WO2022179065A1 - 激振系统以及用于测试航空发动机转子的试验设备 - Google Patents

激振系统以及用于测试航空发动机转子的试验设备 Download PDF

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WO2022179065A1
WO2022179065A1 PCT/CN2021/113505 CN2021113505W WO2022179065A1 WO 2022179065 A1 WO2022179065 A1 WO 2022179065A1 CN 2021113505 W CN2021113505 W CN 2021113505W WO 2022179065 A1 WO2022179065 A1 WO 2022179065A1
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excitation system
nozzle
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罗莉
张婷
侯乃先
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中国航发商用航空发动机有限责任公司
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Definitions

  • the present application is based on the CN application number 202110205818.7 and the filing date is February 24, 2021, and claims its priority.
  • the disclosure content of the CN application is hereby incorporated into the present application as a whole.
  • the present disclosure proposes a vibration excitation system and test equipment for testing aero-engine rotors, so as to improve the versatility of the vibration excitation system.
  • the fixing member 2 is fixedly connected with the mounting ring 1 .
  • the fixing member 2 is, for example, a rod, and one end of the fixing member 2 is fixedly connected to the mounting ring 1, for example, one of detachable connection and non-detachable connection (such as welding, etc.) is adopted.
  • a plurality of fixing pieces 2 are installed, and each fixing piece 2 is used to install one or more nozzle assemblies 5 .
  • each fixing member 2 is installed with one nozzle assembly 5 .
  • the length direction of each fixing piece 2 is along the radial direction of the mounting ring 1 .
  • the test equipment for testing the aero-engine rotor further includes a test chamber 7 , a rotor system 8 and a driving component 9 .
  • the vibration excitation system is installed inside the test chamber 7 .
