一体式液体火箭发动机高速涡轮泵转子动特性试验装置的制造方法
【专利摘要】一体式液体火箭发动机高速涡轮泵转子动特性试验装置，包括装置上瓦块(1)、装置下瓦块(2)、润滑油回油腔(3)、轴承中间润滑油路(4)、润滑油进油孔(5)、装置外部轴向定位面(6)、装置外部径向定位面(7)、润滑油回油孔(8)、轴承两测润滑喷油管(9)、转子支撑轴向定位面(10)、转子支撑径向定位面(11)、传感器测点(12)、定位销孔(13)、轴承中间喷油管(14)；试验件的两端支点通过一个整体工装进行连接支撑，主要适用于跨距较小、转速较高的涡轮泵转子系统，同时具备轴承润滑、采集测点布置等多种功能，确保了高速涡轮泵转子系统的动特性试验的准确性与稳定性。
【专利说明】
一体式液体火箭发动机高速涡轮泵转子动特性试验装置
技术领域
[0001]本发明一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，涉及液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性研究领域，是一种用于液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验的一体式装置，主要是对超临界的柔性涡轮栗转子。
【背景技术】
[0002]涡轮栗转子系统是液体火箭发动机涡轮栗的主要构件，随着航天工业迅速发展，发动机的性能不断提高，涡轮栗转子的工作转速不断提高，通常为超过一阶、甚至二阶临界转速的柔性转子。柔性转子在高速运转状态下的动力学特性明显，对不平衡量等因素引起的振动非常敏感，对其高速状态下的振动影响因素及故障特性的研究，一直是液体火箭发动机转子动力学设计的关键之处，而能够抑制转子在高速状态下的振动量级，是确保液体火箭发动机稳定运行的重要环节。
[0003]现有的涡轮栗转子试验装置均为分体式试验装置，即分别在转子的两个支点处各设计一个支撑装置，这种设计无法保证转子具有较高的同心度及与驱动电机的对中度，不但干扰了试验数据的采集精度，甚至造成电机驱动轴断裂。同时由于分体式结构，试验装置的刚性较弱，难以稳定升至较高转速，并易与试验转子发生共振，具有极大危险性。
【发明内容】
[0004]本发明解决的技术问题为:克服现有技术不足，提供一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，为了进行液体火箭发动机高速涡轮栗转子的动特性试验，满足将试验转子与试验台进行高精度对接装配的要求，设计了一种一体式结构的试验装置，即将转子的两端支点通过一个整体工装进行连接支撑，试验装置结构刚性强，对中精度高，主要适用于跨距较小、转速较高的涡轮栗转子系统，同时具备轴承润滑、采集测点布置等多种功能，确保了高速涡轮栗转子系统的动特性试验的准确性与稳定性。
[0005]本发明解决的技术方案为:一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，包括:装置上瓦块(I)、装置下瓦块(2)、润滑油回油腔(3)、轴承中间润滑油路(4)、润滑油进油孔(5)、装置外部轴向定位面(6)、装置外部径向定位面(7)、润滑油回油孔(8)、轴承两测润滑喷油管(9)、转子支撑轴向定位面(10)、转子支撑径向定位面(11)、传感器测点
(12)、定位销孔(13)、轴承中间喷油管(14);
[0006]装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)均为空心半圆柱体的一半，装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)能够组成一个空心半圆柱体，装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)组成的一个空心半圆柱体的两个圆柱面靠近空心位置作为转子支撑轴向定位面(10)，空心半圆柱体靠近两个圆柱面的内表面作为转子支撑径向定位面(11)，转子支撑轴向定位面(10)和转子支撑径向定位面(11)均为环形面，为转子提供支撑;装置上瓦块(1)、装置下瓦块(2)的外弧形表面上靠近两个圆柱面各有一个凸起的圆环，且两个凸起的圆环与空心半圆柱体同轴;两个凸起的圆环上的装置外部径向定位面(7)设置定位销孔(13)，能够插入定位销使试验装置固定；
[0007]凸起的圆环的正面为装置外部径向定位面(7)，侧面为装置外部轴向定位面(6);
