一种航空发动机叶尖间隙测量方法及装置与流程

本发明涉及航空发动机装配技术领域，具体涉及一种航空发动机叶尖间隙测量方法及装置。

背景技术：

叶尖间隙是航空发动机设计过程中的一项基本参数，叶尖间隙大小对航空发动机的性能和结构安全影响很大。一般认为，叶尖间隙越小，航空发动机燃油消耗率越低，使用寿命越长，同时航空发动机性能也可以得到有效提升。但过小的叶尖间隙也容易导致航空发动机的转子叶尖与机匣的碰摩，造成一定的安全隐患。由于航空发动机叶尖间隙小，运行环境恶劣，很难在运行过程中实现叶尖间隙的准确测量与分析评估。

因此，现有技术存在的问题是：如何在航空发动机装配过程中，提供一种叶尖间隙的测量方法，以实现精确的叶尖间隙测量来保证航空发动机处于最佳运行状态。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供一种航空发动机叶尖间隙测量方法及装置，以解决现有技术中存在的问题。

一方面，本发明提供了一种航空发动机叶尖间隙测量方法，应用于航空发动机的待装配零件，所述待装配零件包括多个叶片以及机闸，所述方法包括：对所述待装配零件进行预装配，并构建预装配机匣模型。获取所述叶片的叶尖轮廓数据，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得叶尖轮廓模型。对所述预装配机匣进行正式装配，获得正式装配机匣模型。根据所述预装配机匣模型以及所述正式装配机匣模型，使用有限元分析方法，计算位置偏移数据。根据所述叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得多个所述叶片的叶尖间隙的预测数据。

根据本公开的一种具体实现方式，所述待装配零件包括轴承和机匣，所述对所述待装配零件进行预装配，并构建预装配机匣模型的步骤包括：对所述待装配零件进行预装配获得预装配机匣，所述预装配为将所述待装配零件进行堆叠。获取所述待装配零件的所述机匣与所述轴承之间的同心度。根据所述同心度，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得所述预装配机匣模型。

根据本公开的一种具体实现方式，所述根据所述叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得所述叶尖间隙的预测数据的步骤包括：根据所述同心度、叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得所述叶尖间隙的预测数据。

根据本公开的一种具体实现方式，所述机闸包括法兰、止口、内壁以及外壁等特征，所述对所述待装配零件进行预装配，并构建预装配机匣模型的步骤，包括：对所述待装配零件进行预装配，获得预装配机匣。获取所述预装配机匣的法兰、止口、内壁以及外壁的尺寸特征数据。根据所述尺寸特征数据，获得预装配机匣模型。

根据本公开的一种具体实现方式，所述待装配零件还包括转子，所述获取所述叶片的叶尖轮廓数据，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得叶尖轮廓模型的步骤，包括：以所述转子与所述轴承配合的端面为基准，测量所述叶片的叶尖轮廓数据。根据所述叶尖轮廓数据，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得叶尖轮廓模型。

根据本公开的一种具体实现方式，所述根据所述预装配机匣模型以及所述正式装配机匣模型，使用有限元分析方法，计算位置偏移数据步骤，包括：建立所述待装配零件的有限元模型。设置所述有限元模型的分析边界条件。根据所述有限元模型、分析边界条件、预装配机匣模型以及所述正式装配机匣模型，使用有限元分析方法，计算所述位置偏移数据。

根据本公开的一种具体实现方式，所述设置有限元模型的分析边界条件的步骤，包括：获取所述预装配机匣模型与所述正式装配机匣模型的待装配零件的位置数据，作为所述分析边界条件。

根据本公开的一种具体实现方式，所述根据所述叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得多个所述叶片的叶尖间隙的预测数据，还包括：使用有限元分析方法，获取所述机闸内所述转子叶片叶尖匹配的环形特征面的变形数据。根据所述变形数据、叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得多个所述叶片的叶尖间隙的预测数据。

