CN113654701B - 一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置及其应用 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置及其应用，该动应力测量装置的测试系统包括应变片、测试引线和引电器，应变片固定在离心叶轮上，应变片通过测试引线与引电器相连接；测试引线通过引线系统由应变片连接至引电器；引电器通过测试安装系统安装在承力机匣上；封严系统通过引电器安装腔内的气压调节以气密封滑油系统及气流动降温工作中的引电器。本发明的动应力测量装置在整机上完成测量，测试难度更高，测试结果更全面准确，且测试引线安装牢固，有效解决了转子叶片动应力测量中测试精度、引线安装和滑油封严不佳等问题，基于在整机上测量的构思，本动应力测量装置还可用于其他转子叶片和螺旋桨叶片的动应力测量，适用范围广。

Description

一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置及其应用

技术领域

本发明属于发动机结构检测技术领域，具体涉及一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置及其应用。

背景技术

航空发动机整机结构复杂，引起航空发动机发生故障的因素比较多，其关键的零部件疲劳破坏是一个很重要的因素，航空发动机关键零部件往往是在高温、高压、高速、恶劣且相当复杂的环境下工作。转子叶片是航空发动机的关键零部件之一，也是发动机易出故障的零件，其结构和承载情况十分复杂。承受着高温、高转速、复杂气动激振力和较大离心载荷复合作用的航空发动机涡轮叶片，容易发生断裂故障，从而导致发动机和飞机严重事故。随着低循环疲劳基础试验技术水平的提升，发动机涡轮叶片主要失效模式已由传统的静强度失效转换为振动疲劳失效，而为了确定涡轮叶片在工作状态下的振动应力水平，必须在数值计算的基础上，进行涡轮叶片振动应力测量。

对于涡轮叶片振动应力测量，国内尝试过对最高转速达到12300r/min和25000r/min的压气机转子叶片进行动应力测量，但在涡轴发动机研制中，由于转子转速高(达45000r/min)，叶片短小且引电器安装空间小，测量装置的安装受到被测件的结构空间、工作温度、工作转速、应变片粘贴、引线固定、冷却等多方面的限制，未能进行压气机转子叶片动应力测量。

申请号为201520275829.2的中国专利公开了一种航空发动机的压气机叶片动应力测量安装装置，高速滑环引电器组件与被测压气机转子试验件的进气机匣之间通过止口定位配合连接，高速滑环引电器组件的传动轴与被测压气机转子试验件的驱动盘之间通过固接件进行连接和传扭，从而实现无干扰和稳定的连接与传扭；通过将应变片粘接在转子叶片盘上，高速滑环引电器组件与应变片之间的测量引线按布设线路沿线粘贴固定，以防止测量引线在高速旋转状态下甩脱，结构的稳定性更好，从而保证获得精确的压气机叶片动应力测量结构。申请号为201810838159.9公开了一种高压压气机转子叶片振动测试系统，通过测试引线将应变片与遥测装置连接，再将遥测装置与信号处理器连接；应变片安装在转子叶片上，遥测装置包括遥测转子以及遥测静子，遥测转子安装在前轴颈环腔内壁面，遥测静子安装在前封严座内壁后端，通过氮气冷却机构实现对遥测装置的冷却，采用端面、胶圈、锥面和插接方式对管组件进行密封，对前封严座进行密封设计，从而提高氮气的冷却效率，为遥测装置的稳定和长时间工作提供了保障。

以上动应力测量装置或系统虽均可实现叶片动应力测量，但是它们的测量均是在发动机部件上完成，没有考虑高温和发动机整机系统；而部件上完成不需要考虑测试对整机滑油系统和空气系统的影响，与在整机上测试相比，一般只能获得部件自己在固定温度和转速下的动应力情况，无法获得部件在整机系统下的真实动应力情况。此外，中国专利CN201810838159.9采用液氮降温，该降温方法在部件用可以，整机使用液氮会影响整机温度场、空气系统以及滑油系统，如真在整机里通液态氮，发动机很有可能出现温度畸变而喘振。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置及其应用，该动应力测量装置适用于航空发动机、地面燃机等燃气轮机转子叶片、桨叶的动应力准确测量。

