CN110285972A - 一种航空发动机实验器碰摩装置及碰摩实验方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机实验器碰摩装置及碰摩实验方法。本发明中，将碰摩机匣设计为自振频率可调、支承刚度可调的拉杆式弹性机匣，前机匣通过拉杆和后机匣连接，后机匣通过螺栓与支座连接。通过改变拉杆数量可以调节机匣的支承刚度和自振频率，通过增大不平衡量，使转子机匣碰撞，完成碰摩实验。本发明具有结构简单、操作性好的特点，能够重复使用，具有良好的经济性，能够有效多次的进行碰摩试验，为航空发动机碰摩实验研究提供了关键性技术，是实验研究航空发动机转静碰摩问题，总结碰摩特征、碰摩规律和碰摩形式的重要途径。

Description

一种航空发动机实验器碰摩装置及碰摩实验方法

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，是一种航空发动机实验器碰摩装置及碰摩实验方法。具体研究涡扇发动机的碰摩故障。

背景技术

转静碰摩是航空发动机转子的二次故障形式，它是一种由于转子突加不平衡、不对中、热弯曲、扭转负载突增等因素引起的并发故障。然而，转静碰摩的发生还会进一步引发故障，如摩擦、冲击、耦合效应、硬化影响、热不平衡及扭转振动等，加剧工况恶化，影响实验器的运行。在碰摩发生时，从冲击到稳定接触时间极短，很难在分析时将各种因素综合在一个力学模型中考虑。因此，转静碰摩是一个十分复杂的非线性问题。从Newkirk在1926年提出碰摩问题以来，国内外学者对此作了大量的研究，但由于非线性微分方程数值求解在80年代以后才实现，以往的研究主要建立在简单模型上，没有将碰摩引起的各种现象结合起来考虑，分析有限，使得人们对碰摩故障的研究还不完善，对其引起转子失稳机理的认知也不明确，所得结论以定性为主。因此设计一种碰摩装置，对转子机械，尤其是航空发动机领域，实验研究碰摩故障、碰摩形式以及碰摩特征具有重要的意义。

在SCI期刊“Rotordynamic analysis of asymmetric turbo-fan rotor due tofan blade-loss event with contact-impact rub loads”(Journal of Sound andVibration(2013)，332(9):2253—2283)中，计算分析了航空发动机转子在突加不平衡作用下的碰摩特征，但未设计碰摩装置。

在EI期刊“碰摩转子的弯曲和扭转振动分析”(航空动力学报,2002,17(1):97–104.)中，建立了多自由度的转静碰摩模型，并进行了理论推导，但未进行相关碰摩装置设计及实验方法研究；在EI期刊“双盘转子碰摩的弯曲和扭转振动实验研究”(航空动力学报,2001,17(2):205–211.)中，进行了碰摩实验，设计了一个倾斜度5％的锥形筒，通过轴向移动锥形筒调节与风扇盘的间隙，从而在不同碰摩间隙下实现碰摩，但碰摩前的调解工作繁琐，难以避免测量误差，且难以实现不同机匣刚度下的碰摩。作为现代航空发动机的典型故障，碰摩出现频率高、影响因素多、破坏性强、实验难度大且实验周期长，尤其针对碰摩的影响因素包括碰摩刚度、碰摩间隙、摩擦系数，往往完成一次模拟实验器的碰摩实验准备数月甚至数年之久，还难以完全的研究各个影响因素的规律。因此，设计一种结构简单，能够重复使用并且方便可行的调节碰摩刚度，满足多种碰摩需求的碰摩装置十分必要。

发明内容

为克服现有技术中的碰摩装置难以调节碰摩参数的不足，本发明提出了一种航空发动机实验器碰摩装置及碰摩实验方法。

本发明提出的航空发动机实验器碰摩装置包括前机匣、拉杆和后机匣。其中：所述拉杆有16根。各所述拉杆水平的固装在所述前机匣与后机匣之间，并使各所述拉杆的一端分别装入位于该前机匣法兰上的螺纹孔并固紧，各所述连杆的另一端分别装入位于该后机匣法兰上的螺纹孔并固紧；通过各所述连杆将所述前机匣和后机匣连接。

所述拉杆的直径为5～8mm，长度须使装配后的前机匣的碰摩段与发动机风扇盘的外圆周表面在轴向有3～5mm的配合。

所述前机匣的筒体为与发动机风扇盘配合的碰摩段。在该碰摩段的一端有用于安装所述拉杆的法兰。在该法兰上均布有16个拉杆的安装孔。所述前机匣的内径比所述发动机风扇盘的外径大0.1～0.5mm；所述前机匣的壁厚为2.0mm。所述碰摩段轴向长度为30mm。

