CN109406152A - 一种航空发动机对转双转子动力学特性实验平台 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机对转双转子动力学特性实验平台，可实现在弹性支承、挤压油膜阻尼器、密封气流激振等耦合边界条件下对转双转子动力学特性、机匣动力学特性的实验研究。该实验平台由对转双转子实验台本体、高压空气系统、滑油系统、测控系统组成。对转双转子实验台本体为实验平台的核心部分，包含第一驱动电机，第二驱动电机，第一联轴器，第二联轴器，高压转子，低压转子，高压转子机匣，中间机匣，低压转子机匣，高压涡轮，低压涡轮，高压转子轴承，低压转子轴承，中介轴承，高压转子轴承弹性支承，低压转子轴承弹性支承。高、低压转子分别由第一、第二驱动电机驱动，转动方向相反。

Description

一种航空发动机对转双转子动力学特性实验平台

技术领域

本发明涉及一种航空发动机动力学特性实验装置，特别涉及一种航空发动机对转双转子动力学特性实验平台。

背景技术

近年来对航空发动机性能要求不断提高，发动机零部件载荷大幅度增加，导致发动机振动问题异常突出。旋转轴系作为发动机热功转换的重要部件，同时也是发动机的主要运动部件，其安全稳定运行对提高发动机稳定性具有重要意义。

对转涡轮可以实现取消部分低压叶片进口导叶，减轻结构质量，缩短转轴轴向长度，提高涡轮的气动效率。同时，通过采用对转转子轴系，可以使双转子部分陀螺力矩相互抵消，大幅减小传递到发动机机匣上的合力矩，提高飞机性能。美国F119航空发动机即采用对转涡轮设计。目前，我国对对转双转子轴系动力学特性的研究仍然不足。

航空发动机对转双转子动力学特性的研究需要实验平台的支撑，目前科研机构采用的转子系统动力学实验装置大多数为单转子动力学实验台，少数为双转子实验装置。现有航空发动机双转子实验平台均为同转双转子平台，且已有密封实验平台均为单转子、单密封结构下密封特性、转子动力学特性实验平台。采用上述实验装置进行动力学特性实验，必然不能反映航空发动机对转双转子动力学行为特性。

由于对转双转子反向旋转，造成中介轴承内、外环相对转速大，转子密封部件相对线速度大，密封气流流场特性复杂，最终导致转子激振力与同转双转子相比具有较大差异性。基于同转双转子动力学特性的研究成果已不能适用于对转双转子特性的研究需要。

发明内容

针对现有技术的上述缺陷和不足，本发明的目的在于提供一种航空发动机对转双转子动力学特性实验平台，可实现在弹性支承、挤压油膜阻尼器、密封气流激振等耦合边界条件下对转双转子动力学特性、机匣动力学特性的实验研究，为航空发动机对转双转子轴系动力学行为分析及控制的研究提供硬件支撑。

本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：

一种航空发动机对转双转子动力学特性实验平台，包括一对转双转子实验台本体，其特征在于，

所述对转双转子实验台本体，包括实验台基座以及同轴布置在所述实验台基座上的高压转子机匣、中间机匣和低压转子机匣，其中，

所述中间机匣的一端通过法兰与所述高压转子机匣紧固密封连接，所述中间机匣的另一端通过法兰与所述低压转子机匣紧固密封连接，

所述高压转子机匣的内壁上沿轴向布置有若干排高压转轴承力支板，每排高压转轴承力支板包括沿周向均匀布置的若干高压转轴承力支板，每排高压转轴承力支板的中心处焊接固定一轴承座，每一轴承座内固定设置一高压转子轴承弹性支承，每一高压转子轴承弹性支承内布置一高压转子轴承，

所述高压转子机匣的中心处布置一高压转子，所述高压转子由各所述高压转子轴承支承，所述高压转子的驱动端通过一第一联轴器与布置在所述高压转子机匣外部的一第一驱动电机连接，所述高压转子的非驱动端延伸入所述中间机匣内且在所述高压转子的非驱动端固定设置一高压涡轮，

所述低压转子机匣的内壁上沿轴向布置有若干排低压转轴承力支板，每排低压转轴承力支板包括沿周向均匀布置的若干低压转轴承力支板，每排低压转轴承力支板的中心处焊接固定一轴承座，每一轴承座内固定设置一低压转子轴承弹性支承，每一低压转子轴承弹性支承内布置一低压转子轴承，

