Анализ роторной вибрации двигателя АИ-222-25

газотурбинный двигатель вибрация

Турбореактивный двухконтурный двигатель АИ-222-25 (рис. 1.1, 1.2, 1.3, 1.4) предназначен для использования в маршевой силовой установке учебно-тренировочных (УТС), учебно-боевых (УБС) и легких боевых самолетов (ЛВС). Двигатель выполнен по двухвальной схеме.

Двигатель состоит из вентилятора 14 (рис. 1.1), разделительного корпуса 10 (рис. 1.3) с коробкой 28 приводов, компрессора 11 высокого давления (КВД), камеры сгорания 14, турбины 25 высокого давления (ТВД), турбины 24 низкого давления (ТНД), опоры 20 турбины, стекателя 23 и насадка 22 реактивного сопла. В соответствии с двухвальной схемой двигатель имеет два самостоятельных ротора:

- низкого давления (НД), состоящего из ротора вентилятора, который установлен на двух подшипниках, и ротора ТНД, который установлен на одном подшипнике и опирается через эвольвентное шлицевое соединение на ротор вентилятора;

- высокого давления (ВД), состоящего из роторов КВД и ТВД, которые жестко соединены друг с другом и установлены на двух подшипниках, один из которых - межвальный, установлен между роторами ТВД и ТНД.

Роторы НД и ВД имеют различные оптимальные для них частоты вращения и связаны между собой только газодинамической связью. При запуске двигателя стартер раскручивает только ротор высокого давления.

Конструкция двигателя выполнена с учетом обеспечения принципа модульной (блочной) сборки. Двигатель разделен на 12 основных модулей (рис. 1.4), каждый из которых - законченный конструктивно технологический узел и может быть демонтирован и заменен на двигателе без разборки соседних модулей в условиях авиационно-технических баз, кроме главного модуля.

Модульность конструкции двигателя обеспечивает возможность восстановления его исправности заменой деталей и узлов в условиях эксплуатации.

1.2 Краткое описание элементов конструкции

Компрессор - двухкаскадный осевой десятиступенчатый, состоит из сверхзвукового двухступенчатого вентилятора 14 (рис. 1.1) и дозвукового восьмиступенчатого компрессора 11 (рис. 1.3) высокого давления.

Вентилятор 14 (рис. 1.1) является первым каскадом компрессора и состоит из ста¬тора и ротора.

Статор вентилятора состоит из следующих узлов:

- корпуса 2 (рис, 1.3) вентилятора с направляющим аппаратом 5 первой ступени; направляющего аппарата 7 второй ступени и спрямляющего аппарата (СА) 8 вентилятора.

Передний фланец корпуса 2 вентилятора служит для уплотнения проточной части компрессора при монтаже двигателя на самолете. Уплотнение выполняется пус¬тотелым резиновым кольцом, принадлежащим конструкции воздухозаборника са¬молета. Лопатки направляющего аппарата 5 первой ступени вентилятора двухопорные и установлены верхними цапфами в корпусе 2 вентилятора, а нижними цапфами в разъемном внутреннем кольце.

Лопатки направляющего аппарата 7 второй ступени и СА 8 вентилятора двухопорные и установлены в цельном наружном и разъемном внутреннем кольцах аналогично лопаткам направляющего аппарата 5 первой ступени вентилятора. Кольцо наружное направляющего аппарата 7 второй ступени и СА вентилятора передним фланцем крепится болтами и гайками к заднему фланцу корпуса 2 вен¬тилятора, а задним фланцем крепится к разделительному корпусу 10 при помощи самоконтрящихся разрезных гаек, навинчиваемых на шпильки разделительного корпуса 10. На корпусе 2 вентилятора крепятся:

- приемник 1 (рис. 1.1) полного давления воздуха на входе в двигатель для подво¬да воздуха к датчику системы автоматического управления и контроля (САУК);

- приемник 8 (рис. 1.2) полного давления воздуха на входе в двигатель для подво¬да воздуха к блоку 4 резервного управления регулируемыми направляющими аппаратами компрессора 11 (рис. 1.3) высокого давления;

- гидроаккумулятор 2 (рис. 1.1);

- кронштейны 9 (рис. 1.2) главных разъемов коллекторов электрической проводки двигателя.

Ротор вентилятора состоит из колеса 3 (рис. 1.3) 1-й ступени вентилятора и колеса 6 второй ступени вентилятора, валопровода и кока 1.

Диски и лопатки колес 1-й и 2-й ступеней вентилятора выполнены заодно целое и крепятся болтами к фланцу вала 4 валопровода.

Валопровод состоит из вала 4 (рис. 1.3), вала 26 турбины и корпуса, в котором рас¬положены опоры вентилятора.

Передняя опора ротора вентилятора упругая, выполнена с шариковым радиально-упорным подшипником. Задняя опора - жесткая, выполнена с роликовым подшипником.

Крутящий момент к ротору вентилятора передается от ротора турбины 24 низкого давления через эвольвентные шлицы на валу 26 турбины. Шлицевые соединения вала 26 турбины с ротором ТНД и валом 4 валопровода стянуты гайками, что обеспечивает передачу осевого усилия от ТНД к вентилятору. Кок 1 с обогреваемым носком конической формы формирует переход к проточной части и крепится к колесу 3 первой ступени вентилятора.

Разделительный корпус 10 расположен между вентилятором и компрессором вы¬сокого давления. Он служит для:

- формирования проточной части двигателя на участке между венти¬лятором и КВД с разделением воздуха, сжатого в вентиляторе, на два потока;

- размещения передней опоры ротора КВД, корпуса валопровода, приводных и неприводных агрегатов, приводов агрегатов двигателя и самолета, коробки 28 приводов, термостружкосигнализатора 12 (рис. 1.1), двух цапф 5 (рис. 1.2) крепления двигателя в передней плоскости крепления, такелажного кронштейна 6 и датчика 7 давления воздуха на входе в двигатель.

Разделительный корпус состоит из двух кольцевых оболочек, соединенных между собой шестью стойками, внутри которых проходят коммуникации двигателя. На передних фланцах разделительного корпуса 10 (рис. 1.3) крепятся, соответст¬венно, корпус 2 вентилятора на наружном и корпус валопровода - на внутреннем.

