喷气客机涡轮风扇发动机的振动诊断与改进

通过动态分析和现场测试对一喷气客机的发动机振动作出诊断，发现涡轮叶轮的变柔导致极转动惯量显著下降，因而改变发动机的动态特性，使其临界转速接近飞机的巡航转速，产生不应有的振动和噪声。文章提出了具体改进方案，已为研制单位采用。

1993年美国某飞机制造公司精心研制出一架小型喷气客机的样机，当样机以巡航速度试飞时，即发现机身尾部的涡轮风扇发动机有剧烈的振动，且振动通过机身传到客舱引起噪声水平明显上升。该公司对这一现象始料未及，迫切要求咨询专家提供处理方案。美国弗吉尼亚大学E.J.Gunter博士与作者经仔细研究发现，因过高估计发动机涡轮叶轮的刚性，设计师们误以为发动机各阶临界转速已远离飞机的巡航转速，而实际上发动机的一个或几个临界转速十分接近巡航转速，故产生激烈的振动，传到客舱后引起噪声上升。

本文通过动态分析结合现场测试，对发动机的振动作出诊断，并提出具体改进方案。

（提到E.J.Gunter博士，大家是不是有些熟悉或者很熟悉了呢？ 弗吉尼亚大学Gunter教授在旋转机械行业颇有建树，在转子动力学领域造诣很深，并且他与轴承-转子动力学专业软件DyRoBeS的开发者陈文政博士两人志趣相投，关系甚好~~~）

这架喷气客机发动机是一个双转子系统。其中一个是低压转子，由风扇和一个3级涡轮组成，为三个滚动轴承支承，具有发动机的大部分质量，是发动机的核心部分。另一个是高压转子，由一个6级压气机加一个2级涡轮组成，为两个滚动轴承支承，质量较小。轴承支座联接于发动机外壳结构，发动机通过外壳两端支架联结在机身尾部。

专业测试公司对发动机作了现场振动测试。传感器放置在发动机上多个敏感点，样机飞行时，及时记录振动数据。图1显示预测和实测的发动机后支架振动。横轴代表低压转子转速(r/min)，纵轴代表振动速度(mm/sec)。飞机巡航飞行时低压转子转速为7500r/min，称巡航转速。

图1表明巡航转速附近出现了强烈的振动。图2显示发动机前支架实测横向振动。置于风扇上不同值的配重产生多条不平衡响应曲线，振幅峰值处的转速即是由不平衡激发的发动机临界转速。图2表明在6000～ 8000r/min范围内存在发动机的多个临界转速，反复研究振动测试数据启发作者想到，对经过合理的有限单元离散化的发动机力学模型进行计算机仿真，依据测试数据的分布趋势，适当改变或调整某些敏感参数值，使计算后的发动机动态性能接近现场振动测试数据，也许可找到问题的症结。

考虑到双转子系统中高压转子的质量比低压转子小得多，先略去它的影响可简化数值计算，便于迅速接近事物本质，这里着重对发动机的核心部分——低压转子作动态分析。低压转子长1.88m，质量为140.6kg，风扇和涡轮位于转子轴两端附近。三个支承轴承分别称风扇轴承、主轴承和涡轮轴承，均有挤压油膜阻尼器供阻尼。风扇轴承位于风扇处，涡轮轴承位于涡轮叶轮处，两者承载能力接近。主轴承的承载力较大，位于风扇轴承后约0.2032m处。限于篇幅，低压转子的有限元离散化模型被略去。

本文使用了一个商用有限元程序软件DyRoBeS[2]，它能快速、方便地计算转子-轴承系统计及阻尼和陀螺效应的正、逆回旋复特征值与临界转速以及相应的振型。根据制造商提供的轴承参数，见表1，对低压转子作正、逆回旋频率分析和临界转速分析。风扇和涡轮的陀螺力矩引起低压转子-轴承系统自由回旋振动频率随转速变化且分裂为正、逆回旋频率-转速曲线。若自由回旋振动频率与转速同值且同向，称同步正回旋临界转速。低压转子同步正回旋临界转速的计算值见表2，没有一个落入6000～8000r/min范围。

诸影响因素中，究竟哪个被过高或欠估计，导致计算结果与现场测试数据不符，通过调节低压转子各参数反复作仿真计算，注意力集中到涡轮叶轮上。观察实物，叶轮是焊接加螺栓连接结构，为减轻质量，不少部位做得很单薄。因此，该叶轮被视为完全刚性盘不符合实际情况，这一点恰巧被设计者忽视。理论上，转子各阶正、逆回旋频率曲线的分离程度将显著影响临界转速的分布，而这种分离程序是由陀螺效应即转盘的极转动惯量来控制。作者猜测风扇或涡轮叶轮的极转动惯量拟适当减小。首先，试将风扇的极转动惯量分别减少1/4和1/2，仿真计算结果显示系统的临界转速变化很小。然后，恢复风扇极转动惯量原值，试将涡轮叶轮的极转动惯量Ip分别减少1/4和1/2。

计算表明，后者使第三阶临界转速有显著变化，由12097r/min降为7747r/min，接近巡航转速，见图3（注意，因制造商要求，涡轮轴承刚度降为5.254e6N/m，故图3中正、逆回旋频率曲线整体下移）。于是，问题有了突破，经过修正后的发动机转子力学模型的动态持性就较接近现场实测数据。

为使转子临界转速远离巡航转速，改变转轴或风扇或涡轮的设计不可行，因为若这样做就要修改发动机的总体结构设计，制造商需要的再投资太昂贵。

仿真计算表明，主轴承刚度的大幅下降能使第三阶临界转速显著降低，远离巡航转速，同时第四阶临界转速继续保持远离巡航转速。例如，当主轴承刚度降为8.756e6 N/m且涡轮叶轮的极转动惯量取原值的50% ，第三阶临界转速减为6297r/min，第四阶临界转速经计算为11197r/min。计算进一步表明，主轴承的挤压油膜尼器所提供的阻尼若从0增为8756Ns/m，可使发动机两端支架传给机身的力下降一半。

仿真计算还显示，涡轮轴承处的挤压油膜阻尼器所提供的阻尼若从0增为8756Ns/m，将使发动机两端支架传给机身的力下降为原来的1/3～1/4。可见，修改主轴承设计和适当增加轴承挤压油膜阻尼器所提供的阻尼这两个方案是实际可行的，可单独进行也可同时进行，因为它们只涉及到轴承与相关部件的调换和周围空间少量尺寸的改变，不需要大幅度修改发动机结构设计和大量再投资。

4. 结束语

由于高速轻质的要求，现代喷气飞机发动机的涡轮叶轮大量采用焊接和螺栓联接结构且不少部位做得很单薄，这样会导致涡轮的刚性显著减弱，变柔的涡轮叶轮的极转动惯量大为下降，从而改变整个发动机系统的动态特性。对此现象在飞机设计中必须予以清醒的认识，以避免发动机的临界转速接近飞机的巡航转速，造成不应有的振动和噪声出现。

本文研究也表明，飞机样机制造出来后，结合现场振动测试和计算机仿真，适当修改发动机力学模型，可找到发动机的真实动态特性以及振动与噪声的由来。修改发动机主轴承设计和适当增加轴承挤压油膜阻尼器所提供的阻尼是两个比较经济、可行的方案用以矫正发动机动态特性进而减振降噪。美国有关公司已经采用它们成功解决了前述的难题。