为实现上述技术目的，本发明采取的技术方案为：一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置，包括：

测试系统、引线系统、封严系统和测试安装系统；

所述测试系统包括应变片、测试引线和引电器，所述应变片固定在航空发动机的离心叶轮上，所述应变片通过测试引线与引电器相连接；

所述测试引线通过引线系统由应变片连接至引电器；

所述引电器通过测试安装系统安装在航空发动机的承力机匣上；

所述封严系统通过引电器安装腔内的气压调节以气密封航空发动机的滑油系统及气流动降温工作中的引电器。

进一步地，所述应变片敷贴或粘贴在离心叶轮上。

进一步地，所述引线系统包括转接管和引线管；

所述转接管过盈装配在航空发动机的中心拉杆上，并通过止口定心；

所述引线管的一端埋入引电器的预留端口，与引电器的动环驱动连接，所述引线管的另一端埋入转接管的预留端口，与转接管固定连接。

进一步地，所述引线管为浮动轴，所述浮动轴两端设有多边形凸块，所述引线管通过两端多边形凸块分别内嵌或卡扣连接在引电器的动环和转接管上。

进一步地，所述测试安装系统包括引电器安装座和调整垫片；

所述引电器安装座与航空发动机的安装节、承力机匣通过法兰固定连接；

所述引电器通过调整垫片安装在引电器安装座上。

进一步地，所述封严系统包括封严盖板、挡油盖板、可调气源和压力传感器；

所述封严盖板与安装节通过法兰连接，封严盖板的篦齿端套设在引电器的机体上；

所述挡油盖板与引电器安装座通过法兰连接；所述引线管的一端穿过挡油盖板埋入引电器的预留端口；

所述安装节的侧壁开设有通气孔，所述可调气源通过管路穿过通气孔向引电器安装腔内通气；

所述压力传感器安装在承力机匣上，压力传感器的受感部位在航空发动机的滑油腔中，用于监测滑油腔内压力。

进一步地，所述封严盖板中部开设有通孔，所述引电器的冷却通风管经通孔引出。

进一步地，所述离心叶轮、中心拉杆和转接管上分别开设有引线通孔，所述测试引线依次穿过离心叶轮的引线通孔、中心拉杆的引线通孔、转接管的引线通孔和引线管连接至引电器的动环上；且测试引线与引线通孔小间隙配合。

进一步地，所述应变片与离心叶轮的引线通孔之间一段测试引线敷贴或粘贴在离心叶轮的表面。

进一步地，所述安装节、引电器、引电器安装座和封严盖板在引电器安装腔中形成内腔室，所述可调气源通过通气孔向内腔室中通气，且通气气压大于滑油腔腔压，所述内腔室内形成内压高于滑油腔腔压和外界大气压的气腔。

进一步地，所述测试系统还包括信号采集器；

所述应变片将离心叶轮工作中的形变转成电信号，并将此电信号通过测试引线传输至引电器的动环上，所述引电器的动环将电信号进一步依次传输至引电器的静环和信号采集器；

所述压力传感器与信号采集器电性连接，用于将监测的滑油腔内压力信息传输至信号采集器。

本发明还提供了上述航空发动机转子叶片的动应力测量装置在转动叶片动应力测量中的应用。

进一步地，所述转动叶片包括燃气轮机转子叶片和运输机螺旋桨叶片。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1)本发明的航空发动机转子叶片的动应力测量装置通过在整机上完成转子叶片动应力测量，相较于现有的在发动机部件完成测量的方式，可以获得发动机全部转速范围内稳态和过渡态的振动应力，测试难度更高，测试结果更全面准确；

2)本发明的航空发动机转子叶片的动应力测量装置通过封严系统对滑油系统进行封严，该封严系统具体通过其部件封严盖板与测试系统的引电器、测试安装系统的引电器安装座在引电器安装腔中形成内腔室，可调气源向内腔室中通气，且控制通气气压略大于滑油腔腔压，使得滑油腔中的油气不会进入封严腔室内；内腔室另一端封严盖板上的篦齿与引电器的机体形成篦齿封严结构，使得封严腔室内形成相对滑油腔和外界大气略高压力梯度的气腔，在不影响滑油系统的前提下完成对滑油腔的封严；该封严系统还可通过流动气体带走腔内多余的热量，实现对引电器降温，本方法不影响整机温度场、空气系统以及滑油系统，避免发动机因增加额外的冷却导致的温度畸变而喘振的问题，解决了因工作中引电器温度过高无法使用的问题；

