CN114739651A - 一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置 - Google Patents

一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置 Download PDF

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马艳红
蒋黎明
苏志敏
陈雪骑
王永锋
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Abstract

本发明公开了一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，包括底座、电机、转子、定子、轴承、轴承安装座、鼠笼、支承等；电机与转子相连，转子通过轴承、轴承座、鼠笼安装在底座上。本发明调节结构简单，可以调节端面摩擦力大小、径向间隙大小、轴承安装角度以及支承刚度，以准确考虑航空发动机支承中摩擦和冲击等非线性因素对转子振动响应的影响；本发明还具有调控精确、结构简单、操作简便、易维护等优点。

Description

一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟 装置
技术领域
本发明涉及旋转机械故障模拟技术领域，尤其涉及一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置。
背景技术
航空发动机转子支承松动故障一般包括止口-法兰边的紧固螺栓松动故障和第二轴承的轴承外环装配间隙故障。这两种故障的动力学特征受到两种非线性因素的影响；其一，圆柱面之间的径向间隙两侧的结构发生间歇碰撞引起的冲击效应，其二，相互压紧的端面之间的摩擦力。现代航空发动机，工作转速不断提高，推重比不断增加，转子工作在多阶临界转速之上，支承结构轴承座位置的支点动载荷不断加大，可能导致相互压紧的端面发生相对微幅滑动，而瞬时相对滑动超过安装间隙时，径向圆柱面发生间歇接触。航空发动机支承松动故障引起的非线性特征会导致整机振动剧烈，影响使用寿命，严重时甚至导致机毁人亡。因此，支承松动故障难以避免，试验研究此类问题对于解释振动现象、揭示机理、及时发现振动问题以消除不利影响具有重要意义。虽然，应当极力避免支承松动引起的非线性振动带来的危害，但是，经过合理的人为“支承松动”设计，这类非线性振动具有冲击阻尼器的特点，这对于转子振动抑制具有帮助作用，例如带有摩擦面的限位结构等。
现有的支承松动模拟装置主要是针对地面旋转机械中的分半式轴承座的紧固螺栓松动问题，其中仅考虑了单向间隙引起的非线性特征对转子振动的影响，不能精确控制第二轴承的轴承外环安装的径向间隙和端面摩擦力，因而不能研究航空发动机支承中非线性因素对转子振动特性的影响。
发明内容
针对现有技术中不能研究航空发动机支承中非线性因素对转子振动特性的影响的问题，本发明提供了一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其采用如下技术方案：
一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，包括底座、电机、转子、定子、第一轴承、第二轴承、轴承座、鼠笼、支承；其中，所述转子通过第一轴承和第二轴承、轴承座、鼠笼、支承安装在底座上；所述轴承座包括轴承座主体、压紧螺母、锁紧螺栓、具有倾斜端面的弹性体和径向的径向间隙调节螺栓，第二轴承的轴承外环安装在轴承座的两个弹性体的倾斜端面之间，从而调节第二轴承的轴承外环端面与轴承座之间的摩擦力大小、第二轴承的轴承外环与轴承座之间的径向间隙大小、第二轴承安装角度以及支承的刚度。
进一步地，所述轴承座与第二轴承的轴承外环端面的摩擦力通过压紧螺母的拧紧力矩进行控制，并通过锁紧螺栓固定压紧螺母的位置，防止因振动造成预紧力改变。
进一步地，所述径向间隙调节螺栓安装于轴承座主体的同一个轴向位置，并且沿周向均匀分布若干个；通过调节不同周向位置的所述径向间隙调节螺栓的安装长度实现对径向间隙的控制。
进一步地，所述径向间隙调节螺栓在不同周向位置的安装长度一致时，模拟在周向分布均匀的径向间隙；安装长度不一致时，模拟在周向分布不均匀的径向间隙；所述径向间隙调节螺栓的数量和直径用于控制第二轴承的轴承外环与轴承座之间的接触刚度，模拟特定涂层的刚度特性。
进一步地，所述具有倾斜端面的弹性体成对安装，倾斜端面相对轴心线的角度α即为第二轴承的安装角度。
进一步地，所述弹性体的弹性由结构特征设计和材料进行控制，所述结构特征为镂空结构，所述材料为具有较低刚度的金属材料或非金属材料。
进一步地，所述弹性体可沿轴向在内圆柱面上粘贴应变片，通过读取应变数据获得第二轴承的轴承外环轴向端面上的预紧力，根据摩擦定律计算端面摩擦力大小。
进一步地，所述支承的刚度调节是通过设计鼠笼条的长度、宽度和厚度实现的。
