CN111982516A

CN111982516A - 航空发动机管路模态测试方法

Info

Publication number: CN111982516A
Application number: CN202010466127.8A
Authority: CN
Inventors: 于长帅; 骆海涛; 刘广明; 崔迅; 郭思伟
Original assignee: Shenyang Institute of Automation of CAS
Current assignee: Shenyang Institute of Automation of CAS
Priority date: 2020-05-28
Filing date: 2020-05-28
Publication date: 2020-11-24

Abstract

本发明公开了航空发动机管路模态测试方法，包括模态预试验分析、建立模态模型、测量频响函数FRF、模态分析与修正。本发明在响应点位置通过转接工装粘贴加速度传感器，可以避免加速度传感器直接粘到航空发动机管路弧形表面上引起的传感器粘贴不牢固，传感器局部坐标系和管路整体坐标系对应过程产生的误差；本发明在激励点位置固定转接工装，可以实现航空发动机管路激励点三个轴方向的激励；本发明还对模态测试结果进行模态参数修正，可以消除转接工装和传感器附加质量的影响；本发明采用单点响应测试、移动力锤激励的多点方式进行模态测试，可以尽量减少未知的传感器线缆附加质量对模态测试结果的影响。

Description

航空发动机管路模态测试方法

技术领域

本发明涉及航空发动机管路振动测试领域，更具体的说是一种航空发动机管路模态测试方法。

背景技术

航空发动机管路是航空发动机附件装置的重要组件，主要用于液压油、燃油、滑油和空气介质的输送，布局复杂、工作环境恶劣，据有关文献记载50％以上航空发动机故障与管路系统结构振动相关。

航空发动机管路系统的耦合振动直接影响航空发动机附件器件工作的可靠性，进而影响航空发动机的可靠性与安全性。为了避免由于航空发动机液压管路系统振动所导致的严重事故发生，改善航空发动机液压管路系统的动特性，提高可靠性，迫切需要对这些耦合振动故障的产生机制、故障特征以及相应的设计处理方法和监测诊断方法进行深入研究。

航空发动机管路系统的模态参数是分析航空发动机振动故障的基础，航空发动机外部管路除个别单独与机匣或附件相连自成系统外，大多数彼此直接相连或通过卡箍相连，形成复杂的管路系统，振动模态相对复杂。航空发动机管路为圆弧状结构，而且部分管路质量很轻，给传统的模态测试带来难度，因此精确测量航空发动机管路模态参数对于研究航空发动机管路系统的耦合振动引起故障问题具有重要意义。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的设计一种对航空发动机管路模态测试的方法，可解决管路圆弧状外表面结构难以粘贴检测传感器和力锤敲击圆弧状管路外表面时无法保证其准确用力方向的困难，同时可以解决模态测试附加质量造成测试不准确的技术问题。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：航空发动机管路模态测试方法,包括：

步骤一：试验平台搭建：

利用橡皮筋弹性绳对航空发动机管路进行悬挂，在管路外表面沿管路径向方向均匀布置若干测试点；在测试点处均设有转接工装块，所述转接工装块用于接受模态力锤的激励力间接作用于管路，从而模拟施加于管路上的实际现场外力；在管路一端的外表面通过一转接工装块固定加速度传感器，用于当管路接受外力激励时测量管路受到的激励响应；LMS模态测试前端系统采集加速度传感器测量的管路激励响应、模态力锤的激励力，并将上述模拟信号转换为数字信号输出给上位机；

步骤二：建立模态模型：

定义模态力锤的激励方式，上位机装载LMS.Test.Lab软件，根据管路形状和设置的激励测试点位置坐标建立点、线形式的管路模态模型；

步骤三：测量频响函数FRF：

上位机根据管路加速度传感器响应、模态力锤的激励力响应计算实际管路受模态力锤激励力的频响函数FRF；

步骤四：模态分析与修正：

上位机根据管路受模态力锤激励力的频响函数FRF获取模态参数：模态频率、模态振型，根据转接工装块和加速度传感器的质量对模态分析结果进行修正。

所述航空发动机管路为“L”形状，沿所述航空发动机管路的短管方向为X轴向，沿航空发动机管路的长管方向为轴向，垂直于航空发动机管路的XY平面的方向为Z轴。

所述转接工装块为多面体，其中一面为曲面，曲面表面与管路外表面紧密契合，其中三个面为分别与管路的三个轴向方向垂直的平面，用于接受模态力锤的激励力间接作用于管路的三个轴向方向。

