液压动力单元采用节流调速回路形式，利用两个节流截止 阀分别作为负载调节元件和流量调节元件。将被试管路安装在振 动底板上，通过软管将被测管路与液压动力单元连接，以减小连 接管路对被测管路振动特性的影响。液压动力单元的原理图，如 图２所示。
图４系统功能选择运行界面
Ｆｉｇ．４ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎ Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ ｏｆ Ｓｙｓｔｅｍ Ｆｕｎｃｔｉｏｎ Ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ
万方数据
闻邦椿，（１９３０一），男，浙｝１２温岭人，教授，博一ｊ生导师，中嗣科学院院士，主耍研究方向：机械振动
第５期 ２．１液压动力单元
林君哲等：航空发动机液压管路振动环境实验测试系统设计
１２９
３实验测试系统软件设计
实验测试系统利用ＶＢ开发出可视化的应用程序界面，如图 ４所示。该程序可以进行模拟输出、流量采集，压力采集等功能。 其中流体压力检测运行界面，如图５所示。
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式中：ｐ叩ｏLeabharlann 印Ｉ（１）２．３基础环境激振单元
单元主要依赖激振器模拟航空发动机的基础振动环境。航 空发动机在实际工作中的振动虽然是不规律的，但振动的周期与 发动机转速相关联。通过改变激振器的输出波形及频率，可以对 不同转速下的航空发动机液压管路振动状况进行研究。该激振单 元可以满足正弦波、锯齿波、方波等多种形式输出，单元示意图， 如图３所示。
¨ｇ．１ Ｃｏｍｐｏｓｅ ｏｆ ｔｈｅ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ Ｓｙｓｔｅｍ
２实验测试系统硬件组成
实验测试系统硬件由液压动力单元、信号采集与控制单元
来稿日期：２０１３－１０一１１ 基金项目：国家自然科学基金资助项目（５１０７５０６２）
作者简介：林君哲，（１９７８一），男．吉林通化人，讲师，博｛：研究生．主要研究方向：管路耦合振动机理吲睦制；
ｐｉｐｅｌｉｎｅ ｓｙｓｔｅｍ ｃｏｕｐｌｅｄ ｖｉｂｒａｔｉｏｎ ｉｓ ｓｕｐｐｌｉｅｄ． Ｐｉｐｅｌｉｎｅ；Ｐｉｐｅｌｉｎｅ Ｖｉｂｒａｔｉｏｎ；Ｂａｓｉｃ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ Ｖｉｂｒａｔｉｏｎ；Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆｔｈｅ Ｔｅｓｔ Ｓｙｓｔｅｍ
１引言
航空发动机管路系统被称为航天发动机的“心血管”，是保 证发动机可靠工作的重要组成部分，其结构完整性的要求与整个 发动机相一致Ｉ’－３１。航空发动机管路振动检测是保证发动机安全丁． 作的重要措施，对于减少飞行事故具有十分重要的意义。 不同于叶片振动旋转壳体振动等整机振动，航空发动机的 管路振动属于附件振动，而管路中以液压管路系统振动ｆｎＪ题表现 的最为突出。影响航空发动机管路振动的因素较多，主要包括管 路系统中油压的脉动，发动机内部转子的系统激振（转子不平衡、 齿轮撞击、旋转件装配不当等），输送流体流量脉动引起的激振， 气体激振（进气道气流畸变、压气机放气或喘振）、燃烧室燃烧不 均或振荡燃烧，噪声激振等Ｍ。振动环境的频带较宽，非线性因素 大量存在。针对这一问题，可以基于诸如文献ｍ测试系统对整机进
ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ
ｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ｔｈｅ
ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ
ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ｃｏｍｐｏｓｅｄ ｂｙ