  • the rotor system 8 is also installed inside the test chamber 7 , and the vibration excitation system is located outside the rotor system 8 in the circumferential direction.
  • the driving part 9 is drivingly connected with the rotor system 8 to drive the rotor system 8 to rotate.
  • the drive member 9 is, for example, an electric motor.
  • the motor is arranged outside the test chamber 7 and transmits the power to the rotor system 8 through the transmission shaft.

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Abstract

一种激振系统以及用于测试航空发动机转子的试验设备，涉及航空发动机领域，用以提高激振系统的通用性。激振系统包括安装环(1)、固定件(2)、支座(3)、导轨(4)以及喷嘴组件(5)。安装环(1)被构造为环形的；固定件(2)一端与安装环(1)固定连接；支座(3)可滑移地安装于固定件(2)的另一端；沿着安装环(1)的周向，布置有多个支座(3)；导轨(4)连接相邻的两个支座(3)，且导轨(4)与各个支座(3)的连接位置可调节；喷嘴组件(5)安装于支座(3)。激振系统通过调节支座(3)在固定件(2)上的位置来调节喷嘴组件(5)所围成的喷射区域的半径大小，以适应不同的航空发动机的试验要求。

Description

激振系统以及用于测试航空发动机转子的试验设备
相关申请的交叉引用
本申请是以CN申请号为202110205818.7，申请日为2021年02月24日的申请为基础，并主张其优先权，该CN申请的公开内容在此作为整体引入本申请中。
技术领域
本公开涉及航空发动机领域，具体涉及一种激振系统以及用于测试航空发动机转子的试验设备。
背景技术
航空发动机涡轮转子叶片在服役环境中，非稳态流场引起的叶片振动不可避免。过高振动载荷会导致涡轮叶片疲劳失效，造成发动机严重损伤。涡轮转子叶片振动应力很难控制在许用范围内。国内外都对涡轮转子叶片的振动特性和振动水平开展试验研究和仿真预测，并为转子叶片设计有缘板阻尼器，以降低叶片振动应力、防止叶片高周疲劳失效。高周疲劳(high-cycle fatigue)是指材料在低于其屈服强度的循环应力作用下，经1万至10万以上循环次数而产生的疲劳。
高压涡轮转子叶片的叶片频率很高，叶片与转子之间为榫连接。在高速旋转状态下开展试验，测试叶片的共振频率和阻尼器的减振效果，更接近发动机运行过程中的离心力载荷条件的边界条件，并且实现了叶片的非线性连接。通过阻尼器与叶片的摩擦运动，获取更可靠的试验数据。
相关技术中，试验系统以转子系统为研究对象，采用雾化油滴作为激励源，在高速旋转试验台上对转子叶片实现非接触式激励，获取转子系统的叶片振动特性和阻尼器的减振效果。
发明人发现，相关技术中至少存在下述问题：相关技术中，试验系统只能针对特定型号、特定尺寸的航空发动机的转子系统，试验系统的通用性差，试验成本高；针对不同型号的航空发动机，需要单独设计试验系统。
发明内容
本公开提出一种激振系统以及用于测试航空发动机转子的试验设备，用以提高激 振系统的通用性。
本公开实施例提供了一种激振系统，包括：
安装环，被构造为环形的；
固定件，一端与所述安装环固定连接；
支座，可滑移地安装于所述固定件的另一端；沿着所述安装环的周向，布置有多个所述支座；
导轨，连接相邻的两个所述支座，且所述导轨与各个所述支座的连接位置均可调节；以及
喷嘴组件，安装于所述支座。
在一些实施例中，所述导轨设置有弧形槽，相邻两个所述支座中的其中一个所述支座连接位置可调节地安装于所述弧形槽的一端，相邻两个所述支座中的另一个所述支座连接位置可调节地安装于所述弧形槽的另一端。
在一些实施例中，所述喷嘴组件包括：
安装座，安装于所述支座；以及
喷嘴，可转动地安装于所述安装座。
在一些实施例中，每个所述安装座可转动地安装有多个所述喷嘴。
在一些实施例中，所述安装座包括供油腔；所述喷嘴组件还包括：
切换阀，设置于所述喷嘴和所述安装座的供油腔之间，以控制所述喷嘴和所述供油腔之间的油路通断。
在一些实施例中，激振系统还包括：
供油支路，与所述供油腔流体连通。
在一些实施例中，每个所述喷嘴和所述供油腔之间的油路上都设置有所述切换阀。
在一些实施例中，各个所述支座沿着所述安装环的周向均匀布置。
