某型發(fā)動機風(fēng)扇轉(zhuǎn)子本機平衡試驗研究

吳元東，婁金偉，范順昌，姜廣義

（1.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015；2.駐沈陽黎明航空發(fā)動機集團(tuán)公司軍事代表室，沈陽110043）

0 引言

振動抑制是航空發(fā)動機研制過程中的重要考核目標(biāo)，發(fā)動機出廠檢驗試車要求的振動水平比工廠內(nèi)試車嚴(yán)格，振動超過限制值的發(fā)動機不允許出廠試飛。對某軍用高推重比發(fā)動機振動問題分析表明，在諸多因素中，轉(zhuǎn)子不平衡量過大是導(dǎo)致振動超限的主要原因之一。轉(zhuǎn)子平衡技術(shù)（特別是轉(zhuǎn)子在整機裝配之前的動平衡）是抑制振動的關(guān)鍵技術(shù)之一，但目前由于受客觀條件所限，平衡轉(zhuǎn)速遠(yuǎn)低于發(fā)動機的實際工作轉(zhuǎn)速，平衡不帶葉片，而實際發(fā)動機轉(zhuǎn)子運轉(zhuǎn)帶有葉片，且受到流體載荷和溫度影響，試驗室條件下的轉(zhuǎn)子平衡無法保證平衡品質(zhì)[1-6]。本機平衡是發(fā)動機在整機狀態(tài)下，對其轉(zhuǎn)子本身進(jìn)行的動平衡，平衡轉(zhuǎn)速即為工作轉(zhuǎn)速，平衡結(jié)果直接決定實際振動大小，該方法已被民機所采用，但受結(jié)構(gòu)特點的限制，在軍機上難以應(yīng)用[7]。本機平衡對發(fā)動機的振動抑制具有重要意義，是航空發(fā)動機研制中的關(guān)鍵技術(shù)之一，也是其結(jié)構(gòu)完整性研究中極其重要的內(nèi)容[8]。

某型軍用小涵道比渦扇發(fā)動機在試車時，低壓風(fēng)扇轉(zhuǎn)子基頻的振動超標(biāo)，不符合出廠檢驗試車標(biāo)準(zhǔn)，無法出廠裝機。本文介紹了利用三圓法對其低壓轉(zhuǎn)子風(fēng)扇進(jìn)行本機平衡的整個過程，平衡之后振動值大幅度降低，符合出廠標(biāo)準(zhǔn)。

1 本機平衡基本方法

目前本機平衡常用相位分析法和三圓法[9～13]。

相位分析法要求測量振動的同時測量轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)的相位信號。通常是在轉(zhuǎn)速脈沖信號中增加1個奇異脈沖，該脈沖對應(yīng)轉(zhuǎn)子的某個相位，再找到振動時域信號中的峰值相位，根據(jù)差值，便可確定轉(zhuǎn)子初始不平衡量的相位，配重質(zhì)量由初始振動大小決定。該型發(fā)動機不具備輸出轉(zhuǎn)子相位信號的條件，所以采用三圓法進(jìn)行平衡試重。

三圓法只要求記錄平衡面振動幅值。在發(fā)動機原始狀態(tài)下測量轉(zhuǎn)子的振動響應(yīng)，假定其初始振動的振幅為X0，以X0為半徑，以O(shè)點為圓心作圖，并將該圓分為3等分，標(biāo)出圓周上的等分點A、B和C，如圖1所示。

圖1 三圓法繪圖方法

在轉(zhuǎn)子校正面上3等分校正圓的0°、120°、240°位置上分別安放1個已知配重m（假定校正圓的半徑不變），依次測得相應(yīng)的振動響應(yīng)幅值為XA、XB和XC，以XA、XB和XC為半徑畫圓，3個圓交于P點，從圖上量出OP的數(shù)值，可得平衡校正量me

從圖上沿轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動方向量出OA和OP的夾角，然后從轉(zhuǎn)子上安放試驗配重的0°位置開始順著轉(zhuǎn)動方向量出α。于是，m的安放位置即在校正圓上由α角所確定方位的E點。

