CN106768584B - 一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法及装置，所述检测方法具有如下步骤：获取低压涡轮螺栓预紧力与所述盘面位移大小、分布的关系；测试装配后的低压涡轮轴盘试件盘面位移；判断各待测螺栓或相邻螺栓是否存在预紧力不足或偏大现象；确定预紧力不合理螺栓，及预紧力偏差值。本发明基于线激光测位移法测量低压涡轮轴盘的盘面变形，对线激光位移传感器测得的数据进行处理，提取盘面在预紧前后一条规定路径上各位置处位移值差值，将变形差值与预期值预紧力值产生的变形差值进行比较，对紧固质量进行判断，有效解决航空发动机紧固质量检测困难的问题，具有检测速度快，精度高，易于实现等优点。

Description

一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧 固力检测方法及装置

技术领域

本发明属于航空发动机装配技术，具体涉及一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法及装置。

背景技术

航空发动机低压涡轮是将低压涡轮盘的动力传递给风扇的一种结构，它的工作转速高，传递扭矩值大。低压涡轮轴盘的装配工作主要由螺栓拧紧操作组成，拧紧力大小、拧紧顺序、拧紧次数等紧固工艺参数会对螺栓的预紧力大小产生影响，继而对于轴-盘连接界面接触应力、盘面变形及低压涡轮轴同轴度、低压涡轮轴盘动刚度及动力学稳定性等产生显著影响，不合理的紧固工艺将降低航空发动机低压涡轮轴运行可靠性。

目前装配现场是通过监测拧紧螺栓时的扭矩值来控制螺栓的预紧力的大小，难以准确保证各螺栓轴向力的一致性。螺栓预紧过程中，输入能量只有大约10％转化为螺栓的预紧力，其它约90％转化为螺栓-被连接件接触端面及螺纹牙面摩擦损耗，端面及牙面摩擦系数的微小波动将导致螺栓轴向力的不一致性；预紧过程中施加扭矩常使螺栓达到弹性-塑性临界状态，扭矩与预紧力不再符合线性关系，更对预紧力精确控制提出了难题；即使采用扭矩-转角符合控制策略，不同螺栓间端面摩擦系数、牙面摩擦系数的差异性也将导致螺栓轴向力出现随机性；航空发动机低压涡轮轴盘连接螺栓数目达数十个，目前主要采用人工拧紧方式，某些螺栓也容易发生拧紧力不足的问题。

测试预紧过程中螺栓伸长量是精确控制预紧力的方法之一，但航空发动机低压涡轮轴盘用螺栓属于短螺栓，考虑到测试仪器的误差，采用超声测长仪等设备也难以准确测定该类螺栓预紧力。

航空发动机低压涡轮轴盘连接预紧力测试方法未见相关文献。现有技术有以下几种方法：

1)CN 105241598公开了《一种发动机转子预紧力测量方法及系统》，在发动机转子的中心拉杆上选取与其它零件不会干涉的横截面作为测量截面，在测量界面的圆周外沿上设置光纤光栅应变传感器，发射光信号给光纤光栅应变传感器并接收光纤光栅应变传感器反射的光束，根据接收的光纤光栅应变传感器反射的光束的中心波长偏移得到光纤光栅应变传感器的应变值，进而得到中心拉杆的轴向预紧力。但该发动机转子连接结构为中心拉杆，与低压涡轮轴盘螺栓连接方式有所不同，针对低压涡轮轴盘连接结构数十个螺栓布置光纤光栅传感器困难，且难以保证低压涡轮轴各个螺栓与被连接件不发生干涉。

