CN108694294A - 一种航空发动机高压转子装配偏心量预测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机高压转子装配偏心量预测方法，根据理想装配模型的有限元分析结果，以理想平面将高压转子的零件切割分为无应力区域以及止口配合区域；将零件的无应力区域作为剩余零件，根据零件误差测量结果和装配相位，以几何方法分析获得剩余零件的误差；组合相邻零件配合止口配合区域成为组合零件，考虑零件误差测量结果和装配相位，以有限元方法分析配合变形，提取该组合零件自由端面的偏转量作为其零件误差；新形成的各组合零件和剩余零件都看作只有位姿误差没有形貌误差的刚体零件，通过刚体误差传递方法求解转子的装配偏心量。本发明可以考虑止口形貌误差以及装配变形，更快速更精确地预测高压转子的装配偏心量。

Description

一种航空发动机高压转子装配偏心量预测方法

技术领域

本发明属于机械装配技术领域，涉及一种航空发动机高压转子装配偏心量预测方法。

背景技术

为制造的可行性以及经济型，航空发动机高压转子设计为多级组合转子。而由于零件制造误差的存在，转子中必然存在偏心等装配误差。这些装配误差将严重影响发动机的振动等运行性能，因此工程上对转子的装配偏心量有极为严格的要求。

建立误差传递模型，根据零件精度检测结果预测装配偏心量，能够有效减少装配现场的试装、调试等工作，提高工作效率。很多研究人员基于刚体假设，运用齐次坐标变换法、雅克比矩阵法、矢量投影法等进行分析预测工作，但这些方法均无法考虑配合面的形貌误差以及装配变形，预测精度低。也有研究人员尝试通过有限元的方法进行预测，但是直接通过实测的几何模型建立有限元模型，节点数量在千万级，规模过大，计算时间过长。

发明内容

本发明的目的是为了解决当前航空发动机高压转子装配偏心量预测时，刚体误差传递分析方法预测精度低以及完全有限元法计算时间长等问题，提出一种航空发动机高压转子装配偏心量预测方法。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

一种航空发动机高压转子装配偏心量预测方法，包括以下步骤：

步骤1：对转子理想模型进行有限元分析，获得各零件装配应力分布情况，据此使用理想平行平面进行零件切割，将各个零件划分为有应力的止口配合区域和无应力区域；

步骤2：每个零件的无应力区域称为剩余零件，根据零件误差的测量结果以及装配相位，运用几何方法计算其各项误差；

步骤3：相邻两级盘的相连接的止口配合区域形成组合零件，根据零件误差的测量结果以及装配相位，运用有限元方法计算其各项误差；

步骤4：将新形成的各剩余零件和组合零件视为刚体，进而以刚体误差传递分析的方法求解各截面中心的空间坐标；

步骤5：选定基准轴线，根据各截面中心的空间坐标计算结果，对各截面偏心量进行评价。

本发明进一步的改进在于：

步骤1中零件切割的具体方法如下：

用垂直于测量轴线的平面对零件进行切割，平面到零件端面的距离通过对应止口的应力分布高度与保险系数的乘积来确定；其中应力分布高度为理想装配模型有限元分析所得对应止口应力分布区域的高度值；保险系数用于防止考虑零件误差后应力分布超出止口配合区域，默认取为2，可根据包含误差的有限元分析所得应力分布结果对该值进行调整，尽量减小止口配合区域的高度；特别地，零件只有一端配合时，只切割一端；零件整体均装配应力时，不进行切割。

步骤2中几何方法具体如下：

以最小二乘法对零件两端止口的径跳误差进行拟合，获得零件两端止口的中心；两中心相连作为零件中心线，并根据零件装配相位将中心线进行相应旋转；两平行切割面与轴线相交位置为剩余零件对应端面的中心，通过这两个中心计算得到剩余零件的偏心量和偏心角，作为其零件误差。

步骤3中有限元方法具体如下：

建立组合零件的多尺度有限元分析模型，将两配合止口的径跳和端跳误差扩展至对应的特征面上并添加到模型中；然后将组合零件的下端面固定，分析完成后提取组合零件上端面的径向位移以及法向量，处理得到偏心量、偏心角以及端面平行度，作为组合零件的零件误差。

