CN106482953B - 一种航空发动机管路振动测试装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空发动机管路振动测试装置及方法，该装置包括：对航空发动机管路进行振动激励的振动激励装置；对航空发动机管路装夹且与振动激励装置连接的管路装夹装置；振动测试过程中对航空发动机管路进行振动信号检测分析的振动测试分析装置。本发明实现模拟发动机管路真实装配条件，实现管路在多阶共振激励下固有频率和动态应力测试。在不同装配结构下实现管路关键点的振动应力监控和测试分析。本发明利用振动激励装置和管路装夹单元实现发动机管路在整体装配状态下的多阶共振激励，利用振动测试分析装置和装配位置测量装置实现航空发动机管路在可调装配结构下的振动响应测试和分析，为优化管路装配质量和验证管路装配合理性提供数据支持。

Description

一种航空发动机管路振动测试装置及方法

技术领域

本发明涉及航空发动机结构件振动测试技术领域，具体涉及一种航空发动机管路振动测试装置及方法。

背景技术

随着航空发动机的批量生产，航空发动机的装配质量更多的被认为是决定发动机最终合格和使用可靠性的最重要指标。发动机外部管路的整体装配质量和合理性也是决定航空发动机是否能够长时间有效运行的一个重要因素。国内外很多科研院所对于航空发动机管路的振动测试都开展了相关研究，但多数是在管路装配条件固化后进行的相关测试，以往的这类试验存在着激励源不可控、试验工况单一等局限性。

航空发动机管路装配优化为验证发动机管路装配的质量和合理性提供了重要保障，填补了国内航空发动机管路装配测试技术领域的空白，为今后该方向的科研研究提供设备硬件保障，而最优化的航空发动机管路安装结构为航空发动机管路装配优化提供坚实的技术基础。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机管路振动测试装置及方法，模拟航空发动机管路的真实装配状态和工作激励工况下，测试航空发动机管路的多阶共振响应和振动应力，通过调整航空发动机管路的装配状态(主要是调整管路系统的夹箍约束位置和拧紧力矩)进行管路的振动应力测试，同时记录调整后的参数信息，通过测试分析发动机管路共振条件下局部关键点(焊缝强度偏弱处)振动应力以此反映发动机管路的装配质量，为确定最优化的管路安装结构提供坚实的技术基础。

本发明的技术方案如下：

一种航空发动机管路振动测试装置，包括：

对航空发动机管路进行振动激励的振动激励装置；

对航空发动机管路装夹且与振动激励装置连接的管路装夹装置；

振动测试过程中对航空发动机管路进行振动信号检测分析的振动测试分析装置。

所述的航空发动机管路振动测试装置，还包括：

测量航空发动机管路约束位置的装配位置测量装置。

所述振动激励装置，包括：信号发生器、功率放大单元、激励控制单元、振动台；

信号发生器的输出端连接功率放大单元的输入端，功率放大单元的输出端连接激励控制单元的输入端，激励控制单元的输出端连接振动台，振动台与所述管路装夹装置连接。

所述管路装夹装置，包括：转接盘、导管夹具平台和管路顶端夹板；

转接盘固定安装在振动台上，导管夹具平台安装在转接盘上，管路顶端夹板固定安装在导管夹具平台上，航空发动机管路两端安装在管路顶端夹板上，且航空发动机管路通过夹箍进行装配。

所述振动测试分析装置，包括：

安装在航空发动机管路端口焊缝处拾取振动应变信号的电阻应变计；

对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号的动态应变仪；

对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级的数据采集仪；

输出振动测试结果的计算机；

电阻应变计的输出端连接动态应变仪的输入端，动态应变仪的输出端连接数据采集仪的输入端，数据采集仪的输出端连接计算机。

所述装配位置测量装置包括：

支撑标尺的立柱：垂直于地面安装；

测量航空发动机管路装夹位置的标尺：平行于地面，安装在立柱上，标尺上安装有顶针，顶针与航空发动机管路装夹位置对应。

本发明还提供一种利用上述航空发动机管路振动测试装置进行的航空发动机管路振动测试方法，包括：

1)将航空发动机管路通过管路装夹装置进行装夹，在航空发动机管路端口焊缝处安装电阻应变计；

2)振动激励装置对航空发动机管路进行扫频测试，动态应变仪对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号，数据采集仪对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级得到航空发动机管路各阶共振频率；

