（载运工具运用工程专业论文）pw4000发动机振动故障研究.pdf

西北下业人学钡 i : 学位论又摘 p 摘 要 近年来，国内某大型 匕 机维修公司在对p w4 0 0 0发动机进行维修的过程中， 多次出现 n 2高压转子振动超标的故障。由于没有找出引起该振动故障的真正原 因，使得该故障很难被排除。 本文在对国内外航空涡轮燃气发动机振动研究系统归纳和总结的基础上， 对 p w4 0 0 0发动机具体结构的特点进行了分析，特别是对转子一 支承系统的主要构 件、结构特点及其采用的防振和减振措施进行了 研究。研究发现:( 1 ) 改型后的 推力平衡系统改变了 轴承的 轴向力:( 2 ) 挤压油膜阻尼器失效;( 3 ) 由于涡轮的热 不定心在转子上产生较大的不平衡力，很有可能是引起振动超标的3个原因。 论 文采用传递矩阵法对发动机转子的临界转速进行计算结果表明， 发动机振动的 原因是高压转子引起的协调共振。 论文进一步采用有限元分析法， 求出在工作状 态 f 发动机高压涡轮轴套与高压轴之间的间隙。 仿真分析表明，在工作时，高压 涡 轮的热不定心问 题的 确存在， 且会引起较大的 不平衡力， 从而导 致发动机的振 动。 最后本文对山临界转速、 推力平衡和高压涡轮的热不定心引起的振动故障提 出了维修建议，对于排除发动机振动故障具有较高的参考价值和指 p r 意义凸 关键字:航空发动机:振动故障;临界转速;推力平衡;热不定心 两比丁业人学( ij ( i 学位论( ah s tra c t a b s t r a c t t h e v i b r a t i o n f a u l t o f p w4 0 0 0 s h i g h p r e s s u r e r o t o r o c c u r r e d m a n y t ime s d u r i n g h i g h c l a s s ma i n t e n a n c e . i t s d i f f i c u l t t o g e t r id o f t h e f a u l t b e c a u s e o f t h e r e a s o n w a s n o t f o u n d . b a s e d o n t h e s y s t e m a t i c s u m m a r y a n d c a t e g o r i z a t i o n o f d o m e s t i c a n d i n t e r n a t i o n a l r e s e a r c h o n v i b r a t i o n o f a e r o t u r b i n e g a s e n g i n e , t h e s t r u c t u r e , c h a r a c t e r i s t i c o f p w4 0 0 0 w a s a n a l y z e d , e s p e c i a l l y o n r o t o r - b e a r i n g s y s t e m s , m a j o r c o m p o n e n t s a n d p r e v e n t i n g 9 8 年 4 月至 9 9年 1 0月，r p 维修的p w 4 0 0 0 ( 9 4 i n c h ) 发动机中， 先后共有6 台发生n 2 振动超标问 题，发动 机型号包括 p w4 0 5 2 , 4 0 5 6 , 4 0 5 6 - 3 ，还有其他受 n 2 振动超标影p 1 nj 的发动机如 表 1 - 1 所列出。可见，该振动故障在很长的一段时间内是比较突出的，而且集中 出现在某型发动机 上。发动机的试车报告指出发动机试车加速过程中，n 2 转速 为7 2 0 0 -7 5 0 0 r p m 时，n 2 振动超限 发动机大修部专门 成立了p w 4 0 0 0 发 动机振动排故小组1 3 1通过实 施检查和 效验发动机的平衡工装和测试设备; 重新平衡和安装高压压气机( h p c ) ;检查 n o . 2 轴承区 域、高压涡轮( h p t ) 区域的同心度、 垂直度和平行度等安装尺寸a1 ; 检查压力腔的封严尺寸， 并改变推力平衡管的计量堵头的尺寸以调整发动机的推 力平衡系统等措施，收到一定效果， 减少 了 发动机的振动， 使发动机的振动极限 达到试车要求。 由于技术 l的复杂性， 在大修过程中就可能由于某种原因使发动机的技术状 态发生改变， 而维护人员对减振结构的动力特性及工作参数理解不深， 所以即使 是按照_ 艺手册反复核对和调整仍然不能从根本上解决问题 经过初步分析研究， 认为p w4 0 0 0发动机高压转子振动超标问题是 一 个复杂 的综合性问题，亡涉及到发动机原理、空气动力学、机诫安装及维修工装等多学 科， 需要理论分析与实际操作紧密结含， 这也是解决该故障耗时较长的原因之 - 西北4人学fm ! is 学位l仑t第一帝p w 1 0 0 0 发动机的振动问题 农 i受n 2振动超标影u n 的发动机 发动机 序号 工作范 围 n 2振动原 因或 最终排除措施 7 2 3 7 0 5 除 f i c . i 1 c . t i c 外翻修其余单 元体 除 a g e s 外翻修 其他单元体 不详 71 7 5 6 3 u p i 调转 1 2 0 度 装回( n 2 振动值 0 . 