[0008]在空心半圆柱体的两个圆柱面各设置两个以上传感器测点(12)，且在空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间设置两个以上传感器测点(12)，
[0009]两个凸起的圆环上的装置外部径向定位面(7)各设置一组润滑油进油孔(5)，每组为2个润滑油进油孔(5)，在空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间靠近凸起的圆环处设置润滑油回油孔(8)，在靠近空心半圆柱体的一个圆柱面的转子支撑径向定位面(11)上设置轴承两测润滑喷油管(9)，在空心半圆柱体的另一个圆柱面上设置轴承中间喷油管(14)，润滑油回油腔(3)设置在装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)内；且润滑油回油腔
(3)在装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)内连通；
[0010]在装置上瓦块(I)内设置有轴承中间润滑油路(4)，轴承中间润滑油路(4)的一端连接一组润滑油进油孔(5)，轴承中间润滑油路(4)的另一端连接轴承中间喷油管(14)的一端，轴承中间喷油管(14)的另一端连接润滑油回油腔(3);
[0011]另一组润滑油进油孔(5)和轴承两测润滑喷油管(9)的一端连通，轴承两测润滑喷油管(9)的另一端与润滑油回油腔(3)连通，润滑油回油腔(3)上设置有润滑油回油孔(8);
[0012]在所述空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间设置的两个以上传感器测点(12)中至少有传感器测点(12)与空心半圆柱体的轴心的连线垂直。
[0013]所述装置外部径向定位面(7)所在平面与装置外部轴向定位面(6)所在平面正交，且装置外部轴向定位面(6)与两个圆柱面平行；
[0014]所述轴承两测润滑喷油管(9)的另一端正对试验件的轴承。
[0015]轴承中间喷油管(14)的另一端正对试验件的弹性支撑件的油孔；
[0016]本发明与现有技术相比的优点在于:
[0017](I)本发明的试验装置已经多次成功应用于高速涡轮栗转子的动特性试验中，试验结果良好，装配可靠性高。
[0018](2)本发明将转子的两端支点通过一个整体工装进行连接支撑，装置的装配结构简单，支撑刚度和自身结构刚度较高，能够真实模拟涡轮栗转子的实际支撑工况，实现了一体式设计。
[0019](3)本发明的一体式结构能够确保装置的内孔及外孔定位面基准一致，提高转子与试验台对接的同心度。同时一体式结构最大程度的简化了转子与试验台的转接件数量，避免了多层配合导致的装配精度误差，实现了定位精度高。
[0020](4)本发明内设润滑油路，避免了外接轴承润滑油管，简化了装配流程，解决了轴承润滑的难题。同时内部油路使轴承润滑效果更好。
[0021](5)本发明精准布置多个测点，装置上最多可同时布置6个位移测点，避免了采用磁力吸座固定传感器造成的支撑不稳、测试位置不准确等问题，提高了测试的安全性和精确性。
[0022](6)本发明结构避免干扰频率，由于本试验装置用于高速工况(n>60000r/min)，设计时使装置结构的固有频率避开转子的工频与固有频率，使其具有足够的刚度和稳定性，避免由于转子振动造成共振，产生干扰频率。
[0023](7)本发明设计的高速涡轮栗转子的动特性试验装置的一体式结构刚性强，定位效果良好，数据测点布置准确，在高速状态下装置稳定性强，目前已经投入使用并完成了多次涡轮栗转子的高速动平衡与动特性试验。
【附图说明】
[0024]图1为发明的一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验装置三维结构图；
[0025]图2为发明的一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验装置结构主视图；
[0026]图3为发明的一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验装置结构左视图；
[0027]图4为发明的一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验装置结构俯视图；
