吳宏春，陳 勇，洪志亮

(1.東北大學(xué)機(jī)械工程與自動(dòng)化學(xué)院，沈陽(yáng)110819；2.駐沈陽(yáng)黎明公司軍事代表室，沈陽(yáng)110043；3.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，沈陽(yáng)110043)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣裂紋故障診斷研究

吳宏春1，2，陳 勇3，洪志亮3

(1.東北大學(xué)機(jī)械工程與自動(dòng)化學(xué)院，沈陽(yáng)110819；2.駐沈陽(yáng)黎明公司軍事代表室，沈陽(yáng)110043；3.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，沈陽(yáng)110043)

針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣裂紋故障，經(jīng)斷口分析確定為疲勞裂紋。采用ANSYS軟件建立機(jī)匣有限元分析模型并進(jìn)行機(jī)匣模態(tài)及相對(duì)振動(dòng)應(yīng)力計(jì)算，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)使用工況得出坎貝爾共振圖。經(jīng)與多點(diǎn)激振、單點(diǎn)響應(yīng)的模態(tài)試驗(yàn)及應(yīng)變片電測(cè)的臺(tái)架動(dòng)應(yīng)力測(cè)試等試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比分析，在波瓣振型、振動(dòng)頻率及共振轉(zhuǎn)速等方面相互驗(yàn)證，確定了壓氣機(jī)機(jī)匣裂紋故障原因，并在此基礎(chǔ)上提出了改進(jìn)措施建議。經(jīng)長(zhǎng)試試驗(yàn)考核，改進(jìn)效果良好，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、振動(dòng)故障分析提供了依據(jù)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；機(jī)匣；裂紋故障；振動(dòng)特性分析；模態(tài)試驗(yàn)；動(dòng)應(yīng)力測(cè)試

1 引言

零部件裂紋故障是航空發(fā)動(dòng)機(jī)最常見(jiàn)的故障模式之一，也是發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)性故障分析診斷的主要研究?jī)?nèi)容。航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣在使用中受到氣流和機(jī)械激勵(lì)等復(fù)雜因素的影響經(jīng)常發(fā)生基體裂紋故障，嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)的使用安全[1-3]。因此，如何準(zhǔn)確確定裂紋故障原因并提出合理的振動(dòng)抑制措施，一直以來(lái)都是壓氣機(jī)機(jī)匣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)者們重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題[4]。王樹(shù)蘭等[5]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇機(jī)匣在臺(tái)架試驗(yàn)中出現(xiàn)的振動(dòng)故障，采用振動(dòng)監(jiān)測(cè)和故障診斷技術(shù)提取故障特征，對(duì)故障原因進(jìn)行了分析，提出了有效的減振措施排除故障。姜廣義等[6]針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇機(jī)匣振動(dòng)偏大且振幅存在擺動(dòng)的現(xiàn)象，從機(jī)匣和轉(zhuǎn)子的振動(dòng)特性及機(jī)匣變形等多方面對(duì)振動(dòng)測(cè)試數(shù)據(jù)和信號(hào)進(jìn)行了分析，闡明了風(fēng)扇機(jī)匣振動(dòng)偏大的故障原因，并針對(duì)故障特點(diǎn)提出了幾點(diǎn)解決措施。王海霞等[7]針對(duì)典型的發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣振動(dòng)超限情況，通過(guò)對(duì)PULSE振動(dòng)分析儀采集振動(dòng)信號(hào)的分析，確定出附件機(jī)匣固有頻率共振是機(jī)匣振動(dòng)超限的原因。

本文研究的機(jī)匣裂紋故障主要發(fā)生在機(jī)匣殼體環(huán)帶支撐環(huán)臺(tái)前后部位，起源于機(jī)匣外壁凸臺(tái)邊角(該位置存在加工形成的銳邊)，以軸向裂紋為主，多表現(xiàn)為穿透性裂紋，斷口分析表明機(jī)匣基體裂紋屬疲勞性質(zhì)。為確定引起機(jī)匣裂紋故障的原因，本文從數(shù)值仿真和試驗(yàn)測(cè)試兩方面開(kāi)展了深入研究，并在此基礎(chǔ)上提出了結(jié)構(gòu)改進(jìn)和涂膠減振兩項(xiàng)合理化建議。經(jīng)長(zhǎng)試考核，改進(jìn)效果良好，為后期排除機(jī)匣裂紋故障、保證發(fā)動(dòng)機(jī)使用安全提供了重要的理論支持和工程指導(dǎo)。

