一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測方法及裝置與流程

本發明屬于航空發動機裝配技術，具體涉及一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測方法及裝置。
背景技術：
：航空發動機低壓渦輪是將低壓渦輪盤的動力傳遞給風扇的一種結構，它的工作轉速高，傳遞扭矩值大。低壓渦輪軸盤的裝配工作主要由螺栓擰緊操作組成，擰緊力大小、擰緊順序、擰緊次數等緊固工藝參數會對螺栓的預緊力大小產生影響，繼而對于軸-盤連接界面接觸應力、盤面變形及低壓渦輪軸同軸度、低壓渦輪軸盤動剛度及動力學穩定性等產生顯著影響，不合理的緊固工藝將降低航空發動機低壓渦輪軸運行可靠性。目前裝配現場是通過監測擰緊螺栓時的扭矩值來控制螺栓的預緊力的大小，難以準確保證各螺栓軸向力的一致性。螺栓預緊過程中，輸入能量只有大約10％轉化為螺栓的預緊力，其它約90％轉化為螺栓-被連接件接觸端面及螺紋牙面摩擦損耗，端面及牙面摩擦系數的微小波動將導致螺栓軸向力的不一致性；預緊過程中施加扭矩常使螺栓達到彈性-塑性臨界狀態，扭矩與預緊力不再符合線性關系，更對預緊力精確控制提出了難題；即使采用扭矩-轉角符合控制策略，不同螺栓間端面摩擦系數、牙面摩擦系數的差異性也將導致螺栓軸向力出現隨機性；航空發動機低壓渦輪軸盤連接螺栓數目達數十個，目前主要采用人工擰緊方式，某些螺栓也容易發生擰緊力不足的問題。測試預緊過程中螺栓伸長量是精確控制預緊力的方法之一，但航空發動機低壓渦輪軸盤用螺栓屬于短螺栓，考慮到測試儀器的誤差，采用超聲測長儀等設備也難以準確測定該類螺栓預緊力。航空發動機低壓渦輪軸盤連接預緊力測試方法未見相關文獻。現有技術有以下幾種方法：1)CN105241598公開了《一種發動機轉子預緊力測量方法及系統》，在發動機轉子的中心拉桿上選取與其它零件不會干涉的橫截面作為測量截面，在測量界面的圓周外沿上設置光纖光柵應變傳感器，發射光信號給光纖光柵應變傳感器并接收光纖光柵應變傳感器反射的光束，根據接收的光纖光柵應變傳感器反射的光束的中心波長偏移得到光纖光柵應變傳感器的應變值，進而得到中心拉桿的軸向預緊力。但該發動機轉子連接結構為中心拉桿，與低壓渦輪軸盤螺栓連接方式有所不同，針對低壓渦輪軸盤連接結構數十個螺栓布置光纖光柵傳感器困難，且難以保證低壓渦輪軸各個螺栓與被連接件不發生干涉。2)CN102519652B公開了《一種測試螺栓預緊力的裝置及其控制方法》，通過在螺栓上安裝測量輔助裝置實現預緊力間接測量；CN103439035B公開了《一種螺紋緊固件預緊力測量方法及其測量裝置》，通過在緊固件和被緊固物體之間安裝一個螺紋緊固件預緊力測量裝置實現測量；CN103616118B公開了《螺栓及其預緊力的檢測系統、控制方法》，通過在螺栓光桿段的外表面上貼附應變片，在螺栓頭上開設第一通孔，導線通過第一通孔，將應變片和測量機構進行連接實現預緊力測量；CN103884463公開了《復合材料連接結構預緊力在線監測方法》，將應變傳感器埋入到金屬螺栓中，應變傳感器與應變儀的測量通道相連，測試螺栓承受的預緊力；CN204493395U公開了《一種智能螺栓》，包括內部開設有通孔的螺栓本體，光纖光柵傳感器本體通過固定螺塞固定設置在螺栓本體的通孔內。但是，航空發動機低壓渦輪軸盤裝配過程中，不允許在緊固件和被連接件之間安裝壓力傳感器，因為安裝壓力傳感器一方面將影響連接件、被連接件剛度比，同時也影響結合面壓力分布及使用過程的可靠性；低壓渦輪軸盤連接用螺栓也不允許在螺栓頭等部位制孔，及在螺栓中置入傳感器，以避免影響螺栓使用可靠性；低壓渦輪軸盤連接結構中螺栓的密集排布也決定難以連接附加裝置測試螺栓軸向力。