[0028]图5为发明的一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验装置试验数据曲线图。
【具体实施方式】
[0029]本发明的基本思路为:一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，由上下瓦块两部分构成，瓦块两端为转子支撑定位面，为转子提供两点支撑，并通过瓦块自身一体式结构将两个支撑位固结一体，提高了支撑的定位精度和刚度。瓦块外部通过两侧定位面与试验支撑装置对接，并通过上瓦块顶部定位销定位，能够有效的保证试验转子与试验装置的对中度。下瓦块侧面开有4个进油孔，润滑油可以通过内设的油路对轴承进行润滑，油路的设计确保了轴承润滑的高效准确。瓦块内部为中空的回油腔，下瓦块底部开有2个回油孔，保证了润滑油的循环使用。在上瓦块的中部和两侧共设6个位移传感器测点，同时内部可以增设轴承温度和支撑鼠笼应变等传感器测点，保证了对试验数据的全面有效监测。
[0030]下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
[0031 ]如图1、图2、图3、图4所示，一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，其特征在于:包括装置上瓦块(1)、装置下瓦块(2)、润滑油回油腔(3)、轴承中间润滑油路(4)、润滑油进油孔(5)、装置外部轴向定位面(6)、装置外部径向定位面(7)、润滑油回油孔(8)、轴承两测润滑喷油管(9)、转子支撑轴向定位面(10)、转子支撑径向定位面(11)、传感器测点(12)、定位销孔(13)、轴承中间喷油管(14);
[0032]装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)均为空心半圆柱体的一半，装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)能够组成一个空心半圆柱体，装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)组成的一个空心半圆柱体的两个圆柱面靠近空心位置作为转子支撑轴向定位面(10)，空心半圆柱体靠近两个圆柱面的内表面作为转子支撑径向定位面(11)，转子支撑轴向定位面(10)和转子支撑径向定位面(11)均为环形面，为转子提供支撑，本发明将转子的两端支点通过一个整体工装进行连接支撑，装置的装配结构简单，结构采用硬度在30HRC以上的不锈钢加工，支撑刚度和自身结构刚度较高，能够真实模拟涡轮栗转子的实际支撑工况，实现了一体式设计。；装置上瓦块(I)、装置下瓦块(2)的外弧形表面上靠近两个圆柱面各有一个凸起的圆环，且两个凸起的圆环与空心半圆柱体同轴;两个凸起的圆环上的装置外部径向定位面(7)设置定位销孔(13)，能够插入定位销使试验装置固定；
[0033]凸起的圆环的正面为装置外部径向定位面(7)，侧面为装置外部轴向定位面(6);本发明的装置为一体式结构能够确保装置的内孔及外孔定位面基准一致，并优选将各个定位面同心度限定在0.05mm以内，提高转子与试验台对接的同心度。同时一体式结构最大程度的简化了转子与试验台的转接件数量，避免了多层配合导致的装配精度误差，实现了高精度定位。
[0034]在空心半圆柱体的两个圆柱面各设置两个以上传感器测点(12)，且在空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间设置两个以上传感器测点(12)，测点位置布置精准，避免了采用磁力吸座固定传感器造成的支撑不稳、测试位置不准确等问题，提高了测试的安全性和精确性。优选在所述空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间设置的两个以上传感器测点(12)中至少有两个传感器测点(12)与空心半圆柱体的轴心的连线垂直，这样能够准确测试出试验转子的轴心轨迹。
[0035]两个凸起的圆环上的装置外部径向定位面(7)各设置一组润滑油进油孔(5)，每组为2个润滑油进油孔(5)，在空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间靠近凸起的圆环处设置润滑油回油孔(8)，在靠近空心半圆柱体的一个圆柱面的转子支撑径向定位面
