CN113495002B - 航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其包括转子试验台和气炮***，转子试验台包括防护机匣，承力框架、转轴、风扇组件和阻通盘，承力框架固定在防护机匣内，转轴通过多个轴承装置水平地固定在承力框架上，转轴的一端连接电机，风扇组件安装在转轴的另一端，且阻通盘安装在转轴的另一端的端部，阻通盘上开设有至少一通口，阻通盘和风扇组件同步转动；当气炮***向转子试验台发射外物时，阻通盘阻挡住非预期冲击工况下的外物。本发明对于常规的外物冲击损伤，只需安装3个叶片，节省叶片个数，从而节省试验成本，对于价格高昂的风扇叶片如复合材料风扇叶片，能极大地节省试验成本。

Description

航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置

技术领域

本发明涉及航空发动机叶片旋转冲击试验领域，特别涉及一种航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置。

背景技术

在航空发动机领域中，随着人们对航空发动机低能耗、高效率的要求不断提升，目前采用更大、更轻的风扇叶片已成为航空涡扇发动机风扇叶片的主流发展趋势。复合材料由于密度小，比强度和比刚度大等优点，越来越多地用于涡扇发动机的风扇叶片上。

民用航空涡扇发动机的风扇叶片作为高吸力和大横截面积的旋转机构，极易遭受外物(如鸟、冰片、轮胎碎片、跑道多余物等)的撞击，从而造成外物冲击损伤。由于风扇叶片转速高，撞击作用时间短、撞击能量在时间和空间上都非常集中，会造成风扇叶片的损伤、变形、断裂、掉快等，改变叶尖间隙、影响发动机气动性能和转子平衡、引起二次损伤甚至击穿机匣。这些影响使得发动机无法正常工作，直接威胁发动机工作的可靠性，轻者导致发动机撞击区机械损伤和振动，重者则导致机毁人亡的灾难性后果。

因此，航空发动机通常都需要进行吸鸟、吸冰等外物吸入试验来验证发动机的安全性。常用的试验方法有静态单独叶片冲击试验、单独叶片旋转冲击试验和全环叶片旋转冲击试验。

首先，静态单独叶片冲击试验不需要转子台，而且只需一块叶片，成本最低，但试验中没有考虑到离心力对叶片刚度/强度/形状/尺寸的影响，试验结果需要经过修正，而且一般风扇叶片外物冲击损伤的最危险位置靠近叶稍处，叶片在此处的速度接近甚至超过声速，所以静态叶片冲击试验时需要在外物的冲击速度上叠加叶片叶稍处的线速度，这对外物的发射装置要求很高。

由此可见，静态单独叶片冲击试验没有考虑到离心力对叶片的影响,需要对试验结果进行修正，要将叶片在撞击处的线速度叠加到外物的速度上，造成外物的冲击速度接近甚至超过声速，增加了外物发射的难度。

其次，单独叶片旋转冲击试验采用单独旋转叶片来模拟真实情况下离心力对叶片的影响，通常以自由落体的方式打入外物，但没有考虑到相邻叶片对外物切割后，外物几何形状/表面状态/动能等的改变对后续叶片冲击损伤的影响，也没有考虑叶片损伤掉块对后续叶片造成的影响。

由此可见，单独叶片旋转冲击试验没有考虑到真实情况下相邻叶片之间、叶片与外物之间复杂的影响，如没有考虑到前序叶片损伤掉块后与切割后的外物一起冲击叶片造成的冲击损伤。

另外，全环叶片旋转冲击试验需要转子试验台，能最真实地考虑离心力对叶片的影响，无需考虑外物发射时机，能真实地考虑前序叶片对外物切割造成的影响以及损伤叶片掉快后对后续叶片的冲击损伤。但是对于高昂成本的风扇叶片如复合材料风扇叶片来说，全环叶片极大地增加了试验成本，且在叶片设计初期，在未经试验校核过的情况下制造全环的叶片，存在试验失败、结构设计失败，甚至导致一整圈叶片报废的风险。

由此可见，全环叶片的旋转冲击试验需要制造一整圈的叶片，对于价格高昂的风扇叶片如复合材料风扇叶片来说，试验成本高昂，在设计初期，如果叶片没有通过旋转冲击试验，造成整圈叶片的浪费。

有鉴于此，本领域技术人员设计了一种航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，以期克服上述技术问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中旋转冲击试验装置对结构要求高、成本高，且容易对叶片造成损坏等缺陷，提供一种航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特点在于，所述旋转冲击试验装置包括转子试验台和气炮***，所述转子试验台包括防护机匣，承力框架、转轴、风扇组件和阻通盘，所述承力框架固定在所述防护机匣内，所述转轴通过多个轴承装置水平地固定在所述承力框架上，所述转轴的一端连接电机，所述风扇组件安装在所述转轴的另一端，且所述阻通盘安装在所述转轴的另一端的端部，所述阻通盘上开设有至少一通口，所述阻通盘和所述风扇组件同步转动；

