(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ベース部と、モータと、レーザー振動計と、主軸と、ハウジングと、ブリスク振動計測装置と、翼振動計測装置と、差動同期／非同期装置と、翼先端タイミングセンサと、タイマーと、制御システムと、を含み、前記ベース部には第１支持台、第１支持受け部、第２支持受け部及び第２支持台が順次設けられ、前記レーザー振動計が第１支持台に取り付けられ、前記モータが第２支持台に取り付けられ；前記ブリスク振動計測装置は回転軸を備え、被測定ブリスク及び前記差動同期／非同期装置が前記主軸に取り付けられ、前記ブリスク振動計測装置が前記ハウジングを通じて前記差動同期／非同期装置と一緒に取り付けられ、前記回転軸及び前記主軸は軸受及び軸受座を通じて各々前記第１支持受け部及び前記第２支持受け部に取り付けられ、前記モータがカップリングを通じて前記主軸と連結し、前記翼振動計測装置及び前記翼先端タイミングセンサが前記ハウジングに取り付けられ、前記制御システムが試験ベンチの動作を制御するために用いられることを特徴とする、レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項２】
前記ブリスク振動計測装置は、リニアアクチュエータと、リフレクターと、反射装置と、を含み、前記リニアアクチュエータがペン型電動プッシュロッドであり、前記ペン型電動プッシュロッドの端部に第１マイクロモータが設けられ、前記リフレクターが前記第１マイクロモータに固設され、前記リフレクターと前記ペン型電動プッシュロッドの軸線とが４５度の交角を成し、前記リニアアクチュエータが前記主軸の端部に固設され；前記反射装置は、台体で、前記反射装置の一端が４５度テーパーの円錐形内面であり、前記円錐形内面には銀合金反射膜が設けられ、前記反射装置の他端には前記回転軸が設けられることを特徴とする、請求項１に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項３】
前記差動同期／非同期装置は、太陽歯車と、遊星キャリアと、遊星歯車と、遊星歯車軸と、電磁ブレーキと、を含み、前記太陽歯車及び前記遊星キャリアが前記主軸と一緒に固設され、前記遊星歯車と前記遊星歯車軸が固結され、前記遊星歯車軸が前記遊星キャリア内に挿通し、前記遊星歯車軸の端部には前記電磁ブレーキが取り付けられ；前記太陽歯車は、前記遊星歯車と噛み合っていることを特徴とする、請求項２に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項４】
前記ハウジングは、ハウジングリングと、透明カバーと、貫通カバーと、仕切板と、リングギアと、を含み、前記リングギアが前記ハウジングリングの一端に設けられ、前記仕切板が前記ハウジングリングの内部に設けられ、前記透明カバーと前記貫通カバーがボルトで各々前記ハウジングリングの両側に取り付けられ；前記リングギアは、前記遊星歯車と噛み合い；前記透明カバーは、前記反射装置と固結されていることを特徴とする、請求項３に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項５】
前記翼振動計測装置は、プローブと、第１サーボモータと、縦型リードスクリューと、縦型リードスクリューナットと、縦型リードスクリューホルダーと、縦型リードスクリューサポートユニットと、連結器と、第２サーボモータと、横型リードスクリューと、横型リードスクリューナットと、横型リードスクリューホルダーと、横型リードスクリューサポートユニットと、スライダと、ガイドレールと、を含み、前記縦型リードスクリューの両端が各々前記縦型リードスクリューホルダー及び前記縦型リードスクリューサポートユニットに連結され、前記縦型リードスクリューナットが前記縦型リードスクリューに嵌め込まれ、前記第１サーボモータが前記縦型リードスクリューホルダーに取り付けられ、前記縦型リードスクリューを駆動するために用いられ；前記横型リードスクリューの両端は、各々前記横型リードスクリューホルダー及び前記横型リードスクリューサポートユニットに連結され、前記横型リードスクリューホルダーが