航空发动机转子早期裂纹故障振动特征的维谱分析

王艳丰，朱靖，滕光蓉，梁恩波

(中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)

摘要：针对航空发动机转子早期裂纹故障难以检测的特点首先，根据转子裂纹扩展机理，建立早期裂纹转子振动分析理论模型，提出利用维谱对早期裂纹振动信号进行分析。然后，利用维谱分析法对早期裂纹转子理论模型和早期裂纹转子故障实验数据进行了具体分析。理论模型和实验数据分析结果都表明：应用维谱对实际发动机转子早期裂纹故障信号进行分析，不仅能够得到一般频谱分析法难以获得的故障特征频率，还能对混叠噪声信号进行降噪。因此，维谱能够有效的诊断航空发动机转子裂纹故障，在航空发动机故障诊断中具有一定的应用价值。

关键词：航空发动机转子；裂纹故障；理论模型；振动信号；维谱

中图分类号:TN911.7文献标志码：A

基金项目：国家自然科学基金(51178211)

收稿日期：2013-09-03修改稿收到日期：2013-12-29

基金项目：国家自然科学

收稿日期：2013-10-09修改稿收到日期：2014-01-09

WANG Yan-feng, ZHU Jing, TENG Guang-rong, LIANG En-bo(ChinaGasTuibineEstablishment,Sichuan621703,China)

Abstract:Based on crack propagation theory, a mathematical model of early cracked rotor vibration characteristics was established.-dimension spectrum was applied to analyse the model and the test data from a real early cracked rotor.-dimension spectrum is efficient for fault signal analysis of early cracked rotors. Through the analysis, the fault frequency which is usually hard to acquire is obtained, and the noise in contaminated signals is also reduced.-dimension spectrum shows effective properties in vibration monitoring, especially in early fault diagnosis and data analysis of aero engines.

航空发动机在工作过程中要承受高温、高压、突变载荷等外界条件的影响，其转子很容易出现裂纹故障。若转子处于早期裂纹故障状态或者裂纹信号淹没在噪声中时，故障特征非常隐蔽，难以直观发现，裂纹便会在交变载荷等作用下不断扩展，最终将导致发动机出现非常严重的故障。因此，及时准确地对转子的早期裂纹进行检测和诊断，可以防止转子突然断裂所引发的灾难性事故[1-3]。如今，研究发动机转子早期裂纹故障振动特征，探究有效的早期裂纹故障检测和诊断方法也越来越受重视。然而，当发动机在运行时，必然产生很强的噪声信号，将有用的振源信号淹没，若采用一般频谱分析方法来检测和诊断转子裂纹故障非常困难。同时，安装在外部机匣的振动传感器所获取的振动信号是转子、机匣、噪声和传递路径振动等的混叠信号，不能直接、准确地反映源信号特征。因此，要准确判断发动机的工作状态、诊断转子裂纹故障，必须对混叠的振动信号进行噪声抑制和故障特征识别。

1航空发动机转子早期裂纹故障振动特征

1.1转子裂纹扩展机理分析

裂纹转子在持续工作过程中，仍然会承受着转子振动和重力等因素的影响，因此裂纹转子旋转过程中可能出现裂纹扩展，这种情况下的转子系统可认为是刚度变化的转子系统。裂纹扩展过程可分为裂纹萌生、裂纹稳定扩展、裂纹的稳定扩展至断裂三个阶段[7]。当裂纹完全处于转轴拉伸侧时，裂纹完全张开；当裂纹完全处于转轴压缩侧时，裂纹完全闭合；其间裂纹处于半闭半开状态。若转子旋转一周，那么裂纹开闭循环一次，刚度呈现周期性变化，转子的振动特性便会随之改变。航空发动机转子裂纹扩展初期(早期裂纹状态)具有以下振动特征：

(1)早期裂纹转子的振动故障信号非常微弱，且常被噪声信号所淹没；

(2)转子系统存在裂纹后，便会有扭转振动、弯曲振动，甚至会产生涡轮盘振动，其振动状态极其复杂；

(3)早期裂纹造成剧烈的显微开裂纹会引起转子的自激振动，并可能具有稳定的周期，进而导致转子不平衡[1]；

(4)转子产生裂纹后，在起飞加速过程中，容易产生喘振现象，还可能出现高次谐波和次谐波的振动，甚至出现类似周期振动[1]；

(5)转子出现早期裂纹后，振动表现出非线性现象，且存在转子的二次、三次、四次和更高次的简谐分量，当转子升速或者降速时，会出现临界频率的分数次共振，且在非共振区出现相位变化。