当所述气炮***向所述转子试验台发射外物时，所述阻通盘阻挡住非预期冲击工况下的外物本体。

根据本发明的一个实施例，所述风扇组件包括风扇盘、多个风扇叶片和风扇叶片配重块，所述风扇叶片和所述风扇叶片配重块安装在所述风扇盘上，所述风扇盘安装在所述转轴上。

根据本发明的一个实施例，所述风扇叶片包括2个叶片或3个叶片。

根据本发明的一个实施例，所述轴承装置包括轴承座和轴承，所述轴承座与所述承力框架连接。

根据本发明的一个实施例，所述通口相对第一个所述风扇叶片的安装角满足公式s×ω×L/v；

其中ω为叶片的转速，L为阻通盘与叶片冲击位置的轴向距离，v为外物冲击速度。

根据本发明的一个实施例，所述通口周向弧长所对应的角度满足公式 6×ω×Z/v-θ；

其中ω为叶片的转速，v为外物冲击速度，Z为外物长度，θ为相邻叶片之间的夹角。

根据本发明的一个实施例，所述通口的径向宽度大于所述外物本体的外径。

根据本发明的一个实施例，所述通口中心的半径等于所述风扇叶片受冲击点的半径。

根据本发明的一个实施例，所述通口为扇形孔。

根据本发明的一个实施例，所述气炮***包括高压气罐、阀门、炮管、测速传感器和脱壳装置，所述炮管与所述高压气罐连接，所述阀门安装在所述炮管的入口处，所述测速传感器安装在所述炮管上，所述脱壳装置安装在所述炮管的出口的外部。

本发明的积极进步效果在于：

本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置具有以下诸多优势：

一、对于常规的外物冲击损伤，只需安装3个叶片，节省叶片个数，从而节省试验成本，对于价格高昂的风扇叶片如复合材料风扇叶片，能极大地节省试验成本。

二、避免外物对旋转试验平台造成非预期的冲击损伤，避免更换试验台结构件的成本。

三、避免叶片受到非预期的冲击损伤甚至破坏，以及二次冲击损伤，避免更换叶片的成本。

四、确保外物冲击旋转叶片时，是预期的冲击工况，得到真实的冲击损伤结果。

附图说明

本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

图1为本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置的结构示意图。

图2为本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置中阻通盘沿转轴方向的示意图。

图3为本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置中外物本体通过阻通盘的示意图。风扇叶片旋转方向为逆时针方向。

图4为本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置中外物本体被阻通盘阻挡住的示意图。风扇叶片旋转方向为逆时针方向。

【附图标记】

转子试验台 10

气炮*** 20

防护机匣 11

承力框架 12

转轴 13

风扇组件 14

阻通盘 15

电机 16

阻通盘通口 151

阻通盘配重块 152

风扇盘 141

风扇叶片 142

风扇叶片配重块 143

轴承座 17

轴承 18

叶片转速 ω

阻通盘与叶片冲击点的轴向距离 L

通口中心半径 A

通口的径向宽度 B

通口与冲击点夹角 C

通口的环向角度 D

相邻叶片夹角 θ

高压气罐 21

阀门 22

炮管 23

测速传感器 24

脱壳装置 25

外物炮弹 30

外物本体 40

具体实施方式

为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。

此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。

此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。

图1为本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置的结构示意图。图2为本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置中阻通盘沿转轴方向的示意图。图3为本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置中外物本体通过阻通盘的示意图。图4为本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置中外物本体被阻通盘阻挡住的示意图。

本发明采用了非全环风扇叶片进行旋转冲击试验，非全环叶片旋转冲击试验对外物发射的时机要求很高，对于转速为4000RPM的风扇叶片，转子旋转一圈的时间为0.015秒。假设实际的风扇叶片个数为20个，则两个叶片之间的时间间隔仅为0.75毫秒，而气炮响应时间存在毫秒甚至几十毫秒量级的不确定性，所以在实际操作中很难实现一次打中目标叶片的目标位置，需要反复尝试。

如果时机不对，打空了，会造成转子试验台结构的外物损伤。如果发射时机略微提前，会造成外物(如鸟和冰片)没有前序叶片的切割而一整块冲击到第一个安装叶片上，造成非预期的损伤及二次损伤(第一个叶片断裂后冲击后续叶片)。如果发射时机滞后了，会造成软体外物(如鸟)的很小一部分被最后一个叶片切割，剩余的外物冲击转子试验台的结构件，造成最后一个叶片的非预期量级的损伤及试验台结构的损伤。

