一种航空发动机振动控制实验平台

摘要

一种航空发动机振动控制实验平台，包括实验台基座、航空发动机本体、驱动系统、测控系统和安全防护装置；所述驱动系统的第一驱动电机经第一联轴器将动力传递给航空发动机本体的低压转子系统，第二驱动电机经第二联轴器和航空发动机本体的附件传动系统将动力传递给航空发动机本体的高压转子系统，所述电机输出轴、低压转子系统和高压转子系统上设有电容式位移传感器，航空发动机5个支撑轴承所对应的2级机匣、3级机匣、6级机匣、燃烧室机匣以及高压涡轮机匣上设有三向振动加速度传感器，该实验平台可以用来测试分析航空发动机的多因素耦合振机问题；广泛适用于航空发动机双转子系统振动特性和振动控制策略研究。

权利要求

1.一种航空发动机振动控制实验平台，其特征在于：该实验平台包括实验台基座（5），以及固定在实验台基座（5）上的航空发动机本体（1）、驱动系统、测控系统和安全防护装置（3）；所述驱动系统的第一驱动电机（21）经第一联轴器（6）将动力传递给航空发动机本体（1）的低压转子系统（11），所述驱动系统的第二驱动电机（22）经第二联轴器（7）和航空发动机本体（1）的附件传动系统将动力传递给航空发动机本体（1）的高压转子系统（12），所述第一驱动电机（21）和/或第二驱动电机（22）的电机输出轴，以及航空发动机的低压转子系统（11）和高压转子系统（12）上设有电容式位移传感器（8），航空发动机5个支撑轴承所对应的

2级机匣、3级机匣、6级机匣、燃烧室机匣以及高压涡轮机匣上设有三向振动加速度传感器（9），在航空发动机本体（1）的外侧装有带锁定装置用于安全防护的安全防护装置（3）。

2.据权利要求1所述的一种航空发动机振动控制实验平台，其特征在于：所述航空发动机本体（1）为拆除了加力燃烧室和尾喷管部分的航空发动机。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机振动控制实验平台，其特征在于：该实验平台的航空发动机本体（1）的支撑方式是通过机匣上的四个悬挂点（10）悬挂安装在实验台基座（5）上。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机振动控制实验平台，其特征在于：对所述的航空发动机本体（1）的1级机匣、4级机匣、燃烧室机匣、燃烧室内套、燃烧室外套、隔热屏、加力燃烧室扩压器外壁进行1/8剖切形成观测窗。

5.根据权利要求1所述的一种航空发动机振动控制实验平台，其特征在于：所述驱动系统的第一驱动电机（21）通过拆掉压气机前端的整流罩，然后通过第一联轴器（6）连接低压转子系统（11）来驱动低压转子；所述驱动系统的第二驱动电机（22）通过更换航空发动机中附件传动系统中的启动电机驱动高压转子系统（12）。

6.根据权利要求1所述的一种航空发动机振动控制实验平台，其特征在于：所述测控系统包括电机控制柜（41）、电容式位移传感器（8）、三向振动加速度传感器（9）、数据采集系统、PC机和连接线。

7.根据权利要求6所述的一种航空发动机振动控制实验平台，其特征在于：所述的驱动系统中的第一驱动电机（21）和/或第二驱动电机（22）的启停和转身由测控系统的电机控制柜（41）变频控制。

8.根据权利要求6所述的一种航空发动机振动控制实验平台，其特征在于：该实验平台的航空发动机本体（1）和驱动系统设置于安全防护装置（3）内，测控系统的电机控制柜（41）设置于安全防护装置（3）外。

说明书

一种航空发动机振动控制实验平台

技术领域

[0001] 本发明涉及发动机实验装置，特别涉及一种航空发动机实验平台。

背景技术

[0002] 航空发动机作为飞行器的动力装置，是衡量一个国家动力研发、制造水平的关键,是大国实力的重要标志，其相关技术研究具有极高的政治、经济和军事价值。近年来对发动机性能要求不断提高，发动机零部件的载荷大幅度增加，导致振动问题非常突出，振动控制成为航空发动机重要研究项目之一。

