一种基于散斑干涉原理的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法及装置与流程

本发明属于航空发动机装配技术，具体涉及一种基于散斑干涉原理的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法及装置。
背景技术：
：航空发动机低压涡轮是将低压涡轮盘的动力传递给风扇的一种结构，它的工作转速高，传递扭矩值大。低压涡轮轴盘的装配工作主要由螺栓拧紧操作组成，拧紧力大小、拧紧顺序、拧紧次数等紧固工艺参数会对螺栓的预紧力大小产生影响，继而对于轴‐盘连接界面接触应力、盘面变形及低压涡轮轴同轴度、低压涡轮轴盘动刚度及动力学稳定性等产生显著影响，不合理的紧固工艺将降低航空发动机低压涡轮轴运行可靠性。目前装配现场是通过监测拧紧螺栓时的扭矩值来控制螺栓的预紧力的大小，难以准确保证各螺栓轴向力的一致性。螺栓预紧过程中，输入能量只有大约10％转化为螺栓的预紧力，其它约90％转化为螺栓‐被连接件接触端面及螺纹牙面摩擦损耗，端面及牙面摩擦系数的微小波动将导致螺栓轴向力的不一致性；预紧过程中施加扭矩常使螺栓达到弹性‐塑性临界状态，扭矩与预紧力不再符合线性关系，更对预紧力精确控制提出了难题；即使采用扭矩‐转角符合控制策略，不同螺栓间端面摩擦系数、牙面摩擦系数的差异性也将导致螺栓轴向力出现随机性；航空发动机低压涡轮轴盘连接螺栓数目达数十个，目前主要采用人工拧紧方式，某些螺栓也容易发生拧紧力不足的问题。测试预紧过程中螺栓伸长量是精确控制预紧力的方法之一，但航空发动机低压涡轮轴盘用螺栓属于短螺栓，考虑到测试仪器的误差，采用超声测长仪等设备也难以准确测定该类螺栓预紧力。航空发动机低压涡轮轴盘连接预紧力测试方法未见相关文献。现有螺栓预紧状态测试技术有以下几种方法：1)CN105241598公开了《一种发动机转子预紧力测量方法及系统》，在发动机转子的中心拉杆上选取与其它零件不会干涉的横截面作为测量截面，在测量界面的圆周外沿上设置光纤光栅应变传感器，发射光信号给光纤光栅应变传感器并接收光纤光栅应变传感器反射的光束，根据接收的光纤光栅应变传感器反射的光束的中心波长偏移得到光纤光栅应变传感器的应变值，进而得到中心拉杆的轴向预紧力。但该发动机转子连接结构为中心拉杆，与低压涡轮轴盘螺栓连接方式有所不同，针对低压涡轮轴盘连接结构数十个螺栓布置光纤光栅传感器困难，且难以保证低压涡轮轴各个螺栓与被连接件不发生干涉。2)CN102519652B公开了《一种测试螺栓预紧力的装置及其控制方法》，通过在螺栓上安装测量辅助装置实现预紧力间接测量；CN103439035B公开了《一种螺纹紧固件预紧力测量方法及其测量装置》，通过在紧固件和被紧固物体之间安装一个螺纹紧固件预紧力测量装置实现测量；CN103616118B公开了《螺栓及其预紧力的检测系统、控制方法》，通过在螺栓光杆段的外表面上贴附应变片，在螺栓头上开设第一通孔，导线通过第一通孔，将应变片和测量机构进行连接实现预紧力测量；CN103884463公开了《复合材料连接结构预紧力在线监测方法》，将应变传感器埋入到金属螺栓中，应变传感器与应变仪的测量通道相连，测试螺栓承受的预紧力；CN204493395U公开了《一种智能螺栓》，包括内部开设有通孔的螺栓本体，光纤光栅传感器本体通过固定螺塞固定设置在螺栓本体的通孔内。