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航空发动机整机振动控制技术分析

2017-1-10 08:20| 发布者: admin| 查看: 63| 评论: 0

摘要: 中国航空报讯 (王德友/文)先进涡扇发动机结构中,各部件结合面表面加工精度、端面跳动、径向跳动、螺栓连接紧度等的工艺特征参数具有时变性和分散性的特点,从而导致动力学参数(包括转子的不平衡、支点不同心、连 ...

中国航空报讯 (王德友/文)先进涡扇发动机结构中,各部件结合面表面加工精度、端面跳动、径向跳动、螺栓连接紧度等的工艺特征参数具有时变性和分散性的特点,从而导致动力学参数(包括转子的不平衡、支点不同心、连接与支承刚度)的时变性和分散性,直至引发整机振动的分散度较大。发动机振动排故实践经验表明,目前发动机振动大的主要原因是动力学参数变化区间难以控制,同时伴随着由结构稳定性引起的振动不稳定。为此,需理清影响发动机整机振动的主要参数内容,研究其控制技术。

在航空发动机的加工、装配和工作过程中,发动机的结构、工艺特征参数会在一定公差范围内变化,引起相应结构的动力学特征参数发生变化,其结果是对整机振动特征产生影响。因此,分析其工艺特征参数、结构特征参数与动力学特征参数的相关联系,为其装配工艺控制奠定基础。

通过分析总结引起整机振动的3类参数关键因素,确定了特征参数的分类,如图1所示。

力学特征参数是影响整机振动的直接参数,主要包括不平衡量、不同心度、连接刚度和支承刚度。工艺特征参数是装配过程中控制的参数或者是通过装配而形成的参数,主要包括转子组合跳动、转静子不同心度、拧紧力矩、拧紧顺序等参数。结构特征参数是发动机零件以及零件之间的结构要素,主要包括零件跳动、配合关系、轴承间隙等。 

结构动力学特征参数是影响整机振动的直接参数,然而影响不平衡量、不同心度、连接刚度和支承刚度动力学参数的是结构几何工艺和装配工艺特征参数。因此,分析装配工艺参数控制技术问题对控制整机振动意义重大。

结构装配工艺是复杂的技术问题,如发动机结构螺栓连接结构涉及扭矩、剪切力、弯曲力、陀螺力、机械轴向力、气动压力、惯性力、热梯度、摩擦、装配干涉和螺栓预紧力等11种载荷,如何在保证其结构强度、寿命和性能的前提下,满足连接刚度在发动机工作转速范围内的动力学设计要求,这就是如何提出装配工艺要求。需考虑螺栓数和螺距的选取、拧紧力矩和步长、拧紧方向、环境温度、工作温度梯度等装配、工艺参数对结构动力学参数的影响,才能制定出科学的结构装配工艺规程。又如在轴承装配时,配合间隙的不确定性难以控制。而轴承的配合间隙又决定了轴承的支撑刚度,装配时是间隙配合还是紧度配合才能使支撑刚度达到合适范围,就需要分析清楚相关结构在装配环境温度和工作环境温度下的相对位置(或力学)关系,使其在发动机工作状态下也满足支承刚度设计要求。

结构工艺和装配工艺参数可测和可控性

发动机整机系统由数千个零件组合而成,由于每个零件的公差分布是随机的,其组合后的发动机结构特性具有分散度,如何保证根据结构几何工艺参数在装配工艺的作用下满足设计要求,需要对结构的静态几何工艺参数描述的合理性进行研究。如端面配合时对零件配合面的跳动量描述,是以多少点、线、面描述为最佳表述方式;又如中央传动齿轮与附件机匣伞齿轮的配合关系,分析出靠零件的哪些工艺参数和装配工艺来保障装配性能。

总之,只有保证装配过程前的结构工艺参数的合理性和装配过程中的工艺参数可测试性,才能实现结构动力学参数的可控性,以保证发动机整机振动特性在设计要求范围内。

典型转子同心度装配优化与控制技术

发动机每一结构件的设计要求,其几何和工艺参数都有一定误差范围,装配组合后会带来力学参数的容差要求,如果容差与工艺参数没有进行优化设计,其结果是:尽管加工出的零件都各自满足其技术要求,但装配组合后的力学参数不一定满足振动特性的要求。相反,如果应用装配优化技术,即使加工件超出了公差范围,仍有可能装配出符合振动特性要求的组件。

在装配过程中可以被优化的力学参数主要有转子不平衡量、转子不同心度和转静子不同心度。转子不平衡量和不同心度直接影响发动机的振动特性,而转静子不同心度将对转、静子碰磨有重要影响。