图1　裂纹转子坐标示意图 Fig.1 The sketch map of coordinate on crack rotor

1.2早期裂纹转子振动分析的理论模型

航空发动机转子在振动不剧烈的情况下，可认为转子在裂纹处是完全弹性形变的。根据转子裂纹扩展机理和航空发动机转子早期裂纹状态下的振动特征，对一个质量为m，如图1所示的裂纹转子模型进行理论分析，可建立如式(1)所示的裂纹转子动力学方程[8-9]：

式中:c为阻尼；ω为转速；e为质量偏心，β为质量偏心的相对相角，也称裂纹角。

裂纹转子在固定坐标系中的刚度矩阵为：

(2)

式中k0是无裂纹时的刚度，Δkξ为裂纹转子沿ξ方向的刚度变化量。

采用Gasch提出的描述裂纹开闭的周期函数f(θ)为：

n=0,±1,±2,…

(3)

其傅里叶级数表达式为：

(4)

在研究中通常只考虑该级数展开的前4项。

将刚度矩阵代入式(1)，则总体转子运动方程为：

(5)

(6)

(7)

(8)

具体计算式如下:

X*(ω)[X(ω)*X(ω)]

(9)

图2　浅裂纹时频谱图 Fig.2 Spectrum of shallow crack rotor

图3　浅裂纹时1 维谱图 Fig.3 1 -Dimension Spectrum of shallow crack rotor

图4　深裂纹时频谱图 Fig.4 Spectrum of deep crack rotor

图5　深裂纹时1 维谱图 Fig.5 1 -Dimension Spectrum of deep crack rotor

3.2裂纹转子振动实验数据分析

航空发动机是复杂的旋转机械，对其转子进行振动测试与分析，往往是通过安装在机匣上的振动传感器测量振动信息。由于航空发动机转速高，空气流量大，试车时，旋转噪声，燃烧噪声，气动噪声，螺旋桨噪声等多种声源合成从几十到几千赫兹的宽带噪声。这种宽带噪声信号与转子源信号、故障源信号混叠一起。因此传感器测得振动信号是一种混叠噪声的信号，要分析振动信号就一定要对其噪声信号进行抑制。

3.2.1模拟转子裂纹故障振动实验数据分析

根据航空发动机转子结构和工作原理，在发动机转子试验台上搭建一个裂纹转子振动故障试验研究系统。转子系统主要包括转轴、联轴器、叶盘和支承座，在转轴中心的水平截面和垂直截面分别安装一只电涡流振动位移传感器。转子早期裂纹信号经传感器输入到相应的采集分析系统，其信号采样频率12.8kHz/s。裂纹模拟转子试验系统框图如图6所示，裂纹转子系统实图如图7所示。

图6　模拟转子实验台布置 Fig.6 Test rig and date acquisition equipment of analog rotor

图7　模拟转子系统实图 Fig.7 Measurement system of analog rotor

根据发动机的工作原理，将模拟转子系统从零转速逐渐升速到最大转速(14 000r/min)后降速停车。其试验分两个阶段，第一阶段试验中转子转轴为正常轴(转轴上无裂纹存在)，第二阶段试验中转子转轴被开凿了一个2.4mm深度的裂纹(浅裂纹)。对两阶段中转子转速为9 750r/min时，转轴中心水平截面位移传感器采集的振动数据进行分析。

图8　无裂纹时水平截面的振动频谱图 Fig.8 Vibration spectrum of a good rotor’s horizontal

图9　无裂纹时水平截面的1 维谱 Fig.9 1 -Dimension Spectrum of a good rotor’s horizontal

图10　有裂纹时水平截面的振动频谱图 Fig.10 Vibration spectrum of a crack rotor’s horizontal

图11　有裂纹时水平截面的1 维谱 Fig.11 1 -Dimension Spectrum of a crack rotor’s horizontal

3.2.2整机转子裂纹故障振动实验数据分析

图12是该型涡喷发动机在物理转速38436r/min下进行转子裂纹扩展试验时，涡轮水平端的时域波形图。从图12中可以看出，当发动机涡轮转子存在裂纹时，其产生了幅值较大的冲击振动信号，但这些冲击信号淹没在噪声中，仅从时域上很难分析振动情况。图13是图12信号的频谱图，从图中可以看出，转子频率(640.6Hz)，转子。

图12　涡轮水平端振动时域波形 Fig.12 Vibration of a turbine rotor’s horizontal

图13　涡轮水平端频谱图 Fig.13 Spectrum of a turbine rotor’s horizontal

图14　涡轮水平端1 维谱 Fig.14 1 -Dimension Spectrum of a turbine rotor’s horizontal

4结论

参考文献

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第一作者杜永峰男，博士，教授，博士生导师，1962年3月生

第一作者王锋男，博士，副研究员，1976年6月生