压气机叶片振动超限测试分析

樊嘉峰，余华蔚，张 军，巩岁平，赵燕立

(中国航发四川燃气涡轮研究院，四川 绵阳 621000)

1 引言

航空发动机压气机内部流动极其复杂，分析其流动机理需要考虑级环境中固有的非定常流动。随着压气机气动负荷越来越高，以及叶片排轴向间隙减小，压气机内部的非定常效应也越来越强。特别是在非设计状态下，压气机内部的非定常流动更为明显，压气机气动性能受到非定常效应的影响更加突出[1-2]。

某型航空发动机高压压气机部件试验件，在某静叶角度调节状态、换算转速0.9 时进行了性能参数录取试验。逼喘过程中，在距喘振边界还有一段距离时，粘贴在压气机第一级转子叶片上的应变片检测到明显的结构振动，测试值超过1 000με，出现结构不稳定现象。迅速降低压气机转速，退出不稳定工作状态。由于此次高压压气机试验前，制定了精细化的测试方案，不仅在压气机级间转子叶尖沿弦向分布了动态压力测点，而且在压气机出口安装了动态总背压测点。此外，前期经过技术创新，实现了一种小型管腔动态压力测试系统[3]的技术转化，完成了动态压力测试技术在叶型探针上的应用，并利用所设计的新型动压叶型探针[4]，开展了压气机级间转子出口沿径向尾迹流的动态压力测量。为此，本文依据以上试验情况，结合动态压力测试数据，开展对该压气机叶片振动超限现象的分析。

2 试验件和测试结构

2.1 试验件和测试布局

试验件主体为某型六级高压压气机。在第一级和第二级转子叶尖，沿弦向布置了动态压力测点，用于测量叶尖泄漏流；在第一级和第二级静子前缘，沿径向布置了动态压力测点，且测点涵盖近叶根、叶中和近叶尖位置，用于测量转子出口尾迹流；在压气机出口沿流道中间，布置了总背压测点，用于气动失稳综合评估测量。试验件测试布局见图1。

图1 六级压气机试验件测试布局简图Fig.1 Test layout diagram of the six-stage compressor

2.2 测试系统

测试系统主要由计算机、电子压力扫描阀、数据采集系统、动态压力传感器、动压探针和打印机等组成。其中，动态压力传感器选用Kulite 公司的062 型压阻式传感器；数据采集系统选用DEWESoft 动态采集系统，该系统自带多功能调理电路，可直接连接动态压力传感器，动态信号采样率设置为200 kHz；测试系统带宽设置为35 kHz，可实现高频数据采集。

2.3 动应力测试

试验前，在第一级转子叶片一弯节线处粘贴了应变片，用于监测试验过程中的振动。

3 试验过程

录取了高压压气机试验件在某静叶角度调节状态、相对换算转速=0.9 时的气动性能参数。随着同转速下逼喘过程的深入，在距喘振边界尚有一段距离时，通过粘贴在压气机第一级转子叶片上的应变片，监测到第一级转子叶片振动超限，测量值超过1 000με，迅速降低压气机转速，退出不稳定工作状态。

4 数据分析

整个试验过程中动态压力测点多达30 个，为说明主要特征截面动态压力的变化，选取第一级转子叶尖沿弦向1/3 处(叶尖泄漏流测试位置)、第一级转子出口沿径向近叶根处(转子尾迹流测试位置)，以及压气机出口流道中间这3 个位置的动态压力数据进行分析。另外，3 个位置的脉动压力具有典型的特征，不仅始终存在分离流性质的特征频率987.2 Hz 和1 倍转子叶片通过频率(1 BPF)，而且其幅值呈现出有规律的变化。基于此，分析的数据为振动超限前近10 s 的频谱数据，取5 个时间段数据来表征试验数据的变化情况。

4.1 阶段一数据

图2 示出了时间阶段一试验数据。可以看出，时间经历了1 s(时间坐标黄色标线位置)后，即压气机试验件转速下拉前9 s，第一级转子叶尖1/3弦长处和第一级转子出口近叶根处，不仅存在转子叶片通过频率1 BPF，而且还同时出现了分离流性质的特征频率987.2 Hz。该特征频率不是转子叶片差值频率及其倍频，且幅值很小，均不超过0.1 kPa。此刻，压气机出口位置仅仅存在转子叶片通过频率1 BPF，没有出现特征频率987.2 Hz。需要说明的是，同时刻，其他位置(第一级/第二级叶尖测点和径向测点)的特征频率987.2 Hz 的幅值，均不超过第一级转子叶尖1/3 弦长处的脉动压力幅值，说明特征频率987.2 Hz 起源于压气机第一级。分析认为，该特征频率是整个展向叶片出现分离流产生的频率，也是最终导致叶片振动超限的气动不稳定频率。这种不稳定频率发生的现象与相关文献报道[5-7]的相吻合，说明气动不稳定并非由叶尖泄漏流引发，而是与叶片进气攻角有关。此外，这种在压气机流道内环近叶根处监测到的气动不稳定现象，也印证了国外研究机构提出的不仅要在转子叶尖开展动态压力测试，还应在流道内叶片表面开展动态压力测量的论点[8]。

