CN114323443B - 一种可复用的发动机转子动平衡实验平台及实验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种可复用的发动机转子动平衡实验平台及实验方法，发动机装配是保障发动机服役性能的最后环节，关键装配工艺的选择将直接影响整机振动水平，为探究关键装配工艺对振动的影响，搭建转子动平衡实验平台。通过对装配经验的总结和对历史数据的分析，可将影响发动机整机振动的关键装配工艺分：为转子支点同轴度、转子装配同轴度、配合间隙、端面垂直度、转子预紧力、转子剩余不平衡量这6类。为在实验中实现各装配工艺的对应，设计一种可调节能力较强的转子动平衡实验平台，提高平台的可复用性。并以此平台为基础，对动平衡实验方法进行指导和规范。

Description

一种可复用的发动机转子动平衡实验平台及实验方法

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别地涉及一种可复用的发动机转子动平衡实验平台及实验方法。

背景技术

装配是保障发动机振动特性的最终环节，现阶段对振动问题的解决方案大多依赖工人经验，缺乏对振动产生机理的探究。因此需建立发动机转子动平衡实验平台，以弹用涡扇发动机为实验对象，探究发动机关键装配工艺参数对整机振动特性的影响。转子动平衡是一个循序渐进的过程，低转速的动平衡是高转速的基础。虽然，弹用涡扇发动机转子工作转速高达30000rpm，但现有的动平衡大多在3000rpm的转速下进行。改造弹用涡扇发动机转子的驱动方式，以不低于3000rpm的伺服电机为外部动力，通过传动带和皮带轮带动弹用涡扇发动机转子转动，进而开展航空发动机转子的动平衡实验研究。

开展航空发动机整机动力学系统的研究实验，深入研究发动机高低压转子、压气机、中介轴承等重要结构，开展转子-机匣摩擦、碰撞故障试验。要求实验平台为航空发动机整机提供的动力源安全可靠，数据测量分析系统准确有效，附件齐全，运转平稳，防护安全可靠。

发明内容

针对上述现有技术中的问题，本申请提出了一种航空发动机转子系统动平衡实验平台，包括大功率高速电机、电机驱动器以及运动控制器、发动机支撑平台、数据采集分析系统以及滑油润滑系统；在运动控制器的控制下，电机驱动器驱动大功率高速电机，带动发动机转子系统在滑油润滑系统的润滑作用下转动；数据采集分析系统用于采集、分析振动特性分析的原始数据，从而得出发动机转子动平衡实验结果。

优选地，发动机支撑平台包括底座、外伸型的轴承支撑座、支撑座底板、支撑座盖、至少两个转子和至少两个轴承；底座位于发动机支撑平台底部；外伸型的轴承支撑座滑动安装于底座的上表面；支撑座底板套设于外伸型的轴承支撑座的外侧，两端能够与底座固定连接；支撑座盖与外伸型的轴承支撑座配合，形成供转子中心轴穿过的腔体；转子通过轴承与外伸型的轴承支撑座转动连接。

优选地，所述数据采集分析系统包括激光对中仪、振动加速度传感器、电涡流位移传感器、光电转速传感器、集成式采集卡；激光对中仪用于测量装配后的转子同轴度误差；电涡流位移传感器用于测量装配后转子径向、轴向跳动；集成式采集卡，集信号调理、采集、存储、分析于一体，能够获得振动加速度时域图。

此外，本申请还涉及一种航空发动机转子系统动平衡实验方法，包括以下步骤：在运动控制器的控制下，电机驱动器驱动大功率高速电机，进而带动发动机转子系统在滑油润滑系统的润滑作用下转动；将平面转子几何中心的位移矢量在X、Z轴的投影分别记为x、z，建立平面转子的运动微分方程；通过添加不平衡质点的方式，利用数据采集分析系统在相同转速下测量转子的振动波形图，数据采集分析系统采集、分析振动特性分析的原始数据；通过分析添加不平衡质点后时域图的频幅特性变化，求解出转子系统对不平衡质点的响应；在转子系统对不平衡质点的响应的基础上，求解转子自身初始不平衡量的大小和相位。