理論上以XA、XB和XC為半徑畫圓，3個圓會交于1點P，但實際情況由于轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性以及測量誤差，3個圓往往不交于1點。可分2類討論，1是3圓圍成1個公共區(qū)域（如圖2所示），這時用3圓交點確定的Δabc的形心（中線交點）作為P點。

另1種3圓沒有公共區(qū)域，如圖3所示，這幾種情況發(fā)生的概率較小。一旦出現(xiàn)，建議重新檢查振動測試系統(tǒng)、配重質(zhì)量和相位是否準(zhǔn)確，確保精度，然后重新進(jìn)行配重試驗。如果現(xiàn)象重復(fù)出現(xiàn)，說明不平衡量不是引起振動的主要因素，若繼續(xù)進(jìn)行配重，效果會不理想，建議不再繼續(xù)進(jìn)行本機平衡，考慮其他方法解決。

圖2 P點常見的確定方式

圖3 無法確定P點的情況

2 發(fā)動機的振動表現(xiàn)

本臺發(fā)動機整機振動測試方案如圖4所示。共有 A1、A13、V2、V3、A4、V56個測點，分布在3個振動測 試 面 （A-A、B-B 和C-C），分別在進(jìn)氣機匣、中介機匣和渦輪后機匣，此3個機匣均為轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的承力機匣，各測點測試參數(shù)見表1。本次本機平衡針對A-A截面，A-A截面即為轉(zhuǎn)子矯正面。

圖4 整機振動測試方案

表1 整機振動測試參數(shù)

在試車過程中，發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣機匣跟蹤低壓基頻的水平A1和垂直A132個測點，在低壓轉(zhuǎn)速72%附近振動超限，A1處最大200μm，A13處最大150μm，均超過限制值80μm，如圖5所示。

圖5 平衡之前振動表現(xiàn)

經(jīng)過反復(fù)磨合之后，振動值仍然沒有減小。該發(fā)動機進(jìn)氣機匣的振動表現(xiàn)是典型的低壓轉(zhuǎn)子過臨界特征[14]，懷疑引起過臨界振動超限的主要原因是風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的初始?xì)堄嗖黄胶饬窟^大。

3 試重方案、準(zhǔn)備及實施

根據(jù)發(fā)動機結(jié)構(gòu)，選擇風(fēng)扇轉(zhuǎn)子前支點軸承內(nèi)部的分油盤，在分油盤上添加2個配重螺釘，如圖6所示。配重質(zhì)量為23 g，質(zhì)心半徑為43 mm，等效不平衡量為 1000 g·mm。

在試車臺架上拆下發(fā)動機進(jìn)氣帽罩等相關(guān)組件，給分油盤添加配重。首次安裝相位不作要求，標(biāo)記為A狀態(tài)，第2、3次分別依次逆時針旋轉(zhuǎn)添加配重位置120°，分別標(biāo)記為B狀態(tài)和C狀態(tài)，發(fā)動機原始狀態(tài)標(biāo)記為N狀態(tài)。3次試重的試車程序保持一致，如圖7所示。

圖6 試重方案

圖7 試車程序

分別記錄3次試重進(jìn)氣機匣2個振動測點A1和A13在不同轉(zhuǎn)速下的大小，試重結(jié)果振動對比見表2，A1和A13處試重效果如圖8、9所示[15]。

表2 試重結(jié)果振動對比 μm

根據(jù)三圓法的繪圖規(guī)則，繪制各轉(zhuǎn)速下的效果圖，如圖10所示。

圖8 A1測點試重效果

圖9 A13測點試重效果

圖10 不同轉(zhuǎn)速下三圓法繪圖結(jié)果

根據(jù)繪圖結(jié)果，匯總各轉(zhuǎn)速下的矯正不平衡量，見表3。

表3 不同轉(zhuǎn)速下的相位和矯正不平衡量

不同轉(zhuǎn)速下繪圖結(jié)果有差異，主要原因是不同轉(zhuǎn)速下的振動對不平衡量敏感程度不一樣，以及N1在接近70%附近，不平衡量引起的振動有可能被臨界轉(zhuǎn)速放大，所以暫不考慮臨界轉(zhuǎn)速附近的計算結(jié)果。在低于臨界轉(zhuǎn)速60%～64%范圍內(nèi)的計算結(jié)果比較穩(wěn)定，考慮60%、63%和64%3個轉(zhuǎn)速的矯正不平衡量非常接近，折中選取63%的結(jié)果為參考。