3)振动激励装置对航空发动机管路进行振动激励，动态应变仪对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号，数据采集仪对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级，对电参量信号进行显示的示波器；

4)采集分析出的频率成分和量级输出至计算机；

5)调整航空发动机管路约束位置，即调整双夹位置；在调整双夹位置的过程中确定航空发动机管路的最优约束位置。

有益效果：

本发明可以实现模拟发动机管路真实装配条件，实现管路在多阶共振激励下固有频率和动态应力测试。航空发动机管路在不同装配结构下，实现管路关键点的振动应力监控和测试分析。以往在国内同行业中从未开展过管路装配结构优化的振动试验，也没有该类试验装置。

本发明利用振动激励装置和管路装夹单元实现了发动机管路在整体装配状态下的多阶共振激励，利用振动测试分析装置和装配位置测量装置实现了航空发动机管路在可调装配结构下的振动响应测试和分析，为优化管路装配质量和验证管路装配合理性提供了最直接的数据支持，从而能够充分验证管路装配质量和装配结构合理性。

利用本发明的装置已经完成了发动机低压作动筒连接导管的装配结构优化测试，按照本发明确定的最优装配位置一次试车合格率由原有的33.7％提高到90％以上，节约了大量的试验成本，也为导管使用可靠性提供了有力保障。

附图说明

图1是本发明具体实施方式中的航空发动机管路振动测试装置结构示意图；

图2是本发明具体实施方式中的振动激励装置结构框图；

图3是本发明具体实施方式中的激励控制单元与振动台连接示意图；

图4是本发明具体实施方式中的管路装夹装置结构示意图；

图5是本发明具体实施方式中的管路夹具平台结构示意图；

图6是本发明具体实施方式中的管路顶端夹板结构示意图；

图7是本发明具体实施方式中的转接盘结构示意图；

图8是本发明具体实施方式中的振动测试分析装置结构框图；

图9是本发明具体实施方式中的装配位置测量装置结构示意图；

图10是本发明具体实施方式中的航空发动机管路安装示意图；

图11(a)～(d)分别是本发明具体实施方式中f＝134Hz、f＝185Hz、f＝222Hz、f＝261Hz时d6＝7、8、9、10、11cm时的动应力曲线；

图12(a)～(d)分别是本发明具体实施方式中f＝142Hz、f＝188Hz、f＝220Hz、f＝271Hz下d6＝9cm时应力值随d3的变化曲线；

图13(a)～(e)分别是本发明具体实施方式中d3＝4cm、d3＝5cm、d3＝6cm、d3＝7cm、d3＝8cm时的动应力曲线；

图中，1-激励控制单元，2-振动台，3-转接盘，4-管路夹具平台，5-管路顶端夹板，6-航空发动机管路，7-夹箍，8-螺栓，9-立柱，10-标尺，11-顶针。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细说明。

本实施方式提供一种航空发动机管路振动测试装置，如图1所示，包括：

对航空发动机管路进行振动激励的振动激励装置；

对航空发动机管路装夹且与振动激励装置连接的管路装夹装置；

振动测试过程中对航空发动机管路进行振动信号检测分析的振动测试分析装置；

测量航空发动机管路约束位置的装配位置测量装置。

如图2所示，振动激励装置，包括：信号发生器、功率放大单元、激励控制单元、振动台；信号发生器的输出端连接功率放大单元的输入端，功率放大单元的输出端连接激励控制单元的输入端，如图3所示，激励控制单元1的输出端连接振动台2，振动台与所述管路装夹装置连接。

