航空发动机轴向力与主轴承振动同步测试技术研究.pdf

航空发动机轴向力与主轴承振动同步测试技术研究杨飞兵，滕光蓉，韦淞瀚(中国航发四川燃气涡轮研究院，四川 绵阳 621000)摘 要：阐述了一种采用应力环传感器获取航空发动机主轴承动、静态信号的原理和方法，确定了使用应力环传感器测量主轴承上动态和静态信号的可行性。通过动态、静态测试和时频域信号处理，获取了主轴承相接触的应力环上的动、静态信号，并与主支承传递力路径上鼠笼的动态应变信号进行了对比。结果表明：鼠笼构件与应力环的应变测点所测的振动频率成份和其振动频率分量趋势一致，且应力环测点的动态响应更大，验证了应力环同步测量航空发动机轴向力和主轴承振动信号的工程适用性。可通过应力环所测的振动信号，对发动机转子和主轴承的运行状态进行安全监测。关键词：航空发动机；轴向力测试；应力环；主轴承；同步测试技术；振动特征；动态信号中图分类号：V216.2+1；V233.4+5 文献标识码：A 文章编号：1672-2620(2023)01-0036-08Synchronous testing technology of aero-engine axial force and main bearing vibrationYANG Fei-bing,TENG Guang-rong,WEI Song-han(AECC Sichuan Gas Turbine Establishment,Mianyang 621000,China)Abstract:The dynamic and static signal measurement principles and methods of the aero-engine main bearing with stress ring sensors were described,and the feasibility of aero-engine main bearing dynamic and static signals measurement with stress ring sensors was verified.The dynamic and static signal of the stress ring sensor close to the main bearing was acquired by the signal measurement and time-frequency domain signal processing and a comparison between these signals and the squirrel cage dynamic strain signals coming from the main bearing transmission force was made.The results demonstrate that the dynamic strain signal from the squirrel cage and the stress ring sensor have the same vibration frequency composition and component,but response of the stress ring sensor is more obvious.It confirms the engineering application of synchronous measurement of aero-engine axial force and main bearing vibration with the same stress ring,and the dynamic signal of the stress ring sensor may be utilized to monitor the safety of aero-engine rotor and main bearing.Key words:aero-engine;axial force measurement;stress ring sensor;main bearing;synchronous measurement technology;vibration characteristics;dynamic signal1 引言 滚动轴承是旋转设备中极其重要的机械基础件，也是最容易损坏的元件之一，其运行状态直接决定了机械设备的可靠性和安全性1-3。航空发动机作为一种复杂的高速旋转设备，其轴承的安全状态至关重要。为此航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范中明确规定，发动机首飞前需完成发动机压力平衡试验，保证轴承不发生滑动损坏，不影响滚动轴承的使用性能4。航空发动机推力轴承的轴向力是发动机(尤其是长寿命发动机)设计中的一收稿日期：2021-12-13基金项目：国家自然科学基金(12072292)作者简介：杨飞兵(1985-)，男，湖北监利人，高级工程师，硕士，主要从事航空发动机振动及应变测试技术研究工作。第 36 卷 第 1 期2023 年 2 月燃气涡轮试验与研究Gas Turbine Experiment and ResearchVol.36,No.1Feb.,2023 36 应力环内径内与被测处轴承外环内径的设计尺寸相当，其外径外比轴承外环外径稍小；径向环宽为 b，数值大小为(外-内)/2；单侧凸台数为 n；凸台周向宽度为 w；应力环桥臂厚度为 h。