CN113390645A - 一种航空发动机主轴承剥落故障整机特种试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明为一种航空发动机主轴承剥落故障特种试验方法，用于在台架试车环境下，采用特殊的装配工艺在发动机上安装带典型剥落故障的主轴承，按照专门的试车载荷谱复现主轴承剥落故障至失效扩展的过程，为航空发动机健康诊断技术验证提供试验支撑。

Description

一种航空发动机主轴承剥落故障整机特种试验方法

技术领域

本发明涉及一种军用航空发动机主轴承剥落故障整机特种试验方法，能够在台架整机试验条件下，模拟发动机的使用载荷，复现主轴承剥落故障扩展至失效的过程。

背景技术

主轴承失效是导致发动机机械原因空中停车和单发飞机等级事故的主导原因之一。我国三代军用涡扇发动机主轴承故障突出，尤其是五支点中介轴承因其突发性剥落失效曾导致多台发动机抱轴、断轴，并引发多起飞行事故。此外国产航空发动机三、四支点主轴承失效，也引起多次振动超限告警和发动机空中停车事故征候。

事实上，航空发动机主轴承故障服从轴承失效的一般规律，在剥落故障起始后，主轴承剥落存在较长的稳定扩展阶段，随着剥落的扩展，主轴承进入快速失效后期阶段，往往在短时间内即失效。在试验器环境下，虽然轴承的加载载荷、转速等模拟工况易实现，但试验器试验与实际环境差异较大，对于研究航空发动机主轴承失效过程、监控手段效果不佳，但对于在整机条件下，如何开展发动机主轴承剥落故障的整机特种试验，缺少可以参照的试验方法。

考虑到在发动机地面台架整机条件下，除无法模拟机动载荷和陀螺力矩等服役载荷外，可对发动机轴向力、附件功率提取和服役工况进行有效模拟。但由于主轴承预置故障试车执行困难且经费大的限制，国内仅北京航空工程技术中心在2018年首次组织开展了阿勒-31F发动机主轴承剥落故障整机特种试验，成功复现了主轴承剥落故障至失效的全过程，因此，建立航空发动机主轴承剥落故障整机特种试验方法对于系统研究主轴承剥落故障演化规律、突破主轴承剥落故障健康诊断技术具有重要支撑价值。

发明内容

本发明提供了一种涡扇发动机主轴承剥落故障的特种试验方法，以支撑开展发动机轴承失效规律、机械系统关键部件/系统故障的监控技术和失效预警技术研究，牵引发动机健康监控技术发展和落地应用，为军用航空装备使用安全保驾护航。为实现上述目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

(1)发动机初始状态台架试车

航空发动机轴承无故障情况下，结合试验发动机实际使用载荷，选择录取发动机振动特性的典型工作转速，进行发动机初始状态台架试车，录取发动机初始工作状态与轴承监控参数初始状态。

(2)航空发动机典型剥落故障轴承试验件的选择

航空发动机主轴承故障试验件的选择要求故障轴承的工作时间要经历一个翻修周期且轻微剥落尺寸小于一个滚子间距，这种试验件可以在故障稳定扩展阶段加速剥落故障扩展，并在故障扩展至失效稳定阶段增加稳定状态下工作时间。

(3)加快主轴承故障快速扩展的装配方法

采用了包括加大航空发动机转子组合不平衡量、提高主轴承锁紧螺母拧紧力矩、控制轴承装配油隙、控制润滑油供油量等的特殊装配方法。

(4)预置剥落故障发动机整机试车

依据主轴承监控参数确定的主轴承状态进行剥落故障发动机试车，试车过程分为故障稳定扩展加速试车阶段和故障扩展至失效稳定试车阶段。故障稳定扩展加速试车采用提高加减速工作频次，液压泵和燃油增压泵模拟飞机载荷等方式加速轴承故障稳定扩展；故障扩展至失效稳定试车采用减少状态变化频次的方式以获取主轴承故障特征。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

(1)采用真实涡扇发动机进行主轴承预置故障试验，较轴承试验器试验能够真实再现轴承从初始故障至失效的全过程，以支撑航空发动机机械系统关键轴承/齿轮、润滑系统等典型故障的失效规律研究；