2)CN 102519652 B公开了《一种测试螺栓预紧力的装置及其控制方法》，通过在螺栓上安装测量辅助装置实现预紧力间接测量；CN 103439035 B公开了《一种螺纹紧固件预紧力测量方法及其测量装置》，通过在紧固件和被紧固物体之间安装一个螺纹紧固件预紧力测量装置实现测量；CN 103616118 B公开了《螺栓及其预紧力的检测系统、控制方法》，通过在螺栓光杆段的外表面上贴附应变片，在螺栓头上开设第一通孔，导线通过第一通孔，将应变片和测量机构进行连接实现预紧力测量；CN 103884463公开了《复合材料连接结构预紧力在线监测方法》，将应变传感器埋入到金属螺栓中，应变传感器与应变仪的测量通道相连，测试螺栓承受的预紧力；CN204493395U公开了《一种智能螺栓》，包括内部开设有通孔的螺栓本体，光纤光栅传感器本体通过固定螺塞固定设置在螺栓本体的通孔内。但是，航空发动机低压涡轮轴盘装配过程中，不允许在紧固件和被连接件之间安装压力传感器，因为安装压力传感器一方面将影响连接件、被连接件刚度比，同时也影响结合面压力分布及使用过程的可靠性；低压涡轮轴盘连接用螺栓也不允许在螺栓头等部位制孔，及在螺栓中置入传感器，以避免影响螺栓使用可靠性；低压涡轮轴盘连接结构中螺栓的密集排布也决定难以连接附加装置测试螺栓轴向力。

3)CN 104791351公开了《紧固件预紧力的光学测量》，该紧固件包括头部、杆，以及具有外表面和在所述外表面中轴向延伸的通道，光学透射的应变敏感材料填充所述通道，通过将光发送到被填充的通道入口同时对所述紧固件施加扭矩，测量被填充通道的出口处的光电频率，根据测得频率确定所述紧固件上的预紧力；US 6,829,944 B1公开了一种紧固件拉力测量系统，其通过测量紧固件头部变形，根据该变形量与紧固力的函数关系测定紧固力，紧固件头部变形测量可采用光学测量、电容式传感器、光学图像、气动测量及压缩电阻式测量方式；Sayed A.Nassar,Aidong Meng等提出了应用散斑干涉技术，通过监测被连接件位移监测螺栓紧固力的方法。但是，航空发动机低压涡轮轴盘连接用螺栓不允许在其表面制作轴向延伸通道；另一方面，航空发动机轴盘连接结构中，法兰结构中密集排布数十个螺栓，螺栓间距仅为数毫米，被连接件受力、变形状态体现为多螺栓与被连接件的综合作用，不同螺栓之间互为约束，被连接件变形机理、变形分布形态等与Sayed A.Nassar,Aidong Meng等研究的单螺栓结构有所不同。

航空发动机低压涡轮轴盘连接结构厚度为数毫米，装配过程中，预紧力作用下航空发动机低压涡轮轴盘盘面将发生微小变形，但低压涡轮轴盘连接结构为多螺栓连接结构，多螺栓之间相互影响，且相邻螺栓间距仅为数毫米，盘面变形综合体现为载荷作用下变形量的传递与约束作用。另一方面，航空发动机低压涡轮轴盘连接结构为外圆直径为数百毫米的法兰面，使用数十颗螺栓进行连接，针对整个盘面进行位移量测试效率低下，如何快速、准确判定各螺栓预紧状态也是实际应用中需要解决的问题。

发明内容

鉴于现有技术应用于航空发动机低压涡轮轴盘连接螺栓预紧力测试方面的缺点和不足，结合多螺栓密集作用下薄壁件变形规律，发明种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法及装置。本发明采用的技术手段如下：

一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法，其特征在于，线激光位移传感器组包括线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ沿所述低压涡轮轴盘的盘面的直径所在直线排列且到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离均为S，S等于所述低压涡轮轴盘上相邻两个螺栓连线的中点O到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ的安装平面互相垂直，使得在所述低压涡轮轴盘的盘面上得到的角度垂直的两条线激光，

所述检测方法具有如下步骤：

S1、获取低压涡轮螺栓预紧力与所述盘面位移大小、分布的关系：

S11、对所述低压涡轮轴盘上的各螺栓进行拧紧，选择端面摩擦系数、牙面摩擦系数及轴向力一致的螺栓，并记录其在低压涡轮轴盘上的位置；

S12、制作与所述低压涡轮轴盘相同的低压涡轮轴盘试件，按十字交叉法对试件上的螺栓进行拧紧，并对与步骤S11所述位置相对应的螺栓进行编号，记为1、2……n_max-1、n_max；