[0003] 航空发动机振动控制技术的研究需要相应实验平台的支撑，现有实验平台一般面向航空发动机局部构建，适用于单一因素的逐一研究。在经过了多年的积累后，急需可全面反映振动噪声各种诱因的实验平台用于振动噪声控制的相关研究，尤其是在国家大力推进军民融合新形势下，更多单位涉足航空领域，急需此类实验平台的支撑。现有用于航空发动机振动控制研究的实验平台将航空发动机简化为不同形式的转子系统，用于各种单一或这些少数因素下航空发动机动态响应特性研究，对推进高性能航空发动机技术的发展起过重要作用，积累了大量优秀成果，但已不能满足更进一步的，与航空发动机实际运行更吻合和的，多因素耦合振动响应特性研究需求。本发明披露的一种航空发动机振动控制实验平台为真实航空发动机的改造利用，可用于多因素耦合振动响应特性与控制研究。

发明内容

[0004] 针对上述情况，本发明的目的就在于克服现有技术存在的缺点和不足，提供了一种航空发动机振动控制实验平台，该实验平台能反映航空发动机在机动飞行条件下高低压双转子系统的振动真实情况；并且整体结构与航空发动机的真实结构一致，只是对发动机的部分结构进行改造，改造成本较低，改造难度不高，易于普及推广。

[0005] 一种航空发动机振动控制实验平台，该实验平台包括实验台基座，以及固定在实验台基座上的航空发动机本体、驱动系统、测控系统和安全防护装置；所述驱动系统的第一驱动电机经第一联轴器将动力传递给航空发动机本体的低压转子系统，所述驱动系统的第二驱动电机经第二联轴器和航空发动机本体的附件传动系统将动力传递给航空发动机本体的高压转子系统，所述第一驱动电机和/或第二驱动电机的电机输出轴，以及航空发动机的低压转子系统和高压转子系统上设有电容式位移传感器，航空发动机5个支撑轴承所对应的2级机匣、3级机匣、6级机匣、燃烧室机匣以及高压涡轮机匣上设有三向振动加速度传感器。

[0006] 所述航空发动机本体为拆除了加力燃烧室和尾喷管部分的航空发动机。

[0007] 为实现结构优化，进一步的措施：该实验平台的航空发动机本体的支撑方式是通过机匣上的四个悬挂点悬挂安装在实验台基座上。

[0008] 为了方便观察航空发动机的内部结构和各部件的安装关系，对所述的航空发动机本体的1级机匣、4级机匣、燃烧室机匣、燃烧室内套、燃烧室外套、隔热屏、加力燃烧室扩压器外壁进行1/8剖切形成观测窗。

[0009] 所述驱动系统的第一驱动电机通过拆掉压气机前端的整流罩，然后通过第一联轴器连接低压转子系统来驱动低压转子；所述驱动系统的第二驱动电机通过更换航空发动机中附件传动系统中的启动电机驱动高压转子系统。

[0010] 所述测控系统包括电机控制柜、电容式位移传感器、三向振动加速度传感器、数据采集系统、PC机和连接线。

[0011] 所述的驱动系统中的第一驱动电机和/或第二驱动电机的启停和转身由测控系统的电机控制柜变频控制。

[0012] 该实验平台的航空发动机本体和驱动系统设置于安全防护装置内，测控系统的电机控制柜设置于安全防护装置外。

[0013] 本发明相比现有技术所产生的有益效果：

[0014] （Ⅰ）本发明可以在航空发动机的原型机或量产机本体上进行改造制得，各转子部件的尺寸和安装位置均和实际情况保持一致，有效避免了因形式差异而造成的实验结果失效；

[0015] （Ⅱ）本发明整体结构科学合理，改造难度不大，改造成本较低，无环境污染，易于普及推广；

[0016] （Ⅲ）本发明所述的低压转子系统和高压转子系统上设有电容式位移传感器可用来测量转轴的径向跳动和轴向跳动，在各轴承对应位置的机匣上设有三向振动加速度传感器用来测量系统的振动，可以更好的了解发动机实际运行的情况，便于更全面的对发动机中的关键部件进行振动监测，为航空发动机多因素下振动演化过程及振动控制研究提供了很好的实验条件；

[0017] （Ⅳ）本发明对发动机局部进行剖切，便于我们观察发动机的各零部件的结构特点，各零部件之间的结构关系，展示实验平台具备的双转子旋转功能、双转子转差功能，以及各功能部件的工作状况。

