Faults detection in blades of an aviation engine in operation

• Auteur / Autrice : Vsevolod Kharyton
• Direction : Fabrice Thouverez, O Kucher
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Mécanique
• Date : Soutenance en 2009
• Etablissement(s) : Ecully, Ecole centrale de Lyon
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : Laboratoire de tribologie et dynamique des systèmes (Écully, Rhône1970-)
• Jury : Président / Présidente : Régis Dufour
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Régis Dufour, Marc Gillet, Jean-Pierre Lainé
• Jury : Rapporteurs / Rapporteuses : Mihaï Arghir, Manuel Collet

Mots clés

Mots clés contrôlés

Compresseurs -- Aérodynamique

Turbomachines -- Compresseurs

Mots clés libres

Aube fissurée

Roue aubagée

Méthode de balance harmonique

Désaccordage

Méthode tip-timing

Résumé

Ce travail porte sur le développent de modèle mathématique du processus d’identification de la fissure dans une aube de compresseur ou de turbine d’un moteur d’avion en fonctionnement. Dans le cadre de cette problématique, le modèle non-linaire d’aube fissurée a été développé et introduit dans la modèle globale de roue aubagée. La non-linéarité causée par la présence de fissure a été prise en considération par application des éléments d’analyse de contact conjointement avec la méthode de alance harmonique. Nous avons utilisé l’approche de sous-structuration pour la réduction de la taille du système. Cette approche se base sur la méthode à interface fixe en supposant que la fissure forme l’interface entre deux sus-structures dépendants. Elle a été appliquée aux modèles d’aube isolée et roue aubagée. L’effet de forces centrifuges a aussi été étudié en utilisant le modèle d’aube pas couplée. On peut déduire de cette étude qu’il suffit de simuler le comportement vibratoire d’une aube fissurée par l’approche linaire, mais cela dépend de la position et de la taille de la fissure. La formulation linéaire de comportement dynamique d’aube fissurée consiste à supposer que la fissure est toujours ouverte. L’effet de désaccordage a été examiné avec la simulation de réponse forcée de la roue aubagée contenant une aube fissurée. Les résultats de simulations montrent qu’un certain niveau de désaccordage peut cacher la réponse de l’aube fissurée. De plus, la capacité de détecter cette aube se dégrade avec l’absence de sa localisation dynamique fréquentielle. La dernière phase du travail a été consacrée à la simulation d’application de la méthode de tip-timing à l’identification d’aube fissurée. Elle se constitue de la génération du temps d’arrivé, la reconstruction d’amplitude de réponse en tète d’aube et le calcul de la réponse forcée du disque à partir des données mesurées (générées). Cela nous donne la possibilité d’identifier l’aube fissurée de manière analogue à l’analyse de la réponse forcée. On peut conclure qu’il sera possible d’utiliser la méthode de tip-timing comme une partie d’un système global de health monitoring de moteurs d’avion pour contrôler le comportement dynamique d’aubes de compresseur ou de turbine.

The general aim of the study is to offer mathematical model of the process, which can allow crack identification in the compressor or turbine blade of aircraft gas-turbine engine in operation. Within the frameworks of this goal cracked blade non-linear dynamic model was elaborated and introduced to the global model of the bladed disk. Crack induced non-linearity was taken into account applying contact analysis elements in conjunction with harmonic balance method. For system size reduction the sub-structuring methodology using fixed-interface method was applied. It supposes the crack location to be considered as interface between two dependent, in this case, substructures. Such approach was applied to the both uncoupled cracked blade and bladed disk models. Also considering uncoupled cracked blade the centrifugal forces effect was examined. It was concluded, that depending on crack properties (location and size), it will be enough to use the linear crack presence formulation supposing crack to be always open (initial gap). During simulation of the bladed disk forced response containing cracked blade the effect of blade mistuning was simulated. Simulation results shown that at certain level of mistuning it becomes impossible to separate cracked blade response. Furthermore such crack detectability decreases with absence of cracked blade frequency localization. The last one phenomenon is very important diagnostic sign, which simplifies cracked blade detection at almost all cases. The last phase of the work was devoted to simulation of blade tip-timing method application for cracked blade identification. It consisted in blade arriving time generation, blade tip amplitudes reconstruction and bladed disk frequency response calculation on the base of measured (simulated) time data. Such approach allowed us to identify cracked blade in the same way as in frequency response analysis. Generally speaking, blade tip-timing method can be used as the part of engine health monitoring system for compressor or turbine blades dynamic performances monitoring.