S13、在编号3～n_max-2的范围内依次选取两颗螺栓，并分别标识为n₁、n₂；

S14、对选取的两颗螺栓按以下三种工况施加预紧力：

a)两颗螺栓预紧力均为预期值；

b)一颗螺栓预紧力不足或偏大、另一颗螺栓预紧力为预期值；

c)两颗螺栓预紧力均不足或偏大；

S15、做待测螺栓与相邻螺栓连线的垂直中心线MN，所述连线与MN的交点为O，过O点做MN的垂直中心线PQ，

以O为原点，在MN上建立X坐标轴，且指向低压涡轮轴盘试件盘面中心为X轴正向，在PQ上建立Y坐标轴，且顺时针方向为Y轴正向，

保持低压涡轮轴盘试件及线激光位移传感器组位置不变，获取不同工况下n₁-n₂中间区域低压涡轮轴盘试件盘面位置(x,y)的位移值u(x,y)，预期值作用下的位移值标识为u_n(x,y)，采用Δu(x,y)＝u(x,y)-u_n(x,y)标识螺栓预紧力不足或偏大状态下位置(x,y)的盘面位移变化，根据测试结果建立Δu(x,y)与预紧力大小之间的关系：

Δu(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)，

其中F_n1为施加到n₁上的预紧力，F_n2为施加到n₂上的预紧力；

S16、针对不同工况条件、不同预紧力作用下的n₁-n₂中间区域各个位置Δu(x,y)进行测试、分析，结合牙面摩擦系数、端面摩擦系数偏差引起的螺栓轴向力偏差及低压涡轮轴盘紧固性能要求，确定判定螺栓预紧力不足或偏大的阈值：

Δu_c(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)；

S2、测试装配后的低压涡轮轴盘试件盘面位移：

S21、所述低压涡轮轴盘试件盘面垂直于水平面，以所述低压涡轮轴盘试件盘面的中心为原点，以平行于所述低压涡轮轴盘盘面且过原点的射线为极轴，极轴方向竖直向上，顺时针为正方向，建立极坐标系，记待测螺栓编号为n_c，将线激光位移传感器Ⅰ移动至O点，保持其位置(r_c,θ_c)不变进行测量，通过线激光位移传感器Ⅰ沿MN采集螺栓拧紧前低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₀(x，0)，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅱ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅱ沿PQ采集螺栓拧紧前低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₀(0，y)；

S22、拧紧螺栓，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅰ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅰ沿MN采集螺栓拧紧后低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₁(x，0)，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅱ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅱ沿PQ采集螺栓拧紧后低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₁(0，y)，u₀(x，0)，u₀(0，y)，u₁(x，0)和u₁(0，y)作为判断此螺栓拧紧状态的依据；

S3、判断各待测螺栓或相邻螺栓是否存在预紧力不足或偏大现象：

螺栓拧紧前后盘面的相对位移变化值u(x,y)：

在沿MN：u(x，0)＝u₁(x，0)-u₀(x，0)，

在沿PQ：u(0，y)＝u₁(0，y)-u₀(0，y)，

在同一图中分别绘制在实际试验中螺栓拧紧时对应的u(x，0)-x曲线(位移-相对位置曲线)和螺栓施加预期值预紧力时对应的u_n(x，0)-x曲线(位移-相对位置曲线)，并在图中标出允许的位移阈值范围u_c(x，0)；

u(x，0)-x曲线在阈值范围内则表示在位置x处的预紧力符合预期，否则，记录u(x，0)-x曲线超出u_n(x，0)-x曲线(阈值范围)的第i段对应的横坐标长度x_i，并代入

其中，x_MN为所检测线段长度，若h≥20％，则可判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象；

S4、确定预紧力不合理螺栓，及预紧力偏差值：

在判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象基础上，

根据位移偏差大小、分布与预紧力的关系，对u(0，y)处理分析，并与Δu(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)相比较，则可判定存在预紧力偏差的螺栓及预紧力偏差值。

本发明还公开了一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测装置，其特征在于，线激光位移传感器组包括线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ沿所述低压涡轮轴盘的盘面的直径所在直线排列且到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离均为S，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ的安装平面互相垂直，其中，S等于所述低压涡轮轴盘上相邻两个螺栓连线的中点O到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离，

所述测试装置包括基座和沿直线依次排列的V型台Ⅰ，线激光位移传感器组旋转装置，V型台Ⅱ和V型台Ⅲ，所述V型台Ⅰ，所述V型台Ⅱ和所述V型台Ⅲ分别通过支座与所述基座连接，所述V型台Ⅰ，所述V型台Ⅱ和所述V型台Ⅲ上分别设有压板，

