低应变检测仪测量传感器安装和激振操作如何规定？

本文通过对低应变检测仪测试技术中受检桩、测试参数及测量传感器安装和激振操作进行叙述，明确指出低应变检测技术的特点。

01 受检桩规定

（1）当采用低应变或声波透射法检测时，受检桩混凝土强度至少达到设计强度的70%，且不小于15MPa。

（2）桩头的材质、强度、截面尺寸应与桩身基本等同。

（3）桩顶面应平整、密实，并与桩轴线基本垂直。

02 测试参数规定

（1）时域信号记录的时间段长度应在2L/c时刻后延续不少于5ms；幅频信号分析的频率范围上限不应小于2000Hz。

（2）设定桩长应为桩顶测点至桩底的施工桩长，设定桩身截面积应为施工截面积。

（3）桩身波速可根据本地区同类型桩的测试值初步设定。

（4）采样时间间隔或采样频率应根据桩长、桩身波速和频域分辨率合理选择；时域信号采样点数不宜少于1024点。

（5）传感器的设定值应按计量检定结果设定。

03 测量传感器安装和激振操作规定

（1）传感器安装应与桩顶面垂直；用耦合剂粘结时，应具有足够的粘结强度。

（2）实心桩的激振点位置应选择在桩中心，测量传感器安装位置宜为距桩中心2/3半径处；空心桩的激振点与测量传感器安装位置宜在同一水平面上，且与桩中心连线形成的夹角宜为90°，激振点和测量传感器安装位置宜为桩壁厚的1/2处。

（3）激振点与测量传感器安装位置应避开钢筋笼的主筋影响

（4）激振方向应沿桩轴线方向。

（5）瞬态激振应通过现场敲击试验，选择合适重量的激振力锤和锤垫，宜用宽脉冲获取桩底或桩身下部缺陷反射信号，宜用窄脉冲获取桩身上部缺陷反射信号。

（6）激振应在每一个设定频率下获得稳定响应信号，并应根据桩径、桩长及桩周土约束情况调整激振力大小。

阿莲小姐姐整理编辑，来源于网络，侵权即删~

航空发动机薄壁结构气流激振问题诊断与分析

1前言：

航空发动机尾喷管及燃气轮机的后排气引射段等热端部件为薄壁结构，在承受极高温度载荷的同时，还处于高声压级宽频噪声引起的随机振动环境中。

当外部随机激励的频率与薄壁结构自身的固有频率相互耦合时，结构就会产生明显的应力、位移动态响应。

由于外界随机激励具有高峰值、宽频带的特点，薄壁结构的固有频率即使随温度发生变化也会被外界激励的带宽所覆盖。

航空发动机

容易造成薄壁结构长时间处于共振环境的情况，复杂的交变应力会导致结构在应力集中位置或缺陷部位产生裂纹，结构因此发生失稳，影响发动机试车安全。

因此，为了保障发动机的运行安全，防止随机激励对发动机薄壁结构造成损伤，迫切需要得出一种薄壁结构在高温随机振动环境中产生气流激振问题的诊断分析方法。

本文以某型航改燃气轮机后排气引射段气流激振问题为例，通过对振动信号进行分析，结合燃气轮机台架试车的具体结构形式，对燃机引射段的自激振动问题进行分析诊断，并提出了排故措施，本文的分析方法和排故经验可供故障诊断人员参考。

航空发动机

2故障现象

某型航改燃气轮机的振动测试系统共有2个测点，分别为进气机匣测点和涡轮后机匣测点。

燃气轮机在进行台架试车过程中，由慢车上推1.0工况(额定工况)时，涡轮后机匣测点出现振动异常增大现象，导致燃机振动超过限制值，影响试车安全。

燃机工况下拉时，振动情况与上推过程基本类似，涡轮后机匣测点振动增大现象复现。与此同时，进气机匣测点的振动响应较为平稳。下图为燃气轮机由慢车上推至1.0工况后下拉至慢车过程中的振动响应变化图。

