航空发动机旋转结构的应力测试装置的制作方法

1.本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种航空发动机旋转结构的应力测试装置。


背景技术：

2.叶片/轮盘等部件的振动是确保发动机结构完整性的重要考核项目，振动疲劳失效会导致严重的发动机灾难。ccar33.83条款规定，每型发动机必须进行振动应力测试，测试对象包括转/静子叶片、轮盘(鼓筒)、转轴及封严环等旋转部件和静态部件。应力测试是评估叶片/轮盘等部件振动响应的最有效手段，通常采用在构件上安装应变计的方式获取构件应变参数，应变信号通过耐高温线缆及安装在转子轴端的遥测装置传输至静子端，最终实现旋转信号的传输、调理及采集。
3.在试验过程中，随着发动机旋转部件转速增大，测试线缆会受到极大的离心力作用，尤其是在极端工况下，能保持线缆完整且信号稳定传输是至关重要的。对于高压压气机叶片及盘体等旋转结构的动应力测试，目前的应力测试装置如图1所示，通过将测试线缆4贴着焊接盘体2的鼓筒内壁牵引至测试线缆孔穿出，同时采用压片沿程点焊固定。然而，高压压气机还存在着焊接盘及焊接鼓筒等复杂焊接结构，由于两级盘间空间狭小，人手及工装在内部操作十分困难，同时盘径较深，在与其它盘装配后空间更加受限，无法点焊压片固定，因此线缆在盘腔内处于悬空状态。在高速旋转状态下，线缆极易发生断裂，严重影响测点存活率，同时存在多余物风险，极易造成极大的安全风险和巨大的经济损失，后果非常严重。