Сзади на разделительном корпусе крепятся: на наружном фланце - наружный корпус 12, на среднем - статор КВД, а на внутреннем - корпус передней опоры ротора КВД. На приливе в нижней части разделительного корпуса 10 расположе¬ны фланцы крепления термостружкосигнализатора 12 (рис. 1.1), коробки 28 (рис. 1.3) приводов и привода 29 гидронасоса. Гидронасос устанавливается при монтаже двигателя на самолет.

Коробка 28 приводов служит для размещения следующих приводных агрегатов двигателя:

- маслоагрегата 9 (рис. 1.1);

- воздухоотделителя 10;

- насоса-регулятора 13;

- воздушного турбостартера 27 (рис. 1.3);

- центробежного суфлера 13 (рис. 1.2).

На коробке приводов имеется переходник 11 привода-генератора, устанавливае¬мого при монтаже двигателя на самолет.

Подвод мощности к приводным агрегатам производится от ротора КВД через цен¬тральный привод.

На коробке 28 (рис. 1.3) приводов размещаются также три датчика ДТА-15 частоты вращения ротора ВД, узел ручной прокрутки ротора ВД и дренажный бачок 11 (рис. 1.1).

Компрессор 11 (рис. 1.3) высокого давления (КВД) - осевой, дозвуковой, восьмиступенчатый состоит из ротора, статора, передней опоры ротора КВД, механизма поворота лопаток регулируемого входного направляющего аппарата (РВНА) и ло¬паток регулируемых направляющих аппаратов (РНА). Нумерация ступеней в КВД - от 0-й до 7-й. Статор КВД состоит из:

- четырех кольцевых корпусов и двух проставок;

- лопаток РВНА, лопаток РНА 0, 1, 2 и 3-й ступеней;

- консольных направляющих аппаратов (НА) 3, 4, 5 и 6-й ступеней;

- рабочих колец 3, 4, 5 и 6-й ступеней;

- внутренних колец РНА 0 и 1-й ступени;

- колец поворота лопаток РВНА и РНА.

Механизм поворота РВНА и РНА КВД, является частью системы управления ком¬прессором с целью получения приемлемых запасов устойчивости на всех режи¬мах работы двигателя и позволяет изменять угол установки лопаток во всем диа¬пазоне рабочих режимов двигателя по заданному закону. На корпусе КВД размещаются:

- клапан 13 запуска для перепуска воздуха из-за 5-й ступени;

- два фланца отбора воздуха из-за 5-ой ступени на самолетные нужды.

Ротор КВД барабанно-дисковой конструкции, состоит из восьми рабочих колес, пяти проставок между рабочими колесами, переднего и заднего валов, переднего и заднего лабиринтов. Рабочие колеса 1 - 7-ой ступеней, передний и задний ва¬лы, задний лабиринт, соединяются между собой при помощи 16-ти призонных стяжек, образуя силовую схему ротора. Рабочее колесо 0-й ступени крепится бол¬тами и гайками к рабочему колесу 1-й ступени. Между дисками рабочих колес 2, 3, 4, 5, 6 и 7- ой ступеней устанавливаются проставки, наружные поверхности кото¬рых образуют проточную часть ротора под торцами консольных РНА и НА. Рабочие лопатки крепятся в дисках хвостовиками типа «ласточкин хвост». Передняя опора ротора КВД - упругая, выполнена с радиально-упорным трехточечным шариковым подшипником и масляным демпфером.

Задняя опора - межвальная, между роторами ТНД и ТВД, выполнена с роликовым подшипником и является общей для роторов КВД и ТВД жестко скрепленных друг с другом болтовым соединением, через которое передается крутящий момент от ротора ТВД к ротору КВД.

Камера 14 сгорания - кольцевого типа, состоит из корпуса, диффузора, жаровой трубы, топливного коллектора с 16-ю форсунками и двух воспламенителей.

Турбина состоит из одноступенчатой турбины 25 высокого давления и односту¬пенчатой турбины 24 низкого давления, опоры 20 турбины, реактивного насадка 22 и стекателя 23.

Турбина 25 высокого давления (ТВД) - охлаждаемая, осевая, реактивная, одно¬ступенчатая, состоит из статора и ротора. Статор ТВД состоит из соплового аппарата 16 ТВД, наружного корпуса, проставок над рабочими лопатками и внутреннего корпуса с элементами лабиринтных уп¬лотнений. Лопатки соплового аппарата 16 ТВД охлаждаемые и объединены в сек¬торы.

Ротор ТВД состоит из рабочего колеса 17, лабиринтного диска, цапфы задней и переднего экрана. Колесо ротора включает в себя диск и рабочие лопатки, зафик¬сированные уплотнительным диском. Рабочие лопатки ТВД литые охлаждаемые. Опора ротора ТВД - межвальная, между задней цапфой ротора ТВД и валом ро¬тора ТНД, выполнена с роликовым подшипником.

Турбина низкого давления (ТНД) - осевая, реактивная, одноступенчатая, состоит из статора и ротора.

Статор ТНД состоит из соплового аппарата 18 ТНД, наружного корпуса, проставок над рабочими лопатками и внутреннего корпуса с элементами лабиринтных уп¬лотнений. Лопатки соплового аппарата 18 ТНД охлаждаемые и объединены в сек¬торы.

Ротор ТНД состоит из рабочего колеса 19, лабиринтного кольца и вала ТНД. Ко¬лесо ТНД состоит из диска и лопаток, зафиксированных уплотнительным диском.

Рабочие лопатки ТНД - неохлаждаемые.

Опора ротора ТНД - упругая, выполнена с роликовым подшипником и масляным демпфером.

Опора 20 турбины - силовой элемент двигателя и служит для:

- размещения опор роторов ТВД и ТНД, цапфы крепления двигателя в задней плоскости крепления, реактивного насадка 22 с термопарами 21 и стекателя 23;

- формирования проточной части внутреннего контура двигателя на участке ме¬жду ТНД 24 и реактивным насадком 22.