燃气轮机的振动响应变化图

下图分别为进气机匣和涡轮后机匣振动测点的振动响应云图。由图可知，在燃机由慢车上推至1.0工况的过程中，进气机匣测点的频谱图以高/低压转子的基频成分为主。

涡轮后机匣测点的频谱图中，除高/低压转子的基频以外，慢车工况出现了20Hz和40Hz的特征频率成分，且随着工况的升高又出现了35Hz和106Hz特征频率成分，造成了涡轮后机匣测点振动超限。

进气机匣测点振动响应云图

3故障机理分析

3.1故障类型的判断

按照振动机理的不同，通常可把振动分为自由振动、受迫振动和自激振动三类。在航空发动机整机振动监测中，并不存在真正意义上的自由振动，故通常并不考虑。

受迫振动是最常见的振动形式，特点为响应频率与激振力频率相同，可以通过监测转子的基频振动来分析预测转子不平衡力和支承结构的特性变化。

与前两种振动不同，自激振动是发生在非线性系统中的一种振动形式，一旦发生，振幅通常会发散，破坏力较强，且振动频率与自身的结构特性相关，很难找到振动频率与激振结构之间的关联，气流激振所引发的振动问题就是这种类型。

修理发动机

下图为常见的航空发动机谐波振动故障树。其中发动机轴承故障、发附机匣齿轮轴故障、支承系统松动故障和转/静子碰摩故障的振动形式均为受迫振动，振动信号表现上均与转速有明显相关性。

气流激振和盘腔积液故障为航空发动机及旋转机械中相对常见的两种自激振动，其振动信号特点为特征频率与转速无明显的关联性。由于涡轮后机匣测点的故障特征频率与转速间无明显相关性，初步判断为气流激振故障。

常见航空发动机谐波振动故障树

3.2现阶段主要研究成果

针对热-声-流体载荷共同作用下的薄壁结构振动响应研究，已提出了多种理论模型，但不同理论模型之间得到的结论相异，即便是同类模型在某些结论上也存在较大分歧，所以部分高温薄壁结构的振动特性仍然存在许多问题尚待进一步认识。

目前根据理论计算和试验器试验结果所得的高温薄壁结构振动响应特性和疲劳寿命预估，主要结论如下：

（1）薄壁结构在临界屈曲温度之前处于软化区域，基频随着温度的升高而降低，在临界屈曲温度时达到最低。屈曲后结构硬化基频随温度升高而上升；在二阶屈曲温度前又下降，如此往复；

（2）在相同声压级噪声载荷作用下，结构的响应最大峰值随着温度的升高先上升后下降，临界屈曲温度处达到最大，响应峰值曲线在频谱上先左移后向右移动；在相同温度下，应力响应峰值随着振动量级的升高而增大，由于基频不变，响应峰值在频谱上不发生偏移；

（3）在相同声压级下结构损伤程度随温度升高先增大后减小，在临界屈曲温度处损伤程度最大，疲劳寿命先下降后上升；相同温度下结构损伤程度随声压级的升高而增大，疲劳寿命线性下降；

（4）薄壁结构在结构表面垂直方向的响应分量越大，受激励面积越大，振动响应越明显；危险点通常位于工艺焊点、螺纹孔等易产生应力集中或缺陷部位；薄壁结构在一阶固有频率处的响应最明显。

涡轮后机匣测点振动响应云图

4排故过程

4.1涡轮后机匣测点附近的结构形式

通过燃机振动测点频谱图可看出：

（1）特征频率成分与高/低压转速呈非精准线性关系，且该特征频率图并非燃机轴承故障特征频率，基本排除转子系统振动故障可能性；

（2）由于该振动特征仅出现在涡轮后机匣测点，进气机匣振动测点无该特征成分，激励源应来自涡轮后机匣附近的热端部件，分析认为，涡后机匣测点的特征成分由测点附近的结构振动引起。

航空发动机

下图为涡轮后机匣测点附近的结构示意图。涡后振动传感器位于涡轮后机匣支撑环后安装边的振动支架处。燃机后排气引射段与涡轮后机匣支撑环刚性连接，引射段的后端面与台架排气系统之间为柱面间隙配合。