根据预测的转子最大轴向力，应力环传感器的内径、外径的尺寸决定 n、h、b、w 等参数12。上述应力环传感器的力学结构周向展开图见图2。一般情况下，设 FV为单个凸台所受轴向方向的力，包含静态力 F0和动态力 Fisin(it+)。式中：k 为激励源数目，、分别为激励源幅频特性频率和相位。第 36 卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 37 个重要指标5-7，如果轴向力不满足要求，轴承将长期处于超负荷或轻载打滑工作状态，严重影响发动机整机的使用寿命和可靠性8-10，因此，获取发动机整机上主轴承的实际工作状态十分重要。为获取发动机整机上主轴承的实际工作状态，研究人员开展了大量的测试方法研究工作。如张春月等11-12研究了弹性环传感器设计方法，并将其应用于航空涡轴发动机角接触球轴承稳态轴向力测试。欧阳运芳等13-14研究了航空发动机异型推力轴承轴向力测试方法及弹支-测力环双向轴向力测试方法，重点关注了发动机新结构中轴向力的测试方法，并将其应用于商用发动机角接触球轴承的稳态轴向力测试。伏宇等15-16提出了航空发动机滚珠轴承轴向载荷间接测量方法，侧重点在于基于试验测试的轴向力稳态测试结果，分析影响基于腔压轴向力计算结果的因素。但总的看，业内主要是针对轴承上静态轴向力测试方法及轴向力影响因素开展研究，对轴承实际动载荷研究不够深入。本文阐述了一种采用应力环传感器获取航空发动机轴向力静态、动态信号的方法，并通过信号分析和识别表明，使用应力环传感器可以同步测试主轴承上动态和静态信号，为实际整机环境下的转子动力特性和轴承特性研究提供了支撑。2 应力环测力传感器设计2.1 设计原则和要求 应力环传感器设计原则包括但不限于以下基本要求：应力环设计应具有足够的结构强度，且始终工作在材料弹性变形范围内，其构件材料的安全系数 1.2，最大量程一般不小于被测发动机设计及理论计算的轴向力的 1.5 倍；应力环在满足强度安全裕度的前提下输出尽可能大的应力值，确保在低载荷水平具有高应变灵敏度，其载荷与应变的灵敏度建议大于 200/kN，以减少非机械载荷应变输出的影响等。应力环结构设计需符合经典固支梁的理论模型，一般采用一种上下两面有相互交错且均布的若干凸台的环形弹性元件，在同侧两相邻凸台之间的应变梁上粘贴应变计桥路(全桥)组成应变式力传感器。本文采用了一种新型应力环结构设计，将单侧承载的凸台设计成矩形，另侧的定位凸台设计成扇形，此端大凸台受力不易变形，保证环上两相邻扇形凸台之间的敏感梁上各处弦长相等。应力环测力传感器结构如图 1 所示。(1)(2)图 1 应力环传感器结构Fig.1 The structure diagram of stress ring sensorZYX 应力环承受轴向载荷时，相当于单跨结构的中点施加集中力 FV，图 2 中 A0与 A1点的转角和挠度均为 0，由于应力环结构对称，且承受的载荷对称，故 A0、A1至其间施力凸台的变形也对称，可视为静不定问题，经过计算可得应力环的轴向挠度或位移量17-18：Y=FVL316Ebh3 应力环内等截面梁的最大弯曲正应力发生在最大弯矩所在截面上距中型轴最远的各点处，其应力环的单跨最大弯矩 Mmax和最大应力为17-18：Fv图 2 应力环周向截面展开图Fig.2 Circumferential section diagram of stress ringA0A1A2LFVFVFVFVFV=F0+Fisin(it+)i=1k(3)Mmax=FVL8式中：L 为 A0至 A1凸台之间的周向跨度，E 为材料弹性模量。通过ANSYS有限元仿真进行应力环结构分析。约束应力环的周向位移，固定扇形大凸台端面，沿矩形凸台端面施加轴向力 55 kN。应力环应力分布和轴向位移见图 3。有限元结果表明：各应变梁的应力分布以周向、沿梁中心线呈线性变化，应力各应变梁的最大等效应力为 1 538 MPa，储备系数为0.66；最大轴向变形量为 0.186 mm。其中应力环理论计算的最大等效应力为 1 615 MPa，两者结果相差不大于 5%，满足应力环结构强度设计的要求。38 杨飞兵等：航空发动机轴向力与主轴承振动同步测试技术研究 第 1 期 (4)公式(3)和(4)中，应力环上的动、静态承载合力与其上挠度/位移量(应力)成正比，结合应力环有限元强度计算，可以推断应力环除了主轴承上静态轴向力的测试能力外，还具备类似于振动传感器测试主轴承振动的功能，即应力环每组全桥的测点如上述可等效为“力和振动传感器”，每组测试输出值能同步实时反映主轴承轴向力和振动特征。2.2 受感部设计 根据应力环结构尺寸、理论计算结果及轴承腔环境，选用 BAB120-2AA-250(11)-JQC 型应变计。每组桥路的应变计电阻值偏差0.1%；应变计灵敏度系数的分散度 1%；应变计和测试引线的粘贴胶为 H-610，测试引线为丝包线；引线防护采用外包敷聚四氟乙烯膜和箔片分段固定保护。应力环测试原理为，在每组应变梁上安装 4 片应变计组成全桥测试电路，如图 4 所示。应力环周向均布 8 组全桥电路对应至 8 个应变槽内，和周向对称均布 2 组热电偶，如图 5 所示。此应力环上桥路的布局可减少各应变梁间的加工公差，应变计分散粘贴于不同应变梁处和轴承腔内温度梯度对测试真值的影响15。