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直升機傳動系軸承健康的評估

Tips:軸承,轉盤軸承，回轉支承

軸承是直升機傳動系統(tǒng)中的重要零部件。軸承故障不僅會危及飛機的飛行安全，而且會造成附帶損害，增加額外的維護成本。由于故障軸承所發(fā)出的微弱信號常常被傳動系中的其它噪音所掩蓋，因此探測軸承故障仍舊是個難題。我們借助從30架美國軍用黑鷹直升機數(shù)據中搜集的HUMS數(shù)據，得到了較多關于運行環(huán)境中軸承故障行為的信息。通過該項目我們吸收到教訓，獲益匪淺，進一步提高軸承健康評估方法，達到根據維修狀況實施監(jiān)測的目的。

簡介

美國軍方對其UH-60L和其它直升機維護，正經歷從現(xiàn)有的計時檢修（TBM以時間為依據進行檢修）到狀況檢修（CBM，即以狀況為依據進行檢修）的轉變階段。與TBM的根據固定運轉時間表進行零部件保養(yǎng)或更換不同，CBM要求在零部件故障之前及時更換或維修零部件（即非計劃維修）。值得探討的是，對直升機傳動系的CBM要求自動診斷和預測來提供零部件的實時狀況，并在其使用壽命終結之前提前預判出其剩余壽命。這種全新的維護理念必定可以降低總體維護成本，同時提升直升機的戰(zhàn)備性。

軸承是飛機動力傳動的零件之一，應對其施行CBM（狀態(tài)檢修）。如果早期探知軸承狀況惡化，維護者就可以提前安排維修方案，降低對飛機戰(zhàn)備性的影響，并在多數(shù)情況下使附帶損害的程度降至最低。同時可安排交付周期，訂購需要更換的零件并在飛機無法服役之前交貨，當技術人員、場地空間和專用工具都具備時，則可完成更換零件工作。同樣，最低化附帶損傷還有可能最小化成本，并節(jié)約大修母部件所需的時間。

軍方為實現(xiàn)CBM，采取了若干具體步驟。其中包括營級演示古德里奇集成機械健康診斷儀和為30架UH-60L黑鷹直升機 [1]安裝應用監(jiān)測系統(tǒng)（IMD HUMS）。古德里奇IMD HUMS方法是工業(yè)標準和個人研發(fā)診斷與管理技術相結合的產物。多數(shù)個人研發(fā)技術都集中在轉子軌跡與平衡(RTB)及自動機械診斷（AMD）領域。該技術歷經數(shù)年研究和開發(fā)，與政府人員在測試臺環(huán)境和飛機數(shù)據搜集方面進行了合作。

測量機械狀況及評估機械健康的技術和理念日臻成熟。這些技術均在IMD HUMS中得以體現(xiàn)并在當前廣泛應用。探索的一般規(guī)則是，從小樣品組和試驗單元發(fā)展到另外還需要解讀未知空間區(qū)域的大樣品尺寸。一直期望對這種技術有個精細化算法和技術的預調配計劃的理想階段。

出于種種原因，自動機械診斷（AMD）是一個難題。與不平衡狀況下的主轉子相對比，正常運行過程中極少發(fā)生機械故障。因此在未發(fā)生機械故障的情況下提供可靠的診斷系統(tǒng)證據也是一個挑戰(zhàn)難題。在沒有運行證據的情況下，能提供的就只有理論和更為重要的測試裝置數(shù)據。海軍和古德里奇已經完成了各種故障信號數(shù)據庫的編纂。通過盡力解讀簡單機械異常現(xiàn)象的理論性反應，測量受控試驗設備的回應，使整個課題得以進展至我們今日看到的IMD HUMS AMD功能中的內容。第二個主要難點就是以數(shù)據的視覺表征為基礎，恰當?shù)啬M所測量零件狀況回應之間的關系。