为了实现模拟航空发动机管路装配真实状态，经测试人员现场测绘，本实施方式中采用如图4所示的管路装夹装置，包括：转接盘3、管路夹具平台4和管路顶端夹板5；转接盘3固定安装在振动台2上，管路夹具平台4安装在转接盘3上，管路顶端夹板5固定安装在管路夹具平台4上，航空发动机管路6两端通过螺栓8安装在管路顶端夹板5上，且航空发动机管路6通过夹箍7进行装配，夹箍7分为单夹和双夹，航空发动机管路6通过单夹装配在转接盘3上且测试过程中位置不可调，航空发动机管路6之间通过双夹固定装配且测试过程中位置可调，通过调整双夹位置实现约束位置调节，实现不同约束位置条件下航空发动机管路的振动测试，找到最佳约束位置，即航空发动机管路的最优装配位置。

为了实现航空发动机管路6能够有效地安装在管路夹具平台4上，在如图5所示的管路夹具平台4外缘按照航空发动机管路6的特殊结构形式进行了开口，航空发动机管路6的弯折段可以放入开口处，以确保航空发动机管路6可以有效地安装在管路夹具平台4上。通过转接盘3将管路装夹装置连接到振动激励装置的振动台2上，从而有效实现整个管路激励部分。

如图6所示的管路顶端夹板5为90度弯折结构，一部分紧贴于管路夹具平台4且通过螺栓8固定安装在管路夹具平台4上，另一部分垂直于管路夹具平台4且具有中空开口，航空发动机管路6端部通过该开口用螺栓8与管路顶端夹板5固定。如图7所示的转接盘3具有环形阵列的多个通孔，用于与管路夹具平台4、振动台2连接固定。

为了实现航空发动机管路系统在安装状态下的振动响应，本实施方式通过在振动测试过程中局部测点的应力监控和实时分析，以确定航空发动机管路的振动状态。

如图8所示的振动测试分析装置，包括：

安装在航空发动机管路端口焊缝处拾取振动应变信号的电阻应变计；

对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号的动态应变仪；

对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级的数据采集仪；

对电参量信号进行显示的示波器；

输出振动测试结果的计算机，利用CODA分析软件输出图表。

电阻应变计的输出端连接动态应变仪的输入端，动态应变仪的输出端连接数据采集仪的输入端，数据采集仪的输出端连接计算机。

振动测试分析装置主要工作原理：通过安装在航空发动机管路端口焊缝处的电阻应变计拾取航空发动机管路的振动应变信号，振动应变信号由动态应变仪中的桥路进行调理放大转换成电参量信号，再由数据采集仪进行信号的采集和分析，得到电参量信号的频率成分和量级，同时由示波器显示输出信号的波形以确定信号的真实和可靠性。

如图9所示的装配位置测量装置，包括：

支撑标尺的立柱9：垂直于地面安装；

测量航空发动机管路装夹位置的标尺10：平行于地面，安装在立柱9上，标尺10上安装有顶针11，顶针11与航空发动机管路6装夹位置对应。

利用装配位置测量装置对航空发动机管路6的装配加固的位置变化量进行测量和记录，以确定航空发动机管路的每一次装配状态可量化、可复现。主要工作原理：利用标尺上的顶针对准航空发动机管路夹箍，调整位置可由标尺对应的刻度读出，立柱主要起到支撑标尺的作用。

以DC-5000电磁振动台作为激励，采用航空发动机低压作动筒管路为试验件，通过管路顶端夹板5安装在管路夹具平台4上，通过转接盘3与管路夹具平台4、振动台2连接固定。采集试验件各关键测点位置的振动应力。进一步验证管路装配形式对管路动应力结果的影响，通过调整管路的装配形式得到最优化的管路安装结构。如图10所示，按测点c1～c11位置(航空发动机管路端口焊缝处)安装电阻应变计，每个测点位置沿管路径向成90度安装两片电阻应变计，共计11个测点和22个测试通道(电阻应变计)，对单夹进行标号，分别为夹1、夹2、夹3、夹4，位置相邻的一对单夹和双夹的距离分别标记为d1～d7。

本实施方式提供的航空发动机管路振动测试装置可以完成以下试验：1、模拟航空发动机管路在真实装配条件下的多阶共振激励下的固有频率和动态应力测试。2、航空发动机管路在不同装配结构下，航空发动机管路关键测点的振动应力监控和测试分析。3、航空发动机管路的装配结构可调、可量化。