Опора 20 турбины - сварной конструкции, состоит из кольца подвески, силового корпуса и внутреннего корпуса, соединенных между собой стойками. Во внутрен¬нем корпусе установлен корпус подшипника. К корпусу подшипника крепятся эле¬менты радиально-торцевого контактного уплотнения и демпфер с наружным коль¬цом роликоподшипника задней опоры ТНД. К заднему фланцу внутреннего корпу¬са крепится стекатель 23. К заднему фланцу кольца подвески крепится реактивный насадок 22.

Наружный корпус 12 двигателя расположен между разделительным корпусом 10 и опорой 20 турбины и служит:

- для формирования проточной части наружного контура на участке между разделительным корпусом 10 и опорой 20 турбины;

- для размещения маслобака 3 (рис. 1.2), двух агрегатов 5 (рис. 1.1) зажигания, топливомасляного теплообменника (ТМТ) 8 и датчика 2 (рис. 1.2) давления воздуха за КВД.

Наружный корпус 12 (рис. 1.3) имеет разъем по двум фланцам в оси двигателя и состоит из двух половин, образующих цилиндрическую оболочку и скрепленных между собой болтами.

Система смазки и суфлирования двигателя - автономная, циркуляционная. Система смазки обеспечивает постоянную подачу масла под давлением к тру-щимся поверхностям опор роторов, вращающимся деталям центрального привода и коробки приводов агрегатов. Система смазки включает в себя следующие основные агрегаты:

- маслобак 3 (рис. 1.2);

- маслоагрегат 9 (рис. 1.1) с маслофильтром;

- воздухоотделитель 10;

- центробежный суфлер 13 (рис. 1.2);

- ТМТ 8 (рис. 1.1);

- датчики, сигнализаторы и клапаны, обеспечивающие работу и контроль систе¬мы смазки.

Суфлирование масляных полостей опор роторов и коробки приводов осуществля¬ется через центробежный суфлер 13 (рис. 1.2) в полость реактивного насадка 22 (рис. 1.3). В трубопроводе сброса воздуха из суфлера установлен эжектор, обеспе¬чивающий разрежение в масляных полостях на всех режимах работы двигателя. Запуск двигателя - автономный, автоматический. Раскрутка ротора высокого давления осуществляется воздушным турбостартером (ВТС) 27, установленным на коробке 28 приводов. Источником сжатого воздуха, необходимого для запуска, могут служить:

- вспомогательная силовая установка (ВСУ), расположенная на самолете;

- другой, ранее запущенный двигатель;

- наземный источник сжатого воздуха.

Работой двигателя на запуске управляет система автоматического управления двигателем в соответствии с циклограммой запуска.

Система топливопитания обеспечивает подачу топлива в двигатель в количест¬ве, определяемом САУ, по положению рычага управления двигателем (РУД) и условиям полета. Система включает в себя следующие основные агрегаты:

- насос-регулятор 13 (рис. 1.1);

- топливомасляный теплообменник 8;

Агрегаты системы осуществляют:

- автоматическое дозирование топлива во всем диапазоне режимов работы двигателя;

- выдерживание заданного режима при изменении условий полета (высоты, скорости, температуры окружающей среды).

Дренажная система обеспечивает сбор и удаление дренажных жидкостей, проса¬чивающихся через уплотнения агрегатов топливной и масляной систем, а также из переходников гидронасоса и привода-генератора. Дренажные жидкости из агрега¬тов сливаются самотеком по трубопроводам в дренажный бачок, укрепленный на нижней стенке коробки 28 (рис. 1.3) приводов, и отводятся в реактивный насадок 22.

Система автоматического управления и контроля (САУК) электронная, цифро¬вая с гидромеханическим резервированием управления. САУК выполняет функ¬ции автоматического управления параметрами работы двигателя, оперативного контроля и диагностики с выдачей информации в самолетные системы. САУК состоит из основной и резервной систем.

Основная САУК - электронно-гидропневмомеханическая, резервная САУК - гид¬ропневмомеханическая. Переход с основной на резервную САУК выполняется ав¬томатически. В состав САУК входят:

- электронный блок управления и контроля с монтажной рамой, устанавливае¬мый на самолете при монтаже двигателя;

- насос-регулятор (НР) 13 (рис. 1.1);

- регулятор 10 (рис. 1.2) регулируемых направляющих аппаратов КВД;

- блок 4 резервного управления регулируемых направляющих аппаратов КВД;

- датчики и сигнализаторы параметров работы двигателя и его систем.

САУК обеспечивает:

- топливопитание, автоматическое регулирование параметров работы двигателя по заданным законам на всех переходных и установившихся режимах работы двигателя;

- возможность автоматического ограничения режима работы двигателя на уровне учебного режима при эксплуатации двигателя в составе учебного самолета;

- выдачу сигналов о параметрах работы и состоянии узлов, систем и двигателя в целом на указатели в кабине самолета, сигнальные табло и в блок управления и контроля;

- защиту двигателя от превышения максимально допустимых частот вращения роторов и температуры газов;

- обнаружение и парирование помпажных явлений;

- кратковременное повышение запасов газодинамической устойчивости двигателя;

- автоматическое восстановление режима работы после его несанкционированного снижения.

Режим работы двигателя задается РУД из кабины экипажа.

Контроль за работой двигателя выполняется при помощи бортовых средств кон¬троля.

Осмотр проточной части двигателя осуществляется с помощью оптического прибора через специальные окна осмотра. С помощью оптического прибора мож¬но осматривать:

- рабочие лопатки ТВД и ТНД;

- внутреннюю поверхность жаровой трубы камеры сгорания;

- сопловой аппарат ТВД;

- рабочие лопатки всех ступеней КВД;

- рабочие лопатки обоих колес вентилятора.

Крепление двигателя на самолете осуществляется в двух плоскостях за три точ¬ки - две передние цапфы 5 (рис. 1.2) крепления на разделительном корпусе 10 (рис. 1.3) и задний кронштейн 1 (рис. 1.2) крепления на опоре 20 (рис. 1.3) турбины. Двигатель в передней плоскости крепится на амортизаторах, входящих в комплект самолетных узлов крепления, а в задней - за тягу самолетного узла крепления.