在每次尝试试验后，都要更换损伤的叶片和试验结构件，增加试验成本，基于此，本申请在非全环叶片旋转冲击试验装置上设置了阻通盘，可以避免非预期的冲击工况给叶片及试验台结构件造成非预期的冲击损伤。

如图1至图4所示，本发明公开了一种航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其包括转子试验台10和气炮***20。其中，转子试验台10包括防护机匣11，承力框架12、转轴13、风扇组件14和阻通盘15，承力框架 12固定在防护机匣11内，转轴13通过多个轴承装置水平地固定在承力框架 12上，转轴13的一端连接电机16，风扇组件14安装转轴13的另一端，且阻通盘15安装在转轴13的另一端的端部，阻通盘15上开设有至少一通口151，为避免阻通盘15转动后出现不平衡导致的振动问题，在阻通盘15上增加阻通盘配重块152，阻通盘15和风扇组件14同步转动。当气炮***20向转子试验台10发射外物炮弹30时，阻通盘15阻挡住非预期冲击工况下的外物本体40。

通常风扇叶片旋转方向为逆时针方向。阻通盘15由于开有通孔，破坏了阻通盘的轴对称性，安装在转子上会出现不平衡导致的振动问题，所以阻通盘15 需要在动平衡机上进行配平。根据动平衡的结果在阻通盘15相应位置附加上阻通盘配重块152，使得最终的阻通盘15能够在叶片的转速范围内具有良好的动平衡性能。

优选地，本实施例中风扇组件14包括风扇盘141、多个风扇叶片142和风扇叶片配重块143，将风扇叶片142和风扇叶片配重块143安装在风扇盘141 上，风扇盘141安装在转轴13上。

此处风扇叶片142可以优选为包括2个叶片或3个叶片。

所述轴承装置可以包括轴承座17和轴承18，将轴承座17与承力框架12 连接。轴承18安装在轴承座17内，转轴13穿设在轴承18内，由轴承18对转轴13形成支撑。

进一步优选地，通口151的中心至阻通盘15的中心之间的距离(即通口 151的半径A)与关键冲击位置的半径一致。通口151的径向宽度B大于外物本体40的外径。通口151与风扇叶片142第一个叶片之间的安装角度C为6×ω×L/v，其中ω为风扇叶片142的转速，L为阻通盘15与风扇叶片142冲击位置的轴向距离，v为外物炮弹30的冲击速度，θ为相邻风扇叶片142之间的夹角。

在阻通盘15安装在转轴13上时，固定好相对角度C，阻通盘15与风扇叶片142同步转动。这样就确保外物先被第一个叶片切割，然后切割后的剩余外物冲击第二个叶片并被第二个叶片切割，确保了通过阻通盘的外物能够按照真实的状态冲击第二个风扇叶片。

此处通口151可以优选为扇形孔。通口151的扇区角度D满足公式： 6×ω×Z/v-θ。其中ω为叶片的转速，v为外物冲击速度，Z为外物长度，θ为相邻叶片之间的夹角。

例如，其中一个实施例为，阻通盘与风扇叶片冲击点的轴向距离L为0.05m，相邻风扇叶片夹角θ为15°，风扇叶片转速ω为4000RPM，外物冲击速度v为 200m/s，外物的外径d为0.1m，外物的长度Z为0.2m，风扇叶片冲击位置半径 r为0.8m。那么阻通盘通口中心的半径为0.8m，通口宽度应大于0.1m，这里取 0.12m，通口扇区角度为9°，通口与风扇叶片撞击点之间的安装角度为6°。

优选地，本实施例中气炮***20包括高压气罐21、阀门22、炮管23、测速传感器24和脱壳装置25，将炮管23与高压气罐21连接，阀门22安装在炮管23的入口处，测速传感器24安装在炮管23上，脱壳装置25安装在炮管23 的出口的外部。

根据上述结构描述，本发明航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置的使用方式具体为：

如图1中右侧部分为转子试验台10，风扇叶片142和风扇叶片配重块143 安装在风扇盘141上，其中叶片的个数仅做参考，本发明试验装置及方法适用于任一非全环叶片的旋转冲击情况。例如，当只考虑前序叶片对外物的切割影响时，风扇叶片142的叶片个数可以只取2个。当进一步考虑撞击叶片的掉块对后续叶片的影响时，风扇叶片142的叶片个数至少为3。风扇盘141与转轴 13连接，并受电机16的驱动而旋转，转轴13通过轴承18支承在轴承支承座 17上。图1中轴承18的个数仅作参考，支承座17与承力框架12连接，承力框架12与地基相连，在距风扇叶片142前端距离L的转轴13上安装有阻通盘15，阻通盘15与转轴13同转速旋转，在风扇叶片142的***与承力框架12 相连的是防护机匣11。

