CN110320044B - 航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置，气动卡盘固定在卡盘支座的上表面，可变刚度弹性支承一端的工作套筒装入所述气动卡盘的内表面，另一端的法兰与模拟实验器连接。该气动卡盘端面三爪卡盘在通电时为夹紧状态；断电时为松开状态，通过调整各卡盘盘爪之间的距离，以夹紧可变刚度弹性支承。本发明利用可变刚度弹性支承，自适应地改变支承刚度，显著地改变转子系统的临界转速，从而降低叶片飞脱下转子系统的冲击载荷，为突加不平衡时转子系统的安全性设计提供实验支撑，具有成本低，可重复性好，实施方便的特点。

Description

航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别是大涵道比涡扇发动机安全性设计。

背景技术

随着现代大涵道比涡扇发动机叶片越来越大，发动机一旦发生风扇叶片脱落(FanBlade Off)，出现突加不平衡，将会严重影响发动机的正常工作，对人员和财产造成重大的威胁，对飞机的飞行安全造成难以估量的后果。根据中国适航安全性要求，发动机要能够包容损坏件运转至少15秒不着火，并且安装节不失效。美国联邦航空管理局、欧洲航空安全局也有类似要求。GJB/Z 101-97明确要求，在最大允许稳态转速下发生叶片飞出时，发动机不得出现下述情况：非包容着火；转子、轴承、轴承座或安装节的灾难性损坏；超转状态；导管内易燃的液体泄漏；或者使发动机丧失停车能力。GJB/Z 101-97附录中提出了：发动机、安装节和轴承座应该设计成能在最大允许稳态转速下经受住叶片飞出并伴有相邻叶片损坏的故障，而无灾难性的发动机破坏。因此，为保证航空发动机的安全性和适航性，开展针对突加大不平衡载荷下的降载结构设计十分必要。

在SCI期刊“Dynamic behavior of aero-engine rotor with fusing designsuffering blade off”(Chinese Journal of Aeronautics(2017),30(3):918–931)中，计算分析了熔断降载的相关机理，但未进行实验验证。

在EI期刊“叶片飞脱下转子动力学响应实验”(航空动力学报,2019,34(5)：1010～1019.)中，模拟叶片飞脱进行了突加大不平衡实验，对转子安全性设计需考虑的载荷问题提供了参考，但未进行相关性的降载结构设计；在专利“Fan decoupling fuse”(US:6402469,2002.)提出了熔断降载机构，但可重复性差，一次破坏后无法继续使用，难以进行相关的降载机理研究与安全性设计。在专利“一种智能结构弹支干摩擦阻尼器”(CN：201510873150.8)中设计了一种主动式阻尼器，针对发动机的振动问题，通过摩擦弹性支承来抑制振动，但该发明仅能够对小不平衡量引起的振动起抑制效果，针对大涵道比涡扇发动机的风扇叶片，上吨的飞脱载荷远超出阻尼器的减振量级。因此，从结构上出发，设计一种成本低廉，可重复性好并且能够在发动机遭受叶片飞脱后起到良好的减振降载效果的装置具有重要意义。

发明内容

为克服现有技术中存在的不能满足大涵道比涡扇发动机的风扇叶片飞脱载荷减振降载需要的不足，本发明提出了一种航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置。

本发明包括气动卡盘、卡盘盘爪、可变刚度弹性支承和卡盘支座。其中：所述气动卡盘安放在卡盘支座的上表面，并通过卡圈固定。可变刚度弹性支承一端的工作套筒装入所述气动卡盘的内表面，该可变刚度弹性支承另一端的法兰与模拟实验器连接。

所述气动卡盘的内径比所述可变刚度弹性支承工作段的外径大5～10mm。在该气动卡盘一个端面有三爪卡盘，通电时，卡盘盘爪为夹紧状态；断电时，卡盘盘爪为松开状态，通过调整各卡盘盘爪之间的距离，以夹紧所述可变刚度弹性支承。

所述卡盘支座包括底座和卡圈4。所述底座的上端为气动卡盘的支撑台，该支撑台的上表面为半圆弧形，该半圆弧的半径与所述气动卡盘的外半径相同；在该支撑台圆弧面的两侧分别有凸出的连接块。所述卡圈4为半圆弧形，其半径与所述气动卡盘的外半径相同；在该卡圈半圆弧开口的两侧分别有凸出的连接块。

