航空发动机叶片-机匣碰摩故障的机匣振动加速度特征分析及验证
基于机匣应变的航空发动机碰摩故障识别
基于机匣应变的航空发动机碰摩故障识别房剑锋【摘要】针对双转子航空发动机采用柔性机匣设计理念,提出了在进气机匣或中介机匣承力支板加装应变桥路,从机匣动应变中提取特征频率来识别发动机转静碰摩故障的一种方法.建立了简化的转子-机匣碰摩动力学模型,分析得出了双转子发动机转静碰摩特征频率,利用该特征频率准确识别出了某型发动机飞行试验中多次转静碰摩故障.理论分析和飞行试验表明:机匣应变能够灵敏的拾取转静碰摩振动信号;双转子发动机发生转静碰摩时,振动频谱中会出现mΩH±nΩL高低压转频组合频率成分,可依据该组合频率来判断碰摩故障是否发生;振动频谱中出现mΩH±ΩL组合频率成分并不能定位高压转子发生碰摩,同理,振动频谱中出现ΩH±nΩL组合频率成分也不能定位低压转子发生碰摩.【期刊名称】《空军工程大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2019(020)003【总页数】7页(P22-28)【关键词】双转子发动机;转静碰摩;故障识别;机匣应变;组合频率【作者】房剑锋【作者单位】中国飞行试验研究院发动机所,西安,710089【正文语种】中文【中图分类】V232.96目前第三、第四代航空发动机不断追求高推重比、快速状态切换、低油耗等性能指标，涡轮前温度越来越高、转静子间隙越来越小，必然导致转子与机匣经常发生碰摩[1-2]。
目前转静碰摩已经成为多型航空发动机的典型故障之一，转子和机匣发生碰摩将带来严重的后果，如果不能及时发现与排除，可能导致发动机转子和静子严重损坏，甚至造成严重的飞行事故。
因此，准确识别出飞行中发动机碰摩故障，对于保障飞行安全、提高发动机战备完整性具有重要的军事意义[3-5]。
近些年来，国内外学者关于航空发动机转静碰摩故障识别的研究较多，在转子碰摩动力学数值及有限元建模仿真[1-2,5-9]、模拟碰摩故障实验研究[10-13]、碰摩故障分析识别方法[4,9,13]等方面进行了大量深入研究，得出了各种发动机转静碰摩故障识别方法和结论，对于发动机故障诊断、提高发动机结构可靠性设计具有重要的应用价值和指导意义。
航空发动机整机振动典型故障分析
航空发动机整机振动典型故障分析摘要：为解决航空发动机振动引起的设备故障问题，提升飞机的安全飞行系数。
本文立足实际，对航空发动机整机振动典型故障进行解析，提出相关的处理方法。
关键词：航空发动机；整机振动；典型故障引言在航空燃气涡轮发动机设计、生产环节，整机振动是极为严重的问题之一，很多发动机在研究和生产中都遇到过，必须切实解决，才能保证发动机的正常运行，促进航空发动机领域的发展。
有些发动机在研发阶段，就会遇到整机振动问题的影响，其振动超标的问题比较严重，通常占比为1/4—1/3，对于发动机的调试和运行造成不利的影响；有些发动机在投入使用后，由于振动偏大而产生的安全问题，返修率达5%。
振动发生后，极易导致结构的可靠性、安全性不合格，产生较大的经济损失。
整机振动故障的发生原因比较多，复杂性较高，是综合性因素构成的。
因此，深入分析整机振动的发生规律，总结形成原因，采取合理的有效措施解决整机振动的问题，对于航空发动机的研发和应用有积极作用。
本文主要分析整机振动典型故障，结合实际情况总结出解决措施，希望为发动机稳定运行提供帮助。
1转子热弯曲引发的振动故障在国内外的航空发动机研究机构日常工作中，极为重视转子发热的问题，投入的研究力量比较大。
美国空军涡轮发动机机构发布大纲中指出，从符合飞机的战术方面分析，首先要解决的问题就是热启动问题，这已经成为航空发动机研发和应用的重点，并且将挠区转子的启动问题作为研究和试验的重点。
在某航空发动机研发中，多次出现转子发热产生的振动偏大问题。
其振动的特点就是在启动时振动变得非常强烈，超过规定的振动峰值，有些还会导致启动终止，或者出现气压机转子的损伤，或者叶片出现严重的摩擦，导致结构损坏的问题，如果非常严重的情况下，极易导致转子出现掉角、裂纹的问题。
热启动时，转子热弯曲的问题就会出现在发动机停车后，这是系统工作温度相对较高，叶片—轮盘—转轴封闭机匣内，在冷却的过程中。
外部的气流会持续性进入到发动机内部，因为外部气流的温度比较低，发动机内部温度高，热气流会不断的向上移动，而冷气流则会向下移动。
航空发动机整机振动分析与控制
航空发动机整机振动分析与控制摘要：高性能航空发动机的结构复杂性和高温高速下的动态稳定性，航空发动机转子的气动设计与分析是牵引振动控制技术，装配过程控制技术是关键，振动测试技术取决于整机的振动控制技术。
