一种航空发动机转子临界振型测试方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机转子临界振型测试方法。所述航空发动机转子临界振型测试方法包括以下步骤：步骤1：在多级叶片的每级叶片的正对机匣位置上开孔；步骤2：设置一标记叶片；步骤3：在发动机转子临界转速下，记录叶尖与机匣间隙值；步骤4：得到振动峰值；步骤5：计算出间隙最小值所对应的叶片数与标记叶片的相位差；步骤6：针对其它级叶片，重复所述步骤3至所述步骤5，可以得到不同级叶片的转子振动位移峰值和相位差；步骤7：绘制出不同转子位置的振动矢量图，将各振动矢量图连线，得到转子在临界条件下的振型。本发明专利技术中的航空发动机转子临界振型测试方法，能够直接在发动机运转过程中通过测试得到结果。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机转子临界振型测试方法
本专利技术涉及航空发动机转子
，特别是涉及一种航空发动机转子临界振型测试方法。
技术介绍
转子的振动特性也是发动机振动测试、分析与故障诊断的基础。但由于发动机转子结构的复杂和特殊性(转子带叶片)，并且转子完全包于机匣之内，导致无法直接对转子进行测试，转子临界振型的测试一直无法实现。目前通用的做法是在发动机试验过程中，利用安装于发动机机匣上的振动传感器拾取振动信号，通过提取转子工频的振动幅值，利用幅值变化判断转子是否发生临界现象。而对该临界对应的振型，则通过计算得到，没有实际测试。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种航空发动机转子临界振型测试方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。为实现上述目的，本专利技术提供一种航空发动机转子临界振型测试方法，所述航空发动机转子临界振型测试方法包括以下步骤：步骤1：发动机机匣沿转子轴向同一角度，在多级叶片的每级叶片的正对机匣位置上开孔，所述孔用于安装间隙测试传感器；步骤2：在发动机转子的任意一级叶片上设置一标记叶片；步骤3：以任意一级叶片进行试验，在发动机转子临界转速下，以所述标记叶片为数据记录起始点，记录转子旋转一周，每个叶片经过间隙测试传感器时的叶尖与机匣间隙值；步骤4：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值和间隙最大值，利用间隙最小值与间隙最大值差值得到转子振动位移峰-峰值，将转子振动位移峰-峰值除以2，得到振动峰值；步骤5：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值所对应的叶片数，计算出其与标记叶片的相位差；步骤6：针对其它级叶片，重复所述步骤3至所述步骤5，可以得到不同级叶片的转子振动位移峰值和相位差；步骤7：以得到的各个相位差以及各个振动位移峰值为基准，绘制出不同转子位置的振动矢量图，将各振动矢量图连线，得到转子在临界条件下的振型。优选地，所述步骤5采用如下公式计算：其中，m为叶片数，n为转子一级的叶片数；为相位差。优选地，所述多级叶片至少为三级。优选地，所述标记叶片采用如下方式进行标记：所述标记叶片的叶尖比正常叶片短，在试验过程中该标记叶片的叶尖与机匣间隙值将大于其它叶片叶尖与机匣间隙。优选地，所述步骤3中，至少要沿转子轴向测试3个位置。优选地，所述步骤3采用发动机叶尖间隙测试系统进行测试。优选地，采用发动机叶尖间隙测试系统进行测试时，采样频率保证能够测试到每个叶片。本专利技术中的航空发动机转子临界振型测试方法，能够直接在发动机运转过程中通过测试得到结果，无需发动机分解或额外提供激振力，结果真实可信。本专利技术解决了有外置机匣并且带有叶片的转子在临界转速下测试振型的难题，为验证计算结果、判断共振是否有害提供了直接的依据。附图说明图1是根据本专利技术一实施例的航空发动机转子临界振型测试方法的流程示意图。图2是图1所示的航空发动机转子临界振型测试方法所获得的转子在临界条件下的振型的示意图。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，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专利技术和简化描述，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专利技术保护范围的限制。图1是根据本专利技术一实施例的航空发动机转子临界振型测试方法的流程示意图。图2是图1所示的航空发动机转子临界振型测试方法所获得的转子在临界条件下的振型的示意图。如图1所示的航空发动机转子临界振型测试方法包括以下步骤：步骤1：发动机机匣沿转子轴向同一角度，在多级叶片的每级叶片的正对机匣位置上开孔，孔用于安装间隙测试传感器；步骤2：在发动机转子的任意一级叶片上设置一标记叶片；步骤3：以任意一级叶片进行试验，在发动机转子临界转速下，以标记叶片为数据记录起始点，记录转子旋转一周，每个叶片经过间隙测试传感器时的叶尖与机匣间隙值；步骤4：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值和间隙最大值，利用间隙最小值与间隙最大值差值得到转子振动位移峰-峰值，将转子振动位移峰-峰值除以2，得到振动峰值；步骤5：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值所对应的叶片数，计算出其与标记叶片的相位差；步骤6：针对其它级叶片，重复步骤3至所述步骤5，可以得到不同级叶片的转子振动位移峰值和相位差；步骤7：以得到的各个相位差以及各个振动位移峰值为基准，绘制出不同转子位置的振动矢量图，将各振动矢量图连线，得到转子在临界条件下的振型。