前記連結器を通じて前記縦型リードスクリューナットと固結され、前記横型リードスクリューナットが前記横型リードスクリューに嵌め込まれ、前記プローブが前記横型リードスクリューナットに取り付けられ、前記横型リードスクリューサポートユニットが前記スライダと固結され、前記スライダが前記ガイドレールと協働するように一緒に取り付けられ、前記第２サーボモータが前記連結器内に取り付けられ、前記横型リードスクリューを駆動するために用いられ；前記縦型リードスクリューホルダー及び前記縦型リードスクリューサポートユニットは、前記透明カバーに固設され、前記ガイドレールが前記仕切板に固設されることを特徴とする、請求項４に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項６】
前記プローブには、前記プローブのレンズ位置を調整して反射するレーザー光を被測定点の法平面と垂直にさせるための第２マイクロモータが設けられることを特徴とする、請求項５に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項７】
前記翼振動計測装置の重量及び形状と類似し、前記ハウジング上の前記翼振動計測装置から９０度離れた対称的な３つの位置に設けられ、回転中の動的アンバランス影響を排除するための３個のジンバルをさらに含むことを特徴とする、請求項５に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項８】
前記反射装置及び前記回転軸の軸心に軸方向貫通孔が設けられ、前記反射装置には第１半径方向孔及び第１横向き孔が穿設され、前記透明カバーには第２半径方向孔が穿設され、前記縦型リードスクリューサポートユニットには第２横向き孔が穿設され、前記横型リードスクリューホルダー及び前記連結器には第３横向き孔が穿設され、前記横型リードスクリューナットには入射孔が穿設され、前記軸方向貫通孔、前記第１半径方向孔、前記第１横向き孔、前記第２半径方向孔、前記第２横向き孔、前記第３横向き孔及び前記入射孔が順に連通してレーザー経路を形成し、前記レーザー経路の９０度の曲がり箇所に４５度反射ミラーが設けられることを特徴とする、請求項６に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項９】
前記制御システムは、各々前記レーザー振動計、前記翼先端タイミングセンサ、前記タイマー、前記リニアアクチュエータ、前記第１マイクロモータ、前記電磁ブレーキ、前記第１サーボモータ、前記第２サーボモータ、前記第２マイクロモータ及び前記モータに接続されることを特徴とする、請求項６に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ。
【請求項１０】
制御システムは、命令を発行し、電磁ブレーキが遊星歯車軸をロックすることで、太陽歯車、遊星キャリア、遊星歯車及び前記遊星歯車軸を一体的にロックさせ；モータを起動して主軸を回転させ、前記主軸はブリスク振動計測装置、翼振動計測装置、差動同期／非同期装置、翼先端タイミングセンサ及び被測定ブリスクを同期回転させるステップ１と、
レーザー振動計は、レーザー光を発し、軸方向貫通孔を通して前記ブリスク振動計測装置のリフレクターに当たり、４５度の反射で反射装置の４５度テーパーの円錐形内面の銀合金反射膜に当たり、また４５度の反射で前記被測定ブリスクのディスク表面に当たるステップ２と、
リニアアクチュエータのプッシュロッドは、前に向けてステップ送り、同時にプッシュロッド上の第１マイクロモータが前記リフレクターを回転させ、レーザーが前記被測定ブリスクのディスク表面において、外径から中心まで一周ずつ測定点ごとに測定して振動計測を実現するステップ３と、
前記リニアアクチュエータのプッシュロッドは、前記軸方向貫通孔内部に送り続け、第１半径方向孔で停止するステップ４と、
レーザー光が前記第１半径方向孔内に入射し、レーザー経路を経由して前記翼振動計測装置のプローブに当たるまで、前記リニアアクチュエータのプッシュロッド及び前記第１マイクロモータの回転角度を同時に調整するステップ５と、