[0018] 本发明广泛适用于航空发动机双转子结构的振动特性分析、振动控制及状态监测研究。

[0019] 下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

附图说明

[0020] 图1为本发明的实验台结构主视图；

[0021] 图2为本发明的实验台结构俯视图；

[0022] 图3为本发明的实验台结构右视图；

[0023] 图4为本发明中航空发动机结构示意图；

[0024] 图5为本发明中航空发动机机匣局部剖切结构示意图；

[0025] 图6为本发明支撑结构的俯视图；

[0026] 图7为本发明传感器安装的主视图；

[0027] 图8为本发明实验台的结构框图；

[0028] 图9为本发明测控系统框图。

[0029] 图中：1.航空发动机本体；3.安全防护装置；5.实验台基座；6.第一联轴器；7.第二联轴器；8.电容式位移传感器；9.三向振动加速度传感器；10.悬挂点；11. 低压转子系统；12.高压转子系统；21.第一驱动电机；22.第二驱动电机；41.电机控制柜。

具体实施方式

[0030] 如图1所示，一种航空发动机振动控制实验平台，该实验平台由航空发动机本体1、驱动系统、安全防护装置3、测控系统与实验台基座5五大部分组成。

[0031] 所述驱动系统包括第一驱动电机21、第一联轴器6、第二驱动电机22和第二联轴器7；所述的驱动系统中的第一驱动电机21经第一联轴器6连接将动力传递给航空发动机本体
1的低压转子系统11，驱动系统的第二驱动电机22经第二联轴器7和航空发动机本体1中的附件传动系统将动力传递给航空发动机本体1的高压转子系统12；所述的驱动系统与航空发动机本体1顺序连接固定在实验台基座5上。作为一种较好的实验平台方案，内转子经第一联轴器与第一驱动电机相连，外转子经皮带轮、第二联轴器与第二驱动电机相连，本质上还是对航空发动机关键结构的模拟，与实际结构还是存在较大差异，外转子经皮带轮、第二联轴器与第二驱动电机相连，动力传递稳定性差。本发明披露的一种航空发动机振动控制实验平台的航空发动机本体为拆除了加力燃烧室和尾喷管的真实航空发动机，基于其实际结构开展振动特性与控制研究，完全符合实际需求；驱动系统的第二驱动电机经第二联轴器和航空发动机本体的附件传动系统将动力传递给高压转子系统，结构更紧凑、稳定性更好。可在退役航空发动机或者原型机的基础上改造，既环保，又进一步节约了成本。

[0032] 所述测控系统包括电机控制柜41、电容式位移传感器8、三向振动加速度传感器9、数据采集系统、PC机和连接线。电机控制柜41中设置有控制系统和显示器，电容式位移传感器8和三向振动加速度传感器9属于采集部分，采集部分的信号输出端通过滤波器滤波后连接控制系统的信号输入端，控制系统的信号输出端连接显示器的信号输入端，采集部分将信号输送至控制系统，控制系统处理后，将相应数据显示在显示器上，或者将信号输出。

[0033] 参照附图，所述航空发动机本体1为对加力燃烧室和尾喷管部分进行了拆除的真实航空发动机组件。本发明的航空发动机本体1的结构主要包括低压转子系统11和高压转子系统12，低压转子系统11由三级低压压气机、低压转子和一级低压涡轮组成，高压转子系统12由三级高压压气机、高压转子和一级高压涡轮组成，低压轴穿过空心的高压轴形成双转子系统。优选的，航空发动机的低压转子和高压转子上设有电容式位移传感器8。整个双转子系统由5个轴承支撑，在2级低压压气机处由前支撑轴承支撑，在2级高压压气机处安装有中介轴承支撑，在三级高压压气机后安装有两个滚子轴承支撑，在高压涡轮前端有后支撑轴承，在高压涡轮和低压涡轮之间有滚棒轴承支撑；参照图4，在双转子的外面有各级机匣支撑，主要有1级机匣Ⅰ、2-3级机匣Ⅱ、4级机匣Ⅲ、5级机匣Ⅳ、6级机匣Ⅴ、燃烧室机匣Ⅵ、高压涡轮机匣Ⅶ、低压涡轮机匣Ⅷ、加力燃烧室扩压器机匣Ⅸ、加力燃烧室机匣Ⅹ和尾喷管机匣Ⅺ。

