CN110967185A - 转子轴承径向载荷测量方法、装置及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种转子轴承径向载荷测量方法、装置及航空发动机，其中测量方法包括：测量航空发动机锥壁(8)沿母线方向的应变；获得从应变到载荷的静力学转换系数；基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以静力学转换系数得出锥壁(8)受到的径向载荷，以作为转子轴承受到的径向载荷。此种转子轴承径向载荷测量方法不需要对轴承等进行结构改装，只要测量锥壁受到的应变，就能间接实现径向力的测量，而且不改变转子支撑系统的动态特性，测到的载荷真实性高，试验成本低，实用性强。

Description

转子轴承径向载荷测量方法、装置及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机测试领域，尤其设计一种航空发动机转子轴承径向载荷测量方法、装置及航空发动机。

背景技术

航空发动机的结构，必须保证一定载荷下具有足够的强度，从而保证发动机具有可靠的安全性，所以，载荷是发动机设计的重要输入条件，没有载荷，就没有办法分析和计算结构是否满足强度要求，对载荷的研究非常重要和必要。高速旋转的发动机转子，是载荷的一个重要来源，转子产生的载荷，可通过轴承传递给静子，因此如果可以测得轴承处的载荷，其意义非常重大，一方面，可开展转子自身在该载荷下的强度水平评估，一方面，可开展静子在该载荷下的强度水平评估。

轴承处的载荷可以分类为轴向载荷与径向载荷，常见的径向载荷会随着转子的旋转而旋转，例如，转子上残余的不平衡量产生的不平衡力，随转子转动而转动，与转子转动具有相同的旋转频率；常见的轴向力一般不随转子的转动而换向，例如叶片产生的气体轴向力。所以，径向载荷由于其具有旋转的特点，相对于轴向载荷测量难度较大，目前已有的径向载荷测量技术和方法，都不是特别便于使用。

发明内容

本发明的实施例提供了一种航空发动机转子轴承径向载荷测量方法、装置及航空发动机，能够更加真实地获得发动机转子轴承在工作过程中受到的径向载荷。

为实现上述目的，本发明的实施例第一方面提供了一种转子轴承径向载荷测量方法，包括：

测量航空发动机锥壁沿母线方向的应变；

基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以预先获得的静力学转换系数得出锥壁受到的径向载荷，以作为转子轴承受到的径向载荷。

进一步地，测量航空发动机锥壁沿母线方向的应变的步骤具体包括：

在锥壁同一横截面沿周向选取至少两个位置布置应变片，各个应变片沿着锥壁的母线方向布置；

通过应变片测量锥壁在各应变片所在位置沿母线方向的应变。

进一步地，锥壁的周向上布置两个应变片，两个应变片所在的径向方向相互垂直。

进一步地，基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以静力学转换系数得出锥壁受到的径向载荷的步骤具体包括：

基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的各位置的应变得出锥壁在各个位置所对应径向方向的分载荷；