タイマーがカウントを開始すると共に第１サーボモータ及び第２サーボモータを起動し、前記プローブが現在の翼の半径方向及び軸向方向に沿って測定点ごとに測定されて振動計測を実現するステップ６と、
時間Ｔをカウントした後、現在の翼の振動計測が完了し、前記翼振動計測装置が前記被測定ブリスクの外側位置に戻されるステップ７と、
前記タイマーが前記電磁ブレーキにパルスを印加し、前記電磁ブレーキを解放状態にさせ、前記遊星歯車軸を解放状態にさせ、前記遊星歯車が前記太陽歯車の駆動によって回転し、かつ前記遊星歯車がリングギアを回転させ、ハウジング及び前記翼先端タイミングセンサは前記被測定ブリスクと速度差を生じるステップ８と、
前記翼先端タイミングセンサは、次の翼のブレードチップを検出すると、前記電磁ブレーキ及び前記タイマーに対しパルスを印加し；前記電磁ブレーキが前記遊星歯車軸をロックし；前記タイマーは、カウントを開始し、次の翼を測定するステップ９と、
前記被測定ブリスク上の全てのターゲット翼の振動計測が完了するまで、前記ステップ６〜前記ステップ９を繰り返すステップ１０と、
を含むことを特徴とする、請求項１〜９のいずれか一項に記載のレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチの活用。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、レーザー振動計測技術分野に関し、特に、レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチ及びその活用に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用エンジンの推力重量比を高めるため、多くの航空機用エンジン企業は、ブリスク技術の研究開発を競ってきた。ブリスクは、ブレードとローターディスクを先端技術によって一体化し、従来ブリスクを結合するほぞ及びほぞ穴を省略することで、その構造を大幅に簡素化させ、航空機用エンジンのファン、圧縮機、タービンにおいてブリスク構造を用いると、航空機用エンジンの推力重量比を効果的に高めることができる。しかしながら、ブリスク構造にモーダル密度の特性があり、航空機用エンジンの運転時、気流の励起により、非常に容易にブリスクを共振させてしまう。さらに、ブリスクのディスク部はより薄く、翼部の剛性がほぼ同じであるため、この共振モードの多くがディスク結合振動であり、その危険有害性がより大きくなる。このため、その複雑な振動特性及び挙動特性を深く研究できるように、航空機エンジンブリスク向けの回転振動試験ベンチを構築する必要があった。
【０００３】
従来の加速度センサは、低いコスト、テストの利便性等といった多くの利点を持っているが、被測定物の表面に貼る必要があるため、ブリスク等の回転構造の振動のテストに適さず、同時に加速度センサの付加重量と剛性の影響によりブリスクの振動テストの精度に影響を与えていた。また、長期に渡り、人々がスリップリ  ングの伝送ひずみ、ワイヤレス遠隔制御のひずみ、静電容量結合の伝送ひずみ、渦電流式変位センサの測定、及び翼先端隙間の測定等を含むブリスクの振動測定方法を研究してきた。ただし、上記測定方法では、様々な困難及び制限性によりいずれも全ての回転翼部及びディスク部構造の実稼動振動形状を効果的に測定できないため、航空機エンジンブリスクの新型振動テスト技術を継続して研究し、またテスト効率、テスト精度等の面の影響を総合的に考慮する必要があった。
【０００４】
レーザー振動計は、光電振動測定における重要な機器であり、従来センサの接触式測定によってもたらされる付加干渉問題に変わり、かつ非接触式振動測定方法は、被測定物のリアルタイム振動情報をより正確に得ることができる。現在、航空宇宙分野におけるレーザー振動計の活用は、益々広まっている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明は、被測定ブリスクと同期回転できる状態下で、異なる形態の同期／非同期の差動で翼とディスク部の各点振動を測定できるレーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記目的を達成するために本発明では次のような技術的手段を講じた。
レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチは、ベース部と、モータと、レーザー振動計と、主軸と、ハウジングと、ブリスク振動計測装置と、翼振動計測装置と、差動同期／非同期装置と、翼先端タイミングセンサと、タイマーと、制御システムと、を含み、前記ベース部には第１支持台、第１支持受け部、第２支持受け部及び第２支持台が順次設けられ、前記レーザー振動計が第１支持台に取り付けられ、前記モータが第２支持台に取り付けられ；前記ブリスク振動計測装置は回転軸を備え、被測定ブリスク及び差動同期／非同期装置が前記主軸に取り付けられ、前記ブリスク振動計測装置が前記ハウジングを通じて差動同期／非同期装置と一緒に取り付けられ、前記回転軸及び主軸は軸受及び軸受座を通じて各々第１支持受け部及び第２支持受け部に取り付けられ、前記モータがカップリングを通じて前記主軸と連結し、前記翼振動計測装置及び翼先端タイミングセンサが前記ハウジングに取り付けられ、前記制御システムが試験ベンチの動作を制御するために用いられる。
【０００７】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチにおいて、前記ブリスク振動計測装置は、リニアアクチュエータと、リフレクターと、反射装置と、を含み、前記リニアアクチュエータがペン型電動プッシュロッドであり、ペン型電動プッシュロッドの端部に第１マイクロモータが設けられ、前記リフレクターが前記第１マイクロモータに固設され、前記リフレクターとペン型電動プッシュロッドの軸線とが４５度の交角を成し、前記リニアアクチュエータが前記主軸の端部に固設され；前記反射装置は、台体で、前記反射装置の一端が４５度テーパーの円錐形内面であり、前記円錐形内面には銀合金反射膜が設けられ、前記反射装置の他端には前記回転軸が設けられる。
【０００８】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチにおいて、前記差動同期／非同期装置は、太陽歯車と、遊星キャリアと、遊星歯車と、遊星歯車軸と、電磁ブレーキと、を含み、前記太陽歯車及び前記遊星キャリアが前記主軸と一緒に固設され、前記遊星歯車と前記遊星歯車軸が固結され、前記遊星歯車軸が前記遊星キャリア内に挿通し、前記遊星歯車軸の端部には前記電磁ブレーキが取り付けられ；前記太陽歯車は、前記遊星歯車と噛み合っている。
【０００９】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチにおいて、前記ハウジングは、ハウジングリングと、透明カバーと、貫通カバーと、仕切板と、リングギアと、を含み、前記リングギアが前記ハウジングリングの一端に設けられ、前記仕切板が前記ハウジングリングの内部に設けられ、前記透明カバーと貫通カバーがボルトで各々前記ハウジングリングの両側に取り付けられ；前記リングギアは、前記遊星歯車と噛み合い；前記透明カバーは、前記反射装置と固結されている。
【００１０】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチにおいて、前記翼振動計測装置は、プローブと、第１サーボモータと、縦型リードスクリューと、縦型リードスクリューナットと、縦型リードスクリューホルダーと、縦型リードスクリューサポートユニットと、連結器と、第２サーボモータと、横型リードスクリューと、横型リードスクリューナットと、横型リードスクリューホルダーと、横型リードスクリューサポートユニットと、スライダと、ガイドレールと、を含み、縦型リードスクリューの両端が各々縦型リードスクリューホルダー及び縦型リードスクリューサポートユニットに連結され、縦型リードスクリューナットが縦型リードスクリューに嵌め込まれ、第１サーボモータが縦型リードスクリューホルダーに取り付けられ、縦型リードスクリューを駆動するために用いられ；横型リードスクリューの両端は、各々横型リードスクリューホルダー及び横型リードスクリューサポートユニットに連結され、横型リードスクリューホルダーが前記連結器を通じて縦型リードスクリューナットと固結され、横型リードスクリューナットが横型リードスクリューに嵌め込まれ、前記プローブが横型リードスクリューナットに取り付けられ、横型リードスクリューサポートユニットが前記スライダと固結され、前記スライダが前記ガイドレールと協働するように一緒に取り付けられ、第２サーボモータが前記連結器内に取り付けられ、横型リードスクリューを駆動するために用いられ；縦型リードスクリューホルダー及び縦型リードスクリューサポートユニットは、前記透明カバーに固設され、前記ガイドレールが前記仕切板に固設される。