7 7 ) 7 1 7 56 8 翻修 l i 1 几工 t ic 修理不详 lp c. hpc i 1 1 3 c 翻修所有单元 体 i i p t后切尺寸、 i i p t后毅表面垂 直度不好 7 2 4 43 6 修理 a g b , 翻 修其他 vt元体 7 2 7 49 7 翻修 i i p t , 修 理其他 单元 体 1 . 5 和2 号轴承区 域零件尺寸不合 格 调节小流量 1 o b i 管 j|1|.|es|j!esl.|一 71 7 61 7 翻修风扇机 h . , 1 i l c . 扩散机 匣，涡轮导向 器和i i p t : i i p c平 衡不 好， 更换 hi t l p c , i c和排气 7 2 4 3 9 9 机匣 翻修 h p c , 扩散 机匣， 涡轮导向 器,i i p t和 i ,p t ; 其它单 元体修理 更换2 号 轴承 ， p 2 号轴承组件重 新装配 7 27 41 5 除a g 13和l p i 修理外. 其它单 元体翻修 一导支撑有3处 螺钉松动，h p c 扩散机匣封严未 座合到底 f o b i 管减流r 翻修 7 3 - , 9 7 衰退 i oc. i ) : i .( a s f. 1 lrk nol 推力平衡系统原 c* i zlea p t. lp l 西_ 比r业人 学倾 学位ip丈弟一景p w 10 0 0友动v l 的振动问题 从表i - i 可以看出，山于每台故 障发动机引发 振动的原因形式不尽相同， 排故措 施也 应各 有 差 别 5 7 到目前为止， 该振动故障的内在成因还没有彻底弄清楚， 现场排故存在很大 的盲目 性和随机性，这样往往造成重复排故和试车，在人力物力上的浪费很大， 影响经济效益。 本文 的目 的是在 理解和掌握重要的高速旋 转机械振动， 主要激振机理、 系 统 动力特性和振动控制技术等理论 基础上， 结合生产现场的实 地考察， 从与 振动故 障密切相关的发动机结构动力特性、 安装工艺和结构形变等方面出发， 对故障的 成因作进一步的深入研究， 找出故 障的真正 原因 所在， 从而对p w 4 0 0 0 发动机在 翻修后出现的振动过量问题提 出准确可行的排故方法，减少翻修工作的盲目性。 同时由于技术上的继承性和相似性， 研究结果 也可以 推广应用于其他类型的发动 机 山于引起发动机振动的因素很多，从结构上的， 还有装配王艺方面的: 有机 械方面的，也有气动方面的; 这些原因往往互相作用，导致发动机的振动原因较 难排除。为了 确定振动原因，通过现场与发动机工程师们的座谈交流、查阅大量 的现场工作单和普惠公司的服务通告， 并且对故障发动机的振动幅频和频谱图进 行分析， 初步排除了 安装工艺、平衡方面的原因，因而认为导致发动机振动过量 的原因主要可能是转子在过临界时候减振措施没起作用或发动机工作中存在着 较大的不平衡量。 两北t . 业人学i m 学位论x第 _ 辛肮空发动习 l 转 f 振动及振动扮制 第二章 航空发动机转子振动及其控制 引起发动机振动的原囚众多而且机理复杂， 按其振动本身的性质可分为: 强 迫振动和自激振动， 相应的激振力可分为外部激振力和自激力: 按激振力的物理 性质可分为机械力、 流体力和声波激振力等。 振动的原因又往往是和发动机的某 些零部件有关的， 因而按其关系可将振源划分为: 转子源、 轴承源、 传动齿轮源、 结构 源( 支 板、静叶) 以及压气 机喘 振和机匣共振等等 1 8 1 2 . 1 不平衡强迫振动 发动机转子的不平衡力是引起转子振动最基本和最常见的激振力。 转子不平 衡引起的发动机振动， 其特征是振动的频率始终和转速相等。 虽然在发动机总装 之前， 转子部件要在平衡机上进行严格的静、 动平衡，在总装之后还进行过原位 平衡， 但是，转了的不平衡量仍然不可能为零当转子高速旋转时，微小的不平 衡量也会产生很大的离心惯性力发动机在使用过程中，山于高速、高温、高载 荷的作用，转子叫能发生变形、 磨损、 连接及刚性的变化，工 作叶片可能折断或 因蠕变而伸长， 这些原因都可能使发动机转子原有的平衡状态被破坏， 因而发生 转子不平衡引起的发动机振动超标。 在离心惯性力作用下， 转子除了 绕其自 身轴线转动( 自 转) 外，弯曲的轴线还 会绕支承的连线旋转( 进动) 从发动 机的 振动曲 线可以看出:发 动机的振动量是 随着转速的提高逐渐增大的。当发动机的转速接近某 一 定值时， 振动量会显著增 加，当转速等于这 一 定值时，振动量最大，而当转速超过这转速值时， 振动r 又会明显减小 我们把这一转速就叫做转子的二 临界转速” 。 临界转速是转子支 承系统的一个固有特性 ， 在概念上同机械振动系统的固有频率类似。 所以在临界 转速下振动量显著增大的现象也是由于“ 共振” 而引起的。