本发明专利技术涉及航空发动机碰摩分析方法和装置。一种在航空发动机试验平台(100)上执行的碰摩分析方法包括：将多个压气机部件和多个动力涡轮部件中的第一多个部件的偏心量设置为小于一阈值；设置多个压气机部件和多个动力涡轮部件中的第二多个部件的运行参数；使压气机单元(2)和动力涡轮单元(3)在第一多个部件的偏心量小于该阈值的情况下根据第二多个部件的运行参数来运行；测量第三多个部件的碰摩参数以及与第二多个部件相关的转子的转速；以及将第二多个部件的该运行参数、该转子的转速与第三多个部件的该碰摩参数进行关联和存储。第三多个部件的该碰摩参数进行关联和存储。第三多个部件的该碰摩参数进行关联和存储。
【技术实现步骤摘要】
航空发动机碰摩分析方法和装置
[0001]本专利技术涉及航空发动机领域，尤其涉及航空发动机碰摩分析及故障分析方法和装置。
技术介绍
[0002]航空发动机由涡轮动力系统、压气机负载系统及轴系构成。发动机转静子的间隙越小，气动损失越小，进而发动机做功效率越高、油耗越低。因此缩小发动机转静间隙就成为发动机设计中优化的目标之一。
[0003]实际发动机在运行过程中，由于不对中、不平衡以及热弯曲等因素，导致发动机叶尖、篦齿等旋转结构与涂层、蜂窝等静态部件发生接触，进而引起转静子结构发生碰摩。转静碰摩发生时，发动机在气动、结构等耦合的情况下，呈现一系列的复杂表现(例如，钛合金机匣着火、叶片断裂以及轴失效等)，轻则损坏发动机局部结构，重则损坏发动机，威胁到飞机及人身安全。
[0004]由于转静碰摩是集性能、气动以及结构等多个学科耦合的复杂过程，特别地，由于对航空发动机重量的严格要求，发动机机匣呈现出弹性、轻薄的特点，在仿真分析上无法给出准确的边界条件。因此从仿真分析出发，探究碰摩现象具有较大的难度。另外，航空发动机结构复杂、材料昂贵，试车程序复杂，通过整机去验证碰摩对发动机的影响，在现阶段可行性不高。
[0005]因此亟需设计一种有效的包含发动机典型碰摩结构的研究平台，来对发动机转静碰摩进行分析。
技术实现思路
[0006]本专利技术提供了一种航空发动机碰摩分析方法，所述方法在航空发动机试验平台(100)上执行，所述航空发动机试验平台(100)包括压气机单元(2)和动力涡轮单元(3)，所述压气机单元(2)包括多个压气机部件并且所述动力涡轮单元(3)包括多个动力涡轮部件，所述方法包括：将所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第一多个部件的偏心量设置为小于一阈值；设置所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第二多个部件的运行参数；使所述压气机单元(2)和所述动力涡轮单元(3)在所述第一多个部件的偏心量小于所述阈值的情况下根据所述第二多个部件的运行参数来运行；测量所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第三多个部件的碰摩参数以及与所述第二多个部件相关的转子的转速；以及将所述第二多个部件的所述运行参数、所述转子的转速与所述第三多个部件的所述碰摩参数进行关联和存储。
[0007]进一步的，所述运行参数包括转子的不平衡量和静子中的部件的偏心量。
[0008]进一步的，所述第三多个部件的碰摩参数包括所述第三多个部件中每个部件的振动量，所述振动量包括位移和加速度。
[0009]进一步的，所述第三多个部件的碰摩参数包括两个部件在径向上的碰摩参数和另
两个部件在轴向上的碰摩参数。
[0010]进一步的，所述第二多个部件和所述第三多个部件处于所述压气机单元(2)和所述动力涡轮单元(3)中的一个相同单元中。
[0011]本专利技术还提供了一种航空发动机碰摩分析系统，包括：碰摩试验平台(100)，所述航空发动机试验平台(100)包括压气机单元(2)和动力涡轮单元(3)，所述压气机单元(2)包括多个压气机部件并且所述动力涡轮单元(3)包括多个动力涡轮部件；控制模块(404)，所述控制模块(404)将所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第一多个部件的偏心量设置为小于一阈值，设置所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第二多个部件的运行参数，并且使所述压气机单元(2)和所述动力涡轮单元(3)在所述第一多个部件的偏心量小于所述阈值的情况下根据所述第二多个部件的运行参数进行操作；以及感测模块(406)，所述感测模块(406)测量所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第三多个部件的碰摩参数以及与所述第二多个部件相关的转子的转速。
[0012]进一步的，所述运行参数包括转子的不平衡量和静子中的部件的偏心量。
