航空發動機整機振動控制技術分析

劉永泉，王德友，洪 杰，吳法勇，姜廣義，黃 海

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

航空發動機整機振動控制技術分析

劉永泉1，王德友1，洪 杰2，吳法勇1，姜廣義1，黃 海1

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

針對高性能航空發動機結構復雜性和高溫高轉速工況下動力學穩定性問題，提出了航空發動機轉子動力學特性設計分析是振動控制技術的牽引，裝配工藝控制技術是關鍵,振動試驗測試技術是依賴手段的整機振動控制技術思路。總結了發動機結構動力學計算分析技術、結構裝配工藝優化技術、整機振動測試技術以及多年在發動機試驗和試車中遇到的振動故障特征分析經驗，分析了目前發動機整機振動控制技術存在的問題，提出了未來工作發展的思路。

整機振動；控制技術；裝配工藝；測試技術；航空發動機

0 引言

航空發動機動力學控制技術的主要目的是：通過對支承結構和質量分布的合理分配，保障發動機在全轉速范圍內無有害振動[1]。然而,航空發動機結構復雜，其轉子結構具有多支點（5個支點，支點同心度難以保證）、跨度大（1.9 m，寬轉速范圍內很難實現剛性轉子特性）、雙轉子（采用中介軸承）的特點。轉子結構和機匣結構的連接面多且形式復雜，采用了套齒、螺栓、配合摩擦等連接形式，在裝配過程中，大多數工藝參數難以測量，無法保證裝配質量的重復性。航空發動機的工作環境復雜，工作溫度范圍大（環境溫度～2000℃）。導致結構工藝特征參數和結構特征參數的變化范圍大，引起發動機結構振動具有非線性時變特性；同時轉靜件間隙、支承剛度、同心度、不平衡量分布等動力學參數和氣動流場氣動力等隨發動機狀態和溫度場的變化而變化，造成各連接結構部件振動傳遞特性相差也較大。此外，對轉子動力學特性要求更為嚴格，要求非臨界區域轉速范圍寬（低壓為3000～9000 r/min，高壓為7000～15000 r/min)、轉速范圍內可在任意點停留。

考慮到航空發動機的結構復雜性和高溫高轉速的工作特性，未考慮上述連接結構的時變非線性因素的整機振動模型計算結果與實際測試結果相差較大，長期以來很難實現航空發動機動力學特性的精確評估，并很難對發生振動問題的航空發動機實行有效的整機振動控制。

為此，本文針對高性能航空發動機結構復雜性和高溫高轉速工況下動力學穩定性問題，指出目前航空發動機整機振動控制技術存在的問題，并提出了發展思路。

1 設計技術

在大型渦噴、渦扇發動機設計中，轉子動力學特性設計的主要目的如下。

（1）評估轉子臨界轉速。對于大型發動機設計，要保證1階彎曲臨界轉速高于最大工作轉速并具有較大裕度，支承共振型臨界轉速避開常用工作轉速，同時需要減小由轉子殘余不平衡帶來的支承動載荷對所有相關零部件的影響。

（2）確定臨界轉速調整相關的結構設計技術。解決初始方案臨界轉速不理想或其他因素要求結構改進設計時的動力學影響分析方法。

（3）預估支承系統和機匣的振動特性。結合臨界轉速與撓曲變形的綜合分析，保障發動機轉靜件間隙保持在合理的分布范圍內。

（4）評估轉子不平衡響應敏感性。給出初步的不平衡敏感系數，通過調整轉子不平衡修正量和位置，使發動機能夠實現本機平衡的能力[2]。

（5）預示動力學特性不穩定的振動頻率、限定值和相關發生的條件，確保發動機在整個飛行包線內不發生危險振動。

（6）評估轉靜件相對動態位置關系，預估容易碰摩的截面、不平衡變化截面、支點不同心度和支承剛度變化支點對各振動監測點的振動響應特征，為發動機研制和使用過程中振動故障排除和結構修改提供重要的參考依據。

