CN105784380A - 航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，针对现有压气机转子叶片偏磨故障，包括压气机转子动力学计算，发动机临界转速测试试验，故障件结构分析，压气机转、静子实际配合间隙计算，压气机匣变形工艺试验，附件传动机匣修理工艺分析，压气机匣冷、热工艺分析，发动机装配工艺分析，故障综合分析与改进预防，以保证航空发动机的安全可靠工作。

Description

航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法

技术领域

本发明涉及的是一种航空发动机领域的技术，具体是一种航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法。

背景技术

航空发动机在工作过程中，压气机转子叶片易于发生一种系统性故障—偏磨故障。发动机在部分工作转速时，发动机声音异常，有放炮声，转速悬挂；故障严重时尾部排火；压气机匣上或附近固定的各种零件、附件等会出现现象不一的紧固件松动、脱落，零件、附件脱落、出裂纹或管子振断等各种故障现象；分解检查时，压气机前轴承损坏，全部或部分级的转子叶尖和鼓筒篦齿一侧与工作环和整流环基体刮磨，相对应的整流环、工作环石墨层整圈严重刮磨，一般前面级较重，压气机前封气圈、前封气衬套单侧封严篦齿被磨平，如图1所示，这就是压气机转子叶片偏磨故障。该偏磨故障是一个顽固的系统性故障，涉及设计、冷热工艺、装配、试车、质保等各个环节，严重影响发动机的正常使用。

发明内容

本发明针对现有压气机转子叶片偏磨故障这一顽固的涉及设计、冷热工艺、装配、试车、质保等各个环节的系统性故障，提出一种航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，包括压气机转子动力学计算，发动机临界转速测试试验，故障件结构分析，压气机转、静子实际配合间隙计算，压气机匣变形工艺试验，附件传动机匣修理工艺分析，压气机匣冷、热工艺分析，发动机装配工艺分析，故障综合分析与改进预防，以保证航空发动机的安全可靠工作。

本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明包括以下步骤：

1)压气机转子动力学计算：压气机转子动力学计算方程为：其中：X、[M_s]、[C_A]、[K_S]分别为压气机转子广义位移矢量、速度矢量、加速度矢量和压气机转子质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵；{f}为作用在压气机转子上的外力。

建立压气机转子的计算模型，包括压气机前轴、各级轮盘、各级转子叶片、后轴、轴承以及弹性支撑在内的几何简化模型，输入边界条件，进行转子动力学计算分析，得出模态分析结果和压气机各级叶尖处的位移响应，对比各阶次的固有频率计算结果，判断得出发生偏磨故障转速下的临界转速，并将该转速的计算阵型与实际故障现象进行对比验证。

2)发动机临界转速测试试验：对所研究的航空发动机进行冷、热起动时发动机临界转速的测试试验工作，测量在故障转速附近的振动峰值，以证明计算结果的正确性。

3)故障件结构分析：对故障件进行结构受力和连接关系计算，包括：压气机转子结构刚性，压气机匣与附件传动机匣、燃烧室机匣之间前、后止口的连接关系，压气机匣是否分半，压气机匣是否为薄壁焊接结构，压气机匣壁外表面是否安装各种附件，其受力情况如何，各级整流环是否采用整流环固定螺钉，固定螺钉的凸台连接处如何保证密封性等。

4)压气机转、静子实际配合间隙计算：实际配合间隙计算是对所有的间隙进行求和，最终得出压气机转、静子的实际配合间隙。影响这些实际配合间隙的环节首先是同心，包括三支点同心，附件传动机匣后止口与前轴承座的同心，燃烧室前止口与中轴承座的同心，附件传动机匣后止口与压气机匣前止口间隙配合，燃烧室前止口与压气机匣后止口间隙配合，压气机匣前、后止口同心，各级加强半环对压气机匣后止口的同心，整流环内径表面对压气机匣后止口的同心，工作环内径不组合加工造成的外径与加强半环的配合间隙等。除了这些同心因素外，还有轴承径向游隙的影响；发动机工作时，轮盘、转子叶片在离心力和温度作用下的伸长变形，振动引起的变形等。

将以上列举的同心环节的数据加起来，可以得到极限情况下，保证转静子不刮碰到的轮盘封严篦齿与整流环的半径配合间隙，以及转子叶片与工作环的半径配合间隙。

5)压气机匣变形工艺试验：进行压气机匣组件前、后止口在加工完成状态下的变形量测量试验；进行压气机匣组件在自然时效过程中的测量试验；进行新品、返修压气机匣组件在一次试车后前、后止口变形量的测量试验；积累这几个过程中压气机匣前、后止口尺寸范围和变形量规律。