优选地，所述运动微分方程为：

ζ为物理量粘性阻尼比，ω_n为系统固有频率，ω为角速度，θ是转子偏心方向相对于x轴的旋转角度，规定逆时针方向为正向，

分别为X、Z轴方向的振动加速度，

为X、Z轴方向的振动速度，x、z为X、Z轴方向的振动位移。

优选地，当测量转子单面动平衡时，步骤包括：

1)借助激光对中仪或千分表等设备，将转子实验平台支座的轴承座段同轴度调制0.1mm以内，将转子安装在支座上，并测量转子径向跳动；

2)在转子支座上靠近转子的部分安装振动加速度传感器，在软件中进行相应设置，使得传感器实时采集振动加速度信息；

3)在不加试重的情况下，将转子转至测量转速如3000rpm，进行第一次振动数据采集；

4)在第一角位置(0°)标准距离下(100mm)加一标准试重(1g)，将转子转速与第一次采集时转速保持一致，进行第二次振动数据采集；

5)在第二角位置(60°)标准距离下(100mm)加一标准试重(0.1g)，将转子转速与第一次采集转速保持一致，进行第三次振动数据采集；

6)在第三角位置(120°)标准距离下(100mm)加一标准试重(0.1g)，将转子转速与第一次采集转速保持一致，进行第四次振动数据采集；

7)将采集得到的时域图进行傅里叶变换，分析振动加速度的频幅特性，求解出主要振动频率及相应振幅；将变换结果依次作差，可求得在该角位置增加不平衡质量后转子的不平衡响应；将未添加试重转子情况下，初始振动数据进行傅里叶变换，分解到三个角位置对应的向量下，进行矢量叠加即可求得转子的不平衡量的大小和相位。

此外，本申请还涉及一种航空发动机转子系统动平衡实验平台实现动平衡方法，包括以下步骤：

1)借助激光对中仪或千分表，将转子实验平台支座调平，将转子安装在动平衡实验平台上，并确定平衡面及平衡位置；

2)进行转子单面动平衡测量，并进行分析计算，求得转子的不平衡量的大小和相位；

3)在转子的不平衡量的相反相位粘附一块相应质量的橡皮泥，再次重复进行转子单面动平衡测量，重复若干次，直到剩余不平衡量落在公差带内；

4)将平衡过程的橡皮泥块的质径积进行矢量叠加，求得最优的平衡方案，在相反相位的可去料区域去除相应的质量，完成转子单面动平衡。

上述技术特征可以各种适合的方式组合或由等效的技术特征来替代，只要能够达到本发明的目的。

本发明提供的一种可复用的发动机转子动平衡实验平台及实验方法，与现有技术相比，至少具备有以下有益效果：突破了原有的单部件动平衡方法，首次实现了转子系统的动平衡；突破了常见动平衡试验台的固定支座形式，支座结构可灵活微调，各装配工艺的偏差都能够在实验平台中复现，便于开展试验研究，具有较强的可复用性。电机控制参数独立设置，控制频率独立设置，转速控制闭环控制，测量精度优于±0.1％，控制精度优于±0.5％。通过本发明可实现模型简化，且拓宽关键装配工艺对振动影响实验的开展范围。

附图说明

在下文中将基于实施例并参考附图来对本发明进行更详细的描述。其中：

图1显示了本发明的转子动平衡实验平台总装图；

图2显示了本发明的振动加速度传感器结构示意图；

图3显示了本发明的振动加速度传感器与磁吸式底座的结构示意图；

图4显示了本发明的振动加速度传感器与磁吸式底座的安装方式示意图；

图5显示了本发明的振动位移传感器及其前置器的实物图；

图6显示了本发明的振动位移传感器安装方式示意图；

图7显示了本发明的集成式采集卡的实物图；

图8显示了本发明的集成式采集卡的默认采样形式振动加速度时域图；

图9显示了本发明的转子遮挡轴承示意图；

图10显示了轴承支座的径向位置与轴承的配合松紧度可调示意图；

图11显示了本发明的实验平台支撑结构强度校核示意图；

图12显示了本发明的不平衡质点的添加方式及位置示意图；

图13显示了本发明在不加试重的情况下进行第一次振动数据采集结果；

图14显示了本发明第二次振动数据采集结果；

图15显示了本发明第三次振动数据采集结果；

图16显示了本发明第四次振动数据采集结果；

图17显示了本发明不加试重的振动加速度时域图和频谱图；

图18显示了本发明在0°，100mm半径下加1g不平衡质点的振动加速度时域图和频谱图。

在附图中，相同的部件使用相同的附图标记。附图并未按照实际的比例。

附图标记：

1-风扇转子，2-压气机转子，3-支座盖，4-涡轮转子，5-支座盖板，6-支座，7-支座底板，8-支座盖板，9-底座。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步说明。

如图1所示，本发明提供了一种可复用的发动机转子动平衡实验平台，包括航空发动机动力驱动系统、航空发动机支撑平台、防护装置、监控系统、数据采集分析以及滑油润滑系统等。

