一种基于电涡流传感器组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，具体涉及一种基于电涡流传感器组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，通过监测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；另一方面，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，螺栓间距仅为数毫米，被连接件受力、变形状态体现为多螺栓与被连接件的综合作用，不同螺栓之间互为约束，被连接件变形机理、变形分布形态等与SayedA.Nassar,AidongMeng等研究的单螺栓结构有所不同。航空发动机低压涡轮轴盘连接结构厚度为数毫米，装配过程中，预紧力作用下航空发动机低压涡轮轴盘盘面将发生微小变形，但低压涡轮轴盘连接结构为多螺栓连接结构，多螺栓之间相互影响，且相邻螺栓间距仅为数毫米，盘面变形综合体现为载荷作用下变形量的传递与约束作用。另一方面，航空发动机低压涡轮轴盘连接结构为外圆直径为数百毫米的法兰面，使用数十颗螺栓进行连接，针对整个盘面进行位移量测试效率低下，如何快速、准确判定各螺栓预紧状态也是实际应用中需要解决的问题。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薄壁件变形规律，发明一种快速、准确、基于电涡流传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测方法及装置。本发明采用的技术手段如下：一种基于电涡流传感器组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上下盘面相对位移大小、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，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的范围内依次选取三颗螺栓，并分别标识为n1、n2、n3；S14、对选取的三颗螺栓按以下四种工况施加预紧力：a)三颗螺栓预紧力均为预期值；b)一颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；c)相邻两颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；d)间隔一颗螺栓的两颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；S15、获取不同工况下n1-n2、n2-n3中间区域低压涡轮轴盘上下盘面位置(x,y)的相对位移值u(x,y)＝ua(x,y)-ul(x,y)，其中ua(x,y)、ul(x,y)分别为(x,y)位置上、下盘面位移值，预期值作用下的相对位移值标识为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)的盘面相对位移变化，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,Fn3,x,y)，其中Fn1为施加到n1上的预紧力，Fn2为施加到n2上的预紧力，Fn3为施加到n3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、n2-n3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)＝f(Fe,x,y)，其中Fe为各螺栓的预期值预紧力；S2、测试装配过程中或装配后的低压涡轮轴盘结构上下盘面相对位移：S21、做待测螺栓与相邻螺栓连线的垂直中心线ab，其中，a、b两点分别为测试装配过程中或装配后的低压涡轮轴盘结构的法兰结构边缘，设c为ab中点，d、e、f、g为ab上的参考点，记待测螺栓编号为nc；S22、沿ab移动电涡流传感器组，分别于a-d、f-g、e-b范围内均匀采集3～5个位置点的盘面相对位移值u(xci,yci)＝ua(xci,yci)-ul(xci,yci)，其中ua(xci,yci)、ul(xci,yci)分别为(xci,yci)位置上、下盘面位移值，各采集位置点相对位移值的集合Uc构成描述待测螺栓预紧力的特征量，Uc＝{u(xc1,yc1),u(xc2,yc2),...,u(xcn,ycn)}；S23、为判断低压涡轮轴盘结构中所有螺栓预紧状态，依次获取编号为1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置点相对位移值的集合；S3、判断各待测螺栓或相邻螺栓是否存在预紧力不足或偏大现象：根据获取的编号为1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置点相对位移值的集合，在一张图中统一绘制各螺栓对应的“位置-相对位移值”曲线，曲线重合区域标识相应的螺栓预紧力为预期值，曲线偏离区域标识相应的螺栓预紧力不足或偏大，并得到待测螺栓的相对位移偏差集其中Δu(xci,yci)为(xci,yci)位置上、下盘面相对位移值与预期值作用下相对位移值的差值，un(xci,yci)为预期值作用下的相对位移值；ΔUc中若50％以上位置点存在Δu(xci,yci)＞Δuc(xci,yci)，则可判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象，其中，Δuc(xci,yci)＝Δuc(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)；S4、确定预紧力不合理螺栓，及预紧力偏差值：设pq为ab垂直中心线，o点为pq与ab的交点，w、v点分别为po、oq中点，沿pq移动电涡流传感器组，依次