【００１１】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチの好ましい技術的手段として、前記プローブには前記プローブのレンズ位置を調整して反射するレーザー光を被測定点の法平面と垂直にさせるための第２マイクロモータが設けられる。
【００１２】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチの好ましい技術的手段として、前記翼振動計測装置の重量及び形状と類似し、前記ハウジング上の前記翼振動計測装置から９０度離れた対称的な３つの位置に設けられ、回転中の動的アンバランス影響を排除するための３個のジンバルをさらに含む。
【００１３】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチにおいて、前記反射装置及び前記回転軸の軸心に軸方向貫通孔が設けられ、前記反射装置には第１半径方向孔及び第１横向き孔が穿設され、前記透明カバーには第２半径方向孔が穿設され、前記縦型リードスクリューサポートユニットには第２横向き孔が穿設され、前記横型リードスクリューホルダー及び前記連結器には第３横向き孔が穿設され、前記横型リードスクリューナットには入射孔が穿設され、前記軸方向貫通孔、第１半径方向孔、第１横向き孔、第２半径方向孔、第２横向き孔、第３横向き孔及び入射孔が順に連通してレーザー経路を形成し、前記レーザー経路の９０度の曲がり箇所に４５度反射ミラーが設けられる。
【００１４】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチにおいて、前記制御システムは、各々前記レーザー振動計、翼先端タイミングセンサ、タイマー、リニアアクチュエータ、第１マイクロモータ、電磁ブレーキ、第１サーボモータ、第２サーボモータ、第２マイクロモータ及びモータに接続される。
【００１５】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチの活用は、
制御システムは、命令を発行し、電磁ブレーキが遊星歯車軸をロックすることで、太陽歯車、遊星キャリア、遊星歯車及び遊星歯車軸を一体的にロックさせ；モータを起動して主軸を回転させ、主軸はブリスク振動計測装置、翼振動計測装置、差動同期／非同期装置、翼先端タイミングセンサ及び被測定ブリスクを同期回転させるステップ１と、
レーザー振動計は、レーザー光を発し、軸方向貫通孔を通してブリスク振動計測装置のリフレクターに当たり、４５度の反射で反射装置の４５度テーパーの円錐形内面の銀合金反射膜に当たり、また４５度の反射で被測定ブリスクのディスク表面に当たるステップ２と、
リニアアクチュエータのプッシュロッドは、前に向けてステップ送り、同時にプッシュロッド上の第１マイクロモータが前記リフレクターを回転させ、レーザーが被測定ブリスクのディスク表面において、外径から中心まで一周ずつ測定点ごとに測定して振動計測を実現するステップ３と、
リニアアクチュエータのプッシュロッドは、前記軸方向貫通孔内部に送り続け、第１半径方向孔で停止するステップ４と、
レーザー光が第１半径方向孔内に入射し、レーザー経路を経由して前記翼振動計測装置のプローブに当たるまで、リニアアクチュエータのプッシュロッド及び第１マイクロモータの回転角度を同時に調整するステップ５と、
タイマーがカウントを開始すると共に第１サーボモータ及び第２サーボモータを起動し、プローブが現在の翼の半径方向及び軸向方向に沿って測定点ごとに測定されて振動計測を実現するステップ６と、