技术实现要素：

4.本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中测试线缆在离心力作用下无法固定、易发生断裂的缺陷，提供一种航空发动机旋转结构的应力测试装置。
5.本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
6.一种航空发动机旋转结构的应力测试装置，所述应力测试装置包括：焊接鼓筒、引线装置和测试线缆；
7.所述测试线缆的一端连接应变计，所述应变计安装于航空发动机的旋转结构上，以获取所述旋转结构的应变信号，所述测试线缆的另一端通过所述引线装置穿出至外部测试接口；
8.所述引线装置安装于所述焊接鼓筒的内壁上，所述引线装置为空心管状，以供所述测试线缆穿出。
9.可选地，所述引线装置容纳的所述测试线缆数量不超过两根。
10.可选地，所述引线装置的内径设置为所述测试线缆的最大内径的两倍。
11.可选地，所述引线装置的长度为目标长度范围中的最大值，所述目标长度范围根据预设长度约束条件计算得出。
12.可选地，所述应力测试装置还包括焊接盘体；
13.当所述引线装置安装于两个所述焊接盘体之间的所述焊接鼓筒的内壁时，所述预设长度约束条件为：
[0014][0015]
其中，l为所述引线装置的长度，ld为两个所述焊接盘体的间距，r1和r2分别为两个所述焊接盘体的圆角半径，α为两个所述焊接盘体之间的所述焊接鼓筒的倾斜角度，m和n均为一正整数。
[0016]
可选地，所述应力测试装置还包括安装边和焊接盘体；
[0017]
当所述引线装置安装于所述焊接盘体和所述安装边之间的所述焊接鼓筒的内壁时，所述预设长度约束条件为：
[0018][0019]
其中，l为所述引线装置的长度，lg为所述安装边的内壁与所述焊接盘体的前侧的间距，lq为所述安装边的不规则区域长度，β为所述焊接盘体与所述安装边之间的所述焊接鼓筒的倾斜角度，m和n均为一正整数。
[0020]
可选地，所述引线装置通过压片安装于所述焊接鼓筒的内壁。
[0021]
可选地，所述压片包覆于所述引线装置的外壁；
[0022]
所述压片在包覆所述引线装置半周后两侧分别预留一定长度的保留区域，所述保留区域用于弯折后将被所述压片包覆的所述引线装置安装于所述焊接鼓筒上。
[0023]
可选地，所述压片通过点焊的方式进行焊接。
[0024]
可选地，所述引线装置的两端端口为经过倒圆处理的端口。
[0025]
本发明的积极进步效果在于：本发明提供的航空发动机旋转结构的应力测试装置通过将引线装置与焊接鼓筒装配成一体，并采用引线装置对测试线缆进行固定，能够有效地抵消掉由于高度旋转导致的离心力影响，解决了多级盘装配后无法固定测试线缆的技术难题，大幅度提升旋转结构应力测试的测定存活率，提高测试线缆的安全性，有效缩短测试周期，降低测试成本。
附图说明
[0026]
图1为现有技术中航空发动机的应力测试装置的结构示意图
[0027]
图2为本发明一示例性实施例提供的一种航空发动机旋转结构的应力测试装置的结构示意图；
[0028]
图3为本发明一示例性实施例提供的一种获取引线装置的长度的流程图；
[0029]
图4为本发明一示例性实施例提供的一种焊接盘体的圆角结构示意图；
[0030]
图5a为本发明一示例性实施例提供的一种通过压片安装引线装置结构的主视图；
[0031]
图5b为本发明一示例性实施例提供的一种通过压片安装引线装置结构的俯视图。
具体实施方式
[0032]
下面通过一示例性实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。
[0033]
本发明一示例性实施例提供一种航空发动机旋转结构的应力测试装置，如图2所示，应力测试装置包括：焊接鼓筒1、焊接盘体2、引线装置3和测试线缆4。
[0034]
根据测试需求，在处于单件状态下的焊接鼓筒1的内壁上安装引线装置3，引线装置3为空心管状以供测试线缆4穿出，引线装置3的两端端口为经过倒圆处理的端口，以避免在测试线缆4在穿入穿出过程中划伤线缆。
[0035]
测试线缆4的一端连接有应变计，应变计安装于航空发动机的旋转结构上，以获取旋转结构的应变信号，测试线缆4的另一端通过引线装置3穿出至外部测试接口。
[0036]
通过该应力测试装置能够避免线缆由于旋转振动导致的径向窜动，抵消掉由于高速旋转导致的离心力影响，解决了多级盘装配后无法固定内壁线缆的技术难题，大幅度提高振动测试的测定存活率，提高测试线缆的安全性。
[0037]
在一可实施方案中，引线装置3容纳的测试线缆数量不超过两根。
[0038]
根据航空发动机的测试需求及测试方案设计经验，发动机上的每个外部测试接口最多穿过两根测试线缆，不同测试线缆的半径不同。因此，将引线装置3的内径设置为测试线缆4的最大内径的两倍。
[0039]
在一可实施方案中，引线装置3的内径根据如下方案确定：
[0040]
一般来说，一根测试线缆4的直径φ1大小0.75mm≤φ1≤1.5mm，因此每个引线装置3的数量na及内径φa的范围为：
[0041][0042]
将引线装置3的壁厚设置为δr不变，外径设置为φb，当不同引线装置的内径不同时，其所受的离心力也不同。根据引线装置的最大内径φ
amax
和最小内径φ
amin
，可以得到引线装置的最大离心力f
max
和最小离心力f
min
，进而得到：
[0043][0044]
其中，r
amax
和r
amin
分别代表测试线缆4的最大内径的半径和最小内径的半径，r
bmax
和r
bmin
分别代表测试线缆4的最大外径的半径和最小外径的半径，ρ
tc4
为引线装置3的材料密度，l为引线装置3的长度，r为焊接鼓筒1的半径，ω为航空发动机的转速。
[0045]
将式(1)中的最大内径和最小内径代入式(2)可以求得引线装置3所受的最大离心力和最小离心力之差δf在1
×
10-3
n数量级，其对航空发动机的应力测试的影响几乎可以忽略不计。因此，可以将引线装置3的内径统一设置为3mm，即测试线缆4的最大内径的两倍，以便于应力测试装置的安装。
[0046]
在一可实施方案中，引线装置3的长度受限因素包括但不限于焊接盘体2的间距以及焊接鼓筒1的倾斜角度。若引线装置3的长度过长，则测试线缆4的穿出过程受阻，甚至无
法穿出引线装置3；若引线装置3的长度过短，则引线装置3无法起到固定测试线缆4的作用。
[0047]
因此，将引线装置3的长度设置为目标长度范围的最大值，目标长度范围根据预设长度约束条件计算得出。
[0048]
