CN108918069B - 一种螺栓法兰联接结构转子试验台及测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空发动机高压转子系统结构设计与振动测试技术领域，公开了一种螺栓法兰联接结构转子试验台及测试方法，包括底座、转子‑支承系统、测试传感系统、电气驱动系统及防护系统；所述转子‑支承系统包括转子和支承部件，转子通过支承部件中的轴承、轴承座与底座相连，转子有两种，一种是分段轴，另一种是用于对比试验的整轴；本发明在改变支承方式的基础上进一步改变每级盘上的螺栓个数、螺栓安装位置以及安装预紧力，从而实现多种复杂工况下的实验研究。可以方便得到在不同工况下研究航空发动机高压转子部分的螺栓联接结构对于整个转子系统的固有特性以及振动特性的影响。

Description

一种螺栓法兰联接结构转子试验台及测试方法

技术领域

本发明属于航空发动机高压转子系统结构设计与振动测试技术领域，特别涉及一种用于研究螺栓法兰联接结构对转子特性影响的试验台及振动测试方法。

背景技术

航空工业的进步是国家经济发展的重要环节，航空发动机作为航空飞行器的推进装置是航空领域的核心科技，其机械结构包括转子系统、燃油系统、点火系统、启动系统和防火系统等，这些具有独特作用的机械电气系统相互配合组成了航空发动机。航空发动机因其复杂而精密的机械结构被誉为航空飞行器的“心脏”。

转子系统是航空发动机的重要组件之一，其结构包括压气机部分和涡轮部分，其主要特点是转速高(每分钟可到达数千或数万转)，且工作的环境复杂而多变。如果转子结构在装配过程中没有完全满足装配要求，在高温环境下高速旋转时，转子结构将产生剧烈的振动。因此转子装配设计及安装工艺直接影响航空发动机整机性能及其工作可靠性。

航空发动机双转子结构一般是分段装配，根据各部件不同的工作环境单独确定各自的机械材料、加工工艺、装配精度等。常见的航空发动机联接结构有拉杆联接结构、螺栓联接结构和无螺栓联接结构。螺栓联接以结构简单、联接刚性好、安装方便、可操作性强等优点广泛应用于航空发动机结构中。但目前螺栓联接结构设计多采用经验公式，对其结构刚性，动力学特性及其对整个转子动力特性的影响缺乏深入的研究。由于航空发动机结构载荷和工作状态的复杂性，如何保证联接件之间的热定心、以及螺栓联接结构的稳健性，即保证联接结构在不同工作状态和工作循环下都具有设计要求的设计状态，是螺栓联接在转子联接中的技术难题。

近些年随着计算机及有限元技术的发展研究的不断深入，学者发现螺栓联接对转子的力学特性具有显著影响，所以对螺栓联接结构建模及其动力学特性的研究收到越来越多的重视。航空发动机转子的整体建模向着实际化、细致化方向发展，为迎合航空发动机转子整体建模的发展趋势，得到联接结构确定的物理参数也十分必要。并且在转子结构设计中，只要联接位置、结构尺寸设计合理，螺栓联接结构便可以保证在大的热负荷和机械负荷下稳定工作。因此需要对联接结构建立有效模型并且应用模型研究联接结构具体参数对转子系统的动力学特性的影响，并且对日后的联接结构设计也可以提供相应的理论基础。为实现以上研究，需要设计能够用于研究螺栓法兰联接结构对转子特性影响的试验台。

发明内容

针对现有技术存在的问题发明提出了一种针对螺栓法兰联接的转子系统动力学试验台及振动测试方法。在结构设计方面，本发明在参考和改造Jeffcott转子模型的基础上针对转子轴以及螺栓法兰结构进行设计；将转轴设计为通过螺栓法兰联接紧固的轴段，并且通过替换零件，改变安装方式可以实现多工况(不同支承方式、不同的联接刚度、螺栓个数、安装半径)下的螺栓法兰联接转子系统的特性测试。本发明不但能满足航空发动机高压转子的静态固有特性测试，还可以满足航空发动机高压转子的动态振动测试。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种螺栓法兰联接结构转子试验台，包括底座、转子-支承系统、测试传感系统、电气驱动系统及防护系统；所述电气驱动系统包括通过电气箱支座安装在地面上的电气控制箱和被电气控制箱控制的变频电机；变频电机通过电机座固定于底座上，通过联轴器将扭矩传递给转子-支承系统；所述转子-支承系统包括转子和支承部件，转子通过支承部件中的轴承、轴承座与底座相连；所述防护系统为带万向脚轮的防护罩，外罩于底座上方，防止转子旋转过程中零件飞出造成伤害；所述测试传感系统包括位于底座上方的传感器支座、位于传感器支座上的电涡流位移传感器、加速度传感器、模态力锤、振动测试软件、采集卡机箱、采集卡、LMS测试设备，用于激励转子或采集振动信号；

