振动分析在某航空发动机结构改进中的应用
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瞬间陡增，其中涡轮机匣Tz、Ty、Tx三个测点幅值增大明显，如 图1所示为振动异常过程中的振动总量变化曲线。
图1 振动异常时刻总量变化曲线 通过图1可得：振动异常前，发动机Np、Ng转速已达到稳态工 作约30s，且各测点振动总量均在限制值内，振动情况良好，图1中 A线为振动陡增时刻，此时发动机两转子转速未发生明显突变，下 拉发动机转速时刻为B线时刻，AB之间时间间隔约2s。
某航空发动机动力涡轮单元体由两级动力涡轮转子、功率后输 出轴、动力涡轮机匣等组成，其中动力涡轮转子采用前后双支撑方 式，功率后输出轴通过膜盘联轴器与车台设备相连。在进行动力涡 轮转速调试试验时，动力涡轮转速上推至20900rpm稳定工作约30秒 后出现振动突增超限，发动机紧急停车，本文通过分析振动突增前 后的振动数据，结合动力涡轮转子与车台设备相接后的临界转速计 算结果，确定振动突增的原因为动力涡轮转子在临界转速点振动过 大导致，通过改变动力涡轮轴结构，进而改变动力涡轮转子临界转 速后，发动机顺利完成了动力涡轮转速调试试验。
4 动力涡轮转子动力特性分析
临界转速分布：
根据转子结构和转子支承刚度计算临界转速分布见表1。动力 涡轮转子一、二阶振型均为弯曲振型。
状态 未连接车台设备
表1 转子临界转速及其裕度
1阶临界
1阶裕度
2阶临界
(r/min) 7287
（%） 53.5
(r/min) 32351
2阶裕度 （%） 54.8
连接车台设备
可以得出：动力涡轮转子未连接车台设备时转子过第1阶临界 转速工作，且第1、2阶临界转速裕度均较大（53.5%、54.8%），满 足评定标准（20%）的要求（刘政,王建军.单-厚盘转子过两阶临界 转速的瞬态振动分析[J].北京航空航天大学学报,2015）,动力涡轮转 子连接车台设备后，转子第2阶临界转速下降了57.7%，位于正常工 作转速范围内，不满足评定标准的要求。此次发动机振动超限表现 出来的振动特征为：动力涡轮转子在20900rpm工作时转子基频振动 幅值超限，其动力涡轮转子工作转速与连接车台设备后的第二阶临 界转速相近。综上所述：动力涡轮转子连接车台后其20900rpm工作 转速处于第二阶临界转速附近是导致振动超限的原因。
57.2 39.8 43.2 50.1 48.6
20298 35996 28653 21906 26345
-2.9 72.2 37.1 4.8 26.1
5.2 试验验证 改进后发动机进行动力涡轮转速调试试验，顺利上推至最大转
速，发动机完成了转速达标。整个试验过程中振动情况良好，未超 过限制值，最大状态下振动谱图见图4。
图2 异常初期瞬间振动谱图
图3 Tz测点三维振动瀑布图 3.2 振动谱图分析
振动异常初期振动谱图如图2所示，可见涡轮机匣Tz、Ty、Tx三 个测点振动频谱主要表现为动力涡轮基频振动，且伴有倍频成分。
由于涡轮机匣三个测点幅值增大明显，根据振动异常情况，绘
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制涡轮机匣垂直振动测点的三维瀑布图（其它振动测点在文中未列 出），如图3所示。可见，振动异常发生时刻，动力涡轮基频振动 幅值突增达100mm/s以上，且伴有倍频成分。此过程中，燃气发生 器转子基频振动幅值未见突变。
2 试验情况
在整个试车过程中，发动机动力涡轮转子（Np）上推最大转 速至20900rpm，燃气发生器转子（Ng）同步上推至29400rpm，上 推转速过程中各振动测点振动总量小于限制值38.1mm/s，稳定工作 约30秒后，发动机各测点振动瞬间陡增。
3 振动数据分析
3.1 振动总量分析 发动机在Ng=29400rpm状态停留约30s时，发动机各测点振动
7421
52.7
20298
-2.9
通过表1及临界转速裕度计算公式：
第一阶临界转速均满足评定标准（20%）的要求，新方案1动力涡 轮转子连接车台设备时二阶临界转速裕度（72.2%）比其它新方案 大，故选用新方案1作为改进后的方案。
表2 转子结构关键参数
方案 原方案 新方案1 新方案2 新方案3 新方案4
通过振动数据分析可得：动力涡轮转子基频突增是导致发动机 振动突增的主要原因，由于频谱中出现多个倍频成分，表明转静子 发生刮磨是振动突增的次要原因，其中动力涡轮转子基频突增的原 因可能有以下两种：