所述转接工装块的弧面半径与航空发动机管路的半径相同。

所述转接工装块与管路之间通过黏贴方式连接。

所述加速度传感器为三轴向传感器。

所述模态力锤的激励方式采用移动模态力锤结合管路三个轴向方向击打转接工装块的多点激励和单个响应点采集的方式。

按照所述多点激励方式，则所述LMS模态测试前端系统采集了所述管路分别三个轴向方向的多个测试点的激励响应、模态力锤分别三个轴向方向的多个测试点的激励力。

所述根据转接工装块和加速度传感器的质量对模态分析结果进行修正包括：利用LMS Modification Prediction软件消除转接工装块和传感器附加质量的影响。

本发明的有益效果：

1.本发明在响应点位置通过转接工装粘贴加速度传感器，可以避免加速度传感器直接粘到航空发动机管路弧形外表面上引起的传感器粘贴不牢固的问题，以及减小传感器局部坐标系和管路整体坐标系对应过程产生的误差；

2.本发明在激励点位置固定设计的转接工装块，可以实现航空发动机管路在激励点能够准确接受三个轴方向的激励；

3.本发明选用西门子的软件LMS Modification Prediction对模态测试结果进行模态参数修正，可以消除转接工装和传感器附加质量的影响，提高计算准确度和振型精度；

4.本发明采用单点响应测试、移动力锤激励的方式进行模态测试，可以尽量减少未知的传感器线缆附加质量对模态测试结果的影响。

附图说明

图1航空发动机管路模态测试示意图；

图2航空发动机管路及转接工装示意图；

图3航空发动机模态测试模型；

图4航空发动机管路X或Y平面内频响函数修正曲线对比；

图5航空发动机管路Z轴频响函数修正曲线对比；

图6航空发动机管路一阶振型；

图7航空发动机管路二阶振型；

图8航空发动机管路三阶振型；

图9航空发动机管路四阶振型；

图10航空发动机管路五阶振型；

图11航空发动机管路六阶振型；

图中：1加速度传感器；2为橡皮筋弹性绳；3为航空发动机管路；4为模态力锤；5为LMS模态测试前端；6计算机(含LMS软件)；7测点1号转接工装；8测点2号转接工装；9测点3号转接工装；10测点4号转接工装；11测点5号转接工装；12测点6号转接工装；13测点7号转接工装；14测点8号转接工装；15测点9号转接工装；16测点10号转接工装；17测点11号转接工装；18测点12号转接工装；19测点13号转接工装；20测点14号转接工装；21测点15号转接工装；22测点16号转接工装；23测点17号转接工装。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明做进一步的详细说明。

航空发动机管路是航空发动机附件装置的重要组件，主要用于液压油、燃油、滑油和空气介质的输送，布局复杂、工作环境恶劣，据有关文献记载50％以上航空发动机故障与管路系统结构振动相关。航空发动机管路多为轻质管路，材质比如“铝合金”材质。

(1)模态预试验分析

对于本测试的对象为航空发动机管路3，如图1该管路质量66g，管路外径8mm、内径7mm，该管路为L形状管路，其中长边长度为330mm，短边长度为180mm。根据航空发动机管路3的结构特点，测点布置17个，从航空发动机管路3的长管方向一端均匀布置11个测点，测点间距30mm，从航空发动机管路3短管方向的一端均匀布置6个测点，测点间距30mm；确定模态测试选择模态力锤4的激励方式；选择加速度传感器1的型号为PCB356A01三轴向传感器，质量为1g；同时参考被测试管路的有限元分析结果，确定模态测试的分析带宽为2048Hz，根据采样定理的要求，采样频率设置5000Hz。

(2)建立可视化的模态模型

a)确定边界条件：

如图1所示，本测试是对航空发动机管路3进行自由-自由边界条件下进行模态测试，自由-自由边界条件的获得基于悬吊装置的动态约束力远小于试件刚度和惯性产生的力，一个普遍认可的原则是悬吊装置垂直方向的刚体运动频率低于试件基频的一个数量级，本次测试选择直径3mm的橡皮筋弹性绳2对航空发动机管路3进行悬挂。

b)标识出测试所使用的总体坐标系：

航空发动机管路3的轴向坐标定义如图2所示，沿航空发动机管路3的短管方向为X轴向，沿航空发动机管路3的长管方向为Y轴向，垂直于航空发动机管路3的XY平面的方向为Z轴。

c)确定激励方式：

如图1所示，模态力锤4选择型号为BK8206-002，模态力锤4对航空发动机管路3进行激励，模态力锤4选择铝材质的锤头，激励方式采用移动模态力锤3的多点激励和单个响应点采集的方式，1号到17号转接工装(7-23)弧面半径与航空发动机管路3半径相同，如图2所示，在每个测点位置使用502快干胶将1号到17号转接工装(7-23)分别粘贴固定到航空发动机管路3上，模态力锤3可在1号到17号转接工装(7-23)进行三个轴方向的激励。

