態(tài)轉(zhuǎn)子軸向位移的變化規(guī)律對進(jìn)一步優(yōu)化發(fā)動機設(shè)計具有重要意義。

圖6 某型發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移與轉(zhuǎn)速的變化曲線

5 結(jié)束語

本文提出了一種發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移徑向測量方法,采用該測量方法完成了某型發(fā)動機試驗測試,結(jié)果表明該方法能夠?qū)崿F(xiàn)高壓渦輪轉(zhuǎn)子的軸向位移測量。本方法的主要優(yōu)點包括：① 提出了軸向位移徑向測量的思想,實現(xiàn)了發(fā)動機整機狀態(tài)下高壓渦輪轉(zhuǎn)子軸向位移測量;② 通過校準(zhǔn)方法的研究和校準(zhǔn)數(shù)據(jù)矩陣的建立,解決了“葉尖形貌”與軸向位移關(guān)系模型問題,實現(xiàn)了軸向位移測量,且發(fā)動機測試改裝工程量小,技術(shù)風(fēng)險低,測量效率高;③ 測量方式為非接觸式測量,探頭尺寸小,耐溫可達(dá)1 400 ℃,無須配備外部冷卻系統(tǒng),成本低;④ 基于成熟的電容法進(jìn)行研制設(shè)計,測試系統(tǒng)穩(wěn)定性高、可靠性強、應(yīng)用范圍廣。