時間Ｔをカウントした後、現在の翼の振動計測が完了し、前記翼振動計測装置が被測定ブリスクの外側位置に戻されるステップ７と、
タイマーが電磁ブレーキにパルスを印加し、電磁ブレーキを解放状態にさせ、遊星歯車軸を解放状態にさせ、遊星歯車が太陽歯車の駆動によって回転し、かつ遊星歯車がリングギアを回転させ、ハウジング及び翼先端タイミングセンサは被測定ブリスクと速度差を生じるステップ８と、
翼先端タイミングセンサは、次の翼のブレードチップを検出すると、電磁ブレーキ及びタイマーに対しパルスを印加し；電磁ブレーキが遊星歯車軸をロックし；タイマーは、カウントを開始し、次の翼を測定するステップ９と、
被測定ブリスク上の全てのターゲット翼の振動計測が完了するまで、ステップ６〜ステップ９を繰り返すステップ１０と、
を含む。
【００１６】
前記翼先端タイミングセンサは、本発明にとって、翼先端タイミングセンサの翼先端タイミングの働きのみが取られ、被測定ブリスクの隣り合う翼の間の交角がθに設定され、翼先端タイミングセンサのプローブを被測定ブリスクの半径方向のハウジング法平面に固定してその軸線と前記翼振動計測装置のプローブ軸線との交角をθ／２にさせ、このように、翼先端タイミングセンサのプローブは差動同期／非同期装置に依存して次の翼の測定位置に移行する時、翼が翼先端タイミングセンサを通過するたびに、翼先端タイミングセンサは電磁ブレーキにパルス信号を印加してブレーキをかけ、翼振動計測装置と被測定ブリスクの同期状態に戻り、かつ翼振動計測装置のプローブが隣り合う２枚の翼の中間位置、すなわち振動計測位置にあるよう確保する。
【００１７】
前記タイマーでは、振動計測前の準備作業に、被測定ブリスクの静止状態下で、各翼の振動計測に使った測定時間の統計が含まれる。ｉ番目の翼に使った振動計測時間をｔｉに設定すると、タイマーのカウントアップ時間は下式で表され；その働きは、翼先端タイミングセンサが制動命令を発行した後にカウントを開始し、時間Ｔをカウントした後、電磁ブレーキにパルスを印加し、電磁ブレーキを解放させることで、翼振動計測装置を同期振動計測状態から非同期移行状態に切り替える。
【００１８】
【数１】
0006849251.tif 000002
【発明の効果】
【００１９】
本発明に係る差動同期／非同期装置が、被測定ブリスクと同期する状態下の同期／非同期切替機能を実現し、各翼の連続振動計測の実現可能性を提供し、翼振動計測装置の横方向や縦方向変位機能により翼表面の各測定点の全体カバレッジを実現し、調整可能な回転プローブを加え、捩じり翼表面の測定点ごと振動計測を実現させることができ；ブリスク振動計測装置は、回転状態下のディスク表面の均一な速度の測定点ごと振動計測機能を実現する。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチの正面図である。
【図２】レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチの上面図である。
【図３】差動同期／非同期装置の構造図である。
【図４】図３の右側面図である。
【図５】翼振動計測装置の構造図である。
【図６】ブリスク振動計測装置の構造図である。
【図７】レーザー経路の概念図である。
【図８】図７内の部位Ｂの拡大図である。
【図９】図７内の部位Ｃの拡大図である。
【図１０】翼先端タイミングセンサを示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
図１−１０に示されるように、レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチは、ベース部１と、モータ１６と、レーザー振動計３と、主軸１２と、ハウジング１０と、ブリスク振動計測装置と、翼振動計測装置８と、差動同期／非同期装置と、翼先端タイミングセンサ４３と、タイマーと、制御システムと、を含み、前記ベース部１には第１支持台２、第１支持受け部２０、第２支持受け部１８及び第２支持台１７が順次設けられ、前記レーザー振動計３が第１支持台２に取り付けられ、前記モータ１６が第２支持台１７に取り付けられ；前記ブリスク振動計測装置は回転軸４を備え、被測定ブリスク９及び差動同期／非同期装置が前記主軸１２に取り付けられ、前記ブリスク振動計測装置が前記ハウジング１０を通じて差動同期／非同期装置と一緒に取り付けられ、前記回転軸４及び主軸１２は軸受及び軸受座を通じて各々第１支持受け部２０及び第２支持受け部１８に取り付けられ、前記モータ１６がカップリング１５を通じて前記主軸１２と連結し、前記翼振動計測装置８及び翼先端タイミングセンサ４３が前記ハウジング１０に取り付けられ、前記制御システムが試験ベンチの動作を制御するために用いられ；