进一步地，所述轴承座中轴承座主体与第二轴承的轴承外环之间的间隙填充滑油，利用径向间隙调节螺栓将滑油隔开，模拟挤压油膜带来的非线性特点。
有益效果：
本发明调节结构简单，可以调节端面摩擦力大小、径向间隙大小、轴承安装角度以及支承刚度，以准确考虑航空发动机支承中摩擦和冲击等非线性因素对转子振动响应的影响。本发明还具有调控精确、结构简单、操作简便、易维护等优点。
附图说明
图1为本发明的一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置总体装配图。
图2为本发明的轴承座主视图。
图3为本发明的轴承座半剖视图。
图4为本发明的具有倾斜端面的弹性体结构图。
图中，1.底座，2.电机，3.转子，4-1.定子，4-2.第一轴承，5-1.支承，5-2.鼠笼，6.轴承座，6-1.轴承座主体，6-2.压紧螺母，6-3.锁紧螺栓，6-4.径向间隙调节螺栓，6-5.弹性体，6-6.第二轴承。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
如图1-3所示，本发明的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置包括底座1、电机2、转子3、定子4-1、第一轴承4-2、支承5-1、鼠笼5-2、轴承座6。所述转子3通过第一轴承4-2、第二轴承6-6、轴承座6、鼠笼5-2、支承5-1安装在底座1上。所述轴承座6包括轴承座主体6-1、压紧螺母6-2、锁紧螺栓6-3、具有倾斜端面的弹性体6-5、径向间隙调节螺栓6-4、第二轴承6-6，第二轴承的轴承外环安装在轴承座6的两个弹性体6-5的倾斜端面之间，从而实现调节第二轴承的轴承外环端面与轴承座6之间的摩擦力大小、第二轴承的轴承外环与轴承座6之间的径向间隙大小、第二轴承安装角度以及支承刚度。在压紧螺母6-2实现轴向压紧后，锁紧螺栓6-3固定住压紧螺母6-2的位置以防止在运行中发生松动。端面摩擦力通过压紧螺母6-2的拧紧力矩进行控制，并通过锁紧螺栓6-3固定压紧螺母6-2的位置，防止因振动等原因造成预紧力改变，因此第二轴承的轴承外环端面摩擦力的调节具有可调范围大、操作简单、可锁定摩擦力的特点。所述径向间隙调节螺栓6-4沿径向安装在轴承座6上，其安装深度可控制第二轴承的轴承外环与轴承座6之间的安装间隙大小。
所述转子3安装在所述第一轴承4-2和第二轴承6-6上，并且转子3一端与电机2连接。第一轴承4-2安装在定子4-1上，第二轴承6-6安装在轴承座主体6-1上，轴向位置在两个弹性体6-5之间，并且弹性体6-5、第二轴承6-6是通过压紧螺母6-2进行轴向压紧的，为第二轴承6-6的外环端面提供摩擦力。所述压紧螺母6-2与轴承座主体6-1之间采用螺纹配合，拧紧压紧螺母6-2至指定拧紧力矩后，通过应变片获得端面预紧力计算摩擦力大小，然后根据摩擦力大小进一步缓慢调整压紧螺母6-2的拧紧力矩直到满足预紧力要求。拧紧锁紧螺栓6-3即可实现对压紧螺母6-2的防松。所述径向间隙调节螺栓6-4安装在轴承座主体6-1上，并且所述径向间隙调节螺栓6-4与第二轴承6-6外环位于同一个轴向位置，增大径向间隙调节螺栓6-4的安装长度，第二轴承6-6的外环与轴承座6主体之间的径向间隙减小。
所述径向间隙调节螺栓6-4安装于轴承座主体6-1结构的同一个轴向位置，并且沿周向均匀分布若干个；通过调节所述不同周向位置的径向间隙调节螺栓6-4的安装长度实现对径向间隙的控制。所述径向间隙调节螺栓6-4在不同周向位置的安装长度一致时，可模拟在周向分布均匀的径向间隙；安装长度不一致时，可模拟在周向分布不均匀的径向间隙；所述径向间隙调节螺栓6-4的数量和直径可用于控制第二轴承的轴承外环与轴承座6之间接触刚度，模拟特定涂层的刚度特性。
所述具有倾斜端面的弹性体6-5成对安装，倾斜端面相对轴心线的角度α即为第二轴承的安装角度；所述弹性体6-5的弹性由结构特征设计和材料进行控制，所述结构特征可以是镂空结构，所述材料可以是具有较低刚度的金属材料或非金属材料，也可是金属橡胶等。所述弹性体6-5可沿轴向在内圆柱面上粘贴应变片，通过读取应变数据获得第二轴承的轴承外环轴向端面上的预紧力，根据摩擦定律可计算端面摩擦力大小。
所述的支承5-1的刚度调节是通过设计鼠笼条5-2的长度、宽度和厚度等结构尺寸实现的。
所述的轴承座6中轴承座主体6-1与第二轴承的轴承外环之间的间隙可填充滑油，利用所述径向间隙调节螺栓6-4将滑油隔开，模拟挤压油膜带来的非线性特点。
如图4所示，所述弹性体6-5具有倾斜的轴向端面，倾斜角度为α，在轴承座6中安装有一对该弹性体6-5，并且这两个弹性体6-5的倾斜端面与第二轴承的轴承外环端面接触。
以上结合附图对本发明的实施方式作出详细说明，但本发明不局限于所描述的实施方式。对本领域的普通技术人员而言，在本发明的原理和技术思想的范围内，对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变形仍落入本发明的保护范围内。