所述线激光位移传感器组旋转装置包括轴承座安装平台，套筒轴和电机，所述电机通过电机座与所述轴承座安装平台连接，所述轴承座安装平台上设有轴承座，所述轴承座具有轴承盖，

所述套筒轴具有低压涡轮轴盘的轴穿过的孔，所述套筒轴为阶梯轴，包括外径依次减小的前轴段、中轴段和后轴段，所述前轴段和所述中轴段之间具有轴肩Ⅰ，所述中轴段和所述后轴段之间具有轴肩Ⅱ，

所述前轴段的外壁固定有套筒Ⅰ，所述中轴段的外壁通过轴承Ⅰ和轴承Ⅱ与所述轴承盖连接，位于所述轴承Ⅰ和所述轴承Ⅱ之间的所述中轴段上还套有套筒Ⅱ，所述后轴段上套有齿轮Ⅰ和套筒Ⅲ，所述轴承Ⅰ的内圈通过所述轴肩Ⅰ和所述套筒Ⅱ固定，所述套筒Ⅱ远离所述轴承Ⅰ的一侧通过所述轴承盖上的限位凸起固定，所述轴承Ⅰ的外圈通过所述套筒Ⅰ和所述轴承盖固定，所述轴承Ⅱ的内圈通过所述轴肩Ⅱ和所述套筒Ⅲ，所述轴承Ⅱ的外圈通过所述轴承盖和所述套筒Ⅲ固定，所述套筒Ⅲ远离所述轴承Ⅱ的一侧通过所述齿轮Ⅰ的端面固定，所述电机的输出端通过联轴器与电机输出轴连接，所述电机输出轴通过齿轮Ⅱ与所述齿轮Ⅰ连接，所述线激光位移传感器Ⅰ和所述线激光位移传感器Ⅱ的固定端分别与所述套筒Ⅰ的外壁连接，所述轴承座安装平台上还设有齿轮箱，所述齿轮箱具有容纳所述齿轮Ⅰ、所述齿轮Ⅱ和所述电机的空间，

所述齿轮Ⅰ远离所述套筒Ⅲ一侧的所述后轴段上设有端盖。

所述孔的直径比所述低压涡轮轴盘的轴的直径大10mm。

所述套筒Ⅰ通过螺纹与所述前轴段的外壁连接。

所述齿轮Ⅰ通过花键与所述后轴段连接。

所述端盖通过螺纹与所述后轴段的外壁连接。

本发明基于线激光测位移法测量低压涡轮轴盘的盘面变形，对线激光位移传感器测得的数据进行处理，提取盘面在预紧前后一条规定路径上各位置处位移值差值，与预期值预紧力产生的位移值差值进行比较，对紧固质量进行判断。本发明可以有效解决航空发动机紧固质量检测困难的问题，具有检测速度快，精度高，易于实现等优点。

与现有技术相比，本发明的特点是：

(1)通过测量螺栓拧紧前、拧紧后低压涡轮轴盘的盘面位移，快速、准确判断螺栓预紧状态，测量过程中不需要破坏螺栓结构；

(2)基于线激光位移传感器测量盘面位移，能够获取一段线段的盘面位移变化特征，避免了偶然误差的干扰，增加了结果的可靠性；

(3)线激光位移传感器组旋转装置采用极坐标系定位，只有一个旋转自由度，相对于传统的三自由度(x,y,z)，有效减少了定位误差，有利于得到更准确的数据。

基于上述理由本发明可在航空发动机装配技术等领域广泛推广。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1是本发明的具体实施方式中航空发动机低压涡轮轴盘与线激光位移传感器组位置关系示意图。

图2是本发明的具体实施方式中低压涡轮轴盘的盘面测试点的位置示意图。

图3是本发明的具体实施方式中一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测装置的结构示意图。

图4是本发明的具体实施方式中线激光位移传感器组旋转装置的局部剖视图。

图5是本发明的具体实施方式中电机，齿轮Ⅰ和齿轮Ⅱ的装配示意图。

图6是本发明的具体实施方式中u(x，0)-x曲线，u_n(x，0)-x曲线和标出的允许的位移阈值范围示意图。

具体实施方式

实施例1

一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法，线激光位移传感器组包括线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ沿所述低压涡轮轴盘的盘面的直径所在直线排列且到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离均为S，S等于所述低压涡轮轴盘上相邻两个螺栓连线的中点O到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ的安装平面互相垂直，

