本发明专利技术公开了航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，包括测量装置，所述测量装置固定于发动机承力框架和鼠笼弹性支承安装边之间，所述鼠笼弹性支承安装边的底端通过滚棒轴承安装在航空发动机转子上，所述测量装置包括第一锁紧螺母、底座、内环锁紧螺栓、底座环形台、外环锁紧螺栓、第二锁紧螺母、顶盖、顶盖环形台、底座密封圈、顶盖密封圈、外环密封圈、传感器外环、内环密封圈、传感器内环和剪切压电晶体阵列。该航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，通过采用压电晶体的剪切和压载同步实现载荷拾取，可以在保证较高的承压强度的前提下，实现支点动载荷的精准测量。因此，本发明专利技术可以有效提高支点动载荷测量精度。以有效提高支点动载荷测量精度。以有效提高支点动载荷测量精度。
【技术实现步骤摘要】
航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置
[0001]本专利技术涉及航空发动机测试
，具体为航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置。
技术介绍
[0002]随着航空技术的发展，航空发动机性能日益改善，推重比不断提高，耗油率不断降低，可靠性要求越来越高。出于轻质高效的需求，现代先进航空发动机的转子结构系统往往具有转速高、结构刚度强的结构/载荷特征，工作过程中高速转子系统的弯曲变形显著，高转速区会产生随转速升高的旋转惯性力矩，引起转子强烈振动，在轴承支承结构上体现为支点动载荷会显著增大，严重威胁转子系统乃至整机结构系统的可靠性。因此需要通过实时准确获知支点动载荷以监测发动机转子振动问题，进而为转子结构状态控制提供改进方向。考虑到航空发动机整机结构系统及其工作环境的复杂性，理论分析和仿真计算需要实时、精确的数据作为输入条件和输出验证，因此对支点动载荷的试验测量方法提出了迫切需求。
[0003]目前，在舰船用燃气轮机的转子系统上，有采用压电晶体作为轴承支点动载荷的测量装置。但该类装置过于复杂，对燃气轮机的结构依赖性很强，无法应用于航空发动机的转子系统上。而工程上正在使用的航空发动机用支点动载荷测试系统，采用在发动机轴承座上贴敷应变片，测量轴承座应变片的应变值，进而通过轴承座的应变与轴承支点动载荷之间的转换获取测量结果。实际应用中表明，这类测试系统存在下述问题：
[0004]现有测试系统问题一，测试装置拆卸困难、误差分析复杂。由于贴敷应变片位置对支点动载荷测量结果影响较大，因此每次装配位置需要极高的精度。同时由于工作环境的复杂性，要得到准确的数据需要进行大量的误差分析工作，且对于不同工况下温度分布、载荷分布等将导致误差分析结果有较大的变化。
[0005]现有测试系统问题二，测量准确性差。由于试验过程中无法直接获取作用于轴承上的支点动载荷，需要通过轴承座的应变进行换算，这类两种不同构件之间的载荷换算本身就是存在误差的，直接影响测量精度；并且，在不同工况下的应变受到轴承座的结构构形、温度分布和轴承支点动载荷的时空间分布等因素的显著影响，无法保证实时变化工况下数据测量的准确性。
[0006]综上所述，现有的支点动载荷测试系统无法在测量精度上满足要求，且安装复杂，误差受载荷环境影响大。而现代航空发动机研制迫切需要精度高、准确性好、重复性优良的支点动载荷测量数据作为全包线发动机转子结构状态控制的输入条件和输出验证。为此，本专利技术提供了一种可有效提高支点动载荷测量精度的装置，且有效地降低环境及装配因素对测量结果的影响，从而增大测量的准确性，且本方案通过剪切压电晶体阵列能够实时给出支点动载荷沿周向分布的高精度测量结果，并且可以据此判断支点动载荷的旋转矢量方向。
技术实现思路
[0007]本专利技术的目的在于提供航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，以解决上述
技术介绍
中提出的问题。
[0008]为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，包括测量装置，所述测量装置固定于发动机承力框架和鼠笼弹性支承安装边之间，所述鼠笼弹性支承安装边的底端通过滚棒轴承安装在航空发动机转子上，所述测量装置包括第一锁紧螺母、底座、内环锁紧螺栓、底座环形台、外环锁紧螺栓、第二锁紧螺母、顶盖、顶盖环形台、底座密封圈、顶盖密封圈、外环密封圈、传感器外环、内环密封圈、传感器内环和剪切压电晶体阵列，所述承力框架通过外环锁紧螺栓和第二锁紧螺母与顶盖和底座相连接，所述底座环形台嵌合在传感器外环的一侧，所述顶盖环形台嵌合安装在顶盖的一侧，所述内环锁紧螺栓和第一锁紧螺母将顶盖环形台和底座环形台固定连接在鼠笼弹性支承安装边，所述顶盖和底座之间依次嵌合安装有传感器外环、内环密封圈、传感器内环和剪切压电晶体阵列。
[0009]优选的，所述传感器外环、传感器内环和剪切压电晶体阵列构成传感器组件。