3)CN104791351公開了《緊固件預緊力的光學測量》，該緊固件包括頭部、桿，以及具有外表面和在所述外表面中軸向延伸的通道，光學透射的應變敏感材料填充所述通道，通過將光發送到被填充的通道入口同時對所述緊固件施加扭矩，測量被填充通道的出口處的光電頻率，根據測得頻率確定所述緊固件上的預緊力；US6,829,944B1公開了一種緊固件拉力測量系統，其通過測量緊固件頭部變形，根據該變形量與緊固力的函數關系測定緊固力，緊固件頭部變形測量可采用光學測量、電容式傳感器、光學圖像、氣動測量及壓縮電阻式測量方式；SayedA.Nassar,AidongMeng等提出了應用散斑干涉技術，通過監測被連接件位移監測螺栓緊固力的方法。但是，航空發動機低壓渦輪軸盤連接用螺栓不允許在其表面制作軸向延伸通道；另一方面，航空發動機軸盤連接結構中，法蘭結構中密集排布數十個螺栓，螺栓間距僅為數毫米，被連接件受力、變形狀態體現為多螺栓與被連接件的綜合作用，不同螺栓之間互為約束，被連接件變形機理、變形分布形態等與SayedA.Nassar,AidongMeng等研究的單螺栓結構有所不同。航空發動機低壓渦輪軸盤連接結構厚度為數毫米，裝配過程中，預緊力作用下航空發動機低壓渦輪軸盤盤面將發生微小變形，但低壓渦輪軸盤連接結構為多螺栓連接結構，多螺栓之間相互影響，且相鄰螺栓間距僅為數毫米，盤面變形綜合體現為載荷作用下變形量的傳遞與約束作用。另一方面，航空發動機低壓渦輪軸盤連接結構為外圓直徑為數百毫米的法蘭面，使用數十顆螺栓進行連接，針對整個盤面進行位移量測試效率低下，如何快速、準確判定各螺栓預緊狀態也是實際應用中需要解決的問題。技術實現要素：鑒于現有技術應用于航空發動機低壓渦輪軸盤連接螺栓預緊力測試方面的缺點和不足，結合多螺栓密集作用下薄壁件變形規律，發明一種快速、準確、基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測方法及裝置。本發明采用的技術手段如下：一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測方法，具有如下步驟：S1、獲取低壓渦輪螺栓預緊力與上下盤面相對位移大小、分布的關系：S11、對低壓渦輪軸盤上的各螺栓進行擰緊，選擇端面摩擦系數、牙面摩擦系數及軸向力一致的螺栓，并記錄其在低壓渦輪軸盤上的位置；S12、制作與所述低壓渦輪軸盤相同的低壓渦輪軸盤試件，按十字交叉法對試件上的螺栓進行擰緊，并對與步驟S11所述位置相對應的螺栓進行編號，記為1、2……nmax-1、nmax；S13、在編號3～nmax-2的范圍內依次選取三顆螺栓，并分別標識為n1、n2、n3；S14、對選取的三顆螺栓按以下四種工況施加預緊力：a)三顆螺栓預緊力均為預期值；b)一顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；c)相鄰兩顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；d)間隔一顆螺栓的兩顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；S15、獲取不同工況下n1-n2、n2-n3中間區域低壓渦輪軸盤上下盤面位置(x,y)的相對位移值u(x,y)＝ua(x,y)-ul(x,y)，其中ua(x,y)、ul(x,y)分別為(x,y)位置上、下盤面位移值，預期值作用下的相對位移值標識為un(x,y)，則采用Δu(x,y)＝u(x,y)-un(x,y)標識螺栓預緊力不足或偏