所述低压转子机匣的中心处布置一低压转子，所述低压转子由各所述低压转子轴承支承，所述低压转子的驱动端通过一第二联轴器与布置在所述低压转子机匣外部的一第二驱动电机连接，所述低压转子的非驱动端延伸入所述中间机匣内且在所述低压转子的非驱动端固定设置一低压涡轮，

所述高压转子的非驱动端为不贯通的空心结构，所述低压转子的非驱动端插入所述高压转子的空心结构中且两者之间采用中介轴承进行支承，

所述第一、第二驱动电机分别通过所述第一、第二联轴器驱动所述高、低压转子转动，且所述第一、第二驱动电机的转动方向相反；

所述各高、低压转轴弹性支承与各高、低压转子轴承座间设有径向间隙，各所述高、低压转子轴承座内加工有与所述径向间隙连通的轴承座供油管路以及轴承滑油喷油孔，各所述高、低压转轴承力支板沿其长度方向均布置有与各高、低压转子轴承座供油管路连通的滑油供油管路，通过向所述径向间隙内注入滑油形成挤压油膜阻尼器实现所述高、低压转子的减振，

所述中间机匣的两端分别布置有空心封严挡板，所述空心封严挡板的内径镶嵌封严涂层，与所述高、低压转子上相应位置的篦齿形成动静篦齿密封结构；

所述中间机匣靠近高压转子机匣的一端沿周向布置多个高压气进气口，所述中间机匣靠近低压转子机匣的一端沿周向布置多个高压气出气口；

所述高压涡轮的轮盘凸肩上固定连接一篦齿件，所述低压涡轮的凸肩上固定连接一封严涂层件，所述篦齿件与封严涂层件相互配合形成一对转盘腔密封结构。

优选地，所述高、低压转子均为单跨式结构，采用0-2-1方式进行支承。

优选地，各所述高、低压转子轴承均为滚动轴承，各所述滚动轴承布置于弹性支承内，弹性支承通过螺栓固定于轴承座内，弹性支承外表面与轴承座内表面间具有径向间隙，通入高压滑油形成挤压油膜阻尼器。

优选地，所述高、低压转子机匣均为锥形筒结构，有利于形成滑油回路。

优选地，所述中间机匣与所述高压转子机匣、低压转子机匣的法兰连接面间均布置有石墨缠绕的密封垫片。

优选地，所述高、低压转子机匣通过多个悬挂点悬挂安装在所述实验台基座上。

优选地，所述高、低压涡轮的叶顶与所述中间机匣内径表面之间采用间隙密封形式，所述中间机匣内径表面喷涂有耐磨涂层。

优选地，所述动静篦齿密封结构的封严涂层采用石墨合金。

优选地，所述高、低压转子机匣均为整体式结构。

优选地，所述中间机匣为分体式结构，包括通过连接件紧固连接且同心布置的一上机匣和一下机匣。

进一步地，所述实验平台还包括一测控系统，所述测控系统包括控制柜、振动监测系统以及状态监测系统，其中，

所述控制柜内设置有控制系统以及电脑显示器，所述控制系统用以实现各电机的转速，供气压力、流量，滑油压力、流量等的控制，所述显示器用以实时监测高低压转子、各机匣振动状态，高压空气压力、流量，滑油供油压力、流量；

所述振动监测系统包括位移传感器、三向加速度传感器、采集仪，所述位移传感器固定设置在所述高、低压转子机匣上，用以监测高、低压转子的振动位移；所述三向加速度传感器布置于高压转子机匣、低压转子机匣以及中间机匣，用以测量各机匣的振动加速度，振动信号通过采集仪滤波，时频变换后输出，作为输入通过所述显示器进行显示，所述振动监测系统可以实现振动信号的在线监测，存储以及离线分析；

所述状态监测系统包括温度、压力、流量传感器，实现对高压供气、滑油的压力、流量、温度的测量，并输出信号至显示器，实现高压供气、滑油状态变化监测。

进一步地，所述实验平台还包括一高压空气系统，所述高压空气系统包括高压气泵、供气管路、调压阀门，所述高压气泵的最大供气压力达到1MPa，最大供气流量为50Nm³/h，所述供气管路与中间机匣的高压气进气口相连，供气管路上还布置有调压阀门、压力、流量传感器，空气过滤器。