可变刚度弹性支承包括工作套筒和法兰，并且该法兰位于所述工作套筒一端的端面。自该工作套筒有法兰的一端按功能依次分为第二笼条段、增厚段、第一笼条段和轴承配合段。在该增厚段与轴承配合段之间的工作套筒壳体上加工有4～16个轴向延伸的条形通孔，形成了第一笼条段；在该增厚段与法兰之间的工作套筒壳体上加工有4～16个轴向延伸的条形通孔，形成了第二笼条段。相邻的两个所述条形通孔之间的工作套筒壳体为该可变刚度弹性支承的支承条；

所述轴承配合段位于该工作套筒一端；增厚段位于该工作套筒中部；所述第一笼条段的轴向长度与第二笼条段的轴向长度相同；增厚段的轴向长度略大于所述卡盘盘爪的轴向长度。

所述支承条的宽度为该工作套筒外圆周周长的六十分之一。分别位于第一笼条段和第二笼条段上的条形通孔数量相等。

在所述轴承配合段与第一笼条段衔接处的内表面有径向凸出的凸台。

本发明利用可变刚度弹性支承，自适应地改变支承刚度，显著地改变转子系统的临界转速，从而降低叶片飞脱下转子系统的冲击载荷，为突加载荷时转子系统的安全性设计提供实验支撑。本发明装置具有成本低廉，可重复性好，实施方便等特点，为航空发动机大涵道比涡扇发动机叶片飞脱导致的突加不平衡后的降载实验提供了关键性技术，使得实验研究降载机理、降载的关键参数成为可能，为研究航空发动机的安全性设计提供了更多的实验验证，是实验研究航空发动机突加不平衡后降载设计的先决条件，是航空发动机实现适航性要求的重要路径。

本发明设计的主动降载装置包括气动卡盘、可变刚度弹性支承等几部分。可变刚度弹性支承由螺栓固定在模拟实验器支座上，气动卡盘通过盘爪卡紧可变刚度弹支增厚段，通过盘爪的夹紧放松实现变刚度降载。其中可变刚度弹支用65Mn加工，风扇盘用40Cr加工。

当转子发生突加载荷前，气动卡盘的盘爪夹紧可变刚度弹支，可变刚度弹支只有第一笼条段工作；当发生突加载荷时，气动卡盘通过主动控制释放盘爪，可变刚度弹支两段笼条工作，转子的支承刚度显著下降，临界转速降低，通过超临界定心作用实现降载。

本发明的有益效果是：

1.针对当前航空发动机的降载装置不可重复使用的缺陷，本发明的主动降载装置仅通过主动控制气动卡盘的盘爪释放，就可实现降载目的，结构简单，能够重复使用，具有良好的经济性。在释放过程中，气动卡盘的盘爪对航空发动机实验器没有额外约束，能够有效多次的进行降载实验。

2.目前，国内外的航空发动机为了提高推力，增大工作转速，均使用刚性的转子系统与柔性的支承配合，使得发动机能够较轻易的越过临界转速以达到巡航转速，其中弹性支承就是应用最为广泛的柔性支承。然而，当前的弹性支承在发动机装配后仅能为发动机提供一种支承刚度，在应对发动机变工况、变转速乃至突加不平衡等恶劣工况时显得较为笨拙，尤其是希望进一步弱化弹性支承刚度以达到降低转子的临界转速的目的时，其刚度上的弱化期望与强度上的不足形成了鲜明的矛盾，使得设计人员难以取舍。同时，较弱的支承刚度使得发动机面临不平衡量等问题时，振动响应会十分敏感，往往几克的不平衡量就会造成剧烈的振动问题。尤其是应对突加不平衡这种瞬时产生的大的不平衡量时，传统的阻尼器包括挤压油膜阻尼器、弹性环式阻尼器以及弹支干摩擦阻尼器均会超出工作条件而失去效果，发动机会由于振动问题遭受毁灭性破坏。