根据航空发动机结构的复杂性，确定了技术结构和振动控制方案，并保持了控制技术的实用价值。
本文主要介绍了航空发动机整体振动控制技术的设计过程和装配过程，并说明了具体的验证过程。
关键词：航空；发动机；振动分析在航空飞行中，发动机是动力保证，其工作的可靠性直接关系到飞行安全。
发动机振动不仅影响发动机本身的工作，而且影响配件和仪器的工作，结构的发动机振动应力较大，甚至会最终影响发动机的可靠性。
航空发动机的振动故障在军用和民用发动机上是不同的，导致大量的发动机提前返回工厂，降低了发动机的使用寿命，增加了维修费用。
据统计，90%以上的结构强度失效是由振动引起的或与振动有关的。
避免飞机发动机研究的设计、生产、使用和维护。
从一开始，源可能导致故障，维护每个细节的具体使用，关注整个生命周期引擎的整个机器振动。
研究了飞机发动机的振动问题。
1航空发动机整机振动分析航空发动机一般安装在飞机或试验台架上，形成一个无限多自由度的振动系统。
所谓发动机的整机振动，在各种激振力作用下会产生的响应。
发动机故障会产生独特的发动机整机振动，故障不同，振动特征也不同。
发动机整机振动的主要故障类型包括以下几种：1.1转子不平衡在航空发动机中，转子材质的不均匀、设计的缺陷、热变形、制造装配的误差和转子在运行过程中有介质粘附到转子上或是有质量脱落等，使得实际转子的质心与形心不一致，因而使得转子出现质量不平衡。
转子不平衡是导致航空发动机整机振动过大和产生噪音的重要因素，它不但会直接威胁到航空发动机安全可靠地运行，而且还容易诱发其他类型的故障。
转子不平衡离心力所引起的振动，与其它原因引起的振动不同，具有固有特征，即动载荷与转速平方成正比，频率与转速相同。
航空发动机涡轮叶片失效分析与诊断技术研究
航空发动机涡轮叶片失效分析与诊断技术研究航空发动机是飞行器的重要组成部分，其性能直接影响飞行器的安全和使用效益。
涡轮叶片作为航空发动机中重要的部分，能够转换燃气能为动能和推进能，起到关键的作用。
然而，由于受到不断变化的高温、高压、高速等多种环境因素的影响，航空发动机涡轮叶片失效率逐年增加，给飞行器的安全带来威胁。
对于航空发动机涡轮叶片失效的分析与诊断技术研究，既是保证飞行器安全的必然要求，也是提高发动机可靠性和使用寿命的重要手段。
一、航空发动机涡轮叶片失效类型航空发动机涡轮叶片失效主要分为疲劳失效、腐蚀、磨损、脆性破裂和热疲劳等几种类型。
疲劳失效是航空发动机涡轮叶片最常见的失效类型，主要是因为叶片经过长时间的高速低周循环载荷作用后会出现很小的裂纹，随着时间的推移，裂纹逐渐扩大，最终导致断裂。
腐蚀和磨损是航空发动机涡轮叶片容易出现的化学腐蚀和机械磨损现象，对叶片材料的腐蚀和磨损也会导致其性能与寿命下降。
脆性破裂是指叶片在高温环境下易出现应力集中和高温膨胀变形，导致叶片断裂。
热疲劳则是叶片在高温下经历多次工作循环后出现变形和材料的微结构变化，最终导致其失效。
二、航空发动机涡轮叶片失效分析与诊断技术航空发动机涡轮叶片失效分析与诊断技术是保证飞行器安全和提高发动机可靠性的重要手段，一般可分为两个步骤：失效分析和诊断技术。
失效分析是为了了解叶片失效原因和机制，可通过材料学分析、应力学分析和力学验证等方法进行。
对失效样本的微观及宏观结构特征的分析与表征是支撑失效分析的重要方法。
诊断技术是为了对航空发动机涡轮叶片的状态进行实时监测和无损检测，识别叶片的微裂纹、疲劳损伤、变形等异常状态，及时预警和预防叶片失效。
1、失效分析(1)材料学分析。
材料学分析是指对叶片材料及其热处理工艺进行分析，对样本进行化学成分分析、金相组织分析、晶体学分析等，主要是为了了解叶片材料的基本性能和材料处理过程中是否存在缺陷或过热过程等。
航空发动机叶片-机匣碰摩故障的机匣振动加速度特征分析及验证
摘要 ： 为 了提取 叶片机 匣碰摩状 态下的机 匣振动加速度特征 ， 利用航空发动机 转子 系统模型 的试验器 ， 进行 了转子 叶片 一机 匣的单点碰摩和偏摩试验 ， 通过频谱分析和倒频谱分析 方法 ， 分析 了机 匣振 动加速 度信号的碰摩特征 ， 结果表 明： 机 匣振 动加速度 具有 明显的周期冲 击特征 ， 其冲击频率为旋 转频率 与叶片数 的积 ， 在 频谱 上出现 了该） 中击频率及其倍频 ， 冲 击的大小受旋 转频率调 制， 在频率上表现 出冲击频率及 其倍 频两侧 出现 了以旋 转频率为 间隔的边频带族。从倒频谱 图中可以明显看 出转频及其倍频 的倒 频率成分 ， 并用实 际航 空发动机试车数据验证 了分 析结果 。 关键词 ： 碰摩； 叶片 ～机匣； 加速度信号 ； 航空发动机 ； 振动