本专利技术中的航空发动机转子临界振型测试方法，能够直接在发动机运转过程中通过测试得到结果，无需发动机分解或额外提供激振力，结果真实可信。本专利技术解决了有外置机匣并且带有叶片的转子在临界转速下测试振型的难题，为验证计算结果、判断共振是否有害提供了直接的依据。在本实施例中，步骤5采用如下公式计算：其中，m为叶片数，n为转子一级的叶片数；为相位差。在本实施例中，所述多级叶片至少为三级。在本实施例中，标记叶片采用如下方式进行标记：标记叶片的叶尖比正常叶片短，在试验过程中该标记叶片的叶尖与机匣间隙值将大于其它叶片叶尖与机匣间隙。在本实施例中，步骤3中，至少要沿转子轴向测试3个位置。在本实施例中，步骤3采用发动机叶尖间隙测试系统进行测试。在本实施例中，采用发动机叶尖间隙测试系统进行测试时，采样频率保证能够测试到每个叶片。下面以举例的方式对本申请做进一步阐述。可以理解的是，该阐述并不构成对本申请的任何限制。某型发动机在70％低压转速下存在风扇转子临界现象，需要对其振型进行测试，以判断该临界是否有害。按照步骤1，在发动机机沿转子轴向同一角度开3处测试孔，3孔正对3级叶片(某型发动机具有3级叶片)中心，间隙测试传感器安装在测试孔处。按照步骤2，某型发动机风扇1级叶片共23片，将其中的一片更换为标记叶片，其比正常叶片短2mm的叶片。按照步骤3，发动机叶尖间隙测量系统包括测试探头，三层双屏蔽金属电缆，延长电缆，电容测量模块，及数据采集、处理系统等部分。测试探头拾取到的信号经过电缆传输给电容测量模块，数据采集系统采集电容测量模块转换处理后的信号，并通过处理系统得到所需要的测试值。发动机转速稳定在70％低压转速下，以标记叶片经过间隙传感器时的间隙值为数据记录起始点(第1点)，依次记录其它22片叶片(共23片叶片)的间隙值；并同时记录第2级和第3级叶片的间隙值。具体数值如表1所示。表1间隙测试数据按照步骤4，针对第1级叶片，在本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空发动机转子临界振型测试方法，其特征在于，所述航空发动机转子临界振型测试方法包括以下步骤：步骤1：发动机机匣沿转子轴向同一角度，在多级叶片的每级叶片的正对机匣位置上开孔，所述孔用于安装间隙测试传感器；步骤2：在发动机转子的任意一级叶片上设置一标记叶片；步骤3：以任意一级叶片进行试验，在发动机转子临界转速下，以所述标记叶片为数据记录起始点，记录转子旋转一周，每个叶片经过间隙测试传感器时的叶尖与机匣间隙值；步骤4：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值和间隙最大值，利用间隙最小值与间隙最大值差值得到转子振动位移峰‑峰值，将转子振动位移峰‑峰值除以2，得到振动峰值；步骤5：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值所对应的叶片数，计算出其与标记叶片的相位差；步骤6：针对其它级叶片，重复所述步骤3至所述步骤5，可以得到不同级叶片的转子振动位移峰值和相位差；步骤7：以得到的各个相位差以及各个振动位移峰值为基准，绘制出不同转子位置的振动矢量图，将各振动矢量图连线，得到转子在临界条件下的振型。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机转子临界振型测试方法，其特征在于，所述航空发动机转子临界振型测试方法包括以下步骤：步骤1：发动机机匣沿转子轴向同一角度，在多级叶片的每级叶片的正对机匣位置上开孔，所述孔用于安装间隙测试传感器；步骤2：在发动机转子的任意一级叶片上设置一标记叶片；步骤3：以任意一级叶片进行试验，在发动机转子临界转速下，以所述标记叶片为数据记录起始点，记录转子旋转一周，每个叶片经过间隙测试传感器时的叶尖与机匣间隙值；步骤4：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值和间隙最大值，利用间隙最小值与间隙最大值差值得到转子振动位移峰-峰值，将转子振动位移峰-峰值除以2，得到振动峰值；步骤5：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值所对应的叶片数，计算出其与标记叶片的相位差；步骤6：针对其它级叶片，重复所述步骤3至所述步骤5，可以得到不同级叶片的转子振动位移峰值和相位差；步骤7：以得到的各个相位差以及各个振动位移峰值为基准，绘制出不同转子位...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜广义，王德友，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁,21