某航空發動機積油故障振動分析

任帥 劉金南 陳大力

摘 要：本文通過分析某型航空發動機異常振動的出現和發展變化趨勢，并結合發動機結構，得出異常振動源于低壓壓氣機轉子積油的結論，分解檢查及后續試驗驗證了分析的準確性，其分析方法和思路對工程實踐中的類似振動問題排除有一定參考價值。

關鍵詞：航空發動機;振動分析;壓氣機;轉子積油

振動測試是航空發動機狀態監測主要手段之一，滑油系統工作狀態對航空發動機的振動必然有一定影響。滑油泄漏是航空發動機研制和批產過程中的常見故障，滑油泄漏可分為外部泄漏和內部泄漏，外部泄漏主要為外部接口密封不良和管路破裂等，內部泄漏可分為滑油進入流道和發動機腔內。外部泄漏一般不會對振動產生影響;滑油泄漏進入流道可導致積碳和高溫部件燒蝕等，滑油泄露進入靜子腔內導致發動機重量和滑油消耗量增大，此兩種類型的滑油泄露一般不影響發動機振動;當滑油進入到發動機轉子腔內時可改變轉子系統的動力學特性，對發動機振動產生很大影響。國內學者對充液轉子穩定性偏重理論研究，試驗研究較少[1-3]，航空發動機之類的高速轉子腔內積液相關的文獻極少[4]。

論文涉及的某型航空發動機試驗中出現振動異常問題，試驗因振動超過限制值而停止，通過結合發動機結構和振動特征的分析，確定異常振動是低壓壓氣機轉子腔內積油引起，分解檢查后證實了分析結果，有效避免了發動機可能的嚴重故障的發生，其經驗可以為類似異常振動現象的排除提供參考。

1 概述

某航空發動機為三轉子發動機，分別為動力渦輪轉子（簡稱N1）、低壓轉子（簡稱N2）和高壓轉子（簡稱N3，附件傳動系統與N3相連），結構非常復雜，然而臺架試驗只在機匣上設置5個振動測點，減速器作為一個相對獨立的子系統其唯一的振動測點與論文無關故不再贅述，其它4個發動機測點代號和安裝位置如下：

1#測點——進氣機匣/壓氣機機匣安裝邊;

2#測點——壓氣機機匣/中介機匣安裝邊;

3#測點——中介機匣/燃燒室機匣安裝邊;

4#測點——渦輪機匣。

振動總量（帶通濾波獲得）限制值為40mm/s。

2 故障現象

該航空發動機首次裝配后進行多次試驗，按時間順序可將發動機振動情況分為：振動正常、振動異常初期、振動異常后期、振動超過限制4個階段，發動機振動及分解檢查情況如下：

2.1振動正常

發動機首次上臺試驗需進行轉速磨合，發動機最大狀態的頻譜見圖1（右側文本框數值為各測點振動總量），由圖可得：主轉子旋轉頻率振動幅值最大為5.93mm/s，368.7Hz對應的附件振動幅值最大為6.06mm/s（該附件轉速處在N1和N2轉速之間約為N1），振動總量最大為11.0mm/s，前2次試驗振動頻譜特征一致，發動機振動未見異常累計運行90min。

2.2振動異常初期

第3次試驗前20min發動機振動未見異常，20min后最大狀態振動頻譜見圖2（發動機累計運行約130min），由圖2可得：主轉子旋轉頻率振動幅值最大為6.48mm/s，與圖1相比N1和N2旋轉頻率振動之間多了1個366Hz的異常振動峰值，該峰值最大幅值僅為1.21mm/s，對發動機振動總量的貢獻幾乎可以忽略，該頻率與N1、N2和N3旋轉頻率數值之比分別為1.255、0.880和0.746，與減速器及附件傳動轉子轉速無對應關系。

第4次試驗與圖2中366Hz振動對應的振動頻率降至361Hz同時最大幅值增大至3～4mm/s，第4次試驗結束發動機累計運行166min。

第3和第4次試驗雖然出現366Hz的異常振動然而其幅值不超過4mm/s，對發動機振動總量影響不大，同時發動機壓力、溫度、扭矩等參數未見異常，現場分析認為該振動峰值對試驗安全影響不大，后續試驗過程建議要加強對振動參數的監控。

2.3振動異常后期

第5次試驗程序參考GJB 242-87第4.5.1.3持久試車程序編制，完成“最大試車功率狀態——慢車狀態運轉”和“遞增扭矩運轉（實際為扭矩遞減，發動機從最大狀態遞減0.1倍最大狀態功率至0.1倍最大狀態功率）”，本次試驗發動機累計運行約151min，發動機累計運行317min。