所述后机匣的两端均有径向凸出的法兰，其中一端的法兰固装在航空发动机实验器支座的前端面上，另一端的法兰用于安装所述拉杆。

本发明提出的使用所述碰摩装置进行碰摩实验的具体过程是：

步骤一，将所述碰摩装置的后机匣安装在航空发动机实验器的支座上，为整个碰摩装置提供支撑作用。

步骤二，确定碰摩装置在不同拉杆数量时，该碰摩装置的刚度K_i，i＝1,2,3。

K_i＝(3πnEd⁴)/16L³

其中，n为拉杆数量，E为材料弹性模量，d为拉杆直径，L为拉杆长度，常数3与常数16均为系数。

确定碰摩装置在拉杆数分别为4根、8根和16根时，该碰摩装置的刚度K_i：

当拉杆的数量n＝4时，所述碰摩装置的刚度K₁,K₁＝(3π4Ed⁴)/16L³；

当拉杆的数量n＝8时，所述碰摩装置的刚度K₂,K₂＝(3π8Ed⁴)/16L³；

当拉杆的数量n＝16时，所述碰摩装置的刚度K₃,K₃＝(3π16Ed⁴)/16L³。

步骤三，碰摩实验。

依次采用不同的拉杆数量分别进行碰摩实验。

碰摩实验前，在风扇盘的圆周表面安装位移传感器。所述两个位移传感器的安装位置之间的夹角为90°。

Ⅰ碰摩装置刚度为K₁时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₁时，拉杆的数量为4。

第一步，将4根拉杆的两端分别与所述前机匣的法兰和后机匣的法兰螺纹连接。

第二步，给航空发动机模拟实验器19中的风扇盘18添加不平衡量，具体是，在该风扇盘外缘的螺纹孔内安装一根重量为2g的螺栓；安装位置为该风扇盘外缘任一螺纹孔。启动电机驱动所述航空发动机模拟实验器转动，并且该电机的转速小于等于该航空发动机模拟实验器的临界转速。在航空发动机模拟实验器开始转动并不断增速的过程中，所述风扇盘的振幅不断增大，使该风扇盘与所述碰摩装置的前机匣发生碰摩。通过所述两个位移传感器采集碰摩时的时域波形，并实时传输给计算机。两个位移传感器采集所述时域波形的时长为30s。电机停止转动，所述航空发动机模拟实验器自由停车。

Ⅱ碰摩装置刚度为K₂时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₂时，碰摩装置中拉杆的数量增加为8根。

重复所述碰摩装置中拉杆的数量为4时碰摩实验中的第二步，进行碰摩装置刚度为K₂时的碰摩实验。

Ⅲ碰摩装置刚度为K₃时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₃时，碰摩装置中拉杆的数量增加为16根。

重复所述碰摩装置中拉杆的数量为4时碰摩实验中的第二步，进行碰摩装置刚度为K₃时的碰摩实验。

至此，完成所述拉杆在不同数量时的碰摩实验。

本发明中，将碰摩机匣设计为自振频率可调、支承刚度可调的拉杆式弹性机匣，前机匣通过拉杆和后机匣连接，后机匣通过螺栓与支座连接。通过改变拉杆数量可以调节机匣的支承刚度和自振频率，通过增大不平衡量，使转子机匣碰撞，完成碰摩实验。本发明装置具有成本低廉，可重复性好，实施方便等特点，为航空发动机碰摩实验研究提供了关键性技术，是实验研究航空发动机转静碰摩问题，总结碰摩特征、碰摩规律和碰摩形式的重要途径。

在航空发动机实验器运行之前，安装好碰摩机匣，根据需要通过改变拉杆数量调节碰摩刚度与频率。在实验器运转中，发生突加不平衡等故障时，风扇盘的振动量显著增大，与前机匣发生碰摩，完成碰摩实验。通过数据检测方式，获取实验数据，多次进行实验，总结碰摩规律，实现碰摩研究。

本发明的有益效果是：

1.本发明通过调节拉杆数量调节碰摩装置的刚度，实现设计一组碰摩装置，完成多组参数的碰摩实验，显著的简化了碰摩实验的研究周期与复杂装配。

2.当前的航空发动机机匣为了简化质量，提高发动机推质比，多采用柔性结构。本发明设计的碰摩装置保留真实机匣的碰摩段与连接段，并通过拉杆控制碰摩装置刚度，完整的模拟了真实航空发动机碰摩发生时常见的静子结构特征，并且无附加力，无外界的动力冲击，不会引入额外的动能，并具有结构简单、操作性好的特点，能够重复使用，具有良好的经济性，能够有效多次的进行碰摩试验。