3)本发明的航空发动机转子叶片的动应力测量装置对离心叶轮、中心拉杆和转接管分别进行开设引线通孔的结构改进，测试引线通过依次穿过离心叶轮、中心拉杆和转接管的引线通孔及引线管连接至引电器的动环上，且测试引线与引线通孔小间隙配合，应变片与离心叶轮的引线通孔之间一段测试引线敷贴或粘贴在离心叶轮的表面，通过小间隙穿孔固定和敷贴或粘贴固定相结合的方式，可有效防止转动时测试引线因气流、离心力等影响断裂损伤，延长其使用寿命；

4)本发明的航空发动机转子叶片的动应力测量装置有效解决了转子叶片动应力测量中包括测试精度、引线安装和滑油封严等问题，完成了转子叶片动应力测量方法的突破，目前已在航空发动机上成功应用；

5)基于同样的整机上进行旋转叶片动应力测量的技术构思，本发明的动应力测量装置还可推广至风力发电桨叶、船只推进桨叶等转动叶片工作应力测量，适用范围广。

附图说明

图1为本发明实施例的航空发动机转子叶片的动应力测量装置的结构示意图；

图2为图1的测试引线与离心叶轮、中心拉杆、转接管、引线管、引电器连接示意图；

图3为图2的引线管与转接管、引电器局部连接示意图。

其中的附图标记为：应变片1-1、测试引线1-2、引电器1-3、离心叶轮2-1、承力机匣2-2、中心拉杆2-3、安装节2-4、转接管3-1、引线管3-2、引电器安装座4-1、调整垫片4-2、封严盖板5-1、挡油盖板5-2、可调气源5-3、压力传感器5-4。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步详细的说明。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的装置和方法的例子。以下实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。

如图1所示，本发明实施例的一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置，包括：测试系统、引线系统、封严系统和测试安装系统；

航空发动机本体部件包括离心叶轮2-1、承力机匣2-2、中心拉杆2-3和安装节2-4，其中，离心叶轮2-1、承力机匣2-2、中心拉杆2-3的装配方式保持不变，简述为：离心叶轮2-1过盈配合装配在中心拉杆2-3上并和涡轮转子件一起形成发动机转子，转子通过轴承及轴承座安装在进气机匣上，进气机匣通过法兰连接在承力机匣2-2上；

测试系统包括应变片1-1、测试引线1-2和引电器1-3，应变片1-1敷贴或粘贴在离心叶轮2-1上，应变片1-1通过测试引线1-2与引电器1-3相连接，实现离心叶轮2-1形变信号的传递；

测试系统还包括信号采集器，应变片1-1将离心叶轮2-1工作中的形变变成电信号，并将电信号通过测试引线1-2传输至引电器1-3的动环上，引电器1-3的动环将电信号传递至引电器1-3的静环，引电器1-3的静环将电信号传递给信号采集器，从而获得离心叶轮2-1的动应力水平情况；

本发明的离心叶轮2-1动应力测量在整机上完成，可以获得航空发动机全部转速范围内稳态和过渡态的振动应力，测试结果更全面准确。

引线系统包括转接管3-1和引线管3-2，测试引线1-2通过引线系统由应变片1-1连接至引电器1-3，完成转子叶片的形变信号传递，具体来说：

如图3所示，转接管3-1通过过盈方式装配到中心拉杆2-3上，并通过止口定心；引线管3-2的一端埋入引电器1-3的预留端口，与引电器1-3的动环驱动连接，引线管3-2的另一端埋入转接管3-1的预留端口，与转接管3-1固定连接，从而引电器1-3的动环与转接管3-1一起转动；