测量p、w、o、v、q各点对应的盘面相对位移值，得到预紧力偏差对应的相对位移特征集Ud＝{u(xp,yp),u(xw,yw),u(xo,yo),u(xv,yv),u(xq,yq)}，并与相邻螺栓均为预期值作用下盘面相对位移量比较，得到预紧力偏差对应的盘面位移变化量ΔUd={Δu(xp,yp),Δu(xw,yw),Δu(xo,yo),Δu(xv,yv),Δu(xq,yq)}={u(xp,yp)-un(xp,yp),u(xw,yw)-un(xw,yw),u(xo,yo)-un(xo,yo),u(xv,yv)-un(xv,yv),u(xq,yq)-un(xq,yq)},]]>排除螺栓轴向力随机性误差影响，若存在Δu(xp,yp)大于Δu(xq,yq)，且Δu(xw,yw)大于Δu(xv,yv)，则靠近p点螺栓预紧力不足或偏大，若Δu(xq,yq)大于Δu(xp,yp)，且Δu(xv,yv)大于Δu(xw,yw)，则靠近q点螺栓预紧力不足或偏大，进而根据偏差值与预紧力的映射关系Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，具体确定螺栓预紧力偏差值。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。所述S21中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。所述步骤S4中p、q点分别距o点2mm。所述电涡流传感器组包括两个相对设置的、检测低压涡轮轴盘的相对位移值的电涡流传感器，两个所述电涡流传感器同轴，且间距固定。本发明还公开了一种基于电涡流传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测测试装置，包括基台、电涡流传感器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，所述电涡流传感器进给装置包括依次连接的电涡流传感器组、传感器夹头、径向微动进给平台、角位台，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，所述电涡流传感器组包括两个相对设置的、检测低压涡轮轴盘的相对位移值的电涡流传感器，两个所述电涡流传感器同轴，且间距固定。本发明具有以下优点：1、通过测量航空发动机低压涡轮轴盘上下盘面相对位移，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，精度高于当前直接测量短螺栓长度的方式；2、测量上下盘面相对位移，以及预紧力偏差相对于预期值作用的盘面相对位移偏差，避免了预紧过程中盘面基础坐标偏移对测量数据的影响；3、基于电涡流传感器组的测量装置提高了检测效率和检测精度，有利于装配自动化的实现。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在待测螺栓与相邻螺栓连线上做垂直中心线ab的示意图。图2是本发明的具体实施方式中沿ab由a至b的上下盘面相对位移偏差趋势曲线图。图3是本发明的具体实施方式中在待测螺栓与相邻螺栓之间做ab的垂直中心线pq的示意图。图4是本发明本发明的具体实施方式中沿pq由p至q的上下盘面相对位移偏差趋势曲线图。图5是本发明的具体实施方式中一种基于电涡流传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测测试装置的结构示意图。图6是本发明的具体实施方式中电涡流传感器进给装置的结构示意图。图7是本发明的具体实施方式中两个电涡流传感器与低压涡轮轴盘位置关系示意图。具体实施方式一种基于电涡流传感器组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上下盘面相对位移大小、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，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的范围内依次选取三颗螺栓，并分别标识为n1、n2、n3，nmax为最大螺栓编号；S14、对选取的三颗螺栓按以下四种工况施加预紧力：a)三颗螺栓预紧力均为预期值；b)一颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；c)相邻两颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；d)间隔一颗螺栓的两颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；S15、获取不同工况下n1-n2、n2-n3中间区域低压涡轮轴盘上下盘面位置(x,y)的相对位移值u(x,y)＝ua(x,y)-ul(x,y)，其中ua(x,y)、ul(x,y)分别为(x,y)位置上、下盘面位移值，预期值作用下的相对位移值标识为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)的盘面相对位移变化，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,Fn3,x,y)，其中Fn1为施加到n1上的预紧力，Fn2为施加到n2上的预紧力，Fn3为施加到n3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、n2-n3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)＝f(Fe,x,y)，其中Fe为各螺栓的预期值预紧力；S2、测试装配过程中或装配后的低压涡轮轴盘结构上下盘面相对位移：S21、做待测螺栓与相邻螺栓连线的垂直中心线ab，其中，a、b两点分别为测试装配过程中或装配后的低压涡轮轴盘结构的法