山于发生了共振， 即使 平 衡得再好的转子，t ry 会山 于不平衡惯性力引起强烈的振动i9 - 1 1 1 航空燃气涡轮发动机大多设计为双转子，高压压气机、高压涡轮联为一体， 形成高压转子;低压转 子的 长 轴穿过高压转子轴将低压压气机和低压涡轮相连， 高压转子和低压转子通过承力机匣的轴承座安装在发动机中。在双转子系统中， 高压转子不平衡力激起转了系统发生强迫振动时，高压转子作正协调进动， 低压 转子作进动频率等于高压转子频率的不同步进动。 当高压转子转速等于转子系统 作此转速 卜 的自然频率时即发生共振，这时的临界转速称为外临界。 同样，低压 转子的不平衡力激起转 子系统的共振称为内临界 此时， 低压转 f作1 日司步 进动， 高压转 r 作不同步州卜 协调) 进动，当低压转 子的转速等 厂 系统在当时转速 f r 内 固 仃频率时，发生共振， 即出现临界转速现象 转 1 - 在发生 仁 述两次共振时的两个 两北t . 业人学i m 学位论x第 _ 辛肮空发动习 l 转 f 振动及振动扮制 第二章 航空发动机转子振动及其控制 引起发动机振动的原囚众多而且机理复杂， 按其振动本身的性质可分为: 强 迫振动和自激振动， 相应的激振力可分为外部激振力和自激力: 按激振力的物理 性质可分为机械力、 流体力和声波激振力等。 振动的原因又往往是和发动机的某 些零部件有关的， 因而按其关系可将振源划分为: 转子源、 轴承源、 传动齿轮源、 结构 源( 支 板、静叶) 以及压气 机喘 振和机匣共振等等 1 8 1 2 . 1 不平衡强迫振动 发动机转子的不平衡力是引起转子振动最基本和最常见的激振力。 转子不平 衡引起的发动机振动， 其特征是振动的频率始终和转速相等。 虽然在发动机总装 之前， 转子部件要在平衡机上进行严格的静、 动平衡，在总装之后还进行过原位 平衡， 但是，转了的不平衡量仍然不可能为零当转子高速旋转时，微小的不平 衡量也会产生很大的离心惯性力发动机在使用过程中，山于高速、高温、高载 荷的作用，转子叫能发生变形、 磨损、 连接及刚性的变化，工 作叶片可能折断或 因蠕变而伸长， 这些原因都可能使发动机转子原有的平衡状态被破坏， 因而发生 转子不平衡引起的发动机振动超标。 在离心惯性力作用下， 转子除了 绕其自 身轴线转动( 自 转) 外，弯曲的轴线还 会绕支承的连线旋转( 进动) 从发动 机的 振动曲 线可以看出:发 动机的振动量是 随着转速的提高逐渐增大的。当发动机的转速接近某 一 定值时， 振动量会显著增 加，当转速等于这 一 定值时，振动量最大，而当转速超过这转速值时， 振动r 又会明显减小 我们把这一转速就叫做转子的二 临界转速” 。 临界转速是转子支 承系统的一个固有特性 ， 在概念上同机械振动系统的固有频率类似。 所以在临界 转速下振动量显著增大的现象也是由于“ 共振” 而引起的。山于发生了共振， 即使 平 衡得再好的转子，t ry 会山 于不平衡惯性力引起强烈的振动i9 - 1 1 1 航空燃气涡轮发动机大多设计为双转子，高压压气机、高压涡轮联为一体， 形成高压转子;低压转 子的 长 轴穿过高压转子轴将低压压气机和低压涡轮相连， 高压转子和低压转子通过承力机匣的轴承座安装在发动机中。在双转子系统中， 高压转子不平衡力激起转了系统发生强迫振动时，高压转子作正协调进动， 低压 转子作进动频率等于高压转子频率的不同步进动。 当高压转子转速等于转子系统 作此转速 卜 的自然频率时即发生共振，这时的临界转速称为外临界。 同样，低压 转子的不平衡力激起转 子系统的共振称为内临界 此时， 低压转 f作1 日司步 进动， 高压转 r 作不同步州卜 协调) 进动，当低压转 子的转速等 厂 系统在当时转速 f r 内 固 仃频率时，发生共振， 即出现临界转速现象 转 1 - 在发生 仁 述两次共振时的两个 西北下业人学fi ) t _ 学位论文第_章航空发功勺 l 转 子振动技振动控$ 临界转速值不同，恰恰疏明转子的自然频率是随 i _ 作转速变化的。 因为转子在临界转速时会发生共振， 所以应该避免发动机在临界转速附近工 作。同时， 在结构上也 要 采取一 定的措施( 如挤压油膜阻尼器) 以减小共振时的 振 幅。 对于这一点，在发动机设计和制造阶段己经考虑到，比如 说发动机转子的临 界转速一般设计在巡航状态的工作转速以下。 但是发动机在工作时仍然可能出现 这方面的问 题， 如由 于某种原因 临界转速值发生了 变化， 增大到了 发动 机经常工 作 的转速范围以内， 或结 构上 的减振措施失效。 所以 ， 在进行发动机振动故障l全 断时，应该考虑到这一问题的可能性 除 了 在结构上进行调整以避开临界转速外， 采用先进有效的平衡方法， 提高 平衡 质量，减少转子的 不平 衡量，也是 降低发动机振动的有效措施。 - 1 . 采用“ 多步平衡” 工艺 多步平 衡是减少转子变形的一种方法。 它旨 在消除转子每个截面 巨 的不平衡 力以及每段上的不平衡力矩。 多步平衡是在装配过程中各个组合件每组合一步进 行一次平衡而“ 一步平衡” 是将整个转子装配完成后，再进行动平衡。可见，多 步平衡比一步平衡的生产工序多，平衡工作量大， 但多步平衡可减少作用在转子 内部的弯矩。