将锥壁在各个位置所对应径向方向受到的分载荷进行矢量合成，形成特定时刻锥壁受到的径向载荷。

进一步地，测量方法还包括：

在转子转动一周的过程中，选取多个时刻；

获得转子轴承在各个时刻对应的径向载荷；

将各个时刻对应的径向载荷依次绘制在坐标系中，以反映出径向载荷在转子转动一周过程中的变化轨迹。

进一步地，测量方法还包括：

获得从应变到载荷的静力学转换系数。

进一步地，获得从应变到载荷的静力学转换系数的步骤具体包括：

在转子轴承处施加预设的径向载荷；

测量锥壁沿母线方向的应变；

通过预设的径向载荷除以测得的应变，获得静力学转换系数。

进一步地，获得从应变到载荷的静力学转换系数的步骤具体包括：

建立转子轴承系统的有限元模型；

在有限元模型的转子轴承处施加径向载荷，通过有限元分析得到测点处的应变；

通过施加的径向载荷除以测点处的应变，获得静力学转换系数。

进一步地，获得从应变到载荷的静力学转换系数的步骤具体包括：

根据锥壁应变测点所在截面的圆环内外直径、锥壁的半锥角和锥壁材料的弹性模量，计算出静力学转换系数。

进一步地，当径向载荷的旋转频率接近锥壁的固有频率时，还包括：

对静力学转换系数乘以放大系数进行动力学修正，得出锥壁在共振区动态响应时受到的径向载荷。

进一步地，转子轴承由径向载荷产生的弯矩为径向载荷乘以应变测点与轴承之间的轴向距离。

为实现上述目的，本发明的实施例第二方面提供了一种转子轴承径向载荷测量装置，包括：

应变片，在航空发动机锥壁上沿母线方向布置，用于测量锥壁沿母线方向的应变；以及

载荷计算部件，用于基于预先获得的从应变到载荷的静力学转换系数，以及载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以静力学转换系数得出锥壁受到的径向载荷，以作为转子轴承受到的径向载荷。

进一步地，应变片设有至少两个，各个应变片设在锥壁同一横截面内的不同周向位置。

进一步地，应变片设有两个，两个应变片所在的径向方向相互垂直。

进一步地，载荷计算部件用于基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的各位置的应变得出锥壁在各个位置受到的径向分载荷，并将锥壁在各个位置受到的径向分载荷进行矢量合成，形成特定时刻锥壁受到的径向载荷。

进一步地，载荷计算部件还用于获得转子在转动一周的过程中多个时刻对应的径向载荷，并得出径向载荷在转子转动一周过程中的变化轨迹。

进一步地，载荷计算部件还用于在径向载荷的旋转频率接近锥壁的固有频率的情况下，对静力学转换系数乘以放大系数进行动力学修正，得出锥壁在共振区动态响应时受到的径向载荷。

为实现上述目的，本发明的实施例第三方面提供了一种航空发动机，包括上述实施例的转子轴承径向载荷测量装置。

进一步地，航空发动机还包括：

主动熔断机构，用于通过自身动作使锥壁熔断失效，阻止锥壁受到的不平衡力向后传递；以及

熔断控制部件，用于在判断出载荷计算部件得到的转子轴承径向载荷超出预设的载荷阈值时，触发主动熔断机构动作。

基于上述技术方案，本发明一个实施例的转子轴承径向载荷测量方法，通过测量航空发动机锥壁沿母线方向的应变，以便基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以静力学转换系数得出所述锥壁受到的径向载荷，以作为转子轴承受到的径向载荷。此种转子轴承径向载荷测量方法不需要对轴承等进行结构改装，只要测量锥壁受到的应变，就能间接实现径向力的测量，而且不改变转子支撑系统的动态特性，测到的载荷真实性高，试验成本低，实用性强。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明航空发动机转子轴承径向载荷测量装置中应变片在锥壁上的布置位置及坐标示意图；

图2为本发明航空发动机转子系统的剖视图；

图3为本发明航空发动机中转子轴承的径向载荷受力分析示意图；

图4为本发明航空发动机的锥壁上布置八个应变片的示意图；

图5为本发明航空发动机转子轴承受到的径向载荷的转动轨迹示意图；

图6为本发明航空发动机锥壁受到的应变测量结果示意图；

图7为本发明航空发动机转子轴承在整周旋转过程中受到的径向载荷分布示意图；

图8为本发明航空发动机锥壁在考虑共振区动态响应时，实际径向载荷与响应载荷之间的放大系数随频率变化的示意图。

具体实施方式

以下详细说明本发明。在以下段落中，更为详细地限定了实施例的不同方面。如此限定的各方面可与任何其他的一个方面或多个方面组合，除非明确指出不可组合。尤其是，被认为是优选的或有利的任何特征可与其他一个或多个被认为是优选的或有利的特征组合。

本发明中出现的“第一”、“第二”等用语仅是为了方便描述，以区分具有相同名称的不同组成部件，并不表示先后或主次关系。

在本发明的描述中，采用了“上”、“下”、“顶”、“底”、“前”、“后”、“内”和“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1至图4所示，本发明提供了一种航空发动机转子轴承径向载荷测量方法，在一个实施例中，包括如下步骤：

步骤101、测量航空发动机锥壁8沿母线方向的应变；

步骤103、基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以预先获得的静力学转换系数得出锥壁8受到的径向载荷，以作为转子轴承受到的径向载荷。