所述检测方法具有如下步骤：

S1、获取低压涡轮螺栓预紧力与所述盘面位移大小、分布的关系：

S11、对所述低压涡轮轴盘上的各螺栓进行拧紧，选择端面摩擦系数、牙面摩擦系数及轴向力一致的螺栓，并记录其在低压涡轮轴盘上的位置；

S12、制作与所述低压涡轮轴盘相同的低压涡轮轴盘试件，按十字交叉法对试件上的螺栓进行拧紧，并对与步骤S11所述位置相对应的螺栓进行编号，记为1、2……n_max-1、n_max；

S13、在编号3～n_max-2的范围内依次选取两颗螺栓，并分别标识为n₁、n₂；

S14、对选取的两颗螺栓按以下三种工况施加预紧力：

a)两颗螺栓预紧力均为预期值；

b)一颗螺栓预紧力不足或偏大、另一颗螺栓预紧力为预期值；

c)两颗螺栓预紧力均不足或偏大；

S15、做待测螺栓与相邻螺栓连线的垂直中心线MN，所述连线与MN的交点为O，过O点做MN的垂直中心线PQ，

以O为原点，在MN上建立X坐标轴，且指向低压涡轮轴盘试件盘面中心为X轴正向，在PQ上建立Y坐标轴，且顺时针方向为Y轴正向，

保持低压涡轮轴盘试件及线激光位移传感器组位置不变，获取不同工况下n₁-n₂中间区域低压涡轮轴盘试件盘面位置(x,y)的位移值u(x,y)，预期值作用下的位移值标识为u_n(x,y)，采用Δu(x,y)＝u(x,y)-u_n(x,y)标识螺栓预紧力不足或偏大状态下位置(x,y)的盘面位移变化，根据测试结果建立Δu(x,y)与预紧力大小之间的关系：

Δu(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)，

其中F_n1为施加到n₁上的预紧力，F_n2为施加到n₂上的预紧力；

S16、针对不同工况条件、不同预紧力作用下的n₁-n₂中间区域各个位置Δu(x,y)进行测试、分析，结合牙面摩擦系数、端面摩擦系数偏差引起的螺栓轴向力偏差及低压涡轮轴盘紧固性能要求，确定判定螺栓预紧力不足或偏大的阈值：

Δu_c(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)；

S2、测试装配后的低压涡轮轴盘试件盘面位移：

S21、所述低压涡轮轴盘试件盘面垂直于水平面，以所述低压涡轮轴盘试件盘面的中心为原点，以平行于所述低压涡轮轴盘盘面且过原点的射线为极轴，极轴方向竖直向上，顺时针为正方向，建立极坐标系，记待测螺栓编号为n_c，将线激光位移传感器Ⅰ移动至O点，保持其位置(r_c,θ_c)不变进行测量，通过线激光位移传感器Ⅰ沿MN采集螺栓拧紧前低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₀(x，0)，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅱ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅱ沿PQ采集螺栓拧紧前低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₀(0，y)；

S22、拧紧螺栓，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅰ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅰ沿MN采集螺栓拧紧后低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₁(x，0)，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅱ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅱ沿PQ采集螺栓拧紧后低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₁(0，y)，u₀(x，0)，u₀(0，y)，u₁(x，0)和u₁(0，y)作为判断此螺栓拧紧状态的依据；

S3、判断各待测螺栓或相邻螺栓是否存在预紧力不足或偏大现象：

螺栓拧紧前后盘面的相对位移变化值u(x,y)：

在沿MN：u(x，0)＝u₁(x，0)-u₀(x，0)，

在沿PQ：u(0，y)＝u₁(0，y)-u₀(0，y)，

如图6所示，在同一图中分别绘制在实际试验中螺栓拧紧时对应的u(x，0)-x曲线(位移-相对位置曲线)和螺栓施加预期值预紧力时对应的u_n(x，0)-x曲线(位移-相对位置曲线)，并在图中标出允许的位移阈值范围u_c(x，0)；

u(x，0)-x曲线在阈值范围内则表示在位置x处的预紧力符合预期，否则，记录u(x，0)-x曲线超出u_n(x，0)-x曲线(阈值范围)的第i段对应的横坐标长度x_i，并代入

