淺析航空發(fā)動機動力學控制技術(shù)

一、引 言

航空發(fā)動機動力學控制技術(shù)的主要目的，是通過對支承結(jié)構(gòu)和質(zhì)量分布的合理分配，保障發(fā)動機在全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)無有害振動。然而，航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)復雜，其轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)具有多支點（5個支點，支點同心度難以保證）、跨度大（1.9m，寬轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)很難實現(xiàn)剛性轉(zhuǎn)子特性）、雙轉(zhuǎn)子（采用中介軸承）的特點。轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)和機匣結(jié)構(gòu)的連接面多且形式復雜，采用了套齒、螺栓、配合摩擦等連接形式，在裝配過程中，大多數(shù)工藝參數(shù)難以測量，無法保證裝配質(zhì)量的重復性。航空發(fā)動機的工作環(huán)境復雜，工作溫度范圍大（環(huán)境溫度～2000 ℃），導致結(jié)構(gòu)工藝特征參數(shù)和結(jié)構(gòu)特征參數(shù)的變化范圍大，引起發(fā)動機結(jié)構(gòu)振動具有非線性時變特性。同時，轉(zhuǎn)靜件間隙、支承剛度、同心度、不平衡量分布等動力學參數(shù)和氣動流場氣動力等，隨發(fā)動機狀態(tài)和溫度場的變化而變化，造成各連接結(jié)構(gòu)部件振動傳遞特性相差也較大。此外，對轉(zhuǎn)子動力學特性要求更為嚴格，要求非臨界區(qū)域轉(zhuǎn)速范圍寬（低壓為3000～9000r/min，高壓為7000～15000r/min)、轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)可在任意點停留。

考慮到航空發(fā)動機的結(jié)構(gòu)復雜性和高溫高轉(zhuǎn)速的工作特性，未考慮上述連接結(jié)構(gòu)的時變非線性因素的整機振動模型計算結(jié)果與實際測試結(jié)果相差較大，長期以來很難實現(xiàn)航空發(fā)動機動力學特性的精確評估，并很難對發(fā)生振動問題的航空發(fā)動機實行有效的整機振動控制。

為此，本文針對高性能航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)復雜性和高溫高轉(zhuǎn)速工況下動力學穩(wěn)定性問題，指出目前航空發(fā)動機整機振動控制技術(shù)存在的問題，并提出了發(fā)展思路。

二、設(shè)計技術(shù)

在大型渦噴、渦扇發(fā)動機設(shè)計中，轉(zhuǎn)子動力學特性設(shè)計的主要目的如下：

評估轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速。對于大型發(fā)動機設(shè)計，要保證1階彎曲臨界轉(zhuǎn)速高于最大工作轉(zhuǎn)速并具有較大裕度，支承共振型臨界轉(zhuǎn)速避開常用工作轉(zhuǎn)速，同時需要減小由轉(zhuǎn)子殘余不平衡帶來的支承動載荷對所有相關(guān)零部件的影響。

確定臨界轉(zhuǎn)速調(diào)整相關(guān)的結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)。解決初始方案臨界轉(zhuǎn)速不理想或其他因素要求結(jié)構(gòu)改進設(shè)計時的動力學影響分析方法。

預估支承系統(tǒng)和機匣的振動特性。結(jié)合臨界轉(zhuǎn)速與撓曲變形的綜合分析，保障發(fā)動機轉(zhuǎn)靜件間隙保持在合理的分布范圍內(nèi)。

評估轉(zhuǎn)子不平衡響應敏感性。給出初步的不平衡敏感系數(shù)，通過調(diào)整轉(zhuǎn)子不平衡修正量和位置，使發(fā)動機能夠?qū)崿F(xiàn)本機平衡的能力。

預示動力學特性不穩(wěn)定的振動頻率、限定值和相關(guān)發(fā)生的條件，確保發(fā)動機在整個飛行包線內(nèi)不發(fā)生危險振動。

評估轉(zhuǎn)靜件相對動態(tài)位置關(guān)系，預估容易碰摩的截面、不平衡變化截面、支點不同心度和支承剛度變化支點對各振動監(jiān)測點的振動響應特征，為發(fā)動機研制和使用過程中振動故障排除和結(jié)構(gòu)修改提供重要的參考依據(jù)。

