航空发动机转子盘腔积油振动故障分析

结合工程中航空发动机转子在试验中遇到的积油振动问题,从积油振动理论、动力学特性和振动信号分析方面展开研究,剖析了转子盘腔积液故障机理,获得了所引起转子失稳振动的特征及规律,建立了盘腔积油故障识别的流程和准则,以及其振动监控指导。研究表明:积油在转子临界转速以上的特定区域才会产生明显的次谐波振动,引起转子自激振动,自激振动频率与转子1阶临界转速接近;在临界转速以下,仍以转频振动为主,且积油会导致过临界转速峰值增大;上述故障识别的流程和准则应用在某发动机试验件转子,准确地识别出盘腔积油特征,验证本文研究结论的正确性。      

航空发动机盘腔积油振动故障分析

以大涵道比航空发动机盘腔积油振动故障为研究对象,正向分析振动故障树。对比积油转子自激振动失稳原理和故障转子的信号特征,确定故障原因。画出故障特征频率伯德图和等效激振力坎贝尔图,发现积油转子进入不稳定区失稳后的自激振动频率为发动机转子-支承系统高压激振第4阶临界转速,当积油转子转速退出不稳定区下边界后振幅存在明显的滞后现象。本文所做工作可为航空发动机盘腔积油故障诊断提供经验和依据。     

大型发动机转子本机平衡技术试验研究

在没有高速动平衡机的情况下,对大型航空发动机风扇转子进行平衡,需要采用叶片质量矩优化排序来完成初始平衡,之后在试车台进行本机平衡的方法。分析了某大型发动机在试车中的本机平衡过程,认为在发动机没有发生碰摩等故障,且整机振动未危及安全的情况下,本机平衡转速应尽可能提高。以发动机叶片监测系统所测磁钢信号为基准,利用1次试加配重,通过振动相位和幅值的变化,来确定转子原始不平衡量的大小和方向。试验结果表明,利用该方法进行平衡后,发动机整机振动明显减小,符合发动机试车的要求。     

某型发动机整机振动故障诊断分析

对某型某台份发动机在出厂试车时出现的整机振动大的故障现象,进行了振动特征分析;采取排除法进行分解检查和试车验证,证明该振动是由转子不平衡所致。     

基于转子初始不平衡量控制的整机振动排故方法

针对某型航空发动机试车低压振动超限问题,结合发动机的结构特点,进行了故障分析。通过改进转子的平衡工艺,提出了控制转子初始不平衡量从而抑制发动机临界转速振动大的排故方法,再次试车时发现振动水平良好。结果表明排故方法有效,对今后发动机装配和整机振动排故具有重要的参考价值。     

航空发动机振动突增问题分析

针对某型航空发动机在试车过程中的稳态振动突增及高压转子轴心轨迹变化,基于动力学普遍方程及实际发动机的具 体情况,开展了故障因素排查;采用数值仿真计算方法建立了双转子发动机动力学分析模型,分析了K 5 支撑刚度对整机振动的影 响。结果表明：K 5 支撑刚度由各向同性到各向异性状态且刚度值发生变化,发动机支点的振动值将增大且轴心轨迹发生改变,仿 真结果与试车结果一致。分析认为稳态振动突增及转子轴心轨迹变化的主要原因是支撑刚度变化造成的,其主要由于发动机涡 轮后机匣在工作过程中受热变形,促使拉杆由自由向拉紧状态变化,导致K 5 支撑刚度发生变化。研究方法及分析结果对发动机整 机振动异常排故具有指导意义。     

航空发动机整机振动控制技术分析

针对高性能航空发动机结构复杂性和高温高转速工况下动力学稳定性问题,提出了航空发动机转子动力学特性设计分析是振动控制技术的牵引,装配工艺控制技术是关键,振动试验测试技术是依赖手段的整机振动控制技术思路。总结了发动机结构动力学计算分析技术、结构装配工艺优化技术、整机振动测试技术以及多年在发动机试验和试车中遇到的振动故障特征分析经验,分析了目前发动机整机振动控制技术存在的问题,提出了未来工作发展的思路     

PW4000发动机N1转子振动超限排故流程研究

PW4000航空发动机进厂维修后在试车台试车时N1转子振动超限是常见故障,排除该故障往往耗费大量人力及工时。本文根据发动机维护手册,结合大量实际生产实例,深入分析了PW4000航空发动机N1转子振动超限的原因,建立了快速的、标准化的排故流程。     