ｈｙｄｒａｕｌｉｃ ｐｏｗｅｒ 船ｒｏ ｅｎｇｉｎｅ ｖｉｂｒａｔｉｏｎ ｖｉｂｒａｔｉｏｎ
ｏｅｒｏ
ｕｎｉｔ，ｓ泓甜ｃｏｌｌｅｃｔｉｎｇ
ｗｈｉｃｈ
ａｎｄ ｃｏｎｔｒｏｌｌｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍ ｌｌｎｉｔ ａｎｄ ｂａｓｉｃ ｅｎｇｉｎｅ ｈｙｄｒａｕｌｉｃ ｐｉｐｅｌｉｎｅ ｐｉｐｅｌｉｎｅ
ｓｉｎ（ｔｏｌｒ）—压力脉动；ｖ＝－Ｖｏ＋ｅＶｆ ｓｉｎ（ｔｏｌ下）—脉动流
为；无量纲化参数：轴向力参数Ｆ＝Ｚ－ｐ（１－２ｖ），叼＝｝，亭：｝，
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管道的抗弯刚度；ｍ，一流体微元质量；ｍ厂管道微元质量；
“－流体的平均流速；卜—轴向外载；”—管道结构的线密度；
叫旷
图６实验频率响应曲线（ｐ＝０ＭＰａ）
Ｆｉｇ．６ Ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ—Ｒｅｓｐｏｎｓｅ
抖
环境，为深入研究航空发动机液压管路耦合振动提供实验基础。
Ｃｕｒｖｅ（ｐ＝ＯＭＰａ）
参考文献
［１］王国鹏，万利，周杨娜．航空发动机管路振动故障研究［Ｊ］．振动工程学
报，２００８，２Ｉ（９）：１９１—１９４．
（ＷａｎｇＧｕｏ—ｐｅｎｇ，ＷａｎＬｉ，ＺｈｏｕＹａｎｇ—ｎａ．Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎｔｈｅ ｖｉｂｒａｔｉｏｎｆａｕｌｔ
Ｆｉｇ．３ Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ Ｄｉａｇｒａｍ ｏｆ Ｂａｓｉｃ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ Ｅｘｃｉｔａｔｉｏｎ Ｕｎｉｔ
的固有频率，其改变趋势为随着流体压力的增加，管路的固有频
率不断减小旧。
万方数据
Ｎｏ．５ １３０
机械设计与制造
Ｍａｙ．２０１４
４．２液压管路固有频率测试实验分析
将被试管路安装在实验测试系统中，利用液压动力单元向 被试管路提供流体，改变通过被试管路的流体压力，测量其固有 频率的变化情况。实验中，被试管路采用两端固支方式固定，调节 液压动力单元流量为２０Ｕｍｉｎ。实验使用两个加速度传感器，建立 了简单的敲击模型，敲击管路的三个点，将测试信号进行对比，当
ｏｆ
ａｅｒｏ
第二组实验，设定液压系统压力为２ＭＰａ，通过改变节流截 止阀开口，使溢流阀溢流，保证通过被试管路的流体压力为 ２ＭＰａ。实验其他条件不变，得到频率响应曲线，如图７所示。
ｅｎｇｉｎｅ
ｐｉｐｅｌｉｎｅｓ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ
ｏｆＶｉｂｒａｔｉｏｎ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２００８，２１
（９）：１９１－１９４．）
Ｔａｂ．１ Ｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌ Ｔａｂｌｅ ｏｆ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ Ｄａｔａ
两次敲击的响应曲线相干性接近ｌ时，信号可采用。第一组实验，
先将管路充满液压油。然后使液压泵站停止工作，此时管内压力 近似为０ＭＰａ。得到频率响应曲线，如图６所示。
广
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５结论
通过进行流体压力变化对被试管路固有频率的影响实验，可 以得到被试管路的固有频率随流体压力的增大而减小，这和理论分 析是可以对应的。同时实验测试系统利用激振器带动振动底板实现 液压管路安装基础的振动，可简单模拟航空发动机液压管路的振动
Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｆ ｔｈｅ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ Ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ Ｓｉｍｕｌａｔｉｎｇ Ａｅｒｏ Ｅｎｇｉｎｅ Ｈｙｄｒａｕｌｉｃ Ｐｉｐｅｌｉｎｅ Ｖｉｂｒａｔｉｏｎ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ
ＬＩＮ Ｊｕｎ—ｚｈｅ，ＺＨＯＵ Ｅｎ—ｔａｏ，ＬＶ Ｚｈｅｎ，ＷＥＮ Ｂａｎｇ－ｃｈｕｎ （Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ＆Ａｕｔｏｍａｔｉｏｎ，Ｎｏｒｔｈｅａｓｔｅｒｎ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｌｉａｏｎｉｎｇ Ｓｈｅｎｙａｎｇ
Ｉ所示．
行分析，可以直接对管路进行Ｆ丌分析用．也可以基于虚拟仪器对
管路振动状况加以研究。但以往的研究往往忽略了管路安装基础 的振动影响。鉴于此，设计并开发出了模拟航空发动机液乐管路 振动环境的实验测试系统。 １液压动力单元２，３．信号采集与控制系统单元
４．基础激振单元５．被试管路 图Ｉ实验测试系统组成
和基础环境激振单元三部分组成。其中基础环境激振单元核心部 件为激振器，其上方设置被测液压管路安装平台，平台底部两端 通过弹簧与地面同定；表面两端具有滑块的滑道，滑块上固定有 管箍；被测液压管路安装在此平台上。平台底部与激振器的上端 通过力传感器相连，平台顶部设置有位移传感器，通过数据信号 线将传感器与信号采集处理单元的输人端相连接，激振器的控制 端通过数据信号线与控制系统相连接。实验测试系统组成，如图
１ １ ０８ １ ９，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎ ｏｒｄｅｒ
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ｈｙｄｒａｕｌｉｃ ｐｉｐｅｌｉｎｅ”ｉｂｒａｔｉｏｎ．ｔｈｅ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ
ｉｓ
ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｓｙｓｔｅｍｆｏｒ
ｅｘｃｉｔａｔｉｏｎ
ｓｉｍｕｌａｔｉｎｇ
ｅｎｇｉｎｅ
ｈｙｄｒａｕｌｉｃ ｐｉｐｅｌｉｎｅ ｖｉｂｒａｔｉｏｎ
机械设计与制造
１２８ Ｍａｃｈｉｎｅｒｙ Ｄｅｓｉｇｎ＆Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅ
第５期 ２０１４年５月
航空发动机液压管路振动环境实验测试系统设计
林君哲，周恩涛，吕振，闻邦椿
（东北大学机械工程与自动化学院，辽宁沈阳１１０８１９）
摘要：为了深入研究航空发动机液压管路的振动情况，开发出模拟航空发动机液压管路振动环境的实验测试系统。该 实验测试系统由液压动力单元、信号采集与控制单元、基础环境激振单元三部分组成。其中基础环境激振单元的引入，使 之模拟了航空发动机液压管路安装机匣振动的情况，较好的复现航空发动机液压管路的实际振动环境。实验表明，该实 验测试系统能够实现液压管路的振动特性检测，为深入研究航空发动机液压管路系统耦合振动提供实验基础： 关键词：航空发动机液压管路；管路振动；基础环境振动；实验测试系统设计 中图分类号：ＴＨｌ６；Ｖ２３３．９ｌ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００１—３９９７（２０１４）０５—０１２８—０３
图２液压动力单元原理图
Ｆｉｇ．２ Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ Ｄｉａｇｒａｍ ｏｆ
４管路振动特性实验分析
４．１液压管路数学模型建立及理论分析
航空发动机液压管路振动属于典型的液一弹耦合振动嗣。考 虑脉动流和基础激励的共同作用，航空发动机液压管路的非线性 振动微分方程为唧：