本公开实施例还提供一种用于测试航空发动机转子的试验设备，包括本公开任一技术方案所提供的激振系统。
在一些实施例中，用于测试航空发动机转子的试验设备还包括：
试验腔，所述激振系统安装于所述试验腔内部；
转子系统，安装于所述试验腔内部，且所述激振系统位于所述转子系统的外侧；以及
驱动部件，与所述转子系统驱动连接，以驱动所述转子系统转动。
上述技术方案提供的激振系统，通过调节支座在固定件上的位置来调节喷嘴组件所围成的喷射区域的半径大小，以适应不同的航空发动机的试验要求。支座越靠近安装环的边缘，相邻两个支座之间的距离越大。支座与弧形槽的安装位置越靠近弧形槽的边缘，那么喷嘴组件所对应的喷射区域的半径越大。支座越靠近安装环的圆心，相邻两个支座之间的距离越小。支座与弧形槽的安装位置越靠近弧形槽的中间，那么喷嘴组件所对应的喷射区域的半径越小。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本公开的进一步理解，构成本申请的一部分，本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。在附图中：
图1为本公开实施例提供的激振系统应用于用于测试航空发动机转子的试验设备的结构示意图；
图2为本公开实施例提供的激振系统的结构示意图；
图3为本公开实施例提供的激振系统的支座处的局部结构示意图；
图4为本公开实施例提供的激振系统的切换阀处油路原理示意图；
图5为本公开实施例提供的激振系统所作用的转子系统的示意图。
具体实施方式
下面结合图1～图5对本公开提供的技术方案进行更为详细的阐述。
参见图1和图2，本公开实施例提供一种激振系统，包括安装环1、固定件2、支座3、导轨4以及喷嘴组件5。
安装环1被构造为环形的。安装环1中间具有通孔101，固定件2、支座3、导轨4和喷嘴组件5都位于安装环1中间的通孔101中。安装环1的直径尺寸是不变的，对于不同型号的航空发动机，通过调节支座3在固定件2上的位置来改变喷嘴组件5所围成的区域的直径大小，进而适应不同型号的航空发动机的试验要求。
固定件2的一端与安装环1固定连接。固定件2比如为杆件，固定件2的一端与安装环1固定连接，比如采用可拆卸连接、不可拆卸连接(比如焊接等)中的一种。沿着安装环1的周向，安装有多根固定件2，每个固定件2用于安装一个或者多个喷嘴组件5。在后文的各个实施例中，以每个固定件2安装一个喷嘴组件5为例。每根 固定件2的长度方向沿着安装环1的径向方向。
支座3可滑移地安装于固定件2的另一端，具体比如采用螺栓连接。沿着安装环1的周向，布置有多个支座3。支座3距离安装环1的圆心越远，各个支座3所围成的区域的半径越大，所对应的航空发动机的尺寸越大。反之，支座3距离安装环1的圆心越近，各个支座3所围成的区域的半径越小，所对应的航空发动机的尺寸越小。通过调节支座3在固定件2上的位置，来调节支座3所围成的区域半径大小，进而适应不同尺寸的航空发动机的转子系统8的试验要求，以适应不同型号和尺寸的发动机转子系统8振动特性和阻尼器减振效果的测试要求；并且，调整过程方便便捷。
参见图2，在一些实施例中，各个支座3沿着安装环1的周向均匀布置。每个支座3采用圆弧段。在安装环1的周向方向，均匀间隔布置有多个支座3。这样使得在试验需要时，在安装环1的周向方向，实现均匀喷油。在另一些实施例中，部分支座3上的喷嘴组件5出油、其余的支座3上的喷嘴组件5不出油。
参见图2，导轨4连接相邻的两个支座3，且导轨4与各个支座3的连接位置可调节。导轨4与支座3通过螺栓连接。通过导轨4，将一圈支座3固定连接在一起，以提高激振系统的结构稳固性，使得喷嘴组件5能够稳固安装。导轨4放置于图3所示的支座3的顶面，或者放置于图3所示的支座3的底面。图3以相邻两个导轨4中的其中一个放置于支座3的顶面、另一个放置于支座3的底面为例。这种布置方式使得导轨4占用的空间更小，支座3的尺寸也可以设计的尽量小。
参见图2和图3，在一些实施例中，导轨4设置有弧形槽41，相邻两个支座3中的其中一个位置可调节地安装于弧形槽41的一端，相邻两个支座3中的另一个也安装位置可调节地安装于弧形槽41的另一端。支座3越靠近安装环1的边缘，相邻两个支座3之间的距离越大。支座3与弧形槽41的安装位置越靠近弧形槽41的边缘。支座3越靠近安装环1的圆心，相邻两个支座3之间的距离越小。支座3与弧形槽41的安装位置越靠近弧形槽41的中间。
参见图2，喷嘴组件5安装于支座3。喷嘴组件5用于喷出润滑油。每个喷嘴组件5包括一个或者多个喷嘴52。喷嘴组件5所包括的喷嘴52采用已知的雾化结构。