但是，航空发动机低压涡轮轴盘装配过程中，不允许在紧固件和被连接件之间安装压力传感器，因为安装压力传感器一方面将影响连接件、被连接件刚度比，同时也影响结合面压力分布及使用过程的可靠性；低压涡轮轴盘连接用螺栓也不允许在螺栓头等部位制孔，及在螺栓中置入传感器，以避免影响螺栓使用可靠性；低压涡轮轴盘连接结构中螺栓的密集排布也决定难以连接附加装置测试螺栓轴向力。3)CN104791351公开了《紧固件预紧力的光学测量》，该紧固件包括头部、杆，以及具有外表面和在所述外表面中轴向延伸的通道，光学透射的应变敏感材料填充所述通道，通过将光发送到被填充的通道入口同时对所述紧固件施加扭矩，测量被填充通道的出口处的光电频率，根据测得频率确定所述紧固件上的预紧力；US6,829,944B1公开了一种紧固件拉力测量系统，其通过测量紧固件头部变形，根据该变形量与紧固力的函数关系测定紧固力，紧固件头部变形测量可采用光学测量、电容式传感器、光学图像、气动测量及压缩电阻式测量方式；SayedA.Nassar,AidongMeng等提出了应用散斑干涉技术，通过测量被连接件位移监测螺栓紧固力的方法。但是，航空发动机低压涡轮轴盘连接用螺栓不允许在其表面制作轴向延伸通道；航空发动机轴盘连接结构中，法兰结构中密集排布数十个螺栓，被连接件变形状态体现为多螺栓与被连接件的综合作用，不同螺栓之间变形机理、形态与SayedA.Nassar,AidongMeng等研究的单螺栓变形不同，另外，为判断低压涡轮轴盘多螺栓连接结构各螺栓紧固状态，需要测量不同位置变形前后的散斑图像，由于预紧过程中盘面基准坐标的改变，以及测量过程中进给系统重复定位误差等因素，将导致变形前后散斑场失配、相关性消退，干涉条纹严重退化，不能通过直接反相相减获取盘面变形信息，复杂的散斑场失配给基于散斑干涉原理的低压涡轮轴盘紧固力检测提出难题。在测试低压涡轮轴盘面位移分布过程发现，不同工况下虽然螺栓预紧力不同，但盘面位移为0的曲线位置保持稳定，该规律为基于散斑干涉原理监测低压涡轮轴盘面不同位置位移变化提供了可能。鉴于现有技术应用于航空发动机低压涡轮轴盘连接螺栓预紧力测试方面的缺点和不足，结合多螺栓密集作用下低压涡轮轴盘面变形规律，发明一种快速、准确检测航空发动机低压涡轮轴盘连接螺栓预紧力的方法及装置。技术实现要素：鉴于现有技术应用于航空发动机低压涡轮轴盘连接螺栓预紧力测试方面的缺点和不足，结合多螺栓密集作用下低压涡轮轴盘面变形规律，发明一种快速、准确检测航空发动机低压涡轮轴盘连接螺栓预紧力的方法及装置。本发明采用的技术手段如下：一种基于散斑干涉原理的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法，具有如下步骤：S1、获取低压涡轮螺栓预紧力与盘面位移大小、分布的关系：S11、对低压涡轮轴盘上的各螺栓进行拧紧，选择端面摩擦系数、牙面摩擦系数及轴向力一致的螺栓，并记录其在低压涡轮轴盘上的位置；S12、制作与所述低压涡轮轴盘相同的低压涡轮轴盘试件，通过散斑干涉仪获取未拧紧螺栓的低压涡轮轴盘试件的散斑图样，之后，按十字交叉法对试件上的螺栓进行拧紧，并对与步骤S11所述位置相对应的螺栓进行编号，记为1、2……nmax-1、nmax；S13、在编号3～nmax-2的范围内依次选取两颗螺栓，并分别标识为n1、n2；S14、对选取的两颗螺栓按以下三种工况施加预紧力：a)两颗螺栓预紧力均为预期值；b)一颗螺栓预