航空軸承試驗器力載荷裝置改進(jìn)方法

葉本遠(yuǎn)，李錕，楊坤山，劉廷武

（中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油621703）

航空軸承試驗器力載荷裝置改進(jìn)方法

葉本遠(yuǎn)，李錕，楊坤山，劉廷武

（中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油621703）

為提高航空軸承試驗器力載荷裝置的加載精度，基于已有試驗平臺，分析了原加載裝置精度偏低的原因，并通過仿真方法予以驗證，提出了針對性的改進(jìn)措施。通過在加載桿中串連傳感器，將力信號作為控制變量引入控制閉環(huán)，實現(xiàn)對力載荷的直接控制，消除了加載膜片邊沿效應(yīng)的影響；增加預(yù)緊彈簧使油壓調(diào)節(jié)閥有效避開非線性工作區(qū)域，保證了加載裝置的作動速度。經(jīng)試驗驗證，改進(jìn)后的加載裝置具有較高的加載精度，且安裝、使用方便。

航空發(fā)動機(jī)；航空軸承；試驗器；邊沿效應(yīng)；力載荷；液壓加載；膜片；穩(wěn)態(tài)偏差

1　引言

隨著航空發(fā)動機(jī)性能的不斷提高，主軸軸承的工作條件變得越來越苛刻。工作中軸承的真實受力情況受諸多因素影響，要準(zhǔn)確獲取主軸軸承工作狀況，必須對軸承進(jìn)行大量試驗。利用專有試驗器模擬軸承工況，對軸承進(jìn)行極限工況適應(yīng)性試驗，再對數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，是一種可靠性強(qiáng)、成本低、效率高的辦法［1］。根據(jù)我國航空發(fā)動機(jī)試驗技術(shù)相關(guān)規(guī)范要求，每個批次的軸承必須經(jīng)過相應(yīng)的試驗考核方可裝機(jī)［2］。然而目前航空軸承試驗面臨著很多技術(shù)難題，尤其是在復(fù)雜工況下，鑒于載荷影響因素多［3］，在試驗器中對航空軸承載荷的準(zhǔn)確模擬較為困難，而載荷的加載精度又是考核試驗有效性的關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)之一。

航空軸承試驗器的加載方式以液壓加載應(yīng)用最為廣泛。液壓加載通過使用液壓泵將機(jī)械能轉(zhuǎn)化為壓力，推動液壓缸做出不同行程、不同方向的動作［4］。液壓加載按結(jié)構(gòu)又可分為活塞式加載和膜片式加載兩種，其區(qū)別在于：前者加載面兩側(cè)均有油壓作用，輸出力載荷為加載面兩側(cè)力的差值，這種方式加載精度高，可提供雙向力載荷，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜，成本較高；膜片式結(jié)構(gòu)中，加載油僅在一個方向?qū)虞d面作用，利用彈性膜片將液體壓力傳遞于加載面，其結(jié)構(gòu)簡單，成本低，但加載精度相對較低。

本文基于某型航空發(fā)動機(jī)主軸承試驗，針對其高速、低載的工況特點，以一臺高速航空軸承試驗器為對象，在其力載荷裝置結(jié)構(gòu)分析基礎(chǔ)上，剖析了影響載荷精度的主要因素，提出并實施了一種改進(jìn)方案，基于試驗臺進(jìn)行了力載荷裝置標(biāo)定，在0～36 000 r/min工況區(qū)間，考核了改進(jìn)后力載荷裝置的加載精度。

2　原有力載荷裝置性能分析

2.1試驗器介紹

中國燃?xì)鉁u輪研究院擁有多臺高速航空軸承試驗器，其中一臺如圖1所示，采用的是液壓加載方式。鑒于徑向力載荷裝置與軸向力載荷裝置原理相同，本文主要對徑向力載荷裝置進(jìn)行分析。其徑向力載荷裝置機(jī)構(gòu)見圖2，采用膜片式加載結(jié)構(gòu)。其加載原理為：加載油泵將加載油輸入油腔，加載油壓迫膜片將力傳遞到加載桿，加載桿通過加載套將力載荷最終施加于試驗軸承。

圖1　試驗器實物圖Fig.1 Picture of the test bench

2.2原有力載荷裝置缺陷分析

圖2所示裝置的一個主要缺陷是膜片邊沿效應(yīng)造成的偏差，使得實際加載面積偏小，見圖3。據(jù)統(tǒng)計此種偏差最高可達(dá)10%［5］，以下立足此因素對加載精度進(jìn)行分析。原有力載荷裝置控制過程見圖4，控制參數(shù)為油壓，近似認(rèn)為力載荷與加載面積成線性關(guān)系。

調(diào)節(jié)塊受油壓作用力為：

式中：F為力載荷，p為油壓，A為加載面積。

圖2　原有載荷裝置結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Structure of the original loading device

