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CN113358210A - 一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法 - Google Patents

一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法 Download PDF

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CN113358210A
CN113358210A CN202110586307.4A CN202110586307A CN113358210A CN 113358210 A CN113358210 A CN 113358210A CN 202110586307 A CN202110586307 A CN 202110586307A CN 113358210 A CN113358210 A CN 113358210A
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Abstract

本发明公开了一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法，包括：采用传感器单元检测涡轮叶片的压力信息、脉冲信号和转速信息；采集常温下叶片的最大固有频率和最小固有频率；获得热态运行条件下相应的固有频率，预估涡轮叶片共振转速范围；控制涡轮在相关叶片共振模式下运行，采用遍历涡轮共振转速方法获得叶片固有频率：选取包含叶片实际共振倍频的一段涡轮叶片共振转速范围，在涡轮叶片升速或降速运行条件下同步采集压力、转速、鉴相信号，结合鉴相传感器所产生的脉冲信号，将滤出叶片振动固有频率的信号按涡轮每旋转一圈进行细分使其与涡轮叶片一一对应，从而确定叶片振动最大的涡轮叶片。

Description

一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法
技术领域
本发明涉及废气涡轮增压器涡轮叶片振动的在线检测技术领域，尤其涉及一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法。
背景技术
废气涡轮增压器利用发动机排出的高温、高压和高速废气，驱动涡轮高速旋转，从而带动同轴的压气机叶轮吸入和压缩大量新鲜空气并送入发动机气缸。废气涡轮增压器不仅被用来在相同功率输出情况下减小发动机尺寸，而且可以大大提高发动机的动力性、燃油经济性和降低排放。
涡轮通常被设计成具有相同的叶片，在理想情况下应该是这样。然而，在现实中，实际涡轮叶片的材料特性(主要是杨氏模量)和几何结构各不相同，导致叶片在不同的叶片之间具有不同的固有频率(失谐)。涡轮叶片失谐对叶片的高周疲劳寿命有很大的影响：它导致振动能量集中到一个或几个单独的叶片上，从而大大放大了这些叶片的振动振幅，使其远高于理想的、调谐的状态。因此，在评价涡轮高周疲劳寿命时，必须找出风险最大的叶片，即振动应变最大的叶片。
涡轮叶片的振动应变可以通过多种方法测量。例如应变片测量、叶尖定时法等。应变片测量是对涡轮机叶片进行应变测量，以测量涡轮机运行过程中叶片变形的一种方法。这个方法有如下缺点：因为增压器涡轮叶片尺寸较小，叶片上贴上应变片，再加上高温保护层，将大大增加叶片的阻尼，因此测出来的应变与真实应变有差别；尺寸小的涡轮，轴很细，所有应变片的引线难以从轴的中心孔引出，因而不能同时测量所有涡轮叶片，需要进行多次测试；使得测试既费时又费钱。航空工业所使用的叶尖定时法也开始应用到涡轮叶片振动测试上，该方法的好处是涡轮处于实际工作状态，且能同时把所有叶片的振动大小测量出来。其缺点是测试和信号处理复杂和费时，且测试设备昂贵。由于目前还没有一种简单的方法来确定，在测试之前，哪种叶片由于失谐效应而产生的振动应变最大，再有针对性的应用应变片测量。
发明内容
根据现有技术存在的问题，本发明公开了一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法，具体包括如下步骤：
采用传感器单元检测涡轮叶片的压力信息、鉴相信号和转速信息；
控制涡轮在相关叶片共振模式下运行，测量涡轮叶片压力脉动信号；
获得涡轮叶片在常温下的固有频率，记录每个叶片的频率，采集常温下叶片的最大固有频率fmax-cold和做小固有频率fmin-cold；
考虑温度软化效应和离心加固效应对叶片固有频率的影响、以及涡轮升速或降速通过叶片共振点造成的共振点频率的偏移现象，从而获得热态运行条件下相应的固有频率fmin-hot、fmax-hot；
根据实际被测旋转机械性能预估被测叶片可能发生的同步振动倍频N，采用坎贝尔图查找预扫描的涡轮增压器转速范围，将两个计算频率绘制在坎贝尔图上，从而预估涡轮叶片共振转速范围；