a）动力涡轮稳定工作转速接近动力涡轮转子临界转速； b）动力涡轮转子不平衡量过大。 由于动力涡轮基频突增前发动机已经稳定工作了约30秒，突增 前动力涡轮基频振动幅值较小，并且稳定，故可以排除动力涡轮基 频突增是由于涡轮转子不平衡量过大所致，重点分析动力涡轮转子 临界转速的影响（吴伟力.航空发动机的振动故障特征及其诊断方 法[M].高效节能发动机文集,2003）。
轴外径（mm） 24 44 34 26 24
支点跨距（mm） 315 315 315 315 215
表3 连接车台设备时的临界转速及其裕度（n)
1阶裕度 （%）
2阶临界 (r/min)
2阶裕度 （%）
原方案 新方案1 新方案2 新方案3 新方案4
7422 9443 8901 7815 8064
1 振动测试系统
为测量某航空发动机整机振动情况，按照测试要求共设有9个 振动测点，该型发动机测点代号及位置如下：
Tz——涡轮机匣垂直测点 Ty——涡轮机匣水平测点 Tx——涡轮机匣轴向测点 Pz——压气机机匣垂直测点 Py——压气机机匣水平测点 Px——压气机机匣轴向测点 Fz——附件机匣垂直测点 GDz——转接段垂直测点 GDy——转接段水平测点 涡轮振动测点选用高温压电加速度振动传感器，该型加速度传感 器具有频响宽、体积小、耐高温、稳定性好等特点，能适应涡轮机匣外 部的恶劣工作环境，其它振动测点选用常温压电加速度振动传感器。机 匣振动通过高温压电加速度振动传感器转变为电荷信号，经过高温低噪 声电缆传输进入专用振动测试仪；经专用振动测试仪对电荷信号进行放 大、滤波后，振动总量信号进入数采系统、通频信号进入振动记录分析 仪，对压气机试验件振动进行实时监测和试验后数据回放分析处理（熊 帆.基于振动分析的某轴颈断裂故障诊断实例[J].自动化应用,2018）。
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振动分析在某航空发动机结构改进中的应用
中国航发湖南动力机械研究所 邓晓亮 陈大力
某航空发动机进行动力涡轮转速调试试验时，动力涡轮转速上推 至20900rpm稳定工作约30秒后出现振动突增超限，发动机紧急停车。 本文通过分析振动突增前后的振动数据，结合动力涡轮转子与车台设 备相接后的临界转速计算结果，确定振动突增的原因为动力涡轮转子 在临界转速点振动过大导致，通过改变动力涡轮轴结构，进而改变动 力涡轮转子临界转速后，发动机顺利完成了动力涡轮转速调试试验。
瞬间陡增，其中涡轮机匣Tz、Ty、Tx三个测点幅值增大明显，如 图1所示为振动异常过程中的振动总量变化曲线。
图1 振动异常时刻总量变化曲线 通过图1可得：振动异常前，发动机Np、Ng转速已达到稳态工 作约30s，且各测点振动总量均在限制值内，振动情况良好，图1中 A线为振动陡增时刻，此时发动机两转子转速未发生明显突变，下 拉发动机转速时刻为B线时刻，AB之间时间间隔约2s。
某航空发动机动力涡轮单元体由两级动力涡轮转子、功率后输 出轴、动力涡轮机匣等组成，其中动力涡轮转子采用前后双支撑方 式，功率后输出轴通过膜盘联轴器与车台设备相连。在进行动力涡 轮转速调试试验时，动力涡轮转速上推至20900rpm稳定工作约30秒 后出现振动突增超限，发动机紧急停车，本文通过分析振动突增前 后的振动数据，结合动力涡轮转子与车台设备相接后的临界转速计 算结果，确定振动突增的原因为动力涡轮转子在临界转速点振动过 大导致，通过改变动力涡轮轴结构，进而改变动力涡轮转子临界转 速后，发动机顺利完成了动力涡轮转速调试试验。
4 动力涡轮转子动力特性分析
临界转速分布：
根据转子结构和转子支承刚度计算临界转速分布见表1。动力 涡轮转子一、二阶振型均为弯曲振型。
状态 未连接车台设备
表1 转子临界转速及其裕度
1阶临界
1阶裕度
2阶临界
(r/min) 7287
（%） 53.5
(r/min) 32351
2阶裕度 （%） 54.8
连接车台设备
可以得出：动力涡轮转子未连接车台设备时转子过第1阶临界 转速工作，且第1、2阶临界转速裕度均较大（53.5%、54.8%），满 足评定标准（20%）的要求（刘政,王建军.单-厚盘转子过两阶临界 转速的瞬态振动分析[J].北京航空航天大学学报,2015）,动力涡轮转 子连接车台设备后，转子第2阶临界转速下降了57.7%，位于正常工 作转速范围内，不满足评定标准的要求。此次发动机振动超限表现 出来的振动特征为：动力涡轮转子在20900rpm工作时转子基频振动 幅值超限，其动力涡轮转子工作转速与连接车台设备后的第二阶临 界转速相近。综上所述：动力涡轮转子连接车台后其20900rpm工作 转速处于第二阶临界转速附近是导致振动超限的原因。