要達到上述目的，發動機整機和連接結構的動力學模型的有效性將是至關重要的，也對動力學計算提出更高要求。

1.1 考慮整機結構系統的動力學設計

首先，目前航空發動機整機動力學設計主要集中于轉子動力學設計，研究轉子系統（或轉子—支承系統）的臨界轉速問題、穩態不平衡響應等問題。某型發動機雙轉子轉子臨界轉速計算結果如圖1所示。由于未將轉子-支承-機匣-安裝系統作為整體進行考慮，不能滿足對機動過載、支點同心度、轉靜件間隙等涉及整機結構特征的因素進行分析和研究，難以解決先進渦扇發動機高度耦合的整機系統振動特性（振動固有特性和響應特性）問題，也無法為構件和部件的耐久性試驗提供整機振動環境參考。

圖1 某型發動機雙轉子轉子臨界轉速計算結果

其次，目前在發動機設計過程中開展的動力學分析主要進行線性系統的振動設計，而對于系統中固有的非線性因素都進行等效線性化處理，包括結合面連接剛度（不同連接結構剛度隨載荷和定位面緊度變化規律如圖2所示）、超大不平衡量、阻尼、擠壓油膜阻尼器、碰磨等因素引起的非線性剛度和非線性阻尼。在此前的發動機設計過程中，這樣的處理能夠簡化計算、提高效率，而且對于大多數設計來說具有可接受的工程精度。但隨著先進發動機的發展，特別是高推比發動機的要求，結構上的非線性因素進一步增多，其影響也明顯增大。由此，線性化處理對于部分大振幅帶來的強非線性則明顯不適應，只有對整機系統進行非線性振動問題研究，才可以更準確地把握振動特性的本質。

圖2 不同連接結構剛度隨載荷和定位面緊度變化規律

再次，在發動機整機動力學設計中將結構特征參數均作為確定性參數考慮，沒有考慮加工誤差分布、裝配工藝引起容差組合和工作狀態下結構特征參數變化所帶來的概率分布。比如，發動機中介軸承的動柔度問題，由結構公差組合、裝配過盈范圍和溫度梯度帶來的動柔度變化至少5倍以上。

為此，需針對先進渦扇發動機整機振動中存在的轉靜件耦合性、局部非線性和振動響應不確定性等問題，以發動機動力學整機結構系統為分析對象，在充分考慮航空發動機的結構特征、工作狀態和裝配工藝的前提下，發展和完善更為準確的、考慮結構特征參數（工藝特征參數和動力學特征參數）的參數化建模方法。利用建立的整機參數化模型進行結構振動分析，對典型的整機振動問題進行理論分析與數值模擬，研究整機振動響應特征與力學機理；考慮結構特征參數的分散性，建立和發展整機振動的概率分析的動力學設計方法。

1.2 重點考慮支承和連接結構動柔度的動力學設計

在航空發動機動力學設計過程中，動力學分析技術已經較為成熟，但影響分析精度的重點和難點為：缺少準確的支點和連接結構的動態柔度數據，使計算的轉子臨界轉速誤差過大，導致無法實現機械結構動力學設計的真實目的。動柔度指由單位振動載荷引起的變形，與振動頻率和參與振動的質量有關。

實測支點靜柔度并不困難，但要實測支點動柔度似乎不現實，而影響臨界轉速計算結果的是支點動柔度。因此，要提高發動機動力學設計精度，必須考慮影響支點柔度的諸多因素，并確定對動柔度影響較大的零件。RR公司的早期（1974年）報告稱支點柔度為軸承柔度（bearing flexibility）或軸承支承柔度（bearing support flexibility），相比之下后者的定義與動力學分析更為密切。但該報告中沒有明確說明應該包括哪些零件的變形，如果必須包括軸承，則其動柔度測量將非常困難。因為，軸承游隙的存在無法施加交變載荷。而目前的動力學分析與試驗經驗表明，軸承工作狀態的游隙并不會對臨界轉速的分析與測量產生明顯影響。