紧力不足或偏大、另一颗螺栓预紧力为预期值；c)两颗螺栓预紧力均不足或偏大；S15、通过散斑干涉仪获取不同工况下n1‐n2中间区域低压涡轮轴盘盘面位移，螺栓预紧力不足或偏大作用下的盘面位移标示为u(x,y)，预期值作用下的盘面位移值标识为un(x,y)，则采用Δu(x,y)＝u(x,y)-un(x,y)标识螺栓预紧力不足或偏大状态下位置(x,y)的盘面位移变化，根据测试结果建立Δu(x,y)与预紧力大小之间的关系：Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,x,y)，得到满足条件Δu(x,y)＝常数的位置点集合，确定Δu(x,y)＝常数的区域，所述常数Δu(x,y)＝常数指的是Δu(x,y)的值恒定不变，且为某一常数，在所述区域内选取位置点a1，a2，a3，a4，a5，以及b1，b2，b3，b4，b5，作为确定拧紧前、拧紧后散斑图位置失配量的基准：D＝{(xa1,ya1)，......，(xa5,ya5)，(xb1,yb1)，......，(xb5,yb5)}，其中Fn1为施加到n1上的预紧力，Fn2为施加到n2上的预紧力；S16、针对不同工况条件、不同预紧力作用下的n1‐n2中间区域各个位置Δu(x,y)进行测试、分析，结合牙面摩擦系数、端面摩擦系数偏差引起的螺栓轴向力偏差及低压涡轮轴盘紧固性能要求，确定判定螺栓预紧力不足或偏大的阈值：Δuc(x,y)＝g(Fn1,Fn2,x,y)，(x,y)∈Df，Df为判断螺栓预紧力状态、预紧力大小的特征点集合；S2、测试装配过程中或装配后的低压涡轮轴盘结构盘面位移：散斑干涉仪沿低压涡轮轴盘的径向移动，针对低压涡轮轴盘上各个相邻螺栓的中间区域，确定散斑干涉仪的测试位置，分别测试螺栓拧紧前和拧紧后低压涡轮轴盘上各个相邻螺栓的中间区域的散斑图样，作为判断各螺栓拧紧状态的依据；S3、判断螺栓拧紧状态，确定预紧力偏差值：对于各个相邻螺栓的中间区域，f和g分别表示螺栓拧紧前后散斑图样对应的位移分布：f(Qi-1,i)=f(x,y)g(Qi-1,i*)=g(x*,y*),]]>在点集D＝{(xa1,ya1)，......，(xa5,ya5)，(xb1,yb1)，......，(xb5,yb5)}附近(位移偏差1.5mm范围内)调整螺栓拧紧前或拧紧后散斑图样坐标，以实现D中各位置附近点的g(x*-Δxd,y*-Δyd)-f(x,y)＝常数，得到的Δxd，Δyd即为散斑场失配位移量，则螺栓拧紧前后盘面位移变化可表达为：Δu(x,y)＝g(x*-Δxd,y*-Δyd)-f(x,y)，对于点集Df中各位置点的Δu(x,y)，若Df中50％以上的位置点满足Δu(x,y)＞Δuc(x,y)，(x,y)∈Df，则可判定螺栓预紧力不足或偏大；拟合Df中各位置点的Δu(x,y)特征规律，并与Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,x,y)相比较，具体确定预紧力偏差值。所述步骤S11中所述拧紧指的是应用螺栓轴向力测试系统对各螺栓进行3次以上拧紧。所述步骤S12中制作与所述低压涡轮轴盘相同的低压涡轮轴盘试件指的是制作与所述低压涡轮轴盘同样材料、同样法兰内外径、同样法兰厚度、同样螺栓间距、结合面精度的1/4的低压涡轮轴盘试件。所述预期值为拧紧螺栓所需扭矩值。