如图2所示，离心叶轮2-1、中心拉杆2-3和转接管3-1上分别开设有引线通孔，测试引线1-2依次穿过离心叶轮2-1的引线通孔、中心拉杆2-3的引线通孔、转接管3-1的引线通孔和引线管3-2连接至引电器1-3的动环上，且测试引线1-2与引线通孔小间隙配合；应变片1-1与离心叶轮2-1的引线通孔之间一段测试引线1-2敷贴或粘贴在离心叶轮2-1的表面，防止转动时测试引线1-2因气流、离心力等影响断裂损伤；

优选地，引线管3-2为浮动轴，所述浮动轴两端设有多边形凸块，引线管3-2通过两端多边形凸块分别内嵌或卡扣连接在引电器1-3的动环和转接管3-1上，实现与引电器1-3的动环和转接管3-1的固定连接。

测试安装系统包括引电器安装座4-1和调整垫片4-2，引电器1-3通过测试安装系统安装在承力机匣2-2上，具体来说：引电器安装座4-1与安装节2-4、承力机匣2-2通过法兰固定连接，即螺栓穿过安装节2-4的通孔、引电器安装座4-1的通孔，安装在承力机匣2-2的螺栓安装座上；测量引电器安装座4-1与转接管3-1端面之间的距离，并比较引线管3-2的长度，选择调整垫片4-2的厚度，将引电器1-3、调整垫片4-2锁紧安装在引电器安装座4-1上；

封严系统包括封严盖板5-1、挡油盖板5-2、可调气源5-3和压力传感器5-4，封严系统通过调节引电器安装腔内气压实现对航空发动机的滑油系统的封严及气流动降温工作中的引电器1-3，具体来说：

封严盖板5-1与安装节2-4通过法兰连接，封严盖板5-1的篦齿端套设在引电器1-3的机体上；封严盖板5-1中部开设有通孔，引电器1-3的冷却通风管经该通孔引出；挡油盖板5-2与引电器安装座4-1通过法兰连接，引线管3-2的一端穿过挡油盖板5-2埋入引电器1-3的预留端口，与引电器1-3的动环驱动连接；压力传感器5-4安装在承力机匣2-2上，压力传感器5-4的受感部位在航空发动机的滑油腔中，将感受到的滑油腔内压力信号转化成电信号通过测试线路(线缆)传到信号采集器；安装节2-4、引电器1-3、引电器安装座4-1和封严盖板5-1在引电器安装腔中形成内腔室，安装节2-4的侧壁开设有通气孔，根据信号采集器接收的滑油腔内压力信息，可调气源5-3通过通气孔向内腔室中通气，并控制通气气压略大于滑油腔腔压，使得滑油腔中的油气不会进入内腔室；且内腔室另一端封严盖板5-1上的篦齿与引电器1-3的机体形成篦齿封严结构，使得封严腔室内形成相对滑油腔和外界大气略高压力梯度的气腔，在不影响滑油系统的前提下完成对滑油腔的封严；

本发明首次想到通过调节引电器安装腔内的压力来实现滑油腔的封严效果，即通过气密封实现滑油腔的封严，同时流动气体可以带走腔内多余的热量，从而实现对引电器1-3进一步降温，相较于现有的液氮降温方式，本方法不影响整机温度场、空气系统以及滑油系统，避免发动机因增加额外的冷却导致的温度畸变而喘振的问题。

上述列举的一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置还可应用于其他转动叶片的动应力测量，包括地面燃机等燃气轮机转子叶片的动应力测量、运输机螺旋桨叶、风力发电桨叶、船只推进桨叶等，尤其适用于高速旋转的转子叶片和桨叶；

本发明的动应力测量装置基于在发动机或运输机等驱动电机整机上进行动应力测量的构思，可以获得驱动电机全部转速范围内稳态和过渡态的振动应力，测试结果更全面准确；而且提出气密封技术不仅可实现对滑油系统的有效封严，还可通过流动气体带走腔内多余的热量实现引电器降温，解决因工作中引电器温度过高无法使用的问题。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。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前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (12)

1.一种航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于，包括：测试系统、引线系统、封严系统和测试安装系统；

所述测试系统包括应变片(1-1)、测试引线(1-2)和引电器(1-3)，所述应变片(1-1)固定在航空发动机的离心叶轮(2-1)上，所述应变片(1-1)通过测试引线(1-2)与引电器(1-3)相连接；