进一步地，如图3所示，转子轴承由径向载荷产生的弯矩为径向载荷乘以应变测点与轴承之间的轴向距离。

步骤101和102顺序执行。如图2所示，航空发动机低压转子支撑结构中采用锥壁结构，锥壁前端安装有圆柱滚子轴承，由于转子1工作时受到的径向不平衡力会通过转子轴承通过油膜外环7传递给锥壁8，通过测量锥壁8受到的力就能较为准确地反应出转子轴承受到的径向载荷F。

由于锥壁8与转子轴承在轴向上间隔距离L布置，转子轴承受到的径向力会使锥壁8受到弯矩，由于弯矩的作用会使锥壁8的材料在母线方向上产生伸缩变形，因此通过在锥壁8上沿母线方向布置应变片9能够测得锥壁8受到的径向载荷，以间接测得转子轴承受到的径向载荷。由此，在步骤101中，可通过应变片9实时地测量锥壁8沿母线方向的应变。步骤102可由控制部件执行。

一般地，航空发动机的低压转子转速较低，锥壁8刚性大、频率较高，在这种情况下，径向载荷与响应应变间的关系用静力学方法处理即可，这样测量方法及其原理简单，可基于结构弹性变形过程中载荷与应变的线性行为，找出测点应变与载荷的系数，该系数是基于静力学的考虑的一个系数。

此种转子轴承径向载荷测量方法不需要对转子轴承等进行结构改装，只要在锥壁上布置应变片来测量锥壁受到的应变，就能间接实现径向载荷的测量，而且不改变转子支撑系统的动态特性，测到的载荷真实性高，试验成本低，实用性强。此种径向力测量方法即可应用于动态监测飞机飞行时发动机转子轴承实际受到的载荷，以作为故障诊断和故障监测的依据，提高发动机工作的可靠性和安全性，另外也可用于发动机试验过程中转子轴承的径向力测量。

在一些实施例中，步骤101测量航空发动机锥壁8沿母线方向的应变的步骤具体包括：

步骤101A、锥壁8同一横截面沿周向选取至少两个位置布置应变片9，各个应变片9均沿着锥壁8的母线方向布置；

步骤101B、通过应变片9测量锥壁8在各应变片9所在位置沿母线方向的应变。

该实施例通过至少布置两个应变片9，可获得锥壁8至少沿两个方向的径向分载荷。由于任何一个方向的径向载荷都可分解为沿两个方向的分载荷，因此，此种设置应变片9的方式能够较为准确地获得径向载荷，适合于转子轴承受到的径向载荷不断旋转的情况。较优地，由于锥壁8各个横截面距离转子轴承的距离不同，受到的弯矩也不同，因此最好将各个应变片9布置在锥壁8的同一个横截面内，以便直接进行径向分载荷的合成。各个应变片9分别进行应变测量，应变片9之间不需要进行桥路运算，使测量装置结构简单。

如图1所示，锥壁8的周向上布置两个应变片9，两个应变片9所在的径向方向相互垂直。将锥壁8的中心轴定义为Z方向，竖直方向定义为Y方向，水平方向定义为X方向，在锥壁8上沿X方向的位置贴设应变片9x，可测量X轴与锥壁8交点处受到的应变；在沿Y方向的位置贴设应变片9y，可测量Y轴与锥壁8交点处受到的应变。应变片9x和9y均沿锥壁8的母线方向设置，用于测量锥壁8沿母线方向的应变。

应变片9相互垂直设置可测得径向载荷的两个正交分量，两个方向的应变相互独立，不会相互抵消一部分应力，测量比较准确。

在一些实施例中，基于设置多个应变片9的实施例，步骤103基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以静力学转换系数得出锥壁8受到的径向载荷具体包括：

步骤103A、基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的各位置的应变得出锥壁8在各个位置所对应径向方向的分载荷；