古德里奇計劃用弱化有限樣品尺寸效應的方法逐漸增大閾值，并在獲取瞬時數(shù)據時使用數(shù)據融合技術。在未獲得故障數(shù)據的情況下，報道出與瞬時常態(tài)數(shù)據之間的偏差。假設已有足夠證據證明測量結果對狀況變差的模型很敏感，那么所統(tǒng)計得到的與瞬時常態(tài)數(shù)據之間的偏差即可認為是將實現(xiàn)或已經實現(xiàn)了探測缺陷。

除了為軍方人員配備的HUMS地面軟件，自2002年起，古德里奇還研發(fā)出名為機械診斷分析工具包（MDAT）的多功能工程軟件設備，可詳細分析HUMS數(shù)據。人們使用MDAT進行詳細數(shù)據分析，完成解決不同運行環(huán)境下UH-60L傳動系統(tǒng)的相關難題所需的高速仿形。借助該數(shù)據，研究人員可改善和細化HUMS的功能性，其中包括軸承診斷的計算方法。此外，該數(shù)據還是進行多機統(tǒng)計分析的基礎，也是發(fā)展先進預測計算方法的基礎。

根據飛機的數(shù)量和所生成的數(shù)據，已經開發(fā)出可自動對每個傳動系統(tǒng)零部件進行健康狀況評估的健康評估工具。借助該工具可快速辨別出帶損傷零部件的飛機，然后再進行具體分析。用分析結果用來驗證自動探測的結果。

本文中探討了軸承健康評估的相關問題，并示出關于軸承狀況惡化的理論認識和實際觀察之間的相同點和不同點。同時敘述若干IMDHUMS軸承數(shù)據相關的重要發(fā)現(xiàn)。

軸承檢測面臨挑戰(zhàn)的相關難題

如今，由于故障軸承所產生的片刻振動常常被傳動系統(tǒng)中的其他噪音源所掩蓋，因此探測軸承故障仍舊是個難題。由于安裝不同，軸承運行環(huán)境各異，因此軸承信號也呈現(xiàn)一定程度的分散性。這些因素都使恰當探測和量化軸承故障這一工作更為復雜。

過去數(shù)十年中已開發(fā)出許多軸承檢測技術，例如用振動分析法、聲發(fā)射法和殘油分析法來解決這一難題。其中證明振動檢測法是機上操作最為可靠和經濟的方法。機上操作的好處是可以在飛機降落之前下載數(shù)據，有些情況下還可以在機上發(fā)出飛行運行中的故障警報。實現(xiàn)后者效果需要整體上極為精確且高度可靠的探測系統(tǒng)。

軸承故障進程

軸承故障進程可描述為4個不同階段（見參考文獻[2])。故障的癥狀通常激發(fā)在高頻時，之后隨著損傷發(fā)展轉移至低頻，如圖1所示。

在第I階段，超聲區(qū)域（4區(qū)）出現(xiàn)一些超高頻活動，這些活動表示軸承上的微小缺陷產生了“峰值能量”。只有專用傳感器才能在該區(qū)域探測到這種“峰值”。

在第II階段，當故障軸承的故障被激發(fā)時，它們開始發(fā)出與正常軸承零件固有頻率相關聯(lián)的信號。該階段在第3區(qū)和第4區(qū)的信號明顯增大。通過檢測可發(fā)現(xiàn)故障的起始信號。

在軸承故障的第III階段開始出現(xiàn)軸承損傷基本頻率。根據損傷數(shù)量和在軸承滾道附近的分布情況，可能出現(xiàn)這些頻率的高次諧波。有時，當這些損傷與軸轉動之間發(fā)生作用時，這些頻率會經過軸頻率調節(jié)。在第2區(qū)可觀察到軸承缺陷頻率及其諧波。而第3區(qū)和第4區(qū)的信號則顯示在該階段的延續(xù)發(fā)展。