3.经过多次实验验证，如图3～图8所示。图3、图4和图5是本实施例工作前风扇盘响应的实验数据。从图3、图4中可以看出，在碰摩之前，实验器风扇盘轴心轨迹近似椭圆，且十分稳定，时域波形为规则的正弦信号。从图5可以看出，碰摩发生前，实验器的正反进动主要由倍频信号组成，尤其以一倍频和二倍频为主，数据清晰稳定。

图6、图7和图8是本实施例工作后风扇盘响应的实验数据。从图6、图7中可以看出，在碰摩之后，实验器风扇盘轴心轨迹震荡不稳定，时域波形出现明显的削波现象。从图5可以看出，碰摩发生后，实验器的正反进动除了倍频信号，还出现超次谐波，碰摩特征明显。

通过对比碰摩前后的模拟实验器风扇盘轴心轨迹、时域波形与进动分析可以看出，本发明在航空发动机实验器上能够复现碰摩故障，实现碰摩研究且碰摩特征明显。

根据所述本发明的基本原理和主要特征可以看出，本发明对发动机碰摩研究方面具有很大的代表性和真实性，并且碰摩效果十分明显。同时，本发明具有碰摩刚度可调、碰摩机匣频率可调以及碰摩摩擦系数可调的特点，加工一组碰摩装置，可以实现多参数、多工况的碰摩实验且操作简单可行、成本低廉、实验效果良好，对于航空发动机的碰摩故障复现、碰摩规律总结以及碰摩特征提取具有重要意义。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图2是本发明与航空发动机实验器配合图。

图3是本发明工作前风扇盘轴心轨迹图。

图4是本发明工作前风扇盘时域波形图。

图5是本发明工作前风扇盘进动分析图。

图6是本发明工作后风扇盘轴心轨迹图。

图7是本发明工作后风扇盘时域波形图。

图8是本发明工作后风扇盘进动分析图。

图中：

1.前机匣；2.拉杆；3.后机匣；4.碰摩前风扇盘轴心轨迹；5.碰摩前风扇盘时域波形；6.碰摩前风扇盘正进动一倍频；7.碰摩前风扇盘正进动二倍频；8.碰摩前风扇盘反进动一倍频；9.碰摩前风扇盘反进动二倍频；10.碰摩后风扇盘轴心轨迹；11.碰摩后风扇盘时域波形；12.碰摩后风扇盘正进动一倍频；13.碰摩后风扇盘正进动二倍频；14.碰摩后风扇盘正进动超次谐波；15.碰摩后风扇盘反进动一倍频；16.碰摩后风扇盘反进动超次谐波；17.碰摩后风扇盘反进动二倍频；18.实验器风扇盘；19.航空发动机模拟实验器。

具体实施方式

本实施例是一种支承刚度可调的碰摩装置，包括前机匣1、拉杆2和后机匣3。其中：所述拉杆2有16根。各拉杆两端的外圆周表面均为螺纹面。各所述拉杆水平的固装在所述前机匣1与后机匣3之间，并使各所述拉杆的一端分别装入位于该前机匣1法兰上的螺纹孔并用螺母固紧，各所述连杆的另一端分别装入位于该后机匣3法兰上的螺纹孔并用螺母固紧；通过各所述连杆将所述前机匣1和后机匣3连接。

所述拉杆2选用65Mn制成。该拉杆的直径为5～8mm，长度须使装配后的前机匣的碰摩段与发动机风扇盘的外圆周表面在轴向有3～5mm的配合。该拉杆的横截面为圆形。

所述前机匣1为用45#钢制成的套筒，该前机匣的筒体为与发动机风扇盘配合的碰摩段。在该碰摩段的一端有用于安装所述拉杆的法兰。在该法兰上均布有16个拉杆的安装孔。所述前机匣的内径比所述发动机风扇盘的外径大0.1～0.5mm；所述前机匣的壁厚为2.0mm。所述碰摩段轴向长度为30mm。