第 ４ ０卷 第 ｌ 期
２ ０ １ ４年 ２月
航 空 发 动 机
Ａｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ
Ｖｏ １ ． ４０ Ｎｏ ．１
Ｆ ｅ ｂ ． ２ ０ １ ４
航 空发动机 叶片 一机 匣碰 摩故障的机 匣振 动加速度
特征 分析 及验证
陈 果 ， ， 冯 国权 ， 姜广 义 ， 李成 刚 ， 王德 友
２ ． ＡＶＩ Ｃ Ｓ ｈ ｅ ｎ ｙ ａ ｎ ｇ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎ ｄ Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ Ｉ ｎ ｓ ｉ ｔ ｔ ｕ ｔ ｅ ， Ｓ ｈ ｅ ｎ ｇ ｙ ａ ｎ ｇ １ １ ０ ０ １ ５ ， Ｃｈ ｉ ｎ ａ ）
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｉ ｎ ｏ ｒ ｄ ｅ ｒ ｔ ｏ ｅ ｘ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ｔ ｈ ｅ ｃ ａ ｓ ｉ ｎ ｇ ａ ｃ ｃ ｅ ｌ ｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｖ ｉ ｂ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｉｓ ｒ ｔ ｉ ｃ ｓ ｕ ｎ ｄ ｅ ｒ ｂ ｌ ａ ｄ ｅ － ｃ ａ ｓ ｉ ｎ ｇ ｒ ｕ ｂ ｂ ｉ ｎ ｇ ，ｒ ｏ ｔ ｏ ｒ ｂ ｌ ａ ｄ ｅ — ｃ ａ ｓ ｉ ｎ ｇ ｓ ｉ ｎ ｇ ｌ ｅ － ｐ ｏ ｉ ｎ ｔ ｕｂ ｒ ｂ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ ｐ ａ ｖ ｉ ￣ｒ ａ ｕｂ ｂ ｉ ｎ ｇ ｅ ｘ ｐ ｅ ｉｍｅ ｒ ｎ ｔ ｓ ｗｅ ｒ ｅ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｍｅ ｄ ｗ ｉ ｔ ｈ ａ ｅ ｒ ｏ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｒ ｏ ｔ ｏ ｒ ｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｉ ｇ ．Ｂ ｙ ｍｅ ａ ｎ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｒ ｆ ｅ ｑ ｕ ｅ ｎ ｃ ｙ ｓ ｐ ｅ ｃ ｔ ｕ ｍ ｒ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｃ ｅ ｐ ｓ ｔ ｒ ｕ ｍ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｓ ，ｔ ｈ ｅ ｃ ａ ｓ ｉ ｎ ｇ ｖ ｉ ｂ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｃ ｃ ｅ ｌ ｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｉ ｇ ｎ ｌｓ ａ ｗｅ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ｉ ｎ ｏ ｒ ｄ ｅ ｒ ｔ ｏ ｅ ｘ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ｔ ｈ ｅ ｒ ｕ ｂ ｂ ｉ ｎ ｇ ｆ ａ ｕ ｌ ｔ ｓ
基于航空发动机转子试验器的碰摩特征测试
基于航空发动机转子试验器的碰摩特征测试
金业壮;王德友;闻邦椿
【期刊名称】《噪声与振动控制》
【年(卷),期】2015(000)003
【摘要】利用航空发动机转子试验器模拟不同部位的碰摩，测试获得碰摩时机匣
的加速度响应信号，并与无碰摩时机匣加速度时、频域波形进行对比。
测试结果表明，航空发动机叶盘结构的转子—机匣碰摩时，其加速度信号具有冲击、调幅特征，即在碰摩频率及其整数倍频附近存在边频带，其边频宽度为旋转频率。