本实施方式中还提供一种利用上述航空发动机管路振动测试装置进行的航空发动机管路振动测试方法，包括：

1)将航空发动机管路通过管路装夹装置进行装夹，在航空发动机管路端口焊缝处安装电阻应变计；

2)振动激励装置对航空发动机管路进行扫频测试，动态应变仪对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号，数据采集仪对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级得到航空发动机管路各阶共振频率；

扫频测试找出的各阶共振频率依次为127～139Hz，186～188Hz，222～225Hz，259～261Hz。

3)振动激励装置对航空发动机管路进行振动激励，动态应变仪对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号，数据采集仪对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级，对电参量信号进行显示的示波器；

4)采集分析出的频率成分和量级输出至计算机；

5)调整航空发动机管路约束位置，即调整双夹位置；在调整双夹位置的过程中确定航空发动机管路的最优约束位置；

5.1)在现行装配状态下，粗略调整双夹位置，即调整距离d1～d7，d1为第二个双夹与夹1的距离，d2为夹1与第三个双夹的距离，d3为第三个双夹与夹2的距离，d4为夹2与第四个双夹的距离，d5为第四个双夹与夹3的距离，d6为夹4与第六个双夹的距离，d7为夹4与第七个双夹的距离。

经过试验得出：只有调整d3和d6时各测点的应力幅值才出现起伏波动，其他测点位置调整对测点应力测试结果影响不大。初步确定双夹位置d1～d7，见表1。

表1双夹位置

双夹位置	双夹距离值(cm)
		d1	2.7
d2	16.2
		d3	4.8
d4	8.9
		d5	6.3
d6	8.1
		d7	18.0

5.2)调整单夹力矩

双夹位置固定，调整单夹拧紧力矩，从1.4N·m到4.0N·m递增，试验得出：随着单夹力矩变化，应力值没有大的改变。

5.3)调整双夹力矩

双夹位置固定，单夹拧紧力矩固定(4.0N·m)，调整双夹力矩依次为2.0、3.0、4.0、5.0N·m，试验得出双夹最佳力矩值。

5.4)分别调整第三个双夹力矩和第六个双夹力矩

双夹位置固定，单夹拧紧力矩不变(4.0N·m)，其余双夹力矩为3.0N·m，分别调整第三个双夹力矩和第六个双夹力矩，得出第三个双夹最佳力矩值和第六个双夹最佳力矩值。

5.5)调整双夹位置d6

单夹拧紧力矩固定(4.0N·m)，双夹拧紧力矩固定(6号双夹为2.0N·m，其余双夹为3.0N·m)，d3＝5cm，调整d6依次为7、8、9、10、11cm时，找出d6最佳值(见图11(a)～(d)，分别为f＝134Hz、f＝185Hz、f＝222Hz、f＝261Hz时d6＝7、8、9、10、11cm时的动应力曲线，图中五条曲线从左至右分别为d6＝7、8、9、10、11cm时的动应力曲线。

5.6)调整双夹位置d3

单夹拧紧力矩固定(4.0N·m)，双夹拧紧力矩固定(6号双卡为2.0N·m，其余双夹为3.0N·m)，d6＝9cm，调整d3依次为4、5、6、7、8、9cm时，找出d3最佳值(见图12)。

5.7)同时调整双夹位置d3和d6

单夹拧紧力矩固定(4.0N·m)，双夹拧紧力矩固定(6号双卡为2.0N·m，其余双夹为3.0N·m)，同时调整d3和d6，找出最佳值(见图13(a)～(e)，当d3＝5cm，d6＝9cm时，为最佳值)

表2振动测试结果

其中，S1～S11、C1～C11均为电阻应变计，S1与C1沿航空发动机管路径向成90度安装，其余电阻应变计安装方式相同。

试验分析：

同一频率f下，应力值随双夹拧紧力矩的变化：

127～139Hz：S9偏大

186～188Hz：S3、S8、S10偏大

222～225Hz：S3、S8偏大

259～261Hz：S4偏大

结论：单夹力矩＝4N·m，双夹力矩＝3N·m时，为最优。

同一频率f下，d3＝5cm时应力值随d6的变化如图11(a)～(d)所示，分别为f＝134Hz、f＝185Hz、f＝222Hz、f＝261Hz下d3＝5cm时应力值随d6的变化曲线。