2 機(jī)匣裂紋情況

發(fā)動(dòng)機(jī)工作后機(jī)匣基體出現(xiàn)一軸向穿透性裂紋，且裂紋周邊有嚴(yán)重變色痕跡。位于前視六點(diǎn)半方向，沿軸向擴(kuò)展，可分為兩段，長(zhǎng)度約為60 mm；軸向位于進(jìn)氣機(jī)匣聯(lián)動(dòng)環(huán)支撐環(huán)臺(tái)前后，前側(cè)較短(約10 mm)，后側(cè)已靠近后安裝邊；裂紋有周向擴(kuò)展，其中兩道較長(zhǎng)，周向大約10 mm，與主裂紋組合后似字母“F”；裂紋周邊為藍(lán)色，存在過(guò)熱情況；裂紋沿周邊不規(guī)則掉片，手觸有刮手感。

3 機(jī)匣振動(dòng)特性分析

3.1 機(jī)匣組件三維模型

機(jī)匣為整體焊接結(jié)構(gòu)，由環(huán)形鍛件機(jī)匣、15塊超塑成型擴(kuò)散連接空心固定支板和鑄造內(nèi)環(huán)前段焊接后形成進(jìn)氣機(jī)匣主體。環(huán)形鍛件機(jī)匣設(shè)計(jì)為薄壁結(jié)構(gòu)，前后各帶安裝邊。為提高其剛性還設(shè)計(jì)有2道加強(qiáng)筋?？烧{(diào)葉片位于固定支板后，上、下端帶軸頸可旋轉(zhuǎn)。利用UG建立機(jī)匣組件的三維模型(圖1(a))。

3.2 機(jī)匣組件有限元模型

在滿(mǎn)足模態(tài)計(jì)算需求的前提下，將三維幾何模型適當(dāng)簡(jiǎn)化處理后導(dǎo)入ANSYS中進(jìn)行網(wǎng)格劃分，得到由31 391個(gè)節(jié)點(diǎn)和33 320個(gè)單元組成的有限元模型，如圖1(b)所示。

邊界條件為：約束所有支板位置及機(jī)匣后安裝邊上節(jié)點(diǎn)的所有自由度，以模擬機(jī)匣在發(fā)動(dòng)機(jī)上的裝配狀態(tài)。

3.3 機(jī)匣模態(tài)計(jì)算與共振分析

應(yīng)用建立的機(jī)匣有限元分析模型進(jìn)行機(jī)匣模態(tài)及相對(duì)振動(dòng)應(yīng)力計(jì)算。計(jì)算結(jié)果表明，機(jī)匣的振動(dòng)頻率非常密集，表現(xiàn)為密頻特征——這也是薄壁圓筒結(jié)構(gòu)固有的特征，其振型主要表現(xiàn)為波瓣型振動(dòng)形態(tài)。

圖1 機(jī)匣組件Fig.1 The models of casing assembly

按照發(fā)動(dòng)機(jī)工況確定了4個(gè)常用轉(zhuǎn)速，并通過(guò)機(jī)匣附近結(jié)構(gòu)特征分析，由機(jī)匣前后的支板及轉(zhuǎn)靜子葉片數(shù)目確定了分別為10E、21E、27E的激振因素K(K為激振射線(xiàn)的斜率，其值由激振因素確定)，由此做出的坎貝爾共振圖如圖2所示。

圖2 機(jī)匣坎貝爾共振圖Fig.2 The Campbell resonance figure of the casing

由坎貝爾共振圖可以看出，21E激振線(xiàn)與第286階頻率線(xiàn)(2 162 Hz)在常用轉(zhuǎn)速1附近有交點(diǎn)，即在該轉(zhuǎn)速工作時(shí)會(huì)產(chǎn)生由21E激振因素(某級(jí)轉(zhuǎn)子葉片數(shù))激起的共振。21倍頻的共振裕度見(jiàn)表1。

表1 共振裕度表Table 1 The resonance margin of the casing

以上共振分析表明，機(jī)匣存在由某級(jí)轉(zhuǎn)子葉片引起的21倍頻共振，共振頻率為2 162 Hz，圖3為振型與相對(duì)振動(dòng)應(yīng)力圖。

圖3 第286階振型及相對(duì)振動(dòng)應(yīng)力圖Fig.3 The 286thorder vibration mode and stress of the casing