(11)上设置轴承两测润滑喷油管(9)，在空心半圆柱体的另一个圆柱面上设置轴承中间喷油管(14)，润滑油回油腔(3)设置在装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)内；且润滑油回油腔
(3)在装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)内连通;优选润滑油回油腔(3)壁厚为15mm，在保证了结构强度的同时，又具有足够大的润滑油回油腔(3)内径，内径为190mm，确保了润滑油的回收循环畅通。
[0036]在装置上瓦块(I)内设置有轴承中间润滑油路(4)，轴承中间润滑油路(4)的一端连接一组润滑油进油孔(5)，轴承中间润滑油路(4)的另一端连接轴承中间喷油管(14)的一端，轴承中间喷油管(14)的另一端连接润滑油回油腔(3);本发明通过内设润滑油路，避免了外接轴承润滑油管，简化了装配流程，解决了轴承润滑的难题。同时内部油路使轴承润滑效果更好。
[0037]另一组润滑油进油孔(5)和轴承两测润滑喷油管(9)的一端连通，轴承两测润滑喷油管(9)的另一端与润滑油回油腔(3)连通，润滑油回油腔(3)上设置有润滑油回油孔(8);确保了轴承润滑效果，同时避免润滑油流量过大造成浪费，优选将进油孔的润滑油流量设置为8-10L/min，对应的喷油管的内径设置为3mm，保证了良好的润滑效果。
[0038]本发明结构避免干扰频率，由于本试验装置用于高速工况(n>60000r/min)，设计时使装置结构的固有频率避开转子的工频与固有频率，使其具有足够的刚度和稳定性，避免由于转子振动造成共振，产生干扰频率。
[0039]如图1、图2、图3、图4所示，本发明的一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验装置是用于测试试验件的装置，所述的试验件包括:旋转轴、弹性支撑件、轴承；
[0040]弹性支撑件安装在旋转轴上，弹性支撑件设置有通孔，通孔一端连接轴承中间喷油管(14)的另一端，通孔另一端正对轴承;弹性支撑件:包括法兰、弹性支座；
[0041]法兰通过弹性支座与轴承连接，弹性支座能够减小法兰与轴承之间的支撑刚度；轴承套装在旋转轴上，旋转轴能够在轴承内转动；
[0042]需要一台电机，由电机输出轴与试验件的旋转轴相连，使电机输出轴能够带动试验件的旋转轴转动，一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验测试方法为:
[0043](I)将轴承套装在旋转轴上，将弹性支撑件安装在试验件的轴承上；
[0044](2)将试验件放置在装置上瓦块(I)内，使轴承中间喷油管(14)的另一端插入试验件的弹性支撑件上的油孔中；试验件的弹性支座与转子支撑径向定位面(11)贴合;法兰与转子支撑轴向定位面(1)固定连接
[0045](3)将装置下瓦块(2)与装置上瓦块(I)扣合并紧固；
[0046](4)调节轴承两测润滑喷油管(9)位置，使轴承两测润滑喷油管(9)的另一端正对轴承内滚珠；
[0047](5)将一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验装置安装在试验摆架上，并通过定位销孔限位；
[0048](6)将电机输出轴与试验件的旋转轴相连，使电机输出轴能够带动试验件的旋转轴转动；
[0049](7)在传感器测点安装电涡流传感器，调整电涡流传感器的位置，使电涡流传感器的测量电压在10?12V之间；
[0050](8)启动电机，将电机输出轴的转速设定在500r/min转动5分钟，然后将电机输出轴的转速提高至最高转速60000r/min;
[0051 ] (9)电涡流传感器采集试验件的振动数据。
[0052]利用本发明的一体式液体火箭发动机涡轮栗转子高速动特性试验装置对试验件进行测试，所得试验数据如图5所示。图5中横坐标为试验转速，纵坐标上部为振动位移峰峰值，下部为振动相位，图5中三个曲线分别转速从O升至接近60000r/min时三个不同位置测点所测得的振动位移峰峰值。从图5中曲线可以明显看出转子的临界转速为30000r/min，在临界转速时振动位移峰峰值不超过90μπι，表明试验件在高速状态下不平衡量较小，达到优秀的振动量级。同时可以看出试验曲线光滑平稳，表明试验件装配精度及对中精度较高，并且轴承润滑有效无异常。验证了所设计的装置结构固有频率能够有效避开试验件的工频与固有频率，具有足够的刚度和稳定性，避免由于转子振动造成共振，产生干扰频率。