(a)应力分布NODAL SOLUTIONSTEP=1SUB =1TIME=1SEOV (AVG)RSYS=6DMX=0.518593SMN =2.796SMX =1537.972.796 343.946 685.095 1026.24 1367.39173.371 514.52 855.67 1196.82 1537.97ZXY应力/MPa图 4 应力环测试桥路布局方案Fig.4 Bridge arrangement of strain ringsR2R2R1R1R3R3R4R4ABDUiCU0图 5 应力环贴片及引线位置Fig.5 The stress ring patch and wiring layout6 号槽7 号槽8 号槽1 号槽2 号槽3 号槽4 号槽5 号槽1515304545252030热电偶 2应变片热电偶 15 号槽引线位置6 号槽引线位置8 号槽引线位置3 号槽引线位置4 号槽引线位置1 号槽引线位置2号槽引线（含热电偶）位置7号槽引线（含热电偶）位置图 3 应力环强度计算结果Fig.3 Strength calculation results of stress ringNODAL SOLUTIONSTEP=1SUB =1TIME=1UZRSYS=6DMX=0.518593SMN =-0.444317SMX =0.014995UZ=-0.186397-0.444317 -0.342248 -0.240178 -0.138109 -0.03604-0.393282 -0.291213 -0.189144 -0.087074 0.014995ZXY(b)轴向位移位移/mm2.3 试验标定 在应力环周向布置应变桥路，利用应力环上应变梁在弹性变形范围内的轴向变形与轴向载荷呈线性关系的原理，通过测量应变量并利用标定试验获max=6Mmaxbh2第36卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 39得转换灵敏度系数，进而得到轴向力。应变量由惠斯通电桥转换成输出电压，见公式(5)19-20：12+34=4U0UiK(5)式中：U0为惠斯通电桥转换输出电压，Ui为桥路输入电压，K 为应变片灵敏度系数，1=R1/R1、3=R3/R3为应变梁上拉载荷应变，2=R2/R2、4=R4/R4为应变梁上压载荷应变。对应力环传感器开展热输出标定、室温载荷灵敏度标定及装配中央传动轴承组合件的热负荷标定试验，建立输入载荷与应变输出的关系，应力环载荷灵敏度曲线见图 6。标定试验机的准确度等级为0.5 级，测试数采系统精度为 0.3%。为了提高标定的准确性，增加了小载荷区域(小于 10 kN 载荷)的台阶步距。应力环上多组全桥的平均值在不同温度点下数据的不确定度分析见表 1。经计算，应力环传感器单环标定静态精度小于 1%，组件状态在模拟环境温度下标定静态精度小于 2%。3 基于应力环传感器的主轴承信号测试方法 某型发动机高压转子主轴承安装在弹性环式挤压油膜-鼠笼型弹性支承内部，轴承座通过螺栓与弹支自由端固定。采用应力环传感器获取发动机主轴承动静态信号，需对发动机进行测试改装。测试改装结构如图 7 所示。图 6 轴向力载荷灵敏度标定结果Fig.6 Calibration result of the axial force load sensibility应变/10-6载荷/104N5432100 1000 2000 3000 4000 5000 6000 70001#全桥2#全桥3#全桥4#全桥5#全桥6#全桥7#全桥8#全桥(b)卸载应变/10-6载荷/104N5432100 1000 2000 3000 4000 5000 6000 70001#全桥2#全桥3#全桥4#全桥5#全桥6#全桥7#全桥8#全桥(a)加载 图 7 测试改装结构Fig.7 Schematic of modified main bearing unit应力环防转销轴承外环轴承座压紧螺母应力环 通过紧接触的应力环传感器获取主轴承状态监测信号(振动、温度等)，以确定整机环境下轴承的状况。对此信号进行频率特性分析和提取轴承相关结构参数，进而确定与其接触的轴承上某个具体零部件(滚珠、滚筒、内部或外部的保持架)的运行状态。图 5 中应力环上均布 8 组应变全桥和 2 支热电偶，应变计粘贴在端面大凸台的根部和槽内的中部，为应力环内等截面梁的最大压应表 1 不同温度下应力环标定数据不确定度分析Table 1 Uncertainty analysis of stress ring calibration data at different temperatures注：组件标定指应力环装配中央传动轴承组合件后开展的标定试验；单环标定是指应力环单件状态的标定试验。标定温度/常温105125135145170单环标定最大加载时平均应变/7 2997 3467 3527 3437 3327 321最大载荷对应的平均最大偏差/N289288278278277279最大线性度不确定度/%0.950.880.850.860.890.93平均线性度/%0.520.520.510.510.50.51组件标定最大加载时平均应变/7 3247 4657 4647 4557 4537 435最大载荷对应的平均最大偏差/N347255329373421495最大线性度不确定度/%1.080.821.051.121.181.34平均线性度/%0.630.460.60.680.760.940 杨飞兵等：航空发动机轴向力与主轴承振动同步测试技术研究 第 1 期 装位置如图 9 所示。