民用航空发动机振动监测方法研究

何必海，马向东，郎振

民用航空发动机振动监测方法研究

何必海，马向东，郎振

(上海飞机设计研究院，上海200436)

对民用航空发动机振动监测原理、监测算法和发动机振动位移量到飞机振动单位的转换关系进行了系统研究。并在此基础上，结合民用航空发动机典型的叶片磨损问题，分析了发动机振动值随不同叶片磨损程度的变化趋势；给出了发动机振动检查程序，便于在飞机地面维护和飞行过程中提早发现发动机存在的结构故障，保障飞行安全。本文结合发动机振动特点提出的工程检测方法，具有一定的工程使用价值和参考意义。

民用航空发动机；振动建模；监测算法；叶片磨损

1 引言

民用航空发动机工作环境十分恶劣，其健康状况的改变或恶化，很大程度上会影响飞行安全及运管成本。因此加强对民用航空发动机工作状态的监控，特别是对民用航空发动机振动的监控[1]，是保证安全的有效手段。航空发动机振动监控主要用于监视发动机旋转机械的工作状态[2]。作为一种典型的高速旋转机械设备，航空发动机的振动信号(如振动信号的幅值、频率和相位等)可直接反映其当前工作状态。通过分析获取的发动机振动信号特性，可及时获得发动机工作状态信息。以发动机振动值为例，通过监控发动机稳定工作状态的高、低压转子振动值变化，可分析发动机内部的旋转机械部件状态，发动机高、低压转子的动平衡情况，进而推测发动机本体可能存在的一些机械故障，避免引起发动机更大的内部损伤和二次损伤，并采取合理的维护措施提高发动机可靠性，降低维护成本[3]。

2 民用航空发动机振动监测方法

2.1 民用航空发动机振动监测装置工作原理

目前，民用航空发动机振动监测的主要方法是在飞机上安装发动机振动监测装置(EVMU)。EVMU通过安装在发动机上的加速度计监测发动机振动变化情况。由于振源具有稳定的激振力，能准确反映发动机振动能量，所以发动机加速度计须靠近振源安装。加速度计一般安装在发动机的安装节、转子支撑面、发动机机匣对接面等位置。以某型民用航空发动机为例，其上装有两个加速度计，分别位于风扇机匣和轴承上，分别测量风扇机匣和轴承处的振动信息。所测信息经EVMU内部的电荷放大器、抗混滤波器、记录器、A/D转化器到达EVMU振动信号计算机进行处理后，输出给飞机，为飞机驾驶舱实时提供发动机振动值显示。典型的发动机振动监测原理如图1所示。

图1 典型的发动机振动监测原理图Fig.1 Typical engine vibration monitoring principle

2.2 EVMU的主要功能

(1)EVMU接收由加速度计传来的发动机振动信号，通过计算窄幅振动来监测当前发动机的振动状态。同时，转速信号驱动加速度计提供波形轨迹的中心频率。EVMU通过处理速度信号得到当前发动机的不平衡状态(相位和位移)，同时通过ARINC429总线，将振动信息持续送往飞机系统显示。

(2)EVMU具有高置信度的系统自检功能，自动检查系统部件及相应故障，振动故障信息的存储和检索都使用NVM(非易失存储器)来完成。

(3)地面状态，EVMU通过计算历史振动信息执行发动机配平计算，配平方案通过ARINC429总线发到飞机驾驶舱或前显示面板供维护人员使用。

2.3 EVMU的监测算法

EVMU振动监测过程可分为振动值测量、振动值处理及故障特征提取、状态识别等。下面结合装有两个加速度计的双转子民用涡扇发动机(A加速度计用于测量发动机高、低压涡轮振动值，B加速度计用于测量发动机风扇和高压压气机振动值)，对EVMU的振动监测算法进行分析。

EVMU基于A、B两个加速度计的测量值，选用其中的最高振动值进行监测。

EVMU根据发动机转速计频率确定及更新采样频率，从而对发动机高、低压轴的振动实施采样。

跟踪滤波通过两个数字互相关量来实现。这两个互相关量提供窄带振动的实部和虚部，窄带振动的幅值和相位通过这两个部分计算得出。为增加跟踪滤波的选择性，在采样周期内，采用了专门的窗口函数(道尔夫-契比雪夫窗函数)。跟踪滤波方程为：

式中：n为分析振动信号得到的时间周期数，p为每个周期的采样数，s(j)为第j个采样信号，w(j)为第j个窗口样本。

跟踪滤波的响应由道尔夫-契比雪夫窗函数定义。首先对每个加速度计信号进行跟踪滤波，然后对其反馈值(幅值和相位)进行平滑滤波(利用指数下降因子进行平均化)，最后用平滑滤波处理后的振动信息设置EVMU在总线上的振动位移量输出值。

