CN107063690A - 一种用于机匣包容试验的叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验技术 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于机匣包容试验的叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验技术。在叶片一侧的端面安装非接触式的感应加热线圈，在叶片另一侧预制裂纹，当试验转子加速旋转至目标转速稳定旋转后，启动控制设备，叶片削弱部位局部区域温度快速升高，叶片抗拉极限强度下降，在离心力的作用下叶片断裂飞出。此方法转速控制精确度高、可靠性好、加热时间短、操作简单，试验精度高、试验周期和成本低。叶片感应加热飞断装置包括感应加热控制设备、高频率感应线圈、绝缘固定支架、冷却水管、电源线、中转端口和红外测温仪等，处于高速旋转状态下的叶片感应加热区域的表面温度监测通过红外测温仪实现。

Description

一种用于机匣包容试验的叶片非接触式局部快速加热定速飞 断试验技术

技术领域

本发明涉及一种用于航空发动机风扇及压气机机匣包容试验的叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验技术，尤其涉及一种基于预制裂纹配合感应加热原理的叶片飞断转速精确可控的用于机匣包容试验的叶片定速飞断试验技术。

背景技术

对于现代航空飞机来说，风扇的叶片飞脱是最为危险的事故之一。航空发动机风扇叶片飞脱会导致发动机损坏，严重来说可能危及整架飞机的完整性和乘客的安全。高能量的飞脱叶片碎片可能穿透机匣，切断控制电缆，击穿油箱和机舱，这些都可能会导致飞机操控失灵、油箱泄漏起火、机舱失压等二次破坏，造成机毁人亡的严重飞行事故。叶片飞脱是发动机可能遭遇的一种典型恶劣载荷工况，指部分或者整个转子叶片断裂后飞出，可由叶片或榫槽的疲劳失效、大尺寸的鸟撞或其他外物撞击等多种原因引起，将导致发动机严重的结构破坏，甚至引起飞行器损毁。我国航空发动机适航标准CCAR33.94条款-“叶片包容和转子不平衡试验”，要求试验验证发动机叶片飞脱后，没有发生起火及安装节失效的二次故障，并且能持续工作15秒，除非发动机损伤引起自动停机。美国航空航天管理局、欧洲航空安全局也有类似的要求。此外，在发动机结构完整性和可靠性规范中也对叶片飞脱工况下的安全性设计提出要求，说明飞脱叶片的包容性是发动机研制过程中必须解决的重要问题。

叶片包容试验中飞脱叶片的预处理，通常的做法是在叶片削弱位置预制一定深度的裂纹，使得叶片在预定的转速范围内飞断。实际试验过程中，由于加工误差、材料性能偏差及计算误差的影响，难以准确控制叶片在预定转速下飞断，需要预先设置较宽的允许转速范围，不能完全达到适航试验要求。且试验过程中通常需要从一个保守的切割量逐步增大，试验结构可能需要多次的拆装，造成试验周期和试验成本的极大增加。此方法若应用于真实航空发动机风扇叶片飞脱包容试验造成试验失败，将造成极大的试验损失。

公开号为CN201310217041.1的中国专利公开了一种基于线型聚能切割技术的叶片飞断方法，该方法将专用聚能切割器安装在叶片根部，在到达试验转速后，通过无线起爆器引爆聚能炸药，爆轰产物以极大的压力作用于金属药形罩，形成高速高能金属射流，对叶片起到侵蚀切割作用。该方法解决了在预定转速下使叶片飞断的问题。但其通过聚能炸药爆轰的方式会给叶片增加额外的爆炸冲击载荷，增加了扰乱试验结果的变量，影响包容试验的效果。且炸药的使用对试验条件、试验环境和试验资质都有较高的要求，试验流程较长，造成试验周期和成本增大。无线起爆的方式易被其他电磁杂波信号干扰，造成误触发引爆，若在进行真实航空发动机风扇叶片包容试验时发生误触发引爆，将造成极大试验损失。

公开号为CN105716962A的中国专利公开了一种用于机匣包容试验的叶片局部加热定速飞断试验技术，该方法在叶片削弱位置部位预埋加热器，当高速旋转试验器将试验转子加速至目标转速稳定运行后，启动叶片加热飞断技术，叶片削弱位置局部区域温度持续升高，叶片抗拉极限强度下降后，在离心力的作用下叶片从削弱位置处断裂飞出。该方法解决了在预定转速下叶片飞断的问题。但其通过导电滑环引线操作复杂，热电偶引线和加热器引线在转子高速旋转过程中容易脱开甚至拉断，叶片飞断后转子的不平衡载荷会破坏导电滑环，试验流程较长，造成试验周期和成本增加。接触式加热的方式引线布置困难、加热时间较长，且加热引线与热电偶引线容易干扰，造成加热线路短路，可能造成极大试验损失。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，创造性地通过在叶片削弱位置部位非接触式快速的感应加热以局部的削弱叶片材料性能的方式，实现了叶片在预定转速下精确可控地飞断，提供了一种非接触式可用于航空发动机机匣包容试验的叶片局部快速加热定速飞断的试验技术。此技术方法的基本原理是利用金属材料的力学性能随温度的升高而降低的原理，通过一种感应加热技术实现对高速旋转状态下的叶片削弱位置处进行局部快速的感应加热，此处叶片局部温度升高后，材料极限强度下降，在试验转速不变的情况下，尽管叶片产生的离心力不变，但由于局部区域承载能力降低，叶片从削弱位置局部加热部位断裂飞出。

