激振系统以及用于测试航空发动机转子的试验设备的制作方法

1.本发明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：

2.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，并设计有缘板阻尼器降低叶片振动应力、防止叶片高周疲劳失效。
3.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，来测试叶片的共振频率和阻尼器的减振效果，可以更接近发动机运行过程中的离心力载荷条件的边界条件，可以实现叶片的非线性连接。通过阻尼器与叶片的摩擦运动，获取更可靠的试验数据。
4.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。
5.发明人发现，现有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。


技术实现要素：

6.本发明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。
7.本发明实施例提供了一种激振系统，包括：
8.安装环，被构造为环形的；
9.固定件，一端与所述安装环固定连接；
10.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，布置有多个所述安装环；
11.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可调节；以及
12.喷嘴组件，安装于所述支座。
13.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位置可调节地安装于所述弧形槽的另一端。
14.在一些实施例中，所述喷嘴组件包括：
15.安装座，安装于所述支座；以及
16.喷嘴，可转动地安装于所述安装座。
17.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。
18.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：
19.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。
20.在一些实施例中，激振系统还包括：
21.供油支路，与所述供油腔流体连通。
22.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。
23.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。
24.本发明实施例还提供一种用于测试航空发动机转子的试验设备，包括本发明任一技术方案所提供的激振系统。
25.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：
26.试验腔，所述激振系统安装于所述试验腔内部；
27.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
28.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。
29.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
30.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
31.图1为本发明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；
32.图2为本发明实施例提供的激振系统的结构示意图；
33.图3为本发明实施例提供的激振系统的支座处的局部结构示意图；
34.图4为本发明实施例提供的激振系统的切换阀处油路原理示意图；
35.图5为本发明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
36.下面结合图1～图5对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。
37.参见图1和图2，本发明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。
38.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。
39.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，可以采用可拆卸连接、不可拆卸连接(比如焊接等)中的一种。沿着安装环1的周向，可以安装多根固定件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用于安装一个喷嘴组件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。
40.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，布置有多个安装环1。支座3距离安装环1的圆心距离越远，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。支座3距离安装环1的圆心距离越近，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。
41.参见图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，可以实现均匀喷油。也可以实现部分支座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。
42.参见图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可以放置于图3所示的支座3的顶面，也可以放置于图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的设计也可以尽量小。
43.参见图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。
44.参见图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可以采用已知的雾化结构。
45.参见图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。
46.参见图2，在一些实施例中，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，以便每个喷油嘴可灵活旋转角度，以实现每个喷嘴52的喷油角度可调节。并且每个喷嘴52的喷油角度可以单独调节，位于同一个安装座51上的各个喷嘴52的喷油方向可以相同，也可以不相同。喷油嘴的喷油方向可以指向安装环1的圆心，也可以不指向安装环1的圆心，所以对于叶身具有复杂的弯扭型面涡轮转子叶片，也能
对叶身实现有效的激振。并且，通过调节喷嘴52的出油角度，可以获取更有利于激励叶片共振的角度，同时可以调整激励到叶身的油雾范围。
47.参见图4，在一些实施例中，安装座51包括供油腔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。
48.参见图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。支座3设置有安装孔31，供油支路6的管路穿过安装孔31。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。
49.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输送回供油回油系统102。
50.参见图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。这样可以实现对每个喷嘴52的控制。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。
51.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实现对应数量的喷油嘴喷射供油，并且供油的喷油嘴间距相同，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：
52.f＝n
×
n/60
53.式中，f为激振频率，单位为hz；n为喷油嘴数；n为转速，单位为r/m。
54.上述技术方案，在试验过程中，可以根据发动机不同的转速，调整出油的喷嘴52数量，在试验过程中非常方便，并且可以保证试验的可重复性和试验准确性。
55.参见图1，本发明实施例还提供一种用于测试航空发动机转子的试验设备，包括本发明任一技术方案所提供的激振系统。
56.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。
57.参见图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安装于试验腔7内部，且激振系统位于转子系统8的外侧。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。
58.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，其中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。
59.在本发明的描述中，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，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。
60.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。