步骤103B、将锥壁8在各个位置所对应径向方向受到的分载荷进行矢量合成，形成特定时刻锥壁8受到的径向载荷。

例如，如图1所示，通过应变片9x可测得沿锥壁8母线方向的应变εx，计算转子轴承受到的径向力在X方向上的分力Fx；通过应变片9y可测得沿锥壁8母线方向的应变εy，计算转子轴承受到的径向力在Y方向上的分力Fy。再根据矢量合成方法，可计算Fx、Fy合成后的径向力F。如图5所示，计算出t1时刻的径向力，表达在Fx与Fy组成的坐标系上，表示为一个矢量箭头。

由于在转子1工作的过程中，转子轴承受到的径向载荷也会随之旋转，因此，如图5所示，本发明的径向载荷测量方法还可包括：

步骤103、在转子转动一周的过程中，选取多个时刻，相当于将转子1转动一周所需的时间进行离散化；

步骤104、获得转子轴承在各个时刻对应的径向载荷；

步骤105、将各个时刻对应的径向载荷依次绘制于坐标系中，以反映出径向载荷在转子转动一周过程中的变化轨迹。

例如，如图5所示，计算出t1时刻的径向力，表达在Fx与Fy组成的坐标系上，表示为一个矢量箭头；再计算t2时刻径向力，表示为另一个矢量箭头；依此类推，计算各个时刻的径向力的大小，依次绘制在坐标系内，形成径向力的轨迹图。该实施例能够反映出转子1在整周转动时转子轴承受到径向载荷的变化情况，以便连续地监测转子轴承受力的变化情况，提高发动机工作过程中的安全性。

在一些实施例中，本发明的测量方法还包括：

步骤100、获得从应变到载荷的静力学转换系数Ks。步骤100与101的执行顺序不作限制。

静力学转换系数Ks可通过如下三种方法获得，下面将分别进行说明。

其一，通过试验测定的方法获得，步骤102获得从应变到载荷的静力学转换系数Ks具体包括：

在转子轴承处施加预设的径向载荷；

测量锥壁8沿母线方向的应变；

基于载荷与应变的线性关系，通过预设的径向载荷除以测得的应变，获得静力学转换系数Ks。

通过此种方法获得的静力学转换系数Ks更加真实，符合发动机实际的工作情况。

其二，通过仿真计算获得，步骤102获得从应变到载荷的静力学转换系数Ks具体包括：

建立转子轴承系统的有限元模型；

在有限元模型的转子轴承处施加径向载荷，通过有限元分析得到测点处的应变；

通过施加的径向载荷除以测点处的应变，获得静力学转换系数。

此种方法省去了试验的环节，仅通过仿真模拟就能获得静力学转换系数Ks。

其三，通过理论计算获得，步骤102获得从应变到载荷的静力学转换系数Ks具体包括：

根据锥壁8应变测点所在截面的圆环内外直径、锥壁8的半锥角和锥壁8材料的弹性模量，计算出静力学转换系数Ks。

下面将具体说明通过理论计算获得转子轴承径向载荷的方法。如图3所示，由于圆柱滚子只承受径向载荷，对结构施加径向力F，由理论力学分析可知，该径向力对于应变片9所在截面的作用，相当于施加了一个弯矩和一个剪切力，弯矩M＝FL，由于应变是沿锥壁8母线方向布置，应变片9测量的是沿着锥壁8母线方向上的应变，由材料力学可知，其应变ε与径向载荷F的关系如下：

其中，D为应变片所在锥壁截面的圆环外直径；

d为应变片所在锥壁截面的圆环内直径；

E为锥壁材料的弹性模量；

α为锥壁的半锥角；

ε为应变片测到的应变值。

可见应变与载荷之间是线性关系，所以，可根据应变获得载荷。通过公式(1)，静力学转换系数Ks可通过公式(2)获得：

由此，F＝K_Sε (3)

在另一个实施例中，应变片9也可设置多于两个，当应变片9数量较多时，基于应变计算载荷力的方法与原理不变，只是可以进一步优化算法，采用平均、去极值等方法使应变本身测量值具有更强的稳定性等。通过设置多个应变片9可以去除一些测量不准确的数据，以更真实地反应锥壁8受力的真实情况；而且在部分应变片9失效后，通过其它应变片9仍能够准确地测量锥壁8受到的载荷，以便更加可靠地转子轴承径向力。