1.3 Основные данные двигателя

Условное обозначение двигателя........................................... АИ-222-25

Тип двигателя.......................................турбореактивный двухконтурный

1.3.1. Данные двигателя по режимам:

1.3.1.1 Максимальный режим:

1.3.1.1.1. Максимальный режим в условиях:

Мп = 0; Рн = 760 мм рт. ст.;tн = +15°С; ВХ=1,0

тяга, кН (кгс), не менее……………………………………… 24,52 (2500)

удельный расход топлива, кг/(кгс*ч), не более…………………… 0,675

Мп = 0; Рн = 746 мм рт. ст.; tН = +27 °С; вх = 1,0

тяга, кН (кгс), не менее………………………………………24,52 (2500)

1.3.1.1.2. Максимальный режим в условиях:

Мп = 0,6; Нп = 5000 м; международная стандартная атмосфера (МСА);

вх = 0,97

тяга, кН (кгс), не менее………………………………………. 14,22 (1450)

1.3.1.2. Учебный режим:

Мп = 0; Рн = 760 мм рт. ст.; tн = +15 °С; вх = 1,0

тяга, кН (кгс), не менее………………………………………. 21,58 (2200)

Мп = 0; Рн = 746 мм рт. ст.; tН = +27 °С; ВХ = 1,0

тяга, кН (кгс), не менее .........................................................21,58 (2200)

1.3.1.3. Крейсерский режим:

Мп = 0,6; Нп = 10000 м; МСА; вх = 0,97

тяга, кН (кгс),............................................................................. 2,94(300)

удельный расход топлива, кг/(кгс*ч), не более............................0,875

1.3.1.4. Режим малого газа:

Мп = 0; Нп = 0 м; МСА; вх = 1.0

тяга, кН (кгс), не более............................................................1,17 (120)

ПРИМЕЧАНИЕ. Основные параметры работы двигателя, указанные в пп. 1.3.1.1- 1.3.1.4, даны при работе на основной САУ без учета:

- нагружения приводов самолетных агрегатов, установленных на двигателе;

- потерь, связанных с отбором воздуха от двигателя на самолетные

нужды.

1.3.2. Время непрерывной работы двигателя на основных режимах:

максимальный режим, мин, не более................................................ 10

режим малого газа, мин, не более..................................................... 30

остальные режимы.......................................не ограничено в пределах

разрешенного ресурса

1.3.3. Время суммарной наработки по режимам за ресурс:

1.3.3.1. На этапе государственных стендовых испытаний (ГСП):

на максимальном режиме, %, не более............................................. 12

на учебном режиме, %, не более....................................................... 20

1.3.3.2. При межремонтном ресурсе 1500 ч:

на максимальном режиме, %, не более............................................. 8,1

на учебном режиме, %, не более....................................................... 13,25

1.3.4. Время приемистости, при работе на основной САУ, от режима малого газа до получения 95 % частоты вращения ротора ВД на максимальном режиме при перемещении РУД за время не более 1 с:

на земле, с, не более..................................................................................... 4

в полете, с, не более..................................................................................... 3

2. Исследование вибрации ГТД при проведении длительных испытаний.

2.1 Измерение вибраций ГТД.

Вибрация и шум ГТД - это реакция двигателя и его систем на действие возбуждающих сил, которая представляет собой совокупность взаимосвязанных комбинаций сложных, слабых и сильных элементарных шумовых и вибрационных сигналов, возбуждаемых различными источниками. Интенсивность вибраций зависит от конструктивных и технологических факторов, определяющих состояние элементов конструкции ГТД, а также от характера изменения их технического состояния в процессе длительных испытаний и эксплуатации.

Выбор направления измерения определяется из условия обеспечения максимума диагностической информации в спектре вибрации.

На данный момент, накопленный мировой опыт в области измерения вибраций авиационных ГТД нашёл своё выражение в ряде стандартов, определяющих требования к размещению датчиков вибрации. ГОСТ ИСО 10816-1-97 устанавливает три возможных ортогональных направления измерения вибрации - осевое (параллельно оси двигателя), поперечно-горизонтальное и верти¬кальное (см. Рис.2.1). Датчики вибрации при этом должны располагаться в плоскостях опор роторов на корпусе двигателя.

В процессе длительных испытаний и эксплуатации в какой-то момент времени из-за повреждений элементов конструкции ГТД происходит изменение их амплитудно-частотной характеристики, это, соответственно, отражается на изменении спектра вибрации. Поэтому спектр вибрации корпуса ГТД является функцией внутренней структуры двигателя, которая, в свою очередь, зависит от условий работы двигателя, качества сборки и уровня повреждений в двигателе.[2]

Спектры вибрации и шума конкретного исправного двигателя стабильно повторяются в определенном поле допусков уровней составляющих спектра при многократных регистрациях в процессе длительных испытаний и эксплуатации данного двигателя и изменяются при повреждениях его элементов конструкции. Это позволяет утверждать, что спектр вибрации может быть использован в качестве диагностической информации.

Спектр вибрации работающего двигателя определяется частотой вращения ротора; частотой прохождения лопаток; частотой вращения элементов конструкции подшипника и их состоянием; частотой вращения зубчатых колес, шестерен, элементов агрегатов, установленных на ГТД (насос, агрегаты и т.п.) и их состоянием; частотой собственных колебаний элементов конструкции двигателя и их техническим состоянием; частотой акустических возбуждений; турбулентностью газовоздушного потока.

В процессе длительных испытаний возможно изменение технического состояния ГТД, при котором уровень вибрации превышает допустимые значения, т.е. возникают повышенные вибрации ГТД. Такие вибрации являются одной из причин ускоренного расхода ресурса элементов конструкции ГТД и ЛА и непосредственно влияют на безопасность полета.