所述后机匣3为用45#钢制成的套筒。在该后机匣的两端均有径向凸出的法兰，其中一端的法兰固装在航空发动机实验器支座的前端面上，另一端的法兰用于安装所述拉杆。

本实施例还提出了一种使用所述支承刚度可调的碰摩装置进行碰摩实验方法，具体过程是：

步骤一，将所述碰摩装置的后机匣3安装在航空发动机实验器的支座上，为整个碰摩装置提供支撑作用。

步骤二，根据《航空发动机设计手册第19册》中拉杆类零件的刚度计算公式，确定碰摩装置在不同的拉杆数量时，该碰摩装置的刚度K_i，i＝1,2,3。

K_i＝(3πnEd⁴)/16L³

其中，n为拉杆数量，E为材料弹性模量，d为拉杆直径，L为拉杆长度，常数3与常数16均为系数。

确定碰摩装置在不同的三组拉杆时，该碰摩装置的刚度K_i：

当拉杆的数量n＝4时，所述碰摩装置的刚度K₁,K₁＝(3π4Ed⁴)/16L³；

当拉杆的数量n＝8时，所述碰摩装置的刚度K₂,K₂＝(3π8Ed⁴)/16L³；

当拉杆的数量n＝16时，所述碰摩装置的刚度K₃,K₃＝(3π16Ed⁴)/16L³。

步骤三，碰摩实验。

依次采用不同的拉杆数量分别进行碰摩实验：

碰摩实验前，在风扇盘的圆周表面安装位移传感器。所述两个位移传感器的安装位置之间的夹角为90°。

Ⅰ碰摩装置刚度为K₁时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₁时，拉杆的数量为4。

第一步，将4根拉杆2的两端分别与所述前机匣1的法兰和后机匣3的法兰螺纹连接。

第二步，给航空发动机模拟实验器19中的风扇盘18添加不平衡量，具体是，在该风扇盘外缘的螺纹孔内安装一根重量为2g的螺栓；安装位置为该风扇盘外缘任一螺纹孔。启动电机驱动所述航空发动机模拟实验器转动，并且该电机的转速小于等于该航空发动机模拟实验器的临界转速。在航空发动机模拟实验器开始转动并不断增速的过程中，所述风扇盘的振幅不断增大，使该风扇盘与所述碰摩装置的前机匣发生碰摩。通过所述两个位移传感器采集碰摩时的时域波形，并实时传输给计算机。两个位移传感器采集所述时域波形的时长为30s。电机停止转动，所述航空发动机模拟实验器自由停车。

Ⅱ碰摩装置刚度为K₂时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₂时，碰摩装置中拉杆的数量增加为8根。

重复所述碰摩装置中拉杆的数量为4时碰摩实验中的第二步，进行碰摩装置刚度为K₂时的碰摩实验。

Ⅲ碰摩装置刚度为K₃时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₃时，碰摩装置中拉杆的数量增加为16根。

重复所述碰摩装置中拉杆的数量为4时碰摩实验中的第二步，进行碰摩装置刚度为K₃时的碰摩实验。

至此，完成所述拉杆在不同数量时的碰摩实验。

本实施例通过依次采用三组拉杆分别进行碰摩实验，得到碰摩装置刚度分别为K₁、K₂、K₃的时域波形数据，并通过两个夹角为90度的位移传感器采集的数据分别作为横纵坐标按点连线得出风扇盘的轴心轨迹。

对得到的数据处理与分析：

通过所述步骤三碰摩实验，得到碰摩装置刚度分别为K₁、K₂、K₃的时域波形数据，并可通过两个夹角为90度的位移传感器采集的数据分别作为横纵坐标按点连线得出风扇盘的轴心轨迹。对比不同刚度下波形削弱情况与轴心轨迹震荡程度，总结碰摩规律。为了进一步分析数据，可以对采集得到的数据进行傅里叶变换，并通过《航空发动机转子动力学》中进动分析公式对数据进行进动频谱分析，可以直观的看出碰摩数据中的正反进动成分以及超次谐波与次谐波分量。

R₊＝1/2[(w_c+v_s)+j(v_c-w_s)]

R_-＝1/2[(w_c-v_s)+j(v_c+w_s)]

其中，R₊为正进动幅值，R_-为反进动幅值，w_c为垂直方向位移传感器采集的实验数据傅里叶变换后的一倍频信号余弦分量，w_s为垂直方向位移传感器采集的实验数据傅里叶变换后的一倍频信号正弦分量，v_c为水平方向位移传感器采集的实验数据傅里叶变换后的一倍频信号余弦分量，v_s为水平方向位移传感器采集的实验数据傅里叶变换后的一倍频信号正弦分量。

