专利名称：应用于气路静电监测的发动机碰摩故障模拟实验台的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种应用于气路静电监测的发动机碰摩故障模拟实验台，属于航空发动机状态监控与故障检测领域。
背景技术：
航空发动机转子叶片与封严材料或机匣本体发生碰摩是一类十分常见的气路机械故障。该故障在发生初期具有间歇性故障的特点，但是持续的碰摩故障可以影响转子系统的力平衡和动刚度，从而引起整机振动加剧、转子轴弯曲、叶片寿命降低、叶尖间隙增大、发动机性能下降或引起其他继发故障。目前航空发动机制造商普遍采取减小叶尖间隙这一方法来有效提高发动机效率，使得发动机更容易发生碰摩故障。目前应用于监测碰摩故障主要包括定期孔探检查、性能监控以及基于振动信号监测的方法，孔探检查是一种离线检测手段，难以及时的发现发动机碰摩故障，另外，振动监测和性能监控则只能对原发故障产生的二次征兆或影响进行监测。例如，在叶片碰摩发生时，只有当损失了足够多的材料导致不平衡，才能引起发动机振动加剧而监测到异常，而且发动机自身振源很多，诊断出根本故障原因的难度比较大；对性能监控，只有当叶尖间隙的尺寸已经影响所监控的性能参数(温度、压力等)发生了较大变化时，才能监测到异常。但是从发动机制造和使用的过程中出现的新情况和新需求来看，迫切需要研究一种可以在线监测碰摩故障的技术，实现对目前存在的检测方法的有效补充的目的。航空发动机发生碰摩故障会产生金属颗粒，这些金属颗粒最终会导致气路的总体静电荷水平变化，进而引起气路静电信号异常，最终被静电传感器感应出气路中静电整体水平变化情况，并通过静电信号采集系统获取这些信号，实现利用航空发动机气路静电监测技术监测旋转部件的碰摩故障。因静电监测技术监测的是碰摩故障的直接产物，可以提供早期故障信号，能够提前提供预警信息，为气路部件健康状态评估与剩余寿命预测提供新的信息源。该技术是一项非常有应用前景的航空发动机状态监测技术，对提前故障发现时机、预防发动机重大故障和保证飞机飞行安全等方面具有十分重要的意义。Powrie等分析了利用静电监测技术监测发动机碰摩故障的可行性，并提出了静电信号轴频分析的基本定义。李耀华等通过综合金属颗粒注入实验以及带电小球周期运动实验讨论了利用静电感应原理实现监测发动机碰摩故障的可行性研究以及碰摩故障所具有的周期性特征，但是缺乏直接有效的碰摩故障静电监测实验验证。为了研究航空发动机碰摩故障静电监测技术，需要开展大量的航空发动机碰摩故障静电监测实验。但是，在真实航空发动机上开展碰摩故障注入实验成本过高，并且伴随着很大的实验风险，难以实现。目前存在的航空发动机碰摩模拟实验装置大多是采用拧紧螺钉方式使转子与静子发生碰摩，不符合发动机碰摩故障模拟静电监测实验中对碰摩过程进行实时控制及调整、静电传感器安装等要求。在这些背景下，需要设计了应用于气路静电监测研究的航空发动机碰摩故障模拟试验台，能够高效的实现不同碰摩材料(碰摩材料可拆卸)的碰摩实验，实时获取碰摩故障发生时的静电信号以及径向、切向碰摩力信号，工程上易于实现，制造成本也较低，可形成研究航空发动机碰摩故障静电监测技术的实验设备。
发明内容
本发明的目的在于提供一种应用于气路静电监测研究的航空发动机碰摩故障模拟试验台。一种应用于气路静电监测的航空发动机碰摩故障模拟试验台，其特征在于:
由安装平台、转子系统、转子运动控制系统、碰摩材料进给装置、碰摩材料进给控制系统、实验数据采集系统组成；
上述安装平台包括支撑座，还包括依次相连的安全保护罩、连接管、气路延长管；其中安全保护罩设有碰磨材料进给窗口；
上述转子系统依次由调速电机、联轴器、传动轴、轮盘、实验叶片组成；
上述转子运动控制系统依次由空气开关、电磁继电器、与上述调速电机相连的电机调速器组成；
上述实验数据采集系统包括静电传感器、转速传感器、径向冲击力测量单元、切向冲击力测量单元；其中静电传感器的探头伸入安装平台中气路延长管路中，转速传感器安装于上述调速电机处；上述静电传感器经过静电信号调理单元后，以及转速传感器、径向冲击力测量单元、切向冲击力测量单元均与信号采集卡的相应输入端相连，信号采集卡的输出端与信号处理单元相连；