В процессе длительных испытаний и в эксплуатации повышенные вибрации двигателя могут являться следствием:

- увеличения неуравновешенности роторов в процессе применения ГТД;

- разрушения деталей ротора;

- уменьшения жесткости опорной части системы ротор-корпус;

- задевания деталей ротора о неподвижные части двигателя;

- резонансных колебаний элементов конструкции самолета;

- повреждения обвязки двигателя и приводов;

- касания деталей двигателя о внутреннюю поверхность обшивки самолета;

- нарушения концентричности вала и корпуса подшипников;

- колебания ротора в осевом направлении;

- автоколебаний элементов конструкции топливной системы двигателя;

- акустических автоколебаний;

- выхода ЛА на режим полета, неблагоприятно влияющего на вибрационное состояние ГТД.[2]

В случае действия повышенных вибраций возможны повреждения: трещины на диафрагмах, силовых стойках и силовых элементах корпусов, особенно у деталей из листового материала; односторонний радиальный износ беговой дорожки внутреннего кольца подшипника качения и его разрушение из-за больших радиальных нагрузок, возникающих на критическом режиме; разрушение сепараторов подшипников качения от больших относительных перемещений сепаратора в подшипнике, вызываемых колебаниями ротора; надиры по торцам рабочих лопаток и по гребешкам лабиринтных уплотнений; остаточные деформации вала при изгибе; разрушения штифтовых соединений ротора; заклинивание ротора в корпусе; разрушение креплений агрегатов, приборов и трубопроводов на корпусе двигателя от действия больших инерционных нагрузок.[2]

2.2 Стендовая система измерения вибрации ГТД

Наибольшее применение в диагностике ГТД нашли измерители механических колебаний -- вибропреобразователи различных конструкций и различного принципа действия. Целесообразность применения вибропреобразователей для диагностики объясняется тем, что вибрационный процесс имеет большую информационную емкость; что установка внешних вибропреобразователей на объект не представляет особых трудностей; что вибропреобразователи можно длительно эксплуатировать в условиях повышенных температур и вибраций; а также тем, что на большинстве эксплуатируемых ГТД установлены штатные вибропреобразователи для контроля уровня вибраций на роторных гармониках, которые можно использовать для вибродиагностики деталей и узлов.

Как было сказано выше, направления измерения вибрации установлены стандартом ИСО. На рассматриваемом двигателе установлены два штатных датчика, обеспечивающие измерения вибраций в вертикальном направлении. Первый датчик установлен на промежуточном корпусе, а второй - на опоре турбины. Штатные датчики используются для передачи сигнала на САУ. При проведении стендовых испытаний на двигатель устанавливают три дополнительных датчика (два для измерения вибраций в осевом направлении и один - в поперечно-горизонтальном).

2.2.1 Датчик вибрации МВ-38

Тип датчика определяется соотношениями его резонансной частоты и частотным диапазоном измеряемого сигнала. Используемый датчик МВ-38 представляет собой пьезоэлектрический акселерометр.

Пьезоакселерометры.

В настоящее время в качестве датчика вибраций все чаще используются акселерометры и, в частности, пьезоэлектрические акселерометры (например, МВ-04, МВ-32, МВ-38), так как они обладают большим количеством преимуществ и важных характеристик перед датчиками других типов.

Принцип работы пьезоакселерометров основывается на пеьезоэлектрическом эффекте, присущим некоторым кристаллам и керамикам. Когда к такому материалу приложена некоторая сила, то на его поверхности образуется заряд.

Для частотных диапазонов примерно до 1/3 резонансной частоты пьезоакселерометра этот заряд пропорционален приложенной силе. В связи с этим пьезоакселерометры обладают следующими свойствами:

- хорошие линейные характеристики;

- малая собственная масса (масса датчика может быть менее 1 г);

- широкий рабочий динамический диапазон (160 дБ);

- широкий рабочий частотный диапазон (от 0.1 Гц до 50000 Гц с отклонением от линейности менее 5%);

- прочная и простая конструкция;

- высокая стойкость в отношении неблагоприятных окружающих условий;

- малая поперечная чувствительность;

- простые методы крепления.

Датчик МВ-38 обладает следующими характеристиками:

чувствительность....................................................................18 пКл/g

резонансная частота................................................................18 кГц

рабочий диапазон с отклонением от линейности ? 5?.....10ч3000 Гц

диапазон рабочих температур................................................-55ч+250oС

Главный недостаток пьезоэлектрических преобразователей -- их высокое выходное сопротивление, из-за которого предъявляют повышенные требования к помехоустойчивости и изоляционным характеристикам соединительного кабеля и входных цепей усилительно-преобразующей аппаратуры. Попадание влаги или масла в вибропреобразователь, соединительный кабель или разъем может привести к потере чувствительности и к искажениям частотной характеристики измерительной системы в области низких частот. Особенно сильно это сказывается при использовании в качестве вторичного устройства усилителя напряжения с высоким входным сопротивлением.[1]

В пьезоэлектрических вибропреобразователях используют пьезоэффект, возникающий при деформации сжатия -- растяжения пьезоэлемента (рис. 2.2, а и б) и при деформации сдвига (рис. 2.2, в). Преимущества конструкции вибропреобразователя (рис. 2.2, а) -- высокая вибропрочность, наилучшее отношение массы к коэффициенту преобразования и широкий частотный диапазон измерений ускорений. Однако этот вариант конструкции имеет повышенную чувствительность к акустическим шумам, изменениям температуры окружающей среды и деформации поверхности объекта из-за того, что пружина 1 прикреплена к тонкостенной крышке 5.

Конструкция вибропреобразователя, приведенная на рис. 2.2, б, менее подвержена воздействию акустических шумов, температуры и деформаций поверхности объекта, поскольку пружина 1, инерционная масса 2 и пьезоэлементы 3 закреплены на центральной оси 6, которая соединена с жестким основанием 4.

В конструкции вибропреобразователя (рис. 2.2, в) с цилиндрическим пьезоэлементом 3 использован пьезоэффект, возникающий при деформации сдвига. Такие вибропреобразователи имеют широкий частотный диапазон, высокую вибропрочность, низкий коэффициент поперечного преобразования, мало подвержены влияниям окружающей среды, имеют небольшие размеры и массу.[1]

Пьезоакселерометры различаются способом крепления датчика к конструкции (шпилечным или винтовым), материалом, из которого изготовлены корпус и основание, конструкцией и материалами электрического кабеля и т.д.

2.2.2 Нормирование вибраций ГТД.

Нормирование вибраций авиационных ГТД проводят в соответствии с ГОСТ 26382-84.

1. Допустимые уровни вибрации двигателя.

1.1.Общие требования.

Нормирование вибрации двигателя проводят по составляющим амплитудно-частотного спектра, возникающего в результате взаимодействия сложной механической системы двигателя, имеющей большое число собственных частот и форм колебаний, со случайно связанными между собой различными источниками возбуждения механического и газодинамического происхождения переменной интенсивности. Частота и амплитуда каждой составляющей спектра характеризуют интенсивность источника возбуждения и вибрационную нагруженность двигателя и его элементов.