“遞增扭矩運轉”N1恒為100%轉速。異常振動的頻率數值和振動幅值見表1，最大狀態振動頻譜見圖3。由表1和圖3可得：最大狀態主轉子和附件振動變化屬正常范圍;各測點振動總量明顯增大最大已達28.2mm/s，主要由349.1Hz異常振動峰值的增大引起。

第6～10次試驗都是性能錄取試驗，期間發動機多次上下臺，每次發動機試驗約30min時間較短，相同狀態發動機振動幅值變化不大、頻譜結構與圖3一致。

2.4振動超過限制

第11次試驗是該發動機首次裝配最后一次試驗，從飛行慢車上推最大狀態過程1#測點振動瀑布圖見圖4，由瀑布圖可得異常振動幅值達48mm/s已超過發動機振動限制，發現振動超過限制以后發動機立即下拉飛行慢車，隨后再次上推最大狀態發動機振動與前1次一致，異常振動已嚴重影響試驗安全，發動機試驗終止。

3 機理分析

圖3中1#測點和2#測點349.1Hz振動幅值明顯比3#測點和4#測點大，并且2#測點和3#測點及3#測點和4#測點振動幅值之比都接近2：1，由振動數據結合發動機結構可以確定未知振動的振源在1#測點和2#測點之間，對應發動機的低壓壓氣機機匣和附件傳動機匣。異常振動的頻率數值在266～349Hz之間且隨發動機轉速降低而降低，當發動機降至飛行慢車后完全消失，若異常振動由發動機靜子引起則無法解釋上述振動現象，因此認為異常振動由低壓壓氣機轉子或附件轉子引起。

假設異常振動由附件傳動引起，首先在異常振動對應的頻率范圍內沒有任何附件旋轉頻率與之對應;其次隨發動機功率的變化異常振動與N3旋轉頻率之比波動可超過7%，與N2旋轉頻率之比波動最大為1.6%，即異常振動和N2轉速相關性高于N3轉速; 最后2#測點和3#測點之間短而剛性好的承力機匣與3#測點和4#測點之間薄壁的燃燒機匣對異常振動的傳遞衰減相近，從振動傳遞的角度看是不合理的，低壓壓氣機的前后軸承承力框架恰好位于壓氣機機匣振動測點截面，因此異常振動由低壓壓氣機轉子引起。

第3次試驗異常振動與N2旋轉頻率之比約為0.88，第5次試驗該比值降至0.826～0.842，隨發動機運行時間增加異常振動與N2旋轉頻率之比有下降趨勢并趨于穩定，與積液轉子的振動特征相似（與文獻1-3振動特征的差異可能與該型發動機工作轉速位于2階和3階臨界轉速之間有關），確定異常振動由低壓壓氣機轉子積油引起。

機理分析如下：滑油緩慢泄漏到低壓壓氣機腔內，少量滑油會附著在低壓壓氣機轉子上不會引起振動的變化;隨運行時間的增加積油量逐漸增大，油液在高速旋轉的轉子上會產生不穩定的類似沖擊的激振力和較大的不平衡激振力，此激振力導致發動機累計運行130min后開始出現異常振動;隨積油量進一步增加，異常振動幅值有增大的趨勢，同時其頻率相對工頻有下降的趨勢;當積油量繼續增加到一定程度，積油產生的激振力使振動急劇增大，此時積油量達到了使轉子系統失穩的臨界，第11次試驗從慢車狀態上推最大狀態過程振動高達48mm/s，導致發動機超過振動限制。

4分解檢查及試驗驗證

該航空發動機分解檢查發現：高壓轉子和動力渦輪及減速器無異常;低壓壓氣機盤腔存在大量滑油（約占盤腔體積的1/2），N1軸尾部封嚴裝置失效。

N1軸尾部封嚴裝置失效引起N2軸承封嚴空氣壓力不足，軸承腔滑油壓力高于封嚴空氣壓力導致低壓壓氣機積油，復裝該發動機上臺試驗振動頻譜結構與圖1一致，發動機振動未見異常，驗證了異常振動是由低壓壓氣機轉子腔內積油引起。

5 結束語

航空發動機是高溫、高壓、高轉速的復雜機械，受安裝尺寸限制，中小型航空發動機振動測點一般位于外機匣，振動出現異常以后，很難確定異常振動的振源。本論文的分析方法和思路對工程實踐中的類似振動問題排除有一定參考價值。

參考文獻：

[1] 祝長生.部分充液懸臂轉子在不穩定區的動力特性[J].航空學報，2001，22（2）：155-159.

[2] 祝長生.部分充液懸臂柔性轉子系統不穩定特性的實驗研究[J].振動工程學報，2003，16（4）：453-456.

[3] 祝長生.流體黏性對部分充液柔性轉子穩定性的影響[J].浙江大學學報，2004，38（4）：484-489.

[4] 姜廣義，武鵬，張潔. 航空發動機腔內積油引發振動故障分析[J].航空發動機，2013，39（2）：75-78.