其中，x_MN为所检测线段长度，若h≥20％，则可判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象；

S4、确定预紧力不合理螺栓，及预紧力偏差值：

在判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象基础上，

根据位移偏差大小、分布与预紧力的关系，对u(0，y)处理分析，并与Δu(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)相比较，则可判定存在预紧力偏差的螺栓及预紧力偏差值。

实施例2

如图1-5所示，一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测装置，线激光位移传感器组包括线激光位移传感器Ⅰ1和线激光位移传感器Ⅱ2，线激光位移传感器Ⅰ1和线激光位移传感器Ⅱ2沿所述低压涡轮轴盘3的盘面的直径所在直线排列且到所述低压涡轮轴盘3的盘面中心的距离均为S，线激光位移传感器Ⅰ1和线激光位移传感器Ⅱ2的安装平面互相垂直，其中，S等于所述低压涡轮轴盘3上相邻两个螺栓4连线的中点O到所述低压涡轮轴盘3的盘面中心的距离，

所述测试装置包括基座5和沿直线依次排列的V型台Ⅰ6，线激光位移传感器组旋转装置，V型台Ⅱ7和V型台Ⅲ8，所述V型台Ⅰ6，所述V型台Ⅱ7和所述V型台Ⅲ8分别通过支座9与所述基座5连接，所述V型台Ⅰ6，所述V型台Ⅱ7和所述V型台Ⅲ8上分别设有压板10，

所述线激光位移传感器组旋转装置包括轴承座安装平台11，套筒轴12和电机13，所述电机13通过电机座14与所述轴承座安装平台11连接，所述轴承座安装平台11上设有轴承座15，所述轴承座15具有轴承盖16，

所述套筒轴12具有低压涡轮轴盘的轴17穿过的孔18，所述套筒轴12为阶梯轴，包括外径依次减小的前轴段19、中轴段20和后轴段21，所述前轴段19和所述中轴段20之间具有轴肩Ⅰ，所述中轴段20和所述后轴段21之间具有轴肩Ⅱ，

所述前轴段19的外壁固定有套筒Ⅰ22，所述中轴段20的外壁通过轴承Ⅰ23和轴承Ⅱ24与所述轴承盖16连接，位于所述轴承Ⅰ23和所述轴承Ⅱ24之间的所述中轴段20上还套有套筒Ⅱ25，所述后轴段21上套有齿轮Ⅰ26和套筒Ⅲ27，所述轴承Ⅰ23的内圈通过所述轴肩Ⅰ和所述套筒Ⅱ25固定，所述套筒Ⅱ25远离所述轴承Ⅰ23的一侧通过所述轴承盖16上的限位凸起固定，所述轴承Ⅰ23的外圈通过所述套筒Ⅰ22和所述轴承盖16固定，所述轴承Ⅱ24的内圈通过所述轴肩Ⅱ和所述套筒Ⅲ27，所述轴承Ⅱ24的外圈通过所述轴承盖16和所述套筒Ⅲ27固定，所述套筒Ⅲ27远离所述轴承Ⅱ24的一侧通过所述齿轮Ⅰ26的端面固定，所述电机13的输出端通过联轴器28与电机输出轴29连接，所述电机输出轴29通过齿轮Ⅱ30与所述齿轮Ⅰ26连接，所述线激光位移传感器Ⅰ1和所述线激光位移传感器Ⅱ2的固定端分别与所述套筒Ⅰ22的外壁连接，所述轴承座安装平台11上还设有齿轮箱31，所述齿轮箱31具有容纳所述齿轮Ⅰ26、所述齿轮Ⅱ30和所述电机13的空间，

所述齿轮Ⅰ26远离所述套筒Ⅲ27一侧的所述后轴段21上设有端盖32。

所述孔18的直径比所述低压涡轮轴盘的轴17的直径大10mm。

所述套筒Ⅰ22通过螺纹与所述前轴段19的外壁连接。

所述轴承盖16为分体结构，包括轴承上盖和轴承下盖。

所述齿轮箱31为分体结构，包括齿轮箱上盖33。

所述齿轮Ⅰ26通过花键与所述后轴段21连接。

所述端盖32通过螺纹与所述后轴段21的外壁连接。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法，其特征在于，线激光位移传感器组包括线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ沿所述低压涡轮轴盘的盘面的直径所在直线排列且到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离均为S，S等于所述低压涡轮轴盘上相邻两个螺栓连线的中点O到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ的安装平面互相垂直，