В зависимости от источников возбуждения нормируют отдельно вибрацию двигателя с частотой первой роторной гармоники и вибрацию с частотой, отличающейся от частоты первой роторной гармоники. К числу основных источников возбуждения вибрации двигателя с частотой первой роторной гармоники относят:

- массовую неуравновешенность роторов двигателя;

- несоосность роторов, соединённых последовательно между собой;

- торцевые биения подшипников на цапфах роторов;

- аэродинамическую неуравновешенность рабочих ступеней роторов, преимущественно рабочих ступеней вентилятора;

- тепловой дисбаланс роторов, вызванный неравномерностью охлаждения остановленного двигателя.

К числу основных источников возбуждения вибрации двигателя с частотой, отличающейся от частоты первой роторной гармоники, относят:

- окружную неравномерность потока воздуха на входе в двигатель;

- несоосность роторов и связывающих их шлицевых соединений;

- овальность беговых дорожек подшипников качения опор роторов;

- колебательные процессы в проточной части двигателя (пульсация воздуха в воздухозаборнике, пульсация давления газа в камере сгорания, вызванная несовершенством процесса горения, помпажные явления);

- массовую неуравновешенность вращающихся элементов в агрегатах;

- пульсацию давления рабочих тел гидравлических и пневматических агрегатов;

- пульсацию потока воздуха от рабочих лопаток роторов с частотой их следования;

- разноразмерность тел качения подшипников опор роторов двигателя;

- неравномерность зацепления зубчатых передач коробки приводов агрегатов двигателя.

Основным внешним источником возбуждения низкочастотной вибрации двигателя является вибрация самолёта при его разбеге, посадке и пробеге, а также в полёте при неблагоприятных метеорологических условиях;

Допустимые уровни вибрации установлены:

- в диапазоне частот вибрации от 10 до 2000 Гц;

- в каждом из трёх ортогональных направлений - осевом (параллельно оси двигателя), поперечно-горизонтальном и вертикальном;

- на корпусах двигателя в плоскостях крепления узлов подвесок двигателя на силовой установке самолёта и в плоскостях расположения опор роторов, имеющих непосредственную силовую связь с корпусами двигателя.

Допустимый уровень вибрации в местах, отличных от указанных выше, устанавливает разработчик двигателя на основании статического анализа данных эксплуатации и производства двигателей.

Допустимый уровень вибрации двигателя в местах крепления агрегатов установлен:

- в диапазоне частот вибрации от 5 до 2000 Гц;

- в каждом из трёх ортогональных направлений - осевом, поперечно-горизонтальном и вертикальном;

- на корпусе агрегата, вблизи места его крепления на двигателе.

Допустимые уровни вибрации двигателя установлены в таблицах 1-4, а также на номограмме, построенной в логарифмическом масштабе, в амплитудах виброперемещения, виброскорости, виброускорения (далее - величины вибрации).

Допустимый уровень вибрации двигателя с частотой первой роторной гармоники.

Допустимые уровни максимальной амплитуды величин вибрации двигателя на установившихся режимах при приёмо-сдаточных испытаниях и совмещении видов испытаний из числа предъявительских и приёмо-сдаточных указанны в табл.1 и представлены кривой 1 номограммы, а на неустановившихся режимах - указанны в табл.2, и представлены кривой 2 номограммы.

На установившихся режимах максимальная амплитуда величин вибрации двигателя при предъявительских, периодических и типовых испытаниях, а также в эксплуатации при контроле в наземных условиях и в условиях полёта самолёта не должна превышать значений, указанных в табл.2 и представленных кривой 2 номограммы, а на неустановившихся режимах - значений, указанных в табл.3 и представленных кривой 3 номограммы. При специальных стендовых испытаниях допустимые уровни вибрации двигателя устанавливают в программе испытаний.

При отсутствии на двигателе дефектов вибрационного характера, по согласованию между разработчиком и заказчиком двигателя, на установившихся режимах при испытаниях допускается повышение вибрации до уровня, установленного в табл.2 и кривой 2 номограммы.

Таблица 1

Диапазон частот вибрации двигателя f, Гц

Допустимая амплитуда виброперемещения, м виброскорости, м/с виброускорения, м/с2

От 20 до 57 7,162*10-3*1/f 45*10-3 0,283*f

От 57 до 85 0,4053*1/f2 2,546*1/f 16

От 85 до 637 4,775*10-3*1/f 30*10-3 0,188*f

От 637 до 2000 3,04*1/f2 19,1*1/f 120

Таблица 2

Диапазон частот вибрации двигателя f, Гц

Допустимая амплитуда виброперемещения, м виброскорости, м/с виброускорения, м/с2

От 20 до 72 8,75*10-3*1/f 55*10-3 0,283*f

От 72 до 100 0,633*1/f2 3,97*1/f 16

От 100 до 637 6,36*10-3*1/f 40*10-3 0,188*f

От 637 до 2000 4,053*1/f2 25,47*1/f 120

От 10 до 30** 0,3*10-3 1,885*10-3*f 0,01184*f2

** - Для двигателя, частота вибрации которого равна частоте вращения воздушного винта и ротора вентилятора.

Таблица 3

Диапазон частот вибрации двигателя f, Гц

Допустимая амплитуда виброперемещения, м виброскорости, м/с виброускорения, м/с2

От 10 до 80 9,6*10-3*1/f 60*10-3 0,377*f

От 80 до 96 0,76*1/f2 4,77*1/f 30

От 96 до 318 7,96*10-3*1/f 50*10-3 0,314*f

От 318 до 354 2,53*1/f2 15,9*1/f 100

От 354 до 707 7,16*10-3*1/f 45*10-3 0,283*f

От 707 до 2000 5,066*1/f2 31,83*1/f 200

Таблица 4

Диапазон частот вибрации двигателя f, Гц

Допустимая амплитуда виброперемещения, м виброскорости, м/с виброускорения, м/с2

От 5 до 20 1*10-3 6,283*f 0,395*f2

От 20 до 133 19,1*10-3*1/f 120*10-3 0,754*f

От 133 до 177 2,53*1/f2 15,92*1/f 100

От 177 до 354 14,32*10-3*1/f 90*10-3 0,565*f

От 354 до 2000 5,066*1/f2 31,832*1/f 200

При повторном запуске и прогреве неостывшего( “тёплого”) двигателя допускается кратковременное, в течение 1-2 мин, повышение амплитуды виброскорости до значений, установленных разработчиком двигателя по согласованию с заказчиком, но не превышающих 70*10-3 м/с[5].