2.4 EVMU的振动位移量与飞机振动的转换关系

EVMU通过总线输出的振动值是位移量，发动机控制器(FADEC)将位移量转化为用于飞机驾驶舱显示的振动单位。EVMU振动位移量与飞机振动单位的转化关系为：低压转子振动值转化关系是线性插值关系，基于基准振动值插值；高压转子振动值转化关系是二维插值关系，基于发动机高压转子转速及基准振动值插值。

对于低压转子振动值，FADEC采用发动机前、后低压转子的最高振动值用于飞机驾驶舱显示。对于高压转子振动值，FADEC同样发送前、后高压转子的最高振动值用于飞机驾驶舱显示。

3 叶片磨损对发动机振动值的影响[4，5]

3.1 发动机振动值随叶片磨损程度的变化趋势

图2～图4分别给出了某型航空发动机叶片不同磨损程度情况下发动机振动值的变化趋势。从图2中可知，发动机叶片磨损在正常范围内时，发动机高、低压转子的振动值在正常范围(小于2.0)内。

从图3中可看出，叶片中度磨损情况下，高压转子振动值周期性地超出正常振动值范围。

图4中表明，叶片严重磨损后，高压转子振动值瞬时阶跃到很大，随着油门杆角度的变化，高压转子振动值逐渐变小并趋于稳定；在油门杆收到慢车时，发动机振动值会出现瞬时跳变，而后趋于变小。

3.2 发动机振动检查程序

由于发动机结构故障信息可通过发动机振动信息获得，对于未经试验的新发动机，遭遇外物或结冰条件的风扇叶片等，可通过对发动机进行振动检查来帮助确认结构故障。振动检查程序建议如下：

(1)2 min内将发动机油门杆从慢车推到起飞位，稳定一段时间，监控并记录出现振动峰值时的发动机转速；

(2)2 min内将发动机油门杆从起飞位收到慢车位，并稳定一段时间，监控并记录出现振动峰值时的发动机转速；

(3)发动机油门杆推到出现振动峰值的发动机转速位置，稳定一段时间，监控并记录发动机振动。

图2 叶片磨损在正常范围内时振动值随油门杆角度的变化Fig 2 Variety of engine vibration with throttle angle when blade abrasion is in normal range

图3 叶片中度磨损时振动值随油门杆角度的变化Fig.3 Variety of engine vibration with throttle angle when blade abrasion is in moderate degree

图4 叶片严重磨损时振动值随油门杆角度的变化Fig.4 Variety of engine vibration with throttle angle when blade abrasion is in serious degree

4 结束语

本文从发动机振动监测装置的监测算法、振动监测装置输出的发动机振动位移量到飞机振动单位的转换方法，对发动机振动监控方法进行了研究和总结。并在此基础上，结合某型航空发动机叶片磨损问题，分析了不同叶片磨损程度下发动机振动值与油门杆角度的变化关系，提出了发动机振动检查程序，这对提早发现发动机存在的结构故障、保障飞行安全具有一定的参考意义。

[1]中国民用航空局，CCAR-25-R3运输类飞机适航标准[S].

[2]张永峰.飞行试验中航空发动机振动监测研究[D].西安：西北工业大学，2003.

[3]Doane P M，Kinley W R.F/A-18 Inflight Engine Condi⁃tion Monitoring System[R].AIAA 83-1237，1983.

[4]宋兆泓，陈光，吴大观，等.航空发动机典型故障分析[M].北京：北京航空航天大学出版社，1993.

[5]陈进.机械设备振动监测与故障诊断[M].上海：上海交通大学出版社，1999.

Investigation of Civil Aero-Engine Vibration Monitoring Method

HE Bi-hai，MA Xiang-dong，LANG Zhen
(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 200436，China)

Systematic research on civil aero-engine vibration monitoring principle,monitoring arithmetic, transform relationship between engine vibration displacement and aircraft vibration unit are introduced. Based on the research above,combining with typical civil aircraft blade abrasion fault,the engine vibration trends with different blade abrasion are studied and the engine vibration check procedure is also suggested, which can be referential for discovering engine structure fault during aircraft ground maintenance in ad⁃vance and securing flight safety.Based on engine vibration characteristic,the vibration monitoring methods could be references for engineering practice.

civil aero-engine；vibration modeling；monitoring method；blade abrasion

V231.92

A

1672-2620(2012)02-0059-04

2011-07-27；

2012-03-26

何必海(1985-)，男，浙江温州人，工程师，硕士，主要从事飞机发动机控制系统设计工作。