所述检测方法具有如下步骤：

S1、获取低压涡轮螺栓预紧力与所述盘面位移大小、分布的关系：

S11、对所述低压涡轮轴盘上的各螺栓进行拧紧，选择端面摩擦系数、牙面摩擦系数及轴向力一致的螺栓，并记录其在低压涡轮轴盘上的位置；

S12、制作与所述低压涡轮轴盘相同的低压涡轮轴盘试件，按十字交叉法对试件上的螺栓进行拧紧，并对与步骤S11所述位置相对应的螺栓进行编号，记为1、2……n_max-1、n_max；

S13、在编号3～n_max-2的范围内依次选取两颗螺栓，并分别标识为n₁、n₂；

S14、对选取的两颗螺栓按以下三种工况施加预紧力：

a)两颗螺栓预紧力均为预期值；

b)一颗螺栓预紧力不足或偏大、另一颗螺栓预紧力为预期值；

c)两颗螺栓预紧力均不足或偏大；

S15、做待测螺栓与相邻螺栓连线的垂直中心线MN，所述连线与MN的交点为O，过O点做MN的垂直中心线PQ，

以O为原点，在MN上建立X坐标轴，且指向低压涡轮轴盘试件盘面中心为X轴正向，在PQ上建立Y坐标轴，且顺时针方向为Y轴正向，

保持低压涡轮轴盘试件及线激光位移传感器组位置不变，获取不同工况下n₁-n₂中间区域低压涡轮轴盘试件盘面位置(x,y)的位移值u(x,y)，预期值作用下的位移值标识为u_n(x,y)，采用Δu(x,y)＝u(x,y)-u_n(x,y)标识螺栓预紧力不足或偏大状态下位置(x,y)的盘面位移变化，根据测试结果建立Δu(x,y)与预紧力大小之间的关系：

Δu(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)，

其中F_n1为施加到n₁上的预紧力，F_n2为施加到n₂上的预紧力；

S16、针对不同工况条件、不同预紧力作用下的n₁-n₂中间区域各个位置Δu(x,y)进行测试、分析，结合牙面摩擦系数、端面摩擦系数偏差引起的螺栓轴向力偏差及低压涡轮轴盘紧固性能要求，确定判定螺栓预紧力不足或偏大的阈值：

Δu_c(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)；

S2、测试装配后的低压涡轮轴盘试件盘面位移：

S21、所述低压涡轮轴盘试件盘面垂直于水平面，以所述低压涡轮轴盘试件盘面的中心为原点，以平行于所述低压涡轮轴盘盘面且过原点的射线为极轴，极轴方向竖直向上，顺时针为正方向，建立极坐标系，记待测螺栓编号为n_c，将线激光位移传感器Ⅰ移动至O点，保持其位置(r_c,θ_c)不变进行测量，通过线激光位移传感器Ⅰ沿MN采集螺栓拧紧前低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₀(x，0)，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅱ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅱ沿PQ采集螺栓拧紧前低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₀(0，y)；

S22、拧紧螺栓，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅰ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅰ沿MN采集螺栓拧紧后低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₁(x，0)，旋转线激光位移传感器组180°，此时线激光位移传感器Ⅱ正对O点，通过线激光位移传感器Ⅱ沿PQ采集螺栓拧紧后低压涡轮轴盘试件盘面位移数据，将数据记录为u₁(0，y)，u₀(x，0)，u₀(0，y)，u₁(x，0)和u₁(0，y)作为判断此螺栓拧紧状态的依据；

S3、判断各待测螺栓或相邻螺栓是否存在预紧力不足或偏大现象：

螺栓拧紧前后盘面的相对位移变化值u(x,y)：

在沿MN：u(x，0)＝u₁(x，0)-u₀(x，0)，

在沿PQ：u(0，y)＝u₁(0，y)-u₀(0，y)，

在同一图中分别绘制在实际试验中螺栓拧紧时对应的u(x，0)-x曲线和螺栓施加预期值预紧力时对应的u_n(x，0)-x曲线，并在图中标出允许的位移阈值范围u_c(x，0)；

u(x，0)-x曲线在阈值范围内则表示在位置x处的预紧力符合预期，否则，记录u(x，0)-x曲线超出u_n(x，0)-x曲线的第i段对应的横坐标长度x_i，并代入