结论：当d6＝9cm时，为最优。

同一频率f下，d6＝9cm时应力值随d3的变化如图12(a)～(d)所示，分别为f＝142Hz、f＝188Hz、f＝220Hz、f＝271Hz下d6＝9cm时应力值随d3的变化曲线。

结论：d3＝5cm时为最优。

同一频率f＝225Hz，应力值随d3和d6的变化如图13(a)～(e)所示，分别为d3＝4cm、d3＝5cm、d3＝6cm、d3＝7cm、d3＝8cm时的动应力曲线。

当d3＝5cm，d6＝9cm时，为最优。

同一频率f下，应力值随d3双夹和d6双夹力矩的变化：

当第三个双夹力矩＝3N·m，第六个双夹力矩＝2N·m时，为最优。

当单夹力矩＝4N·m，第六个双夹力矩＝2N·m，其余双夹力矩＝3N·m，d3＝5cm，d6＝9cm，其余d参照测定值时，解为最优。

Claims (5)

1.一种航空发动机管路振动测试装置，包括：

对航空发动机管路进行振动激励的振动激励装置；

对航空发动机管路装夹且与振动激励装置连接的管路装夹装置；

振动测试过程中对航空发动机管路进行振动信号检测分析的振动测试分析装置；

所述振动激励装置，包括：信号发生器、功率放大单元、激励控制单元、振动台；

信号发生器的输出端连接功率放大单元的输入端，功率放大单元的输出端连接激励控制单元的输入端，激励控制单元的输出端连接振动台，振动台与所述管路装夹装置连接；

所述管路装夹装置，包括：转接盘、导管夹具平台和管路顶端夹板；

转接盘固定安装在振动台上，导管夹具平台安装在转接盘上，管路顶端夹板固定安装在导管夹具平台上，航空发动机管路两端安装在管路顶端夹板上，且航空发动机管路通过夹箍进行装配；

其特征在于，所述夹箍分为单夹和双夹，航空发动机管路通过单夹装配在转接盘(3)且测试过程中位置不可调，航空发动机管路间通过双夹固定装配且测试过程中位置可调，通过调整双夹位置实现约束位置调节，实现不同约束位置条件下航空发动机管路的振动测试，找到最佳约束位置，即航空发动机管路的最优装配位置。

2.根据权利要求1所述的航空发动机管路振动测试装置，其特征在于，还包括：

测量航空发动机管路约束位置的装配位置测量装置。

3.根据权利要求1所述的航空发动机管路振动测试装置，其特征在于，所述振动测试分析装置，包括：

安装在航空发动机管路端口焊缝处拾取振动应变信号的电阻应变计；

对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号的动态应变仪；

对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级的数据采集仪；

输出振动测试结果的计算机；

电阻应变计的输出端连接动态应变仪的输入端，动态应变仪的输出端连接数据采集仪的输入端，数据采集仪的输出端连接计算机。

4.根据权利要求2所述的航空发动机管路振动测试装置，其特征在于，所述装配位置测量装置包括：

支撑标尺的立柱：垂直于地面安装；

测量航空发动机管路装夹位置的标尺：平行于地面，安装在立柱上，标尺上安装有顶针，顶针与航空发动机管路装夹位置对应。

5.一种利用权利要求1所述的装置进行航空发动机管路振动测试方法，其特征在于，包括：

1）将航空发动机管路通过管路装夹装置进行装夹，在航空发动机管路端口焊缝处安装电阻应变计；

2）振动激励装置对航空发动机管路进行扫频测试，动态应变仪对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号，数据采集仪对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级得到航空发动机管路各阶共振频率；

3）振动激励装置对航空发动机管路进行振动激励，动态应变仪对振动应变信号进行调理放大转换成电参量信号，数据采集仪对动态应变仪输出的电参量信号进行采集分析出频率成分和量级，对电参量信号进行显示的示波器；

4）采集分析出的频率成分和量级输出至计算机；

5）调整航空发动机管路约束位置，即调整双夹位置；在调整双夹位置的过程中确定航空发动机管路的最优约束位置。