(2)本发明提出的特种试验方法可实现在初始故障稳定发展期间加速扩展，节约试车经费；在故障快速发展期间稳定扩展，以支撑微弱故障信号提取和监控技术研究；

(3)在应用对象方面，本发明提出的特种试验方法可用于军用航空发动机故障监控技术研究，并支撑四代、五代等航空发动机健康监控共性技术发展需求。

附图说明

图1本发明的方法流程图

图2试验故障轴承实物图

图3剥落故障点分布图

图4初始状态录取试车谱图

图5故障稳定扩展加速试车谱图

图6故障扩展至失效稳定试车谱图

图7发动机工作6小时铁谱磨粒链

图8发动机工作20小时铁谱磨粒链

图9试验轴承故障后外圈剥落图

具体实施方式

采用一台到寿退役的军用涡扇发动机进行主轴承预置剥落故障整机试车，在试车过程中记录的轴承状态监控参数有机载振动、滑油碎屑在线监控、高频振动监控技术等在线监控参数，滑油样光谱、铁谱与自动磨粒分析和轴承噪音值检查等阶段试车后离线检测参数。

发动机预置主轴承故障前首先进行初始状态台架试车，录取发动机初始状态参数与轴承工作状态监控参数，试车谱如图4所示。初始状态选择遵循了以下原则：一是为便于与发动机的基础振动特性进行对比，选择发动机录取振动特性工作线的典型工作转速作为发动机试车状态；二是根据振动监控等监控技术需要可通过微调油门杆，自定义发动机试车状态。

选择该型发动机剥落故障多发的轴承为5支点中介轴承为试验件，中介轴承参数如表1所示。由使用数据统计分析获知5支点中介轴承失效模式90％以上为外滚道剥落，由此选择了随发动机主机工作了一个完整的翻修期，外滚道有2处轻微剥落，第1处大小6×6mm，第2处大小2×2mm，5支点中介轴承实物图如图2所示，剥落故障点分布如图3所示。

表1中介轴承的几何尺寸

为加快故障初期主轴承剥落扩展至失效的过程，在装配过程中采取增加不平衡量、提高锁紧力矩等特殊要求完成发动机装配，具体如下：

(1)控制发动机转子组合平衡量(不低于125g·cm)。

(2)控制发动机小同心度(0.08mm～0.09mm)。

(3)控制5支点轴承装配游隙(0.02mm～0.025mm)。

(4)提高主轴承锁紧螺母拧紧力矩(标准力矩为5kg·m,可增大至50kg·m)。

在预置剥落故障稳定扩展加速试车阶段，按稳定扩展加速试车载荷谱进行，如图5所示。试车中增加了巡航至最大至巡航的加减速工作频次，采用液压泵和燃油增压泵模拟飞机载荷，以加速剥落故障扩展。发动机试车至20小时，自动磨粒检测、光谱分析、与滑油碎屑在线监控数据明显增大，达到该型发动机滑油监控的异常值，见表2，铁谱分析磨粒链变化见图7与图8。

表2滑油碎屑在线监测、光谱、自动磨粒数据变化

试车转入剥落故障扩展至失效稳定试车阶段，该阶段试车主要为研究主轴承剥落至失效阶段的特征变化情况，因此减少了发动机状态变化频次，增加了稳定状态下的工作时间，试车载荷谱见图6。此阶段台架试车历时2小时，发动机振动值在慢车状态机载振动超过80mm/s、发动机封严失效，发动机拉停后转子抱轴。

发动机返厂分解后发现预置剥落故障的5支点中介轴承外圈已大面积剥落且变色，见图8。

最后应说明的是：以上所述的各实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或全部技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (6)

1.一种航空发动机主轴承剥落故障整机特种试验方法，用于在台架试车环境下，采用特殊的装配工艺在发动机上安装带典型剥落故障的主轴承，按照专门的试车载荷谱，复现主轴承剥落故障至失效扩展的过程，模拟在发动机主轴承故障后的应急返航使用情况。

2.根据权利要求1所述的航空发动机整机特种试验方法，其特征在于，设计航空发动机初始状态台架试车载荷谱，在发动机主轴承无故障情况下，录取发动机初始工作状态与轴承监控参数初始状态。

3.根据权利要求1所述的航空发动机整机特种试验方法，其特征在于，主轴承典型剥落故障试验件的选择要求轴承工作时间要经历一个翻修周期且轻微剥落尺寸小于一个滚子间距。

4.根据权利要求1所述的航空发动机整机特种试验方法，其特征在于，采用了包括加大转子组合不平衡量、提高主轴承锁紧螺母拧紧力矩、控制轴承装配油隙、控制润滑油供油量等的特殊航空发动机装配方法。

5.根据权利要求1所述的航空发动机整机特种试验方法，其特征在于，依据主轴承监控参数确定的主轴承状态，剥落故障整机试车先后采用故障稳定扩展加速试车载荷谱和故障扩展至失效稳定试车载荷谱进行。

6.根据权利要求4所述的航空发动机整机特种试验方法，其特征在于，所述故障稳定扩展加速试车载荷谱采用提高加减速工作频次的方式，故障扩展至失效稳定试车载荷谱采用减少状态变化频次的方式进行。

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