大狀態下位置(x,y)的盤面相對位移變化，根據測試結果建立Δu(x,y)與預緊力大小之間的關系：Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，其中Fn1為施加到n1上的預緊力，Fn2為施加到n2上的預緊力，Fn3為施加到n3上的預緊力；S16、針對不同工況條件、不同預緊力作用下的n1-n2、n2-n3中間區域各個位置Δu(x,y)進行測試、分析，結合牙面摩擦系數、端面摩擦系數偏差引起的螺栓軸向力偏差及低壓渦輪軸盤緊固性能要求，確定判定螺栓預緊力不足或偏大的閾值：Δuc(x,y)＝f(Fe,x,y)，其中Fe為各螺栓的預期值預緊力；S2、測試裝配過程中或裝配后的低壓渦輪軸盤結構上下盤面相對位移：S21、做待測螺栓與相鄰螺栓連線的垂直中心線ab，其中，a、b兩點分別為測試裝配過程中或裝配后的低壓渦輪軸盤結構的法蘭結構邊緣，設c為ab中點，d、e、f、g為ab上的參考點，記待測螺栓編號為nc；S22、沿ab移動電渦流傳感器組，分別于a-d、f-g、e-b范圍內均勻采集3～5個位置點的盤面相對位移值u(xci,yci)＝ua(xci,yci)-ul(xci,yci)，其中ua(xci,yci)、ul(xci,yci)分別為(xci,yci)位置上、下盤面位移值，各采集位置點相對位移值的集合Uc構成描述待測螺栓預緊力的特征量，Uc＝{u(xc1,yc1),u(xc2,yc2),...,u(xcn,ycn)}；S23、為判斷低壓渦輪軸盤結構中所有螺栓預緊狀態，依次獲取編號為1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置點相對位移值的集合；S3、判斷各待測螺栓或相鄰螺栓是否存在預緊力不足或偏大現象：根據獲取的編號為1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置點相對位移值的集合，在一張圖中統一繪制各螺栓對應的“位置-相對位移值”曲線，曲線重合區域標識相應的螺栓預緊力為預期值，曲線偏離區域標識相應的螺栓預緊力不足或偏大，并得到待測螺栓的相對位移偏差集其中Δu(xci,yci)為(xci,yci)位置上、下盤面相對位移值與預期值作用下相對位移值的差值，un(xci,yci)為預期值作用下的相對位移值；ΔUc中若50％以上位置點存在Δu(xci,yci)＞Δuc(xci,yci)，則可判定待測螺栓或相鄰螺栓存在預緊力不足或預緊力過大現象，其中，Δuc(xci,yci)＝Δuc(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)；S4、確定預緊力不合理螺栓，及預緊力偏差值：設pq為ab垂直中心線，o點為pq與ab的交點，w、v點分別為po、oq中點，沿pq移動電渦流傳感器組，依次測量p、w、o、v、q各點對應的盤面相對位移值，得到預緊力偏差對應的相對位移特征集Ud＝{u(xp,yp),u(xw,yw),u(xo,yo),u(xv,yv),u(xq,yq)}，并與相鄰螺栓均為預期值作用下盤面相對位移量比較，得到預緊力偏差對應的盤面位移變化量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)},]]>排除螺栓軸向力隨機性誤差影響，若存在Δu(xp,yp)大于Δu(xq,yq)，且Δu(xw,yw)大于Δu(xv,yv)，則靠近p點螺栓預緊力不足或偏大，若Δu(xq,yq)大于Δu(xp,yp)，且Δu(xv,yv)大于Δu(xw,yw)，則靠近q點螺栓預緊力不足或偏大，進而根據偏差值與預緊力的映射關系Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，具體確定螺栓預緊力偏差值。