同时，与无碰摩状态相比，在低频段时碰摩特征主要表现为转频及其倍频分量，且倍频分量更加突出。
【总页数】4页(P204-207)
【作者】金业壮;王德友;闻邦椿
【作者单位】东北大学机械工程与自动化学院，沈阳 110819; 沈阳航空航天大学航空航天工程学部，沈阳110136;中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015;东北大学机械工程与自动化学院，沈阳 110819
【正文语种】中文
【中图分类】TB535
【相关文献】
1.基于滞回碰摩力模型的转子系统碰摩响应研究 [J], 曹登庆;杨洋;王德友;陈华涛;
姜广义
2.转子试验器的应力分析与碰摩故障的研究 [J], 金业壮;王德有
3.航空发动机转子系统早期裂纹碰摩故障特征提取方法 [J], 卢艳军;宛利鹤
4.航空发动机转子系统早期裂纹碰摩故障特征提取方法 [J], 卢艳军;宛利鹤;
5.基于FDM法的航空发动机转子全周碰摩故障诊断研究 [J], 邓国智
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航空发动机振动故障诊断和预测研究
航空发动机振动故障诊断和预测研究随着现代航空事业的发展，对于飞机发动机性能和安全方面的要求日益提高。
在日常运营中，航空发动机振动故障是导致航空事故的主要原因之一。
为了提高航空产业的安全性和可靠性，研究发动机振动故障诊断和预测技术已成为当前的热点问题之一。
发动机振动故障的成因发动机振动故障的成因可分为结构性原因和操作性原因两类。
结构性原因包括扭转振动、径向振动、弯曲振动和扭曲振动等，这些振动主要受到发动机内部设计和制造质量的影响。
而操作性原因则包括失速、颤振、鸣叫和共振等，这些故障往往与发动机运行过程中的参数控制和操作方式有关。
传统的故障诊断方法在传统的故障诊断方法中，人工观察和测试分析是主要手段。
这种方法在实践中已经证明是有效的，但其缺点也是非常明显的。
首先，它的诊断成本和周期比较高，同时也需要大量的人力和物力资源。
其次，这种方法的诊断结果主要依赖于人员的经验和技能水平，其准确性和可靠性难以保证。
现代的故障预测技术为了应对上述问题，现代的航空发动机振动故障诊断和预测技术已经得到了广泛的应用和推广。
其中最主要的技术包括模型识别和监控、模型预测和智能算法。
这些技术可有效地降低诊断成本和周期，并且大大提高了诊断结果的准确性和可靠性。
模型识别和监控第一个技术就是模型识别和监控。
在这种技术中，发动机的振动模型通常通过物理方法建立。
发动机内部传递的信息和信号可以被转换为数学模型，并且被存储在计算机中。
这些数学模型包括传递函数、状态空间模型等。
然后，针对这些数学模型，可以采用现代的数据挖掘、机器学习等技术，以监控发动机振动参数的变化，以便及时发现故障。
模型预测第二个技术是模型预测。
在这种技术中，振动参数和其他故障参数的关系通过提取特征变量、分析数据的特征和趋势分析等方法得到预测模型。
这种模型可以用来预测发动机故障的进展和预测发动机的寿命。
智能算法第三个技术是智能算法。
智能算法是指人们在研究和解决问题时，依照人们的智力工作方式，模仿人类的思维方式进行建模和计算的一类算法。
航空发动机叶片振动特性试验研究
航空发动机叶片振动特性试验研究杨文鑫;蔡增杰;陆锦斌;王彦芳【摘要】目的通过理论计算和试验验证获得航空发动机叶片一阶弯曲振动频率,并在一阶弯曲振动模态下获取叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系.方法利用有限元分析软件对叶片进行模态分析,得到叶片的一阶弯曲振动频率.在振动试验系统上,通过扫频试验验证叶片发生一阶弯曲共振的频率,对叶片进行高应力振动试验.结果叶片一阶弯曲振动频率理论计算值为3584 Hz,实验值为3286 Hz,误差为8.31%,满足工程误差小于10%的要求.叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系为σ=1.8759 af.结论得到了叶片的一阶弯曲振动频率以及叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系.