在正常的柔度范圍內，臨界轉速對支點柔度非常敏感，前軸承柔度與轉速的關系曲線如圖3所示。可以通過靜子支承系統的動柔度試驗測試結果，考慮工作狀態的溫度影響，假定在某一范圍內選取幾點柔度值計算出轉子系統的臨界轉速，經過整機試車的振動測量結果加以驗證。或者臨界轉速計算僅給出臨界轉速隨支點柔度變化的關系，以便分析可能存在的問題。

連接結構動柔度是影響結構動力學特性的另外1個重要因素。國外自20世紀50年代起就執行了相關控制措施，包括采用控制預緊力的力矩（或轉角）安裝技術，及控制精度和摩擦性能的緊固件制造技術。此外，制定了較完善的針對螺栓連接結構安裝力矩和預緊力的標準，建立了較完善的螺栓連接應用規范。

圖3 前軸承柔度與轉速的關系曲線

大量的技術研究成果的研究范圍涉及到螺栓連接理論、預緊力控制、摩擦性能控制、防疲勞控制等諸多方面。典型的應用標準如波音的《螺栓和螺母的安裝 （BAC5009M）》、NASA的 《NASA NSTS 08307預緊力螺栓設計準則》、SAE的 《SAE1471A（2000年）》、俄羅斯的《OCT100017-1989》等。

RR公司與倫敦帝國理工大學經過長期合作，采用分析和試驗手段，研究了界面連接剛度與界面加工精度、連接螺栓預緊力、螺栓孔所在的直徑的關系,建立了模型數據庫，通過整機振動試驗和零部件試驗修正整機模型。

裝配預緊力是影響連接剛度的重要因素，而國內相關研究剛剛起步，對各種參數的影響關系仍存在較大困惑，包括螺栓預緊力是否合適 （目前只是經驗值）、如何保持均勻，螺栓最合適的變形值應如何控制，預緊順序對連接剛度的影響，受力大小對機匣產生的影響，預緊力對靜子同心度產生的影響等方面。由于缺少相關控制和研究，結果是發動機剛剛裝配好或工作較短的時間后，發動機性能產生非常大的變化。初步分析認為這與螺栓等預緊力不確定存在較大關系。因此，預緊力在裝配前、后的變化及其大小對同軸度的影響程度也是連接結構動柔度的重要研究內容。支點球軸承軸向和徑向剛度隨關鍵參數變化曲線如圖4所示。

圖4 支點軸向和徑向剛度隨關鍵參數變化曲線

2 裝配工藝控制技術

航空發動機裝配工藝實施的目的是保證其機械系統在要求的工作時間段內安全、可靠地完成其機械設計的效能。為此，需根據發動機結構形式和工作環境提出能夠保證完成其功能的裝配工藝。即基于結構的工藝參數組合，考慮結構工作環境影響下的力學行為，保證結構特征參數和動力學參數（包括零件跳動、零件間配合關系、轉靜件間隙、同心度、不平衡量、連接和支承剛度等）滿足動力學特性的設計要求。以合適的整機振動響應為目標來控制結構動力學參數的范圍是裝配工藝的直接目的，因此，裝配工藝是保障發動機機械運行品質的關鍵技術基礎。

2.1 裝配工藝控制結構特征參數技術分析

先進渦扇發動機結構中，各部件結合面表面加工精度、端面跳動、徑向跳動、螺栓連接緊度等的工藝特征參數具有時變性和分散性的特點，從而導致動力學參數（包括轉子的不平衡、支點不同心、連接與支承剛度）的時變性和分散性，直至引發整機振動的分散度較大。發動機振動排故實踐經驗表明，目前發動機振動大的主要原因是動力學參數變化區間難以控制，同時伴隨著由結構穩定性引起的振動不穩定。為此，需理清影響發動機整機振動的主要參數內容，研究其控制技術。