后排气引射段在台架试车过程中为典型的薄壁壳体悬臂结构，该结构工作状态极易受到气流激振影响，形成自激振动。

特征频率以结构的固有特性响应为主，该响应最终传递至涡轮支撑环，导致涡后振动测点出现特征频率成分，而进气机匣测点的响应传递路径较长，未受其影响。因此，分析认为，试车过程中涡轮后机匣测点的特征频率是由燃机后排气引射段振动引起的。

涡轮后机匣测点附近的结构示意图

4.2频响特性试验结果

在燃气轮机的台架试车安装状态下，对后排气引射段进行频响特性试验，获得结构的响应特性。下图为引射段的响应特性图。

由图可知，结构具有20.5Hz、40Hz和106Hz的固有频率，与试车过程中涡后测点的特征频率成分相吻合，分析推断的结果得到验证。但频响特性试验并未出现35Hz的频率成分。

后排气引射段的响应特性图

4.3变更涡后机匣振动测点位置

为了降低燃机后排气引射段的振动响应对涡轮后机匣测点的影响，将涡轮后机匣的振动传感器由原涡轮支撑环处变更至水平位置内部的振动支架处。

变更后的支架位置与后排气引射段之间的传递路径较远，理论上受引射段振动响应的影响较小。下图为燃机变更涡轮后机匣测点位置示意图。

涡后机匣振动测点位置变更示意图

4.4排故验证试车

变更涡轮后机匣振动测点位置后，进行排故验证试车。下图分别为验证试车时进气机匣和机匣测点的振动响应云图。

验证试车进气机匣振动响应云图

由图可知，进气机匣的频谱成分仍以高/低压转子的基频为主；涡后机匣测点除高/低压转子基频以外，仍可以看到20Hz和40Hz的特征频率成分，但幅值已有所降低，35Hz和106Hz的特征频率成分已经消失。

验证试车涡轮后机匣振动响应云图

下图为排故验证试车的振动响应变化图。验证试车过程中，进气机匣和涡轮后机匣测点的振动响应量值基本相当，未出现变更测点前的燃机振动超过限制值的情况，故障排除。

排故验证试车的振动响应变化图

5结语

本文通过对薄壁结构气流激振故障机理和具体排故案例的分析，得出以下几点结论：

（1）航空发动机的薄壁结构在受气流激振载荷下易产生自激振动，造成发动机的振动响应异常。此时，振动测点的特征频率以薄壁结构的固有特性响应为主，故障特征与转速间无明显的关联性。

（2）航空发动机的薄壁结构长时间处于共振环境时，复杂的交变应力可能会导致结构在应力集中位置或缺陷部位产生裂纹，影响发动机试车安全。当发动机疑似出现气流激振故障时，可通过频响特性试验或者动应力试验来进行确认。

（3）发动机出现气流激振故障，影响主机测点的振动响应时，可通过更改振动测点的位置，达到减弱或消除特征频率影响的目的，但更改测点位置并不能排除气流激振故障对发动机的影响。

（4）发动机出现气流激振故障时，可通过更改薄壁结构尺寸、连接方式、增加辅助支撑结构、增加加强筋等方式来改变结构的固有特性，排除气流激振故障。

航空发动机

作者观点：

航空发动机尾喷管及燃气轮机后排气引射段等热端部件为薄壁结构，在热-声-流体载荷的共同作用下，容易产生气流激振问题，导致结构失稳。本文以某型航改燃气轮机的后排气引射段气流激振问题为研究对象，分析主机测点的振动响应情况；建立正向分析振动故障树，对故障机理进行分析，并列出现阶段的实验研究成果；结合后排气引射段的具体安装形式和频响特性试验的结果，对具体故障形式进行确认；列出排故方案以及排故验证试车的结果。

参考文献：

刘永泉,王德友,洪杰,吴法勇,姜广义,黄海.航空发动机整机振动控制技术分析[J].航空发动机,2013,39(5):7-8.

廖明夫.航空发动机转子动力学[M].西安:西北工业大学出版社,2015.

张希军,吴志真,雷勇.航空发动机试车中转子故障诊断[J].计算机测量与控制,2005,13(11):1182-1185.