另一方面，本发明提供一种叶尖间隙测量装置，应用于上述方法，所述装置包括：第一装配模块，用于对所述待装配零件进行预装配，并构建预装配机匣模型。构建模块，用于获取所述叶片的叶尖轮廓数据，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得叶尖轮廓模型。第二装配模块，用于对所述预装配机匣进行正式装配，获得正式装配机匣模型。第一计算模块，用于根据所述预装配机匣模型以及所述正式装配机匣模型，使用有限元分析方法，计算位置偏移数据。第二计算模块，用于根据所述叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得多个所述叶片的叶尖间隙的预测数据。

根据本公开的一种具体实现方式，所述第一装配模块包括：装配子模块，用于对所述待装配零件进行预装配获得预装配机匣，所述预装配为将所述待装配零件进行堆叠。获取子模块，用于获取所述待装配零件的所述机匣与所述轴承之间的同心度。构建子模块，用于根据所述同心度，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得所述预装配机匣模型。

根据本发明实施例提供的航空发动机叶尖间隙测量方法及装置，在航空发动机装配过程中，根据叶尖轮廓模型以及位置偏移数据等，获得叶尖间隙的预测数据。解决了现有技术存在的无法在航空发动机装配过程实现精确的叶尖间隙测量的问题，保证了航空发动机装配后处于最佳运行状态，对航空发动机的性能以及结构安全有重要意义。

附图说明

为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为现有技术中航空发动机的机匣第一结构示意图；

图2为现有技术中航空发动机的机匣第二结构示意图；

图3为本发明提供的一种航空发动机叶尖间隙测量方法的流程图；

图4为本发明提供的一种叶尖间隙测量装置的结构框图。

附图标记：

1-法兰；2-外壁；3-外壁孔；4-内壁；5-转子。

具体实施方式

下面结合附图对本公开实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本公开的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本公开的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。本公开还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本公开的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本公开中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本公开保护的范围。

需要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及或者或功能仅为说明性的。基于本公开，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及或者或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及或者或功能性实施此设备及或者或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本公开的基本构想，图式中仅显示与本公开中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

请参见图1以及图2，图1为现有技术中航空发动机机匣的外部机构示意图，图2为现有技术中航空发动机机匣的内部结构示意图。现有的航空发动机的待装配零件有包括叶片、轴承、机匣、内壁4、外壁2、法兰1、转子5、外壁孔3等机构，实际作业中需要将这些零件如图1及图2所示进行装配。

但是现有技术中存在的问题是由于航空发动机叶尖间隙小，运行环境恶劣，很难在运行过程中实现叶尖间隙的准确测量与分析评估。

有鉴于此，发明人经过长期的探索与不断的研究提出本发明实施例提供的航空发动机叶尖间隙测量方法及装置600。

实施例1

如图3所示，为本发明实施例提供的本发明提供了一种航空发动机叶尖间隙测量方法，所述方法包括：

s10，对所述待装配零件进行预装配，并构建预装配机匣模型。

将待装配的两段航空发动机机匣的待装配零件进行预装配，所述预装配为将待装配零件简单堆叠在一起。预装配完成后对堆叠后的机匣进行精密测量，并逆向重构装配体的三维数字模型。在一种实施方式中，该步骤具体包括：

对所述待装配零件进行预装配获得预装配机匣，所述预装配为将所述待装配零件进行堆叠。

具体的，将装配的两段航空发动机的零件自下向上进行堆叠安装(预装配)。

获取所述预装配机匣的法兰、止口、内壁以及外壁的尺寸特征数据。根据所述尺寸特征数据，获得预装配机匣模型。

具体的，堆叠安装完成后，对预装配机匣中各个零件的关键特征，例如法兰、外壁及与转子相匹配的内壁8等，进行三维坐标测量，获得预装配机匣的尺寸特征数据。

获取所述待装配零件的所述机匣与所述轴承之间的同心度。

根据所述同心度、尺寸特征数据，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得所述预装配机匣模型。

利用测量数据即同心度、尺寸特征数据等，对预装配机匣进行三维重建，确定堆叠装配完成后预装配机匣及各个零件的确切数字化模型，即预装配机匣模型。

s20，获取所述叶片的叶尖轮廓数据，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得叶尖轮廓模型。

以所述转子与所述轴承配合的端面为基准，测量所述叶片的叶尖轮廓数据。根据所述叶尖轮廓数据，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得叶尖轮廓模型。

s30，对所述预装配机匣进行正式装配，获得正式装配机匣模型。

按照航空发动机的实际装配流程，步骤s10对所述待装配零件的堆叠过程属于预装配环节，通过预装配确定待装配零件的具体安装工艺参数之后，要进行分解。然后，按照预装配过程确定的待装配零件安装工艺参数，在航空发动机的转子正式装配流程中，完成待装配零件的正式装配。在这一过程中，发动机的转子以及燃烧室等零部件都安装在了航空发动机机匣的内部。