本发明的技术方案如下：

基于感应原理的叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验装置包括加热与温度测控系统和转子系统，所述的加热与温度测控系统包括高频率感应线圈、感应加热控制设备、冷却水管、电源线、中转接口和红外测温仪；高频率感应线圈用绝缘固定支架固定在发动机叶片需要削弱部位上方，并连接到中转接口；电源线和冷却水管一端与中转接口相连，另一端与感应加热控制设备相连；红外测温仪对准感应加热区域表面,并通过数据线与感应加热控制设备相连；所述的转子系统包括驱动轴、轮盘和带预制裂纹的发动机叶片。

优选的，所述的红外测温仪非接触式动态监测旋转状态下叶片感应加热区域表面温度，并将温度反馈给感应加热控制设备。

优选的，所述的高频率感应线圈由加热空心铜管和内置冷却水管两部分组成，感应加热控制设备接收红外测温仪反馈信号，控制高频率感应线圈的加热频率与冷却水量，使感应加热区域快速升温并持续保温。

所述装置实现的叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验方法，包括以下步骤：

1).在发动机叶片需要削弱部位预制裂纹；

2).将高频感应线圈用绝缘固定支架固定，固定红外测温仪并调整发射率，红外测温仪对准感应加热区域，测量加热位置的表层温度；并将温度反馈给感应加热控制设备；

3).将高频率感应线圈连接到中转接口，中转接口通过电源线和冷却水管与感应加热控制设备连接；

4).试验过程中，当试验台驱动轴带动轮盘及发动机叶片升速至目标试验转速并稳定运行后，打开感应加热控制设备，启动叶片感应加热飞断试验装置；

5).加热一段时间后，感应加热区域温度迅速上升，此时材料抗拉极限强度下降，叶片预制裂纹位置承载能力降低，在离心力的作用下，发动机叶片在叶片预制裂纹上端的感应加热区域断裂飞出，飞断转速即为试验台保持的目标试验转速；

6).高速旋转的发动机叶片飞断撞击试验腔后，叶片飞脱试验结束，关闭叶片感应加热飞断试验装置。

优选的，所述步骤1)中叶片预制裂纹在发动机叶片削弱位置处远离高频率感性线圈的一侧预制，使削弱部位剩余横截面积最小；通过控制叶片预制裂纹尺寸预留部分强度储备，保证在试验过程中，叶片局部温度升高后，材料极限强度下降，叶片从局部加热部位断裂飞出。

加热系统中，高频率的感应线圈用于对叶片削弱位置部位进行局部加热，使局部温度迅速升高。感应线圈由加热空心铜管和内置冷却水管两部分组成，感应线圈用绝缘耐高温材料固定在支座上，防止加热过程中洛仑磁力使感应线圈与轮盘接触。输入高频交流电的空心铜管产生交变磁场在叶盘中产生出同频率的感应电流，这种感应电流在叶片与感应线圈接近处表面极强，而远离线圈的两侧则快速衰弱，通过集肤效应，可使叶片削弱位置迅速加热。加热空心铜管里面内置冷却水管，实现加热后线圈的快速冷却保护。感应加热控制设备接收红外测温仪反馈信号，控制高频率感应线圈的加热频率与冷却水量，使感应加热区域快速升温并持续保温。

测温系统中，红外测温仪用于测量叶片削弱位置表面温度，作为实验过程中的监测和反馈信号。在试验前可用热电偶静态标定叶片削弱位置、叶片、轮盘的温度场。热电偶焊接在叶片削弱位置侧壁，温度显示表用于显示热电偶检测的温度值，用220V交流供电。

与现有技术相比，本发明的具有的有益效果有：

1、高频感应线圈采用非接触方式加热预制裂纹的叶片，实现叶片在预制裂纹部位断裂飞出。非接触式加热的方式，避免了在叶片上安装聚能切割器或预埋加热器困难的缺点，能很方便地实现在叶片根部、中部或上部等任何叶片位置进行预制裂纹，再配合局部区域非接触式感应加热实现叶片在预定转速快速飞断。