要達到上述目的，發(fā)動機整機和連接結(jié)構(gòu)的動力學模型的有效性將是至關(guān)重要的，也對動力學計算提出更高要求。

1. 考慮整機結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的動力學設(shè)計

首先，目前航空發(fā)動機整機動力學設(shè)計主要集中于轉(zhuǎn)子動力學設(shè)計，研究轉(zhuǎn)子系統(tǒng)（或轉(zhuǎn)子—支承系統(tǒng)）的臨界轉(zhuǎn)速問題、穩(wěn)態(tài)不平衡響應等問題。某型發(fā)動機雙轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速計算結(jié)果如圖1所示。由于未將轉(zhuǎn)子- 支承- 機匣-安裝系統(tǒng)作為整體進行考慮，不能滿足對機動過載、支點同心度、轉(zhuǎn)靜件間隙等涉及整機結(jié)構(gòu)特征的因素進行分析和研究，難以解決先進渦扇發(fā)動機高度耦合的整機系統(tǒng)振動特性（振動固有特性和響應特性）問題，也無法為構(gòu)件和部件的耐久性試驗提供整機振動環(huán)境參考。

圖1 某型發(fā)動機雙轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速計算結(jié)果

其次，目前在發(fā)動機設(shè)計過程中開展的動力學分析主要進行線性系統(tǒng)的振動設(shè)計，而對于系統(tǒng)中固有的非線性因素都進行等效線性化處理，包括結(jié)合面連接剛度（不同連接結(jié)構(gòu)剛度隨載荷和定位面緊度變化規(guī)律如圖2所示）、超大不平衡量、阻尼、擠壓油膜阻尼器、碰磨等因素引起的非線性剛度和非線性阻尼。在此前的發(fā)動機設(shè)計過程中，這樣的處理能夠簡化計算、提高效率，而且對于大多數(shù)設(shè)計來說具有可接受的工程精度。但隨著先進發(fā)動機的發(fā)展，特別是高推比發(fā)動機的要求，結(jié)構(gòu)上的非線性因素進一步增多，其影響也明顯增大。由此，線性化處理對于部分大振幅帶來的強非線性則明顯不適應，只有對整機系統(tǒng)進行非線性振動問題研究，才可以更準確地把握振動特性的本質(zhì)。

圖2 不同連接結(jié)構(gòu)剛度隨載荷和定位面緊度變化規(guī)律

再次，在發(fā)動機整機動力學設(shè)計中將結(jié)構(gòu)特征參數(shù)均作為確定性參數(shù)考慮，沒有考慮加工誤差分布、裝配工藝引起容差組合和工作狀態(tài)下結(jié)構(gòu)特征參數(shù)變化所帶來的概率分布。比如，發(fā)動機中介軸承的動柔度問題，由結(jié)構(gòu)公差組合、裝配過盈范圍和溫度梯度帶來的動柔度變化至少5倍以上。

為此，需針對先進渦扇發(fā)動機整機振動中存在的轉(zhuǎn)靜件耦合性、局部非線性和振動響應不確定性等問題，以發(fā)動機動力學整機結(jié)構(gòu)系統(tǒng)為分析對象，在充分考慮航空發(fā)動機的結(jié)構(gòu)特征、工作狀態(tài)和裝配工藝的前提下，發(fā)展和完善更為準確的、考慮結(jié)構(gòu)特征參數(shù)（工藝特征參數(shù)和動力學特征參數(shù)）的參數(shù)化建模方法。利用建立的整機參數(shù)化模型進行結(jié)構(gòu)振動分析，對典型的整機振動問題進行理論分析與數(shù)值模擬，研究整機振動響應特征與力學機理?？紤]結(jié)構(gòu)特征參數(shù)的分散性，建立和發(fā)展整機振動的概率分析的動力學設(shè)計方法。

2. 重點考慮支承和連接結(jié)構(gòu)動柔度的動力學設(shè)計

在航空發(fā)動機動力學設(shè)計過程中，動力學分析技術(shù)已經(jīng)較為成熟，但影響分析精度的重點和難點為：缺少準確的支點和連接結(jié)構(gòu)的動態(tài)柔度數(shù)據(jù)，使計算的轉(zhuǎn)子臨界轉(zhuǎn)速誤差過大，導致無法實現(xiàn)機械結(jié)構(gòu)動力學設(shè)計的真實目的。動柔度指由單位振動載荷引起的變形，與振動頻率和參與振動的質(zhì)量有關(guān)。