Nmin in rpm＝60/N*fmin-hot
Nmax in rpm＝60/N*fmax-hot
采用遍历涡轮共振转速方法获得叶片固有频率：选取包含叶片实际共振倍频的一段涡轮叶片共振转速范围，在涡轮叶片升速或降速运行条件下同步采集压力、转速、鉴相信号，以频率fmin-hot～fmax-hot为通频带进行零相位带通滤波，无相位差地滤波输出叶片振动固有频率的信号，结合鉴相传感器所产生的脉冲信号，将滤出叶片振动固有频率的信号按涡轮每旋转一圈进行细分使其与涡轮叶片一一对应，从而确定叶片振动最大的涡轮叶片。
进一步的，所述传感器单元包括设置在涡壳上的压力传感器、鉴相同步传感器和转速传感器，所述压力传感器用于检测能够提供涡轮叶片振动信息的压力信号，所述鉴相同步传感器用于检测能够提供涡轮叶片相位信息的鉴相信号，所述转速传感器用于检测涡轮的转速信息，所述传感器单元通过对压力信号进行分析从而提取所有叶片通过同步共振转速区时的振动信息。
进一步的，基于压力传感器获取的压力信号采用带通滤波方法得到涡轮叶片振动固有频率信号，识别涡轮叶片异常振动的固有频率。
进一步的，涡轮叶片升速或降速进行遍历涡轮共振转速的扫频激励，其中遍历涡轮共振转速是对于选定的激励振动倍频N，将涡轮增压器的转速范围从Nmin rpm扫到Nmaxrpm之间变化，从而对涡轮叶片进行共振测试。
进一步的，以预估的涡轮叶片固有频率带宽为通频带进行零相位带通滤波，无相位差地滤出叶片振动固有频率的信号，再结合鉴相传感器所产生的脉冲信号从而确定叶片振动最大的涡轮叶片。
由于涡轮叶片的振动会产生压力波动，这些信号被附近的敏感压力传感器接收到后压力波动将与振动幅度成正比，它们产生共振时具有特定的频率，因此可使用动态压力传感器来检测与叶片振动相关的压力波。本发明提供的一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法，该方法可以实现对单个或多个叶片异常振动的监测识别，通过将鉴相传感器信号与压力信号同步，可以实时了解正在测量的叶片，因此本方法测量结果具有准确可靠、经济和快速的效果。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明的同步检测方法的流程图；
图2是本发明实施例中滤出叶片振动固有频率的时域信号图；
图3是本发明实施例中相关涡轮叶片振动幅值最大的频谱图；
图4是本发明实施例中频谱放大图；
图5是本发明实施例中截取图2中一段幅值较大的信号图；
图6是本发明实施例中对应图5时间段的同步鉴相传感器所检测的脉冲信号图；
图7是本发明实施例中的图5滤波信号与图6鉴相信号的对比图。
具体实施方式
为使本发明的技术方案和优点更加清楚，下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚完整的描述：
如图1所示的一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法，具体包括如下步骤：
S1：采用传感器单元检测涡轮叶片的压力信息、脉冲信号和转速信息，首先确定动态压力传感器的检测方案，在图1中，在涡壳上安装一个高温、高灵敏度的压力传感器。
具体的，所述传感器单元包括设置在涡壳上的压力传感器、鉴相同步传感器和转速传感器，所述压力传感器用于检测能够提供涡轮叶片振动信息的压力信号，所述鉴相同步传感器用于检测能够提供涡轮叶片相位信息的鉴相信号，所述转速传感器用于检测涡轮的转速信息，所述传感器单元通过对压力信号进行分析从而提取所有叶片通过同步共振转速区时的振动信息。
S2：进行涡轮叶片压力脉动信号的测量，为了激励叶片，涡轮必须在相关叶片振动模式的共振条件下运行，具体步骤为：
S21：在室温下通过敲击试验或其他方法，实验获得涡轮叶片在常温下的固有频率，记录每个叶片的频率，然后给出在常温下的叶片的最大和最小固有频率fmax-cold和fmin-cold；
S22：需要考虑温度软化效应和离心加固效应以及涡轮转速变化率对叶片固有频率的影响，以获得热态运行条件下的相应频率；例如，对于K418材料的涡轮，在600℃左右入口总温度以及涡轮转速变化率为+3/1000每秒的条件下，从获得的叶片频率fmax-cold和fmin-cold分别减去3％，以便进行可能的修正，即使用以下式计算热态运行条件下相应的固有频率：
fmax-hot＝0.97*fmax-cold
fmin-hot＝0.97*fmin-cold
S23：根据实际被测旋转机械性能预估被测叶片可能发生的同步振动倍频NR，使用坎贝尔图查找要扫描的涡轮增压器转速范围。将两个计算频率绘制在坎贝尔图上，以确定可能的共振涡轮转速范围。
Nmin in rpm＝60/N*fmin-hot
Nmax in rpm＝60/N*fmax-hot
S24：采用遍历涡轮共振转速方法准确获得叶片固有频率等参数。
