CN109489979B - 一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于发动机技术邻域，涉及一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，根据翻修期内发动机试车振动故障模式，确定分析目标；依据机匣类零组件设计图及机匣类零组件的装配关系确定影响因子；根据影响因子建立翻修期内发动机振动故障数据表；按照数据表收集积累数据，对分析目标与影响因子的相关性逐个进行分析，根据相关性分析结果筛选出关键影响因子；绘制分析目标与关键影响因子的拟合线图；根据拟合线图获取关键影响因子控制值；对筛选得到的关键影响因子控制值进行固化，在发动机翻修期内按照固化的关键影响因子控制值对机匣类零组件进行控制。本发明将故障预防理念融入航空发动机翻修中，有效降低发动机翻修成本，提升装配质量。

Description

一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法
技术领域
本发明属于发动机技术邻域，具体涉及一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法。
背景技术
对于翻修期内航空发动机，在试车时会出现加温状态后支点振动值超出限制的故障，一旦出现该故障发动机只能返装配车间进行分解、检查，在排除故障时工程技术人员仅能依靠个人经验和工程实践对机匣类零组件的表面状态进行评判来制定排故方案，所以就造成排故方案人为影响因素较多，针对性不强，有一定盲目性，且无法准确描述翻修期内航空发动机振动故障与机匣类零组件尺寸的内在关系。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明的目的是提供一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，该方法依据回归建模分析原理，基于大数据分析，通过查找翻修期内航空发动机试车振动模式与机匣类零组件尺寸数据的变化规律，研究二者的相关性，绘制拟合线图，并在航空发动机工厂内试车性能验收范围下，预估翻修期内航空发动机机匣类零组件尺寸的控制要求。
本发明的目的是通过下述的步骤实现的：
一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，包括如下步骤：
步骤1，根据翻修期内发动机试车振动故障模式确定分析目标；
步骤2，依据机匣类零组件设计图及机匣类零组件的装配关系确定分析对象及分析对象的尺寸，将分析对象及分析对象的尺寸作为影响因子；
步骤3，根据影响因子建立翻修期内发动机振动故障数据表；
步骤4，按照步骤3建立的翻修期内发动机振动故障数据表收集积累数据，对分析目标与影响因子的相关性逐个进行分析，根据相关性分析结果筛选出关键影响因子；
步骤5，绘制分析目标与关键影响因子的拟合线图；
步骤6，根据步骤5绘制的拟合线图获取关键影响因子控制值；
步骤7，对步骤6得到的关键影响因子控制值进行固化，在发动机翻修期内按照固化的关键影响因子控制值对机匣类零组件进行控制。
所述步骤1中，所述分析目标包括慢车状态前支点振动、慢车状态中支点振动、慢车状态后支点振动、加温状态前支点振动、加温状态中支点振动、加温状态后支点振动、过渡态前支点振动、过渡态中支点振动和后支点振动。
所述步骤2中，所述影响因子包括轴承座端面跳动、支撑机匣位移度、零组件配合尺寸、转子的动不平衡量和转子盘的端面跳动。
所述步骤3中，翻修期内发动机振动故障数据表中的信息包括发动机台号、试车时间、影响因子和试车振动值。
所述步骤4中，按照回归建模分析理论对分析目标与影响因子的相关性逐个进行分析，通过P值小于0.05的检验理论证明相关性，筛选出关键影响因子。
所述步骤4中，收集的积累数据至少为30个。
所述步骤5的具体过程为：使用一个关键影响因子的线性项和多项式项执行回归，并以分析对象的尺寸或尺寸的以10为底的对数绘制数据的回归线图，所述回归线图为分析目标与关键影响因子的拟合线图。
所述步骤5中，所述多项式为二阶多项式或三阶多项式。
所述步骤6的具体过程为：在拟合线图Y坐标上标注发动机试车振动验收值，得到标注点A，绘制一条通过标注点A与X轴平行的直线L，使直线L与拟合线图上的回归线相交，交点记点为点B；然后再绘制一条经过点B与Y轴平行的直线M，使直线M与X轴相交，获得交点C，交点C为关键影响因子的实际控制值。
所述步骤7中，依据步骤6得到的关键影响因子控制值编制技术文件，使关键影响因子控制值固化。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