另外，考慮局部振動的影響，進(jìn)氣機匣2個測點對轉(zhuǎn)子振動的敏感程度不完全一致，發(fā)動機走臺階程序和慢掃描程序3次，進(jìn)氣機匣垂直測點A13均比水平測點A1的一致性要好，如圖11所示。從圖中可見，A13測點比A1測點更能準(zhǔn)確反映轉(zhuǎn)子真實振動情況，所以最終選取垂直測點A13為參考。

圖11 臺階和慢掃一致性對比

4 平衡方案、準(zhǔn)備及實施

由于試重方案主要考慮現(xiàn)場操作的便利性，選取在靠近風(fēng)扇轉(zhuǎn)子前支點的端面增加配重螺釘，但此方法在發(fā)動機長時間運行后并不可靠。所以最終的平衡方案是將發(fā)動機下臺返廠，分解進(jìn)氣機匣，在第1級風(fēng)扇輪盤前緣螺釘處增加配重。

在輪盤對應(yīng)的135°（即C相位向B相位偏15°）位置添加配重，使平衡矯正量約為1800 g·mm，配重完畢，發(fā)動機恢復(fù)裝配。

5 本機平衡效果

發(fā)動機返回試車臺架，驗證開車，試車程序與試重方案一致，進(jìn)氣機匣振動表現(xiàn)良好，在A1測點不超過65μm，在A13測點不超過50μm，振動幅值相對于平衡之前有大幅度減小，為驗證振動的穩(wěn)定性，連續(xù)試推了3次，重復(fù)性較好，如圖12所示。

為了更直觀地表現(xiàn)本次本機平衡的效果，把平衡前后進(jìn)氣機匣的振動數(shù)據(jù)放到同一坐標(biāo)系下對比，并把橫坐標(biāo)切換為低壓轉(zhuǎn)速N1，如圖13、14所示。

本次平衡是針對低壓轉(zhuǎn)子的前端——風(fēng)扇轉(zhuǎn)子，平衡之后，低壓轉(zhuǎn)子的后端——低壓渦輪的振動也有所改善，如圖15所示。

圖12 本機平衡之后振動表現(xiàn)

圖13 進(jìn)氣機匣水平A1測點對比

圖14 進(jìn)氣機匣垂直A13測點對比

圖15 渦輪后機匣垂直A4測點對比

由于本次平衡針對低壓轉(zhuǎn)子，平衡之后，高壓轉(zhuǎn)子振動的變化具有不可預(yù)測性，所以把高壓轉(zhuǎn)子的振動情況也作了對比，如圖16所示。從圖中可見，本次平衡之后，高壓轉(zhuǎn)速N2最大值略有增大，但增大幅度非常有限，仍遠(yuǎn)小于限制值?？梢姳緳C平衡未對高壓振動造成顯著影響。

平衡之后對發(fā)動機進(jìn)行出廠檢驗試車，整機振動符合出廠標(biāo)準(zhǔn)，發(fā)動機順利出廠。

圖16 高壓轉(zhuǎn)子振動對比

6 總結(jié)

（1）本次本機平衡過程，采用三圓法現(xiàn)場平衡，能夠有效定位某軍用航空發(fā)動機風(fēng)扇轉(zhuǎn)子不平衡量的方位，并給出合理的矯正不平衡量；

（2）對于三圓法繪圖過程中出現(xiàn)沒有公共交集的情況，本文既給出合理的處理方法，又闡述了可能發(fā)生的原因；

（3）矯正不平衡量平衡之后的發(fā)動機的低壓轉(zhuǎn)子振動值大幅度減小，并小于振動限制值，平衡結(jié)果有效；

（4）針對低壓風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的平衡，不僅能有效降低風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的低壓振動，而且對低壓渦輪的振動也有抑制作用；

（5）低壓轉(zhuǎn)子本機平衡之后，未對高壓轉(zhuǎn)子振動造成顯著影響；

（6）作為試驗器的初始動平衡的補充，本機平衡可確保發(fā)動機在全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的振動不超限，為發(fā)動機安全運行提供保證。