Допустимый уровень вибрации двухвального двигателя с частотой первых роторных гармоник.

В двухвальном двигателе допустимые уровни вибрации с частотой первых роторных гармоник нормируют для каждого ротора отдельно.

Квадратические значения суммарной вибрации двигателя при приёмо-сдаточных испытаниях не должны превышать значений, установленных в табл.2 или определённых кривой 2 номограммы, а при предъявительских, периодических и типовых испытаниях, а также в эксплуатации при контроле в наземных условиях и в условиях полёта самолёта - значений, установленных в табл.3 и определённых кривой 3 номограммы.

В условиях полёта самолёта в технически обоснованных случаях допускается повышение уровня суммарной вибрации до значений, установленных разработчиком двигателя по согласованию с разработчиком самолёта и заказчиком двигателя, но не превышающих 65*10-3 м/с.

Суммарная амплитуда вибрации двигателя при биениях с частотами вращения роторов, отличающимися менее чем на 10?, не должна превышать значений, указанных в табл.2 и определённых кривой 2 номограммы, а при предъявительских, периодических и типовых испытаниях, а также в эксплуатации при контроле в наземных условиях и в условиях полёта самолёта не должна превышать значений, установленных в табл.3 и определённых кривой 3 номограммы.

Допустимый уровень вибрации двигателя с частотой, отличающейся от частоты первой роторной гармоники.

Допустимый уровень вибрации двигателя с частотой свыше 20 Гц при стендовых испытаниях и контроле на самолёте в наземных условиях не должен превышать значений, указанных в табл.3 и представленных кривой 3 номограммы.

Амплитуда величин вибрации двигателя с частотой, равной частоте вращения ротора вентилятора, при приёмо-сдаточных испытаниях, не должна превышать значений, указанных в табл.2, и представленных кривой 2'-2 номограммы, а при предъявительских, периодических и типовых испытаниях и контроле в эксплуатации - значений, установленных в табл.3 и представленных кривой 3 номограммы.

При отсутствии на двигателе дефектов вибрационного характера допускается, по согласованию между разработчиком и заказчиком двигателя, допустимый уровень его вибрации при приёмо-сдаточных испытаниях устанавливать по табл.3 и кривой 3 номограммы.

На установившихся режимах допустимый уровень вибрации двигателя с частотами до 20 Гц от внешних источников возбуждения для двигателя самолёта не должен превышать значений, установленных в табл.4 или прямой 4' номограммы.

Допустимый уровень вибрации двигателя в местах крепления агрегатов.

Амплитуда величин вибрации двигателей, установленных на самолёте, не должна превышать значений, указанных в табл.4 и определённых кривой 4'-4 номограммы.

При превышении допустимого уровня вибрации двигателя в местах крепления агрегатов, по согласованию с разработчиком двигателя вводят амортизацию агрегатов с демпфированием или изменяют место их крепления на двигателе.

Общие требования к контролю вибрации двигателя.

Для каждого двигателя должны быть определены его вибрационные характеристики для различных источников возбуждения, описанных выше, двигателя по согласованию с заказчиком. Характеристики должны быть определены во всём диапазоне частот вращения роторов и на всех режимах двигателя.

При определении вибрационных характеристик проводят подробное вибрографирование двигателя (при необходимости и на фланцах присоединения к двигателю воздухозаборника и реверсивного устройства). При обнаружении резонанса вблизи максимальной частоты вращения ротора, вибрографирование необходимо продолжить до частоты, превышающей максимальную, на значение, указанное в программе испытаний.

По вибрационным характеристикам двигателя, полученным для первых роторных гармоник каждого ротора, определяют резонансы связанной системы “ротор - корпус - подвеска двигателя”. По вибрационным характеристикам для других источников возбуждения определяют возможные резонансы корпуса двигателя или его узлов и агрегатов в составе двигателя. Из анализа вибрационных характеристик двигателя должны быть определены штатные места расположения на нём датчиков вибрации, диапазоны частот вращения роторов и режимы двигателя с повышенным уровнем вибрации для проведения эффективного контроля вибрационного состояния двигателя при стендовых испытаниях, а также в эксплуатации на самолёте. Условия крепления датчика вибрации на двигателе не должны оказывать существенное влияние на его показания. Для измерения вибрации двигателя с частотой первой роторной гармоники целесообразно выполнить следующее условие: fc > 2,5fpmax.

При стендовых испытаниях двигателя должен быть осуществлён контроль его вибрации с частотами первых роторных гармоник по штатным датчикам на протяжении всего времени работы двигателя. Для измерений вибрации двигателя с целью оценки его вибрационного состояния, помимо штатных, целесообразно установить дополнительные датчики вибрации. Необходимость контроля спектральных составляющих вибрации двигателя, отличающихся от первых роторных гармоник, на протяжении всего времени работы двигателя определяет разработчик двигателя на основании исследований вибрации на двух-трёх двигателях.

Погрешность аппаратуры измерения уровня вибрации двигателя с частотой первой роторной гармоники не должна превышать 10? верхнего предела нормируемого значения контролируемой вибрации, а для высокочастотных и низкочастотных составляющих спектра вибрации - не выше 15.

Контроль вибрации главного двигателя в эксплуатации необходимо осуществлять не менее чем двумя датчиками вибрации. Необходимость осуществления контроля вибрации вспомогательных двигателей самолёта двумя датчиками определяет разработчик двигателя по согласованию с разработчиком самолёта и заказчиком двигателя.

Амплитуда виброскорости с частотой первой роторной гармоники, измеренная на нескольких двигателях на самолёте в наземных условиях, не должна превышать более чем на 10*10-3 м/с уровня вибрации этих же двигателей при стендовых испытаниях, иначе условия испытаний двигателя на стенде (условия крепления, масса закреплённых агрегатов и т.п.) необходимо привести в соответствие с условиями его работы в составе силовой установки самолёта.