参见图2，在一些实施例中，喷嘴组件5包括安装座51以及喷嘴52。安装座51安装于支座3。喷嘴52可转动地安装于安装座51。安装座51的结构比如为立体状的、长方体状的。安装座51作为承载喷嘴52的基础，其结构设计比较灵活。
参见图2，在一些实施例中，安装座51的数量为多个，多个安装座51围着安装 环1的内圈排布，多个安装座51围成一圈，待喷射的转子叶片的至少部分区域位于这些安装座51围成的圈内。每个安装座51可转动地安装有多个喷嘴52。具体比如采用球性接头11实现可转动连接，以便每个喷嘴52灵活旋转角度，以实现每个喷嘴52的喷油角度可调节。并且每个喷嘴52的喷油角度单独调节，位于同一个安装座51上的各个喷嘴52的喷油方向相同或者不相同均可。喷嘴52的喷油方向指向安装环1的圆心、不指向安装环1的圆心均可，喷嘴52能够将油喷射到转子叶片上即可，所以对于叶身具有复杂的弯扭型面涡轮转子叶片，也能有效地对叶身实现激振。并且，通过调节喷嘴52的出油角度，获取到了更有利于激励叶片共振的角度，同时也实现了对激励到叶身的油雾范围的调节。
参见图2和图4，在一些实施例中，安装座51包括供油腔511，供油腔511的位置如图2所示。一个安装座51对应的所有的喷嘴52可以共用一个供油腔511，也可以每个喷嘴52分别设置一个供油腔511，亦可一个安装座51对应的所有的喷嘴52中的一部分共用一个供油腔511。喷嘴组件5还包括切换阀53，切换阀53设置于喷嘴52和安装座51的供油腔511之间，以控制喷嘴52和供油腔511之间的油路通断。切换阀53比如采用电磁阀，切换阀53具有两个阀位：导通阀位和截至阀位。当切换阀53处于导通阀位，喷嘴52和供油腔511之间的油路导通，油液可以从供油腔511流向喷嘴52，然后经由喷嘴52喷出。当切换阀53处于截至阀位，喷嘴52和供油腔511之间的油路断开，油液不能从供油腔511流向喷嘴52。供油腔511的容积大于与该供油腔511连通的各个喷嘴52的流通面积之和。
参见图1、图2和图4，在一些实施例中，激振系统还包括供油支路6，供油支路6与供油腔511流体连通，供油支路6用于将外部油液输送至供油腔511，以供与供油腔511流体连通的喷嘴52喷射。具体地，供油支路6的一端与外部油路10流体连通，供油支路6的另一端与喷嘴52流体连通。为了方便设置供油支路6，支座3设置有安装孔31，供油支路6的管路穿过安装孔31。
外部油路包括多根油管101和供油回油系统102。供油回油系统102通过一些油管101将油液输送至供油支路6，使用完的油液被回收，然后经由另一些油管101输送回供油回油系统102。供油回油系统102实现了油液的循环利用。
参见图4，在一些实施例中，每个喷嘴52和供油腔511之间的油路上都设置有切换阀53。这样实现了对每个喷嘴52的单独控制。在试验过程中，激振系统的一圈喷嘴52，其中的部分可以喷油，而其余的部分不喷油。这些喷油的喷嘴52可以相邻、 间隔，或者部分相邻、部分间隔。当然，也可以一圈喷嘴52全部喷油。
由于喷油的喷嘴52数量与转子系统8的转速和转子叶片的频率有关。进一步地，根据转子系统8的运行转速和叶片的频率范围，喷嘴组件5实现对应数量的喷嘴52喷射供油，并且供油的喷嘴52间距相同，确保每个叶片获取的激励油量和压力相同，进而实现喷油激励数量可在试验设备上进行调节，以适应同一个转子系统8在不同转速下的振动测试。在高速旋转状态条件下，激励起发动机转子叶片的激励频率需满足以下公式：
F＝N×n/60
式中，F为激振频率，单位为Hz；N为喷嘴的数量；n为转速，单位为r/m。
上述技术方案，在试验过程中，根据发动机不同的转速，调整出油的喷嘴52的数量，具体方式比如为某些安装座51上的全部的喷嘴52都出油，或者全部安装座51上的全部喷嘴52都出游，或者每个安装座51上都只有其中一部分喷嘴52出油，或者就一圈喷嘴52而言，喷嘴52以间隔的方式出油，即两个出油的喷嘴52之间夹设油一个不出油的喷嘴52。对于这些出油的喷嘴52，每个喷嘴52的出油角度都可以单独调节，调节非常方便。并且，对于相同的待试验转子叶片，可以重复进行多次试验，也可以根据试验结果优化调节出油的喷嘴52数量和位置，以达到最佳的试验结果。对于不同型号的转子叶片，单独设置需要出油的喷嘴52的数量的位置。可见上述技术方案，即实现了试验的可重复性和试验准确性，也实现了试验条件的灵活设置。
参见图1，本公开实施例还提供一种用于测试航空发动机转子的试验设备，包括本公开任一技术方案所提供的激振系统。
航空发动机是高度复杂和精密的热力机械，为飞机提供飞行的动力。转子是由轴承支撑的旋转体。振动是指往复运动，振动和自身频率、激励频率、激励大小密切相关。用于测试航空发动机转子的试验设备用于高速旋转状态下转子系统8振动测试和阻尼减振效果测试。