4.2 应力环所测信号分析 将上述设计的轴向力应力环传感器应用于航空发动机整机轴向力试车中。应力环传感器设计的正向轴向力测量量程为 0 55 kN。为获得发动机上滚动轴承和鼠笼构件上准确的动态信号，考虑该轴承上的动态频响范围，设置信号采集仪器的采样率为12.8 kS/s，使用NvGate系列分析软件进行后处理。4.2.1 轴向力实测数据分析 通过轴向力应力环传感器标定试验方法(标定设备为 LE5105 电拉式力标准机)，获得应力环传感器的应变量与标准轴向载荷量的关系。在发动机轴向力工程应用时，通过上述拟合的轴向载荷与应变关系，将应力环桥路应变值转换为发动机实际施加的载荷。发动机某状态下高压转子轴向力测试数据如图10 所示，其中轴向力数值保持负值，即轴向力方向一直向前。图中第 1 个稳态转速下，存在发动机进口状态(压力、温度)的变化，高压转子轴向力值呈现为瞬态的变化，因此造成高压测量值和计算值存在差异。其他转速条件下轴向力的数值随发动机转速同步增大或减小，随发动机转速呈现阶梯状变化，与腔压间接计算方法的结果趋势一致，说明此轴向力测试结果有效。力和最大拉应力的位置。承载应变梁上的应变计可以感受到应力环上轴向的静态和动态负载，通过上述惠斯通电桥转换为正比关系的电压信号，并形成应变式传感器，输出至信号采集系统，获得主轴承上的轴向力和振动信号。应力环上均布 2 支热电偶传感器，可作为发动机主轴承上外环的温度参考，从而辅助判定主轴承的运行状态是否正常。在应力环传感器测量发动机轴向力时，通过布置应变式传感器和温度传感器，根据轴承的动态响应范围设置信号采样率，同步测量发动机主轴承的振动和温度，其发动机轴向力和主轴承同步测试流程见图 8。4 工程应用和分析4.1 工程应用过程 工程测试时，将转速信号、应力环温度及应变信号接入 Oros 数采系统中，实时获得任意转速和测点温度下的应力环传感器信号。为验证工程适用性，对比应力环上与鼠笼构件动态应变信号的一致性，对图 9 中轴承外环相连接的鼠笼构件根部轴向方向均布安装 4 组应变计，鼠笼上单点的应变计安4.2.2 应力环传感器上的动态信号和辨识 为验证应力环传感器同步测试主轴承振动的可行性、准确性，需对主轴承与机匣上力传递路径中的鼠笼构件开展应变测试，本文采用了鼠笼条实施监测的信号与应力环传感器所测信号对比分析的方法。图 11 为某型发动机试车时某段稳态工况下应力环传感器所测的主轴承轴向力动/静态叠加时域信号和鼠笼动态时域信号。从图中可明显观察到，应力环和鼠笼应变信号中均存在相似的信号波动异图 9 鼠笼结构测点示意图Fig.9 Measurement positions on squirrel cage圆角切点 鼠笼条同一侧边沿图 8 应力环同步测试流程图Fig.8 The flow chart of the synchronous testing with stress ring sensor转速信号温度信号信号处理系统应变测试仪图 10 轴向力实测数据Fig.10 Measured data of aero-engine axial force10095908580750-100-200-300-400-500-600-700轴向力(高压测量值)轴向力(高压计算值)发动机状态时间轴向力/daN发动机状态/%第 36 卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 41 成份，结果见图 12。图中应力环测点和鼠笼条测点所获取的动态阶次成份大致相同。由于动态信号辨常特征，即出现1簇或几簇大幅信号波动尖峰区域。对比图 11 时域区间内 2 构件上对应的频谱阶次6005004003002001000Strain/1#测点Strain/2#测点Strain/4#测点Strain/3#测点100080060040020040030020010000 5 10 15 20 25Time/s8007006005004003002001000(a)应力环测点2#测点Strain/Strain/1#测点40200-20-406040200-20-40-60-800 5 10 15 20 25 Time/s图 11 典型构件测点时域图Fig.11 Time domain waveform of typical component measurement(b)鼠笼条测点图 12 测点阶次三维图Fig.12 Three-dimensional diagram of measuring points order80.070.060.050.040.030.020.010.004604554504454400 0.5 1.0 1.5 2.0 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0阶次Strain/Time/s20.018.016.014.012.010.08.06.04.02.00460455450445440阶次Time/sStrain/0 0.5 1.0 1.5 2.0 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0(a)应力环测点(b)鼠笼条测点42 杨飞兵等：航空发动机轴向力与主轴承振动同步测试技术研究 第 1 期 识和分析技术的核心，是通过信号处理有效获取构件的时频特征信息和对异常波动信号进行辨识，故本文采用短时离散的傅里叶计算方法对上述时域信号中异常波动尖峰区域进行分析，结果见图 13。