民用航空發動機振動監測方法研究

何必海，馬向東，郎振

民用航空發動機振動監測方法研究

何必海，馬向東，郎振

(上海飛機設計研究院，上海200436)

對民用航空發動機振動監測原理、監測算法和發動機振動位移量到飛機振動單位的轉換關系進行了系統研究。并在此基礎上，結合民用航空發動機典型的葉片磨損問題，分析了發動機振動值隨不同葉片磨損程度的變化趨勢；給出了發動機振動檢查程序，便于在飛機地面維護和飛行過程中提早發現發動機存在的結構故障，保障飛行安全。本文結合發動機振動特點提出的工程檢測方法，具有一定的工程使用價值和參考意義。

民用航空發動機；振動建模；監測算法；葉片磨損

1 引言

民用航空發動機工作環境十分惡劣，其健康狀況的改變或惡化，很大程度上會影響飛行安全及運管成本。因此加強對民用航空發動機工作狀態的監控，特別是對民用航空發動機振動的監控[1]，是保證安全的有效手段。航空發動機振動監控主要用于監視發動機旋轉機械的工作狀態[2]。作為一種典型的高速旋轉機械設備，航空發動機的振動信號(如振動信號的幅值、頻率和相位等)可直接反映其當前工作狀態。通過分析獲取的發動機振動信號特性，可及時獲得發動機工作狀態信息。以發動機振動值為例，通過監控發動機穩定工作狀態的高、低壓轉子振動值變化，可分析發動機內部的旋轉機械部件狀態，發動機高、低壓轉子的動平衡情況，進而推測發動機本體可能存在的一些機械故障，避免引起發動機更大的內部損傷和二次損傷，并采取合理的維護措施提高發動機可靠性，降低維護成本[3]。

2 民用航空發動機振動監測方法

2.1 民用航空發動機振動監測裝置工作原理

目前，民用航空發動機振動監測的主要方法是在飛機上安裝發動機振動監測裝置(EVMU)。EVMU通過安裝在發動機上的加速度計監測發動機振動變化情況。由于振源具有穩定的激振力，能準確反映發動機振動能量，所以發動機加速度計須靠近振源安裝。加速度計一般安裝在發動機的安裝節、轉子支撐面、發動機機匣對接面等位置。以某型民用航空發動機為例，其上裝有兩個加速度計，分別位于風扇機匣和軸承上，分別測量風扇機匣和軸承處的振動信息。所測信息經EVMU內部的電荷放大器、抗混濾波器、記錄器、A/D轉化器到達EVMU振動信號計算機進行處理后，輸出給飛機，為飛機駕駛艙實時提供發動機振動值顯示。典型的發動機振動監測原理如圖1所示。

圖1 典型的發動機振動監測原理圖Fig.1 Typical engine vibration monitoring principle

2.2 EVMU的主要功能

(1)EVMU接收由加速度計傳來的發動機振動信號，通過計算窄幅振動來監測當前發動機的振動狀態。同時，轉速信號驅動加速度計提供波形軌跡的中心頻率。EVMU通過處理速度信號得到當前發動機的不平衡狀態(相位和位移)，同時通過ARINC429總線，將振動信息持續送往飛機系統顯示。

(2)EVMU具有高置信度的系統自檢功能，自動檢查系統部件及相應故障，振動故障信息的存儲和檢索都使用NVM(非易失存儲器)來完成。

(3)地面狀態，EVMU通過計算歷史振動信息執行發動機配平計算，配平方案通過ARINC429總線發到飛機駕駛艙或前顯示面板供維護人員使用。

2.3 EVMU的監測算法

EVMU振動監測過程可分為振動值測量、振動值處理及故障特征提取、狀態識別等。下面結合裝有兩個加速度計的雙轉子民用渦扇發動機(A加速度計用于測量發動機高、低壓渦輪振動值，B加速度計用于測量發動機風扇和高壓壓氣機振動值)，對EVMU的振動監測算法進行分析。

EVMU基于A、B兩個加速度計的測量值，選用其中的最高振動值進行監測。

EVMU根據發動機轉速計頻率確定及更新采樣頻率，從而對發動機高、低壓軸的振動實施采樣。

跟蹤濾波通過兩個數字互相關量來實現。這兩個互相關量提供窄帶振動的實部和虛部，窄帶振動的幅值和相位通過這兩個部分計算得出。為增加跟蹤濾波的選擇性，在采樣周期內，采用了專門的窗口函數(道爾夫-契比雪夫窗函數)。跟蹤濾波方程為：