如图4所示，给出了布置八个应变片9的结构示意图，八个应变片9在锥壁8的周向上均布，其中两个位于X方向上，还有两个位于Y方向上。

在一些实施例中，当径向载荷的旋转频率接近锥壁8的固有频率时，一般并不会出现这种情况，就需要考虑共振区动态响应被放大的现象，即使径向载荷不增大，其响应应变也会变大。本发明的径向力测量方法还包括：对静力学转换系数乘以放大系数进行动力学修正，得出锥壁8在共振区动态响应时受到的径向载荷。即在公式(3)中，增加放大系数作为修正，公式如下：

F＝K_S/K_dε (4)

其中，Kd为动力学修正系数，其获取方法可以用试验测试方法，或者有限元分析方法获得。

下面结合图2，给出一个具体的转子轴承径向力测量实施例，具体按照如下步骤进行：1、采用公式(2)计算Ks为439(N/με)；2、采用图1所示的方法进行应变片的布置，共布置了2个应变片，应变片沿锥壁母线方向；3、转子1以3500rpm的转速旋转，通过锥壁8上的应变测量，换算成圆柱滚子处的径向力。

该实施例所测得的两个应变信号如图6所示，由于转子1处于动态旋转状态，因此固定位置的应变片9测得的应力也是成圆周转动，在整个时间序列上呈正弦曲线，与之布置位置垂直的应变片9测得的应力为相位滞后90度的正弦曲线。

应变乘以从应变到载荷力的静力学转换系数Ks，得到径向载荷在X方向与Y方向分量，矢量合成后，得到径向力。在转子转动一周的过程中，采集各个时刻的径向力，获得径向载荷在转子转动一周过程中的变化轨迹，如图7所示。在理想情况下，径向载荷变化轨迹为圆形，但是在径向力受力不均匀的情况下，可以通过该轨迹判断出径向力超出正常时对应的方向。

如果考虑动力学，进行动力学修正，对实施例中的模型建立有限元模型，进行动力学分析，得到载荷与响应间的放大系数曲线如图8所示，在转速3500rpm时，对应的不平衡载荷的激励频率为58Hz，对应的Kd为0.993，约为1，可不需进行动力学修正。当径向载荷的激励频率达到400Hz时，可以考虑动力学修正；当径向载荷的激励频率达到1200Hz时，径向载荷的旋转频率接近锥壁8的固有频率，动力学放大系数达到最大，为1.6。

其次，本发明提供了一种转子轴承径向载荷测量装置，在一个实施例中，如图1所示，包括：应变片9和载荷计算部件。应变片9在航空发动机锥壁8上沿母线方向布置，用于测量锥壁8沿母线方向的应变。载荷计算部件用于基于预先获得的从应变到载荷的静力学转换系数Ks，以及载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以静力学转换系数得出锥壁8受到的径向载荷，以作为转子轴承受到的径向载荷。其中，静力学转换系数Ks可通过测量方法主题中给出的三种方法获得。

本发明该实施例的测量装置测量原理简单，基于结构弹性变形过程中载荷与应变的线性行为，找到出测点应变与载荷的系数，该系数是基于静力学的考虑的一个系数。而且，只需要在锥壁8上设置应变片9就能够进行测量，不需要结构改装，保留被测结构的动态特性，有利于获取真实可靠的径向载荷。

优选地，为了测量方便，可以将应变片9设在锥壁8的外壁上。应变片9可布置在锥壁8沿轴向的中部，便于贴片操作。可选地，如果空间允许，也可将应变片9设在锥壁8的内壁上。

在一些实施例中，应变片9设有至少两个，各个应变片9设在锥壁8同一横截面内的不同周向位置。

该实施例通过至少布置两个应变片9，可获得锥壁8至少沿两个方向的径向分载荷。由于任何一个方向的径向载荷都可分解为沿两个方向的分载荷，因此，此种设置应变片9的方式能够较为准确地获得径向载荷，适合于转子轴承受到的径向载荷不断旋转的情况。而且，各个应变片9分别进行应变测量，应变片9之间不需要桥路运算。