本发明的发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法是用于翻修期内航空发动机振动的原因分析及故障预防，即翻修期内航空发动机振动模式与机匣类零组件定位尺寸相关性的分析，实际控制参数的给定，其优点是：利用回归建模方法对翻修期内的航空发动机振动故障相关数据的内在关系进行分析，并利用拟合线图对响应变量与预测变量进行分析，利用拟合线图预测区间给出关键因子的验收限制值，对机匣类零组件的控制要求实现了参数化管理、指标更加精确。更为重要的是本发明将故障预防理念融入航空发动机翻修中，有效降低航空发动机翻修成本，提升发动机装配质量。
附图说明
图1是本发明实施例中某型发动机加温状态振动值与关键分析对象拟合线的示意图。
具体实施方式
下面结合实施例和附图对本发明作进一步的说明。
实施例
本实施例秦岭航空发动机加温状态后支点振动与机匣类零组件相关性的分析方法的步骤如下：
(1)确定分析目标(即确定研究方向)：根据翻修期内秦岭航空发动机试车振动故障模式，确定分析目标，分析目标为加温状态后支点振动；
(2)故障机理分析：依据秦岭航空发动机机匣类零组件设计图及机匣类零组件的装配关系确定分析对象及分析对象的尺寸，将分析对象及分析对象的尺寸作为影响因子；分析对象尽量考虑全面，如轴承座端面跳动和支撑机匣位移度等；
(3)建立翻修期内秦岭航空发动机振动故障数据表(如表1～表5所示，表1至表5中的数据按照列依次顺延排列)：数据表内容涵盖发动机号、影响因子和试车振动值等，其中影响因子包括轴承座端面跳动额支撑机匣位移度等，在实际工作中及时输入数据，确保影响因子与试车振动值的一一对应性和因果性；
表1
Figure BDA0001865850140000041
Figure BDA0001865850140000051
表2
Figure BDA0001865850140000052
Figure BDA0001865850140000061
表3
Figure BDA0001865850140000062
表4
Figure BDA0001865850140000063
Figure BDA0001865850140000071
表5
Figure BDA0001865850140000072
Figure BDA0001865850140000081
(4)振动故障模式与影响因子的相关性分析：按着步骤(3)建立的翻修期内秦岭航空发动机振动故障数据表收集积累数据，当样本数据量累计到30个以上后(本实施例建立36个关键尺寸数据)，按照回归建模分析理论对振动故障模式与影响因子的相关性逐个进行分析，回归建模分析理论分析Y与X33、X34、X35和X36的回归方程为：Y＝25.7+117X33+650X34-86.0X35-59X36；
系数标如表6所示：
表6
自变量 系数 准误 T P
常量 25.664 8.624 2.98 0.006
X<sub>33</sub> 116.74 53.16 2.2 0.038
X<sub>34</sub> 650 239.2 2.72 0.012
X<sub>35</sub> -86 46.78 -1.84 0.078
X<sub>36</sub> -59 110.4 -0.53 0.598
S＝16.2021R-Sq＝34.6％R-Sq(调整)＝24.1％
方差分析如表7所示：
表7
Figure BDA0001865850140000091
其中，Y：NH90％左右后支点振动值；
X33：6定位销孔位移度；
X34：幅条外端面角向偏差；
X35：6孔Q位移度；
X36：6孔R位移度；
T：回归系数的估计值的标准差，它度量数据可以多大精确程度地估计系数的未知值；
P：确定否定假设检验中原假设的适当性，P值范围介于0到1之间，p值越小，错误地否定原假设的概率就越小；进行任何分析之前，请先确定alpha(a)水平，常用值为0.05，如果检验统计量的p值小于alpha，则可否定原假设；
S：用作对回归和方差分析中模型拟合的度量，S以响应变量的单位进行度量，表示数据值与回归线的标准距离(即残差的标准差)，对于给定的研究，方程对响应的预测越好，S值越小；
R-Sq(贡献率)：用于回归分析中，表示模型对数据的拟合优度；
R-Sq(调整后的贡献率)：用于回归分析中，以表示模型对新观测值响应的预测优度，预测的R-Sq值越大，说明模型的预测能力越强，预测的R-Sq可以阻止过度拟合模型，并且对于比较模型比调整的R-Sq更有用；
SS：组间平方和(因子)以及组内平方和(误差)；
MS：平方和除以自由度得出的均方；
F：通过将因子MS除以误差MS来计算；可以将此比率与在表中找到的临界F进行比较，或者可以使用p值来确定某个因子是否显著；