航空发动机动力驱动系统包括大功率高速电机、电机驱动器以及运动控制器，采用外部大功率高速电机带动航空发动机转子高速转动，航空发动机结构紧凑，要求外部的航空发动机动力驱动系统与航空发动机的动力输入接口柔性连接，运转平稳，依照动力学相似参数设计，航空发动机支撑平台的一阶频率要远低于航空发动机转子一阶弯曲频率。大功率高速电机最高转速不低于3000rpm，功率不低于6kW，扭矩不低于30Nm，谐振频率不低于100Hz，运转平稳，安全可靠。运动控制器通过上位机操作，电机控制参数独立设置，控制频率独立设置。转速控制应该是闭环控制，测量精度优于±0.1％，控制精度优于±0.5％。

航空发动机实验平台测量分析系统包括激光对中仪、振动加速度传感器、电涡流位移传感器、光电转速传感器、集成式采集卡。

激光对中仪，测量装配后同轴度误差，线性精度0.01mm，角度精度0.1°。

如图2所示，振动加速度传感器的传感器和前置器需要高精度和高稳定性。测量范围0-60g，灵敏度100mV/mm，精度优于5％，频响范围：1-10000Hz；导线长度2m。如图3-4所示，振动加速度传感器底部开有M5螺纹孔，可通过螺栓将传感器固定，也可配合具有强磁性的磁吸式底座，吸附在转子支撑结构上。

如图5-6所示，电涡流位移传感器，测量装配后转子径向、轴向跳动，量程不小于2mm，线性精度0.01mm，响应频率0至2kHz。

光电转速传感器，触发形式是转轴上预先贴好的反光条，转速是振动特性评价及动平衡实验过程中的重要参数，要求测量转速范围包含100rpm至10000rpm，测量误差低于1％。

如图7-8所示，集成式采集卡，集信号调理、采集、存储、分析于一体，采样通道数量8，最大采样率：≥100KS/s/Ch，电压信号输入范围±5mV至±10V。在默认采样形式下，可获得振动加速度时域图，该信号为振动特性分析的基本型，是振动特性分析的原始数据。

航空发动机支撑平台按照航空发动机实际结构设计，和真实发动机具有相似结构，航空发动机支撑平台支撑刚度及模态参数采用动力学相似参数设计，其一阶谐振频率高于航空发动机一阶频率。支撑结构和防护结构能够和地基稳固连接，实验平台能够和航空发动机的各种测量传感器可靠连接。防护系统应该覆盖航空发动机的所有旋转面空间，高强度防护钢板厚度不低于5mm。防护系统结构紧凑，可采用折叠结构，非实验状态可以折叠收起。

将航空发动机转子试验件改装为试验模型，根据需要可拆除部分叶片，要求航空发动机转子试验件自身具有良好的动平衡特性，能够进行关键装配工艺对振动的影响试验研究。同时制造一套标准盘轴实验件，可实现模型简化，且拓宽关键装配工艺对振动影响实验的开展范围。

支架设计及干涉分析：

如图9所示，首先依据发动机转子实体尺寸对发动机转子进行三维图纸的绘制。因发动机转子轴承开敞性较差，轴承被转子结构遮挡，需设计外伸型的轴座进行支撑。

在避免干涉的前提条件下，尽可能提高支座的支撑强度，以此为依据进行结构设计。如图10所示，在此基础上为实现装配过程同轴度、配合间隙等关键装配工艺特征的复现，轴承支座的径向位置及与轴承的配合松紧度可进行微调，调整范围覆盖装配工艺特征的公差带，即通过微调即可实现各装配工艺特征的复现，因此该平台具有较强的复用性。

为避免因增加结构导致的零件干涉，在三维制图软件中进行模拟试装，排除干涉风险。

强度分析：

如图11所示，因上文所述的干涉问题，实验平台的轴承支撑座的从结构上看处于易失稳状态，因此需对轴承支座进行强度校核。材料默认使用常见的45号钢材，受力分析时取整机振动加速度合格的极大值即28g，此时轴承支座瞬时将承受转子重力的28倍。经受力分析，在此情况下轴承支座的极限变形量在0.03mm以内，仍在可接受范围内，且动平衡实验过程中很难达到该振动加速度值，故该结构强度足够。

动平衡测试实验流程：

对于弹用涡扇发动机的转子而言，剩余不平衡量是客观存在且难以消除的，即便抽象成平面转子也难以实现剩余不平衡量的完全消除。圆盘几何中心的位移矢量在X、Z轴的投影分别记为x、z(即振动在x和z方向上的振动位移)，则平面转子的运动微分方程如下：