进一步地，所述实验平台还包括一滑油系统，所述滑油系统包括供油泵、回油泵、供回油管路、调节阀门、磁性屑末检测器，所述供油泵的最大供油压力为0.35MPa，最大供油流量为30L/min；所述回油泵的最大回油压力为1MPa，供油主管路上布置有压力、流量传感器，输出滑油状态参数至显示器。滑油回油通过锥形机匣导流至回油口，回油管路布置温度传感器，磁性屑末检测器，并输出参数至显示器。

同现有技术相比，本发明的航空发动机对转双转子动力学特性实验平台，可实现在弹性支承、挤压油膜阻尼器、密封气流激振等耦合边界条件下对转双转子动力学特性、机匣动力学特性的实验研究，为航空发动机对转双转子轴系动力学行为分析及控制的研究提供硬件支撑。

附图说明

构成本申请的一部分附图用来对本发明作进一步的理解，本发明的示意性实例及其说明用于解释本发明，不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明对转双转子实验台本体结构示意图；

图2是本发明实验平台系统图。

附图标记说明：

1第一驱动电机 2第二驱动电机 3第一联轴器 4第二联轴器 5高压转子 6低压转子 7高压转子轴承 8低压转子轴承 9高压转子弹性支承 10低压转子弹性支承 11高压转轴支板 12低压转轴支板 13高压涡轮 14低压涡轮 15盘腔密封 16机匣篦齿密封 17中介轴承 18高压转子机匣 19低压转子机匣 20中间机匣 21轴承供油管路 22实验台基座

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

如图1、2所示，本发明的航空发动机对转双转子动力学特性实验平台，该实验平台包括对转双转子实验台本体，还包括与对转双转子实验台本体配套使用的高压空气系统、滑油系统、测控系统。

对转双转子实验台本体包含实验台基座22，第一驱动电机1，第二驱动电机2，第一联轴器3，第二联轴器4，高压转子5，低压转子6，高压转子机匣18，中间机匣20，低压转子机匣19，高压涡轮13，低压涡轮14，高压转子轴承7、低压转子轴承8，中介轴承17，高压转子轴承弹性支承9，低压转子轴承弹性支承10。

第一驱动电机1的输出轴通过第一联轴器3与高压转子5相连，驱动高压转子5旋转。高压转子5采用滚动轴承形式的高压转子轴承7进行支承，高压转子轴承7布置于高压转子轴承弹性支承9内，高压转子轴承弹性支承9通过螺栓固定于高压转轴支板11上的轴承座内，高压转子5的激振力通过机匣支板外传至机匣。高压转子弹性支承9与其轴承座间设计有径向间隙，通过向间隙内注入滑油形成挤压油膜实现高压转子5的减振。高压转子5的非驱动端布置高压涡轮13，采用花键传动，螺母紧固，模拟航空发动机的高压涡轮。

第二驱动电机2的输出轴通过第二联轴器4与低压转子6相连，驱动低压转子6旋转。低压转子6采用滚动轴承形式的低压转子轴承8进行支承，低压转子轴承8布置于低压转子弹性支承10内，低压转子弹性支承10通过螺栓固定于低压转轴支板12上的轴承座内，低压转子6的激振力通过机匣支板外传至机匣。低压转子弹性支承10与其轴承座间设计有径向间隙，通过向间隙内注入滑油形成挤压油膜实现低压转子6的减振。低压转子6的非驱动端布置低压涡轮14，采用花键传动，螺母紧固，模拟航空发动机的低压涡轮。

高、低压转子机匣18、19采用整体式结构设计，机匣内布置两排承力支板11、12，每排承力支板11、12沿周向均匀布置6个，承力支板11、12与机匣18、19焊接为一体式结构。机匣内承力支板11、12采用空心结构设计，支板11、12内部布置轴承7、8以及挤压油膜滑油管路21。轴承座与机匣支板11、12通过焊接设计为一体式结构。

中间机匣20采用分体式结构设计，通过精密螺栓连接保证上下机匣同心。中间机匣20的两端布置空心封严挡板，挡板与机匣焊接为一体式结构，挡板内径嵌套封严涂层，与高、低压转子5、6上的篦齿形成机匣篦齿密封结构16。中间机匣20靠近高压转子机匣18的一侧布置6个高压气进气口，靠近低压转子机匣19的一侧布置6个高压气出气口。实验过程中，通过高压空气入口向中间机匣20内注入高压空气，形成密封工作区间。