兰结构边缘，设c为ab中点，d、e、f、g为ab上的参考点，记待测螺栓编号为nc；S22、沿ab移动电涡流传感器组，分别于a-d、f-g、e-b范围内均匀采集3～5个位置点的盘面相对位移值u(xci,yci)＝ua(xci,yci)-ul(xci,yci)，其中ua(xci,yci)、ul(xci,yci)分别为(xci,yci)位置上、下盘面位移值，各采集位置点相对位移值的集合Uc构成描述待测螺栓预紧力的特征量，Uc＝{u(xc1,yc1),u(xc2,yc2),...,u(xcn,ycn)}；S23、为判断低压涡轮轴盘结构中所有螺栓预紧状态，依次获取编号为1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置点相对位移值的集合；S3、判断各待测螺栓或相邻螺栓是否存在预紧力不足或偏大现象：根据获取的编号为1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置点相对位移值的集合，在一张图中统一绘制各螺栓对应的“位置-相对位移值”曲线，曲线重合区域标识相应的螺栓预紧力为预期值，曲线偏离区域标识相应的螺栓预紧力不足或偏大，并得到待测螺栓的相对位移偏差集其中Δu(xci,yci)为(xci,yci)位置上、下盘面相对位移值与预期值作用下相对位移值的差值，un(xci,yci)为预期值作用下的相对位移值；ΔUc中若50％以上位置点存在Δu(xci,yci)＞Δuc(xci,yci)，则可判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象，其中，Δuc(xci,yci)＝Δuc(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)；S4、确定预紧力不合理螺栓，及预紧力偏差值：设pq为ab垂直中心线，o点为pq与ab的交点，w、v点分别为po、oq中点，沿pq移动电涡流传感器组，依次测量p、w、o、v、q各点对应的盘面相对位移值，得到预紧力偏差对应的相对位移特征集Ud＝{u(xp,yp),u(xw,yw),u(xo,yo),u(xv,yv),u(xq,yq)}，并与相邻螺栓均为预期值作用下盘面相对位移量比较，得到预紧力偏差对应的盘面位移变化量ΔUd={Δu(xp,yp),Δu(xw,yw),Δu(xo,yo),Δu(xv,yv),Δu(xq,yq)}={u(xp,yp)-un(xp,yp),u(xw,yw)-un(xw,yw),u(xo,yo)-un(xo,yo),u(xv,yv)-un(xv,yv),u(xq,yq)-un(xq,yq)},]]>排除螺栓轴向力随机性误差影响，若存在Δu(xp,yp)大于Δu(xq,yq)，且Δu(xw,yw)大于Δu(xv,yv)，则靠近p点螺栓预紧力不足或偏大，若Δu(xq,yq)大于Δu(xp,yp)，且Δu(xv,yv)大于Δu(xw,yw)，则靠近q点螺栓预紧力不足或偏大，进而根据偏差值与预紧力的映射关系Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，具体确定螺栓预紧力偏差值。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。所述S21中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。所述步骤S4中p、q点分别距o点2mm。所述电涡流传感器组包括两个相对设置的、检测低压涡轮轴盘的相对位移值的电涡流传感器，两个所述电涡流传感器同轴，且间距固定。一种基于电涡流传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测测试装置，包括基台、电涡流传感器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，所述电涡流传感器进给装置包括依次连接的电涡流传感器组、传感器夹头、径向微动进给平台、角位台，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，所述电涡流传感器组包括两个相对设置的、检测低压涡轮轴盘的相对位移值的电涡流传感器，两个所述电涡流传感器同轴，且间距固定。实施例1一种基于电涡流传感器组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上下盘面相对位移大小、分布的关系：S11、应用螺栓轴向力测试系统对各螺栓进行3次以上拧紧，记录拧紧3次后扭矩与轴向力之间的关系，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(90°)的低压涡轮轴盘试件，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的范围内依次选取三颗螺栓，并分别标识为n1、n2、n3；S14、对选取的三颗螺栓按以下四种工况施加预紧力：a)三颗螺栓预紧力均为预期值；b)一颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；c)相邻两颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；d)间隔一颗螺栓的两颗螺栓预紧力不足或偏大、其它螺栓预紧力为预期值；S15、通过电涡流传感器组获取不同工况下n1-n2、n2-n3中间区域低压涡轮轴盘上下盘面位置(x,y)的相对位移值u(x,y)＝ua(x,y)-ul(x,y)，其中ua(x,y)、ul(x,y)分别为(x,y)位置上、下盘面位移值，预期值作用下的相对位移值标识为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)的盘面相对位移变化，