步骤4中的刚体误差传递分析方法中，相邻新零件配合端面的中心重合、法向量方向一致，使用齐次坐标变换法以及雅克比矩阵法进行计算。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明通过切割的方法，将高压转子零件的止口配合变形部位与无变形部位分离开，分别组成新的零件以不同的方法求解误差传递问题，这种方法将纯几何问题与变形问题分离，提高分析效率。以有限元方法分析止口配合处的误差传递，能有效考虑止口处形貌误差和过约束配合关系，并将装配变形融入对应组合零件的零件误差中。以刚体误差传递的方法求解转子整体的装配误差，能够将有限元分析得到的组合零件误差与几何方法得到的剩余零件误差组合求解，快速得到考虑止口误差形貌及装配变形的航空发动机高压转子装配偏心量。本发明提出的方法较刚体误差传递分析方法预测精度更高，较完全有限元法计算速度更快。

附图说明

图1为航空发动机高压转子装配偏心量预测方法的具体流程图；

图2为转子切割结果示意图；

图3为几何方法计算剩余零件误差示意图；

图4为有限元法计算组合零件误差示意图；

图5为各截面偏心量计算示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参见图1，本发明航空发动机高压转子装配偏心量预测方法，包括以下步骤：

步骤1，针对转子装配模型制定切割方案。对转子理想模型进行有限元分析，获得各零件装配应力分布情况，据此使用理想平行平面进行零件切割，将各个零件划分为有应力的止口配合区域和无应力区域。通过有限元分析得知某止口处应力分布高度为h，保险系数取为k，则切割平面到止口端面的距离为

d＝kh

此处，保险系数k用于防止考虑零件误差后应力分布超出止口配合区域，默认取为2，可根据包含误差的有限元分析所得应力分布结果对该值进行调整，尽量减小止口配合区域的高度；特别地，零件只有一端配合时，只切割一端；零件整体均存在装配应力时，不进行切割。最终的转子切割结果示意图参见图2。切割后转子以剩余零件和组合零件堆叠而成，相邻零件配合端面上的点一一对应。

步骤2，每个零件的无应力区域称为剩余零件，根据零件误差的测量结果以及装配相位，运用几何方法计算其各项误差。参见图3，为剩余零件误差计算示意图。根据实际装配角度将原零件上下止口的径跳和端跳误差数据进行旋转，使测量起始点与计算起始点的角度θ为零件的装配角。然后用最小二乘方法获得两止口端面拟合中心的径向坐标(x_c1,y_c1)，(x_c2,y_c2)，连接两中心获得零件轴线，根据零件切割方案，零件总高度为H，两端止口配合区域高度分别为h₁、h₂，运用几何相似三角形的方法可以方便求得剩余零件两端中心坐标

进而可以求得剩余零件上下端面的偏心量和偏心角

其中e_c′为偏心量；为偏心角；atan2为MATLAB中的反正切函数，返回给定的横纵坐标值的反正切值；i＝1,2。

步骤3，相邻两级盘的相连接的止口配合区域形成组合零件，根据零件误差的测量结果以及装配相位，运用有限元方法计算其各项误差。

参见图3，可以看出相邻的止口配合区域和无应力区域即剩余零件会共用一个面，在这个面上它们的中心相同，根据此得组合零件下端面和上端面中心的径向坐标初值分别为(x″_c1,y″_c1)和(x″_c2,y″_c2)。而未进行有限元装配分析时，组合零件的两个端面均与转台轴线垂直，方向无偏差。

参见图4，为有限元法计算组合零件误差的示意图。首先将止口径跳和端跳数据按照装配相位进行旋转，对误差进行扩展——认为止口柱面相同角度处的径跳一致，端面上相同角度处的端跳一致——然后通过节点移动等方法添加至对应的止口上，建立组合零件的跨尺度有限元模型。固定下端面，进行有限元装配分析，分析完成后可通过上端面上一圈点的最终坐标等提取得到上端面的径向位移量(Δx″_c2,Δy″_c2)和单位法向量