實測支點靜柔度并不困難，但要實測支點動柔度似乎不現(xiàn)實，而影響臨界轉(zhuǎn)速計算結(jié)果的是支點動柔度。因此，要提高發(fā)動機動力學設(shè)計精度，必須考慮影響支點柔度的諸多因素，并確定對動柔度影響較大的零件。RR公司的早期 (1974年) 報告稱支點柔度為軸承柔度 (bearing flexibility) 或軸承支承柔度 (bearing support flexibility)，相比之下后者的定義與動力學分析更為密切。但該報告中沒有明確說明應該包括哪些零件的變形，如果必須包括軸承，則其動柔度測量將非常困難。因為，軸承游隙的存在無法施加交變載荷。而目前的動力學分析與試驗經(jīng)驗表明，軸承工作狀態(tài)的游隙并不會對臨界轉(zhuǎn)速的分析與測量產(chǎn)生明顯影響。

在正常的柔度范圍內(nèi)，臨界轉(zhuǎn)速對支點柔度非常敏感，前軸承柔度與轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線如圖3所示?？梢酝ㄟ^靜子支承系統(tǒng)的動柔度試驗測試結(jié)果，考慮工作狀態(tài)的溫度影響，假定在某一范圍內(nèi)選取幾點柔度值計算出轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的臨界轉(zhuǎn)速，經(jīng)過整機試車的振動測量結(jié)果加以驗證?；蛘吲R界轉(zhuǎn)速計算僅給出臨界轉(zhuǎn)速隨支點柔度變化的關(guān)系，以便分析可能存在的問題。

連接結(jié)構(gòu)動柔度是影響結(jié)構(gòu)動力學特性的另外1個重要因素。國外自20世紀50年代起就執(zhí)行了相關(guān)控制措施，包括采用控制預緊力的力矩（或轉(zhuǎn)角）安裝技術(shù)，及控制精度和摩擦性能的緊固件制造技術(shù)。此外，制定了較完善的針對螺栓連接結(jié)構(gòu)安裝力矩和預緊力的標準，建立了較完善的螺栓連接應用規(guī)范。

圖3 前軸承柔度與轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線

大量的技術(shù)研究成果的研究范圍涉及到螺栓連接理論、預緊力控制、摩擦性能控制、防疲勞控制等諸多方面。典型的應用標準如波音的《螺栓和螺母的安裝 (BAC5009M)》、NASA 的《NASA NSTS 08307 預緊力螺栓設(shè)計準則》、SAE 的《SAE1471A (2000年)》、俄羅斯的《OCT100017-1989》等。

RR公司與倫敦帝國理工大學經(jīng)過長期合作，采用分析和試驗手段，研究了界面連接剛度與界面加工精度、連接螺栓預緊力、螺栓孔所在的直徑的關(guān)系，建立了模型數(shù)據(jù)庫，通過整機振動試驗和零部件試驗修正整機模型。

裝配預緊力是影響連接剛度的重要因素，而國內(nèi)相關(guān)研究剛剛起步，對各種參數(shù)的影響關(guān)系仍存在較大困惑，包括螺栓預緊力是否合適（目前只是經(jīng)驗值）、如何保持均勻，螺栓最合適的變形值應如何控制，預緊順序?qū)B接剛度的影響，受力大小對機匣產(chǎn)生的影響，預緊力對靜子同心度產(chǎn)生的影響等方面。由于缺少相關(guān)控制和研究，結(jié)果是發(fā)動機剛剛裝配好或工作較短的時間后，發(fā)動機性能產(chǎn)生非常大的變化。初步分析認為這與螺栓等預緊力不確定存在較大關(guān)系。因此，預緊力在裝配前、后的變化及其大小對同軸度的影響程度也是連接結(jié)構(gòu)動柔度的重要研究內(nèi)容。支點球軸承軸向和徑向剛度隨關(guān)鍵參數(shù)變化曲線如圖4所示。

(a) 剛度隨軸向游隙變化

(b) 剛度隨徑向載荷變化

(c) 剛度隨徑向游隙變化

圖4 支點軸向和徑向剛度隨關(guān)鍵參數(shù)變化曲線

三、裝配工藝控制技術(shù)