在图1中，控制涡轮增压器转子叶片以相对恒定的小加速度升速或降速运行，选取包含叶片实际共振倍频的一段涡轮叶片共振转速范围，在涡轮叶片升速或降速运行条件下同步采集压力、转速、鉴相信号，然后以频率fmin-hot～fmax-hot为通频带进行零相位带通滤波，无相位差地滤出叶片振动固有频率的信号；再结合鉴相传感器所产生的脉冲信号，将滤出叶片振动固有频率的信号按涡轮每旋转一圈进行细分，使其与涡轮叶片一一对应，从而确定叶片振动最大的涡轮叶片。
下面是变速下高速旋转叶片同步振动参数检测方法的实施例。
S1：确定动态压力传感器的检测方案，在涡壳上安装一个高温、高灵敏度的压力传感器；在涡轮增压器压气机的某个长叶片尖端进行截切处理，作为在涡轮增压器旋转每一圈的圆周位置的相位标定点，截切处理的压气机长叶片的位置在转子轴向上对应2号涡轮叶片的尖端，转子每转一周过程中，鉴相传感器在通过截切处理的压气机长叶片尖端处输出一个长的方波形状的电脉冲信号。
S2：进行涡轮叶片压力脉动信号的测量，为了激励叶片，涡轮必须在相关叶片振动模式的共振条件下运行，具体步骤为：
S21：某型号涡轮增压器涡轮叶片在室温下测得的第一阶叶片弯曲模态的固有频率如表1所示，记录每个叶片的频率，然后给出在常温下的叶片的最大和最小固有频率fmax-cold＝8640Hz，fmin-cold＝9740Hz；
S22：需要考虑温度软化效应和离心加固效应以及涡轮转速变化率对叶片固有频率的影响，以获得热态运行条件下的相应频率；例如，对于K418材料的涡轮，在600℃左右入口总温度以及涡轮转速变化率为+3/1000每秒的条件下，从获得的叶片频率fmax-cold和fmin-cold分别减去3％，以便进行可能的修正，即使用下式计算热态运行条件下相应的固有频率：
fmax-hot＝0.97*fmax-cold＝9448Hz
fmin-hot＝0.97*fmin-cold＝8380Hz
S23：根据实际被测涡轮增压器性能预估被测叶片可能发生的同步振动倍频N＝5，使用坎贝尔图查找要扫描的涡轮增压器转速范围。将两个计算频率绘制在坎贝尔图上，从而确定涡轮5阶倍频激励的共振转速范围为，
Nmin in rpm＝60/N*fmin-hot＝100560rpm
Nmax in rpm＝60/N*fmax-hot＝113376rpm
S24：采用遍历涡轮共振转速方法准确获得叶片固有频率等参数。
控制涡轮增压器转子转速从100000rpm开始，以每秒大约增加300rpm的转速升速运行直到114000rpm，同步采集压力、转速、鉴相信号。对压力信号分段逐一进行处理，以频率8380～9450Hz为通频带进行零相位带通滤波，无相位差地滤出叶片振动固有频率的信号；然后对滤波后的信号进行频谱分析，其中特征频率幅值最大的为涡轮相关叶片在共振模式条件下运行，图3所示为相关涡轮叶片振动幅值最大的频谱，图4为信号频谱的放大图，振动幅值最大的叶片频率为8882Hz，图2为其对应的滤出叶片振动固有频率的时域信号；在图2中，截取一段幅值较大的信号，如图5所示，再结合图6的同步鉴相传感器所检测的脉冲信号，将图5的滤出叶片振动固有频率的信号按涡轮每旋转一圈进行细分，使其与涡轮叶片一一对应，如图7所示，可以确定叶片振动幅值最大的涡轮叶片为叶片2。
结合表1的室温下测得的涡轮叶片2固有频率9100Hz，可以验证与本方法所识别的叶片振动最大的涡轮热态运行条件下的叶片频率8882Hz相近。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种基于压力脉动的增压器涡轮叶片振动监测方法，其特征在于包括：
采用传感器单元检测涡轮叶片的压力信息、鉴相信号和转速信息；
控制涡轮在相关叶片共振模式下运行，测量涡轮叶片压力脉动信号；
获得涡轮叶片在常温下的固有频率，记录每个叶片的频率，采集常温下叶片的最大固有频率fmax-cold和做小固有频率fmin-cold；
考虑温度软化效应和离心加固效应对叶片固有频率的影响、以及涡轮升速或降速通过叶片共振点造成的共振点频率的偏移现象，从而获得热态运行条件下相应的固有频率fmin-hot、fmax-hot；
根据实际被测旋转机械性能预估被测叶片可能发生的同步振动倍频N，采用坎贝尔图查找预扫描的涡轮增压器转速范围，将两个计算频率绘制在坎贝尔图上，从而预估涡轮叶片共振转速范围；
Nmin in rpm＝60/N*fmin-hot
Nmax in rpm＝60/N*fmax-hot