6)附件传动机匣修理工艺分析：分析附件传动机匣的材料是否为耐磨性较差的合金，修理件的后止口变形是否很大，以及对轴承座的跳动值，是否存在随着发动机返厂修理的次数增多，附件传动机匣止口变形加大，无法满足止口定心和发动机三支点同心度要求的情况。

7)压气机匣冷、热工艺分析：压气机匣设计结构导致压气机匣组件冷、热工艺复杂，在进行压气机匣冷、热工艺分析时，需要判断压气机匣是否存在机加、焊接和装配变形，是否使压气机匣内部积累了大量的内应力；压气机匣的表面热处理以及试车时压气机匣前、后止口处不同温度场的存在，是否加剧了这些内应力的释放，造成了变形更加严重的后果；新品和修理件的前、后止口的尺寸、圆度、同心在工艺保证方面，是否存在难度和假象。

8)发动机装配工艺分析：对发动机装配工艺进行分析，判断是否由于附件传动机匣后止口和压气机匣后止口存在较大变形而使装配定心不准，是否存在不能直接测量的转子叶片叶尖间隙。

9)故障综合分析与改进预防。

综上所述，通过对发动机原始设计状态和工艺状态的分析，可以得出导致压气机转子发生偏磨故障的主要因素。结合故障原因，针对可能造成偏磨的各种因素，采取改进措施以预防故障的发生。

技术效果

航空发动机压气机转子叶片偏磨故障是系统性顽固性故障，故障对整机损伤严重，经济损失和社会影响非常大。本发明可以克服此故障，每台发动机就可以节省几百万的故障损失费用，并挽回不良的社会影响。

与现有技术相比，本发明通过对涉及设计、冷热工艺、装配、试车、质保等各个环节的深入研究，极大地缩短了发动机的排故时间，节省了大量的研发人力成本。本发明还可以在非航空发动机领域的通用机械领域应用。

附图说明

图1为压气机转子叶片偏磨故障现象图；

图中：I为1～10级转子叶片叶尖局部磨损，1～10级工作环全周磨损；II为1～10级鼓桶蓖齿尖部局部磨损，1～10级整流环石墨全周磨损；

图2为压气机纵向剖面图

图中：a为压气机前支点轴承、b为进气导向器、c为压气机机匣、d为压气机转子、e为压气机后支点轴承、f为第八级放气活门、g为第五级放气活门；

图3为压气机左机匣外视图；

图4为压气机右机匣外视图；

图中：1、4、9、10、11、23、24为电缆固定凸台、2为导线固定凸台、5为上油气分离器通气导管固定凸台、6、7、8、20、21、22为点火线圈支架固定凸台、12、13、27、28为固定燃油调节器螺桩、14、16为起动机断开开关固定凸台、15、25为滑油回油管固定凸台、17、18为进气导向器加温活门固定凸台、19油气分离器进气导管固定凸台、26为前轴承封严套供气接头安装座、29、30为燃油电磁阀支架固定凸台。

具体实施方式

本实施例以WJ5AI发动机压气机转子叶片偏磨故障为例来说明本发明的具体实施，具体包括：

1)压气机转子动力学计算

经对WJ5AI发动机压气机转子建立计算模型，输入边界条件，进行了转子动力学计算分析。边界条件中的三支点刚度、弹性支承组件的柔度值等通过试验来确定。转子动力学计算结果为：阵型为压气机转子与压气机机匣反向平动的第7阶固有频率出现在10500rpm，而此时造成反涡动失效是发生偏磨的主要原因。

2)发动机临界转速测试试验：对多台WJ5AI发动机进行了冷、热起动时的测试，测量不同转速时压气机匣的振动位移。测试结果表明：在10500rpm转速附近存在较大的振动峰值，而转速略有不同，这证明了计算结果的正确性。

3)故障件结构分析：WJ5AI发动机压气机纵向剖面图见图2。压气机转子属于盘鼓连接。刚性较好。但压气机匣结构复杂，其是附件传动机匣和燃烧室机匣之间的外承力连接件，分别靠前、后止口与附件传动机匣和燃烧室机匣相连接，沿垂直平面分为左右两半。