4 機(jī)匣模態(tài)試驗(yàn)分析

4.1 模態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)B(tài)分析首先是對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行激勵(lì)，測(cè)量系統(tǒng)的激勵(lì)(輸入)和響應(yīng)(輸出)數(shù)據(jù)后進(jìn)行信號(hào)處理得到頻響函數(shù)，再采用時(shí)、頻方法識(shí)別系統(tǒng)的固有頻率、振型和阻尼比等模態(tài)參數(shù)。因此，試驗(yàn)?zāi)B(tài)分析是綜合運(yùn)用線(xiàn)性振動(dòng)理論、動(dòng)態(tài)測(cè)試技術(shù)、數(shù)字信號(hào)處理、參數(shù)識(shí)別等理論和方法進(jìn)行系統(tǒng)識(shí)別的過(guò)程[8]。

由前期模態(tài)計(jì)算可知，該機(jī)匣的模態(tài)振型主要表現(xiàn)為薄壁圓筒固有的波瓣型振動(dòng)形態(tài)，并且裂紋部位出現(xiàn)在外機(jī)匣后段，同時(shí)考慮零件結(jié)構(gòu)及數(shù)據(jù)處理問(wèn)題，因此對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理。在劃分機(jī)匣模態(tài)分析網(wǎng)格模型時(shí)，以外機(jī)匣后段為主，如圖4所示。

圖4 機(jī)匣模態(tài)試驗(yàn)分析模型Fig.4 The model of the casing modal test

4.2 試驗(yàn)分析系統(tǒng)及試驗(yàn)結(jié)果

本試驗(yàn)采用多點(diǎn)激振、單點(diǎn)響應(yīng)的方法。試驗(yàn)前首先建立機(jī)匣分析模型，并適當(dāng)選取拾振點(diǎn)。試驗(yàn)時(shí)利用壓電式加速度傳感器和力傳感器進(jìn)行激振、拾振信號(hào)測(cè)量。通過(guò)數(shù)據(jù)采集器對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行采集，然后將采集到的數(shù)據(jù)導(dǎo)入模態(tài)分析系統(tǒng)。根據(jù)實(shí)模態(tài)及復(fù)模態(tài)分析理論，采用模態(tài)參數(shù)識(shí)別技術(shù)進(jìn)行模態(tài)參數(shù)識(shí)別，得到固有頻率及振型。

用于試驗(yàn)?zāi)B(tài)分析的頻域模態(tài)參數(shù)識(shí)別通常由激勵(lì)和響應(yīng)數(shù)據(jù)估計(jì)頻響函數(shù)，然后建立頻響函數(shù)的參數(shù)或非參數(shù)模型進(jìn)行曲線(xiàn)擬合來(lái)確定振動(dòng)模態(tài)參數(shù)。機(jī)匣模態(tài)試驗(yàn)中，分別對(duì)各個(gè)激振點(diǎn)進(jìn)行敲擊，并測(cè)量相對(duì)于響應(yīng)點(diǎn)的傳遞函數(shù)。傳遞函數(shù)均進(jìn)行3次平均以提高分析精度。

表2為模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果，圖5示出了部分振型。

表2 模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果Table 2 The results of modal test

5 臺(tái)架動(dòng)應(yīng)力測(cè)試

對(duì)9臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)機(jī)匣進(jìn)行了動(dòng)應(yīng)力測(cè)試，以了解發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)機(jī)匣的振動(dòng)應(yīng)力，為排故提供試驗(yàn)依據(jù)。

5.1 機(jī)匣貼片位置

沿發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣軸向四個(gè)截面共粘貼了40片應(yīng)變計(jì)，應(yīng)變計(jì)采用a-b形式編號(hào)。其中a表示周向位置；b表示應(yīng)變計(jì)絲柵方向，奇數(shù)代表軸向，偶數(shù)代表周向，見(jiàn)圖6、圖7。

圖5 波瓣振型Fig.5 The lobe mode

圖6 軸向貼片位置Fig.6 The locations of axial strain gages

圖7 周向貼片位置及應(yīng)變計(jì)編號(hào)Fig.7 The locations and numbers of circumferential strain gages

5.2 試驗(yàn)設(shè)備與方法

振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試系統(tǒng)由應(yīng)變片、動(dòng)態(tài)應(yīng)變信號(hào)放大器、磁帶記錄儀和頻譜分析儀組成。應(yīng)變片感受的振動(dòng)信號(hào)經(jīng)放大后輸入磁帶機(jī)記錄，通過(guò)FFT頻譜分析儀對(duì)記錄的振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行分析處理，得到振動(dòng)的應(yīng)力、頻率及共振轉(zhuǎn)速。

臺(tái)架振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試?yán)脩?yīng)變片電測(cè)法，在發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)過(guò)程中對(duì)機(jī)匣進(jìn)行動(dòng)應(yīng)力測(cè)試。