本发明设计的可变刚度弹性支承拥有两段笼条，其工作原理不同于传统的弹性支承。如图9所示，在航空发动机运转过程中，可变刚度弹支中部增厚段由于卡盘夹紧作用受到周向的约束力P，使得发动机的振动载荷F从可变刚度弹支轴承配合段传递到增厚段就被截止而无法传递到第二笼条段，此时发动机的支承刚度完全由第一笼条段提供。当突加不平衡发生后，卡盘盘爪释放，可变刚度弹支中部增厚段的周向约束力消失，第二笼条段参与提供支承刚度，由于两段笼条串联作用，航空发动机的总支承刚度降低，临界转速也随之降低，根据超临界定心原理，发动机振动载荷F降低，实现航空发动机转子突加不平衡后的降载。而在专利“一种智能结构弹支干摩擦阻尼器”(CN：201510873150.8)中提及的弹性支承，仅起到为航空发动机提供柔性支承的作用。

3.如图5、图6、图7和图8所示，经过实验验证，在突加不平衡之前，模拟实验器的风扇盘响应与轴心轨迹均工作在正常状态，不到100μm。突加不平衡后，风扇盘响应与轴心轨迹显著增大到近400μm。主动降载装置工作后，风扇盘响应与轴心轨迹迅速减小到200μm以下。可以看出，主动降载装置对航空发动机实验器突加不平衡具有良好的降载效果。

附图说明

图1是本发明的结构剖视图。

图2是本发明的结构左视图。

图3是图1的可变刚度弹性支承局部图。

图4是本发明与模拟实验器配合图。

图5是本发明工作前后风扇盘响应图。

图6是正常工作时模拟实验器风扇盘轴心轨迹。

图7是突加不平衡后模拟实验器风扇盘轴心轨迹。

图8是本发明工作后模拟实验器风扇盘轴心轨迹。

图9是本发明中可变刚度弹支受力分析图。

图中：

1.气动卡盘；2.卡盘盘爪；3.可变刚度弹性支承；4.卡圈；5.卡盘支座；6.轴承；7.可变刚度弹支轴承配合段；8.可变刚度弹支第一笼条段；9.可变刚度弹支增厚段；10.可变刚度弹支第二笼条段；11.突加载荷时刻；12.风扇盘振动响应；13.主动降载时刻；14.突加不平衡前风扇盘轴心轨迹；15.突加不平衡后风扇盘轴心轨迹；16.主动降载后风扇盘轴心轨迹。

具体实施方式

本实施例是一种航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置，包括气动卡盘1、卡盘盘爪2、可变刚度弹性支承3、卡圈4和卡盘支座5。其中：所述气动卡盘1安放在卡盘支座5的上表面，并通过卡圈4固定。可变刚度弹性支承3一端的工作套筒装入所述气动卡盘的内表面，该可变刚度弹性支承另一端的法兰与模拟实验器连接。

所述气动卡盘1为中空回转体。该气动卡盘的内径比所述可变刚度弹性支承3工作段的外径大5～10mm。在该气动卡盘一个端面有三爪卡盘，该三爪卡盘采用现有技术。所述气动卡盘1为电动控制：通电时，卡盘盘爪2为夹紧状态；断电时，卡盘盘爪2为松开状态，通过调整各卡盘盘爪2之间的距离，以夹紧所述可变刚度弹性支承。

所述卡盘支座5包括底座和卡圈4。所述底座的上端为气动卡盘的支撑台，该支撑台的上表面为半圆弧形，该半圆弧的半径与所述气动卡盘1的外半径相同；在该支撑台圆弧面的两侧分别有凸出的连接块。所述卡圈4为半圆弧形，其半径与所述气动卡盘1的外半径相同；在该卡圈半圆弧开口的两侧分别有凸出的连接块。使用时，将气动卡盘1安放在所述支撑台的半圆弧表面，将卡圈4与该支撑台扣合后固定，对卡盘整体夹紧固定。

所述可变刚度弹性支承3采用65Mn材料整体加工制成。所述可变刚度弹性支承包括工作套筒和法兰，并且该法兰位于所述工作套筒一端的端面。自该工作套筒有法兰的一端按功能依次分为第二笼条段10、增厚段9、第一笼条段8和轴承配合段7。其中：所述轴承配合段7位于该工作套筒一端；增厚段9位于该工作套筒中部；在该增厚段与轴承配合段之间的工作套筒壳体上加工有4～16个轴向延伸的条形通孔，形成了第一笼条段8；在该增厚段与法兰之间的工作套筒壳体上加工有4～16个轴向延伸的条形通孔，形成了第二笼条段10。相邻的两个所述条形通孔之间的工作套筒壳体为该可变刚度弹性支承的支承条；所述支承条的宽度为该工作套筒外圆周周长的六十分之一。所述分别位于第一笼条段8和第二笼条段10上的条形通孔数量相等。