Claims (9)

1.一种端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述模拟装置包括底座、电机、转子、定子、第一轴承、第二轴承、轴承座、鼠笼、支承；其中，所述转子通过第一轴承和第二轴承、轴承座、鼠笼、支承安装在底座上；所述轴承座包括轴承座主体、压紧螺母、锁紧螺栓、具有倾斜端面的弹性体和径向的径向间隙调节螺栓，第二轴承的轴承外环安装在轴承座的两个弹性体的倾斜端面之间，从而调节第二轴承的轴承外环端面与轴承座之间的摩擦力大小、第二轴承的轴承外环与轴承座之间的径向间隙大小、第二轴承安装角度以及所述支承的刚度。
2.根据权利要求1所述的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述轴承座与第二轴承的轴承外环端面的摩擦力通过压紧螺母的拧紧力矩进行控制，并通过锁紧螺栓固定压紧螺母的位置，防止因振动造成预紧力改变。
3.根据权利要求1所述的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述径向间隙调节螺栓安装于轴承座主体的同一个轴向位置，并且沿周向均匀分布若干个；通过调节不同周向位置的所述径向间隙调节螺栓的安装长度实现对径向间隙的控制。
4.根据权利要求2所述的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述径向间隙调节螺栓在不同周向位置的安装长度一致时，模拟在周向分布均匀的径向间隙；安装长度不一致时，模拟在周向分布不均匀的径向间隙；所述径向间隙调节螺栓的数量和直径用于控制第二轴承的轴承外环与轴承座之间的接触刚度，模拟特定涂层的刚度特性。
5.根据权利要求1所述的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述具有倾斜端面的弹性体成对安装，倾斜端面相对轴心线的角度α即为第二轴承的安装角度。
6.根据权利要求1所述的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述弹性体的弹性由结构特征设计和材料进行控制，所述结构特征为镂空结构，所述材料为具有较低刚度的金属材料或非金属材料。
7.根据权利要求1或5所述的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述弹性体可沿轴向在内圆柱面上粘贴应变片，通过读取应变数据获得第二轴承的轴承外环轴向端面上的预紧力，根据摩擦定律计算端面摩擦力大小。
8.根据权利要求1所述的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述支承的刚度调节是通过设计鼠笼条的长度、宽度和厚度实现的。
9.根据权利要求1所述的端面摩擦力和径向间隙可控的航空发动机支承松动模拟装置，其特征在于：所述轴承座中轴承座主体与第二轴承的轴承外环之间的间隙填充滑油，利用径向间隙调节螺栓将滑油隔开，模拟挤压油膜带来的非线性特点。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3150368A1 (de) * 1980-12-19 1982-06-09 Hitachi, Ltd., Tokyo Vorrichtung zum ermitteln von reibung bei einem drehkoerper
DE19850977A1 (de) * 1997-11-19 1999-05-20 Luk Getriebe Systeme Gmbh Verfahren zum Prüfen einer automatisierten Kupplungseinrichtung
CN101430245A (zh) * 2008-12-08 2009-05-13 洛阳轴研科技股份有限公司 汽车悬挂用塑料支撑轴承动态模拟测试方法及试验机
CN102410929A (zh) * 2011-10-28 2012-04-11 天津大学 主动控制液压式碰摩故障检测实验装置
CN103759934A (zh) * 2014-01-26 2014-04-30 清华大学 双转子故障模拟实验装置
CN112576626A (zh) * 2020-12-15 2021-03-30 沈阳建筑大学 一种用于陶瓷轴承的轴承座及夹紧装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3150368A1 (de) * 1980-12-19 1982-06-09 Hitachi, Ltd., Tokyo Vorrichtung zum ermitteln von reibung bei einem drehkoerper
DE19850977A1 (de) * 1997-11-19 1999-05-20 Luk Getriebe Systeme Gmbh Verfahren zum Prüfen einer automatisierten Kupplungseinrichtung
CN101430245A (zh) * 2008-12-08 2009-05-13 洛阳轴研科技股份有限公司 汽车悬挂用塑料支撑轴承动态模拟测试方法及试验机
CN102410929A (zh) * 2011-10-28 2012-04-11 天津大学 主动控制液压式碰摩故障检测实验装置
CN103759934A (zh) * 2014-01-26 2014-04-30 清华大学 双转子故障模拟实验装置
CN112576626A (zh) * 2020-12-15 2021-03-30 沈阳建筑大学 一种用于陶瓷轴承的轴承座及夹紧装置

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