2、通过本发明提供的试验技术使航空发动机机匣包容试验做到对叶片飞断转速的精确控制的同时，具有加热速度快、加热区域窄的特点，从启动加热到叶片飞断的时间极短，对叶片和轮盘的热影响范围小，并可实现实时监测被加热区域的温升。

3、通过本发明提供的试验技术实现航空发动机机匣包容试验，由于试验装置使用了非接触式加热和温度测控技术，装置结构得到极大地简化，大大缩短了试验准备时间和试验实施周期。

附图说明

图1为叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验装置结构示意图；

图2为叶片预制裂纹的示意图；

图3为叶片材料拉伸极限强度随温度升高而下降曲线图；

图4为叶片削弱位置局部加热后温度场分布图；

图5为叶片感应加热定速飞断试验的过程曲线图。

图中：1、驱动轴，2、轮盘，3、绝缘固定支架，4、冷却水管，5、电源线，6、中转接口，7、高频率感应线圈，8、感应加热控制设备，9、红外测温仪，10、叶片预制裂纹，11、发动机叶片，12、感应加热区域，13、热电偶，14、温度显示仪表。

具体实施方式

下面结合附图和实施例进一步说明本发明。

如图1所示，基于感应加热原理的用于航空发动机机匣包容试验的叶片非接触式的快速的局部加热的定速飞断的试验装置包括加热与温度测控系统和转子系统，所述的加热与温度测控系统包括高频率感应线圈7、感应加热控制设备8、冷却水管4、电源线5、中转接口6和红外测温仪9；高频率感应线圈7用绝缘固定支架3固定在发动机叶片11需要削弱部位上方，并连接到中转接口6；电源线4和冷却水管5一端与中转接口6相连，另一端与感应加热控制设备8相连；红外测温仪9对准感应加热区域12表面,并通过数据线与感应加热控制设备8相连；所述的转子系统包括驱动轴1、轮盘2和带预制裂纹的发动机叶片11。

高频率感应线圈7由感应加热控制设备8供电，加热功率80kW，能够在30秒内使叶片被加热部位局部区域12温度由室温升高至300℃。红外测温仪9对准削弱部位表面位置用于监测加热过程中的温度变化。

高频率感应线圈7由加热空心铜管和内置冷却水管两部分组成，高频率感应线圈7用绝缘耐高温支架3固定在支座上，防止加热过程中洛仑磁力使感应线圈7与轮盘2接触。输入高频交流电的空心铜管产生交变磁场在叶片感应加热区域12产生出同频率的感应电流，这种感应电流在叶片与感应线圈接近处表面极强，而远离线圈的两侧则快速衰弱，通过集肤效应，可使叶片感应加热区域12迅速升温。冷却水管4和电源线5连接到中转端口6，再与感应线圈7连接，通过控制设备8调控实现感应线圈7的高频加热和冷却。

红外测温仪9非接触式动态监测旋转状态下叶片被加热区域12表面温度。正式试验前，采用热电偶13及温度显示仪14，在轮盘和叶片不旋转的静止状态下标定叶片削弱位置温度场分布，用于调整叶片感应加热区域12与高频率感应线圈7之间的间隙，实现以适当的功率快速加热叶片预制裂纹部位。

通过上述技术方法和装置实现的叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验方法，包括以下步骤：

1)叶片削弱位置处远离高频率感性线圈7的一侧预制裂纹10，如图2所示。用于减弱此载面处的整体强度，便于通过集肤效应加热削弱位置表层；

2)将高频感应线圈用绝缘固定支架3固定，固定红外测温仪9并调整发射率，红外测温仪9对准感应加热区域12，测量加热位置的表层温度；

3)将高频率感应线圈7连接到中转接口6，中转接口6通过电源线4和冷却水管5与感应加热控制设备8连接；

4)在感应加热区域12外表面粘贴热电偶13，并连接温度显示仪表14，找开感应加热控制设备8，在轮盘2和发动机叶片3不旋转的静止状态下标定叶片削弱位置温度场分布，调整感应加热区域12与高频率感应线圈7之间的间隙，实现以适当的功率快速加热叶片预制裂纹部位；

5).温度场标定试验结束后，拆被热电偶13及温度显示仪表14；

6).开始试验，试验台驱动轴1带动轮盘2和发动机叶片12升速至目标试验转速并稳定运行后，打开感应加热控制设备(8)，启动叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验装置；

5)加热30秒内，红外测温仪9测量的感应加热区域12温度迅速上升。此时材料抗拉极限强度下降，叶片削弱位置承载能力降低，在离心力的作用下，叶片在此处断裂飞出，飞断转速即为试验台保持的目标试验转速；

6)高速旋转的发动机叶片11飞断撞击试验腔后，机匣包容试验结束，关闭叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验装置。