如图1所示，应变片9设有两个，两个应变片9所在的径向方向相互垂直。在锥壁8上沿X方向的位置贴设应变片9x，可测量X轴与锥壁8交点处受到的应变；在沿Y方向的位置贴设应变片9y，可测量Y轴与锥壁8交点处受到的应变。应变片9x和9y均沿锥壁8的母线方向设置，用于测量锥壁8沿母线方向的应变。

在一些实施例中，载荷计算部件用于基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的各位置的应变得出锥壁8在各个位置受到的径向分载荷，并将锥壁8在各个位置受到的径向分载荷进行矢量合成，形成特定时刻锥壁8受到的径向载荷。

在一些实施例中，载荷计算部件还用于获得转子在转动一周的过程中多个时刻对应的径向载荷，并得出径向载荷在转子转动一周过程中的变化轨迹。

在一些实施例中，载荷计算部件还用于在径向载荷的旋转频率接近锥壁8的固有频率的情况下，对静力学转换系数乘以放大系数进行动力学修正，得出锥壁8在共振区动态响应时受到的径向载荷。该实施例能够使径向载荷的计算与转子1工作转速相结合，获得更真实的径向载荷。

另外，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述实施例的转子轴承径向载荷测量装置，用于对发动机工作时转子轴承受到的径向载荷进行在线监测。

航空发动机转子系统采用的结构如图2所示，转轴1的前端设有转子轴承，转子轴承可以是圆柱滚子轴承，包括：轴承内圈4、圆柱滚子5和轴承外圈6，轴承内圈4与转轴1配合，轴承外圈6与内层弹性支撑2配合，内层弹性支撑2与外层弹性支撑3连接，且内层弹性支撑2与外层弹性支撑3之间通过油膜外环7连接，锥壁8的前端与外层弹性支撑3连接，后端与前承力机匣10连接。

在航空发动机运行过程中，风扇叶片由于外物吸入或疲劳等因素导致风扇叶片脱落(FBO)的情况不可避免。为了降低发动机各部件在发生FBO事件时所承受的极限载荷，通常采用熔断设计来降低该载荷。

在一些实施例中，本发明的航空发动机还包括主动熔断机构和熔断控制部件，其中，主动熔断机构用于通过自身动作使锥壁8熔断失效，阻止锥壁8受到的不平衡力向后传递，熔断控制部件用于在判断出载荷计算部件得到的转子轴承径向载荷超出预设的载荷阈值时，触发主动熔断机构动作，防止风扇叶片脱落造成的不平衡力通过锥壁8向后传递。此种发动机通过转子轴承径向载荷的测量，可以真实地对FBO等发动机故障模式进行监测，以便在出现FBO故障时及时采取保护措施，迅速使锥壁8失效，达到即时熔断的效果。

此种机械式主动熔断装置可以有效减少熔断响应时间，增加熔断装置的敏感度和精准度；并且能够准确控制支撑结构的失效时间，从而降低发动机系统的设计载荷，进而降低设计难度和成本。

以上对本发明所提供的一种航空发动机转子轴承径向载荷测量方法、装置及航空发动机进行了详细介绍。本文中应用了具体的实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (19)

1.一种转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，包括：

测量航空发动机锥壁(8)沿母线方向的应变；

基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以预先获得的静力学转换系数得出所述锥壁(8)受到的径向载荷，以作为转子轴承受到的径向载荷。

2.根据权利要求1所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，测量航空发动机锥壁(8)沿母线方向的应变的步骤具体包括：

在所述锥壁(8)同一横截面沿周向选取至少两个位置布置应变片(9)，各个所述应变片(9)沿着所述锥壁(8)的母线方向布置；

通过所述应变片(9)测量所述锥壁(8)在各应变片(9)所在位置沿母线方向的应变。

3.根据权利要求2所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，所述锥壁(8)的周向上布置两个所述应变片(9)，两个所述应变片(9)所在的径向方向相互垂直。

4.根据权利要求2所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以静力学转换系数得出所述锥壁(8)受到的径向载荷的步骤具体包括：

基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的各位置的应变得出所述锥壁(8)在各个位置所对应径向方向的分载荷；