上述碰摩材料进给装置由步进电机、丝杠、进给导轨、安装于丝杆和进给导轨上的进给滑台、固定于进给滑台的碰摩材料安装固定架、与发动机机匣材质相同的碰摩材料、L型支撑件组成；其中碰摩材料安装固定架和L型支撑件都有水平臂和竖直臂；上述切向冲击力测量单元通过螺栓连接安装于碰摩材料安装固定架的水平臂与进给滑台之间，碰摩材料安装于碰摩材料安装固定架的竖直臂外侧；L型支撑件的水平臂安装于进给滑台上，上述径向冲击力测量单元通过螺栓连接安装于L型支撑件的竖直臂的内侧与碰摩材料安装固定架竖直臂的内侧之间；
上述碰摩材料进给控制系统依次由直流电源、步进电机控制卡、与上述步进电机相连的步进电机驱动器组成。在开展航空发动机碰摩故障静电监测实验时，转子系统在转子运动控制系统控制下以一定转速运动，可拆卸的碰摩材料安装于碰摩材料进给装置上，碰摩材料进给装置在碰摩材料进给控制系统的控制下以一定速度到达指定位置。转子系统上的叶片与碰摩材料发生剧烈的碰摩现象，实验数据采集系统采集实验过程中的静电信号以及径向、切向碰摩力，获取到碰摩故障发生时的原始静电信号，并分析其信号特征。本发明与现有技术相比具有以下显著的进步:I)本发明可实现模拟航空发动机碰摩故障，相对于其他的航空发动机碰摩模拟方式，本发明中采用接触面碰摩代替了拧紧螺钉这类点状碰摩接触形式，使得故障模拟方式更加符合航空发动机碰摩故障的真实情况；
2)本发明是专为实现航空发动机碰摩故障模拟静电监测研究设计的，能够便于安装各种型号的静电传感器；
3)本发明可以利用碰摩材料进给控制系统实现对碰摩严重程度的调节和控制，获取不同碰摩严重程度时对应的静电信号，分析静电信号与碰摩故障严重程度之间的对应关系；
4)利用碰摩材料进给装置上的碰摩材料安装固定架实现容易地更换不同材质的碰摩材料，研究不同碰摩材料发生碰摩时对应的静电信号异同之处，实现研究不同材质碰摩故障颗粒的带电机理的目的；
5)本发明利用转子运动控制系统实现调节碰摩故障发生时转子转速，实现同一种碰摩材料在不同转子转速碰摩时的静电监测试验，实现研究碰摩周期与采集的静电信号周期的相关性研究；
6)本发明所采用的电器方面的技术在工程实践上易于实现，制造成本也较低，可形成研究航空发动机碰摩故障静电监测技术的硬件基础。
图1为本发明一种应用于气路静电监测研究的航空发动机碰摩故障模拟试验台的主要机械机构结构示意图；图2为本发明一种应用于气路静电监测研究的航空发动机碰摩故障模拟试验台的整体框架示意 图3为本发明转子系统的组成结构 图4为本发明转子运动控制系统的主要组成及连接关系；
图5为本发明碰摩材料进给装置结构；
图6为本发明碰摩材料进给控制系统组成框 图7为本发明实验数据采集系统组成框 图8为本发明实验台机械安装平台主体结构；
图9为实施例中低碳素钢叶片-铝合金碰摩材料进行碰摩故障模拟实验获取的静电信
号;
图10为实施例中碰摩故障模拟实验获取的静电信号频谱分析结果；
I为安全保护罩，2为碰摩转子部件，3为安装平台，4为可拆卸碰摩材料，5为径向冲击力测量单元6为切向冲击力测量单元，7为碰摩进给装置，8为步进电机，9为调速电机，10为传动轴，11为轮盘，12为实验叶片，13为气路管路，14为静电传感器，15为转速传感器，16为联轴器，17为碰摩材料安装固定架，18为进给滑台，19为进给导轨，20为丝杠，21为力传感器，22为大螺栓，23为L型支撑件，24为连接管，25为静电传感器安装孔，26为支撑座。