参见图1和图5，在一些实施例中，用于测试航空发动机转子的试验设备还包括试验腔7、转子系统8以及驱动部件9。激振系统安装于试验腔7内部。转子系统8也安装于试验腔7内部，且激振系统位于转子系统8的周向外侧。驱动部件9与转子系统8驱动连接，以驱动转子系统8转动。驱动部件9比如为电机。电机布置在试验腔7的外部，通过传动轴将动力传递至转子系统8。
高压涡轮的转子系统8包括转子叶片81和轮盘82。转子叶片81的频率很高，转 子叶片81与轮盘82之间为榫连接非线性连接结构。在真实的高速旋转状态下，测试转子叶片81的共振频率和阻尼器的减振效果，这更接近发动机运行过程中的离心力载荷条件，实现了转子叶片81的非线性连接结构，实现了阻尼器与转子叶片81的摩擦运动，获取更可靠的试验数据。高速旋转状态下的激振方式，即在高速旋转试验台上对转子叶片81实现油雾激励，是实际可行、对高频叶片可激起有效响应的方式。
在本公开的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“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公开和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件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公开保护范围的限制。
最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本公开的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本公开进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本公开的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本公开技术方案的精神，其均应涵盖在本公开请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

  1. 一种激振系统，包括：
    安装环(1)，被构造为环形的；
    固定件(2)，一端与所述安装环(1)固定连接；
    支座(3)，可滑移地安装于所述固定件(2)的另一端；沿着所述安装环(1)的周向，布置有多个所述支座(3)；
    导轨(4)，连接相邻的两个所述支座(3)，且所述导轨(4)与各个所述支座(3)的连接位置均可调节；以及
    喷嘴组件(5)，安装于所述支座(3)。
  2. 根据权利要求1所述的激振系统，其中，所述导轨(4)设置有弧形槽(41)，相邻两个所述支座(3)中的其中一个所述支座(3)连接位置可调节地安装于所述弧形槽(41)的一端，相邻两个所述支座(3)中的另一个所述支座(3)连接位置可调节地安装于所述弧形槽(41)的另一端。
  3. 根据权利要求1或者2所述的激振系统，其中，所述喷嘴组件(5)包括：
    安装座(51)，安装于所述支座(3)；以及
    喷嘴(52)，可转动地安装于所述安装座(51)，以调节所述喷嘴(52)的喷油角度。
  4. 根据权利要求3所述的激振系统，其中，每个所述安装座(51)可转动地安装有多个所述喷嘴(52)。
  5. 根据权利要求3或者4所述的激振系统，其中，所述安装座(51)包括供油腔(511)；所述喷嘴组件(5)还包括：
    切换阀(53)，设置于所述喷嘴(52)和所述安装座(51)的供油腔(511)之间，以控制所述喷嘴(52)和所述供油腔(511)之间油路的通、断。
  6. 根据权利要求5所述的激振系统，还包括：
    供油支路(6)，与所述供油腔(511)流体连通。
  7. 根据权利要求5或者6所述的激振系统，其中，每个所述喷嘴(52)和所述供油腔(511)之间的油路上都设置有所述切换阀(53)。
  8. 根据权利要求1～7任一所述的激振系统，其中，各个所述支座(3)沿着所述安装环(1)的周向均匀布置。
  9. 一种用于测试航空发动机转子的试验设备，包括权利要求1～8任一所述的激振系统。
  10. 根据权利要求9所述的用于测试航空发动机转子的试验设备，还包括：
    试验腔(7)，所述激振系统安装于所述试验腔(7)内部；
    转子系统(8)，安装于所述试验腔(7)内部，且所述激振系统位于所述转子系统(8)的外侧；以及
    驱动部件(9)，与所述转子系统(8)驱动连接，以驱动所述转子系统(8)转动。
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