航空发动机振动标准研究

采用统计学方法,分析了航空发动机台架试车过程中主机测点的稳态振动数据,对发动机的振动幅值分布规律进行了研究。选取发动机台架试车过程中,处于慢车、80%、90%、中间和全加力状态下主机测点的稳态振动数据,通过绘制概率图对数据分布规律拟合优度进行检验,判断其是否满足正态分布规律;采用绘制振动数据均值和瞬时值95%置信区间包络图的方法,给出了各主机测点的振动基线。利用得到的振动基线,对同型号的另一台发动机台架试车过程中的整机振动进行监控,保证了发动机试车的安全。研究结果为航空发动机振动限值的优化工作提供了参考。     

某型附件慢车转速振动故障分析研究

针对某型发动机燃油泵调节器慢车状态下异常振动现象,根据燃油泵调节器的工作原理以及试验过程进行分析,采用排除法找到传动轴故障件,通过对测量数据和传动轴临界转速的分析,得出燃油泵调节器慢车转速状态下振动值偏大的主要原因,为排除此类故障提供依据。     

Y7-200A飞机失速速度试飞

根据在确定Ｙ７－２００Ａ飞机失速速度中所遇到的困难,提出了确定Ｙ７－２００Ａ飞机失速速度的新方法。在对该机对发空中慢车功率状态推力为负进行了验证的基础上,对所有构形的失速速度飞均以双发空中慢车状态来完成。最后,给出了失速速度试飞结果。结果表明,该方法在试飞中是切实可行的,可用于同类型飞机的试飞验证。     

慢车燃油分级对高温升燃烧室燃烧效率的影响

在双级旋流多点喷射直接混合(TAMDIM)高温升燃烧室单头部试验件上进行了燃烧效率试验,对比了两种不同主副级喉道间距尺寸下的慢车主、副分级供油方案及副油路单独供油方案的燃烧效率,分析了不同主、副级当量比(副油路供油比例分别为40%，56%，65%，100%)及喉道间距对燃烧效率的影响.试验表明:主副级采用分级供油策略时,喉道间距对燃烧效率有显著影响,喉道间距设计为19.3mm,副油路供油比例控制在40%~56%,可以获得比单独副油路供油更好的燃烧效率.在扇形试验件上进行了试验验证,进一步验证了慢车分级供油策略在TAMDIM高温升燃烧室上的可行性.      

模拟叶片气激及涂层阻尼减振有效性研究

针对航空发动机叶片高阶振动及阻尼涂层减振有效性的试验验证问题,通过构建旋笛式高频气激试验器,对单个非旋转叶片进行气体激振试验研究,同时完成有无涂层阻尼叶片在高频气激下的振动响应对比试验。结果表明：气动激振可以使叶片处于高应力工作状态,施加阻尼涂层是1种有效抑制振动响应的手段;气体激振测频结果与ANSYS计算、振动台测频结果基本吻合,说明气体激振不仅可以完成振动特性试验,而且可以通过调节气压和流量来控制激振力的大小,以此来控制振幅并完成振动疲劳试验     

小型通用民用飞机的失速试飞研究

介绍了小型通用民用飞机的失速试飞依据与要求、试飞方法与驾驶技术、数据处理与分析方法。提出了直接采用发动机慢车状态来确定无动力状态下飞机失速速度的试飞方法，并以小鹰-500飞机为例，给出了用本方法确定零拉力失速速度的符合性验证及失速特性的符合性验证结果。     

铝合金振动疲劳同步测量技术研究

随着振动试验技术的不断进步,振动疲劳试验拥有了良好的试验基础,能够进行各种环境下的振动疲劳模拟试验,但目前振动疲劳的测量方法还无法满足振动疲劳试验深入研究的需求。提出铝合金振动疲劳同步测量的方法,同时采用红外监测技术、声发射技术、显微测试技术、应变测试技术等对不同加速度下的铝合金振动疲劳试样进行测量,研究各种测量参数随损伤的变化情况。结果表明:铝合金振动疲劳不同阶段应主要考虑不同的测量参数作为判断损伤的依据,声发射信号可以很好检测到铝合金振动疲劳的裂纹萌生和扩展寿命,红外测得的温升值随着加速度增大是非线性的,铝合金振动疲劳寿命依赖于结构振动频率、阻尼等参数。     