d)选择合适的传感器类型，以及相应的安装方式。

由于模态测试的激励力通常不会特别大，因此，模态传感器的灵敏度通常比较高，本测试选择型号为PCB356A01加速度传感器1进行响应的测试，该传感器灵敏度100mv/g，质量为1g，由于航空发动机管路3的圆弧状结构，加速度传感器1通过快干胶502粘贴到测点17号转接工装23上。

e)根据测试要求确定测量自由度：

对于图2所示的航空发动机管路3，每隔30mm布置1个测点，一共17个测点，每个测点测试3个自由度(即分别记录测量三个方向的激励响应)，共51个自由度，如图3所示。

f)生成几何模型：

根据确定的测量自由度生成几何模型，在LMS TEST.Lab软件中Impact Testing模块进行几何建模，如图3所示的线框模型表示。

g)连接数据采集系统：

数据采集系统包括：将加速度传感器与LMS模态测试前端系统进行电性连接，将模态力锤与LMS模态测试前端系统进行电性连接，将LMS模态测试前端系统与上位机进行电性连接。

(3)测量FRF

FRF频响函数(Frequency Response Function)，它是结构的输出响应和输入激励力之比，本测试测量FRF分三种工况，工况1模态力锤4激励1号到17号转接工装(7-23)的X方向，同时测试测量模态力锤4激励力和由该激励力引起的加速度传感器1的X方向响应；工况2模态力锤4激励17个测点上1号到17号转接工装(7-23)的Y方向，同时测试测量模态力锤4激励力和由该激励力引起的加速度传感器1的Y方向响应；工况3模态力锤4激励1号到17号转接工装(7-23)的Z方向，同时测试测量模态力锤4激励力和由该激励力引起的加速度传感器1的Z方向响应。

将上述测量时域数据通过快速傅立叶变换(FFT)从时域变换到频域，得到FRF频响函数。

(4)模态分析与修正

上位机中，利用西门子LMS软件中的LMS Modification Prediction模块功能消除转接工装3附加质量的影响，已知1号到17号转接工装(7-23)的质量均为2g，在模态模型的17号节点附加3g(包含加速度传感器1g)，其余测点附加2g质量，进行模态修正。

其中X、Y平面内的FRF曲线修正前后对比如图4所示，Z轴FRF曲线修正前后对比如图5所示，修正前后分别进行模态分析。

根据模态分析结果，航空发动机管路3修正前8阶频率依次为128.31Hz、293.86Hz、341.58Hz、752.29Hz、813.41Hz、1132.85Hz、1311.347Hz、1712.26Hz，航空发动机管路3修正后前8阶频率依次158.99Hz、367.24Hz、418.11Hz、910.34Hz、986.87Hz、1268.67Hz、1547.095Hz、1870.32Hz；修正对模态振型无影响。

第一阶振型为X、Y平面一阶弯曲，如图6所示；第二阶振型为Z方向一阶弯曲，如图7所示；第三阶振型为X、Y平面二阶弯曲，如图8所示；第四阶振型为Z方向二阶弯曲，如图9所示；第五阶振型为X、Y平面三阶弯曲，如图10所示；第六阶振型为X、Y平面四阶弯曲，如图11所示。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims

1.航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，包括：

步骤一：试验平台搭建：

步骤二：建立模态模型：

定义模态力锤的激励方式，上位机根据管路形状和设置的激励测试点位置坐标建立点、线形式的管路模态模型；

步骤三：测量频响函数FRF：

步骤四：模态分析与修正：

2.根据权利要求1所述的航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，所述航空发动机管路为“L”形状，沿所述航空发动机管路的短管方向为X轴向，沿航空发动机管路的长管方向为轴向，垂直于航空发动机管路的XY平面的方向为Z轴。

3.根据权利要求1所述的航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，所述转接工装块为多面体，其中一面为曲面，曲面表面与管路外表面紧密契合，其中三个面为分别与管路的三个轴向方向垂直的平面，用于接受模态力锤的激励力间接作用于管路的三个轴向方向。

4.根据权利要求3所述的航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，所述转接工装块的弧面半径与航空发动机管路的半径相同。

5.根据权利要求3所述的航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，所述转接工装块与管路之间通过黏贴方式连接。

6.根据权利要求1所述的航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，所述加速度传感器为三轴向传感器。

7.根据权利要求1所述的航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，所述模态力锤的激励方式采用移动模态力锤结合管路三个轴向方向击打转接工装块的多点激励和单个响应点采集的方式。

8.根据权利要求7所述的航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，按照所述多点激励方式，则所述LMS模态测试前端系统采集了所述管路分别三个轴向方向的多个测试点的激励响应、模态力锤分别三个轴向方向的多个测试点的激励力。

9.根据权利要求1所述的航空发动机管路模态测试方法,其特征在于，所述根据转接工装块和加速度传感器的质量对模态分析结果进行修正包括：消除转接工装块和传感器附加质量的影响。