式中m为圆盘质量，c为粘性阻尼系数，k为轴刚度，ε为偏心距(几何中心到质量中心的距离)，θ是转子偏心方向相对于x轴的旋转角度，规定逆时针方向为正向。引入物理量粘性阻尼比

系统固有频率：

角速度

将式3.1进行变换后可得到下式：

上式中

分别为X、Z轴方向的振动加速度，

为X、Z轴方向的振动速度，x、z为X、Z轴方向的振动位移。如图12所示，当增加质量较小的不平衡质点时，圆盘质量m的变化可忽略，但偏心距ε的变化较大，此时振动加速度会发生变化，即转子系统振动加速度对不平衡质量的响应。

如图13-18所示，通过添加不平衡质点的方式，在相同转速下测量转子的振动波形图，通过分析添加不平衡质点后时域图的频幅特性变化，求解出转子系统对不平衡质点的响应。在转子系统对不平衡质点的响应的基础上，求解转子自身初始不平衡量的大小和相位。

转子单面动平衡测量步骤：

1)借助激光对中仪或千分表等设备，将转子实验平台支座的轴承座段同轴度调制0.1mm以内，将转子安装在支座上，并测量转子径向跳动。

2)在转子支座上靠近转子的部分安装振动加速度传感器，在软件中进行相应设置，使得传感器实时采集振动加速度信息。

3)在不加试重的情况下，将转子转至测量转速如3000rpm，进行第一次振动数据采集。

4)在第一角位置(0°)标准距离下(100mm)加一标准试重(1g)，将转子转速与第一次采集时转速保持一致，进行第二次振动数据采集。

5)在第二角位置(60°)标准距离下(100mm)加一标准试重(0.1g)，将转子转速与第一次采集转速保持一致，进行第三次振动数据采集。

6)在第三角位置(120°)标准距离下(100mm)加一标准试重(0.1g)，将转子转速与第一次采集转速保持一致，进行第四次振动数据采集。

7)将采集得到的时域图进行傅里叶变换，分析振动加速度的频幅特性，求解出主要振动频率及相应振幅，未加试重时的频幅特征向量x＝(α₀，β₀，γ₀)，在0°添加100gmm的不平衡量时，频幅特征向量a＝(α₁，β₁，γ₁)，以此类推在60°和120°添加100gmm的不平衡量时，频幅特征向量分别为b和c，如图中x＝(0.03,0.14,0.05)，a＝(0.18,0.11,0.05)。由式(3.2)可知振动加速度的频幅特性与不平衡质量的增加呈现对应关系，将变换结果依次作差，可求得在该角位置增加不平衡质量后转子的不平衡响应。将未添加试重转子情况下，初始振动数据进行傅里叶变换，分解到三个角位置对应的向量下，如分解后x＝0.1a+0.4b-0.3c，进行矢量叠加即可求得转子的不平衡量为x＝0.1×(0,1)+0.4(0.5,0.866)-0.3(-0.5,0.866)＝(0.35,0.706)，即转子初始不平衡量为78.8g∠63.7°。

转子单面动平衡方法：

1)借助激光对中仪或千分表等设备，将转子实验平台支座调平，将转子安装在动平衡实验平台上，并确定平衡面及平衡位置。

2)进行转子单面动平衡测量，并进行分析计算，求得转子的不平衡量的大小和相位。

3)在转子的不平衡量的相反相位粘附一块相应质量的橡皮泥，再次重复进行转子单面动平衡测量，重复若干次，直到剩余不平衡量落在公差带内。

4)将平衡过程的橡皮泥块的质径积进行矢量叠加，即可求得最优的平衡方案，在相反相位的可去料区域去除相应的质量，即可完成转子单面动平衡。

虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。

Claims (4)

1.一种航空发动机转子系统动平衡实验方法，其特征在于，基于可复用的发动机转子动平衡实验平台，所述可复用的发动机转子动平衡实验平台包括：航空发动机动力驱动系统、航空发动机支撑平台、数据采集分析系统以及滑油润滑系统，所述航空发动机动力驱动系统包括大功率高速电机、电机驱动器以及运动控制器，在运动控制器的控制下，电机驱动器驱动大功率高速电机，带动航空发动机转子系统在滑油润滑系统的润滑作用下转动；大功率高速电机与航空发动机转子系统的动力输入接口柔性连接；数据采集分析系统用于采集、分析振动特性分析的原始数据，从而得出航空发动机转子系统动平衡实验结果；