%Objective To obtain aeroengine blade first-order bending vibration frequency and the relationship between the stress of the blade and the natural frequency of the blade and the amplitude of the blade, through theoretical calcula-tion and experimental verification. Methods Finite element analysis software was adopted for modal analysis of blade, the first-order bending vibration frequency was obtained, and the first-order bending vibration frequency of blade was veri-fied by the frequency sweep test on the vibration test system; then high stress vibration test was carried out. Results The theoretical calculation value of blade bending vibration frequency was 3584 Hz, and the experimental value was 3286 Hz, the error was 8.31% and the requirement of less than 10% of engineering error was met. The relationship between the stress of the blade and the natural frequency of the blade and the amplitude of the bl ade was σ=1.8759 af.Conclusion Thefirst-order bending vibration frequency of blade and the relationship between stress of blade and the natural frequency of blade and the amplitude of blade are obtained.【期刊名称】《装备环境工程》【年(卷),期】2018(015)002【总页数】4页(P84-87)【关键词】叶片;模态分析;振动试验;振动特性【作者】杨文鑫;蔡增杰;陆锦斌;王彦芳【作者单位】青岛苏试海测检测技术有限公司,山东青岛 266109;青岛苏试海测检测技术有限公司,山东青岛 266109;青岛苏试海测检测技术有限公司,山东青岛266109;青岛苏试海测检测技术有限公司,山东青岛 266109【正文语种】中文【中图分类】TJ07;TH122航空发动机叶片受力复杂，工作环境严酷，叶片振动疲劳损伤故障是整个发动机故障的主要故障模式[1-2]。
航空发动机风扇叶片振动特性分析
航空发动机风扇叶片振动特性分析寇海军;张俊红;林杰威【摘要】针对叶片的振动失效关系到整台发动机的工作可靠性的问题,基于振动分析理论,在风扇叶片模态试验的基础上,结合有限元方法建立了叶片振动分析模型;考虑气体与叶片的耦合作用,建立了旋转叶片流道模型;利用计算流体动力学计算了额定工况下的叶片表面气动载荷,并将其引入旋转叶片有限元振动分析中进行了叶片静频、动频和振动响应分析,从而得到叶片在不同转速下的动态响应.分析发现,叶片转速在2 000～3 600 r/min范围内的10个转速点存在谐共振.通过进一步分析10个转速下的叶片振型与动态应力得出:临界转速工况下的振动应力明显高于相邻转速,但共振应力峰值与临界转速并无正相关性;共振应力集中位置受叶片模态振型影响较大,始终出现于叶片前缘并沿叶高方向变化,表明叶片前缘最易发生振动疲劳.研究结果对叶片振动疲劳设计和维护维、修均有一定的指导意义.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2014(048)011【总页数】6页(P109-114)【关键词】航空发动机;风扇叶片;计算流体动力学;有限元方法;振动特性【作者】寇海军;张俊红;林杰威【作者单位】天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室,300072,天津;天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室,300072,天津;天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室,300072,天津【正文语种】中文【中图分类】V232.4航空发动机风扇叶片的展弦比大、应力水平高、工作条件恶劣,以及高速旋转产生的离心力和气流冲击引起的气动力易使叶片发生振动。