压气机匣由包括机匣壁、前安装边、后安装边、纵向安装边、加强半环、集气室等主要零件在内的120多个机加、钣金件焊接而成，是一个刚性较差的薄壁件。机匣壳体由2mm厚的20号薄钢板卷轧而成，每半机匣均焊有前、后和纵向安装边。左右机匣与左右机匣垫片一起用36个螺栓构成完整的机匣(36个螺栓中有6个为精密定位螺栓)。在机匣壁外表面，位于第五级和第八级处焊有4个长勺形集气室，集气室也是由20号薄钢板制成。集气室内的机匣壁上均开有12个放气孔，以便将第五级和第八级整流环中压缩空气引入集气室。在安装各级整流环的位置处，沿周向都焊有6个固定整流环螺钉用凸台；在机匣下部靠纵向安装边两侧安装有燃油调节器的固定螺桩，燃油调节器的重量约为16kg；在机匣中部侧上方左右两半都焊有点火线圈支架的凸台。除电缆总管和油、气导管支承凸台外，左、右机匣还焊有数量不等的附件固定专用凸台，如图3和图4所示。

在机匣壁内径表面，点焊有13个T形加强半环和3个∏形加强半环。加强半环除加强壳体的刚性外，还供工作外环及整流环径向定位用。整流环与机匣靠60个螺栓连接。

压气机匣的结构分析表明其结构复杂，刚性较差，受力不均匀会导致较大变形量的存在。

4)压气机转、静子实际配合间隙计算：进行影响WJ5AI发动机压气机转、静子最终实际配合间隙各个环节的计算分析。

影响这些实际配合间隙的环节首先是同心，包括①三支点同心0.15；②附件传动机匣后止口与前轴承座的同心0.05；③燃烧室前止口与中轴承座的同心0.05；④附件传动机匣后止口与压气机匣前止口间隙配合0.03～0.13；⑤燃烧室前止口与压气机匣后止口间隙配合0.08～0.20；⑥压气机匣前、后止口同心0.05；⑦各级加强半环对压气机匣后止口的同心0.05；⑧整流环内径表面对压气机匣后止口的同心0.05；⑨工作环内径不组合加工，外径与加强半环间隙配合，数值为：1～2级0～0.15，3～10级0～0.15；内径与外径的同心为0.04。除了这些同心因素外，还有轴承径向游隙的影响；发动机工作时，轮盘、转子叶片在离心力和温度作用下的伸长变形，振动引起的变形等。另外，压气机匣的前、后止口、各级加强半环、工作环、整流环都是薄壁、钣金、焊接件，存在很大的椭圆度。新品压气机匣的前、后止口在一次试车后，椭圆度存在较大变化且每台存在较大差异。

将以上列举的同心环节的数据加起来，可以看到，极限情况下，轮盘封严篦齿与整流环的半径配合间隙需达到0.60，转子叶片与工作环的半径配合间隙需达到0.71，才能保证转静子不刮磨到。这还不包括椭圆的因素。虽然这种极限情况发生的概率非常小，但由此可以看到，若想保证压气机转、静子的间隙，就必须尽量减少压气机匣的变形，保证压气机匣前、后止口，各级加强半环与工作环、整流环的同心、圆度和配合间隙是非常重要的。

5)压气机匣变形工艺试验：进行了多台WJ5AI发动机压气机匣组件前、后止口在组件状态加工完成后的变形量测量试验，测试结果表明：前止口椭圆度范围为0.055～0.35，平均0.17；后止口椭圆度范围为0.15～0.46，平均0.29；椭圆度较大。

进行了多台压气机匣组件在自然时效3个月过程中的测量试验，每10天进行一次测量，测试结果表明：时效3个月的过程中，前、后止口，加强半环的变形量基本没有规律，时效效果不明显。

进行了多台新品、返修压气机匣组件在一次试车后前、后止口变形量测量试验，测试结果表明：新品压气机匣前止口尺寸变形量相对较小；后止口尺寸变形量相对较大。返修压气机匣前、后止口修理尺寸存在不同，但其变形规律与新品压气机匣基本相当。

6)附件传动机匣修理工艺分析：由于WJ5AI发动机附件传动机匣的材料为耐磨性较差的镁合金(ZM5)，故修理件的后止口变形很大，对轴承座的跳动经常超过0.30～0.40。为保证修理寿命，在修理手册中采用压气机匣前止口照配附件传动机匣后止口的方法；随着发动机返厂修理的次数逐渐增多，附件传动机匣止口变形加大，无法满足止口定心和发动机三支点同心度要求。