其中，x_MN为所检测线段长度，若h≥20％，则可判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象；

S4、确定预紧力不合理螺栓，及预紧力偏差值：

在判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象基础上，

根据位移偏差大小、分布与预紧力的关系，对u(0，y)处理分析，并与Δu(x,y)＝g(F_n1,F_n2,x,y)相比较，则可判定存在预紧力偏差的螺栓及预紧力偏差值。

2.一种基于线激光位移传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测装置，其特征在于，线激光位移传感器组包括线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ沿所述低压涡轮轴盘的盘面的直径所在直线排列且到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离均为S，线激光位移传感器Ⅰ和线激光位移传感器Ⅱ的安装平面互相垂直，其中，S等于所述低压涡轮轴盘上相邻两个螺栓连线的中点O到所述低压涡轮轴盘的盘面中心的距离，

所述检测装置包括基座和沿直线依次排列的V型台Ⅰ，线激光位移传感器组旋转装置，V型台Ⅱ和V型台Ⅲ，所述V型台Ⅰ，所述V型台Ⅱ和所述V型台Ⅲ分别通过支座与所述基座连接，所述V型台Ⅰ，所述V型台Ⅱ和所述V型台Ⅲ上分别设有压板，

所述线激光位移传感器组旋转装置包括轴承座安装平台，套筒轴和电机，所述电机通过电机座与所述轴承座安装平台连接，所述轴承座安装平台上设有轴承座，所述轴承座具有轴承盖，

所述套筒轴具有低压涡轮轴盘的轴穿过的孔，所述套筒轴为阶梯轴，包括外径依次减小的前轴段、中轴段和后轴段，所述前轴段和所述中轴段之间具有轴肩Ⅰ，所述中轴段和所述后轴段之间具有轴肩Ⅱ，

所述前轴段的外壁固定有套筒Ⅰ，所述中轴段的外壁通过轴承Ⅰ和轴承Ⅱ与所述轴承盖连接，位于所述轴承Ⅰ和所述轴承Ⅱ之间的所述中轴段上还套有套筒Ⅱ，所述后轴段上套有齿轮Ⅰ和套筒Ⅲ，所述轴承Ⅰ的内圈通过所述轴肩Ⅰ和所述套筒Ⅱ固定，所述套筒Ⅱ远离所述轴承Ⅰ的一侧通过所述轴承盖上的限位凸起固定，所述轴承Ⅰ的外圈通过所述套筒Ⅰ和所述轴承盖固定，所述轴承Ⅱ的内圈通过所述轴肩Ⅱ和所述套筒Ⅲ，所述轴承Ⅱ的外圈通过所述轴承盖和所述套筒Ⅲ固定，所述套筒Ⅲ远离所述轴承Ⅱ的一侧通过所述齿轮Ⅰ的端面固定，所述电机的输出端通过联轴器与电机输出轴连接，所述电机输出轴通过齿轮Ⅱ与所述齿轮Ⅰ连接，所述线激光位移传感器Ⅰ和所述线激光位移传感器Ⅱ的固定端分别与所述套筒Ⅰ的外壁连接，所述轴承座安装平台上还设有齿轮箱，所述齿轮箱具有容纳所述齿轮Ⅰ、所述齿轮Ⅱ和所述电机的空间，

所述齿轮Ⅰ远离所述套筒Ⅲ一侧的所述后轴段上设有端盖。

3.根据权利要求2所述的检测装置，其特征在于，所述孔的直径比所述低压涡轮轴盘的轴的直径大10mm。

4.根据权利要求2所述的检测装置，其特征在于，所述套筒Ⅰ通过螺纹与所述前轴段的外壁连接。

5.根据权利要求2所述的检测装置，其特征在于，所述齿轮Ⅰ通过花键与所述后轴段连接。

6.根据权利要求2所述的检测装置，其特征在于，所述端盖通过螺纹与所述后轴段的外壁连接。