所述步驟S11中所述擰緊指的是應用螺栓軸向力測試系統對各螺栓進行3次以上擰緊。所述步驟S12中制作與所述低壓渦輪軸盤相同的低壓渦輪軸盤試件指的是制作與所述低壓渦輪軸盤同樣材料、同樣法蘭內外徑、同樣法蘭厚度、同樣螺栓間距、結合面精度的1/4的低壓渦輪軸盤試件。所述預期值為擰緊螺栓所需扭矩值。所述S21中d距a點5mm，e距b點5mm，f位于ac連線上、距c點3mm，g位于bc連線上、距c點3mm。所述步驟S4中p、q點分別距o點2mm。所述電渦流傳感器組包括兩個相對設置的、檢測低壓渦輪軸盤的相對位移值的電渦流傳感器，兩個所述電渦流傳感器同軸，且間距固定。本發明還公開了一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測測試裝置，包括基臺、電渦流傳感器進給裝置和沿直線依次排列的V形鐵Ⅰ、V形鐵Ⅱ和V形鐵Ⅲ，所述V形鐵Ⅰ通過基座與所述基臺連接，所述V形鐵Ⅱ依次通過水平進給平臺Ⅰ和升降平臺Ⅰ與所述基臺連接，所述V形鐵Ⅲ依次通過水平進給平臺Ⅱ和升降平臺Ⅱ與所述基臺連接，所述V形鐵Ⅰ、所述V形鐵Ⅱ和所述V形鐵Ⅲ上均設有壓板，所述電渦流傳感器進給裝置包括依次連接的電渦流傳感器組、傳感器夾頭、徑向微動進給平臺、角位臺，豎直進給平臺和水平進給平臺Ⅲ，所述水平進給平臺Ⅰ、所述水平進給平臺Ⅱ和所述水平進給平臺Ⅲ的進給方向均垂直于所述直線，所述電渦流傳感器組包括兩個相對設置的、檢測低壓渦輪軸盤的相對位移值的電渦流傳感器，兩個所述電渦流傳感器同軸，且間距固定。本發明具有以下優點：1、通過測量航空發動機低壓渦輪軸盤上下盤面相對位移，快速、準確判斷螺栓預緊狀態，測量過程中不需要破壞螺栓結構，精度高于當前直接測量短螺栓長度的方式；2、測量上下盤面相對位移，以及預緊力偏差相對于預期值作用的盤面相對位移偏差，避免了預緊過程中盤面基礎坐標偏移對測量數據的影響；3、基于電渦流傳感器組的測量裝置提高了檢測效率和檢測精度，有利于裝配自動化的實現。基于上述理由本發明可在航空發動機裝配技術等領域廣泛推廣。附圖說明下面結合附圖和具體實施方式對本發明作進一步詳細的說明。圖1是本發明的具體實施方式中在待測螺栓與相鄰螺栓連線上做垂直中心線ab的示意圖。圖2是本發明的具體實施方式中沿ab由a至b的上下盤面相對位移偏差趨勢曲線圖。圖3是本發明的具體實施方式中在待測螺栓與相鄰螺栓之間做ab的垂直中心線pq的示意圖。圖4是本發明本發明的具體實施方式中沿pq由p至q的上下盤面相對位移偏差趨勢曲線圖。圖5是本發明的具體實施方式中一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測測試裝置的結構示意圖。圖6是本發明的具體實施方式中電渦流傳感器進給裝置的結構示意圖。圖7是本發明的具體實施方式中兩個電渦流傳感器與低壓渦輪軸盤位置關系示意圖。具體實施方式一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測方法，具有如下步驟：S1、獲取低壓渦輪螺栓預緊力與上下盤面相對位移大小、分布的關系：S11、對低壓渦輪軸盤上的各螺栓進行擰緊，選擇端面摩擦系數、牙面摩擦系數及軸向力一致的螺栓，并記錄其在低壓渦輪軸盤上的位置；S12、制作與所述低壓渦輪軸盤相同的低壓渦輪軸盤試件，按十字交叉法對試件上的螺栓進行擰緊，并對與步驟S11所述位置相對應的螺栓進行編號，記為1、2……nmax-1、nmax；S13、在編號3～nmax-2