将所述锥壁(8)在各个位置所对应径向方向受到的分载荷进行矢量合成，形成特定时刻所述锥壁(8)受到的径向载荷。

5.根据权利要求1所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，还包括：

在转子转动一周的过程中，选取多个时刻；

获得转子轴承在各个时刻对应的径向载荷；

将各个时刻对应的径向载荷依次绘制在坐标系中，以反映出径向载荷在转子转动一周过程中的变化轨迹。

6.根据权利要求1所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，还包括：

获得从应变到载荷的静力学转换系数。

7.根据权利要求6所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，获得从应变到载荷的静力学转换系数的步骤具体包括：

在转子轴承处施加预设的径向载荷；

测量所述锥壁(8)沿母线方向的应变；

通过预设的径向载荷除以测得的应变，获得所述静力学转换系数。

8.根据权利要求6所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，获得从应变到载荷的静力学转换系数的步骤具体包括：

建立转子轴承系统的有限元模型；

在有限元模型的转子轴承处施加径向载荷，通过有限元分析得到测点处的应变；

通过施加的径向载荷除以测点处的应变，获得所述静力学转换系数。

9.根据权利要求6所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，获得从应变到载荷的静力学转换系数的步骤具体包括：

根据锥壁(8)应变测点所在截面的圆环内外直径、锥壁(8)的半锥角和锥壁(8)材料的弹性模量，计算出所述静力学转换系数。

10.根据权利要求1所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，当所述径向载荷的旋转频率接近所述锥壁(8)的固有频率时，还包括：

对所述静力学转换系数乘以放大系数进行动力学修正，得出所述锥壁(8)在共振区动态响应时受到的径向载荷。

11.根据权利要求10所述的转子轴承径向载荷测量方法，其特征在于，所述转子轴承由径向载荷产生的弯矩为所述径向载荷乘以应变测点与轴承之间的轴向距离。

12.一种转子轴承径向载荷测量装置，其特征在于，包括：

应变片(9)，在航空发动机锥壁(8)上沿母线方向布置，用于测量所述锥壁(8)沿母线方向的应变；以及

载荷计算部件，用于基于预先获得的从应变到载荷的静力学转换系数，以及载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的应变乘以静力学转换系数得出所述锥壁(8)受到的径向载荷，以作为转子轴承受到的径向载荷。

13.根据权利要求12所述的转子轴承径向载荷测量装置，其特征在于，所述应变片(9)设有至少两个，各个所述应变片(9)设在所述锥壁(8)同一横截面内的不同周向位置。

14.根据权利要求13所述的转子轴承径向载荷测量装置，其特征在于，所述应变片(9)设有两个，两个所述应变片(9)所在的径向方向相互垂直。

15.根据权利要求13所述的转子轴承径向载荷测量装置，其特征在于，所述载荷计算部件用于基于载荷与应变的线性关系，根据特定时刻测得的各位置的应变得出所述锥壁(8)在各个位置受到的径向分载荷，并将所述锥壁(8)在各个位置受到的径向分载荷进行矢量合成，形成特定时刻所述锥壁(8)受到的径向载荷。

16.根据权利要求12所述的转子轴承径向载荷测量装置，其特征在于，所述载荷计算部件还用于获得转子在转动一周的过程中多个时刻对应的径向载荷，并得出径向载荷在转子转动一周过程中的变化轨迹。

17.根据权利要求12所述的转子轴承径向载荷测量装置，其特征在于，所述载荷计算部件还用于在所述径向载荷的旋转频率接近所述锥壁(8)的固有频率的情况下，对所述静力学转换系数乘以放大系数进行动力学修正，得出所述锥壁(8)在共振区动态响应时受到的径向载荷。

18.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求12～17任一所述的转子轴承径向载荷测量装置。

19.根据权利要求18所述的航空发动机，其特征在于，还包括：

主动熔断机构，用于通过自身动作使所述锥壁(8)熔断失效，阻止所述锥壁(8)受到的不平衡力向后传递；以及

熔断控制部件，用于在判断出所述载荷计算部件得到的转子轴承径向载荷超出预设的载荷阈值时，触发所述主动熔断机构动作。

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