圖4　原控制閉環(huán)Fig.4 The original control closed loop

引入邊沿效應(yīng)系數(shù)ε，其物理意義為有效加載面積與理論面積之比（0.90≤ε≤1.00）。則實際力載荷的徑向力載荷Fr為：

將油壓調(diào)節(jié)閥等效為一個慣性環(huán)節(jié)，傳遞函數(shù)為：

式中：K為增益系數(shù)，τ為時間常數(shù)。

基于SIMULINK平臺，參照圖4編寫仿真程序，模型相關(guān)參數(shù)見表1，仿真得到原系統(tǒng)輸出力載荷曲線如圖5所示。可見，實際力載荷與設(shè)定值存在較大偏差，穩(wěn)態(tài)偏差超過10%。其原因在于：控制系統(tǒng)以加載油壓為控制對象，保證油壓穩(wěn)定，但實際加載面積偏小使得輸出載荷偏低。

表1　模型相關(guān)參數(shù)Table 1 Parameters of the mode

開環(huán)條件下，調(diào)節(jié)油壓改變輸出力載荷，得到油壓-力載荷的關(guān)系，見圖6。可見，0～0.3 MPa區(qū)間，油壓調(diào)節(jié)閥不能有效作動，因而對應(yīng)測試加載面不能有效施加小于100 N的載荷，其原因是油壓調(diào)節(jié)閥在低壓段處于非線性工作區(qū)；油壓達(dá)到0.3 MPa后，油壓調(diào)節(jié)閥開始作動，但油壓-力載荷關(guān)系線性度較差；0.6～2.8 MPa區(qū)間，油壓調(diào)節(jié)閥作動迅速，且油壓-力載荷的線性度良好。擬合實測油壓-力載荷參數(shù)，得有效加載面積為1 172 mm2，較理論值1 257 mm2偏低（ε=0.93）。

圖5　原有力載荷裝置的力載荷響應(yīng)仿真曲線Fig.5 Simulation curve of the original loading device

圖6　原有力載荷裝置的力載荷標(biāo)定結(jié)果Fig.6 Calibration results of the original loading device

綜上，影響原有力載荷裝置加載精度的主要原因有：①控制閉環(huán)以油壓為控制對象，由于膜片邊沿效應(yīng)等因素的影響，實際加載面積較理想值存在較大偏差，因此實際輸出力載荷精度偏低；②油壓調(diào)節(jié)閥在低壓工作狀態(tài)下不能有效作動，不能施加小于100 N的載荷，這對試驗軸承在小于100 N加載載荷的工況下影響較大。

3　力載荷裝置改進(jìn)方案

3.1結(jié)構(gòu)改進(jìn)

常規(guī)軸承試驗器一般不直接測量力載荷，而是采取測量加載油壓來間接測量，何強(qiáng)等［5］將力傳感器串入加載桿中實現(xiàn)了力載荷的在線測量。在文獻(xiàn)［5］基礎(chǔ)上，進(jìn)一步將力載荷信號直接導(dǎo)入控制閉環(huán)，以完成力載荷的在線測量與控制，改進(jìn)后的加載結(jié)構(gòu)見圖7。對原有加載裝置結(jié)構(gòu)做了如下修改：在加載桿與加載基體之間增加一個預(yù)緊彈簧，加載桿中間安裝一個拉壓力傳感器；傳感器兩端通過螺紋連接兩個調(diào)節(jié)塊，輸入加載桿將單向調(diào)節(jié)塊壓緊，雙向調(diào)節(jié)塊通過螺紋將輸出加載桿與拉壓力傳感器連接在一起。加載桿輸出端均采用球頭結(jié)構(gòu)以便于安裝。工作時，拉壓力傳感器實時測量力載荷；預(yù)緊彈簧提供一個與力載荷反向的預(yù)緊力，強(qiáng)制提高油腔的工作油壓，以保證油壓調(diào)節(jié)閥在其線性工作區(qū)段作動。

圖7　改進(jìn)后的加載裝置結(jié)構(gòu)圖Fig.7 Structure of the upgraded loading device

3.2性能仿真改進(jìn)

改進(jìn)后的控制過程見圖8，此時控制參數(shù)為加載到軸承上的實際力載荷。仍選取表1中采用的模型參數(shù)，假定各元件都處在線性工作區(qū)，改進(jìn)后的力載荷響應(yīng)仿真曲線見圖9。可見，以力載荷為控制對象，力載荷控制精度顯著提高，穩(wěn)態(tài)偏差小于1%。

4　試驗驗證

4.1開環(huán)特性測試

開環(huán)條件下，通過設(shè)定油壓調(diào)節(jié)閥控制電壓，同時測量油壓及傳遞到拉壓力傳感器上的力載荷，得到電壓-油壓-力載荷的關(guān)系曲線，如圖10所示。可見，0～1.8 V控制電壓區(qū)間，輸出力載荷很小；當(dāng)控制電壓達(dá)到2.0 V后，力載荷與控制電壓呈現(xiàn)良好的線性關(guān)系。其原因在于：當(dāng)所需力載荷較小時，油壓調(diào)節(jié)閥處于非線性工作區(qū)域，作動不靈敏，而新增預(yù)緊彈簧迫使油壓調(diào)節(jié)閥的最小工作壓力點提高到0.6 MPa，能有效保證增益參數(shù)的準(zhǔn)確性。在線性工作區(qū)域，擬合油壓與力載荷的線性關(guān)系，得到改造后有效加載面積為643 mm2（ε=0.91）。