的范圍內依次選取三顆螺栓，并分別標識為n1、n2、n3，nmax為最大螺栓編號；S14、對選取的三顆螺栓按以下四種工況施加預緊力：a)三顆螺栓預緊力均為預期值；b)一顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；c)相鄰兩顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；d)間隔一顆螺栓的兩顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；S15、獲取不同工況下n1-n2、n2-n3中間區域低壓渦輪軸盤上下盤面位置(x,y)的相對位移值u(x,y)＝ua(x,y)-ul(x,y)，其中ua(x,y)、ul(x,y)分別為(x,y)位置上、下盤面位移值，預期值作用下的相對位移值標識為un(x,y)，則采用Δu(x,y)＝u(x,y)-un(x,y)標識螺栓預緊力不足或偏大狀態下位置(x,y)的盤面相對位移變化，根據測試結果建立Δu(x,y)與預緊力大小之間的關系：Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，其中Fn1為施加到n1上的預緊力，Fn2為施加到n2上的預緊力，Fn3為施加到n3上的預緊力；S16、針對不同工況條件、不同預緊力作用下的n1-n2、n2-n3中間區域各個位置Δu(x,y)進行測試、分析，結合牙面摩擦系數、端面摩擦系數偏差引起的螺栓軸向力偏差及低壓渦輪軸盤緊固性能要求，確定判定螺栓預緊力不足或偏大的閾值：Δuc(x,y)＝f(Fe,x,y)，其中Fe為各螺栓的預期值預緊力；S2、測試裝配過程中或裝配后的低壓渦輪軸盤結構上下盤面相對位移：S21、做待測螺栓與相鄰螺栓連線的垂直中心線ab，其中，a、b兩點分別為測試裝配過程中或裝配后的低壓渦輪軸盤結構的法蘭結構邊緣，設c為ab中點，d、e、f、g為ab上的參考點，記待測螺栓編號為nc；S22、沿ab移動電渦流傳感器組，分別于a-d、f-g、e-b范圍內均勻采集3～5個位置點的盤面相對位移值u(xci,yci)＝ua(xci,yci)-ul(xci,yci)，其中ua(xci,yci)、ul(xci,yci)分別為(xci,yci)位置上、下盤面位移值，各采集位置點相對位移值的集合Uc構成描述待測螺栓預緊力的特征量，Uc＝{u(xc1,yc1),u(xc2,yc2),...,u(xcn,ycn)}；S23、為判斷低壓渦輪軸盤結構中所有螺栓預緊狀態，依次獲取編號為1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置點相對位移值的集合；S3、判斷各待測螺栓或相鄰螺栓是否存在預緊力不足或偏大現象：根據獲取的編號為1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置點相對位移值的集合，在一張圖中統一繪制各螺栓對應的“位置-相對位移值”曲線，曲線重合區域標識相應的螺栓預緊力為預期值，曲線偏離區域標識相應的螺栓預緊力不足或偏大，并得到待測螺栓的相對位移偏差集其中Δu(xci,yci)為(xci,yci)位置上、下盤面相對位移值與預期值作用下相對位移值的差值，un(xci,yci)為預期值作用下的相對位移值；ΔUc中若50％以上位置點存在Δu(xci,yci)＞Δuc(xci,yci)，則可判定待測螺栓或相鄰螺栓存在預緊力不足或預緊力過大現象，其中，Δuc(xci,yci)＝Δuc(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