[發明專利]一種航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙的預測方法

有效

• 申請號: 202010065955.0
• 申請日: 2020-01-20
• 公開（公告）號: CN111241609B
• 公開（公告）日: 2022-04-01
• 發明（設計）人: 孫惠斌;王靜;陳凱;夏華騰;袁劍;常智勇;王昱;鄧王倩
• 申請（專利權）人: 西北工業大學;中國航發南方工業有限公司
• 主分類號: G06F30/10
• 分類號: G06F30/10;G06F30/20;G06F30/15;G01B21/16;G01B21/04
• 代理公司: 西安維賽恩專利代理事務所(普通合伙) 61257
• 代理人: 劉春

本發明公開了一種航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙的預測方法，包括以下步驟：S1、建立轉子葉尖計算模型；S2、建立支承結構計算模型；S3、建立機匣內流道面計算模型；S4、建立轉靜子葉尖間隙計算模型，再將所述轉子系統、支承框架、機匣與靜子組件的偏差數據和尺寸數據輸入模型計算；模型根據輸入數據，輸出不同轉子相位下的各級轉子和靜子葉尖的間隙預測值，給出相應的間隙分布曲線，并求得模型預測的各級轉靜子最大、最小和平均間隙；將預測結果與工藝標準的間隙要求對比，以判定轉靜子裝配的葉尖間隙指標是否合格，或根據預測值給出超差的部位，即完成航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙的預測。解決了現有航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙預測難的問題。

【技術領域】

本發明屬于航空發動機裝配技術領域，具體涉及一種航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙的預測方法。

【背景技術】

航空發動機轉靜子葉尖間隙是影響航空發動機安全和性能的重要指標，轉靜子葉尖間隙周向分布不均以及轉子與內流道面碰磨問題是困擾世界各大航空公司和軍工企業的一大難題。航空發動機在制造和裝配過程中存在大量誤差，多誤差的累積和傳遞導致航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙無法被準確地預知，需要通過反復裝調才能滿足要求，導致裝配效率低、質量一致性差。目前，國內對于航空發動機轉靜子葉尖間隙預測方法相關的公開內容較少。

【發明內容】

本發明的目的是提供一種航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙的預測方法，以解決現有航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙預測難的問題。

本發明采用以下技術方案：一種航空發動機轉靜子裝配葉尖間隙的預測方法，航空發動機包括轉子系統、支承框架、機匣與靜子組件，所述葉尖間隙指轉子葉尖與機匣內流道面的徑向間隙、以及靜子葉尖與轉子輪轂的徑向間隙，所述預測方法包括以下步驟：

S1、建立轉子葉尖計算模型；

S2、建立支承結構計算模型；

S3、建立機匣內流道面計算模型；

S4、在絕對坐標系下，利用齊次坐標變換矩陣將所述步驟1至3得到的三個計算模型，整合為轉靜子葉尖間隙計算模型，并對不同轉子相位角下的葉尖間隙進行預測。

進一步的，步驟1中，以一級轉子或前軸頸軸向基準面的形心為原點建立空間坐標系；零件檢測得一級轉子后端面輪廓坐標點，利用坐標點建立空間平面方程，依次計算前后支承之間各級轉子后端面平面方程；由平面方程計算各級轉子后端面單位法向量，即完成端面跳動偏差的幾何建模；零件檢測得轉子前、后端面外側輻板面輪廓坐標點，建立截平面內的圓方程，由最小二乘法估計方程參數，得形心坐標，即完成徑向偏心偏差幾何建模；由前后端面的形心坐標計算單級轉子內部形心方向向量；計算各葉片的葉尖高度和初始相位角，從而計算各葉尖點的實際坐標，即完成轉子葉尖計算模型。

進一步的，步驟1的具體計算過程如下：

以轉子基準面為裝配全局基準建立坐標系，原點為轉子基準面形心點，軸向堆疊方向為x正方向，截平面為yOz平面，豎直方向為z軸方向；

根據檢測儀器獲取的第i級轉子后端面輪廓數據點建立平面方程，由最小二乘法擬合平面方程參數，得方程表達式：

A_pla,ix+B_pla,iy+C_pla,iz+D_pla,i＝0 (1)，

式中，A_pla,B_pla,C_pla,D_pla均為標定平面參數系數，由式(1)的得平面法向量，做歸一化處理后得第i級轉子后端面的單位法向量：

由轉臺檢測儀器獲取單級轉子前端面外側輻板在軸向x處的截平面外圈輪廓，根據最小二乘法擬合得前端面外側圓方程為：