所述转子有两种，一种是分段轴包括一级盘、二级盘、三级盘、一号轴、二号轴、三号轴、四号轴；其中每级盘由对称的左右两瓣儿组成之间由螺栓联接，盘与轴通过Z1型涨紧套固定锁紧；另一种转子用于对比试验，包括一级模型盘、二级模型盘、三级模型盘、整轴，每一级模型盘与原型盘的两瓣儿组合后的尺寸、重量以及孔位均相同，且盘与轴仍然通过Z1型涨紧套固定锁紧，不同之处在于模型盘直接加工成一体，不再依靠螺栓联接；

所述转子-支承系统用于通过更换零件实现多工况下的螺栓法兰联接转子实验，所述多工况包括不同支承方式、不同种的螺栓型号、螺栓个数、安装半径。

进一步地，上述转子模拟航空发动机高压转子部分，其中一级盘与二级盘模拟高压压气机部分；三级盘模拟高压涡轮部分；所述的不同支承方式，则如图2所示包括航空发动机中1-1-1的支承方案、去掉二号支承则可以实现1-0-1支承方案如图3、去掉3号支承则可以实现1-1-0支承方案如图4。在每种支承方案下通过在实验台中分别安装分段轴如图5或整轴如图6可以对比研究螺栓法兰联接对转子特性的影响。

进一步地，上述联轴器的左、右两瓣通过尼龙绳柔性联接，防止将电动机的振动特性引入转子系统。

进一步地，上述电气控制箱内设置电动机控制系统，包括变频器、控制面板、接触器和断路器，由变频器调节变频电机转速。

进一步地，上述所述底座底部安装有六个橡胶脚垫，平放于水平地面。

所述振动测试软件有两个，一个为基于图形化编程语言的LabVIEW自写软件，一个为LMS测试软件。LabVIEW自写软件主要测试振动位移、加速度、应变；LMS测试软件在本试验台测试中，主要测试转子的振型、临界转速。

所述采集卡机箱为NI C-DAQ 9188采集卡机箱，用于LabVIEW测试软件与采集卡之间的联接。

所述采集卡为NI9229和NI9234，NI9229用于测试位移信号，NI9234用于测试加速度信号。

所述激振部分为型号为L-YD-312A的模态力锤，力锤的一端和数据采集系统采集口相联接。

所述数据采集部分包括多个加速度传感器和多个电涡流传感器18，加速度传感器通过磁铁吸在转轴上，电涡流传感器18通过传感器支架19安装在底座上。

所述底座上设计有若干T型槽，电气箱支座、电机座、支座及传感器固定架均通过T型槽固装在底座上。

采用上述螺栓法兰联接结构转子试验台的测试方法，包括以下测试：

1)模型转子系统的静态振动测试

在进行静态振动测试前，将多组加速度传感器通过磁铁等间距吸附在待测转子分段轴上，另一端和数据采集系统的采集口相联接，准备工作完毕；开始进行模型转子系统的静态振动测试，利用型号为L-YD-312A的激振力锤在与加速度传感器相反的方向进行敲击，通过数据线传输给计算机，并通过LMS测试系统进行数据采集和处理，获得转子振型、固有频率和临界转速；将分段轴替换为整轴，在整轴相同位置处布置加速度传感器以相同方式进行测试获得整轴的转子振型、固有频率和临界转速；最后与分段轴数据进行对比分析得出螺栓法兰联接对于转子整体固有特性的影响；

2)模型转子系统的动态振动测试

在进行动态振动测试前，将多组电涡流位移传感器通过传感器支座布置在待测转子分段轴的水平与竖直方向，另一端和数据采集系统的采集口相联接，准备工作完毕；启动变频电机，设定变频电机的转速，在转子系统转动的过程中，电涡流位移传感器不断的采集数据并将采集的数据传输给计算机，通过计算机对采集的数据进行处理，最终得到转子系统的轴心轨迹、时域响应、频域响应、分叉图动态振动特性；将分段轴替换为整轴，在整轴相同位置处布置传感器以相同方式进行测试获得模型转子系统的轴心轨迹、时域响应、频域响应、分叉图动态振动特性；最后进行对比分析得出螺栓法兰联接对于转子动态振动特性的影响。

本发明的有益效果在于，在改变支承方式的基础上进一步改变每级盘上的螺栓个数、螺栓安装位置以及安装预紧力，从而实现多种复杂工况下的实验研究。可以方便得到在不同工况下研究航空发动机高压转子部分的螺栓联接结构对于整个转子系统的固有特性以及振动特性的影响。