【主权项】
1.一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，其特征在于:包括装置上瓦块(I)、装置下瓦块(2)、润滑油回油腔(3)、轴承中间润滑油路(4)、润滑油进油孔(5)、装置外部轴向定位面(6)、装置外部径向定位面(7)、润滑油回油孔(8)、轴承两测润滑喷油管(9)、转子支撑轴向定位面(10)、转子支撑径向定位面(11)、传感器测点(12)、定位销孔(13)、轴承中间喷油管(14); 装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)均为空心半圆柱体的一半，装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)能够组成一个空心半圆柱体，装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)组成的一个空心半圆柱体的两个圆柱面靠近空心位置作为转子支撑轴向定位面(10)，空心半圆柱体靠近两个圆柱面的内表面作为转子支撑径向定位面(11)，转子支撑轴向定位面(10)和转子支撑径向定位面(11)均为环形面，为转子提供支撑;装置上瓦块(1)、装置下瓦块(2)的外弧形表面上靠近两个圆柱面各有一个凸起的圆环，且两个凸起的圆环与空心半圆柱体同轴;两个凸起的圆环上的装置外部径向定位面(7)设置定位销孔(13)，能够插入定位销使试验装置固定；凸起的圆环的正面为装置外部径向定位面(7)，侧面为装置外部轴向定位面(6);在空心半圆柱体的两个圆柱面各设置两个以上传感器测点(12)，且在空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间设置两个以上传感器测点(12); 两个凸起的圆环上的装置外部径向定位面(7)各设置一组润滑油进油孔(5)，在空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间靠近凸起的圆环处设置润滑油回油孔(8)，在靠近空心半圆柱体的一个圆柱面的转子支撑径向定位面(11)上设置轴承两测润滑喷油管(9)，在空心半圆柱体的另一个圆柱面上设置轴承中间喷油管(14)，润滑油回油腔(3)设置在装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)内；且润滑油回油腔(3)在装置上瓦块(I)和装置下瓦块(2)内连通； 在装置上瓦块(I)内设置有轴承中间润滑油路(4)，轴承中间润滑油路(4)的一端连接一组润滑油进油孔(5)，轴承中间润滑油路(4)的另一端连接轴承中间喷油管(14)的一端，轴承中间喷油管(14)的另一端连接润滑油回油腔(3); 另一组润滑油进油孔(5)和轴承两测润滑喷油管(9)的一端连通，轴承两测润滑喷油管(9)的另一端与润滑油回油腔(3)连通，润滑油回油腔(3)上设置有润滑油回油孔(8)。2.根据权利要求1所述的一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，其特征在于:在所述空心半圆柱体的外弧形面的两个凸起的圆环之间设置的两个以上传感器测点(12)中至少有传感器测点(12)与空心半圆柱体的轴心的连线垂直。3.根据权利要求1所述的一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，其特征在于:所述装置外部径向定位面(7)所在平面与装置外部轴向定位面(6)所在平面正交，且装置外部轴向定位面(6)与两个圆柱面平行。4.根据权利要求1所述的一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，其特征在于:所述轴承两测润滑喷油管(9)的另一端正对试验件的轴承。5.根据权利要求1所述的一体式液体火箭发动机高速涡轮栗转子动特性试验装置，其特征在于:轴承中间喷油管(14)的另一端正对试验件的弹性支撑件的油孔。
【文档编号】G01M13/00GK106092558SQ201610709907
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年8月23日
【发明人】闫宇龙, 窦唯, 钱云方, 刘洋, 冯楚翔, 于槟恺
【申请人】北京航天动力研究所