航空發(fā)動機裝配工藝實施的目的是保證其機械系統(tǒng)在要求的工作時間段內(nèi)安全、可靠地完成其機械設(shè)計的效能。為此，需根據(jù)發(fā)動機結(jié)構(gòu)形式和工作環(huán)境提出能夠保證完成其功能的裝配工藝。即基于結(jié)構(gòu)的工藝參數(shù)組合，考慮結(jié)構(gòu)工作環(huán)境影響下的力學行為，保證結(jié)構(gòu)特征參數(shù)和動力學參數(shù)（包括零件跳動、零件間配合關(guān)系、轉(zhuǎn)靜件間隙、同心度、不平衡量、連接和支承剛度等）滿足動力學特性的設(shè)計要求。以合適的整機振動響應為目標來控制結(jié)構(gòu)動力學參數(shù)的范圍是裝配工藝的直接目的，因此，裝配工藝是保障發(fā)動機機械運行品質(zhì)的關(guān)鍵技術(shù)基礎(chǔ)。

1. 裝配工藝控制結(jié)構(gòu)特征參數(shù)技術(shù)分析

先進渦扇發(fā)動機結(jié)構(gòu)中，各部件結(jié)合面表面加工精度、端面跳動、徑向跳動、螺栓連接緊度等的工藝特征參數(shù)具有時變性和分散性的特點，從而導致動力學參數(shù)（包括轉(zhuǎn)子的不平衡、支點不同心、連接與支承剛度）的時變性和分散性，直至引發(fā)整機振動的分散度較大。發(fā)動機振動排故實踐經(jīng)驗表明，目前發(fā)動機振動大的主要原因是動力學參數(shù)變化區(qū)間難以控制，同時伴隨著由結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性引起的振動不穩(wěn)定。為此，需理清影響發(fā)動機整機振動的主要參數(shù)內(nèi)容，研究其控制技術(shù)。

(1) 發(fā)動機整機振動主要影響參數(shù)分析

在航空發(fā)動機的加工、裝配和工作過程中，發(fā)動機的結(jié)構(gòu)、工藝特征參數(shù)會在一定公差范圍內(nèi)變化，引起相應結(jié)構(gòu)的動力學特征參數(shù)發(fā)生變化，其結(jié)果是對整機振動特征產(chǎn)生影響。因此，分析其工藝特征參數(shù)、結(jié)構(gòu)特征參數(shù)與動力學特征參數(shù)的相關(guān)聯(lián)系，為其裝配工藝控制奠定基礎(chǔ)。

通過分析總結(jié)引起整機振動的3 類參數(shù)關(guān)鍵因素，確定了特征參數(shù)的分類，如圖5所示。

圖5 特征參數(shù)分類

力學特征參數(shù)是影響整機振動的直接參數(shù)，主要包括不平衡量、不同心度、連接剛度和支承剛度。工藝特征參數(shù)是裝配過程中控制的參數(shù)或者是通過裝配而形成的參數(shù)，主要包括轉(zhuǎn)子組合跳動、轉(zhuǎn)靜子不同心度、擰緊力矩、擰緊順序等參數(shù)。結(jié)構(gòu)特征參數(shù)是發(fā)動機零件以及零件之間的結(jié)構(gòu)要素，主要包括零件跳動（端跳、徑跳、柱跳）、配合（螺栓、軸承座與軸承、套齒、定位止口）關(guān)系、軸承間隙等。其中影響轉(zhuǎn)子不平衡的特征參數(shù)有轉(zhuǎn)子零件跳動（端跳和徑跳）、轉(zhuǎn)子零件周向安裝位置、葉片質(zhì)量矩分散度和轉(zhuǎn)子組合跳動等；影響支承不同心度的特征參數(shù)主要有端面和柱面跳動（結(jié)構(gòu)尺寸公差）、連接件的擰緊力矩和連接件的擰緊順序（裝配工藝）等；影響連接剛度的特征參數(shù)有渦輪與壓氣機轉(zhuǎn)子連接螺母擰緊力矩、配合關(guān)系、風扇與套齒（或多功能軸）的配合關(guān)系、渦輪與套齒（或多功能軸）的配合關(guān)系等；影響支承剛度的特征參數(shù)有機匣與軸承座的配合關(guān)系、機匣前后止口配合關(guān)系、機匣和軸承座帶有螺栓連接的擰緊力矩等。

(2) 發(fā)動機裝配工藝參數(shù)控制技術(shù)問題分析

結(jié)構(gòu)動力學特征參數(shù)是影響整機振動的直接參數(shù)，然而影響不平衡量、不同心度、連接剛度和支承剛度動力學參數(shù)的是結(jié)構(gòu)幾何工藝和裝配工藝特征參數(shù)。因此，分析裝配工藝參數(shù)控制技術(shù)問題對控制整機振動意義重大。