位置点a1，a2，a3，a4，a5以及b1，b2，b3，b4，b5的选取方式为：做相邻两个螺栓连线的垂直中心线ab，其中，a、b两点分别为低压涡轮轴盘试件结构的法兰结构边缘，位置点a1，a2，a3，a4，a5位于圆心在直线ab上且距离a点4mm、半径为0.5mm的圆内，位置点b1，b2，b3，b4，b5位于圆心在直线ab上且距离a点22.5mm、半径为0.5mm的圆内。上述选取方式的依据是申请人经过大量实验发现不同预紧力作用下在靠近a点的圆形区域的位移变化量很小，可以认为Δu(x,y)＝常数，如图9所示，上述实验方法为低压涡轮轴盘定位准确后，将除测量点附近的一颗螺栓外的其它螺栓按照标准预紧力拧紧，随后，将测量点附近未预紧的螺栓按照13500N，22500N，36000N，45000N的顺序分别拧紧，每拧紧一次，测量盘面测量点的变形量。。本发明还公开了一种基于散斑干涉原理的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测装置，包括基台、散斑干涉仪进给装置和沿直线依次排列的V形铁Ⅰ、V形铁Ⅱ和V形铁Ⅲ，所述V形铁Ⅰ通过基座与所述基台连接，所述V形铁Ⅱ依次通过水平进给平台Ⅰ和升降平台Ⅰ与所述基台连接，所述V形铁Ⅲ依次通过水平进给平台Ⅱ和升降平台Ⅱ与所述基台连接，所述V形铁Ⅰ、所述V形铁Ⅱ和所述V形铁Ⅲ上均设有压板，所述散斑干涉仪进给装置包括依次连接的散斑干涉仪、径向微动进给平台、竖直进给平台和水平进给平台Ⅲ，所述水平进给平台Ⅰ、所述水平进给平台Ⅱ和所述水平进给平台Ⅲ的进给方向均垂直于所述直线。本发明具有以下优点：(1)通过测量螺栓拧紧前、拧紧后航空发动机低压涡轮盘面位移，快速、准确判断螺栓预紧状态，测量过程中不需要破坏螺栓结构；(2)基于散斑干涉原理测量盘面位移，能够同时获取一定范围的盘面位移变化特征，从而结合盘面位移整体变化规律进行预紧状态判断；(3)结合预紧过程中盘面位移差为常数的一系列稳定位置点，解决螺栓预紧前、预紧后测量，以及多位置测量过程中产生的散斑图样失配问题，从而支持判断低压涡轮轴盘中多个螺栓预紧状态。基于上述理由本发明可在航空发动机装配技术等领域广泛推广。附图说明下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。图1是本发明的具体实施方式中低压涡轮轴盘面位移量稳定为常数的位置示意图。图2是本发明的具体实施方式中在相邻两个螺栓的连线上做垂直中心线ab的示意图。图3是本发明的具体实施方式中沿ab由a至b的盘面位移偏差趋势曲线图。图4是本发明的具体实施方式中在相邻两个螺栓之间做ab的垂直中心线pq的示意图。图5是本发明本发明的具体实施方式中沿pq由p至q的盘面位移偏差趋势曲线图。图6是本发明的具体实施方式中一种基于散斑干涉原理的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测装置的结构示意图。图7是本发明的具体实施方式中散斑干涉仪进给装置的结构示意图。图8是本发明的具体实施方式中散斑干涉仪与低压涡轮轴盘位置关系示意图。图9是靠近a点的圆形区域处不同预紧力对应的位移变化图。