附图说明

图1为本发明实验台的系统组成

图2为本发明的转子-支承系统结构示意图；

图3为本发明的试验台1-0-1支承示意图；

图4为本发明的试验台1-1-0支承示意图；

图5为实验原型(分段轴)示意图；

图6为对比模型(整轴)示意图；

图7为本发明的联轴器结构示意图

图8为本发明的支承部分示意图；

图9为本发明的传感器支架结构示意图；

图中；1电气控制箱；2变频电机；3电机座；4联轴器；5一号支承；6一级盘；7二级盘；8二号支承；9三级盘；10三号支承；11底座；12橡胶脚垫；13尼龙绳；14轴承端盖；15轴承；16轴承座；17轴承底座；18电涡流传感器；19传感器支架；20一号轴；21二号轴；22三号轴；23四号轴；24一级模型盘；25二级模型盘；26三级模型盘；27整轴。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明专利做进一步说明。

如图1、2、3、4、5所示，试验台的主要组成包括有底座11、转子-支承系统、测试传感系统、电气驱动系统以及防护系统。所述底座11底部安装有六个橡胶脚垫12，平放于水平地面。所述电气驱动系统为电气控制箱1通过电气箱支座安装在地面上，控制变频电机2。电机2通过电机座3固定于底座之上，柔性联轴器4将扭矩传递给转子-支承系统；所述转子-支承系统由一号支承5、一级盘6、二级盘7、二号支承8、三级盘9以及三号支承10组成，并且可以通过更换零件实现多工况(不同支承方式、不同种的螺栓型号、螺栓个数、安装半径)下的螺栓法兰联接转子系统。转子通过支承部件：轴承15、轴承座16与底座11相连；所述防护系统为防护罩和四个万向脚轮组成，防止转子旋转过程中零件飞出造成的伤害；测试传感系统由振动测试软件、采集卡机箱、采集卡、LMS测试设备、模态力锤、电涡流位移传感器、加速度传感器、传感器支座组成，用于激励转子或采集振动信号。

做好前期准备后进行系统的静态、动态特性测试，具体测试方法如下：

1)、模型转子系统的静态振动测试

在进行静态振动测试前，将多组加速度传感器通过磁铁等间距吸附在二号轴21、三号轴22下方，另一端和数据采集系统的采集口相联接，准备工作完毕；开始进行模型转子系统的静态振动测试，利用型号为L-YD-312A的激振力锤在与第二个加速度传感器相反的方向进行敲击，通过数据线传输给计算机，并通过LMS系统进行数据采集和处理，获得转子振型、固有频率和临界转速。将分段轴替换为整轴，在整轴相同位置处布置传感器以相同方式进行测试获得整轴的转子振型、固有频率和临界转速。最后进行对比分析得出螺栓法兰联接对于转子整体固有特性的影响。

2)、模型转子系统的动态振动测试

在进行动态振动测试前，将多组电涡流位移传感器布置在二号轴21、三号轴22水平与竖直方向，另一端和数据采集系统的采集口相联接，准备工作完毕。启动变频电机，设定变频电机的转速，在转子系统转动的过程中，电涡流位移传感器不断的采集数据并将采集的数据传输给计算机，通过计算机对采集的数据进行处理，最终得到模型转子系统的轴心轨迹、时域响应、频域响应、分叉图等动态振动特性。将分段轴替换为整轴，在整轴相同位置处布置传感器以相同方式进行测试获得模型转子系统的轴心轨迹、时域响应、频域响应、分叉图等动态振动特性。最后进行对比分析得出螺栓法兰联接对于转子动态振动特性的影响。

基于以上测试方法本发明主要在于研究螺栓法兰联接在不同联接参数下以及不同支承方式下转子特性的变化，所以以下阐述本发明所能实现的多种工况：

主要工况在于改变支承方式，本发明模拟航空发动机高压转子部分，其中一级盘6与二级盘7视为高压压气机部分；三级盘9视为高压涡轮部分；则如图2所示则是航空发动机中1-1-1的支承方案。去掉2号支承则可以实现1-0-1支承方案如图3。去掉3号支承则可以实现1-1-0支承方案如图4。在每种支承方案下通过在实验台中分别安装分段轴如图5、整轴如图6，可以对比研究螺栓法兰联接结构对转子静态以及动态特性的影响。

在改变支承方式的基础上进一步改变每级盘上的螺栓个数、螺栓安装位置、以及安装预紧力，从而实现多种复杂工况下的实验研究。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。以上所述为本发明的一个实例，我们可以对结构进行一些变换，以应用于不同的实验条件。只要其实验方法设计思路同本发明所述的一致，均应视为本发明所包括的范围。

Claims (7)