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,Fn3,x,y)，其中Fn1为施加到n1上的预紧力，Fn2为施加到n2上的预紧力，Fn3为施加到n3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、n2-n3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(约10～20％)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)＝f(Fe,x,y)，其中Fe为各螺栓的预期值预紧力；S2、测试装配过程中或装配后的低压涡轮轴盘结构上下盘面相对位移：S21、如图1和图2所示，做待测螺栓与相邻螺栓连线的垂直中心线ab，其中，a、b两点分别为测试装配过程中或装配后的低压涡轮轴盘结构的法兰结构边缘，设c为ab中点，d、e、f、g为ab上的参考点，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，记待测螺栓编号为nc；S22、沿ab移动电涡流传感器组，分别于a-d、f-g、e-b范围内均匀采集3～5个位置点的盘面相对位移值u(xci,yci)＝ua(xci,yci)-ul(xci,yci)，其中ua(xci,yci)、ul(xci,yci)分别为(xci,yci)位置上、下盘面位移值，各采集位置点相对位移值的集合Uc构成描述待测螺栓预紧力的特征量，Uc＝{u(xc1,yc1),u(xc2,yc2),...,u(xcn,ycn)}；S23、为判断低压涡轮轴盘结构中所有螺栓预紧状态，依次获取编号为1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置点相对位移值的集合；S3、判断各待测螺栓或相邻螺栓是否存在预紧力不足或偏大现象：根据获取的编号为1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置点相对位移值的集合，在一张图中统一绘制各螺栓对应的“位置-相对位移值”曲线，曲线重合区域标识相应的螺栓预紧力为预期值，曲线偏离区域标识相应的螺栓预紧力不足或偏大，并得到待测螺栓的相对位移偏差集其中Δu(xci,yci)为(xci,yci)位置上、下盘面相对位移值与预期值作用下相对位移值的差值，un(xci,yci)为预期值作用下的相对位移值；ΔUc中若50％以上位置点存在Δu(xci,yci)＞Δuc(xci,yci)，则可判定待测螺栓或相邻螺栓存在预紧力不足或预紧力过大现象，其中，Δuc(xci,yci)＝Δuc(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)；S4、确定预紧力不合理螺栓，及预紧力偏差值：如图3和图4所示，设pq为ab垂直中心线，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，沿pq移动电涡流传感器组，依次测量p、w、o、v、q各点对应的盘面相对位移值，得到预紧力偏差对应的相对位移特征集Ud＝{u(xp,yp),u(xw,yw),u(xo,yo),u(xv,yv),u(xq,yq)}，并与相邻螺栓均为预期值作用下盘面相对位移量比较，得到预紧力偏差对应的盘面位移变化量ΔUd={Δu(xp,yp),Δu(xw,yw),Δu(xo,yo),Δu(xv,yv),Δu(xq,yq)}={u(xp,yp)-un(xp,yp),u(xw,yw)-un(xw,yw),u(xo,yo)-un(xo,yo),u(xv,yv)-un(xv,yv),u(xq,yq)-un(xq,yq)},]]>根据Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，则可判定存在预紧力偏差的螺栓及预紧力偏差值。所述预期值为拧紧螺栓所需扭矩值。所述电涡流传感器组包括两个相对设置的、检测低压涡轮轴盘的相对位移值的电涡流传感器，两个所述电涡流传感器同轴，且间距固定。实施例2如图5-图7所示，一种基于电涡流传感器组的航空发动机低压涡轮轴盘紧固力检测测试装置，包括基台1、电涡流传感器进给装置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，所述电涡流传感器进给装置包括依次连接的电涡流传感器组、传感器夹头12、径向微动进给平台13、角位台14，竖直进给平台15和水平进给平台Ⅲ16，所述水平进给平台Ⅰ7、所述水平进给平台Ⅱ9和所述水平进给平台Ⅲ16的进给方向均垂直于所述直线，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，所述电涡流传感器组包括两个相对设置的、检测低压涡轮轴盘的相对位移值的电涡流传感器19，两个所述电涡流传感器19同轴，且间距固定。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可以带动所述电涡流传感器组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配置在所述角位台14上，通过旋转所述角位台14的旋钮，可以改变所述径向微动进给平台13与水平方向之间的夹角，继而改变所述电涡流传感器组的移动路径；所述角位台14配置在所述竖直进给平台15上，通过转动所述竖直进给平台15的手轮可以调节所述电涡流传感器组在竖直方向的位置；所述竖直进给平台15配置在所述水平进给平台Ⅲ16上，同样，旋转所述水平进给平台Ⅲ16的手轮，可以快速，大行程的调整所述电涡流传感器组沿低压涡轮轴盘的径向位置，以防止在拧紧螺栓20时，扳手与所述电涡流传感器组发生干涉；所述水平进给平台Ⅲ16固定在所述基台1上。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