[0034] 为了便于我们观察发动机的各零部件的结构特点，各零部件之间的装备关系，展示实验平台具备双转子旋转功能、双转子转差功能，以及各功能部件的工作状况，如图5所示，对航空发动机本体1的1级机匣Ⅰ、4级机匣Ⅲ、燃烧室机匣Ⅵ、燃烧室内套、燃烧室外套、隔热屏、加力燃烧室扩压器外壁进行1/8剖切；对航空发动机的加力燃烧室和尾喷管部分进行拆除，把改造后的航空发动机通过航空发动机本体1机匣上的四个悬挂点10悬挂安装在实验台基座5上。发动机依靠起动机启动，起动机的动力来源于起动电机，需要通过附件传动系统来传输，起动机起动后，通过附件传动系统为附件提供动力，起动机、发动机附件、超越离合器均与附件传动系统的工作状况密切相关。在燃气涡轮发动机上，有许多附件需要由发动机的燃气涡轮带动，附件传动系统的功用就是将涡轮的轴功率传递给各个附件，并满足各附件对转速、转向和功率的要求。附件传动系统一般包括附件传动机匣和附件传动机构。附件机匣直接安装在发动机上，附件传动机构在附件机匣内，它包括圆柱齿轮系以及各种形式的离合器，双转子燃气涡轮发动机的附件安置采用集中与分散相结合的原则，大多数附件集中安装在专门附件机匣上，由高压转子带动。

[0035] 用第一驱动电机21对航空发动机的低压转子进行驱动，通过拆掉压气机前端的整流罩，然后通过第一联轴器6连接低压转子系统11和第一驱动电机21来驱动低压转子的转动，低压转子的工作转速为300r/min；通过第二驱动电机22驱动高压转子转动，用第二驱动电机22更换航空发动机中附件传动系统中的启动电机来驱动高压转子系统12，高压转子的工作转速为1500r/min；两台驱动电机的转速和启停通过变频器来控制。

[0036] 在航空发动机的外侧装有用于安全防护的安全防护装置3，避免旋转部件因意外飞脱伤及试验人员，用来保证试验人员的安全和试验设备的安全。安全防护装置3上设置有检测装置及锁定装置，该检测装置用于检测安全防护装置3的运行情况，该检测装置的信号输出端连接控制系统的信号输入端，控制系统的信号输出端连接锁定装置的信号输入端，锁定装置用于紧急停止或者锁定硬件软件上的所有按钮。一旦安全防护装置3未可靠就绪，试验立即停止，并锁上硬件软件的所有控制按扭，同时在显示器上显示“安全防护装置未就绪”提示，直至安全防护装置3可靠就绪。另外，通过控制系统对安全防护装置3的开启与主轴实行控制，只有当主轴转速低于设定的转速安全值，安全防护装置3才能打开。

[0037] 采集部分主要对台体及试验状况进行实时监控，如工作状态监控、试验数据采集等，通过显示器实时显示，并与控制部分交换数据，确保试验的安全性。数据采集过程中主要的传感器有三向振动加速度传感器9和电容式位移传感器8，传感器主要的安装位置是在第一驱动电机21输出轴、航空发动机内转子连接轴和外转子连接轴上设有电容式位移传感器8，用来测量转轴的轴向跳动及径向跳动；在航空发动机5个支撑轴承所对应的2-3级机匣Ⅱ、6级机匣Ⅴ、燃烧室机匣Ⅵ以及高压涡轮机匣Ⅶ上设有三向振动加速度传感器9，用来测量其振动；工作状态通过各传感器监测各传感器采集到的数据均可设置容差，一旦超出容差，系统自动启动蜂鸣器发出警报，并在软件上作出相应的显示。

[0038] 通过对实验数据进行采集、分析处理，可以很好的了解发动机实际运行的情况，便于更全面的对发动机中的关键部件和整机的振动等问题进行分析，为振动演化机理、振动控制和状态监测提供了很好的实验条件。