2.1.1 發動機整機振動主要影響參數分析

在航空發動機的加工、裝配和工作過程中，發動機的結構、工藝特征參數會在一定公差范圍內變化，引起相應結構的動力學特征參數發生變化，其結果是對整機振動特征產生影響。因此，分析其工藝特征參數、結構特征參數與動力學特征參數的相關聯系，為其裝配工藝控制奠定基礎。

通過分析總結引起整機振動的3類參數關鍵因素，確定了特征參數的分類，如圖5所示。

圖5 特征參數分類

力學特征參數是影響整機振動的直接參數，主要包括不平衡量、不同心度、連接剛度和支承剛度。工藝特征參數是裝配過程中控制的參數或者是通過裝配而形成的參數，主要包括轉子組合跳動、轉靜子不同心度、擰緊力矩、擰緊順序等參數。結構特征參數是發動機零件以及零件之間的結構要素，主要包括零件跳動（端跳、徑跳、柱跳）、配合（螺栓、軸承座與軸承、套齒、定位止口）關系、軸承間隙等。其中影響轉子不平衡的特征參數有轉子零件跳動（端跳和徑跳）、轉子零件周向安裝位置、葉片質量矩分散度和轉子組合跳動等；影響支承不同心度的特征參數主要有端面和柱面跳動（結構尺寸公差）、連接件的擰緊力矩和連接件的擰緊順序（裝配工藝）等；影響連接剛度的特征參數有渦輪與壓氣機轉子連接螺母擰緊力矩、配合關系、風扇與套齒（或多功能軸）的配合關系、渦輪與套齒（或多功能軸）的配合關系等；影響支承剛度的特征參數有機匣與軸承座的配合關系、機匣前后止口配合關系、機匣和軸承座帶有螺栓連接的擰緊力矩等。

2.1.2 發動機裝配工藝參數控制技術問題分析

結構動力學特征參數是影響整機振動的直接參數，然而影響不平衡量、不同心度、連接剛度和支承剛度動力學參數的是結構幾何工藝和裝配工藝特征參數。因此，分析裝配工藝參數控制技術問題對控制整機振動意義重大。

2.1.2.1 考慮裝配結構的力學環境（裝配力學）

結構裝配工藝是1項復雜的技術問題，如發動機結構螺栓連接結構涉及扭矩、剪切力、彎曲力、陀螺力、機械軸向力、氣動壓力、慣性力、熱梯度、摩擦、裝配干涉和螺栓預緊力等11種載荷，如何在保證其結構強度、壽命和性能的前提下，滿足連接剛度在發動機工作轉速范圍內的動力學設計要求，這就是如何提出裝配工藝要求。需考慮螺栓數和螺距的選取、擰緊力矩和步長、擰緊方向、環境溫度、工作溫度梯度等裝配、工藝參數對結構動力學參數的影響，才能制定出科學的結構裝配工藝規程。又如在軸承裝配時，配合間隙的不確定性難以控制。而軸承的配合間隙又決定了軸承的支撐剛度，裝配時是間隙配合還是緊度配合才能使支撐剛度達到合適范圍，就需要分析清楚相關結構在裝配環境溫度和工作環境溫度下的相對位置（或力學）關系，使其在發動機工作狀態下也滿足支承剛度設計要求。

2.1.2.2 考慮結構工藝和裝配工藝參數可測和可控性問題

發動機整機系統由數千個零件組合而成，由于每個零件的公差分布是隨機的，其組合后的發動機結構特性具有分散度，如何保證根據結構幾何工藝參數在裝配工藝的作用下滿足設計要求，需要對結構的靜態幾何工藝參數描述的合理性進行研究。如端面配合時對零件配合面的跳動量描述，是以多少點、線、面描述為最佳表述方式；又如中央傳動齒輪與附件機匣傘齒輪的配合關系，分析出靠零件的哪些工藝參數和裝配工藝來保障2軸線的垂直度和嚙合均勻性等。