图 2 - l a 为一步平衡，只在 a和 d两个表面添加配重，平衡后，作 用在转子内部的弯矩见2 - l b 。 图2 一l c 为两步平衡， 在a , b , c , d四个表面分别添 加配重， 这时作用在转子上的弯矩见图2 -l a所示。 如果考虑两组件装配后形成 的新不平衡度，则还可以将每个转子再作一次平衡。 妇上述分析可看出，两步平衡后， 作用在转子上的弯矩要比一步平衡后的弯 矩小得多 a b c d a b c d c d 6 -共 寻 见 甲丁kkt jk j 2 - 1步平衡和多步平衡的弯矩图 实践证明，在低速动平衡机平衡挠性转子， 只要严格控制零部件质量平衡条 件，采取多步劝 乎衡，便可达到理想的效果 ， it 钊 业人学1,卜 学位论 又第 _ 卒卒1n . 宁发劝r i i. 转了振劝及振劝拧制 . 77f 性 转子 的 平衡 技 术 d -, i 转子 h i 于材料密度不均， 加 误差或结构不对称等原因， 任一轴段上都有质 心对轴心偏移， 在安装 轮盘等截面 上尚 有集中 质量偏心矩。 整 个转子的 不平衡量 或偏心矩分布是一条有突变的空间曲线， 而由不规则分布的空,fi j 力激起的振动位 移分布自然也是空间曲线。 从平衡的要求来讲， 力平衡是将转子的空间不平衡量看做一个集中的不平衡 量，即动态下只有 一 个离心力，可以在转子的一个截面上加配重进行平衡处理。 力 矩平衡是在动态下对转子的离心力偶导 致的不平衡在两个截面 上进行平衡处 理 。 对于低速刚性转子，一般的力平衡和力矩平衡就可以满足要求了， 但是挠性 转子一般要在临界 转速以上 工作。 低 转速平衡的 挠性 转子不能 保证在高速 工作时 沐出 现 较 大 振动， 这 就 需要 更 高 要 求 的 平 衡方 法 。 对 于 转子来讲， 虽然不平衡偏心矩和振动位移都是空间曲线， 但是山于型函 数r 有正交性， 因此各阶振型不 平衡之间也是正 交的， 它们都展成主振型( 平面曲 线 ) 之和，于是振型不 平衡的校正 可以简化。 挠性转子动平衡的方法虽有十余种， 但是可归纳为振型分离法与影响系数法 两大类。 振型分离法概括地ia . 是动平衡方程加矢量平衡法， 其优点是: ( 1 ) 在最高平衡转速上测量试验次数最少， 且能得到良好的灵敏度; ( 2 ) 不影响低阶的平衡状态: ( 3 ) 可以完全凭试验进行。 缺点是: ( 1 ) 转子一 轴承系统阻尼较大时不太有效; ( ) 要求操作者具有较丰富的经验和知识; ( 3 ) 一 股只考虑一 个或多个测量数 据: ( 4 ) 不容易配备计 算机铺助 影响系数法的实质是矢量平衡法的发展。 把矢量法从单测点平而 扩展到多测 点多平面的场合。其优点是; ( 1 ) 完全凭试验进行; (2 ) 两个 振型或更多 振型同时进行平衡; ( 3 ) ) 采用计算机辅助和自 动化; ( 1 1 在 测量点 较多 的情况下可以利用 最小二 乘法; ( 5 ) j 一 以 利用测量误 差补偿优化影响系数: ( 6 ) 不要求操作 者具有丰富的知识 西北丁业人学硕 卜 学位论文第_章杭空发动机转了振动发振动并制 其缺点为: ( 1 ) 在最高平衡转速上的测量试验次数可能很多: ( 2 ) 对于较高阶振型的灵 敏度不可能很高; ( 3 ) 要求有 一 早先平衡过的振型数 据; ( 4 ) 如果校正面选用不当， 校 f t可能很大而无法实施 3 ， 采用优化平衡重量探索法1 1 3 1 工 9 9 4 年，a u s t r o w提出了 对于燃气涡轮发动机平衡的优化平 衡质量探索法， 它是精确点转速影响系数法的发展。 这种方法使用了一些测定的或事先己知的影 q iw j 系数以及测定的振动数据，以决定优化的平衡校正重量。 其解可以使最大的振 动量减至最小。该法也允许用户定义平衡量以进行分析和评估， 对于单面平衡问 题， 其优化平衡重量矢叽 可按式2 - 1 计 算: w o 二 w一 ( w is , 一 w, ) 下 一一半= is , 一 b , j ( 2 - i ) 式 中峨， w - 分 别 为 加 在 校正 面l . 2 上 的 平 衡 重 量 矢。 s , , s : 分 别 为 对 应 面 的 灵敏系数它们与影响系数有关，影响系数的计算由程序完成。 ， . 一一 一 . 、. 、 、 . . . . . . 巨 s e a r c h op t i mi z a t i1 . o n 、 ，了 / 月一unuo一苟q一a 40 丈 一 气 笋 . 二今 v e l o c it y ( %) 图2 - 2 a u s t r o w法和实测的振动值的比较 i亥 法的优点是验证了对平衡最为重要的传感器 - 一 速度点， 它与图解法相结 合，l l j一 以 提供 趋向 平衡的 最好途径。图2 - 2 是原始的 ( 平衡以前 ) a u s t r o w法和实 测的振动值的比较。可以看出，a u s t r o w法具有较好的平衡精度，在高速时更超 向平衡。 4 . 