)；S4、確定預緊力不合理螺栓，及預緊力偏差值：設pq為ab垂直中心線，o點為pq與ab的交點，w、v點分別為po、oq中點，沿pq移動電渦流傳感器組，依次測量p、w、o、v、q各點對應的盤面相對位移值，得到預緊力偏差對應的相對位移特征集Ud＝{u(xp,yp),u(xw,yw),u(xo,yo),u(xv,yv),u(xq,yq)}，并與相鄰螺栓均為預期值作用下盤面相對位移量比較，得到預緊力偏差對應的盤面位移變化量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)},]]>排除螺栓軸向力隨機性誤差影響，若存在Δu(xp,yp)大于Δu(xq,yq)，且Δu(xw,yw)大于Δu(xv,yv)，則靠近p點螺栓預緊力不足或偏大，若Δu(xq,yq)大于Δu(xp,yp)，且Δu(xv,yv)大于Δu(xw,yw)，則靠近q點螺栓預緊力不足或偏大，進而根據偏差值與預緊力的映射關系Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，具體確定螺栓預緊力偏差值。所述步驟S11中所述擰緊指的是應用螺栓軸向力測試系統對各螺栓進行3次以上擰緊。所述步驟S12中制作與所述低壓渦輪軸盤相同的低壓渦輪軸盤試件指的是制作與所述低壓渦輪軸盤同樣材料、同樣法蘭內外徑、同樣法蘭厚度、同樣螺栓間距、結合面精度的1/4的低壓渦輪軸盤試件。所述預期值為擰緊螺栓所需扭矩值。所述S21中d距a點5mm，e距b點5mm，f位于ac連線上、距c點3mm，g位于bc連線上、距c點3mm。所述步驟S4中p、q點分別距o點2mm。所述電渦流傳感器組包括兩個相對設置的、檢測低壓渦輪軸盤的相對位移值的電渦流傳感器，兩個所述電渦流傳感器同軸，且間距固定。一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測測試裝置，包括基臺、電渦流傳感器進給裝置和沿直線依次排列的V形鐵Ⅰ、V形鐵Ⅱ和V形鐵Ⅲ，所述V形鐵Ⅰ通過基座與所述基臺連接，所述V形鐵Ⅱ依次通過水平進給平臺Ⅰ和升降平臺Ⅰ與所述基臺連接，所述V形鐵Ⅲ依次通過水平進給平臺Ⅱ和升降平臺Ⅱ與所述基臺連接，所述V形鐵Ⅰ、所述V形鐵Ⅱ和所述V形鐵Ⅲ上均設有壓板，所述電渦流傳感器進給裝置包括依次連接的電渦流傳感器組、傳感器夾頭、徑向微動進給平臺、角位臺，豎直進給平臺和水平進給平臺Ⅲ，所述水平進給平臺Ⅰ、所述水平進給平臺Ⅱ和所述水平進給平臺Ⅲ的進給方向均垂直于所述直線，所述電渦流傳感器組包括兩個相對設置的、檢測低壓渦輪軸盤的相對位移值的電渦流傳感器，兩個所述電渦流傳感器同軸，且間距固定。實施例1一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測方法，具有如下步驟：S1、獲取低壓渦輪螺栓預緊力與上下盤面相對位移大小、分布的關系：S11、應用螺栓軸向力測試系統對各螺栓進行3次以上擰緊，記錄擰緊3次后扭矩與軸向力之間的關系，選擇端面摩擦系數、牙面摩擦系數及軸向力一致的螺栓，并記錄其在低壓渦輪軸盤上的位置；S12、制作與所述低壓渦輪軸盤相同的低壓渦輪軸盤試件指的是制作與所述低壓渦輪軸盤同樣材料、同樣法蘭內外徑、同樣法蘭厚度、同樣螺栓間距、結合面精度的1/4(90°)的低壓渦輪軸盤試件，按十字交叉法對試件上的螺栓進行擰緊，并對與步驟S11所述位置相對應的螺栓進行編號，記為1、2……nmax-1、nmax；S13、在編號3～nmax-2的范圍內依次選取三顆螺栓，并分別標識為n1、n2、n3；S14、對選取的三顆螺栓按以下四