總之，只有保證裝配過程前的結構工藝參數的合理性和裝配過程中的工藝參數可測試性，才能實現結構動力學參數的可控性，以保證發動機整機振動特性在設計要求范圍內。

2.2 典型轉子同心度裝配優化與控制技術

發動機每一結構件的設計要求，其幾何和工藝參數都有一定誤差范圍，裝配組合后會帶來力學參數的容差要求，如果容差與工藝參數沒有進行優化設計，其結果是：盡管加工出的零件都各自滿足其技術要求，但裝配組合后的力學參數不一定滿足振動特性的要求。相反，如果應用裝配優化技術，即使加工件超出了公差范圍，仍有可能裝配出符合振動特性要求的組件[4]。

在裝配過程中可以被優化的力學參數主要有轉子不平衡量、轉子不同心度和轉靜子不同心度。轉子不平衡量和不同心度直接影響發動機的振動特性，而轉靜子不同心度將對轉、靜子碰磨有重要影響。

轉子不同心度優化通過測量轉子部件的幾何跳動，推算出不同部件組合角度下轉子的不同心度，進而獲得轉子不同心度最小的部件組合角度而達到目標。優化原理如圖6所示。在相同部件公差條件下，經過仿真計算得到2種裝配模式下的轉子不同心度累計概率分布，如圖7所示。二者的不同心度公差范圍（95%置信區間）和平均值（50%累計概率）的比較見表1。

圖6 優化原理

圖7 隨機裝配與優化的不同心度累積分布曲線

表1 不同心度公差范圍和平均值比較

轉子不平衡量優化也是通過測量轉子部件的幾何跳動，推算出不同部件組合角度下轉子的初始不平衡量，進而獲得轉子不平衡量最小的部件組合角度而達到目標。在相同部件公差條件下，經過仿真計算得到2種裝配模式下的轉子不同心度累計概率分布，如圖8所示。二者不平衡量公差范圍(95%置信區間)和平均值（50%累計概率）的比較見表2。

圖8 隨機裝配與優化的不平衡量累積分布曲線

表2 不平衡量公差范圍和平均值

轉靜子不同心度優化通過改變靜子支承不同心度關系，進而達到轉子和靜子之間不同心度最小的目標。在轉子上安裝間隙傳感器，進行常規過程，完成轉子和靜子定位關系的裝配環節后，旋轉轉子來測量轉子和靜子之間的間隙，得到轉靜子不同心度，其結果如圖9所示。

根據不同心度的大小和相位，改變靜子機匣安裝邊螺釘擰緊順序，可以進行微量調節優化。如果不同心度數值較大，則需要分解后調整靜子之間的定位關系進一步改善轉靜子不同心度。