预制裂纹位置可以为叶片需要削弱强度的部位，预制裂纹后使削弱部位处剩余横截面积最小；预制裂纹在远离感应线圈端，使叶片削弱位置剩余截面表层温度快速传导，保证试验过程中在温度升高后，叶片在预制裂纹处沿横截面飞断，依据相应叶片金属材料拉伸极限强度随温度升高而下降的比例，通过控制预制裂纹尺寸按相同比例预留部分强度储备，保证在试验过程中，叶片局部温度升高后，材料极限强度下降，叶片从削弱位置局部加热部位断裂飞出。

本发明中，试验叶片材料(TC4，一种钛合金)的抗拉强度随温度升高而下降，从图3中可以看出，当温度升高至300℃左右时，材料拉伸极限强度下降约25％。所以通过预制裂纹对叶片削弱位置只预留了20％的强度储备，预制裂纹也是基于这个原则计算设计的。

图4表示叶片削弱位置处局部感应加热后，削弱位置附近区域的温度场分布。从图中可以看出，在削弱位置表面温度最高，削弱位置表层沿周围温度逐渐降低，在削弱位置深度方向有50-400℃的高温区，其他区域尤其是轮盘和叶片叶身区域，温度较低，仅有20-50℃，与室温接近，不会影响轮盘和叶片叶身的强度。

如图5所示，为一次典型的成功使用感应加热飞断技术进行叶片机匣包容试验的过程曲线。横轴表示时间，左竖轴表示转速，右竖轴表示试验台主轴振动。从曲线中可以看出，当试验进行到约345s时，转子升速至预定目标试验转速，此时启动加热飞断技术，开始加热。加热大约18s后，叶片飞断，试验台主轴振动迅速增加，试验台降速停机。

Claims (5)

1.一种基于感应原理的叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验装置，其特征在于包括加热与温度测控系统和转子系统，所述的加热与温度测控系统包括高频率感应线圈(7)、感应加热控制设备(8)、冷却水管(4)、电源线(5)、中转接口(6)和红外测温仪(9)；高频率感应线圈(7)用绝缘固定支架(3)固定在发动机叶片(11)需要削弱部位预制裂纹(10)上方，并连接到中转接口(6)；电源线(4)和冷却水管(5)一端与中转接口(6)相连，另一端与感应加热控制设备(8)相连；红外测温仪(9)对准感应加热区域(12)表面,并通过数据线与感应加热控制设备(8)相连；所述的转子系统包括驱动轴(1)、轮盘(2)和带预制裂纹的发动机叶片(11)。

2.据权利要求1所述的装置，其特征在于所述的红外测温仪(9)非接触式动态监测旋转状态下叶片感应加热区域(12)表面温度，并将温度反馈给感应加热控制设备(8)。

3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于所述的高频率感应线圈(7)由加热空心铜管和内置冷却水管两部分组成，感应加热控制设备(8)接收红外测温仪(9)反馈信号，控制高频率感应线圈(7)的加热频率与冷却水量，使感应加热区域(12)快速升温并持续保温。

4.一种利用权利要求1-3中任一项所述装置实现的叶片非接触式局部快速加热定速飞断试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

1).在发动机叶片(11)需要削弱部位预制裂纹(10)；

2).将高频感应线圈(7)用绝缘固定支架(3)固定，固定红外测温仪(9)并调整发射率，红外测温仪(9)对准感应加热区域(12)，测量加热位置的表层温度；

3).将高频率感应线圈(7)连接到中转接口(6)，中转接口(6)通过电源线(4)和冷却水管(5)与感应加热控制设备(8)连接；

4).试验过程中，当试验台驱动轴(1)带动轮盘(2)及发动机叶片(11)升速至目标试验转速并稳定运行后，打开感应加热控制设备(8)，启动叶片感应加热飞断试验装置；

5).加热一段时间后，感应加热区域(12)温度迅速上升，此时材料抗拉极限强度下降，叶片预制裂纹位置承载能力降低，在离心力的作用下，发动机叶片(11)在叶片预制裂纹(10)上端的感应加热区域(12)断裂飞出，飞断转速即为试验台保持的目标试验转速；

6).高速旋转的发动机叶片(11)飞断撞击外部机匣，包容试验结束，关闭叶片感应加热飞断试验装置；。

5.根据权利要求4所述的试验方法，其特征在于所述步骤1)中叶片预制裂纹(10)在发动机叶片(11)削弱位置处远离高频率感性线圈(7)的一侧预制，使削弱部位剩余横截面积最小；通过控制叶片预制裂纹(10)尺寸预留部分强度储备，保证在试验过程中，叶片局部温度升高后，材料极限强度下降，叶片从局部加热部位断裂飞出。