考慮裝配結(jié)構(gòu)的力學環(huán)境（裝配力學）：結(jié)構(gòu)裝配工藝是1項復雜的技術(shù)問題，如發(fā)動機結(jié)構(gòu)螺栓連接結(jié)構(gòu)涉及扭矩、剪切力、彎曲力、陀螺力、機械軸向力、氣動壓力、慣性力、熱梯度、摩擦、裝配干涉和螺栓預緊力等11種載荷，如何在保證其結(jié)構(gòu)強度、壽命和性能的前提下，滿足連接剛度在發(fā)動機工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的動力學設(shè)計要求，這就是如何提出裝配工藝要求。需考慮螺栓數(shù)和螺距的選取、擰緊力矩和步長、擰緊方向、環(huán)境溫度、工作溫度梯度等裝配、工藝參數(shù)對結(jié)構(gòu)動力學參數(shù)的影響，才能制定出科學的結(jié)構(gòu)裝配工藝規(guī)程。又如在軸承裝配時，配合間隙的不確定性難以控制。而軸承的配合間隙又決定了軸承的支撐剛度，裝配時是間隙配合還是緊度配合才能使支撐剛度達到合適范圍，就需要分析清楚相關(guān)結(jié)構(gòu)在裝配環(huán)境溫度和工作環(huán)境溫度下的相對位置（或力學）關(guān)系，使其在發(fā)動機工作狀態(tài)下也滿足支承剛度設(shè)計要求。

考慮結(jié)構(gòu)工藝和裝配工藝參數(shù)可測和可控性問題：發(fā)動機整機系統(tǒng)由數(shù)千個零件組合而成，由于每個零件的公差分布是隨機的，其組合后的發(fā)動機結(jié)構(gòu)特性具有分散度，如何保證根據(jù)結(jié)構(gòu)幾何工藝參數(shù)在裝配工藝的作用下滿足設(shè)計要求，需要對結(jié)構(gòu)的靜態(tài)幾何工藝參數(shù)描述的合理性進行研究。如端面配合時對零件配合面的跳動量描述，是以多少點、線、面描述為最佳表述方式；又如中央傳動齒輪與附件機匣傘齒輪的配合關(guān)系，分析出靠零件的哪些工藝參數(shù)和裝配工藝來保障2 軸線的垂直度和嚙合均勻性等。

總之，只有保證裝配過程前的結(jié)構(gòu)工藝參數(shù)的合理性和裝配過程中的工藝參數(shù)可測試性，才能實現(xiàn)結(jié)構(gòu)動力學參數(shù)的可控性，以保證發(fā)動機整機振動特性在設(shè)計要求范圍內(nèi)。

2. 典型轉(zhuǎn)子同心度裝配優(yōu)化與控制技術(shù)

發(fā)動機每一結(jié)構(gòu)件的設(shè)計要求，其幾何和工藝參數(shù)都有一定誤差范圍，裝配組合后會帶來力學參數(shù)的容差要求，如果容差與工藝參數(shù)沒有進行優(yōu)化設(shè)計，其結(jié)果是：盡管加工出的零件都各自滿足其技術(shù)要求，但裝配組合后的力學參數(shù)不一定滿足振動特性的要求。相反，如果應用裝配優(yōu)化技術(shù)，即使加工件超出了公差范圍，仍有可能裝配出符合振動特性要求的組件。

在裝配過程中可以被優(yōu)化的力學參數(shù)主要有轉(zhuǎn)子不平衡量、轉(zhuǎn)子不同心度和轉(zhuǎn)靜子不同心度。轉(zhuǎn)子不平衡量和不同心度直接影響發(fā)動機的振動特性，而轉(zhuǎn)靜子不同心度將對轉(zhuǎn)、靜子碰磨有重要影響。

轉(zhuǎn)子不同心度優(yōu)化通過測量轉(zhuǎn)子部件的幾何跳動，推算出不同部件組合角度下轉(zhuǎn)子的不同心度，進而獲得轉(zhuǎn)子不同心度最小的部件組合角度而達到目標。優(yōu)化原理如圖6所示。在相同部件公差條件下，經(jīng)過仿真計算得到2種裝配模式下的轉(zhuǎn)子不同心度累計概率分布，如圖7所示。二者的不同心度公差范圍（95%置信區(qū)間）和平均值（50%累計概率）的比較見表1。