7)压气机匣冷、热工艺分析：由于WJ5AI发动机压气机匣设计结构原因，压气机匣组件冷、热工艺复杂，与工作环和整流环配合的21道加强半环直径，图纸要求尺寸加工到位后，还要进行吹砂、回火、磷化和喷漆等表面处理和热处理工序，这些工序会使加强半环存在较大变形。机匣壁卷轧变形，各种机加变形主要表现在工作环的滚花等工艺上，点焊尤其是氩弧焊的焊接变形，装配整流环以及燃调、外部各种凸台上安装件等的装配变形等，都使压气机匣内部积累了大量的内应力；压气机匣的磷化、喷漆，整流环涂石墨工作时承受振动以及试车时压气机匣前、后止口处不同温度场(温差120多度)的存在，加剧了这些内应力的释放，造成了变形更加严重的后果；致使新品和修理件的前、后止口、21道加强半环的尺寸、圆度、同心在工艺保证方面，存在难度和假象，修理件尤其严重，这也印证了修理发动机压气机转子叶片偏磨故障发生概率较高的事实。

8)发动机装配工艺分析：分析完善发动机装配工艺，制作了专门的三支点测量工装，改进了装配质量。增加了测量1级转子叶片叶尖间隙，压气机匣与燃烧室机匣对点间隙差两个项目，间接保证2～10级不能直接测量的转子叶片叶尖间隙的实际值。

综上所述，WJ5AI发动机的原始设计状态和工艺状态中主要有如下2个导致压气机转子叶片偏磨故障的因素：

i)压气机匣的设计结构和冷、热工艺状态，附件传动机匣的镁合金材料，导致压气机匣变形大，压气机匣装配时前、后定心不准确，转子叶片叶尖实际间隙不均匀；

ii)压气机转子起动时需要过临界。

因此，当发动机起动后，转速达到临界转速(即74％～87.5％转速)时，压气机转子与压气机匣反向平动，其动响应之和大于转子与机匣之间的动态径向间隙，扰动过大时，即发生转子与静子相碰，此时正是压气机转子同步进动状态，即发生转子磨一侧、静子磨一周的损坏现象。

改进与预防：针对WJ5AI发动机压气机转子叶片偏磨故障原因，采取了多项改进措施，主要体现在以下三大方面：

a)提高发动机装配三支点同轴度；控制压气机1级转子叶片叶尖的装配实际间隙；控制压气机匣与燃烧室机匣相配止口的对点间隙差在0.20之内；按工作转向转动发动机转子，旋转应轻便，无卡滞等异常现象。

b)加大前轴承座与附件传动机匣的配合紧度为0.05～0.10；修配附件传动机匣和压气机匣配合止口，减小机匣止口变形量，根据附件传动机匣后止口尺寸，分成多组照配压气机匣，以保证止口定心和三支点同心度要求。

c)多环节保证压气机匣各配合止口的尺寸、圆度和跳动要求，要求近圆心点和对点跳动差0.20以内，全周跳动差0.50以内。对于新品和修理的压气机匣，调整工艺规程中的冷、热工艺顺序，更改图纸要求加工21道加强半环的磷化层(压气机匣喷漆前需磷化处理，而磷化处理防腐蚀较弱，对压气机匣内腔无保留必要)，确保调整工序的工艺可执行性，将精加工工序调到最后以保证压气机匣组件前、后止口的最终尺寸精度为名义尺寸+0.05的公差；

d)调整固紧整流器顺序，先中间级装配然后首尾级数对称装配，减小装配整流环带来的前后止口、加强半环的变形，将压气机匣上所有固定整流环的凸台表面涂的W61-55铝粉漆(非密封胶)改为乐泰5900胶，保证了在规定拧紧力矩下的机匣密封性；

e)限制加强半环局部厚度过薄，对局部最小厚度小于1.0mm的零件做报废处理；

f)测量压气机匣中工作环跳动，要求近圆心点和对点跳动差0.20以内，全周跳动差0.50以内”，保证符合图纸要求。

上述具体实施可以克服现有压气机转子叶片偏磨故障这一顽固的涉及设计、冷热工艺、装配、试车、质保等各个环节的系统性故障，提出一种航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，包括提高发动机装配三支点同轴度，加大前轴承座与附件传动机匣的配合紧度，多环节保证压气机匣各配合止口的尺寸、圆度和跳动要求，以保证航空发动机的安全可靠工作。这些措施可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。

Claims (10)

1.一种航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)压气机转子动力学计算；

2)发动机临界转速测试试验；

3)故障件结构分析；

4)压气机转、静子实际配合间隙计算；

5)压气机匣变形工艺试验；

6)附件传动机匣修理工艺分析；

7)压气机匣冷、热工艺分析；

8)发动机装配工艺分析；

9)故障综合分析与改进预防。

2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤1)中，压气机转子动力学计算方程为：其中：X、[M_s]、[C_A]、[K_S]分别为压气机转子广义位移矢量、速度矢量、加速度矢量和压气机转子质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵；{f}为作用在压气机转子上的外力。