那么最终可以得到该组合零件下端面仅存在偏心误差

而上端面存在偏心误差和方向偏差

e”_p2＝(A”₂,B”₂,1)

其中e″_p2为上端面方向误差，以单位法向量表示。

步骤4，将新形成的各剩余零件和组合零件视为刚体，进而以刚体误差传递分析的方法求解各截面中心的空间坐标。通过步骤2和步骤3计算得到各个剩余零件和组合零件的误差，而这些误差可以通过刚体零件的上表面相对于下表面六个自由度的偏移量来表示

E＝(u,v,w,α,β,γ)

其中u、v、w分别为零件上表面中心相对于下表面中心的沿三个坐标轴的偏移量，w取零件名义高度值；α、β、γ为零件上表面相对于下表面绕三个坐标轴的转动角度，由于绕零件轴线转动为恒定度，γ＝0。

然后就可以运用齐次坐标变换、雅克比矩阵等刚体误差传递的方法进行计算。由于相邻新零件配合端面的中心重合、法向量方向一致，计算中通过两个端面在计算坐标系中位姿的参数对应相等来完成误差传递。

步骤5，选定基准轴线，根据各截面中心的空间坐标计算结果，对各截面偏心量进行评价。参见图5，为各截面偏心量计算示意图。首先通过基准轴线的特征面的中心确定轴线方程，然后计算各截面中心到基准轴线的距离即为偏心量。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航空发动机高压转子装配偏心量预测方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：对转子理想模型进行有限元分析，获得各零件装配应力分布情况，据此使用理想平行平面进行零件切割，将各个零件划分为有应力的止口配合区域和无应力区域；

步骤2：每个零件的无应力区域称为剩余零件，根据零件误差的测量结果以及装配相位，运用几何方法计算其各项误差；

步骤3：相邻两级盘的相连接的止口配合区域形成组合零件，根据零件误差的测量结果以及装配相位，运用有限元方法计算其各项误差；

步骤4：将新形成的各剩余零件和组合零件视为刚体，进而以刚体误差传递分析的方法求解各截面中心的空间坐标；

步骤5：选定基准轴线，根据各截面中心的空间坐标计算结果，对各截面偏心量进行评价。

2.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子装配偏心量预测方法，其特征在于，步骤1中零件切割的具体方法如下：

用垂直于测量轴线的平面对零件进行切割，平面到零件端面的距离通过对应止口的应力分布高度与保险系数的乘积来确定；其中应力分布高度为理想装配模型有限元分析所得对应止口应力分布区域的高度值；保险系数用于防止考虑零件误差后应力分布超出止口配合区域，默认取为2，可根据包含误差的有限元分析所得应力分布结果对该值进行调整，尽量减小止口配合区域的高度；特别地，零件只有一端配合时，只切割一端；零件整体均装配应力时，不进行切割。

3.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子装配偏心量预测方法，其特征在于，步骤2中几何方法具体如下：

以最小二乘法对零件两端止口的径跳误差进行拟合，获得零件两端止口的中心；两中心相连作为零件中心线，并根据零件装配相位将中心线进行相应旋转；两平行切割面与轴线相交位置为剩余零件对应端面的中心，通过这两个中心计算得到剩余零件的偏心量和偏心角，作为其零件误差。

4.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子装配偏心量预测方法，其特征在于，步骤3中有限元方法具体如下：

建立组合零件的多尺度有限元分析模型，将两配合止口的径跳和端跳误差扩展至对应的特征面上并添加到模型中；然后将组合零件的下端面固定，分析完成后提取组合零件上端面的径向位移以及法向量，处理得到偏心量、偏心角以及端面平行度，作为组合零件的零件误差。

5.根据权利要求1所述的航空发动机高压转子装配偏心量预测方法，其特征在于，步骤4中的刚体误差传递分析方法中，相邻新零件配合端面的中心重合、法向量方向一致，使用齐次坐标变换法以及雅克比矩阵法进行计算。