圖6 優(yōu)化原理

圖7 隨機裝配與優(yōu)化的不同心度累積分布曲線

表1不同心度公差范圍和平均值比較

轉(zhuǎn)子不平衡量優(yōu)化也是通過測量轉(zhuǎn)子部件的幾何跳動，推算出不同部件組合角度下轉(zhuǎn)子的初始不平衡量，進而獲得轉(zhuǎn)子不平衡量最小的部件組合角度而達到目標。在相同部件公差條件下，經(jīng)過仿真計算得到2種裝配模式下的轉(zhuǎn)子不同心度累計概率分布，如圖8所示。二者不平衡量公差范圍（95%置信區(qū)間）和平均值（50%累計概率）的比較見表2。

圖8 隨機裝配與優(yōu)化的不平衡量累積分布曲線

表2 不平衡量公差范圍和平均值

轉(zhuǎn)靜子不同心度優(yōu)化通過改變靜子支承不同心度關(guān)系，進而達到轉(zhuǎn)子和靜子之間不同心度最小的目標。在轉(zhuǎn)子上安裝間隙傳感器，進行常規(guī)過程，完成轉(zhuǎn)子和靜子定位關(guān)系的裝配環(huán)節(jié)后，旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子來測量轉(zhuǎn)子和靜子之間的間隙，得到轉(zhuǎn)靜子不同心度，其結(jié)果如圖9所示。

圖9 轉(zhuǎn)靜子不同心度測量結(jié)果

根據(jù)不同心度的大小和相位，改變靜子機匣安裝邊螺釘擰緊順序，可以進行微量調(diào)節(jié)優(yōu)化。如果不同心度數(shù)值較大，則需要分解后調(diào)整靜子之間的定位關(guān)系進一步改善轉(zhuǎn)靜子不同心度。

四、試驗測試技術(shù)與典型振動故障

整機振動試驗與測試技術(shù)是檢驗設(shè)計、裝配結(jié)果的有效途徑，是檢驗整機振動特性設(shè)計符合性，以及檢查機械系統(tǒng)結(jié)構(gòu)運行狀態(tài)正常與否的重要手段。在新的發(fā)動機研制階段，在原型機臺架和部件試驗中，整機振動測量的主要目的和工作如下：

驗證轉(zhuǎn)子動力學特性是否滿足設(shè)計要求，如在工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)是否存在臨界轉(zhuǎn)速，是否需要修改或施加阻尼抑制。

驗證整機振動特性，包括支承動特性、機匣動特性、轉(zhuǎn)靜子件振動特性關(guān)系（間隙分布）以及各截面振動幅值與成附件所在位置的振動關(guān)系。

在研制過程中通過設(shè)置動力學參數(shù)和所遇到的振動故障，測試建立發(fā)動機振動故障譜系，為發(fā)動機出廠使用提供振動標準和外場飛行提供故障診斷依據(jù)。

因此，整機振動試驗測試技術(shù)是有效驗證設(shè)計、裝配質(zhì)量和保障發(fā)動機可靠安全運行的關(guān)鍵技術(shù)。

1. 整機振動測試方法的現(xiàn)狀和振動標準（限制值）

(1) 整機振動測試方法的現(xiàn)狀

在整機振動測試方法方面，20世紀50～80年代中期，國外航空發(fā)動機整機振動測量系統(tǒng)大部分采用磁電式速度測量系統(tǒng)。以振動總量來衡量其振動大小，但一般只規(guī)定穩(wěn)定狀態(tài)下的限制值，在升、降速過程中的瞬態(tài)值可忽略不計。測振儀均采用帶通濾波器，如WP6、WP7發(fā)動機使用的測振儀帶通為70～200Hz，斯貝MK202發(fā)動機的為45～400Hz。國內(nèi)渦噴系列發(fā)動機整機振動測試至今仍多沿用上述方法。

20世紀70年代末至80年代初，壓電加速度計憑借結(jié)構(gòu)簡單牢固、體積小、質(zhì)量輕、頻率響應范圍寬、動態(tài)范圍大、性能穩(wěn)定、輸出線性好、使用溫度范圍寬以及抗外磁干擾能力強等特點，迅速在振動測試領(lǐng)域取得主導地位。在CFM56發(fā)動機試車規(guī)范中甚至明確規(guī)定整機振動測試需要采用壓電加速度計。