何俊杰,高晓果,姜广义,刘洋.某型涡扇发动机高压静转子碰摩故障研究[J].航空发动机,2015,41(1):66-69.

姜广义,王娟,姜睿.航空发动机风扇机匣振动故障分析[J].航空发动机,2011,37(5):38-40.

王俨剀,王理,廖明夫.航空发动机整机测振中的基本问题分析[J].航空发动机,2012,38(3):49-53.

闻邦椿.机械振动理论及应用[M].北京：高等教育出版社,2009:16-18.

沙云东,朱付磊,赵奉同,张墨涵.热声载荷下薄壁板行波管疲劳分析与试验研究[J].推进技术,2019,40(8):1876-1886.

沙云东,张墨涵,赵奉同,朱付磊.热声载荷作用下薄壁结构非线性响应分析和试验验证[J].航空学报,2019,40(4):222544.

沙云东,王建,骆丽,赵奉同,贾秋月．热声载荷作用下金属薄壁结构的振动响应与试验验证[J].振动与冲击,2017,36(20):218-224.

沙云东,王建,赵奉同,骆丽．热声载荷下薄壁结构振动响应试验验证与疲劳分析[J].航空动力学报,2017,32(11):2659-2671.

沙云东,魏静,高志军,赵奉同,鲍冬冬．热声载荷下薄壁结构的非线性响应特性[J].航空学报,2013,34(6):1336-1346.

沙云东,朱付磊,赵奉同,张墨涵．薄壁结构高温随机振动疲劳寿命估算方法[J].振动与冲击,2020,39(2):64-72.

沙云东,胡翼飞,胡增辉．薄壁结构高温随机振动疲劳分析方法有效性验证[J].推进技术,2018,39(6):1386-1395.

沙云东,郭小鹏,张军．基于应力概率密度和功率谱密度法的随机声疲劳寿命预估方法研究[J].振动与冲击,2010,29(1):162-165.

相关问答

电磁仓壁振动器实验主要是采用2D高频激振阀控制液压油交替进出颤振缸使得弹性端盖作凸起与回复振动,通过连接在阀底板上与颤振缸侧壁上的压力传感器分别测量其压...

(3)当用涡流传感器测振动位移时,工频成分也有可能是由于测振部位处轴颈加工不同心或有椭圆度、表面剩磁等造成的假振动,需用降低转速的办法来检查,如果低速时振...

[回答]激振器是附加在某些机械和设备上用以产生激励力的装置,是利用机械振动的重要部件。激振器能使被激物件获得一定形式和大小的振动量,从而对物体进行...

[回答]该机使用双普通电机自同步分离出来拖技术,电机不参振,使用箱式激振器,很大的修改了激振装置。该机具备结构非常简单、处理量大、噪音小、能耗低、动...

[回答]振动时效是专门用来针对工件进行应力消除均化应力,防止后期变形,保证精度!振动时效是一种工艺,主要通过振动时效设备来实现,振动时效设备包含激振器...

敲击桩头产生的应力波在这一界面上多次反射,影响应力波向下传播,于正常信号叠加后,会掩盖桩下部的信号;激振点与传感器安装位置应凿成大小合适的平面,平面应...

[回答]进口激振器在进行单点激励试验时,选择激振点应以能有效激发起各阶模态为原则。显然,如果激振点正好选在结构某阶模态的节点(或节线)上,则该阶模态不...

[回答]出版社:化学工业出版社;第1版(2006年3月31日)平装:194页开本:16开产品尺寸及重量:26.2x18.6x0.9cm;358gASIN:B00114EA46第1章MEMS系统简介1.1MEM...

对于传统的振动传感器需要拆分机器、不易安装的缺点来讲,其可通过在整机状态下检测特定部位的噪声来判定轴承与齿轮等是否异常,可以说是非常省时省力又快捷了。...

[回答]在进行单点激励试验时,选择激振点应以能有效激发起各阶模态为原则。显然,如果激振点正好选在结构某阶模态的节点(或节线)上,则该阶模态不能被激发出...