種工況施加預緊力：a)三顆螺栓預緊力均為預期值；b)一顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；c)相鄰兩顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；d)間隔一顆螺栓的兩顆螺栓預緊力不足或偏大、其它螺栓預緊力為預期值；S15、通過電渦流傳感器組獲取不同工況下n1-n2、n2-n3中間區域低壓渦輪軸盤上下盤面位置(x,y)的相對位移值u(x,y)＝ua(x,y)-ul(x,y)，其中ua(x,y)、ul(x,y)分別為(x,y)位置上、下盤面位移值，預期值作用下的相對位移值標識為un(x,y)，則采用Δu(x,y)＝u(x,y)-un(x,y)標識螺栓預緊力不足或偏大狀態下位置(x,y)的盤面相對位移變化，根據測試結果建立Δu(x,y)與預緊力大小之間的關系：Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，其中Fn1為施加到n1上的預緊力，Fn2為施加到n2上的預緊力，Fn3為施加到n3上的預緊力；S16、針對不同工況條件、不同預緊力作用下的n1-n2、n2-n3中間區域各個位置Δu(x,y)進行測試、分析，結合牙面摩擦系數、端面摩擦系數偏差引起的螺栓軸向力偏差(約10～20％)及低壓渦輪軸盤緊固性能要求，確定判定螺栓預緊力不足或偏大的閾值：Δuc(x,y)＝f(Fe,x,y)，其中Fe為各螺栓的預期值預緊力；S2、測試裝配過程中或裝配后的低壓渦輪軸盤結構上下盤面相對位移：S21、如圖1和圖2所示，做待測螺栓與相鄰螺栓連線的垂直中心線ab，其中，a、b兩點分別為測試裝配過程中或裝配后的低壓渦輪軸盤結構的法蘭結構邊緣，設c為ab中點，d、e、f、g為ab上的參考點，d距a點5mm，e距b點5mm，f位于ac連線上、距c點3mm，g位于bc連線上、距c點3mm，記待測螺栓編號為nc；S22、沿ab移動電渦流傳感器組，分別于a-d、f-g、e-b范圍內均勻采集3～5個位置點的盤面相對位移值u(xci,yci)＝ua(xci,yci)-ul(xci,yci)，其中ua(xci,yci)、ul(xci,yci)分別為(xci,yci)位置上、下盤面位移值，各采集位置點相對位移值的集合Uc構成描述待測螺栓預緊力的特征量，Uc＝{u(xc1,yc1),u(xc2,yc2),...,u(xcn,ycn)}；S23、為判斷低壓渦輪軸盤結構中所有螺栓預緊狀態，依次獲取編號為1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置點相對位移值的集合；S3、判斷各待測螺栓或相鄰螺栓是否存在預緊力不足或偏大現象：根據獲取的編號為1、3、5……nmax-1，或2、4、6…..nmax的螺栓的各采集位置點相對位移值的集合，在一張圖中統一繪制各螺栓對應的“位置-相對位移值”曲線，曲線重合區域標識相應的螺栓預緊力為預期值，曲線偏離區域標識相應的螺栓預緊力不足或偏大，并得到待測螺栓的相對位移偏差集其中Δu(xci,yci)為(xci,yci)位置上、下盤面相對位移值與預期值作用下相對位移值的差值，un(xci,yci)為預期值作用下的相對位移值；ΔUc中若50％以上位置點存在Δu(xci,yci)＞Δuc(xci,yci)，則可判定待測螺栓或相鄰螺栓存在預緊力不足或預緊力過大現象，其中，Δuc(xci,yci)＝Δuc(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)；S4、確定預緊力不合理