通过多次实验，如图3～图8所示，本发明得到的碰摩数据与《航空发动机转子动力学》中总结的碰摩特征完全相符，即碰摩时正反进动会出现次谐波和超次谐波，反进动量变化明显。说明了本发明的实验数据可信，设计的碰摩装置与碰摩方法能够完成碰摩实验，总结碰摩规律。

Claims (6)

1.一种航空发动机实验器碰摩装置，其特征在于，包括前机匣、拉杆和后机匣；其中：所述拉杆有16根；各所述拉杆水平的固装在所述前机匣与后机匣之间，并使各所述拉杆的一端分别装入位于该前机匣法兰上的螺纹孔并固紧，各所述连杆的另一端分别装入位于该后机匣法兰上的螺纹孔并固紧；通过各所述连杆将所述前机匣和后机匣连接。

2.如权利要求1所述航空发动机实验器碰摩装置，其特征在于，所述拉杆的直径为5～8mm，长度须使装配后的前机匣的碰摩段与发动机风扇盘的外圆周表面在轴向有3～5mm的配合。

3.如权利要求1所述航空发动机实验器碰摩装置，其特征在于，所述前机匣的筒体为与发动机风扇盘配合的碰摩段；在该碰摩段的一端有用于安装所述拉杆的法兰；在该法兰上均布有16个拉杆的安装孔；所述前机匣的内径比所述发动机风扇盘的外径大0.1～0.5mm；所述前机匣的壁厚为2.0mm；所述碰摩段轴向长度为30mm。

4.如权利要求1所述航空发动机实验器碰摩装置，其特征在于，所述后机匣的两端均有径向凸出的法兰，其中一端的法兰固装在航空发动机实验器支座的前端面上，另一端的法兰用于安装所述拉杆。

5.一种使用权利要求1所述碰摩装置进行碰摩实验方法，其特征在于，具体过程是：

步骤一，将所述碰摩装置的后机匣安装在航空发动机实验器的支座上，为整个碰摩装置提供支撑作用；

步骤二，确定碰摩装置在不同拉杆数量时，该碰摩装置的刚度K_i，i＝1,2,3；

K_i＝(3πnEd⁴)/16L³；

其中，n为拉杆数量，E为材料弹性模量，d为拉杆直径，L为拉杆长度，常数3与常数16均为系数；

确定碰摩装置在拉杆数分别为4根、8根和16根时，该碰摩装置的刚度K_i：

当拉杆的数量n＝4时，所述碰摩装置的刚度K₁＝(3π4Ed⁴)/16L³；

当拉杆的数量n＝8时，所述碰摩装置的刚度K₂＝(3π8Ed⁴)/16L³；

当拉杆的数量n＝16时，所述碰摩装置的刚度K₃＝(3π16Ed⁴)/16L³；

步骤三，碰摩实验；

依次采用不同的拉杆数量分别进行碰摩实验；

Ⅰ碰摩装置刚度为K₁时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₁时，拉杆的数量为4；

第一步，将4根拉杆的两端分别与所述前机匣的法兰和后机匣的法兰螺纹连接；

第二步，给航空发动机模拟实验器19中的风扇盘18添加不平衡量，具体是，在该风扇盘外缘的螺纹孔内安装一根重量为2g的螺栓；安装位置为该风扇盘外缘任一螺纹孔；启动电机驱动所述航空发动机模拟实验器转动，并且该电机的转速小于等于该航空发动机模拟实验器的临界转速；在航空发动机模拟实验器开始转动并不断增速的过程中，所述风扇盘的振幅不断增大，使该风扇盘与所述碰摩装置的前机匣发生碰摩；通过所述两个位移传感器采集碰摩时的时域波形，并实时传输给计算机；两个位移传感器采集所述时域波形的时长为30s；电机停止转动，所述航空发动机模拟实验器自由停车；

Ⅱ碰摩装置刚度为K₂时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₂时，碰摩装置中拉杆的数量增加为8根；

重复所述碰摩装置中拉杆的数量为4时碰摩实验中的第二步，进行碰摩装置刚度为K₂时的碰摩实验；

Ⅲ碰摩装置刚度为K₃时的碰摩实验：

所述碰摩装置刚度为K₃时，碰摩装置中拉杆的数量增加为16根；

重复所述碰摩装置中拉杆的数量为4时碰摩实验中的第二步，进行碰摩装置刚度为K₃时的碰摩实验；

至此，完成所述拉杆在不同数量时的碰摩实验。

6.一种使用权利要求3所述碰摩装置进行碰摩实验方法，其特征在于，碰摩实验前，在风扇盘的圆周表面安装位移传感器；所述两个位移传感器的安装位置之间的夹角为90°。