圖9 轉靜子不同心度測量結果

3 試驗測試技術與典型振動故障

整機振動試驗與測試技術是檢驗設計、裝配結果的有效途徑，是檢驗整機振動特性設計符合性，以及檢查機械系統結構運行狀態正常與否的重要手段。

在新的發動機研制階段，在原型機臺架和部件試驗中，整機振動測量的主要目的和工作如下。

（1）驗證轉子動力學特性是否滿足設計要求，如在工作轉速范圍內是否存在臨界轉速，是否需要修改或施加阻尼抑制。

（2）驗證整機振動特性，包括支承動特性、機匣動特性、轉靜子件振動特性關系（間隙分布）以及各截面振動幅值與成附件所在位置的振動關系。

（3）在研制過程中通過設置動力學參數和所遇到的振動故障，測試建立發動機振動故障譜系，為發動機出廠使用提供振動標準和外場飛行提供故障診斷依據。

因此，整機振動試驗測試技術是有效驗證設計、裝配質量和保障發動機可靠安全運行的關鍵技術。

3.1 整機振動測試方法的現狀和振動標準（限制值）

3.1.1 整機振動測試方法的現狀

在整機振動測試方法方面，20世紀50～80年代中期，國外航空發動機整機振動測量系統大部分采用磁電式速度測量系統[4]。以振動總量來衡量其振動大小，但一般只規定穩定狀態下的限制值，在升、降速過程中的瞬態值可忽略不計。測振儀均采用帶通濾波器，如WP6、WP7發動機使用的測振儀帶通為70～200 Hz，斯貝MK202發動機的為45～400 Hz[4]。國內渦噴系列發動機整機振動測試至今仍多沿用上述方法。

20世紀70年代末至80年代初，壓電加速度計憑借結構簡單牢固、體積小、質量輕、頻率響應范圍寬、動態范圍大、性能穩定、輸出線性好、使用溫度范圍寬以及抗外磁干擾能力強等特點，迅速在振動測試領域取得主導地位。在CFM56發動機試車規范中甚至明確規定整機振動測試需要采用壓電加速度計。

在20世紀70年代，由于數字電路技術、電子計算機技術發展很快，計算機開始應用于信號分析與處理領域，信號數字處理分析技術應運而生。該技術建立在利用快速傅立葉變換而大幅提高計算速度（蝶形算法）的基礎上，能夠采用非時域特征的函數分析，詳細描述物體的運動性質及動態過程。針對測試手段和技術的發展，整機振動測試方法也相應發生了新的變化，如振動分量控制。振動分量一般是經跟蹤濾波、窄帶濾波或頻譜分析得到的單一頻率的振動信號，CFM56發動機規定高壓轉子以速度值、低壓轉子以位移值表征整機振動水平。

3.1.2 振動標準（限制值）

整機振動測試主要圍繞發動機結構件的可靠性進行，對振動監視的限制值主要從以下幾方面考慮：

（1）在發動機初始研制階段，主要參考相類似結構的發動機整機振動限制值，如太行發動機整機振動限制值參考俄羅斯AL-31F發動機和美國CFM56發動機的；

（2）考慮傳遞到軸承上的振動載荷不應超過其額定靜載荷的10%，以保證軸承的安全；

（3）考慮發動機成附件（包括管路、機匣、附件機匣及其附件）的振動激勵的大小不應使其受到損傷；

（4）考慮影響發動機振動的其他因素，如碰磨、支承剛度（軸承游隙）、不同軸度等的試驗研究。

3.2 整機振動特性的測試技術與動力學設計驗證

在整機振動試驗過程中，可以通過試驗測試技術來驗證發動機的動力學特性實際情況，包括：轉子動力學特性是否滿足設計要求；獲取整機振動特性；通過設置動力學參數和所遇到的振動故障，測試建立發動機振動故障譜系等。下面介紹幾種試驗測試方法。

3.2.1 轉子動力學特性的測試技術

轉子動力學特性是指轉子結構在發動機全轉速范圍內的振動形態。受轉子幾何尺寸、支點分布、支承剛度、發動機工作轉速（溫度分布和扭轉剛度）甚至裝配工藝的影響而不同。現代旋轉機械系統（包括航空發動機）大多采用彈性支承，充分利用了在轉子通過支承臨界后的較寬轉速范圍 （支承2階臨界轉速的2～3倍轉速）的橫向振動具有定心作用的特點[3]。在全轉速范圍內避開了彎曲臨界轉速。因此，航空發動機轉子動力學特性的測試主要針對前2階的支承臨界轉速。根據轉子不同的結構形式，其測試方法可以采用振幅峰值法、副臨界轉速法、軸心軌跡法、滯后相角法等。對航空發動機結構一般根據轉速振動曲線尋找共振點，在共振點轉速附近測試其支點之間的相位關系，即可獲得其振動特性。也可利用非接觸式位移傳感器（電容式、電渦流式、微波式）檢測轉子軸向相位關系，獲取轉子振型。而對于彎曲轉子振型則需要在轉子軸上粘貼應變片，利用轉子過臨界時發生轉向現象來判斷其是否為彎曲振型。從而驗證動力學設計是否避開彎曲振動及其支承振動特性。