在本实施例中，通过分析引线装置的半径和数量在航空发动机旋转结构中的离心力影响，科学地统一了引线装置的规格，降低生产成本。
[0049]
在一可实施方案中，预设长度约束条件基于引线装置3的预设安装位置获得，图3示出了根据引线装置3的两种预设安装位置获取引线装置3的长度的流程图。
[0050]
第一种预设安装位置(即图3中预设安装情况1)：当引线装置3安装于两个焊接盘体2之间的焊接鼓筒1的内壁时，预设长度约束条件为：
[0051][0052]
其中，l为引线装置3的长度，ld为两个焊接盘体2的间距，r1和r2分别为两个焊接盘体2的圆角半径，α为两个焊接盘体2之间的焊接鼓筒1的倾斜角度，m和n均为一正整数。
[0053]
在一可实施方案中，m的取值优选为6，n的取值优选为8。
[0054]
第二种预设安装位置(即图3中预设安装情况2)：当引线装置3安装于焊接盘体2和安装边5之间的焊接鼓筒1的内壁时，预设长度约束条件为：
[0055][0056]
其中，l为引线装置3的长度，lg为安装边5的内壁与焊接盘体2的前侧的间距，lq为安装边5的不规则区域长度，β为安装边5和焊接盘体2之间的焊接鼓筒1的倾斜角度，m和n均为一正整数。
[0057]
在一可实施方案中，m的取值优选为6，n的取值优选为8。
[0058]
在一可实施方案中，由于焊接盘体2的圆角区域为应力较为集中的区域，因此引线装置需要避开该区域，具体参见图4，其示出了焊接盘体2的圆角区域示意图。
[0059]
本实施例中，可以根据引线装置不同的安装位置有效地针对性设计引线装置的尺寸，建立基于发动机旋转结构的预设条件模型，定量计算得到引线装置的尺寸，提高了现场操作的便捷性及有效提升了引线装置的固定效果。
[0060]
在一可实施方案中，图5a、图5b分别为通过压片安装引线装置结构的主视图和俯视图。参见图5a所示，引线装置3将通过压片6安装于焊接鼓筒1上，压片6包覆于引线装置3的装置外壁，包覆引线装置3半周后，压片6两侧各预留一定长度的保留区域并弯折至平行状态，保留区域用于焊接至焊接鼓筒1的内壁上以完成对于引线装置3的安装。在通过压片6对引线装置3进行安装的过程中，将包覆引线装置3的区域朝向焊接鼓筒1的内壁，使其紧贴于焊接鼓筒1的内壁。
[0061]
压片6通过点焊的方式焊接于焊接鼓筒1及引线装置3上，在图5a和图5b中示出了压片装置的焊点7。通过压片及点焊的方式能够满足极端工况下引线装置的固定，减少在极端工况下引线装置被甩掉的风险。
[0062]
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离
本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述应力测试装置包括：焊接鼓筒、引线装置和测试线缆；所述测试线缆的一端连接应变计，所述应变计安装于航空发动机的旋转结构上，以获取所述旋转结构的应变信号，所述测试线缆的另一端通过所述引线装置穿出至外部测试接口；所述引线装置安装于所述焊接鼓筒的内壁上，所述引线装置为空心管状，以供所述测试线缆穿出。2.如权利要求1所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述引线装置容纳的所述测试线缆数量不超过两根。3.如权利要求2所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述引线装置的内径设置为所述测试线缆的最大内径的两倍。4.如权利要求1所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述引线装置的长度为目标长度范围中的最大值，所述目标长度范围根据预设长度约束条件计算得出。5.如权利要求4所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述应力测试装置还包括焊接盘体；当所述引线装置安装于两个所述焊接盘体之间的所述焊接鼓筒的内壁时，所述预设长度约束条件为：其中，l为所述引线装置的长度，l
d
为两个所述焊接盘体的间距，r1和r2分别为两个所述焊接盘体的圆角半径，α为位于两个焊接盘体之间的所述焊接鼓筒的倾斜角度，m和n均为一正整数。6.如权利要求4所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述应力测试装置还包括安装边和焊接盘体；当所述引线装置安装于所述焊接盘体和所述安装边之间的所述焊接鼓筒的内壁时，所述预设长度约束条件为：其中，l为所述引线装置的长度，l
g
为所述安装边的内壁与所述焊接盘体的前侧的间距，l
q
为所述安装边的不规则区域长度，β为位于所述焊接盘体和所述安装边之间的所述焊接鼓筒的倾斜角度，m和n均为一正整数。7.如权利要求1所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述引线装置通过压片安装于所述焊接鼓筒的内壁。8.如权利要求7所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述压片包覆于所述引线装置的外壁；所述压片在包覆所述引线装置半周后两侧分别预留一定长度的保留区域，所述保留区域用于弯折后将被所述压片包覆的所述引线装置安装于所述焊接鼓筒上。
9.如权利要求8所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述压片通过点焊的方式进行焊接。10.如权利要求1-9中任一项所述的航空发动机旋转结构的应力测试装置，其特征在于，所述引线装置的两端端口为经过倒圆处理的端口。

技术总结
本发明公开了一种航空发动机旋转结构的应力测试装置，所述应力测试装置包括：焊接鼓筒、引线装置和测试线缆；所述测试线缆的一端连接应变计，所述应变计安装于航空发动机的旋转结构上，以获取所述旋转结构的应变信号，所述测试线缆的另一端通过所述引线装置穿出至外部测试接口；所述引线装置安装于所述焊接鼓筒的内壁上，所述引线装置为空心管状，以供所述测试线缆穿出。本发明能够有效地抵消掉由于高度旋转导致的离心力影响，解决了多级盘装配后无法固定测试线缆的技术难题，大幅度提升旋转结构应力测试的测定存活率，提高测试线缆的安全性，有效缩短测试周期，降低测试成本。降低测试成本。降低测试成本。


技术研发人员：邢博 张欢 李洪美 李哲
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：2022.03.24
技术公布日：2023/10/7