在20世紀70 年代，由于數(shù)字電路技術(shù)、電子計算機技術(shù)發(fā)展很快，計算機開始應用于信號分析與處理領(lǐng)域，信號數(shù)字處理分析技術(shù)應運而生。該技術(shù)建立在利用快速傅立葉變換而大幅提高計算速度（蝶形算法）的基礎(chǔ)上，能夠采用非時域特征的函數(shù)分析，詳細描述物體的運動性質(zhì)及動態(tài)過程。針對測試手段和技術(shù)的發(fā)展，整機振動測試方法也相應發(fā)生了新的變化，如振動分量控制。振動分量一般是經(jīng)跟蹤濾波、窄帶濾波或頻譜分析得到的單一頻率的振動信號，CFM56發(fā)動機規(guī)定高壓轉(zhuǎn)子以速度值、低壓轉(zhuǎn)子以位移值表征整機振動水平。

(2) 振動標準（限制值）

整機振動測試主要圍繞發(fā)動機結(jié)構(gòu)件的可靠性進行，對振動監(jiān)視的限制值主要從以下幾方面考慮：

在發(fā)動機初始研制階段，主要參考相類似結(jié)構(gòu)的發(fā)動機整機振動限制值，如太行發(fā)動機整機振動限制值參考俄羅斯AL-31F 發(fā)動機和美國CFM56 發(fā)動機的；

考慮傳遞到軸承上的振動載荷不應超過其額定靜載荷的10％，以保證軸承的安全；

考慮發(fā)動機成附件（包括管路、機匣、附件機匣及其附件）的振動激勵的大小不應使其受到損傷；

考慮影響發(fā)動機振動的其他因素，如碰磨、支承剛度（軸承游隙）、不同軸度等的試驗研究。

2. 整機振動特性的測試技術(shù)與動力學設(shè)計驗證

在整機振動試驗過程中，可以通過試驗測試技術(shù)來驗證發(fā)動機的動力學特性實際情況，包括：轉(zhuǎn)子動力學特性是否滿足設(shè)計要求，獲取整機振動特性，通過設(shè)置動力學參數(shù)和所遇到的振動故障，測試建立發(fā)動機振動故障譜系等。下面介紹幾種試驗測試方法。

(1) 轉(zhuǎn)子動力學特性的測試技術(shù)

轉(zhuǎn)子動力學特性是指轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)在發(fā)動機全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的振動形態(tài)。受轉(zhuǎn)子幾何尺寸、支點分布、支承剛度、發(fā)動機工作轉(zhuǎn)速（溫度分布和扭轉(zhuǎn)剛度）甚至裝配工藝的影響而不同?，F(xiàn)代旋轉(zhuǎn)機械系統(tǒng)（包括航空發(fā)動機）大多采用彈性支承，充分利用了在轉(zhuǎn)子通過支承臨界后的較寬轉(zhuǎn)速范圍（支承2階臨界轉(zhuǎn)速的2～3倍轉(zhuǎn)速）的橫向振動具有定心作用的特點。在全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)避開了彎曲臨界轉(zhuǎn)速。因此，航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子動力學特性的測試主要針對前2階的支承臨界轉(zhuǎn)速。根據(jù)轉(zhuǎn)子不同的結(jié)構(gòu)形式，其測試方法可以采用振幅峰值法、副臨界轉(zhuǎn)速法、軸心軌跡法、滯后相角法等。對航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)一般根據(jù)轉(zhuǎn)速振動曲線尋找共振點，在共振點轉(zhuǎn)速附近測試其支點之間的相位關(guān)系，即可獲得其振動特性。也可利用非接觸式位移傳感器（電容式、電渦流式、微波式）檢測轉(zhuǎn)子軸向相位關(guān)系，獲取轉(zhuǎn)子振型。而對于彎曲轉(zhuǎn)子振型則需要在轉(zhuǎn)子軸上粘貼應變片，利用轉(zhuǎn)子過臨界時發(fā)生轉(zhuǎn)向現(xiàn)象來判斷其是否為彎曲振型。從而驗證動力學設(shè)計是否避開彎曲振動及其支承振動特性。

(2) 機匣支承結(jié)構(gòu)的振動特性測試技術(shù)