图中应力环和鼠笼条应变测点电信信号中的典型频率成分几乎一致，2 构件中某一测点的主要频率成份和幅值大小如表 2 所示。表中，Fp 表示应力环上出现的异常低频振动频率，FLr 表示低压转子基频，FHr 表示高压转子基频。可见，应力环测点的振动分频幅值更明显，对主轴承的动态响应更大。250.0200.0150.0100.050.01 1-2 1-3 1-4 1-5 1-6 1-70 200 400 600 800 1000Frequency/Hz200.0150.0100.050.0200.0150.0100.050.0200.0150.0100.050.0Strain/Strain/Strain/Strain/1#测点2#测点3#测点4#测点(a)应力环测点图 13 测点频域图Fig.13 Frequency domain diagram of measurement points2 2-2 2-3 2-4 2-5 2-6 2-70 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500Frequency/Hz20.018.016.014.012.010.08.06.04.02.020.015.010.05.0Strain/Strain/1#测点2#测点(b)鼠笼条测点序号应力环振动特性鼠笼振动特性频率/Hz幅值/辨识结果/Hz频率/Hz幅值/辨识结果/Hz122.981.9Fp22.96.7Fp260.515.11FHr-1FLr60.58.31FHr-1FLr3108.625.71FLr108.79.21FLr4146.139.01FHr-22.9146.32.51FHr-22.95169.1240.21FHr169.124.01FHr6192.030.11FHr+22.9192.12.11FHr+22.97507.314.33FHr338.23.92FHr表 2 测点振动频域信息表Table 2 Information of vibration frequency domain of measurement points 图 12 和图 13 中，应力环和鼠笼条的频谱上出现了高压、低压转子基频、倍频、高低压转子频差的频率成份，且高压转子基频及其倍频引起的轴向力动态信号在全转速范围内一直存在，基频成份振幅明显，两者的信号一致反映了发动机转子系统的动力特性；也存在 22.9 Hz 异常频率及其与高压转子基频的调制的频率，如 1FHr22.9 Hz。对比发现，2 构件出现大幅信号波动异常的特征时域信号的主要原因为存在 22.9 Hz 的异常频率成分，且与发动机高压转子基频形成了叠加频率，图中表现为高压基频附近出现相差该频率的旁瓣。5 结论 提出了一种采用应力环同步开展航空发动机轴向力及主轴承振动的测试技术，测试获取的发动机稳态轴向力与腔压计算的结果较一致；在实际工程应用中，采用对比验证的方式，对鼠笼条和应力环的动态信号进行了提取和对比，确定了应力环测试主轴承振动信号的工程适用性，为实际整机环境下的转子动力特性和轴承特性研究提供了支撑。研究主要得出以下结论：(1)采用应力环传感器进行轴向力测试时，所获得时域信号由静态载荷信号和动态载荷信号组成。(2)轴向力测量时，应力环测点动态信号主要由发动机高/低压转子基频、倍频及其高低压转子频差等特征频率成份组成，直观反映了发动机转子的动力特性；应力环传感器直接面接触轴承外圈，其动态信号可反映轴承上转子运行状态的变化，并通过其获取的振动信号提取出异常特征频率。参考文献：1 234第 36 卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 43陈 光.航空发动机轴承的滑蹭损伤与防止措施 J.燃气涡轮试验与研究，2004，17(3)：5762.焦育洁，周志澜.航空发动机主轴轴承失效分析 J.轴承，1998，(6)：61.崔 立，王黎钦，郑德志，等.航空发动机高速滚子轴承动态特性分析 J.航空学报，2008，29(2)：492498.GJB 241A-2010，航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范 S.56 7891011121314151617181920 Hai P M，Bonello P.An impulsive receptance technique for the time domain computation of the vibration of a whole aero-engine model with nonlinear bearingsJ.Journal of Sound and Vibration，2008，318(3)：592605.刘长福，邓 明.航空发动机结构分析 M.西安：西北工业大学出版社，2006.Lacarbonara W，Arena A，Antrman S S.Flexural vibrations of nonlinearly elastic circular 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