对转涡轮轮盘设计凸肩，高压涡轮13的轮盘凸肩与篦齿件通过螺栓连接固定，低压涡轮14的轮盘凸肩与封严涂层件通过螺栓连接固定，两者配合形成对转盘腔密封结构15。高、低压涡轮13、14的叶顶采用间隙密封，中间机匣20的内径表面喷涂耐磨涂层。

中间机匣20与高、低压转子机匣18、19采用法兰连接，法兰连接面间布置石墨缠绕密封垫。

高压空气系统包含高压气泵，供气管路，调压阀门。高压空气系统最大供气压力达到1MPa，最大流量达到50Nm³/h。供气管路与中间机匣20的进气口相连，实现实验过程中向中间机匣通入高压空气。高压空气主管路于调压阀门后依次布置过滤器、温度、压力传感器，用于观测高压空气主路压力，各进气口支路采用橡胶软管与中间机匣20的进气口连接，分别依靠带压力表的气体调压阀门进行空气压力限值。

滑油系统包含供油泵，回油泵，滑油箱，供、回油管路，调节阀门，磁性屑末检测器。供油泵最大输出滑油压力达到0.35MPa，最大供油流量为30L/min，回油泵最大回油压力为1MPa，最大回油流量为90L/min。滑油供油主管路采用软管连接，各轴承供油管路采用钢管布置于机匣空心支板内，于主路阀门后布置滑油压力、温度传感器，用于监测滑油供油状态。滑油回油管路布置磁性屑末检测器，通过检测结果可以判断轴承工作状态。

测控系统包含控制柜、振动监测系统以及状态监测系统。

控制柜内设置有控制系统以及电脑显示器。基于Labview编制控制系统，可以实现第一、第二驱动电机1、2的转速、升速率控制，高压空气系统供气压力、流量，滑油系统供油压力控制；各压力、温度传感器，磁性屑末检测器输出结果作为输入进入电脑，通过显示器进行实验平台状态监测。

振动监测系统包含位移传感器，三向加速度传感器，采集仪。位移传感器通过螺纹固定于高、低压转子机匣18、19，测量转子振动位移响应。三向加速度传感器布置于高、低压转子机匣18、19，中间机匣20外表面，测量机匣振动加速度。位移传感器，三向加速度传感器输出测量信号作为输入信号进入采集仪，通过采集仪进行滤波，时频变换后输入控制柜显示器显示。

状态监测系统中压力、温度测点用于监测中间机匣进口高压空气状态参数以及滑油泵供油参数。高压空气主管路于调压阀门后依次布置过滤器、温度、压力传感器，用于观测高压空气主路压力，各进气口支路采用橡胶软管与中间机匣进气口连接，依靠带压力表的气体调压阀门进行空气压力限值。

滑油供油管路采用软管连接，于主路阀门后布置滑油温度，压力传感器，用于监测滑油供油状态，滑油回油路布置磁性屑末检测器，通过检测结果判断轴承工作状态。

实施方式一：对转双转子动力学特性实验研究

低压转子6的非驱动端通过中介轴承17支承于高压转子5的内表面。通过控制系统控制第一、第二驱动电机1、2的转速，实现高、低压转子5、6不同转速比且反向旋转。实验过程中，通过改变滑油系统供油压力、轴承游隙，转子转速比，转子升速率等参数，进行不同边界条件下对转双转子动力学行为研究。

实施方式二：密封激振力作用下对转双转子动力学特性实验研究

通过控制系统控制第一、第二驱动电机1、2的转速，实现高、低压转子5、6不同转速比反向运转，通过控制系统控制滑油供油压力、流量，控制高压空气系统通入中间机匣20的空气压力、流量、预旋方向，实现在不同密封介质参数下，转子动力学行为的实验研究。

本发明高、低压涡轮盘腔密封采用分体式结构设计，通过更换篦齿件以及封严涂层件，可以实现不同密封结构下，密封激振力作用下转子动力学行为的实验研究。

实施方式三：密封碰摩下对转双转子动力学特性实验研究

通过控制系统控制第一、第二驱动电机1、2的转速，滑油系统供油压力、流量，适当减小密封间隙，模拟在对转双转子运行过程中出现的单点/多点密封碰摩现象，开展密封碰摩下对转双转子动力学行为的实验研究。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机对转双转子动力学特性实验平台，包括一对转双转子实验台本体，其特征在于，