P：用于确定某个因子是否显著；通常与alpha值0.05进行比较；如果p值低于0.05，则该因子是显著的；
通过P值小于0.05的检验理论，证明相关性显著，筛选出关键影响因子，筛选出的关键影响因子如表8所示：
表8
Figure BDA0001865850140000101
(5)绘制振动故障模式与关键影响因子的拟合线图：使用一个关键影响因子的线性项和多项式项执行回归，并以分析对象的实际尺度或log10尺度绘制数据的回归线图(如图1所示)；
(6)关键影响因子控制值的给定，如图1所示：在拟合线图Y坐标上标注发动机试车振动验收值，得到标注点A，绘制一条通过标注点A与X轴平行的直线L，使直线L与拟合线图上的回归线相交，交点记点为点B；然后再绘制一条经过点B与Y轴平行的直线M，使直线M与X轴相交，获得交点C，交点C为关键影响因子的实际控制值；
(7)关键影响因子固化：编制相关技术文件，固化关键影响因子实际控制值，在发动机翻修期内按照上述要求对机匣类零组件进行控制。

Claims (10)

1.一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，根据翻修期内发动机试车振动故障模式确定分析目标；
步骤2，依据机匣类零组件设计图及机匣类零组件的装配关系确定分析对象及分析对象的尺寸，将分析对象及分析对象的尺寸作为影响因子；
步骤3，根据影响因子建立翻修期内发动机振动故障数据表；
步骤4，按照步骤3建立的翻修期内发动机振动故障数据表收集积累数据，对分析目标与影响因子的相关性逐个进行分析，根据相关性分析结果筛选出关键影响因子；
步骤5，绘制分析目标与关键影响因子的拟合线图；
步骤6，根据步骤5绘制的拟合线图获取关键影响因子控制值；
步骤7，对步骤6得到的关键影响因子控制值进行固化，在发动机翻修期内按照固化的关键影响因子控制值对机匣类零组件进行控制。
2.根据权利要求1所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤1中，所述分析目标包括慢车状态前支点振动、慢车状态中支点振动、慢车状态后支点振动、加温状态前支点振动、加温状态中支点振动、加温状态后支点振动、过渡态前支点振动、过渡态中支点振动和后支点振动。
3.根据权利要求1所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤2中，所述影响因子包括轴承座端面跳动、支撑机匣位移度、零组件配合尺寸、转子的动不平衡量和转子盘的端面跳动。
4.根据权利要求1所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤3中，翻修期内发动机振动故障数据表中的信息包括发动机台号、试车时间、影响因子和试车振动值。
5.根据权利要求1所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤4中，按照回归建模分析理论对分析目标与影响因子的相关性逐个进行分析，通过P值小于0.05的检验理论证明相关性，筛选出关键影响因子。
6.根据权利要求1所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤4中，收集的积累数据至少为30个。
7.根据权利要求1所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤5的具体过程为：使用一个关键影响因子的线性项和多项式项执行回归，并以分析对象的尺寸或尺寸的以10为底的对数绘制数据的回归线图，所述回归线图为分析目标与关键影响因子的拟合线图。
8.根据权利要求7所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤5中，所述多项式为二阶多项式或三阶多项式。
9.根据权利要求7所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤6的具体过程为：在拟合线图Y坐标上标注发动机试车振动验收值，得到标注点A，绘制一条通过标注点A与X轴平行的直线L，使直线L与拟合线图上的回归线相交，交点记点为点B；然后再绘制一条经过点B与Y轴平行的直线M，使直线M与X轴相交，获得交点C，交点C为关键影响因子的实际控制值。
10.根据权利要求1所述的一种发动机振动与机匣类零组件相关性的分析方法，其特征在于，所述步骤7中，依据步骤6得到的关键影响因子控制值编制技术文件，使关键影响因子控制值固化。
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