[0013]进一步的，所述第三多个部件的碰摩参数包括所述第三多个部件中每个部件的振动量，所述振动量包括位移和加速度。
[0014]进一步的，所述第三多个部件的碰摩参数包括两个部件在径向上的碰摩参数和另两个部件在轴向上的碰摩参数。
[0015]进一步的，所述第二多个部件和所述第三多个部件处于所述压气机单元(2)和所述动力涡轮单元(3)中的一个相同单元中。
附图说明
[0016]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0017]图1是本专利技术提供的航空发动机碰摩试验平台的结构示图。
[0018]图2是本专利技术提供的航空发动机碰摩分析系统的示意图。
[0019]图3是本专利技术提供的航空发动机碰摩试验方法的流程图。
具体实施方式
[0020]本专利技术能够模拟航空发动机的转静结构(例如，篦齿与封严环、叶片与碰摩机匣以及轴向碰摩)的碰摩试验，建立基于振动信号、以及附加的动应变和温度的碰摩定位和损伤评估方法，弥补了现有技术中对碰摩试验平台的空缺。
[0021]图1是本专利技术提供的航空发动机碰摩试验平台100的结构示图。
[0022]本专利技术的碰摩试验平台100模拟航空发动机的实际运行，其中一些部件(例如，压气机单元中的压气机篦齿、压气机篦齿封严环，动力涡轮单元中的动力涡轮篦齿、动力涡轮篦齿封严环、中间机匣等)与实际发动机中的相应部件相同。进一步可以设置碰摩机匣来模拟发动机中的相应部件，例如，较为昂贵的部件。例如，可在压气机单元中设置模拟发动机压气机的压气机碰摩机匣，在动力涡轮单元中设置模拟动力涡轮的动力涡轮碰摩机匣。
[0023]在试验中，可设置其中一些部件的运行状态，例如，可将第一多个部件保持零偏心(接近零偏心，即，偏心量低于一阈值)，设置第二多个部件的运行参数(例如，不平衡量、偏
心量等)，并且测量第三多个部件在运行中的碰摩参数(例如，振动、温度、应变等)。随后可以将第二多个部件的运行参数和第三多个部件的碰摩参数相关联，从而能够对发动机的碰摩进行定量和定性分析。
[0024]如图1所示，本专利技术的发动机碰摩试验平台可包括试验台底座1、压气机单元2、动力涡轮单元3、中间机匣4、联轴器5、以及驱动电机6。其中中间机匣4的左端可通过法兰与压气机单元2螺栓连接，中间机匣4的另一端可通过法兰与动力涡轮单元3连接。
[0025]压气机单元2包括压气机静子组件21和压气机转子组件20，并且动力涡轮单元3包括动力涡轮转子组件30和动力涡轮静子组件31。
[0026]压气机静子组件21包括压气机篦齿封严环210、压气机碰摩机匣211、压气机承力辐板212、压气机轴承弹性支承213、和压气机轴承座214等部件。其中压气机篦齿封严环210可被填充硫化硅橡胶，压气机碰摩机匣211内壁可被喷涂有发动机真实涂层，以模拟真实发动机中的相应部件。压气机篦齿封严环210和压气机碰摩机匣211在法兰处通过螺栓连接，螺栓孔径大于所用螺栓直径，可以调节压气机碰摩机匣211的偏心量。压气机承力辐板212本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机碰摩分析方法，所述方法在航空发动机试验平台(100)上执行，所述航空发动机试验平台(100)包括压气机单元(2)和动力涡轮单元(3)，所述压气机单元(2)包括多个压气机部件并且所述动力涡轮单元(3)包括多个动力涡轮部件，所述方法包括：将所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第一多个部件的偏心量设置为小于一阈值；设置所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第二多个部件的运行参数；使所述压气机单元(2)和所述动力涡轮单元(3)在所述第一多个部件的偏心量小于所述阈值的情况下根据所述第二多个部件的运行参数来运行；测量所述多个压气机部件和所述多个动力涡轮部件中的第三多个部件的碰摩参数以及与所述第二多个部件相关的转子的转速；以及将所述第二多个部件的所述运行参数、所述转子的转速与所述第三多个部件的所述碰摩参数进行关联和存储。2.如权利要求1所述的方法，其中，所述运行参数包括转子的不平衡量和静子中的部件的偏心量。3.如权利要求1所述的方法，其中，所述第三多个部件的碰摩参数包括所述第三多个部件中每个部件的振动量，所述振动量包括位移和加速度。4.如权利要求1所述的方法，其中，所述第三多个部件的碰摩参数包括两个部件在径向上的碰摩参数和另两个部件在轴向上的碰摩参数。5.如权利要求1所述的方法，其中，所述第二多个部件和所述第三多个部件处于所述压气机单元(2)和所述动力涡轮单元(3)中的一个相...
【专利技术属性】
技术研发人员：李斌，王文，张娜，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。