所述对转双转子实验台本体，包括实验台基座以及同轴布置在所述实验台基座上的高压转子机匣、中间机匣和低压转子机匣，其中，

所述中间机匣的一端通过法兰与所述高压转子机匣紧固密封连接，所述中间机匣的另一端通过法兰与所述低压转子机匣紧固密封连接，

所述高压转子机匣的内壁上沿轴向布置有若干排高压转轴承力支板，每排高压转轴承力支板包括沿周向均匀布置的若干高压转轴承力支板，每排高压转轴承力支板的中心处焊接固定一轴承座，每一轴承座内固定设置一高压转子轴承弹性支承，每一高压转子轴承弹性支承内布置一高压转子轴承，

所述高压转子机匣的中心处布置一高压转子，所述高压转子由各所述高压转子轴承支承，所述高压转子的驱动端通过一第一联轴器与布置在所述高压转子机匣外部的一第一驱动电机连接，所述高压转子的非驱动端延伸入所述中间机匣内且在所述高压转子的非驱动端固定设置一高压涡轮，

所述低压转子机匣的内壁上沿轴向布置有若干排低压转轴承力支板，每排低压转轴承力支板包括沿周向均匀布置的若干低压转轴承力支板，每排低压转轴承力支板的中心处焊接固定一轴承座，每一轴承座内固定设置一低压转子轴承弹性支承，每一低压转子轴承弹性支承内布置一低压转子轴承，

所述低压转子机匣的中心处布置一低压转子，所述低压转子由各所述低压转子轴承支承，所述低压转子的驱动端通过一第二联轴器与布置在所述低压转子机匣外部的一第二驱动电机连接，所述低压转子的非驱动端延伸入所述中间机匣内且在所述低压转子的非驱动端固定设置一低压涡轮，

所述高压转子的非驱动端为不贯通的空心结构，所述低压转子的非驱动端插入所述高压转子的空心结构中且两者之间采用中介轴承进行支承，

所述第一、第二驱动电机分别通过所述第一、第二联轴器驱动所述高、低压转子转动，且所述第一、第二驱动电机的转动方向相反；

所述各高、低压转轴弹性支承与各高、低压转子轴承座间设有径向间隙，各所述高、低压转子轴承座内加工有与所述径向间隙连通的轴承座供油管路以及轴承滑油喷油孔，各所述高、低压转轴承力支板沿其长度方向均布置有与各高、低压转子轴承座供油管路连通的滑油供油管路，通过向所述径向间隙内注入滑油形成挤压油膜阻尼器实现所述高、低压转子的减振，

所述中间机匣的两端分别布置有空心封严挡板，所述空心封严挡板的内径镶嵌封严涂层，与所述高、低压转子上相应位置的篦齿形成动静篦齿密封结构；

所述中间机匣靠近高压转子机匣的一端沿周向布置多个高压气进气口，所述中间机匣靠近低压转子机匣的一端沿周向布置多个高压气出气口；

所述高压涡轮的轮盘凸肩上固定连接一篦齿件，所述低压涡轮的凸肩上固定连接一封严涂层件，所述篦齿件与封严涂层件相互配合形成一对转盘腔密封结构。

2.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，所述高、低压转子均为单跨式结构，采用0-2-1方式进行支承。

3.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，各所述高、低压转子轴承均为滚动轴承，各所述滚动轴承布置于弹性支承内，弹性支承通过螺栓固定于轴承座内，弹性支承外表面与轴承座内表面间具有径向间隙，通入高压滑油形成挤压油膜阻尼器。

4.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，所述高、低压转子机匣均为锥形筒结构，有利于形成滑油回路。

5.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，所述中间机匣与所述高压转子机匣、低压转子机匣的法兰连接面间均布置有石墨缠绕的密封垫片。

6.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，所述高、低压转子机匣通过多个悬挂点悬挂安装在所述实验台基座上。

7.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，所述高、低压涡轮叶顶与所述中间机匣内径表面之间采用间隙密封形式，所述中间机匣内径表面喷涂有耐磨涂层。

8.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，所述动静篦齿密封结构的封严涂层采用石墨合金。

9.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，所述高、低压转子机匣均为整体式结构。

10.根据上述权利要求所述的实验平台，其特征在于，所述中间机匣为分体式结构，包括通过连接件紧固连接且同心布置的一上机匣和一下机匣。