发动机由振动引起的故障占总故障的60%以上,其中叶片振动故障占总振动故障的70%以上[1]。
叶片振动尤其是共振将产生较大的振动应力,易导致叶片疲劳失效。
因此,振动特性分析是研究发动机叶片减振、抗疲劳问题的关键[2]。
Srinivasan根据多年的研究成果和工作经验总结了严重影响燃气轮机结构发展的叶片振动问题[3]。
压气机转子叶片与机匣碰磨试验研究
甘肃科技Gansu Science and Technology第37卷第4期2021年2月Vol.37 No.4Feb. 2021压气机转子叶片与机匣碰磨试验研究杨文强（中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海200241）摘要：为探索某型压气机部件可能发生的转子叶片与机匣碰磨后果，确保压气机运行安全,结合该压气机叶尖间隙值以及压气机工况，进行了叶片与机匣的碰磨试验研究。
试验结果表明碰磨发生后叶片可能发生变形，但压气机 叶片和机匣仍可安全运行。
关键词：压气机;转子叶片；机匣；碰磨中图分类号:V232.4航空发动机压气机叶片叶尖与机匣内壁之间 的距离称为叶尖间隙。
为了尽可能减小压气机叶尖 气流损失，提升压气机性能，希望叶尖间隙尽可能小。
但叶尖间隙越小,其高速旋转的叶片与机匣内 壁之间发生碰磨的风险就越大，可能导致转静子间 隙增大、轴承磨损、叶片折断等机械失效［円,从而降低发动机安全性和可靠性，危害航空安全凤由于碰 磨故障机理和碰磨引发的系统响应的复杂性，国内 外很多学者针对碰磨故障进行了大量的研究工作，也取得了丰硕的研究成果。
Muszynaka 问对碰磨过程 中出现的物理现象如摩擦、冲击以及碰磨转子的振 动响应等方面进行了综述。
Ahma 曲探讨了刚度硬化、不平衡、外阻尼、外激励频率、反向涡动、盘的弹 性、库仑摩擦、旋转加速度、扭转载荷、热效应对碰 磨转子系统动力学特性的影响。
Wang 等嗨过试验 研究了转动叶片和静子机匣（采用平板模拟）之间的碰磨接触现象，研究了叶片径向力和切向力与侵入深度和转速的关系。
德国学者Ahrens 等呵研究了 叶片侵入量和法向接触力之间的关系以及摩擦因 数与转速之间的关系。
本文主要结合某型航空发动机压气机部件叶尖间隙计算结果以及预计可能发生的碰磨工况，根 据压气机部件真实工作条件确定碰磨试验参数,对碰磨首发的转子叶片进行了碰磨试验研究。
同时对 试验结果进行了分析，并对压气机部件试验的碰磨风险进行了预测。
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航空发动机叶片-机匣碰摩故障的机匣振动加速度
特征分析及验证
陈果1，冯国权2，姜广义2，李成刚2，王德友2
（1.南京航空航天大学民航学院，南京210016；2.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）
摘要：为了提取叶片机匣碰摩状态下的机匣振动加速度特征，利用航空发动机转子系统模型的试验器，进行了转子叶片-机匣的单点碰摩和偏摩试验，通过频谱分析和倒频谱分析方法，分析了机匣振动加速度信号的碰摩特征，结果表明：机匣振动加速度具有明显的周期冲击特征，其冲击频率为旋转频率与叶片数的积，在频谱上出现了该冲击频率及其倍频，冲击的大小受旋转频率调制，在频率上表现出冲击频率及其倍频两侧出现了以旋转频率为间隔的边频带族。
从倒频谱图中可以明显看出转频及其倍频的倒频率成分，并用实际航空发动机试车数据验证了分析结果。
关键词：碰摩；叶片-机匣；加速度信号；航空发动机；振动
中图分类号：TB132文献标识码：A doi ：10.13477/ki.aeroengine.2014.01.002
Feature Analysis and Verification of Casing Vibration Acceleration for
Aeroengine Blade-casing Rubbing Fault
CHEN Guo 1,FENG Guo-quan 2,JIANG Guang-yi 2,LI Cheng-gang 2,WANG De-you 2