式中：n為分析振動信號得到的時間周期數，p為每個周期的采樣數，s(j)為第j個采樣信號，w(j)為第j個窗口樣本。

跟蹤濾波的響應由道爾夫-契比雪夫窗函數定義。首先對每個加速度計信號進行跟蹤濾波，然后對其反饋值(幅值和相位)進行平滑濾波(利用指數下降因子進行平均化)，最后用平滑濾波處理后的振動信息設置EVMU在總線上的振動位移量輸出值。

2.4 EVMU的振動位移量與飛機振動的轉換關系

EVMU通過總線輸出的振動值是位移量，發動機控制器(FADEC)將位移量轉化為用于飛機駕駛艙顯示的振動單位。EVMU振動位移量與飛機振動單位的轉化關系為：低壓轉子振動值轉化關系是線性插值關系，基于基準振動值插值；高壓轉子振動值轉化關系是二維插值關系，基于發動機高壓轉子轉速及基準振動值插值。

對于低壓轉子振動值，FADEC采用發動機前、后低壓轉子的最高振動值用于飛機駕駛艙顯示。對于高壓轉子振動值，FADEC同樣發送前、后高壓轉子的最高振動值用于飛機駕駛艙顯示。

3 葉片磨損對發動機振動值的影響[4，5]

3.1 發動機振動值隨葉片磨損程度的變化趨勢

圖2～圖4分別給出了某型航空發動機葉片不同磨損程度情況下發動機振動值的變化趨勢。從圖2中可知，發動機葉片磨損在正常范圍內時，發動機高、低壓轉子的振動值在正常范圍(小于2.0)內。

從圖3中可看出，葉片中度磨損情況下，高壓轉子振動值周期性地超出正常振動值范圍。

圖4中表明，葉片嚴重磨損后，高壓轉子振動值瞬時階躍到很大，隨著油門桿角度的變化，高壓轉子振動值逐漸變小并趨于穩定；在油門桿收到慢車時，發動機振動值會出現瞬時跳變，而后趨于變小。

3.2 發動機振動檢查程序

由于發動機結構故障信息可通過發動機振動信息獲得，對于未經試驗的新發動機，遭遇外物或結冰條件的風扇葉片等，可通過對發動機進行振動檢查來幫助確認結構故障。振動檢查程序建議如下：

(1)2 min內將發動機油門桿從慢車推到起飛位，穩定一段時間，監控并記錄出現振動峰值時的發動機轉速；

(2)2 min內將發動機油門桿從起飛位收到慢車位，并穩定一段時間，監控并記錄出現振動峰值時的發動機轉速；

(3)發動機油門桿推到出現振動峰值的發動機轉速位置，穩定一段時間，監控并記錄發動機振動。

圖2 葉片磨損在正常范圍內時振動值隨油門桿角度的變化Fig 2 Variety of engine vibration with throttle angle when blade abrasion is in normal range

圖3 葉片中度磨損時振動值隨油門桿角度的變化Fig.3 Variety of engine vibration with throttle angle when blade abrasion is in moderate degree

圖4 葉片嚴重磨損時振動值隨油門桿角度的變化Fig.4 Variety of engine vibration with throttle angle when blade abrasion is in serious degree

4 結束語

本文從發動機振動監測裝置的監測算法、振動監測裝置輸出的發動機振動位移量到飛機振動單位的轉換方法，對發動機振動監控方法進行了研究和總結。并在此基礎上，結合某型航空發動機葉片磨損問題，分析了不同葉片磨損程度下發動機振動值與油門桿角度的變化關系，提出了發動機振動檢查程序，這對提早發現發動機存在的結構故障、保障飛行安全具有一定的參考意義。

[1]中國民用航空局，CCAR-25-R3運輸類飛機適航標準[S].

[2]張永峰.飛行試驗中航空發動機振動監測研究[D].西安：西北工業大學，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，陳光，吳大觀，等.航空發動機典型故障分析[M].北京：北京航空航天大學出版社，1993.

[5]陳進.機械設備振動監測與故障診斷[M].上海：上海交通大學出版社，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，浙江溫州人，工程師，碩士，主要從事飛機發動機控制系統設計工作。