3.2.2 機匣支承結構的振動特性測試技術

受通過支承傳遞的轉子不平衡力、內流和與葉片相互作用的氣動力激勵的影響，發動機機匣會發生各種振型的振動。這種振動會涉及其自身的結構強度問題，還會導致安裝于機匣上成附件的損傷問題。此外,還需考慮機匣彈性線和轉子彈性線間的關系，進而盡可能避開轉靜件碰摩的現象所帶來的發動機性能衰減問題。因此，機匣支承結構的振動特性測試是非常必要的研究內容。

其測試方法主要2種：

（1）加速度、應變計聯合測試法。由于發動機結構和環境復雜，且考慮傳感器的附加質量影響，一些部位無法安裝加速度傳感器，因此，需根據具體環境實施不同的測試方案。對于軸向振型，利用多個加速度計的相位關系和多個應變計的等效梁單元變形與位移轉換[5]，分段組合成整體軸向振型（若允許布置足夠的加速度計時可直接測得）。對于周向振型，用加速度計和應變計均可實現。

（2）非接觸式激光位移測試法。利用動、靜態大變形、大應變場測量系統（Q-400X）的3維全場振動分析高速變形測量技術，進行風扇機匣沿軸向變形測試，可實現非接觸、全場、大變形大應變測量，現場測量無需隔振。能夠針對較大的測試面積和測試對象或柱狀體進行靜態加載條件下的全場多視角變形與大應變測量，并能給出在加載條件下的大型柱狀體的全場變形與應變分布。但該方法僅適用于可視機匣振型的測試，對于雙涵機匣還應采用第1種方法。

3.3 航空發動機整機振動故障特征

整機振動測試就是在發動機運行過程中監視、識別和預測其運行狀態變化情況，根據所測得的振動信號特征，查詢故障發生的可能原因，以便采取相應決策，及時消除隱患和排除故障，提高發動機運行的可靠性和安全性。

通過對多臺份某型發動機試車過程進行大量的振動測試和分析總結，認為該型發動機常見振動故障為轉子臨界、機匣局部共振、轉子不平衡量過大、轉靜件碰摩、腔體積油、軸承故障[6-9]等，其基本特征見表3。

這些研制過程中積累和再現的振動故障特征可有效地為發動機后續使用提供非常有價值的參考作用，也是發動機研制過程中所必須進行的內容。

表3 部分故障和基本特征

4 結束語

高性能航空發動機存在結構復雜、工作環境惡劣、工況多變等特點，對整機動力學穩定性提出了苛刻要求。為徹底實現發動機整機振動的可控性，本文立足于發動機的整機動力學設計、裝配與測試工作，分析了影響航空發動機整機動力學特性的結構因素，論述了建立整機振動控制體系的主要內容，具體包括：

（1）考慮發展和完善整機振動分析的考慮結構特征參數（工藝特征參數與動力學特征參數）分布特征的參數化建模方法。

（2）研發高精度大型盤軸、機匣工藝特征參數測量系統，完善發動機裝配工藝等關鍵技術，構建結構幾何參數、裝配工藝參數和力學參數數據庫。

（3）研究整機振動特性測試技術、故障在線試驗技術與測試技術，建立振動敏感參數的響應數據庫。

根據本文的論述，基于國內現有的研制經驗并結合高性能航空發動機的研制需求，通過進行先進有效的計算技術、高效的測試技術和可控的裝配工藝等方面的研究，建立有效、實用的整機振動控制體系，即可保證發動機整機動力學特性良好，有望徹底實現發動機整機振動的可控性。

[1]空軍裝備研究院裝備總體論證研究所.航空噴氣和渦輪風扇發動機通用規范.GJB 241A-2010[S].北京：總裝備部軍標出版發行部，2010：27-28. Air Force Equipment Academy General Demonstration Institute.General specification for turbojet engine and turbofan engine.GJB 241A-2010[S].Beijing：The General Armaments Department Military Standard Publish Department，2010：27-28.(in Chinese)

[2]Vance John M.Rotordynamics of turbomachinery[M]. Canada:Wiley-Interscience,1988:196-202.