转子不同心度优化通过测量转子部件的几何跳动,推算出不同部件组合角度下转子的不同心度,进而获得转子不同心度最小的部件组合角度而达到目标。优化原理如图2所示。

          图2 优化原理

在相同部件公差条件下,经过仿真计算得到两种装配模式下的转子不同心度累计概率分布,二者的不同心度公差范围(95%置信区间)和平均值(50%累计概率)的比较见表1。

   表1 不同心度公差范围和平均值比较

转子不平衡量优化也是通过测量转子部件的几何跳动,推算出不同部件组合角度下转子的初始不平衡量,进而获得转子不平衡量最小的部件组合角度而达到目标。在相同部件公差条件下,经过仿真计算得到两种装配模式下的转子不同心度累计概率分布,如图3所示。二者不平衡量公差范围(95%置信区间)和平均值(50%累计概率)的比较见表2。

 图3 随机装配与优化的不平衡量累积分布曲线

        表二 不平衡量公差范围和平均值

 转静子不同心度优化通过改变静子支承不同心度关系,进而达到转子和静子之间不同心度最小的目标。在转子上安装间隙传感器,进行常规过程,完成转子和静子定位关系的装配环节后,旋转转子来测量转子和静子之间的间隙,得到转静子不同心度。

根据不同心度的大小和相位,改变静子机匣安装边螺钉拧紧顺序,可以进行微量调节优化。如果不同心度数值较大,则需要分解后调整静子之间的定位关系进一步改善转静子不同心度。

试验测试技术与典型振动故障

整机振动试验与测试技术是检验设计、装配结果的有效途径,是检验整机振动特性设计符合性,以及检查机械系统结构运行状态正常与否的重要手段。

在新的发动机研制阶段,在原型机台架和部件试验中,整机振动测量的主要目的和工作如下。

(1)验证转子动力学特性是否满足设计要求,如在工作转速范围内是否存在临界转速,是否需要修改或施加阻尼抑制。

(2)验证整机振动特性,包括支承动特性、机匣动特性、转静子件振动特性关系(间隙分布)以及各截面振动幅值与成附件所在位置的振动关系。

(3)在研制过程中通过设置动力学参数和所遇到的振动故障,测试建立发动机振动故障谱系,为发动机出厂使用提供振动标准和外场飞行提供故障诊断依据。

因此,整机振动试验测试技术是有效验证设计、装配质量和保障发动机可靠安全运行的关键技术。

整机振动测试方法的现状和振动标准(限制值)

在整机振动测试方法方面,20世纪50~80年代中期,国外航空发动机整机振动测量系统大部分采用磁电式速度测量系统。以振动总量来衡量其振动大小,但一般只规定稳定状态下的限制值,在升、降速过程中的瞬态值可忽略不计。测振仪均采用带通滤波器,如WP6、WP7发动机使用的测振仪带通为70~200Hz,斯贝MK202发动机的为45~400Hz。国内涡喷系列发动机整机振动测试至今仍多沿用上述方法。

20世纪70年代末至80年代初,压电加速度计凭借结构简单牢固、体积小、质量轻、频率响应范围宽、动态范围大、性能稳定、输出线性好、使用温度范围宽以及抗外磁干扰能力强等特点,迅速在振动测试领域取得主导地位。在CFM56发动机试车规范中甚至明确规定整机振动测试需要采用压电加速度计。在70年代,由于数字电路技术、电子计算机技术发展很快,计算机开始应用于信号分析与处理领域,信号数字处理分析技术应运而生。该技术建立在利用快速傅立叶变换而大幅提高计算速度(蝶形算法)的基础上,能够采用非时域特征的函数分析,详细描述物体的运动性质及动态过程。针对测试手段和技术的发展,整机振动测试方法也相应发生了新的变化,如振动分量控制。振动分量一般是经跟踪滤波、窄带滤波或频谱分析得到的单一频率的振动信号,CFM56发动机规定高压转子以速度值、低压转子以位移值表征整机振动水平。

整机振动测试主要围绕发动机结构件的可靠性进行,对振动监视的限制值主要从以下几方面考虑:

(1)在发动机初始研制阶段,主要参考相类似结构的发动机整机振动限制值;

(2)考虑传递到轴承上的振动载荷不应超过其额定静载荷的10%,以保证轴承的安全;

(3)考虑发动机成附件(包括管路、机匣、附件机匣及其附件)的振动激励的大小不应使其受到损伤;

(4)考虑影响发动机振动的其他因素,如碰磨、支承刚度(轴承游隙)、不同轴度等的试验研究。

整机振动特性的测试技术与动力学设计验证

在整机振动试验过程中,可以通过试验测试技术来验证发动机的动力学特性实际情况,包括:转子动力学特性是否满足设计要求;获取整机振动特性;通过设置动力学参数和所遇到的振动故障,测试建立发动机振动故障谱系等。下面介绍几种试验测试方法。