1.一种螺栓法兰联接结构转子试验台，其特征在于，包括底座(11)、转子-支承系统、测试传感系统、电气驱动系统及防护系统；所述电气驱动系统包括通过电气箱支座安装在地面上的电气控制箱(1)和被电气控制箱控制的变频电机(2)；变频电机通过电机座(3)固定于底座上，通过联轴器(4)将扭矩传递给转子-支承系统；所述转子-支承系统包括转子和支承部件，转子通过支承部件中的轴承、轴承座与底座相连；所述防护系统为带万向脚轮的防护罩，外罩于底座上方，防止转子旋转过程中零件飞出造成伤害；所述测试传感系统包括位于底座上方的传感器支座(19)、位于传感器支座上的电涡流位移传感器、加速度传感器、模态力锤、振动测试软件、采集卡机箱、采集卡、LMS测试设备，用于激励转子或采集振动信号；

所述转子有两种，一种是分段轴包括一级盘(6)、二级盘(7)、三级盘(9)、一号轴(20)、二号轴(21)、三号轴(22)、四号轴(23)；其中每级盘由对称的左右两瓣儿组成之间由螺栓联接，盘与轴通过Z1型涨紧套固定锁紧；另一种转子用于对比试验，包括一级模型盘(24)、二级模型盘(25)、三级模型盘(26)、整轴(27)，每一级模型盘与原型盘的两瓣儿组合后的尺寸、重量以及孔位均相同，且盘与轴仍然通过Z1型涨紧套固定锁紧，不同之处在于模型盘直接加工成一体，不再依靠螺栓联接；

所述转子-支承系统用于通过更换零件实现多工况下的螺栓法兰联接转子实验，所述多工况包括不同支承方式、不同种的螺栓型号、螺栓个数、安装半径。

2.根据权利要求1所述的螺栓法兰联接结构转子试验台，其特征在于：所述转子模拟航空发动机高压转子部分，其中一级盘(6)与二级盘(7)模拟高压压气机部分；三级盘(9)模拟高压涡轮部分；所述的不同支承方式，包括航空发动机中含有一号支承(5)、二号支承(8)和三号支承(10)1-1-1的支承方案、含有一号支承(5)和三号支承(10)的1-0-1支承方案、含有一号支承(5)和二号支承(8)的1-1-0支承方案。

3.根据权利要求1或2所述的螺栓法兰联接结构转子试验台，其特征在于：所述联轴器的左、右两瓣通过尼龙绳(13)柔性联接，防止将电动机的振动特性引入转子系统。

4.根据权利要求1或2所述的螺栓法兰联接结构转子试验台，其特征在于：电气控制箱内设置电动机控制系统，包括变频器、控制面板、接触器和断路器，由变频器调节变频电机转速。

5.根据权利要求3所述的螺栓法兰联接结构转子试验台，其特征在于：电气控制箱内设置电动机控制系统，包括变频器、控制面板、接触器和断路器，由变频器调节变频电机转速。

6.根据权利要求1或2或5所述的螺栓法兰联接结构转子试验台，其特征在于：所述底座底部安装有六个橡胶脚垫(12)，平放于水平地面。

7.采用权利要求1-6任一所述螺栓法兰联接结构转子试验台的测试方法，其特征在于，包括以下测试：

1)模型转子系统的静态振动测试

在进行静态振动测试前，将多组加速度传感器通过磁铁等间距吸附在待测转子分段轴上，另一端和数据采集系统的采集口相联接，准备工作完毕；开始进行模型转子系统的静态振动测试，利用激振力锤在与加速度传感器相反的方向进行敲击，通过数据线传输给计算机，并通过LMS测试系统进行数据采集和处理，获得转子振型、固有频率和临界转速；将分段轴替换为整轴，在整轴相同位置处布置加速度传感器以相同方式进行测试获得整轴的转子振型、固有频率和临界转速；最后与分段轴数据进行对比分析得出螺栓法兰联接对于转子整体固有特性的影响；

2)模型转子系统的动态振动测试

在进行动态振动测试前，将多组电涡流位移传感器通过传感器支座布置在待测转子分段轴的水平与竖直方向，另一端和数据采集系统的采集口相联接，准备工作完毕；启动变频电机，设定变频电机的转速，在转子系统转动的过程中，电涡流位移传感器不断的采集数据并将采集的数据传输给计算机，通过计算机对采集的数据进行处理，最终得到转子系统的轴心轨迹、时域响应、频域响应、分叉图动态振动特性；将分段轴替换为整轴，在整轴相同位置处布置传感器以相同方式进行测试获得模型转子系统的轴心轨迹、时域响应、频域响应、分叉图动态振动特性；最后进行对比分析得出螺栓法兰联接对于转子动态振动特性的影响。