[3]Yang Z,Hussain T,Popov A A,et al.Novel optimization technique for variation propagation control in an aeroengine assembly[J].Journal of Engineering Manufacture, 2011，225（1）：100-111.(in Chinese)

[4]張寶誠.航空發動機試驗和測試技術[M].北京：北京航空航天大學出版社,2005:280-282. ZHANG Baocheng.Experiment and testing technoiogy of aeroengine [M].Beijing:Beihang University Press, 2005：280-282.（in Chinese）

[5]鄭大平.國內外航空發動機隨機振動試驗的現狀與分析[J].燃氣渦輪試驗與研究，1992，38（3）：37-41. ZHENG Daping.Status and analysis of random vibration test about home and abroad[J].Gas Turbine Experiment and Research 1992,38（3）：37-41.（in Chinese）

[6]金業狀，王德友.某型發動機臺架試車機匣工作振型及其測試方法[J].沈陽航空工業學院學報，1998，15（1）：1-8. JIN Yezhuang,WANG Deyou.The measurement and development of the casing operational vibration model for sometype engine at rig test[J].Journal of Shenyang Institute of Aeronautical Engineering,1998，15（1）：1-8.(in Chinese)[7]黃志堅，高立新，廖一凡.機械設備振動故障監測與診斷[M].北京：化學工業出版社，2010：46-63. HUANG Zhijian,GAO Lixin,LIAO Yifan.Vibration monitoring and fault diagnosis of mechanical equipment[M]. Beijing:Chemical Industry Press,2010：46-63.（in Chinese）

[8]王儼剴，王理，廖明夫.航空發動機整機測振中的基本問題分析[J].航空發動機，2012，38（3）：49-53. WANG Yankai,WANG Li,LIAO Mingfu.Analysis of basic problems for aeroengine vibration measurement[J]. Aeroengine，2012，38（3）:49-53.（in Chinese）

[9]姜廣義，王娟，姜睿.航空發動機風扇機匣振動故障分析[J].航空發動機，2011，37（5）：38-40. JIANG Guangyi,WANG Juan,JIANG Rui.Aeroengine fan casing vibration analysis[J].Aeroengine,2011,37（5）: 38-40.（in Chinese）

[10]可成河，孔孟祥，宋文興.某型發動機整機振動故障診斷分析[J].航空發動機，2007，33（1）：24-26. KE Chenghe,KONG Mengxiang,SONG Wenxin.Fauit diagnosis analysis of an aeroengine vibration[J].Aero-

Analysis of Whole Aeroengine Vibration Control Technology

LIU Yong-quan1，WANG De-you1，HONG Jie2，WU Fa-yong1，JIANG Guang-yi1，HUANG Hai1

（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China；

2.School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China）

Aiming at the complexity of the high-performance aeroengine structure and the dynamical stability of high temperature and high speed state,the whole aeroengine vibration control technology concept was presented.The rotor-dynamic design of the aeroengine is the precursor,the assembly control technology is the key point,the vibration testing technology is the dependent measure.The structural dynamical design technology,structural assemble optimization technology, vibration testing technology and the vibration defect diagnose experience of the aeroengine testing were summarized.The challenge of aeroengine vibration control technology was presented,and the solution method for further development was discussed.

whole aeroengine vibration;control technology;assembly technology;vibration testing technology;aeroengine

劉永泉（1963），男，自然科學研究員，中航工業沈陽發動機設計研究所總設計師，主要從事航空發動機總體設計與規劃。

2013-08-09