转子动力学特性的测试技术

转子动力学特性是指转子结构在发动机全转速范围内的振动形态。受转子几何尺寸、支点分布、支承刚度、发动机工作转速(温度分布和扭转刚度)甚至装配工艺的影响而不同。现代旋转机械系统(包括航空发动机)大多采用弹性支承,充分利用了在转子通过支承临界后的较宽转速范围(支承2阶临界转速的2~3倍转速)的横向振动具有定心作用的特点。在全转速范围内避开了弯曲临界转速。根据转子不同的结构形式,其测试方法可以采用振幅峰值法、副临界转速法、轴心轨迹法、滞后相角法等。对航空发动机结构一般根据转速振动曲线寻找共振点,在共振点转速附近测试其支点之间的相位关系,即可获得其振动特性。也可利用非接触式位移传感器(电容式、电涡流式、微波式)检测转子轴向相位关系,获取转子振型。而对于弯曲转子振型则需要在转子轴上粘贴应变片,利用转子过临界时发生转向现象来判断其是否为弯曲振型。从而验证动力学设计是否避开弯曲振动及其支承振动特性。

机匣支承结构的振动特性测试技术

受通过支承传递的转子不平衡力、内流和与叶片相互作用的气动力激励的影响,发动机机匣会发生各种振型的振动。这种振动会涉及其自身的结构强度问题,还会导致安装于机匣上成附件的损伤问题。

此外,还需考虑机匣弹性线和转子弹性线间的关系,进而尽可能避开转静件碰摩的现象所带来的发动机性能衰减问题。因此,机匣支承结构的振动特性测试是非常必要的研究内容。

其测试方法主要二种:

(1)加速度、应变计联合测试法。由于发动机结构和环境复杂,且考虑传感器的附加质量影响,一些部位无法安装加速度传感器,因此需根据具体环境实施不同的测试方案。对于轴向振型,利用多个加速度计的相位关系和多个应变计的等效梁单元变形与位移转换,分段组合成整体轴向振型(若允许布置足够的加速度计时可直接测得)。对于周向振型,用加速度计和应变计均可实现。

(2)非接触式激光位移测试法。利用动、静态大变形、大应变场测量系统(Q-400X)的3维全场振动分析高速变形测量技术,进行风扇机匣沿轴向变形测试,可实现非接触、全场、大变形大应变测量,现场测量无需隔振。能够针对较大的测试面积和测试对象或柱状体进行静态加载条件下的全场多视角变形与大应变测量,并能给出在加载条件下的大型柱状体的全场变形与应变分布。但该方法仅适用于可视机匣振型的测试,对于双涵机匣还应采用第一种方法。

航空发动机整机振动故障特征

整机振动测试就是在发动机运行过程中监视、识别和预测其运行状态变化情况,根据所测得的振动信号特征,查询故障发生的可能原因,以便采取相应决策,及时消除隐患和排除故障,提高发动机运行的可靠性和安全性。

通过对多台份某型发动机试车过程进行大量的振动测试和分析总结,认为该型发动机常见振动故障为转子临界、机匣局部共振、转子不平衡量过大、转静件碰摩、腔体积油、轴承故障等。这些研制过程中积累和再现的振动故障特征可有效地为发动机后续使用提供非常有价值的参考作用,也是发动机研制过程中所必须进行的内容。

尽管高性能航空发动机存在结构复杂(多转子)、工作环境恶劣(高温、高转速、工作转速范围宽)、工况多变(加减速、俯冲、盘旋)等特点,对整机动力学稳定性提出了苛刻要求。为彻底实现发动机整机振动的可控性,本文立足与发动机的整机动力学设计、装配与测试工作,分析了影响航空发动机整机动力学特性的结构因素,论述了建立整机振动控制体系的主要内容,具体包括:

(1)考虑发展和完善整机振动分析的考虑结构特征参数(工艺特征参数与动力学特征参数)分布特征的参数化建模方法。

(2)研发高精度大型盘轴、机匣工艺特征参数测量系统,完善发动机装配工艺等关键技术,构建结构几何参数、装配工艺参数和力学参数数据库。

(3)研究整机振动特性测试技术、故障在线试验技术与测试技术,建立振动敏感参数的响应数据库。

根据本文的论述,基于国内现有的研制经验并结合高性能航空发动机的研制需求,通过进行先进有效的计算技术、高效的测试技术和可控的装配工艺等方面的研究,建立有效、实用的整机振动控制体系,即可保证发动机整机动力学特性良好,有望彻底实现发动机整机振动的可控性。


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