受通過支承傳遞的轉(zhuǎn)子不平衡力、內(nèi)流和與葉片相互作用的氣動力激勵的影響，發(fā)動機機匣會發(fā)生各種振型的振動。這種振動會涉及其自身的結(jié)構(gòu)強度問題，還會導致安裝于機匣上成附件的損傷問題。此外，還需考慮機匣彈性線和轉(zhuǎn)子彈性線間的關(guān)系，進而盡可能避開轉(zhuǎn)靜件碰摩的現(xiàn)象所帶來的發(fā)動機性能衰減問題。因此，機匣支承結(jié)構(gòu)的振動特性測試是非常必要的研究內(nèi)容。其測試方法主要2種：

加速度、應變計聯(lián)合測試法：由于發(fā)動機結(jié)構(gòu)和環(huán)境復雜，且考慮傳感器的附加質(zhì)量影響，一些部位無法安裝加速度傳感器，因此，需根據(jù)具體環(huán)境實施不同的測試方案。對于軸向振型，利用多個加速度計的相位關(guān)系和多個應變計的等效梁單元變形與位移轉(zhuǎn)換，分段組合成整體軸向振型（若允許布置足夠的加速度計時可直接測得）。對于周向振型，用加速度計和應變計均可實現(xiàn)。

非接觸式激光位移測試法：利用動、靜態(tài)大變形、大應變場測量系統(tǒng) (Q-400X) 的3維全場振動分析高速變形測量技術(shù)，進行風扇機匣沿軸向變形測試，可實現(xiàn)非接觸、全場、大變形大應變測量，現(xiàn)場測量無需隔振。能夠針對較大的測試面積和測試對象或柱狀體進行靜態(tài)加載條件下的全場多視角變形與大應變測量，并能給出在加載條件下的大型柱狀體的全場變形與應變分布。但該方法僅適用于可視機匣振型的測試，對于雙涵機匣還應采用第1種方法。

3. 航空發(fā)動機整機振動故障特征

整機振動測試就是在發(fā)動機運行過程中監(jiān)視、識別和預測其運行狀態(tài)變化情況，根據(jù)所測得的振動信號特征，查詢故障發(fā)生的可能原因，以便采取相應決策，及時消除隱患和排除故障，提高發(fā)動機運行的可靠性和安全性。

通過對多臺份某型發(fā)動機試車過程進行大量的振動測試和分析總結(jié)，認為該型發(fā)動機常見振動故障為轉(zhuǎn)子臨界、機匣局部共振、轉(zhuǎn)子不平衡量過大、轉(zhuǎn)靜件碰摩、腔體積油、軸承故障等，其基本特征見表3。

表3 部分故障和基本特征

注：X坐標為頻率，Y坐標為幅值，Z坐標為時間。N1代表低壓基頻，N2代表高壓基頻。

這些研制過程中積累和再現(xiàn)的振動故障特征，可有效地為發(fā)動機后續(xù)使用提供非常有價值的參考作用，也是發(fā)動機研制過程中所必須進行的內(nèi)容。

五、結(jié)束語

高性能航空發(fā)動機存在結(jié)構(gòu)復雜、工作環(huán)境惡劣、工況多變等特點，對整機動力學穩(wěn)定性提出了苛刻要求。為徹底實現(xiàn)發(fā)動機整機振動的可控性，本文立足于發(fā)動機的整機動力學設(shè)計、裝配與測試工作，分析了影響航空發(fā)動機整機動力學特性的結(jié)構(gòu)因素，論述了建立整機振動控制體系的主要內(nèi)容，具體包括：

考慮發(fā)展和完善整機振動分析的考慮結(jié)構(gòu)特征參數(shù)（工藝特征參數(shù)與動力學特征參數(shù)）分布特征的參數(shù)化建模方法。

研發(fā)高精度大型盤軸、機匣工藝特征參數(shù)測量系統(tǒng)，完善發(fā)動機裝配工藝等關(guān)鍵技術(shù)，構(gòu)建結(jié)構(gòu)幾何參數(shù)、裝配工藝參數(shù)和力學參數(shù)數(shù)據(jù)庫。

研究整機振動特性測試技術(shù)、故障在線試驗技術(shù)與測試技術(shù)，建立振動敏感參數(shù)的響應數(shù)據(jù)庫。根據(jù)本文的論述，基于國內(nèi)現(xiàn)有的研制經(jīng)驗并結(jié)合高性能航空發(fā)動機的研制需求，通過進行先進有效的計算技術(shù)、高效的測試技術(shù)和可控的裝配工藝等方面的研究，建立有效、實用的整機振動控制體系，即可保證發(fā)動機整機動力學特性良好，有望徹底實現(xiàn)發(fā)動機整機振動的可控性。