5.3 動(dòng)應(yīng)力測(cè)試結(jié)果

機(jī)匣動(dòng)應(yīng)力測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表3?？梢?jiàn)：2截面振動(dòng)應(yīng)力最大，1截面次之，3截面很小，4截面無(wú)明顯共振。共振頻率約在2 066 Hz，出現(xiàn)在轉(zhuǎn)速5 900 r/min左右，最大應(yīng)力124 MPa，出現(xiàn)在2截面8號(hào)貼片位置。激振因素K＝21，說(shuō)明機(jī)匣在發(fā)動(dòng)機(jī)工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)與某級(jí)轉(zhuǎn)子葉片通過(guò)頻率耦合，發(fā)生了共振。

表3 動(dòng)應(yīng)力測(cè)試結(jié)果Table 3 The results of dynamic stress measurement

6 故障原因分析

振動(dòng)特性分析表明，機(jī)匣在常用轉(zhuǎn)速1附近存在由某級(jí)轉(zhuǎn)子葉片引起的21倍頻共振，共振頻率為2 162 Hz，振型為21個(gè)波瓣；模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果顯示，機(jī)匣21個(gè)波瓣振型的頻率為2 116 Hz；而動(dòng)應(yīng)力測(cè)試結(jié)果表明，機(jī)匣在5 900 r/min轉(zhuǎn)速(與常用轉(zhuǎn)速1接近)附近，出現(xiàn)了較大的共振應(yīng)力(124 MPa)，且共振頻率約為2 066 Hz，激振因素K＝21。

綜上所述，振動(dòng)特性分析、模態(tài)試驗(yàn)、動(dòng)應(yīng)力測(cè)試三項(xiàng)結(jié)果，在波瓣振型、振動(dòng)頻率以及共振轉(zhuǎn)速幾個(gè)方面都得到了很好的相互驗(yàn)證。由此可以確定，發(fā)動(dòng)機(jī)工作中會(huì)出現(xiàn)由某級(jí)轉(zhuǎn)子葉片通過(guò)頻率激起的機(jī)匣共振，且振動(dòng)應(yīng)力較大，這是導(dǎo)致機(jī)匣裂紋故障的主要原因。

7 結(jié)論與改進(jìn)措施

通過(guò)機(jī)匣振動(dòng)特性分析、模態(tài)試驗(yàn)、動(dòng)應(yīng)力測(cè)試及三者結(jié)果之間相互對(duì)比驗(yàn)證等，完成了機(jī)匣裂紋故障的分析診斷，確定故障原因?yàn)椋毫鸭y起源位置存在加工形成的銳邊，造成應(yīng)力集中，在工作中由某級(jí)轉(zhuǎn)子葉片激起的21倍頻共振，引發(fā)機(jī)匣應(yīng)力集中處萌生裂紋并擴(kuò)展，導(dǎo)致裂紋故障的發(fā)生。

根據(jù)故障原因分析，提出以下排故與改進(jìn)措施：①在故障位置增加加強(qiáng)筋，避免出現(xiàn)共振；②增加機(jī)匣故障位置拋修要求，去除裂紋萌生源；③開(kāi)展機(jī)匣裂紋位置表面涂膠減振研究。貫徹改進(jìn)措施的發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)了長(zhǎng)期試車(chē)考核，改進(jìn)效果良好。

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Diagnosis on the casing crack failure of an aero-engine

WU Hong-chun1，2，CHEN Yong3，HONG Zhi-liang3
(1.School of Mechanical Engineering and Automation，Northeastern University，Shenyang 110819，China；2.The Military Representative Office In AECC Shenyang Liming Aero-Engine Corporation Ltd.，Shenyang 110043，China；3.AECC Shenyang Liming Aero-Engine Corporation Ltd.，Shenyang 110043，China)

It was confirmed by fracture analysis that the crack of an aero-engine casing was fatigue crack.The finite element analysis model of casing was established by ANSYS software to calculate the modal and relative vibration stresses of the casing.The Campbell resonance figure was obtained according to the work?ing conditions of the aero-engine.Compared with the test results of multi-point excitation,single point re?sponse modal test and dynamic stress test of strain gauge electrical measurement,with the mutual validation of the lobe mode,vibration frequency and resonance speed,the reason underlying in this failure mode was confirmed.Based on the above analysis,the improvement approach was put forward and proved by long-term engine test,providing a basis for structural design and vibration fault analysis of aero-engine cas?ing.

aero-engine；casing；crack failure；vibration character；modal test；dynamic stress measurement

V231.92

A

1672-2620(2017)05-0042-05

2017-02-14；

2017-09-24

吳宏春(1983-)，男，河北唐山人，工程師，博士研究生，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究工作。