具体实施例方式如图1和图2所示，本发明一种应用于气路静电监测研究的航空发动机碰摩故障模拟试验台，包括转子系统、转子运动控制系统、碰摩材料进给装置、碰摩材料进给控制系统、实验数据采集系统、安装平台。在开展航空发动机碰摩故障静电监测实验时，转子系统在转子运动控制系统控制下以一定转速运动，可拆卸的碰摩材料被安装于碰摩材料进给装置上，碰摩材料进给装置在碰摩材料进给控制系统的控制下以一定速度到达指定位置。转子系统上的叶片与碰摩材料发生剧烈的碰摩现象，实验数据采集系统采集实验过程中的静电信号以及径向、切向碰摩力，获取到碰摩故障发生时的原始静电信号。如图3所示，转子系统由调速电机、联轴器、传动轴、轮盘、实验叶片组成，实验叶片安装于轮盘上，传动轴通过联轴器与调速电机轴相连，轮盘在调速电机的驱动下高速旋转，使得叶片具有较高的切向线速度。
如图4所示，转子运动控制系统包括空气开关、电磁继电器、电机调速器；空气开关直接380V工业动力电源相连接，然后空气开关连接电磁继电器，电磁继电器与电机调速器相连接，电机调速器控制调速电机以设定的转速进行转动。在起动和关闭电动机过程中，通过电磁继电器可对电动机实现低电压控制来保证安全。如图5所示，碰摩材料进给装置由进给滑台、进给导轨、丝杠、步进电机、碰摩材料、碰摩材料安装固定架、L型支撑件以及相关支撑机械组成。碰摩材料安装固定架用于放置固定不同材质的碰摩材料，该安装固定架可以反复拆卸，根据实验需要更换不同材质的碰摩材料。碰摩材料安装固定架安装在进给滑台上，进给滑台可以在进给导轨上前后滑动，进给滑台通过丝杠与步进电机相连接，将步进电机的转动转化为进给滑台的直线运动。相关支撑机械构成了碰摩材料进给装置本体，并安装了两S型力传感器，分别用于测量径向、切向碰摩力。如图6所示，碰摩材料进给控制系统包括直流电源、步进电机驱动器、步进电机控制卡。直流电源为步进电机驱动器和步进电机控制卡提供电力，步进电机控制卡与步进电机驱动器相连接，向步进电机驱动器发出控制指令。步进电机驱动器与步进电机相连，根据接收到的控制指令驱动步进电机动作。如图7所示，实验数据采集系统包括静电传感器、S型力传感器、信号调理单元、信号采集卡、信号采集软件、计算机以及相关电缆。实验数据采集系统采集实验过程中的静电信号以及径向、切向碰摩力，并利用信号采集软件保存、分析获取的信号。如图8所示，碰摩故障实验台安装平台，它主要由安全保护罩、连接管、气路延长管和支撑座组成。安全保护罩与地面之间用紧固螺栓连接，支撑座与地面同样也用螺栓连接。气路延长管筒与安全保护罩之间通过连接管连接，通过螺栓连接将两部分进行固定，这样整个机械部分连成一个整体。其中安全保护罩上延着轴线用切割机切开了一个口，它的中心点和叶片旋转轴心点对齐，它是转子系统中的实验叶片和碰摩材料发生碰摩的进给窗口，碰摩材料进给控制系统按照设定的进给量控制碰摩材料进给装置通过进给窗口将碰摩材料送至碰摩位置，使得碰摩材料与转子系统实现碰摩故障模拟。气路延长管上开有不同位置、不同直径的圆形螺纹孔，用于放置静电传感器，传感器的探头深度与尾筒半径相同。本发明是研究航空发动机碰摩故障静电监测研究的实验设备，便于安装各种型号的静电传感器，能够实现不同碰摩材料(碰摩材料可拆卸)的碰摩实验，采用碰摩接触面代替了拧紧螺钉这类点状碰摩接触形式，使得故障模拟方式更加符合航空发动机碰摩故障的真实情况。利用实验数据采集系统实时获取碰摩故障发生过程中的静电信号以及径向、纵向碰摩力信号，实现通过碰摩材料进给控制系统实现对碰摩严重程度的调节和控制，获取不同碰摩严重程度时对应的静电信号，分析静电信号与碰摩故障严重程度之间的对应关系；利用碰摩材料进给装置上的碰摩材料安装固定架实现方便的更换不同材质的碰摩材料，研究不同碰摩材料发生碰摩时对应的静电信号异同之处，实现研究不同材质碰摩故障颗粒的带电机理的目的；利用转子运动控制系统实现调节碰摩故障发生时转子转速，实现同一种碰摩材料在不同转子转速碰摩时的静电监测试验，实现碰摩周期与采集的静电信号周期的相关性研究。实施例目前利用该实验设备开展了航空碰摩故障模拟静电监测实验。在常温条件下，使用碰摩进给量控制单元调节碰摩进给装置，使可拆卸碰摩材料与转子叶片可以发生轻微接触。在实验过程中，作为旋转部件的转子实验叶片有6片，叶片材料选用了低碳素钢，其刚度和硬度符合实验的基本要求，可拆卸碰摩材料选用了铝镁合金。