减少叶片 装配带来 的不平衡因素 叶片加 丁 质量不均匀导致叶片安装后转子的不平衡量增加， 动平衡工作量加 大一i f 机组现场更换叶片后， 叶片更换前后在不同平衡面产生的不平衡力矩的变 化将 r 致轴系不平衡增加，振动加大 因此，如问使叶片产生的效果比较均匀作用在盘上，就很有必要对叶片存轮 ic i 北 i 业人学l lj ; i 学泣l仑之4 1 -8航宁发功机转子振动及振动r :- + ,l 盘 上的排列着一些探究， 从中研究出 最合理的 排列顺序， 以 减少由叶片产生的不 平衡影响因素。在 p w 4 0 0 0的工程手册上，一般先逐个称出叶片的质量，并标上 数字， 然后按质量大小顺序对叶片进行排列， 按照质量的对称关系调配转子叶片 的安装顺 荆 h : 这种方法下，叶片会 造成比较大的不平衡量， 给平衡带来不 好 的影响 为了减少叶片安装产生的不平衡量， 工程上常用穷举法对排序进行优化。文 献! 5 一 ， 叫等 遗传算法应用于叶轮机械叶片的优化排序安装， 解决了 以前 采用穷 举法 对于大量叶片优化排序所碰到的求解时间长， 得不到优化结果的问题。该法可以 用于发动机叶片的优化安装排序。通过理沦分析并结合实例计算， 证明了用遗传 算法优化叶片排序时，叶片数目越大， 这种优化排序方法计算速度快的优点就显 得越 明显。 缨与喝吸 缨鸟鸟嘴 缨鸟与与 檬呜与与 c on t i n ue a r r a n g i n g r e ma in i n g b l ad e s 1 1 1 d e s c e n d in g o r d e r to一 陶 (l ig h t e s t r i an-, 图 2 一 3程手册 上 的川片排序法 两比 业人学1iol i i位论文第帝航空发动机转子振动及振功i * a ll 另外， 在发动机维修装配工程中， 还引进了 转子外圆研磨机。 将经过动平衡 的带叶片转 子再放在外圆研磨机上加工，进行圆度修正。 在高转速下，如果有不 平衡力， 转子就会发生 侧弯， 这时与 磨 边接 触的叶片就会 被磨掉一部分， 使得整 个转子的平衡度提高。此法的好处是简单方便，而且效果很好。 5 . 整机平衡 高速转子的平衡方法有两种，一种是将转子放在专用的平衡机上进行平衡， 通常称为工艺平衡， 然后将平衡好的转子装配于发动机上工作。为了尽可能的减 小转了不平衡产生的不平衡力和不平衡力矩， 转子要经过多道平衡工序。目前我 国生产的航空发动机普遍采用这种平衡方法。 上面所提到的方法都属于该类。 另 一种是在发动机整体装配完成以后， 在检验试车的过程中， 对发动机的转子进行 平衡，通常称为整机平衡法或原位平衡法 采用7 _ 艺平衡法，由于平衡机的转速与发动机的实际工作转速有很大差异， 转子的工作条件和安 装条件都和实际发动机上不一样， 造成转子不 平衡的 许多复 杂因素不能显现出 来， 如转子的刚度和变形等等， 所以不能保证平 衡后的 转子在 发动机_ l 作时的平衡。另外经过工艺平衡后的转子， 在经过装配和运转之后，原 来的平衡状态有可能被破坏， 特别是工作一段时间以后， 很可能被破坏。所以现 代燃气涡轮发动机必须考虑采用整机平衡方法。 采用整机平衡法， 由于转子是在 发动机实际工况条件下进行平衡， 转子平衡后也无需再装配， 因此可以获得较高 的 平衡精度! 7 ! 。 整机平衡法主 要有 三圆平衡法和三矢平 衡法， 可 参阅有关文献1 8 . - i i j 由于结构条件的限制和发动机转子平衡的实际需要， 目前只对双转子发动机 的低压转子进行原位平衡。 平衡面一般选在风扇前和低压涡轮后。 其中风扇的平 衡最常用， 并且操作方便。 当必要时也 可以使用低压涡轮后的平衡面， 但是工序 复杂， 需要拆卸较多的发动机零部件。本机平衡对振动信号有特别要求， 要同时 采集振幅和相位信号，因此在发动机的结构设计上要采取相应的措施。如图 2 - 4 为位于 p w4 0 0 0 发动机低压转子联轴器上的声轮， 声轮上较宽的缺口可以提供一 个 基 准 信号 ， 用 于计 算 转 子 不 平 衡 量 ( 即 振动 位 移矢 量 ) 的 相 位18 1 2 .2 自激振动 自激振动是转子在超临界状态下工作时容易发生的另外 一 种振动现象 发生 自 激时，激振力是由转了的振动引起的，并且是和转子的振动同步的。自 激力是 一个 或相当干一个 与轴振幅方向垂直的横向力。 转子在不平衡力引起的i f 同步强 迫振动情况下， 卜 甘 于 这种横向 力的出 现， 转子将附加一 个自由 振动( 非协调 进动) 八 _ 多数清配下，因内外阻尼的存在，自由振动逐渐衰减而消失，剩下的只足稳定 的有阻尼强迫振动但当限尼很小，自激力强烈时，自由振动不被衰减而是维持 两比 业人学1iol i i位论文第帝航空发动机转子振动及振功i * a ll 另外， 在发动机维修装配工程中， 还引进了 转子外圆研磨机。 将经过动平衡 的带叶片转 子再放在外圆研磨机上加工，进行圆度修正。 在高转速下，如果有不 平衡力， 转子就会发生 侧弯， 这时与 磨 边接 触的叶片就会 被磨掉一部分， 使得整 个转子的平衡度提高。此法的好处是简单方便，而且效果很好。 5 . 