3.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤2)，具体包括：对所研究的航空发动机进行冷、热起动时发动机临界转速的测试试验工作，测量在故障转速附近的振动峰值，以证明计算结果的正确性。

4.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤3)，具体包括：对故障件进行结构受力和连接关系计算，包括：压气机转子结构刚性，压气机匣与附件传动机匣、燃烧室机匣之间前、后止口的连接关系，压气机匣是否分半，压气机匣是否为薄壁焊接结构，压气机匣壁外表面是否安装各种附件，其受力情况如何，各级整流环是否采用整流环固定螺钉，固定螺钉的凸台连接处如何保证密封性。

5.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤4)中，实际配合间隙计算是对所有的间隙进行求和，最终得出压气机转、静子的实际配合间隙，通过将三支点同心、附件传动机匣后止口与前轴承座的同心、燃烧室前止口与中轴承座的同心、附件传动机匣后止口与压气机匣前止口间隙配合、燃烧室前止口与压气机匣后止口间隙配合、压气机匣前、后止口同心、各级加强半环对压气机匣后止口的同心、整流环内径表面对压气机匣后止口的同心、工作环内径不组合加工造成的外径与加强半环的配合间隙数据加起来，得到极限情况下，保证转静子不刮碰到的轮盘封严篦齿与整流环的半径配合间隙，以及转子叶片与工作环的半径配合间隙。

6.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤5)，具体包括：进行压气机匣组件前、后止口在加工完成状态下的变形量测量试验；进行压气机匣组件在自然时效过程中的测量试验；进行新品、返修压气机匣组件在一次试车后前、后止口变形量的测量试验；积累这几个过程中压气机匣前、后止口尺寸范围和变形量规律。

7.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤6)，具体包括：分析附件传动机匣的材料是否为耐磨性较差的合金，修理件的后止口变形是否很大，以及对轴承座的跳动值，是否存在随着发动机返厂修理的次数增多，附件传动机匣止口变形加大，无法满足止口定心和发动机三支点同心度要求的情况。

8.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤7)，具体包括：在进行压气机匣冷、热工艺分析时，需要判断压气机匣是否存在机加、焊接和装配变形，是否使压气机匣内部积累了大量的内应力；压气机匣的表面热处理以及试车时压气机匣前、后止口处不同温度场的存在，是否加剧了这些内应力的释放，造成了变形更加严重的后果；新品和修理件的前、后止口的尺寸、圆度、同心在工艺保证方面，是否存在难度和假象。

9.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤8)，具体包括：对发动机装配工艺进行分析，判断是否由于附件传动机匣后止口和压气机匣后止口存在较大变形而使装配定心不准，是否存在不能直接测量的转子叶片叶尖间隙。

10.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子叶片系统性故障检测方法，其特征是，所述的步骤9)，具体包括：

a)提高发动机装配三支点同轴度；控制压气机1级转子叶片叶尖的装配实际间隙；控制压气机匣与燃烧室机匣相配止口的对点间隙差在0.20之内；按工作转向转动发动机转子，旋转应轻便，无卡滞现象；

b)加大前轴承座与附件传动机匣的配合紧度为0.05～0.10；修配附件传动机匣和压气机匣配合止口，减小机匣止口变形量，根据附件传动机匣后止口尺寸，分成多组照配压气机匣，以保证止口定心和三支点同心度要求；

c)多环节保证压气机匣各配合止口的尺寸、圆度和跳动要求，要求近圆心点和对点跳动差0.20以内，全周跳动差0.50以内；对于新品和修理的压气机匣，调整工艺规程中的冷、热工艺顺序，更改图纸要求加工21道加强半环的磷化层，确保调整工序的工艺可执行性，将精加工工序调到最后以保证压气机匣组件前、后止口的最终尺寸精度为名义尺寸+0.05的公差；

d)调整固紧整流器顺序，先中间级装配然后首尾级数对称装配，减小装配整流环带来的前后止口、加强半环的变形，将压气机匣上所有固定整流环的凸台表面涂的W61-55铝粉漆改为乐泰5900胶，保证了在规定拧紧力矩下的机匣密封性；

e)限制加强半环局部厚度过薄，对局部最小厚度小于1.0mm的零件做报废处理；

f)测量压气机匣中工作环跳动，要求近圆心点和对点跳动差0.20以内，全周跳动差0.50以内，以保证符合图纸要求。