前記ブリスク振動計測装置は、リニアアクチュエータ６と、リフレクターと、反射装置５と、を含み、前記リニアアクチュエータ６がペン型電動プッシュロッドであり、ペン型電動プッシュロッドの端部に第１マイクロモータが設けられ、前記リフレクターが前記第１マイクロモータに固設され、前記リフレクターとペン型電動プッシュロッドの軸線とが４５度の交角を成し、前記リニアアクチュエータ６が前記主軸１２の端部に固設され；前記反射装置５は、台体で、前記反射装置５の一端が４５度テーパーの円錐形内面であり、前記円錐形内面には銀合金反射膜３６が設けられ、前記反射装置５の他端には前記回転軸４が設けられ；
前記差動同期／非同期装置は、太陽歯車１４と、遊星キャリア２２と、８個の遊星歯車１３と、遊星歯車軸２１と、電磁ブレーキ１１と、を含み、前記太陽歯車１４及び前記遊星キャリア２２が前記主軸１２と一緒に固設され、前記遊星歯車１３と前記遊星歯車軸２１が固結され、前記遊星歯車軸２１が前記遊星キャリア２２内に挿通し、前記遊星歯車軸２１の端部には前記電磁ブレーキ１１が取り付けられ；前記太陽歯車１４は、前記遊星歯車１３と噛み合い；
前記ハウジング１０は、ハウジングリングと、透明カバー７と、貫通カバーと、仕切板と、リングギアと、を含み、前記リングギアが前記ハウジングリングの一端に設けられ、前記仕切板が前記ハウジングリングの内部に設けられ、前記透明カバー７と貫通カバーがボルトで各々前記ハウジングリングの両側に取り付けられ；前記リングギアは、前記遊星歯車１３と噛み合い；前記透明カバー７は、前記反射装置５と固結され；
前記翼振動計測装置８は、プローブ３５と、第１サーボモータ２８と、縦型リードスクリューホルダー２７と、縦型リードスクリュー２６と、縦型リードスクリューナット２５と、縦型リードスクリューサポートユニット２３と、連結器２９と、第２サーボモータと、横型リードスクリューホルダー３０と、横型リードスクリュー２４と、横型リードスクリューナット３１と、横型リードスクリューサポートユニット３４と、スライダ３２と、ガイドレール３３と、を含み、縦型リードスクリュー２６の両端が各々縦型リードスクリューホルダー２７及び縦型リードスクリューサポートユニット２３に連結され、縦型リードスクリューナット２５が縦型リードスクリュー２６に嵌め込まれ、第１サーボモータ２８が縦型リードスクリューホルダー２７に取り付けられ、縦型リードスクリュー２６を駆動するために用いられ；横型リードスクリュー２４の両端は、各々横型リードスクリューホルダー３０及び横型リードスクリューサポートユニット３４に連結され、横型リードスクリューホルダー３０が前記連結器２９を通じて縦型リードスクリューナット２５と固結され、横型リードスクリューナット３１が横型リードスクリュー２４に嵌め込まれ、前記プローブ３５が横型リードスクリューナット３１に取り付けられ、横型リードスクリューサポートユニット３４が前記スライダ３２と固結され、前記スライダ３２が前記ガイドレール３３と協働するように一緒に取り付けられ、第２サーボモータが前記連結器２９内に取り付けられ、横型リードスクリュー２４を駆動するために用いられ；縦型リードスクリューホルダー２７及び縦型リードスクリューサポートユニット２３は、前記透明カバー７に固設され、前記ガイドレール３３が前記仕切板に固設され；前記プローブ３５には前記プローブ３５のレンズ位置を調整して反射するレーザー光を被測定点の法平面と垂直にさせるための第２マイクロモータが設けられ；前記翼振動計測装置８の重量及び形状と類似し、前記ハウジング１０上の前記翼振動計測装置８から９０度離れた対称的な３つの位置に設けられ、回転中の動的アンバランス影響を排除するための３個のジンバルをさらに含み；