具体实施方式实施例1一种基于散斑干涉原理的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法，具有如下步骤：S1、获取低压涡轮螺栓预紧力与盘面位移大小、分布的关系：S11、对低压涡轮轴盘上的各螺栓进行拧紧，选择端面摩擦系数、牙面摩擦系数及轴向力一致的螺栓，并记录其在低压涡轮轴盘上的位置；S12、制作与所述低压涡轮轴盘相同的低压涡轮轴盘试件，通过散斑干涉仪获取未拧紧螺栓的低压涡轮轴盘试件的散斑图样，之后，按十字交叉法对试件上的螺栓进行拧紧，并对与步骤S11所述位置相对应的螺栓进行编号，记为1、2……nmax-1、nmax；S13、在编号3～nmax-2的范围内依次选取两颗螺栓，并分别标识为n1、n2；S14、对选取的两颗螺栓按以下三种工况施加预紧力：a)两颗螺栓预紧力均为预期值；b)一颗螺栓预紧力不足或偏大、另一颗螺栓预紧力为预期值；c)两颗螺栓预紧力均不足或偏大；S15、通过散斑干涉仪获取不同工况下n1‐n2中间区域低压涡轮轴盘盘面位移，螺栓预紧力不足或偏大作用下的盘面位移标示为u(x,y)，预期值作用下的盘面位移值标识为un(x,y)，则采用Δu(x,y)＝u(x,y)-un(x,y)标识螺栓预紧力不足或偏大状态下位置(x,y)的盘面位移变化，根据测试结果建立Δu(x,y)与预紧力大小之间的关系：Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,x,y)，得到满足条件Δu(x,y)＝常数的位置点集合，确定Δu(x,y)＝常数的区域，在所述区域内选取位置点a1，a2，a3，a4，a5，以及b1，b2，b3，b4，b5，作为确定拧紧前、拧紧后散斑图位置失配量的基准：D＝{(xa1,ya1)，......，(xa5,ya5)，(xb1,yb1)，......，(xb5,yb5)}，其中Fn1为施加到n1上的预紧力，Fn2为施加到n2上的预紧力，如图1所示，位置点a1，a2，a3，a4，a5以及b1，b2，b3，b4，b5的选取方式为：做相邻两个螺栓连线的垂直中心线ab，其中，a、b两点分别为低压涡轮轴盘试件结构的法兰结构边缘，位置点a1，a2，a3，a4，a5位于圆心在直线ab上且距离a点4mm、半径为0.5mm的圆内，位置点b1，b2，b3，b4，b5位于圆心在直线ab上且距离a点22.5mm、半径为0.5mm的圆内；S16、针对不同工况条件、不同预紧力作用下的n1‐n2中间区域各个位置Δu(x,y)进行测试、分析，结合牙面摩擦系数、端面摩擦系数偏差引起的螺栓轴向力偏差及低压涡轮轴盘紧固性能要求，确定判定螺栓预紧力不足或偏大的阈值：Δuc(x,y)＝g(Fn1,Fn2,x,y)，(x,y)∈Df，如图2‐图5所示，Df为判断螺栓预紧力状态、预紧力大小的特征点集合，本实施例中Df包括a，b，c，d，e，f和p，w，o，v，q，其中，a，b，c，d，e，f为ab上的点，d距a点5mm，e距b点5mm，f位于ac连线上、距c点3mm，g位于bc连线上、距c点3mm，p，w，o，v，q为ab的垂直中心线pq上的点，o点为pq与ab的交点，w、v点分别为po、oq中点，p、q点分别距o点2mm；S2、测试装配过程中或装配后的低压涡轮轴盘结构盘面位移：散斑干涉仪沿低压涡轮轴盘的径向移动，针对低压涡轮轴盘上各个相邻螺栓的中间区域，确定散斑干涉仪的测试位置，分别测试螺栓拧紧前和拧紧后低压涡轮轴盘上各个相邻螺栓的中间区域的散斑图样，作为判断各螺栓拧紧状态的依据；S3、判断螺栓拧紧状态，确定预紧力偏差值：对于各个相邻螺栓的中间区域，f和g分别表示螺栓拧紧前后散斑图样对应的位移分布：f(Qi-1,i)=f(x,y)g(Qi-1,i*)=g(x*,y*),]]>在点集D＝{(xa1,ya1)，......