4.2動態(tài)特性測試

測試工況如表2所示，考核改進(jìn)后力載荷裝置的性能，得到加載過程的時域曲線，見圖11。測試過程中，力載荷平穩(wěn)，但升降速過程中徑向力載荷存在一定波動，這是由于升降速過程中轉(zhuǎn)子不平衡振動對加載桿的干擾所致。

圖11　改進(jìn)后的力載荷動態(tài)變化曲線Fig.11 Loading dynamic curve after the improvement

三種工況穩(wěn)態(tài)條件下，力載荷的波動見圖12。各工況點，實測力載荷與設(shè)定值吻合較好，最大偏差值分別為4.3 N、5.0 N、11.3 N；隨著力載荷設(shè)定值的增大，偏差比例變小，分別對應(yīng)3.8%、2.0%、1.2%。其原因在于力載荷設(shè)定值增大，油壓調(diào)節(jié)閥工作區(qū)域上移，靠近最佳工作區(qū)域，作動精度得到保證。

綜上，改進(jìn)后，在測試工況內(nèi)，加載精度得到顯著提高，最大偏差比例為3.8%。通過試驗還發(fā)現(xiàn)，當(dāng)設(shè)定載荷很小時，力載荷的偏差率較大，原因在于偏差的絕對值基本不變，而設(shè)定值過小所致；同時，由于膜片結(jié)構(gòu)僅能施加單向載荷，若設(shè)定值過小，轉(zhuǎn)子的不平衡力可能超過設(shè)定值，此時力載荷加載精度無法保證。如改進(jìn)后在轉(zhuǎn)速36 000 r/min條件下，加載裝置不能準(zhǔn)確提供小于30 N的力載荷。若要實現(xiàn)較小載荷的精確施加，則要求作動裝置能實現(xiàn)雙向加載，此時就必須采用活塞式加載結(jié)構(gòu)，膜片式結(jié)構(gòu)不再適用。

圖12　三種工況下力載荷的穩(wěn)態(tài)偏差Fig.12 Steady deviation under three different conditions

5　結(jié)論

（1）原有力載荷裝置由于忽略了膜片的邊沿效應(yīng)，使得實際載荷值較理想值偏小、精度低，加載精度由控制油壓決定（3.2 MPa±1.0%FS），且實際載荷值無法在線測量和評估，油壓調(diào)節(jié)閥在低壓狀態(tài)下不能有效作動。

（2）改進(jìn)后的力載荷裝置，以力載荷為控制參數(shù)，可以有效減小邊沿效應(yīng)的影響；預(yù)緊彈簧的使用可以避開油壓調(diào)節(jié)閥的非線性工作區(qū)域，從而能保證較高的加載精度（1 600 N±1.0%FS），能有效提高試驗的有效性，且安裝、使用方便。

（3）影響加載精度的因素較多，其中最直接的因素是執(zhí)行機(jī)構(gòu)的性能。改進(jìn)后的力載荷裝置不能提供過小（或反向）載荷。若想進(jìn)一步提高載荷精度，則必須對執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)一步完善，如選用活塞式結(jié)構(gòu)。

［1］孫德智.高速航空主軸軸承實驗器的動靜態(tài)特性分析［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2006.

［2］李智剛，唐平宣.一種新型中推主軸軸承試驗機(jī)［J］.軸承，2009，（8）：40—41.

［3］劉建中.圓錐動靜壓軸承動特性試驗研究［D］.鄭州：鄭州大學(xué)，2004.

［4Prabhu T J，Ganesan N.Characteristics of conical hydrostatic thrust bearings under rotation［J］.Wear，1981，73（1）：95—122.

［5］何強(qiáng)，葉軍，牛青波，等.高速軸承試驗機(jī)的加載裝置：中國，102620935［P］.2012-08-01.

An improving method of loading device for aviation bearing test bench

YE Ben-yuan，LI Kun，YANG Kun-shan，LIU Ting-wu
（China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China）

To improve the precision of loading device for a certain aviation bearing test bench，the factors affecting the accuracy were analyzed based on the original test bench.Some modifications were completed，such as introducing the force signal into the closed loop，with the help of the force sensor in the load lever，to realize the direct control of loading force and eliminate the edge effect of rubber sheet，adding a preloading spring to avoid the nonlinear working range of the valve and accelerate the moving of the loading device effectively.Finally，both the better accuracy of the upgraded loading device and the convenience of assembly and operation were verified through test.

aero-engine；aviation bearing；test rig；edge effect；loading force；hydraulic loading；diaphragm；steady deviation

V233.4+5；V241.06

A

1672-2620（2015）05-0054-04

2014-12-05；

2015-09-03

葉本遠(yuǎn)（1985-），男，四川三臺人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機(jī)軸承試驗技術(shù)研究。