整机平衡 高速转子的平衡方法有两种，一种是将转子放在专用的平衡机上进行平衡， 通常称为工艺平衡， 然后将平衡好的转子装配于发动机上工作。为了尽可能的减 小转了不平衡产生的不平衡力和不平衡力矩， 转子要经过多道平衡工序。目前我 国生产的航空发动机普遍采用这种平衡方法。 上面所提到的方法都属于该类。 另 一种是在发动机整体装配完成以后， 在检验试车的过程中， 对发动机的转子进行 平衡，通常称为整机平衡法或原位平衡法 采用7 _ 艺平衡法，由于平衡机的转速与发动机的实际工作转速有很大差异， 转子的工作条件和安 装条件都和实际发动机上不一样， 造成转子不 平衡的 许多复 杂因素不能显现出 来， 如转子的刚度和变形等等， 所以不能保证平 衡后的 转子在 发动机_ l 作时的平衡。另外经过工艺平衡后的转子， 在经过装配和运转之后，原 来的平衡状态有可能被破坏， 特别是工作一段时间以后， 很可能被破坏。所以现 代燃气涡轮发动机必须考虑采用整机平衡方法。 采用整机平衡法， 由于转子是在 发动机实际工况条件下进行平衡， 转子平衡后也无需再装配， 因此可以获得较高 的 平衡精度! 7 ! 。 整机平衡法主 要有 三圆平衡法和三矢平 衡法， 可 参阅有关文献1 8 . - i i j 由于结构条件的限制和发动机转子平衡的实际需要， 目前只对双转子发动机 的低压转子进行原位平衡。 平衡面一般选在风扇前和低压涡轮后。 其中风扇的平 衡最常用， 并且操作方便。 当必要时也 可以使用低压涡轮后的平衡面， 但是工序 复杂， 需要拆卸较多的发动机零部件。本机平衡对振动信号有特别要求， 要同时 采集振幅和相位信号，因此在发动机的结构设计上要采取相应的措施。如图 2 - 4 为位于 p w4 0 0 0 发动机低压转子联轴器上的声轮， 声轮上较宽的缺口可以提供一 个 基 准 信号 ， 用 于计 算 转 子 不 平 衡 量 ( 即 振动 位 移矢 量 ) 的 相 位18 1 2 .2 自激振动 自激振动是转子在超临界状态下工作时容易发生的另外 一 种振动现象 发生 自 激时，激振力是由转了的振动引起的，并且是和转子的振动同步的。自 激力是 一个 或相当干一个 与轴振幅方向垂直的横向力。 转子在不平衡力引起的i f 同步强 迫振动情况下， 卜 甘 于 这种横向 力的出 现， 转子将附加一 个自由 振动( 非协调 进动) 八 _ 多数清配下，因内外阻尼的存在，自由振动逐渐衰减而消失，剩下的只足稳定 的有阻尼强迫振动但当限尼很小，自激力强烈时，自由振动不被衰减而是维持 西 业人学倾 卜争位论文 * - - - n-舫， 空发动机转了振劝及振动拎制 户护 一 产尸 产 产 j尸 甲寸冬 浮全 写 玉 / . 互 少 扔 ， ，r 尸 - 哪石 公 沪 沐、 软 、一 、二一 / 及滚棒 /1，:、 图2 - 4 p w4 0 0 0发动机低压转子联轴器 l 的声轮 下去， 自激力也就继续存在而巨在 一 定范围内随着振幅的加大而加大，自激力与 振动勺 _ 相促进而使振幅越来越大， 这就是失稳。自激力常被理解为负阻尼力事 实土，失稳振幅不会无限增大， 而是增加到一定值后维持大振动自激振动是 - 种非线性振动，自激振动不像不平衡力激起的强迫振动那样经常存在， 但出现后 易使振幅较大，有时可能造成转子破坏。 发动机转子系统中 存在的自 激 振动因素 很多， 例如转轴材料的内阻 尼力; 转 子套齿联轴器套齿间的摩擦: 转子与静子间的干摩擦:叶轮偏心旋转时叶尖与 机 f q . 的间隙不均匀引起的不平衡的气 动周向力; 蓖齿封严装置中 的气弹力: 油 膜轴 承的油膜力以及转 了 支承刚性的非线性等 其中在航空发动机上，蓖齿封严的气 弹力和偏心旋转时的叶尖气隙力的影响较大。 发动机上有很多的空气封严， 过去这些空气封严主要采用蓖齿密封装置。 蓖 齿密封装置的气弹效应会使发动机发生自激振动， 气体激振力的能量很大， 因为 它的能源来自高温、高压和高速的气流， 一旦发生， 其振动总能量往往大于 转子 源的能量.所以 危害也很大 l o f 封严蓖齿的气弹效应，可以用图2 - 5 加以说明: 为便j 二 分析， 设这 一 装胃只 有两 道蓖齿。 密封装置前的压力是p a , 密封装置后的压力是p 2 , p 。 大于p , o 密 封 腔内 的 压力a , 取 决于 p o p 2 及 密 封 齿 隙,5 , , s , 。 现 假 定因 制 造 误差 ， 使 进 气 r . 隙j ， 大于排 气齿隙百 2 设 转子因受到 初始 扰动而 产生了 进动， 则在 任一 径 向平面内， 士 寸 严蓖齿就相对静子作径向振动如果假定气体在密封腔内没有周向 流动，则任一0 处密封腔内的少 氏 力只和f平而内的进、排气齿隙有关， in i: ip . 下业大学映 学f ,论丈第_争 n ft 发动机转了振动凌振功# p= 制 才。 图2 - -5 封严蓖齿的气弹效应 密封腔内的气体压力正比于其中的气体量， 假定在c c 齿之偏移为零时， 漏入 与漏出之气流量相等，处于动态平衡状况。