(1.College of Civil Aviation,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China;
2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shengyang 110015,China )
Abstract:In order to extract the casing acceleration vibration characteristics under blade-casing rubbing,rotor blade-casing single-point rubbing and partial rubbing experiments were performed with aeroengine rotor test rig.By means of the frequency spectrum analysis and the cepstrum analysis methods,the casing vibration acceleration signals were analyzed in order to extract the rubbing faults'characteristics.The results show that the casing signals under rubbing have obvious impact characteristics;the impact frequency equals the product of rotating frequency and the number of blades;there is the impact frequency and its frequency doubling in the frequency spectrum;the size of impact is modulated by rotating frequency,so that there are families of side bands on impact frequency and both sides of frequency doubling,and the side bands'interval equals the rotating frequency.There are obvious frequency components of the rotating frequency and its frequency doubling in the Cepstrum.The analysis results are verified by using the actual aeroengine test data.Key words:rubbing;blade-casing;acceleration signals;aeroengine;vibration
航空发动机Aeroengine 第40卷第1期
2014年2月Vol.40No.1
Feb.2014
收稿日期：2013-12-24基金项目：国家自然科学基金（61179057）、国家安全重大基础研究项目（613139）资助
作者简介：陈果（1972），男，博士，教授，博士生导师，主要研究方向为航空发动机智能诊断及专家系统、航空发动机整机振动与转子动力学；E-mail:
cgzyx@ 。
CHEN Guo,FENG Guoquan,JIANG Guangyi,et al.Feature analysis and verification of casing acceleration for aeroengine -casing rubbing fault[J].Aeroengine ，2014，40（1）：10-16,78.0引言
为了继续提高航空发动机推重比和结构效率，发动机转、静件间隙被不断缩小，这就加剧了转静间的碰摩可能性，其中叶片-机匣间的碰摩尤其突出。
转、静碰摩故障的严重后果将使转、静子的间隙增大、轴承
磨损、叶片折断直至机械失效[1-4]。
国内外学者对碰摩故障的动力学机理和碰摩试验进行了深入研究[4-16]，认识
了由碰摩故障导致的波形截头、倍频、分频以及混沌
等特征和现象，并通过试验验证了理论分析的正确
性[7-9]。
然而，对于航空发动机而言，其碰摩故障的主。