第IV階段是軸承發(fā)生完全失效之前的最后階段。該階段中出現(xiàn)大量調制后的基本頻率和諧波，表明在軸承滾道附近分散著缺陷。由于軸承狀況在逐步惡化，軸承的內游隙變得更大，這樣就增大了軸自由振動的程度。最終即可觀察到軸的基本頻率和諧波增大，這些將導致軸失衡、不對準和/或松動。在第IV階段將要結束的時候，軸承的基本頻率將實際上真實降低，并在較高頻率時替換為不斷升高的本底噪聲或“干草堆狀”噪聲信號。在4區(qū)中，信號將降低，隨后在軸承完全失效前明顯增大。

軸承振動監(jiān)測

一般而言，振動監(jiān)測是探測滾動軸承故障最普遍的方法?，F(xiàn)已具備軸承故障相關特性的全面記錄和獲取相關信息的成熟技術[3][4]。此外，在傳動系統(tǒng)中，用于監(jiān)測軸承的加速度計也適用于監(jiān)測軸和齒輪。如此看來，振動檢測是無需添加硬件設施而最具成本效益的解決方案。

在滾動軸承中，軸的基本振動還要加上其附帶軸承零件本身的機械作用。健康軸承產生很小的振動，或不產生振動；而受損軸承有獨特的振動特征。該振動特征典型地與軸承載荷成正比。

典型的軸承故障起始于外滾道破裂或剝落。這些故障可在變得嚴重之前的數(shù)月至半年探測出來。通常，這些缺陷不久就會變得較為穩(wěn)定。內滾道故障通常由外滾道故障發(fā)展而來，可在變得嚴重之前的數(shù)周探測出來。由于經過調制，內滾道故障通常顯示在某些側面邊帶。滾動體和保持架上的缺陷預示著軸承故障發(fā)展到了最后階段。出現(xiàn)這些缺陷的軸承通常持續(xù)僅工作幾小時后就會完全失效。

可利用包絡譜分析技術探測軸承缺陷，該技術揭示了由軸承缺陷所產生的周期性脈沖。包絡譜分析解調窄頻帶寬上的振動信號（在第2區(qū)），主要針對結構性的共振。在這些周期性脈沖之間的時間周期，通過共振作用得以強化，它們可暗示出軸承損傷所在位置和損傷性質。這是因為脈沖頻率是通過四種軸承缺陷的頻率產生的，這四種軸承缺陷為：保持架缺陷、球體/滾動體缺陷，外滾道缺陷和滾道缺陷。

上述四種軸承缺陷頻率可根據所測得的軸速度和軸承幾何參數(shù)（滾動體直徑和球間距，滾動體數(shù)量和接觸角）計算得出。圖2示出某滾動軸承的幾何參數(shù)以及計算缺陷頻率[5]的方程式。軸承制造商通常會在軸承說明書中給出軸承幾何數(shù)據和/或軸承缺陷頻率系數(shù)。但由于軸承載荷和軸承發(fā)生滑動，實際頻率會與說明書中的數(shù)據略有差異，但可望接近理論頻率值。然而，如果徑向力與軸向力的比值不互為恒量（如隨著接觸角變化而變化）或軸承球體滑動量過大（如松動的間隙配合），這樣理論頻率值就變得不可靠。

除了振動監(jiān)測，通常還使用下列技術來診斷軸承健康

• 使用專用聲波或超聲波發(fā)射傳感器在超高頻范圍（大于250KHz）內探測軸承的微小缺陷信號

• 使用熱探頭探測軸承的任何溫度變化。如果測得溫度上升，則通常預示可能缺乏潤滑油或軸承損傷過多而導致球體之間摩擦力增大，隨后將導致軸承故障。

• 采用油碎屑監(jiān)測儀和碎屑探測器來探測是否存在金屬磨損并推測潤滑是否完好。用原子發(fā)射或原子吸收儀進行的潤滑油分析是在極低濃度下采用流體樣本光譜分析，它可探測是否存在磨損金屬。

• 利用包絡譜分析技術，IMD HUMS對來自多種高頻加速度計中的振動數(shù)據進行分析以確定軸承健康。從包絡譜數(shù)據中提取若干狀況指示值（CIs），隨后將其合并入健康指示值（HIs）中來反映出各軸承的健康狀況。HI的值在0（健康）到1（故障）之間。