实际中，航空发动机转子装配工作完成后，具有薄壁结构特点的零部件通常会发生一定的变形。此时，再次按照与步骤s10相同的基准，再次对预装配机匣进行三维坐标测量—重点测量预装配机匣的法兰及预装配机匣外部型面上的部分关键特征，如孔等，并完成这些测量特征的三维重建。

s40，根据所述预装配机匣模型以及所述正式装配机匣模型，使用有限元分析方法，计算位置偏移数据。

建立所述待装配零件的有限元模型。

导入预装配机匣模型，建立航空发动机机匣装配体的结构变形有限元分析模型。

设置所述有限元模型的分析边界条件。

获取所述预装配机匣模型与所述正式装配机匣模型的待装配零件的位置数据，作为所述分析边界条件。

具体的，根据预装配机匣相同关键特征进行的两次测量所获得位置偏移数据，作为结构变形分析过程的位移边界条件带入有限元模型。

根据所述有限元模型、分析边界条件、预装配机匣模型以及所述正式装配机匣模型，使用有限元分析方法，计算所述位置偏移数据。

在上述有限元模型及边界条件的基础上，开展航空发动机预装配机匣的结构变形有限元分析工作，获取预装配机匣及其各个零部件的详细结构变形数据。

s50，根据所述叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得多个所述叶片的叶尖间隙的预测数据。

在航空发动机装配工作完成后，通过航空发动机装配中的转子—轴承—机匣间连接关系，使用上述变形数据、同心度数据以及叶尖轮廓数据，对机匣进行三维数值重建。

在一种实施方式中，根据所述同心度、叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得所述叶尖间隙的预测数据。

具体的，使用有限元分析方法，获取所述转子与所述叶片的叶尖的环形特征面的变形数据。根据所述变形数据、叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得多个所述叶片的叶尖间隙的预测数据，完成叶尖间隙的测量。

实施例2

请参见图4，为本发明实施例提供的一种叶尖间隙测量装置600，应用于上述方法，所述装置600包括：

第一装配模块610，用于对所述待装配零件进行预装配，并构建预装配机匣模型。

构建模块620，用于获取所述叶片的叶尖轮廓数据，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得叶尖轮廓模型。

第二装配模块630，用于对所述预装配机匣进行正式装配，获得正式装配机匣模型。

第一计算模块640，用于根据所述预装配机匣模型以及所述正式装配机匣模型，使用有限元分析方法，计算位置偏移数据。

第二计算模块650，用于根据所述叶尖轮廓模型以及所述位置偏移数据，获得多个所述叶片的叶尖间隙的预测数据。

在一种实施方式中，所述第一装配模块610包括：

装配子模块，用于对所述待装配零件进行预装配获得预装配机匣，所述预装配为将所述待装配零件进行堆叠。

获取子模块，用于获取所述待装配零件的所述机匣与所述轴承之间的同心度。构建子模块，用于根据所述同心度，构建所述叶尖轮廓的三维模型，获得所述预装配机匣模型。

根据本发明实施例提供的航空发动机叶尖间隙测量方法及装置，在航空发动机装配过程中，根据叶尖轮廓模型以及位置偏移数据等，获得叶尖间隙的预测数据。解决了现有技术存在的无法在航空发动机装配过程实现精确的叶尖间隙测量的问题，保证了航空发动机装配后处于最佳运行状态，无论是在结果准确度、操作便捷性、评估效率和工作成本上，对于航空发动机的装配工程都有重要意义。

以上所述，仅为本公开的具体实施方式，但本公开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公开揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应以权利要求的保护范围为准。