，(xa5,ya5)，(xb1,yb1)，......，(xb5,yb5)}附近调整螺栓拧紧前或拧紧后散斑图样坐标，以实现D中各位置附近点的g(x*-Δxd,y*-Δyd)-f(x,y)＝常数，得到的Δxd，Δyd即为散斑场失配位移量，则螺栓拧紧前后盘面位移变化可表达为：Δu(x,y)＝g(x*-Δxd,y*-Δyd)-f(x,y)，对于点集Df中各位置点的Δu(x,y)，若Df中50％以上的位置点满足Δu(x,y)＞Δuc(x,y)，(x,y)∈Df，则可判定螺栓预紧力不足或偏大；拟合Df中各位置点的Δu(x,y)特征规律，并与Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,x,y)相比较，具体确定预紧力偏差值。所述步骤S11中所述拧紧指的是应用螺栓轴向力测试系统对各螺栓进行3次以上拧紧。所述步骤S12中制作与所述低压涡轮轴盘相同的低压涡轮轴盘试件指的是制作与所述低压涡轮轴盘同样材料、同样法兰内外径、同样法兰厚度、同样螺栓间距、结合面精度的1/4的低压涡轮轴盘试件。所述预期值为拧紧螺栓所需扭矩值。实施例2如图6‐图8所示，一种基于散斑干涉原理的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测装置，包括基台1、散斑干涉仪进给装置2和沿直线依次排列的V形铁Ⅰ3、V形铁Ⅱ4和V形铁Ⅲ5，所述V形铁Ⅰ3通过基座6与所述基台1连接，所述V形铁Ⅱ4依次通过水平进给平台Ⅰ7和升降平台Ⅰ8与所述基台1连接，所述V形铁Ⅲ5依次通过水平进给平台Ⅱ9和升降平台Ⅱ10与所述基台1连接，所述V形铁Ⅰ3、所述V形铁Ⅱ4和所述V形铁Ⅲ5上均设有压板11，所述散斑干涉仪进给装置2包括依次连接的散斑干涉仪12、径向微动进给平台13、竖直进给平台14和水平进给平台Ⅲ15，所述水平进给平台Ⅰ7、所述水平进给平台Ⅱ8和所述水平进给平台Ⅲ15的进给方向均垂直于所述直线。旋转所述径向微动进给平台13的旋钮，所述径向微动进给平台13可以带动所述散斑干涉仪12沿低压涡轮轴盘径向做进给运动；所述径向微动进给平台13配置在所述竖直进给平台14上，所述竖直进给平台14可以调节所述散斑干涉仪12在竖直方向的位置；所述竖直进给平台14配置在所述水平进给平台Ⅲ15上，同样，旋转所述水平进给平台Ⅲ15的手轮，可以快速，大行程的调整所述散斑干涉仪12沿低压涡轮轴盘的径向位置，以防止在拧紧螺栓16时，扳手与所述散斑干涉仪12发生干涉；所述水平进给平台Ⅲ15固定在所述基台1上。所述V形铁Ⅰ3、所述V形铁Ⅱ4和相对应的所述压板11用于固定低压涡轮轴模型17，所述V形铁Ⅲ5和相对应的所述压板11用于固定低压涡轮盘模型18，当同时调整所述水平进给平台Ⅰ7与所述水平进给平台Ⅱ9，可以实现对低压涡轮轴模型17的绕竖直轴Z的转动及沿水平方向y的平动两个自由度的调整；同时调整所述升降平台Ⅰ8与所述升降平台Ⅱ10，可以实现对低压涡轮轴模型17沿竖直方向z的平动及绕y轴的转动，沿x轴的平动及绕x轴的转动可直接对低压涡轮轴模型17进行手动操作实现。以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。当前第1页1 2 3