軸承健康分析

軍方HUMS演示程序的主要目的之一是驗證和確認IMD HUMS的CIs和HIs的相關診斷程序。與測試環(huán)境不同[6]，由于零件使用程度不同、飛機與飛機間也有差異，因此在工作環(huán)境下為30架直升機管理零部件健康是一個復雜的工作。每個直升機的傳動系統(tǒng)包含70多個需要監(jiān)測的軸承。也就是說30架飛機總共有2100個軸承。

為了能夠實現(xiàn)健康評價過程的自動化，我們開發(fā)出一種對比分析工具。該分析結果是一張示出零件His值升高和/或明顯升高的列表。通過規(guī)則和數(shù)據處理統(tǒng)計法將列表中的HIs混入一組選取軸承的CIs數(shù)據。該列表隨后將作為對這些零部件進一步工程研究的基礎。

借助這些對比分析，確定出某些軸承具有潛在缺陷。其中一個是一架飛機上中間齒輪箱（IGB）輸入推力軸承。圖3示出30架飛機上該類軸承的健康狀況，按照其HIs值排列順序。可以觀察到，在這30架飛機中，AC#11的HI值最高（接近0.9），是第二高值的4倍多。

通過該升高的HI值，可對受測軸承進行一個更為綜合性的工程分析。通過一些獲取手段，可從MDAT工具中觀察到并提取出CIs和原始/中間數(shù)據。圖4示出顯示出受測軸承CIs值的MDAT工具的截屏，從若干CIs中可觀察到該值有增大的趨勢。

為了證實軸承有缺陷，須將CIs值追溯至更早期出現(xiàn)的一個或多個軸承缺陷頻率。因此提取并檢查了若干獲取信號中的包絡譜。圖5示出147個包絡譜群的分布圖，以平均發(fā)動機扭矩大小進行排序。從圖中可看到與軸承頻率相關的若干不同音頻，包括保持架、外滾道（OR）、內滾道（IR）和2XOR。此外除了軸承頻率外，還出現(xiàn)了在高扭矩下更加持久的齒輪嚙合（GM）頻率。

圖6示出AC#11的一個包絡譜和表示健康軸承的AC#6的一個包絡譜之間的比對。在AC#11譜中可清楚辨識出OR和2X OR音調，一同出現(xiàn)的還有較高的本底噪音。

以上分析展示了IMD HUMS在辨識缺陷軸承方面的軸承診斷能力。下一步就是要使CIs的分散程度降至最小，這樣就可獲得與圖7中所示相反的更加一致的HI。

經對包絡譜中的理論OR頻率和實際頻率仔細研究后，發(fā)現(xiàn)實際頻率平均比理論頻率低1.5Hz（見圖8）。這就說明用來計算軸承頻率的軸承幾何參數(shù)并不精確。在圖譜中唯一可觀察到的另外一個頻率是IR頻率，它示出其實際頻率平均比理論頻率高1.87Hz。于是在方程式中，用降低接觸角幾個度數(shù)的方法可獲得更為合理的OR和IR頻率值。這樣，通過微調軸承缺陷頻率，我們可獲得更為穩(wěn)定的CIs和HIs值。

另一個軸承案例涉及到變化的軸承缺陷頻率。通常假設四個軸承缺陷頻率在給定的軸轉速下近似恒定不變，這是因為各頻率僅通過軸轉速和軸承幾何參數(shù)的方程式表達，如圖2中的方程所示。

近來，對一架飛機（AC#7）檢測后發(fā)現(xiàn)其右側輸入螺旋錐齒輪球軸承（見圖9）的球動力CI值有所上升。這些較高的數(shù)據點大大高于其它飛機中的正常數(shù)據分布。于是我們開展了更為深入的分析以確定出現(xiàn)這些高數(shù)據點的原因。