[0010]优选的，所述剪切压电晶体阵列设置于传感器外环和传感器内环之间。
[0011]优选的，所述传感器外环内开设有传感器外环铣槽和传感器外环通孔，所述传感器内环内开设有传感器内环通孔和传感器内环铣槽，所述剪切压电晶体阵列一端与所述传感器外环内开设的内环处铣槽相适配，且剪切压电晶体阵列另一端与所述传感器内环内开设的外环处铣槽相适配。
[0012]优选的，所述剪切压电晶体阵列通过信号线与外界的信息处理装置进行连接。
[0013]优选的，所述底座和顶盖之间通过外环密封圈和内环密封圈进行密封处理。
[0014]优选的，所述底座与底座环形台之间通过底座密封圈进行密封处理。
[0015]优选的，所述顶盖与顶盖环形台之间通过顶盖密封圈进行密封处理。
[0016]与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
[0017]1.该航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，通过设置传感器内环、剪切压电晶体阵列和传感器外环的传力路径，可以均衡、稳定地测量由鼠笼弹性支承结构传递的支点动载荷，由于传感器组件堆封装在密闭壳体内，标定后不需要二次调试，具备较高的稳定性和多次试验的一致性，采用压电晶体的剪切和压载同步实现载荷拾取，可以在保证较高的承压强度的前提下，实现支点动载荷的精准测量。因此，本专利技术可以有效提高支点动载荷测量精度。
[0018]2.该航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，通过设计传感器组件空间分布和高刚性密闭壳体，使得测量装置具有较高的完整性，容易安装和拆卸，并且安装该装置时可以不改变比较敏感的轴承－支承结构，因此对发动机转子系统影响小，测量准确性高。
[0019]3.该航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，通过设置沿着传感器内环外侧周向分布的剪切压电晶体阵列实现了新的功能，能够实时给出支点动载荷沿周向分布的高精度测量结果，可以据此判断支点动载荷的旋转矢量方向。
附图说明
[0020]图1是航空发动机转子支点动载荷测量方案示意图。
[0021]图2是本专利技术实施例的结构外观图。
[0022]图3是本专利技术实施例的结构分解示意图。
[0023]图4是图3中传感器内环的结构示意图。
[0024]图5是图3中传感器外环的结构示意图。
[0025]图6是图3中底座的结构示意图。
[0026]图7是图3中顶盖的结构示意图。
[0027]图8是图2中的A
‑
A剖视图。
[0028]图9是图2中的B
‑
B剖视图。
[0029]图10是图2中的C
‑
C剖视图。
[0030]图中：1、承力框架；2、传感器组件；3、鼠笼弹性支承；4、滚棒轴承；5、航空发动机转子；6、第一锁紧螺母；7、底座；71、底座外环通孔；72、底座内环通孔；8、内环锁紧螺栓；9、底座环形台；10、外环锁紧螺栓；11、第二锁紧螺母；12、顶盖；121、顶盖外环通孔；122、顶盖内环通孔；13、顶盖环形台；14、底座密封圈；15、顶盖密封圈；16、外环密封圈；17、传感器外环；171、传感器外环铣本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，包括测量装置，其特征在于：所述测量装置固定于发动机承力框架(1)和鼠笼弹性支承安装边(3)之间，所述鼠笼弹性支承安装边(3)的底端通过滚棒轴承(4)安装在航空发动机转子(5)上，所述测量装置包括第一锁紧螺母(6)、底座(7)、内环锁紧螺栓(8)、底座环形台(9)、外环锁紧螺栓(10)、第二锁紧螺母(11)、顶盖(12)、顶盖环形台(13)、底座密封圈(14)、顶盖密封圈(15)、外环密封圈(16)、传感器外环(17)、内环密封圈(18)、传感器内环(19)和剪切压电晶体阵列(20)，所述承力框架(1)通过外环锁紧螺栓(10)和第二锁紧螺母(11)与顶盖(12)和底座(7)相连接，所述底座环形台(9)嵌合在传感器外环(17)的一侧，所述顶盖环形台(13)嵌合安装在顶盖(12)的一侧，所述内环锁紧螺栓(8)和第一锁紧螺母(6)将顶盖环形台(13)和底座环形台(9)固定连接在鼠笼弹性支承安装边(3)，所述顶盖(12)和底座(7)之间依次嵌合安装有传感器外环(17)、内环密封圈(18)、传感器内环(19)和剪切压电晶体阵列(20)。2.根据权利要求1所述的航空发动机滚棒轴承支点动载荷测量装置，其特征在于，所述传感器外环(17)、传感器内环(19)和剪切压电晶体阵列(20)构成传感器组件(2)。3.根据权利要求2所...
【专利技术属性】
技术研发人员：洪杰，李超，刘寒，马艳红，陈雪骑，吕东晓，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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