所述测试引线(1-2)通过引线系统由应变片(1-1)连接至引电器(1-3)；

所述引电器(1-3)通过测试安装系统安装在航空发动机的承力机匣(2-2)上；

所述封严系统通过引电器安装腔内的气压调节以气密封航空发动机的滑油系统及气流动降温工作中的引电器(1-3)；

所述封严系统包括封严盖板(5-1)、挡油盖板(5-2)、可调气源(5-3)和压力传感器(5-4)；

所述封严盖板(5-1)与安装节(2-4)通过法兰连接，封严盖板(5-1)的篦齿端套设在引电器(1-3)的机体上；

所述挡油盖板(5-2)与引电器安装座(4-1)通过法兰连接；引线管(3-2)的一端穿过挡油盖板(5-2)埋入引电器(1-3)的预留端口；

所述安装节(2-4)的侧壁开设有通气孔，所述可调气源(5-3)通过管路穿过通气孔向引电器安装腔内通气；

所述压力传感器(5-4)安装在承力机匣(2-2)上，压力传感器(5-4)的受感部位在航空发动机的滑油腔中，用于监测滑油腔内压力。

2.根据权利要求1所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述应变片(1-1)敷贴或粘贴在离心叶轮(2-1)上。

3.根据权利要求1所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述引线系统包括转接管(3-1)和引线管(3-2)；

所述转接管(3-1)过盈装配在航空发动机的中心拉杆(2-3)上，并通过止口定心；

所述引线管(3-2)的一端埋入引电器(1-3)的预留端口，与引电器(1-3)的动环驱动连接，所述引线管(3-2)的另一端埋入转接管(3-1)的预留端口，与转接管(3-1)固定连接。

4.根据权利要求3所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述引线管(3-2)为浮动轴，所述浮动轴两端设有多边形凸块，所述引线管(3-2)通过两端多边形凸块分别内嵌或卡扣连接在引电器(1-3)的动环和转接管(3-1)上。

5.根据权利要求3或4所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述测试安装系统包括引电器安装座(4-1)和调整垫片(4-2)；

所述引电器安装座(4-1)与航空发动机的安装节(2-4)、承力机匣(2-2)通过法兰固定连接；

所述引电器(1-3)通过调整垫片(4-2)安装在引电器安装座(4-1)上。

6.根据权利要求1所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述封严盖板(5-1)中部开设有通孔，所述引电器(1-3)的冷却通风管经通孔引出。

7.根据权利要求3所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述离心叶轮(2-1)、中心拉杆(2-3)和转接管(3-1)上分别开设有引线通孔，所述测试引线(1-2)依次穿过离心叶轮(2-1)的引线通孔、中心拉杆(2-3)的引线通孔、转接管(3-1)的引线通孔和引线管(3-2)连接至引电器(1-3)的动环上；且测试引线(1-2)与引线通孔小间隙配合。

8.根据权利要求7所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述应变片(1-1)与离心叶轮(2-1)的引线通孔之间一段测试引线(1-2)敷贴或粘贴在离心叶轮(2-1)的表面。

9.根据权利要求6所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述安装节(2-4)、引电器(1-3)、引电器安装座(4-1)和封严盖板(5-1)在引电器安装腔中形成内腔室，所述可调气源(5-3)通过通气孔向内腔室中通气，且通气气压大于滑油腔腔压，所述内腔室内形成内压高于滑油腔腔压和外界大气压的气腔。

10.根据权利要求1所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置，其特征在于：所述测试系统还包括信号采集器；

所述应变片(1-1)将离心叶轮(2-1)工作中的形变转成电信号，并将此电信号通过测试引线(1-2)传输至引电器(1-3)的动环上，所述引电器(1-3)的动环将电信号进一步依次传输至引电器(1-3)的静环和信号采集器；

所述压力传感器(5-4)与信号采集器电性连接，用于将监测的滑油腔内压力信息传输至信号采集器。

11.权利要求1-10任一项所述的航空发动机转子叶片的动应力测量装置在转动叶片动应力测量中的应用。

12.根据权利要求11所述的应用，其特征在于：所述转动叶片包括燃气轮机转子叶片和运输机螺旋桨叶片。