通過研究這些軸承相關的包絡譜，發(fā)現(xiàn)球的頻率及其軸的調制頻率隨扭矩的變化而變化，也就是較高扭矩產生較高頻率，如圖10所示。同時也顯示出當發(fā)動機扭矩降至40%以下時，產生的振動非常小。

圖11示出作為右側發(fā)動機扭矩函數(shù)的球頻率。隨著發(fā)動機扭矩增大，球頻率發(fā)生了從低到高的變化，其值在1720Hz（40%Q）到1920Hz（80%Q）之間。預計頻率在1820Hz左右，相當于約50%Q。

假設當從軸向對軸承施加不同動力時，軸向載荷和徑向載荷之比率將發(fā)生變化。此外，由于缺陷影響到內部游隙（即產生較大溝隙），從而加劇了球發(fā)生過多滑動，這也同樣影響到缺陷通過頻率。

除了以上所述兩種情況，該對比分析還示出一些案例。案例中尾部傳動軸軸承的HIs值升高，但實際中卻并未發(fā)現(xiàn)軸承缺陷音頻調。HIs值反而受到高水平寬帶噪音值的支配。這一情況隨后被現(xiàn)場工程師認定為是產生在軸承上過大端載荷的不當勻場所致。其它安裝問題也可產生高強度軸振動，反過來也會造成軸承松動，對軸承產生較高載荷。通常認為上述安裝問題是加速軸承磨損和過早發(fā)生故障的原因。而IMD HUMS能辨識出這些安裝問題，對延長軸承壽命極為重要。

結論

已決定為累積平均飛行2000個小時的30架飛機建立軍用IMD HUMS程序，而且對包含按日期搜集的典型戰(zhàn)術動作變化的累積結果進行了驗證，飛機在涉及各種專業(yè)的情況下累積平均飛行2000個小時。當前，正如安裝在UH-60L飛機上的系統(tǒng)那樣，IMD HUMS能夠在機上探測軸承惡化狀況。

通過采用如MDAT和對比分析的若干分析工具/技術表明，它們在HUMS數(shù)據分析和解讀方面是有效的。已證明MDAT是控制數(shù)據分散非常重要的工具，并為將來的快速仿形技術提供了集成開發(fā)環(huán)境，該技術對開發(fā)先進的快速而廣泛診斷方面非常重要。

上述程序確認了軸承缺陷相關的一些重要發(fā)現(xiàn)，在較早期的控制測試單元或單個飛機測試中我們并沒有觀察到這些發(fā)現(xiàn)。得益于這些發(fā)現(xiàn)，我們可以在實際工作環(huán)境下，從復雜的直升機傳動系統(tǒng)中深刻理解軸承的故障行為；還可以改善/開發(fā)更高效而可靠的診斷/預測模型，這是我們向CBM過渡的關鍵步驟。

IMD HUMS軸承數(shù)據的重大發(fā)現(xiàn)及其影響總結如下：

• 經對有故障的IGB輸入推力軸承進行機上探測的飛行后分析驗證，證實IMD HUMS能夠自動探到正在進展中的軸承缺陷。

• 上文報道的機尾轉子驅動軸軸承探測證實IMD HUMS能夠自動探測到傳動系統(tǒng)軸承安裝不當?shù)膯栴}。

• 軸承計算方法的改進確保了在有寬帶噪音的情況下能夠可靠探測到缺陷惡化的情況，這表明AMD軸承計算方法在高噪音環(huán)境下仍有效運行可用。

• 由于AMD可提前探知缺陷以避免飛行時軸承處于接近故障狀況，因此可確保飛機的適航性。同時在飛行過程中，它自動探測并報告顯示軸承可能即將故障的極高HIS值也可確保飛機的適航性。

• 通過預判HIs走勢來預測軸承剩余的工作壽命，有助于實現(xiàn)營級CBM管理。

• 通過早期探測、追蹤和報告正在發(fā)生劣化的軸承狀況，有助于軍隊CB后勤管理。

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