那么，当 蓖齿径向大于平均ih l 隙( 偏 移为零) ，即蓖齿自 平衡位置偏离静子，到间 隙达到 最大，再趋近静子，直至回 到平衡位置的 这半周振动过程中，由于平均间隙,5 , 大于s , ，故排气面 积将始终 比进气面积相对地增大很多。 这就是说，这半周内，排气量始终大于进气量，因 而p . 是 不 断下 降 的 在 这 一 半 周 振 动结 束 ， 即 蓖 齿 再回 到 平衡 位 置时 ，p . 达 到 其最小值。 在随后的半周振动中，蓖齿自 平 衡位置 趋向静子， 其间隙达到最小， 再偏离 静子，直至再回到平衡位置，封严齿隙始终小于平均间隙，故排气面积始终比进 气面积减少得多。这就是说，在这一半周振动过程中，排气量始终小于进气量， 故密封腔内的压力是不断增大的。在这一半周末了，蓖齿再回到平衡位置，也即 上一个半周的起始位置时，p l 又 达到最大值。 上 述过 程， 如图2 - 5 所示 位移y - 密 封腔压 力p , ( 句的 变化曲线所示。 山 此可 见， 在t = 7 / 4 -3 7 / 4 的半周内， 蓖齿始终向静子趋近， 而密封腔内压力p ， 始 终 低 于 其平 均值p i, 。 反 之 ， 在另 一 半 周 期内 ， 蓖 齿振 动 始 终 为 偏 离 静 子 方向 ， 而 密 封 腔内 压力 p . 始 终高 于 其 平 均 压 力p l, 。 因 此， 在 这 一 振 动 过 程中 ， 气 流 对 蓖 齿的振动是输入功的。所以，封严蓖齿的气弹效应是一种自激因素。 为了 减少蓖齿封严在工作中出现的气弹效应， 己经有学者在该方面作 了一些 研究，井提出 很多改善方案，减少封严蓖齿破坏( 2 0 .2 3 j现代发动机中经常引 用 r 刷式封严 并采用附加分万式的减振环和减振套简， 利用减振套筒 与 薄壁筒之间 的滑移阻尼降低振动振幅. 另外，由 t 转子安装的偏心，而导致的叶尖气隙力，也是使航空发动机产生 自激振动的一个重要原因。 两北下业人学硕 卜 学位论交 第 _ 帝航 空 发 动 扫 l 转 厂振动 及 振动 控 制 叶轮偏心引起的气流激振的机理如图2 - 6 所示 ( a ) f气机转子( b ) irk i 轮转f - 图2 - 6 叶轮偏心引起的气体激振力( n i f o r d模找 勺 由于 不平衡力的作用， 装配时与机壳同心度很好的叶轮， 工 作时也会相对 机 壳偏心旋转， 使得叶尖间隙沿圆周方向分布不均， 沿圆周各处叶片效率 和压力分 布不同。间隙小的一侧叶片效率高，大的一侧效率低;效率高的一侧， 叶片做功 多， 叶片上受的气动负荷大 ， 效率 低的一 侧则相反。因此一级叶轮上的周向气动力 除了合成扭矩外，尚合成一个作用于叶轮轴心的横向力。 此横向力是自激力， 使 叶 轮产生涡动， 它随振幅 ( 叶 轮偏心 距) 增大而增大， 将使转子产生自 激振动( 2 4 , 2 5 1 _ 一 认 2 - 一 丫/ 、 、 沐 二 一 /、 、 / 一 、 !一 图2 - 7 压气机叶轮偏心旋转时叶片进出日压力分布 1 . 11 1 尖间隙，2出i i 压力，3 . 进 - )- k 力 假设叶片进口压力均匀，出口压力大致成 f 弦曲线分布从图 2 - 7中看出: 最大压力点大约超前最小叶尖间隙6 0度。这表明间隙小处叶片做功多，气休压 西北下业人学硕 卜 学位论义第 一 辛航空发动扫 转 子振动咬振动44制 力高:间隙大的另一侧做功少， 压力低， 从而合成的自激力是促使压气机叶轮反 进动。 a l f o r d .j . s . 在研究航空燃气涡轮发动机稳定性时，首先提出叶轮偏心引起的 气体激振力问题，把该力称之为 a l f o r d力， 并给出用于计算 a l f o r d力的公式 2 - 2 二t 6 _ r ,二 匕 dh ( 2 - 式 中 : f 、 为a l fo r d 力 ;: 为 级 叶 轮上 作 用 的 扭 矩; d 为 叶 片 中央 处 直径 ; i -i 为 叶 片高度;卢为效率系数:。 为偏心量。 叶轮偏心引起的气流激振的机理十分复杂， 其实质是流固祸合问题对气流 激振力的 计算依赖于 激振力系数q， 而q则与叶尖间隙变化引 起的级效率的 变化 有关 2 6 1 现代航空发动机随着效率的提高， 压气机的增压比越来越大， 叶尖与压气机 机匣之间的间隙越来越小， 在这种情况下， 叶 轮只要有很小的偏心， 所引 起的 气 流激振就很会很严重， 所以对转子对中的要求很苛刻。所以， 应尽量采用较好的 装配及平衡工艺， 使得转子获得较好的同心性和平衡性， 并在工作中叶轮不偏心 或很小偏心。 2 .3 常用振动控制技术 由 于高速转子 振动问题的重要性， 振动控制己 经是先 进燃气涡轮发动机必须 解决的关键问题之一。从 s o年代以来，国外在航空燃气发动机的隔振和减振技 术上有 了 突破性的进展 现役发动机上的振动问题已经基本得到控制。 但是由于 振动问题的高度复杂性， 使得这一问题的解决也具有不稳定性， 发动机振动过量 的故障还常有出现，更深入的研究仍在进行中在国内，山于受到技术水平和研 究经费的制约， 对国外己经广泛采用的发动机振动控制技术掌握的不透彻， 尤其 在工程上还不尽成熟， 因此无法从根本上解决发动机振动过量的问题， 在排故中 存在一定的盲目 性， 、给发 动机的翻修和维护带来不利的 影响 对转子振动控制的难度随着转子转速和功率的提高而不断增大， 于是向转子 系统提出了主动控制的要求。 