采用遍历涡轮共振转速方法获得叶片固有频率：选取包含叶片实际共振倍频的一段涡轮叶片共振转速范围，在涡轮叶片升速或降速运行条件下同步采集压力、转速、鉴相信号，以频率fmin-hot～fmax-hot为通频带进行零相位带通滤波，无相位差地滤波输出叶片振动固有频率的信号，结合鉴相传感器所产生的脉冲信号，将滤出叶片振动固有频率的信号按涡轮每旋转一圈进行细分使其与涡轮叶片一一对应，从而确定叶片振动最大的涡轮叶片。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述传感器单元包括设置在涡壳上的压力传感器、鉴相同步传感器和转速传感器，所述压力传感器用于检测能够提供涡轮叶片振动信息的压力信号，所述鉴相同步传感器用于检测能够提供涡轮叶片相位信息的鉴相信号，所述转速传感器用于检测涡轮的转速信息，所述传感器单元通过对压力信号进行分析从而提取所有叶片通过同步共振转速区时的振动信息。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：基于压力传感器获取的压力信号采用带通滤波方法得到涡轮叶片振动固有频率信号，识别涡轮叶片异常振动的固有频率。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：涡轮叶片升速或降速进行遍历涡轮共振转速的扫频激励，其中遍历涡轮共振转速是对于选定的激励振动倍频N，将涡轮增压器的转速范围从Nmin rpm扫到Nmax rpm之间变化，从而对涡轮叶片进行共振测试。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：以预估的涡轮叶片固有频率带宽为通频带进行零相位带通滤波，无相位差地滤出叶片振动固有频率的信号，再结合鉴相传感器所产生的脉冲信号从而确定叶片振动最大的涡轮叶片。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114354112A (zh) * 2022-03-18 2022-04-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种叶片多阶耦合振动疲劳分析方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101625260A (zh) * 2009-07-31 2010-01-13 天津大学 变速下高速旋转叶片同步振动参数检测方法
CN101629846A (zh) * 2009-07-31 2010-01-20 天津大学 恒速下高速旋转叶片同步振动参数检测方法
US20140114587A1 (en) * 2012-10-19 2014-04-24 Florida Power & Light Company Method and system for monitoring rotor blades in combustion turbine engine
CN105987809A (zh) * 2015-02-10 2016-10-05 沈阳透平机械股份有限公司 基于随机共振的离心式压缩机半开式叶轮裂纹检测方法
CN106840375A (zh) * 2017-01-11 2017-06-13 浙江吉利汽车研究院有限公司 一种涡轮增压机异常噪声测试方法及其装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101625260A (zh) * 2009-07-31 2010-01-13 天津大学 变速下高速旋转叶片同步振动参数检测方法
CN101629846A (zh) * 2009-07-31 2010-01-20 天津大学 恒速下高速旋转叶片同步振动参数检测方法
US20140114587A1 (en) * 2012-10-19 2014-04-24 Florida Power & Light Company Method and system for monitoring rotor blades in combustion turbine engine
CN105987809A (zh) * 2015-02-10 2016-10-05 沈阳透平机械股份有限公司 基于随机共振的离心式压缩机半开式叶轮裂纹检测方法
CN106840375A (zh) * 2017-01-11 2017-06-13 浙江吉利汽车研究院有限公司 一种涡轮增压机异常噪声测试方法及其装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张凤格等: "涡轮增压器压气机叶片振动分析", 《噪声与振动控制》 *
马玉星等: "涡轮增压器叶片振动分析", 《振动、测试与诊断》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114354112A (zh) * 2022-03-18 2022-04-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种叶片多阶耦合振动疲劳分析方法
CN114354112B (zh) * 2022-03-18 2022-07-12 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种叶片多阶耦合振动疲劳分析方法

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