螺栓，及預緊力偏差值：如圖3和圖4所示，設pq為ab垂直中心線，o點為pq與ab的交點，w、v點分別為po、oq中點，p、q點分別距o點2mm，沿pq移動電渦流傳感器組，依次測量p、w、o、v、q各點對應的盤面相對位移值，得到預緊力偏差對應的相對位移特征集Ud＝{u(xp,yp),u(xw,yw),u(xo,yo),u(xv,yv),u(xq,yq)}，并與相鄰螺栓均為預期值作用下盤面相對位移量比較，得到預緊力偏差對應的盤面位移變化量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)},]]>根據Δu(x,y)＝g(Fn1,Fn2,Fn3,x,y)，則可判定存在預緊力偏差的螺栓及預緊力偏差值。所述預期值為擰緊螺栓所需扭矩值。所述電渦流傳感器組包括兩個相對設置的、檢測低壓渦輪軸盤的相對位移值的電渦流傳感器，兩個所述電渦流傳感器同軸，且間距固定。實施例2如圖5-圖7所示，一種基于電渦流傳感器組的航空發動機低壓渦輪軸盤緊固力檢測測試裝置，包括基臺1、電渦流傳感器進給裝置2和沿直線依次排列的V形鐵Ⅰ3、V形鐵Ⅱ4和V形鐵Ⅲ5，所述V形鐵Ⅰ3通過基座6與所述基臺1連接，所述V形鐵Ⅱ4依次通過水平進給平臺Ⅰ7和升降平臺Ⅰ8與所述基臺1連接，所述V形鐵Ⅲ5依次通過水平進給平臺Ⅱ9和升降平臺Ⅱ10與所述基臺1連接，所述V形鐵Ⅰ3、所述V形鐵Ⅱ4和所述V形鐵Ⅲ5上均設有壓板11，所述電渦流傳感器進給裝置包括依次連接的電渦流傳感器組、傳感器夾頭12、徑向微動進給平臺13、角位臺14，豎直進給平臺15和水平進給平臺Ⅲ16，所述水平進給平臺Ⅰ7、所述水平進給平臺Ⅱ9和所述水平進給平臺Ⅲ16的進給方向均垂直于所述直線，所述V形鐵Ⅰ3、所述V形鐵Ⅱ4和相對應的所述壓板11用于固定低壓渦輪軸模型17，所述V形鐵Ⅲ5和相對應的所述壓板11用于固定低壓渦輪盤模型18，所述電渦流傳感器組包括兩個相對設置的、檢測低壓渦輪軸盤的相對位移值的電渦流傳感器19，兩個所述電渦流傳感器19同軸，且間距固定。旋轉所述徑向微動進給平臺13的旋鈕，所述徑向微動進給平臺13可以帶動所述電渦流傳感器組沿低壓渦輪軸盤徑向做進給運動；所述徑向微動進給平臺13配置在所述角位臺14上，通過旋轉所述角位臺14的旋鈕，可以改變所述徑向微動進給平臺13與水平方向之間的夾角，繼而改變所述電渦流傳感器組的移動路徑；所述角位臺14配置在所述豎直進給平臺15上，通過轉動所述豎直進給平臺15的手輪可以調節所述電渦流傳感器組在豎直方向的位置；所述豎直進給平臺15配置在所述水平進給平臺Ⅲ16上，同樣，旋轉所述水平進給平臺Ⅲ16的手輪，可以快速，大行程的調整所述電渦流傳感器組沿低壓渦輪軸盤的徑向位置，以防止在擰緊螺栓20時，扳手與所述電渦流傳感器組發生干涉；所述水平進給平臺Ⅲ16固定在所述基臺1上。當同時調整所述水平進給平臺Ⅰ7與所述水平進給平臺Ⅱ9，可以實現對低壓渦輪軸模型17的繞豎直軸Z的轉動及沿水平方向y的平動兩個自由度的調整；同時調整所述升降平臺Ⅰ8與所述升降平臺Ⅱ10，可以實現對低壓渦輪軸模型17沿豎直方向z的平動及繞y軸的轉動，沿x軸的平動及繞x軸的轉動可直接對低壓渦輪軸模型17進行手動操作實現。以上所述，僅為本發明較佳的具體實施方式，但本發明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本
技術領域：
的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，根據本發明的技術方案及其發明構思加以等同替換或改變，都應涵蓋在本發明的保護范圍之內。當前第1頁1 2 3