[0039] 工作原理：第一驱动电机21输出的动力经第一联轴器6带动低压转子系统11的转动，低压转子系统11转动带动低压压气机和低压涡轮的转动。第二驱动电机22经第二联轴器7和机匣传动附件中的两对螺旋锥齿轮来带动高压转子系统12的旋转，从而带动高压压气机和高压涡轮的旋转。

[0040] 实施例1 、航空发动机高压转子振动特性研究：

[0041] 启动第二驱动电机22，第二驱动电机22输出的动力经输出轴、第二联轴器7航空发动机附近传动系统传递给高压转子，从而驱动高压转子系统12的旋转，模拟航空发动机高压转子的运行；由安装在第二驱动电机22输出轴和航空发动机外转子连接轴上的电容式位移传感器8，用来测量转轴的轴向跳动及径向跳动，由安装在航空发动机2-3级机匣Ⅱ、6级机匣Ⅴ、燃烧室机匣Ⅵ以及高压涡轮机匣Ⅶ上的三向加速度传感器，采集振动加速度信号，连接传感器输出线至数据采集系统，数据采集系统将采集的信号转换为数字信号后，通过网线将数据传输到计算机数据采集软件，通过对采集的信号进行分析，就可以分析高压转子的振动特性以及研究振动控制策略。

[0042] 实施例2 、航空发动机低压转子振动特性研究：

[0043] 启动第一驱动电机21，第一驱动电机21输出的动力经输出轴、第一联轴器6传递给低压转子系统11，从而驱动低压转子系统11旋转，模拟航空发动机低压转子运行，低压转子的工作转速为300r/min；由安装在第一驱动电机21输出轴和航空发动机内转子连接轴上的电容式位移传感器8，用来测量转轴的轴向跳动及径向跳动；由安装在航空发动机5个支撑轴承所对应的2-3级机匣Ⅱ、6级机匣Ⅴ、燃烧室机匣Ⅵ以及高压涡轮机匣Ⅶ上的三向加速度传感器，采集振动加速度信号，连接传感器输出线至数据采集系统，数据采集系统将采集的信号转换为数字信号后，通过网线将数据传输到计算机数据采集软件，通过对采集的信号进行分析，就可以分析低压转子的振动特性以及研究振动控制策略。

[0044] 实施例3 、航空发动机整机振动特性研究：

[0045] 同时启动第一、第二电机，两电机同步正转，模拟航空发动机双转子系统的运行；低压转子的转速为0 300r/min，高压转子的转速为0 1500r/min，由安装在第一驱动电机21~ ~
输出轴、航空发动机内转子连接轴和外转子连接轴上的电容式位移传感器8，用来测量转轴的轴向跳动及径向跳动；由安装在航空发动机5个支撑轴承所对应的2-3级机匣Ⅱ、6级机匣Ⅴ、燃烧室机匣Ⅵ以及高压涡轮机匣Ⅶ上的三向加速度传感器，采集振动加速度信号；连接传感器输出线至数据采集系统，数据采集系统将采集的信号转换为数字信号后，通过网线将数据传输到计算机数据采集软件，通过对采集的信号进行分析，就可以分析航空发动机整机的振动特性及研究振动控制策略。

[0046] 实施例4、航空发动机关键零部件的模态分析：

[0047] 应用模态测试系统对航空发动机的关键零部件进行试验，在要进行模态试验的部件上安装三向加速度传感器，采集振动加速度信号，运用连接传感器输出线至数据采集系统，通过应用模态测试系统中模态测试模块(MTC Hammer)进行数据采集以及自带的分析模块(Modal analysis)对数据进行处理分析处理就可以得出航空发动机关键零部件的固有频率和振型。

[0048] 实施例5、航空发动机整机模态分析：

[0049] 应用模态测试软件对航空发动机的整机进行模态试验，由安装在航空发动机5个支撑轴承所对应的2-3级机匣Ⅱ、6级机匣Ⅴ、燃烧室机匣Ⅵ以及高压涡轮机匣Ⅶ上的三向加速度传感器，采集振动加速度信号，连接传感器输出线至数据采集系统，通过应用模态测试中模态测试模块(MTC Hammer)进行数据采集以及自带的分析模块(Modal analysis)对数据进行处理分析处理就可以得出航空发动机的整机的固有频率和振型。