所述航空发动机支撑平台包括底座、外伸型的轴承支撑座、支撑座底板、支撑座盖和至少两个轴承；外伸型的轴承支撑座滑动安装于底座的上表面；支撑座底板套设于外伸型的轴承支撑座的外侧，两端能够与底座固定连接；支撑座盖与外伸型的轴承支撑座配合，形成供航空发动机转子系统的转子中心轴穿过的腔体；转子中心轴通过轴承与外伸型的轴承支撑座转动连接；航空发动机支撑平台的一阶频率远低于航空发动机转子系统一阶弯曲频率；

所述航空发动机转子系统动平衡实验方法，包括以下步骤：在运动控制器的控制下，电机驱动器驱动大功率高速电机，进而带动航空发动机转子系统在滑油润滑系统的润滑作用下转动；将航空发动机转子抽象成的平面转子的圆盘几何中心的位移矢量在X、Z轴的投影分别记为x、z，建立平面转子的运动微分方程；通过添加不平衡质点的方式，利用数据采集分析系统在相同转速下测量航空发动机转子的振动波形图，数据采集分析系统采集、分析振动特性分析的原始数据；通过分析添加不平衡质点后时域图的频幅特性变化，求解出航空发动机转子系统对不平衡质点的响应；在航空发动机转子系统对不平衡质点的响应的基础上，求解航空发动机转子自身初始不平衡量的大小和相位；所述运动微分方程为：

ζ为物理量粘性阻尼比，ω_n为系统固有频率，ω为角速度，θ是转子偏心方向相对于x轴的旋转角度，规定逆时针方向为正向，

分别为X、Z轴方向的振动加速度，

为X、Z轴方向的振动速度，x、z为X、Z轴方向的振动位移。

2.根据权利要求1所述的航空发动机转子系统动平衡实验方法，其特征在于，所述数据采集分析系统包括激光对中仪、振动加速度传感器、电涡流位移传感器、光电转速传感器、集成式采集卡；

激光对中仪用于测量装配后的转子同轴度误差；

振动加速度传感器实时采集振动加速度信息；

电涡流位移传感器用于测量装配后转子径向、轴向跳动；

光电转速传感器测量振动特性评价及动平衡实验过程中的转速；

集成式采集卡，集信号调理、采集、存储、分析于一体，能够获得振动加速度时域图。

3.根据权利要求2所述的航空发动机转子系统动平衡实验方法，其特征在于，当测量转子单面动平衡时，步骤包括：

1)借助激光对中仪，将航空发动机支撑平台的轴承支撑座同轴度调制0.1mm以内，将转子安装在轴承支撑座上，并测量转子径向跳动；

2)在轴承支撑座上靠近转子的部分安装振动加速度传感器，在软件中进行相应设置，使得振动加速度传感器实时采集振动加速度信息；

3)在不加试重的情况下，将转子转至测量转速3000rpm，进行第一次振动数据采集；

4)在第一角位置标准距离下加一标准试重，将转子转速与第一次采集时转速保持一致，进行第二次振动数据采集；

5)在第二角位置标准距离下加一标准试重，将转子转速与第一次采集转速保持一致，进行第三次振动数据采集；

6)在第三角位置标准距离下加一标准试重，将转子转速与第一次采集转速保持一致，进行第四次振动数据采集；

7)将采集得到的时域图进行傅里叶变换，分析振动加速度的频幅特性，求解出主要振动频率及相应振幅；将变换结果依次作差，可求得在相应角位置增加不平衡质量后转子的不平衡响应；将未添加试重转子情况下，初始振动数据进行傅里叶变换，分解到三个角位置对应的向量下，进行矢量叠加即可求得转子的初始不平衡量的大小和相位。

4.根据权利要求2所述的航空发动机转子系统动平衡实验方法，其特征在于，转子单面动平衡方法包括以下步骤：

1)借助激光对中仪，将航空发动机支撑平台的轴承支撑座调平，将转子安装在可复用的发动机转子动平衡实验平台上，并确定平衡面及平衡位置；

2)进行转子单面动平衡测量，并进行分析计算，求得转子的不平衡量的大小和相位；

3)在转子的不平衡量的相反相位粘附一块相应质量的橡皮泥，再次重复进行转子单面动平衡测量，重复若干次，直到剩余不平衡量落在公差带内；

4)将平衡过程的橡皮泥块的质径积进行矢量叠加，求得最优的平衡方案，在相反相位的可去料区域去除相应的质量，完成转子单面动平衡。

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