航空发动机转速传感器振动试验载荷确定及应用

航空发动机成品振动试验多数参考振动环境试验相关标准执行,没有真正意义上结合成品的振动特性与发动机实测振动环境确定振动试验载荷,导致成品内场试验潜在问题没有暴露出来,外场交付使用问题频发,严重影响发动机可靠性水平.以某型发动机转速传感器为研究对象,详细地阐述了转速传感器振动环境载荷确定的工作流程和方法,提出了基于疲劳次数的正弦振动试验方法并完成了产品的试验验证,发现了壳体裂纹、输出断路等故障,将改进后的产品进行回归验证,故障未再发生.基于实测数据制定的正弦振动试验方法,对转速传感器的结构完整性进行了验证,可为确定传感器类成品试验载荷和验证产品的可靠性水平提供新的方法.     

航空发动机管路振动应力原位抑制试验

为解决航空发动机管路振动应力超限问题,提出航空发动机管路振动应力原位抑制概念,制定了管路振动应力原位抑制流程,提炼出基于管路基本管型、卡箍基本约束方式的振动应力原位抑制方法;结合发动机整机试验,对管路系统振动应力测试截面、试车程序进行了分析,并将所建立的分析流程和方法应用到某型发动机管路系统设计和试验中。结果表明:振动应力原位抑制后的管路系统承受住了实际工作环境的考验,验证了流程和方法的有效性;管路两端管接头焊接处、与附件相连接头处、刚性接地卡箍处,是应力较大的区域,应进行重点监控;采用3 min试车方案可在保证测量数据准确有效的前提下,降低测试成本并提高1倍的测试效率。管路振动应力原位抑制流程和方法可为航空发动机管路系统的设计、振动应力测试及抑制提供参考。     

民机纵向静稳定性试飞方法研究

目前国内民用运输机执行纵向静稳定性试飞时主要采用稳态法,而此方法存在试验时因飞行高度变化过大过快而难以采集足够试飞数据的缺点。针对FAA 咨询通告AC25-7C 中提出的两种关于纵向静稳定性的试飞方法进行对比分析,从而考察平飞加减速法的可执行性,分析传统的稳态法和新的平飞加减速法的优缺点和实际飞行试验时的可行性,得出初步结论为平飞加减速法有其独特的优点,主要适用于能平飞配平的试验点,而对于飞机发动机设置于最大推力和慢车推力试验点的适用性,还需通过试验进一步考察确定。     

薄壁圆筒结构工作变形的连续扫描激光测振方法

提出了一种薄壁圆筒结构外表面工作变形(ODS)连续扫描激光多普勒振动测试方法。将旋转平台与电动机控制引入激光连续扫描,发展了一种与激光连续扫描路径相匹配的电动机控制算法,使连续扫描激光振动测试应用于薄壁圆筒结构;对试验件进行了薄壁圆筒结构外表面激光连续扫描测试,获取了500 Hz内的前5阶模态,结果表明:该测试方法与商用激光离散点扫描测试模态振型的相关性在0.96以上,验证了薄壁圆筒连续扫描激光多普勒振动测试的可行性与准确性。连续扫描激光测试的效率高、测点密集,对进一步工程应用具有指导意义和实用价值。     

曲面叶片三维工作变形连续扫描激光测试

提出一种曲面叶片三维工作变形连续扫描激光多普勒振动测试方法并应用于某压气机叶片的振动测试。将图像几何变换引入激光连续扫描,发展了一种适合曲面叶片这类非规则几何结构的激光连续扫描路径算法,使连续扫描激光振动测试应用于非矩形区域,并通过实验验证了其准确性。基于此测试方法,提出了曲面叶片三维工作变形的测试方法,研究了三维激光测试坐标分解原理。对某压气机叶片进行了三维激光连续扫描测试,获取了3600Hz内的前9阶模态,与商用三维激光离散点扫描测试模态振型的相关性基本在0.95以上,验证了三维连续扫描激光多普勒振动测试的可行性和准确性。连续扫描激光多普勒测试的效率高、测点密集,对进一步工程应用具有重要意义。