实验目的在于验证静电传感器是否能够监测到该碰摩实验产生的金属颗粒，以及分析故障静电信号特征并观察信号频域中是否出现了周期信号成分，研究模拟碰摩故障静电信号特征频率与电动机转速之间的关系。获取的静电监测信号如图所示，在模拟碰摩故障发生时，静电信号出现了幅值较大的变化，并且幅值为大部分为负，模拟碰摩故障结束后，静电信号又恢复到正常水平。转子的转动频率计算公式:，其中为转子转速，碰摩轴频是为了研究周期性碰摩故障而定义的，根据文献中的定义，表示转子每旋转I周叶片与机匣或封严材料碰摩I次，表示转子每旋转I周叶片与机匣或封严材料碰摩2次，以此类推表示转子每旋转I周压气机叶片与机匣或封严材料碰摩η次，O。如果在某一段时间内叶片与机匣或封严材料出现周期性碰摩，则在静电信号中将会出现与碰摩轴频对应的信号成分。实验中，我们采用的电机的转动速度约为2900，设定的碰摩故障叶片为6片，及转子旋转一周，叶片与实验平台上的可拆卸碰摩材料碰摩6次，Hz。对实测的电压信号利用Hilbert变换进行功率频谱分析的结果如图9所示，图中出现了市电频率50Hz以及对应的倍频，并且出现了对应的碰摩频率。
权利要求
1.一种应用于气路静电监测的航空发动机碰摩故障模拟试验台，其特征在于: 由安装平台(3)、转子系统、转子运动控制系统、碰摩材料进给装置(7)、碰摩材料进给控制系统、实验数据采集系统组成； 上述安装平台(3)包括支撑座(26)，还包括依次相连的安全保护罩(I )、连接管(24)、气路延长管(13);其中安全保护罩(I)设有碰磨材料进给窗口 ； 上述转子系统依次由调速电机(9)、联轴器(16)、传动轴(10)、轮盘(11)、实验叶片(12)组成； 上述转子运动控制系统依次由空气开关、电磁继电器、与上述调速电机(9)相连的电机调速器组成； 上述实验数据采集系统包括静电传感器(14)、转速传感器(15)、径向冲击力测量单元(5)、切向冲击力测量单元(6);其中静电传感器(14)的探头伸入安装平台(3)中气路延长管路(13)中，转速传感器(15)安装于上述调速电机(9)处；上述静电传感器(14)经过静电信号调理单元后，以及转速传感器(14)、径向冲击力测量单元(5)、切向冲击力测量单元(6)均与信号采集卡的相应输入端相连，信号采集卡的输出端与信号处理单元相连； 上述碰摩材料进给装置(7)由步进电机(8)、丝杠(20)、进给导轨(19)、安装于丝杆(20)和进给导轨(19)上的进给滑台(18)、固定于进给滑台(18)的碰摩材料安装固定架(17)、与发动机机匣材质相同的碰摩材料(4)、L型支撑件(23)组成；其中碰摩材料安装固定架(17)和L型支撑件(23)都有水平臂和竖直臂；上述切向冲击力测量单元(6)通过螺栓连接安装于碰摩材料安装固定架(17)的水平臂与进给滑台(18)之间，碰摩材料(4)安装于碰摩材料安装固定架(17)的竖直臂外侧山型支撑件(23)的水平臂安装于进给滑台(18)上，上述径向冲击力测量单元(5)通过螺栓连接安装于L型支撑件(23)的竖直臂的内侧与碰摩材料安装固定架(17)竖直臂的内侧之间； 上述碰摩材料进给控制系统依次由直流电源、步进电机控制卡、与上述步进电机(8 )相连的步进电机驱动器组成。
全文摘要
一种应用于气路静电监测的发动机碰摩故障模拟试验台，属于航空发动机状态监控与故障检测领域。该试验台由安装平台(3)、转子系统、转子运动控制系统、碰摩材料进给装置(7)、碰摩材料进给控制系统、实验数据采集系统组成。本发明克服了在真实航空发动机上做碰摩故障注入实验所面临的高成本、高危险性等问题，可以高效的实现不同碰摩材料的碰摩实验，实时获取碰摩故障发生时的静电信号，该发明制造成本较低、工程上易于实现，是研究航空发动机碰摩故障静电监测技术的实验设备。
文档编号G01M15/00GK103207081SQ201310089230
公开日2013年7月17日 申请日期2013年3月20日 优先权日2013年3月20日
发明者左洪福, 刘鹏鹏, 付宇, 孙见忠, 刘捷, 闫新星 申请人:南京航空航天大学