图2 时间阶段一试验数据频谱图Fig.2 Time phase 1 test data spectrum

4.2 阶段二数据

图3 示出了时间阶段二试验数据。可以看出，时间经历了近5 s(时间坐标黄色标线位置)后，即压气机试验件转速下拉前5 s，各测点位置的转子叶片通过频率的幅值没有明显的变化，但特征频率987.2 Hz 的幅值明显增大，尤以第一级转子叶尖1/3 弦长处增大最为明显。说明泄漏涡和分离流相互作用，导致特征频率的幅值剧烈变化。此时，压气机出口也出现了该特征频率，但幅值偏小。需要说明的是，同时刻其他位置(第一级/第二级叶尖测点和径向测点)的特征频率987.2 Hz 的幅值，同样不超过第一级转子叶尖1/3 弦长处的脉动压力幅值。这充分印证了在航空发动机整机工程应用试验过程中，在特定PS251 位置安装动态压力测点的重要性。

图3 时间阶段二试验数据频谱图Fig.3 Time phase 2 test data spectrum

4.3 阶段三数据

图4 示出了时间阶段三试验数据。可以看出，时间经历了7 s(时间坐标黄色标线位置)后，即压气机试验件转速下拉前3 s，各测点位置的转子叶片通过频率的幅值依然没有明显变化，但特征频率987.2 Hz 的幅值持续增大，增大幅度相比前一阶段接近或达到2 倍量级，其中尤以第一级转子出口近叶根处增大最为明显，幅值已明显大于转子叶片通过频率1 BPF 的幅值。与此同时，压气机出口处的特征频率的幅值，也大于转子叶片通过频率1 BPF的幅值。这种在多级压气机前面级早期出现气动不稳定的现象，即特征频率幅值相比通过频率幅值骤然增大的现象，被认为是提前判定压气机处于不稳定工作状态的试验方法[9]。

图4 时间阶段三试验数据频谱图Fig.4 Time phase 3 test data spectrum

4.4 阶段四数据

图5 示出了时间阶段四试验数据。可以看出，时间经历了约9.8 s(时间坐标黄色标线位置)后，即压气机试验件转速下拉前0.2 s，各测点位置的转子叶片通过频率的幅值发生了明显的变化，其中第一级转子叶尖1/3 弦长处和第一级转子出口近叶根处的变化特别明显。变化情况是转子叶片通过频率幅值相比前一阶段严重衰减，衰减幅度接近或达到2 倍量级。此刻，各测点位置的特征频率987.2 Hz的幅值，均大于转子叶片通过频率1 BPF 的幅值。需要说明的是，同时刻，其他位置(第一级/第二级叶尖测点和径向测点)的变化情况均如此。分析认为，此刻整个压气机流道出现了严重的气动不稳定[10-12]，而不是单一的特征频率987.2 Hz 的出现和发展。

图5 时间阶段四试验数据频谱图Fig.5 Time phase 4 test data spectrum

4.5 阶段五数据

图6 示出了时间阶段五试验数据。可以看出，时间经历了10 s(时间坐标黄色标线位置)后，该时间段为叶片振动超限、下拉转速的状态。试验件下拉转速后，特征频率987.2 Hz 的幅值明显减小，压气机试验件退出不稳定工作状态。

图6 时间阶段五试验数据频谱图Fig.6 Time phase 5 test data spectrum

5 结论

针对某型航空发动机高压压气机部件试验件开展的精细化动态参数测量中，叶片振动超限现象的脉动压力测量数据进行分析，得出以下结论：

(1) 压气机流道内气动不稳定因素，造成了转子叶片的振动超限。

(2) 压气机流道内的气动不稳定，起源于第一级转子叶片整个展向叶身处，具体位置可能位于转子叶尖1/3 弦向处，初步认为与进口攻角有关，与叶尖泄漏流无关。

(3) 压气机流道内的气动不稳定，具有一定的时间发展规律。先是表征早期不稳定分离流现象的特征频率出现，随着逼喘历程的深入其幅值不断增大；然后是转子叶片尾迹区通过频率的幅值明显衰减，减至低于分离流特征频率的幅值。这种相比叶片振动超限提前1～2 s 的气动变化规律，能够为压气机各种复杂的气动不稳定性提供预警性的技术支撑。

(4) 通过压气机级间脉动压力信号的精细化测量，印证了国外研究机构主张在压气机流道内开展相关测量的论点，这也表明针对压气机气动稳定性的研究，不能单一的只在叶尖机匣处开展。