前記反射装置５及び前記回転軸４の軸心に軸方向貫通孔３７が設けられ、前記反射装置５には第１半径方向孔３８及び第１横向き孔３９が穿設され、前記透明カバー７には第２半径方向孔４０が穿設され、前記縦型リードスクリューサポートユニット２３には第２横向き孔４１が穿設され、前記横型リードスクリューホルダー３０及び前記連結器２９には第３横向き孔４２が穿設され、前記横型リードスクリューナット３１には入射孔が穿設され、前記軸方向貫通孔３７、第１半径方向孔３８、第１横向き孔３９、第２半径方向孔４０、第２横向き孔４１、第３横向き孔４２及び入射孔が順に連通してレーザー経路を形成し、前記レーザー経路の９０度の曲がり箇所に４５度反射ミラーが設けられ；
前記制御システムは、各々前記レーザー振動計３、翼先端タイミングセンサ４３、タイマー、リニアアクチュエータ６、第１マイクロモータ、電磁ブレーキ１１、第１サーボモータ２８、第２サーボモータ、第２マイクロモータ及びモータ１６に接続される。
【００２２】
前記レーザー振動計に基づく航空機エンジンブリスクの回転振動試験ベンチの活用は、
制御システムは、命令を発行し、電磁ブレーキ１１が遊星歯車軸２１をロックすることで、太陽歯車１４、遊星キャリア２２、遊星歯車１３及び遊星歯車軸２１を一体的にロックさせ；モータ１６を起動して主軸１２を回転させ、主軸１２はブリスク振動計測装置、翼振動計測装置８、差動同期／非同期装置、翼先端タイミングセンサ４３及び被測定ブリスク９を同期回転させるステップ１と、
レーザー振動計３は、レーザー光を発し、軸方向貫通孔３７を通してブリスク振動計測装置のリフレクターに当たり、４５度の反射で反射装置５の４５度テーパーの円錐形内面の銀合金反射膜３６に当たり、また４５度の反射で被測定ブリスク９のディスク表面に当たるステップ２と、
リニアアクチュエータ６のプッシュロッドは、前に向けてステップ送り、同時にプッシュロッド上の第１マイクロモータが前記リフレクターを回転させ、レーザーが被測定ブリスク９のディスク表面において、外径から中心まで一周ずつ測定点ごとに測定して振動計測を実現するステップ３と、
リニアアクチュエータ６のプッシュロッドは、前記軸方向貫通孔３７内部に送り続け、第１半径方向孔３８で停止するステップ４と、
レーザー光が第１半径方向孔３８内に入射し、レーザー経路を経由して前記翼振動計測装置８のプローブ３５に当たるまで、リニアアクチュエータ６のプッシュロッド及び第１マイクロモータの回転角度を同時に調整するステップ５と、
タイマーがカウントを開始すると共に第１サーボモータ２８及び第２サーボモータを起動し、プローブ３５が現在の翼の半径方向及び軸向方向に沿って測定点ごとに測定されて振動計測を実現するステップ６と、
時間Ｔをカウントした後、現在の翼の振動計測が完了し、前記翼振動計測装置８が被測定ブリスク９の外側位置に戻されるステップ７と、
タイマーが電磁ブレーキ１１にパルスを印加し、電磁ブレーキ１１を解放状態にさせ、遊星歯車軸２１を解放状態にさせ、遊星歯車１３が太陽歯車１４の駆動によって回転し、かつ遊星歯車１３がリングギアを回転させ、ハウジング１０及び翼先端タイミングセンサ４３は被測定ブリスク９と速度差を生じるステップ８と、
翼先端タイミングセンサ４３は、次の翼のブレードチップを検出すると、電磁ブレーキ１１及びタイマーに対しパルスを印加し；電磁ブレーキ１１が遊星歯車軸２１をロックし；タイマーは、カウントを開始し、次の翼を測定するステップ９と、
被測定ブリスク９上の全てのターゲット翼の振動計測が完了するまで、ステップ６〜ステップ９を繰り返すステップ１０と、
を含む。
【図１】
0006849251.tif 000003
【図２】
0006849251.tif 000004
【図３】
0006849251.tif 000005
【図４】
0006849251.tif 000006
【図５】
0006849251.tif 000007
【図６】
0006849251.tif 000008
【図７】
0006849251.tif 000009
【図８】
0006849251.tif 000010
【図９】
0006849251.tif 000011
【図１０】
0006849251.tif 000012