Контроль вибрации главного двигателя с частотой первой роторной гармоники в эксплуатации необходимо осуществлять непрерывно на всех режимах его работы с помощью бортовой системы контроля вибрации. Номинальный уровень срабатывания сигнализаторов бортовой системы контроля вибрации не должен превышать допустимый уровень вибрации более чем на 10?. Для бортовой системы контроля вибрации основная относительная погрешность каналов измерения и срабатывания сигнализаторов на превышение допустимого уровня вибрации в нормальных условиях не должна превышать 10? верхнего предела нормируемого значения контролируемой вибрации.

Уровни низкочастотной вибрации двигателя от внешних источников возбуждения определяют в процессе лётных испытаний самолёта[5].

Измерения вибрации двигателя в местах крепления агрегатов проводят при стендовых испытаниях двигателя на этапе опытно-конструкторских работ до проведения Государственных стендовых испытаний двигателя. Вибрацию агрегатов измеряют с применением регистраторов для последующей обработки результатов измерений с помощью спектроанализаторов. В технически обоснованных случаях, по согласованию между разработчиками двигателя, самолёта, агрегата и заказчиком двигателя, измерение вибрации агрегатов проводят в полётных условиях.

Для общей оценки вибрационного состояния двигателя при выполнении опытно-конструкторских работ до проведения государственных стендовых испытаний следует определять ожидаемую статистически максимальную вибрацию двигателя для всей серии по выборочным значениям максимальной вибрации нескольких двигателей на режиме наибольших уровней вибрации.

Определение статистически максимальных уровней вибрации двигателя.

Для своевременного выявления дефектов производства и обеспечения контроля стабильности технологического процесса по параметру вибрации следует вводить производственную норму вибрации двигателя.

Производственные нормы должны быть ниже допустимых уровней вибрации, установленных ГОСТ 26382-84, и назначаются разработчиком двигателя на основании статистической обработки результатов измерений вибрации двигателя при всех стендовых испытаниях. Превышение измеренной на данном режиме максимальной амплитуды величин вибрации производственной нормы свидетельствует о наличии отклонений при изготовлении или сборке двигателя, которые необходимо устранить. Для каждого типа двигателя устанавливают одну, две и более производственных норм в зависимости от числа роторов, резонансов колебаний связанной системы “ротор - корпус - подвеска двигателя” или вида составляющих спектра[5].

Определение производственной нормы вибрации двигателя.

Производственную норму вибрации двигателя следует определять по формуле (1) для 200 ? n ? 5000 и по формуле (2) для n ? 5000, где n - число испытаний двигателя на заданном режиме его работы.

2.2.3 Размещение датчиков вибрации

При всех видах стендовых испытаний на двигателе АИ-222-25 установлены пять датчиков вибрации. Три из них располагаются в плоскости передней подвески двигателя, остальные два - в плоскости задней подвески двигателя. Ниже перечислены наименования и места закрепления датчиков:

А) В плоскости передней подвески двигателя:

1. YПП - в вертикальном направлении, установлен на кронштейне № ЛО 2-17-00-1371;

2. ZПП - в поперечно-горизонтальном направлении, установлен на кронштейне № ЛО 2-17-00-1340

3. XПП - в продольно-горизонтальном направлении, установлен на кронштейне № ЛО 2-17-00-1341

Б) В плоскости задней подвески двигателя:

4. YЗП - в вертикальном направлении, установлен на силовом кольце;

5. ZЗП - в поперечно-горизонтальном направлении, установлен на кронштейне № ЛО 2-906-00-00.

Датчики 1) и 4) являются штатными. Штатные датчики выдают сигнал в систему управления двигателем и для стендового контроля не используются. Ниже приведена схема установки датчиков вибрации на двигателе АИ-222-25 при стендовых испытаниях, иллюстрирующая расположение перечисленных выше датчиков.

Показанное размещение датчиков вибрации соот¬вет¬ст¬вует требованиям стандартов. Компоновка виброиз¬м嬬рительной системы дви¬га¬теля на само¬ле¬те в эксплуатации включает в себя только два штатных датчика вибрации. Таким образом, если компоновка стендовой виброизмерительной системы позволяет получить максимально полную информацию о вибрационном состоянии двигателя, то самолетная компоновка значительно ограничивает объем получаемой информации, что часто не позволяет применить известные подходы к построению методик вибрационной диагностики различных узлов и агрегатов двигателя.

2.2.4 Цифровая обработка вибрационных сигналов

Выбор методов сбора и обработки данных наблюдений зависит от того, какое физическое явление представляет изучаемый процесс, и от целей, которые достигаются обработкой. В общем случае можно выделить пять основных этапов, связанных с этой процедурой:

1) сбор данных

2) регистрация (в том числе передача)

3) подготовка

4) оценивание основных свойств

5) анализ

Каждый из этих этапов требует выполнения ряда последовательных операций. Ниже будут изложены основные соображения во всех ключевых этапах обработки.

Сбор данных.

Первым шагом при сборе данных является преобразование исследуемого процесса с помощью специального устройства. Под преобразователем понимают устройство, позволяющее количественно оценить изучаемый физический процесс путём преобразования его в аналоговый сигнал с взаимно однозначным соответствием между входными и выходными величинами. Преобразование может потребовать выполнения трёх операций: а) механического преобразования изучаемой физической величины в некоторую промежуточную механическую величину; б) преобразования промежуточной механической величины в промежуточную электрическую величину; в) промежуточной электрической - в электрическую величину, обычно в напряжение. Некоторые преобразователи могут выполнять две или все три описанные операции в зависимости от конструкции и принципа действия самого преобразователя, а так же от того, какая физическая величина измеряется с их помощью. В идеальном случае перечисленные выше операции должны выполняться без каких-либо искажений измеряемой величины как функции времени. Иными словами, если реализация входного процесса есть х(t), а выходного - y(t), то в случае идеального преобразователя зависимость между ними имеет вид y(t)=cx(t), где с - постоянная калибровки. К сожалению, такая ситуация практически недостижима. При работе преобразователей происходят, как правило, изменения амплитуд и фаз, а также и другие искажения. Это обстоятельство делает преобразователь потенциальным источником ошибок при любом способе сбора и обработки данных.