外物炮弹30通过气炮***20进行发射，气炮***20如图1的左侧所示，高压气罐21中的气体压力根据外物所需的速度进行调节，当打开阀门22后，装在炮管23中的外物炮弹30受高压气体作用后沿炮管23经过测速传感器24 发射而出，炮弹30通过脱壳装置25脱壳。

阻通盘15可以采用任意的结构形式，实现阻挡非预期冲击工况的外物，确保通过阻通盘15的外物与风扇叶片142的冲击是符合预期的，得到预期的旋转叶片冲击响应结果。

如图3所示，当外物炮弹30的发射时机落在风扇叶片142的冲击窗口期内时，外物炮弹30经脱壳后的外物本体40(如图3所示)通过阻通盘15，并与风扇叶片142发生预期的冲击。

如图4所示，当外物炮弹30的发射时机不在风扇叶片142的冲击窗口期内时，外物本体40被阻通盘15阻挡(如图4所示)，避免了外物本40对风扇叶片142及试验台结构件的非预期冲击损伤，节省了叶片/试验台结构件的更换成本。

本发明基于离心力对叶片的影响不能忽略，采用旋转试验台对叶片施加正常的转速以考虑离心力。在确定叶片个数方面，如考虑外物被切割后，形状/ 动能等参数的改变对冲击损伤的影响，需要2个叶片，如果进一步地考虑冲击损伤叶片掉块对后续叶片的冲击损伤，至少需要3个叶片。

另外，将叶片相邻地安装在风扇盘上，在风扇盘的其余榫槽内安装配重块，风扇盘安装在转轴上，转轴通过轴承支承，轴承通过轴承座连接于承力机匣上，承力机匣通过连接件与地基相连，在风扇***有防护机匣进行安全防护。

在风扇盘前端采用阻通盘进行非预期冲击状态的外物的阻挡。阻通盘上开有通口，符合预期冲击状态的外物能从阻通盘上的通口穿过，从而撞击到风扇叶片上。阻通盘通口的尺寸、通口的安装角度通过阻通盘的位置及冲击参数换算得到。

至此，本发明可以得到了一种非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，可以确保外物在非预期的冲击时刻下无法冲击到叶片或者旋转台，避免造成不必要的结构损伤，避免增加试验成本。确保外物在预期的冲击时刻下冲击到叶片上，得到预期的动态响应结果。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特征在于，所述旋转冲击试验装置包括转子试验台和气炮***，所述转子试验台包括防护机匣、承力框架、转轴、风扇组件和阻通盘，所述承力框架固定在所述防护机匣内，所述转轴通过多个轴承装置水平地固定在所述承力框架上，所述转轴的一端连接电机，所述风扇组件安装在所述转轴的另一端，且所述阻通盘安装在所述转轴的另一端的端部，所述阻通盘上开设有至少一通口，所述阻通盘和所述风扇组件同步转动；

当所述气炮***向所述转子试验台发射外物时，通过所述阻通盘的外物先被第一个叶片切割，然后切割后的剩余外物冲击第二个叶片并被第二个叶片切割；

所述通口相对第一个所述风扇叶片的安装角满足公式6×ω×L/v；

所述通口周向弧长所对应的角度满足公式6×ω×Z/v-θ；

其中，ω为叶片的转速，L为阻通盘与叶片冲击位置的轴向距离，v为外物冲击速度，Z为外物长度，θ为相邻叶片之间的夹角。

2.如权利要求1所述的航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特征在于，所述风扇组件包括风扇盘、多个风扇叶片和风扇叶片配重块，所述风扇叶片和所述风扇叶片配重块安装在所述风扇盘上，所述风扇盘安装在所述转轴上。

3.如权利要求2所述的航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特征在于，所述风扇叶片包括2个叶片或3个叶片。

4.如权利要求1所述的航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特征在于，所述轴承装置包括轴承座和轴承，所述轴承座与所述承力框架连接。

5.如权利要求1所述的航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特征在于，所述通口的径向宽度大于所述外物本体的外径。

6.如权利要求1所述的航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特征在于，所述通口中心的半径等于所述风扇叶片受冲击点的半径。

7.如权利要求1所述的航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特征在于，所述通口为扇形孔。

8.如权利要求1所述的航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置，其特征在于，所述气炮***包括高压气罐、阀门、炮管、测速传感器和脱壳装置，所述炮管与所述高压气罐连接，所述阀门安装在所述炮管的入口处，所述测速传感器安装在所述炮管上，所述脱壳装置安装在所述炮管的出口的外部。

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