57.2 39.8 43.2 50.1 48.6
20298 35996 28653 21906 26345
-2.9 72.2 37.1 4.8 26.1
5.2 试验验证 改进后发动机进行动力涡轮转速调试试验，顺利上推至最大转
速，发动机完成了转速达标。整个试验过程中振动情况良好，未超 过限制值，最大状态下振动谱图见图4。
图2 异常初期瞬间振动谱图
图3 Tz测点三维振动瀑布图 3.2 振动谱图分析
振动异常初期振动谱图如图2所示，可见涡轮机匣Tz、Ty、Tx三 个测点振动频谱主要表现为动力涡轮基频振动，且伴有倍频成分。
由于涡轮机匣三个测点幅值增大明显，根据振动异常情况，绘
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制涡轮机匣垂直振动测点的三维瀑布图（其它振动测点在文中未列 出），如图3所示。可见，振动异常发生时刻，动力涡轮基频振动 幅值突增达100mm/s以上，且伴有倍频成分。此过程中，燃气发生 器转子基频振动幅值未见突变。
2 试验情况
在整个试车过程中，发动机动力涡轮转子（Np）上推最大转 速至20900rpm，燃气发生器转子（Ng）同步上推至29400rpm，上 推转速过程中各振动测点振动总量小于限制值38.1mm/s，稳定工作 约30秒后，发动机各测点振动瞬间陡增。
3 振动数据分析
3.1 振动总量分析 发动机在Ng=29400rpm状态停留约30s时，发动机各测点振动
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通过表1及临界转速裕度计算公式：
第一阶临界转速均满足评定标准（20%）的要求，新方案1动力涡 轮转子连接车台设备时二阶临界转速裕度（72.2%）比其它新方案 大，故选用新方案1作为改进后的方案。
表2 转子结构关键参数
方案 原方案 新方案1 新方案2 新方案3 新方案4
通过振动数据分析可得：动力涡轮转子基频突增是导致发动机 振动突增的主要原因，由于频谱中出现多个倍频成分，表明转静子 发生刮磨是振动突增的次要原因，其中动力涡轮转子基频突增的原 因可能有以下两种：
a）动力涡轮稳定工作转速接近动力涡轮转子临界转速； b）动力涡轮转子不平衡量过大。 由于动力涡轮基频突增前发动机已经稳定工作了约30秒，突增 前动力涡轮基频振动幅值较小，并且稳定，故可以排除动力涡轮基 频突增是由于涡轮转子不平衡量过大所致，重点分析动力涡轮转子 临界转速的影响（吴伟力.航空发动机的振动故障特征及其诊断方 法[M].高效节能发动机文集,2003）。
轴外径（mm） 24 44 34 26 24
支点跨距（mm） 315 315 315 315 215
表3 连接车台设备时的临界转速及其裕度（n)
1阶裕度 （%）
2阶临界 (r/min)
2阶裕度 （%）
原方案 新方案1 新方案2 新方案3 新方案4
7422 9443 8901 7815 8064
1 振动测试系统
为测量某航空发动机整机振动情况，按照测试要求共设有9个 振动测点，该型发动机测点代号及位置如下：
Tz——涡轮机匣垂直测点 Ty——涡轮机匣水平测点 Tx——涡轮机匣轴向测点 Pz——压气机机匣垂直测点 Py——压气机机匣水平测点 Px——压气机机匣轴向测点 Fz——附件机匣垂直测点 GDz——转接段垂直测点 GDy——转接段水平测点 涡轮振动测点选用高温压电加速度振动传感器，该型加速度传感 器具有频响宽、体积小、耐高温、稳定性好等特点，能适应涡轮机匣外 部的恶劣工作环境，其它振动测点选用常温压电加速度振动传感器。机 匣振动通过高温压电加速度振动传感器转变为电荷信号，经过高温低噪 声电缆传输进入专用振动测试仪；经专用振动测试仪对电荷信号进行放 大、滤波后，振动总量信号进入数采系统、通频信号进入振动记录分析 仪，对压气机试验件振动进行实时监测和试验后数据回放分析处理（熊 帆.基于振动分析的某轴颈断裂故障诊断实例[J].自动化应用,2018）。
ELECTRONICS WORLD・技术交流
振动分析在某航空发动机结构改进中的应用
中国航发湖南动力机械研究所 邓晓亮 陈大力
某航空发动机进行动力涡轮转速调试试验时，动力涡轮转速上推 至20900rpm稳定工作约30秒后出现振动突增超限，发动机紧急停车。 本文通过分析振动突增前后的振动数据，结合动力涡轮转子与车台设 备相接后的临界转速计算结果，确定振动突增的原因为动力涡轮转子 在临界转速点振动过大导致，通过改变动力涡轮轴结构，进而改变动 力涡轮转子临界转速后，发动机顺利完成了动力涡轮转速调试试验。