对转子系统振动主动控制的研究包括: 控制的目标 函数， 控制器的设计和施加控制力的方 法等， 但最关键的还是实现对实际 转子系 统振动的主动控制。 一般有两种施加控制力的 方法: 一种是直接将力加在转子上 ， 另一种是通过轴承座来 施加2 7 - 2 9 1 现代发动机均采用 柔性转子，其工作 转 速在较低的、二 阶临界 转速之 匕 因此转子起动加速或慢车减 速过程中必须 越1丈 若干阶临界 转速， 这讨 发动机转子 来说是比较危险的: 而且由于其结构限制。 动平衡时只能在少数儿个平面内方便 地施加配重，即只能在有限个转速上获得较好的平衡:另外，发动机还经常承受 西北下业人学硕 卜 学位论义第 一 辛航空发动扫 转 子振动咬振动44制 力高:间隙大的另一侧做功少， 压力低， 从而合成的自激力是促使压气机叶轮反 进动。 a l f o r d .j . s . 在研究航空燃气涡轮发动机稳定性时，首先提出叶轮偏心引起的 气体激振力问题，把该力称之为 a l f o r d力， 并给出用于计算 a l f o r d力的公式 2 - 2 二t 6 _ r ,二 匕 dh ( 2 - 式 中 : f 、 为a l fo r d 力 ;: 为 级 叶 轮上 作 用 的 扭 矩; d 为 叶 片 中央 处 直径 ; i -i 为 叶 片高度;卢为效率系数:。 为偏心量。 叶轮偏心引起的气流激振的机理十分复杂， 其实质是流固祸合问题对气流 激振力的 计算依赖于 激振力系数q， 而q则与叶尖间隙变化引 起的级效率的 变化 有关 2 6 1 现代航空发动机随着效率的提高， 压气机的增压比越来越大， 叶尖与压气机 机匣之间的间隙越来越小， 在这种情况下， 叶 轮只要有很小的偏心， 所引 起的 气 流激振就很会很严重， 所以对转子对中的要求很苛刻。所以， 应尽量采用较好的 装配及平衡工艺， 使得转子获得较好的同心性和平衡性， 并在工作中叶轮不偏心 或很小偏心。 2 .3 常用振动控制技术 由 于高速转子 振动问题的重要性， 振动控制己 经是先 进燃气涡轮发动机必须 解决的关键问题之一。从 s o年代以来，国外在航空燃气发动机的隔振和减振技 术上有 了 突破性的进展 现役发动机上的振动问题已经基本得到控制。 但是由于 振动问题的高度复杂性， 使得这一问题的解决也具有不稳定性， 发动机振动过量 的故障还常有出现，更深入的研究仍在进行中在国内，山于受到技术水平和研 究经费的制约， 对国外己经广泛采用的发动机振动控制技术掌握的不透彻， 尤其 在工程上还不尽成熟， 因此无法从根本上解决发动机振动过量的问题， 在排故中 存在一定的盲目 性， 、给发 动机的翻修和维护带来不利的 影响 对转子振动控制的难度随着转子转速和功率的提高而不断增大， 于是向转子 系统提出了主动控制的要求。 对转子系统振动主动控制的研究包括: 控制的目标 函数， 控制器的设计和施加控制力的方 法等， 但最关键的还是实现对实际 转子系 统振动的主动控制。 一般有两种施加控制力的 方法: 一种是直接将力加在转子上 ， 另一种是通过轴承座来 施加2 7 - 2 9 1 现代发动机均采用 柔性转子，其工作 转 速在较低的、二 阶临界 转速之 匕 因此转子起动加速或慢车减 速过程中必须 越1丈 若干阶临界 转速， 这讨 发动机转子 来说是比较危险的: 而且由于其结构限制。 动平衡时只能在少数儿个平面内方便 地施加配重，即只能在有限个转速上获得较好的平衡:另外，发动机还经常承受 ik ii 北 t- 心人学i ,;! , 学位论义讹舟航书发劝11 13 rr了振动提振动t . t 9 各种外来千扰，尤 ; 其是叶片突然断掉而突加的不平衡载荷，会使转子的平衡状态 及土作性能受到i i v. 重威胁 。 可见航空发动机转子系统主动抑振的目的应包括: 首 先， 尽量使受控转子的各阶临界转速远离其工作转速范围， 并能较平稳地跨越低 阶临界转速: 其次， 使转子在整个工作转速范围对不平衡的敏感度尽量小; 最后， 使转子受扰瞬态响应尽快衰减，更不能失稳 文 献( i l l! 将控制力分成三个分量，分别用于调整临界 转速、 抵消不平衡量 和 提供主动阻尼气先对 各分量独立设计其最优控制律， 然后对线性转子系统实施综 合控制。仿真的结果表明，控制力的分工是合理的， 综合控制的抑振效果十分明 显 但日前，主动控制振动方法一般均显得结构复杂， 体积、重量偏大，附属设 备多， 因而难以在航空发动机上采用f 1 0 为 j 控制共振 避免发生 转子失稳通常采用挤压油膜轴承( 挤压油膜阻川器 ) 作为 转 子 振 动卿i 控 制 装 置， 用 来 调 节 系 统 阻 尼 ii i挤 压 油 膜 阻 尼器 ( s p d ) 可以 有效地降低转子振动幅值， 提高转子系统的稳定性。 在 2 0世纪 6 0 年代便被广泛 用于航空发动机上。 挤压油膜阻尼器有同心型和非同心型两类。同 心型阻 尼器 ( 见图 2 - s ) 用弹性 支承