所述第一笼条段8的轴向长度与第二笼条段10的轴向长度相同；增厚段9的轴向长度略大于所述卡盘盘爪2的轴向长度，以满足该卡盘盘爪对可变刚度弹性支承3的夹持；所述轴承配合段7的轴向长度与所述轴承6的轴向长度相同。

在所述轴承配合段7与第一笼条段8衔接处的内表面有径向凸出的凸台，用于所述轴承的轴向定位。所述轴承6位于该工作套筒内，并使该轴承的外圆表面与所述轴承配合段的内表面过盈配合。

本实施例中，第一笼条段8在卡盘盘爪2夹紧时对转子系统提供支承刚度；增厚段9与卡盘盘爪2配合，当卡盘盘爪2夹紧时，限制了增厚段的变形，从而使得支承载荷无法传递到第二笼条段10上，第二笼条段10不工作；当卡盘盘爪2松开时，支承载荷通过轴承配合面7、第一笼条段8、增厚段9传递到第二笼条段10上，第二笼条段10工作，工作段笼条总长度增加，可变刚度弹支3的整体刚度降低，整个转子系统的支承刚度降低，临界转速降低。转子的工作转速由临界转速之上变为临界转速之下，根据超临界定心原理，转子的载荷降低。

工作时，将本实施例安装在模拟实验器上，如图4所示。可变刚度弹支3通过螺栓固定在所述模拟实验器上。气动卡盘1通电，使所述卡盘盘爪2夹紧可变刚度弹支增厚段9。通过电机驱动该模拟实验器的转子系统，当电机转速升高至设定的飞脱转速，使所述模拟实验器的叶片飞脱，造成转子系统载荷不平衡时，气动卡盘1断电，卡盘盘爪2松开，第二笼条段10为该模拟实验器提供支承刚度。此时，模拟实验器通过第一笼条段8和第二笼条段10提供的支承刚度，远小于仅通过第一笼条段8提供的支承刚度，转子系统的临界转速降低，但同时转子的工作转速不变，因而工作转速更加远离临界转速，转子系统载荷显著减小。

图5、图6、图7和图8是本实施例工作前后的风扇盘响应的实验数据。从图5中可以看出，当叶片飞脱时，风扇盘的位移振动显著增大，当主动降载装置工作后，风扇盘的振动响应显著减小。对比图6、图7和图8可以看出，在转子发生突加不平衡之前，风扇盘的轴心轨迹稳定为一个小圆，当叶片飞脱发生突加载荷时，风扇盘轴心轨迹显著增大，当主动降载装置工作时，风扇盘轴心轨迹显著降低。

以上所述是本发明的基本原理和主要特征。可以看出，本发明对发动机突加不平衡后的降载效果十分明显，通过电动控制卡盘夹紧与松开可以重复多次使用，操作简单可行，成本低廉，可靠性好且实验效果良好，对于航空发动机的安全性与适航性设计具有重要意义。

Claims (5)

1.一种航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置，其特征在于，包括气动卡盘、卡盘盘爪、可变刚度弹性支承和卡盘支座；其中：所述气动卡盘安放在卡盘支座的上表面，并通过卡圈固定；可变刚度弹性支承一端的工作套筒装入所述气动卡盘的内表面，该可变刚度弹性支承另一端的法兰与模拟实验器连接；

可变刚度弹性支承包括工作套筒和法兰，并且该法兰位于所述工作套筒一端的端面；自该工作套筒有法兰的一端按功能依次分为第二笼条段、增厚段、第一笼条段和轴承配合段；在该增厚段与轴承配合段之间的工作套筒壳体上加工有4～16个轴向延伸的条形通孔，形成了第一笼条段；在该增厚段与法兰之间的工作套筒壳体上加工有4～16个轴向延伸的条形通孔，形成了第二笼条段；相邻的两个所述条形通孔之间的工作套筒壳体为该可变刚度弹性支承的支承条；

所述气动卡盘的内径比所述可变刚度弹性支承工作段的外径大5～10mm；在该气动卡盘一个端面有三爪卡盘，通电时，卡盘盘爪为夹紧状态；断电时，卡盘盘爪为松开状态，通过调整各卡盘盘爪之间的距离，以夹紧所述可变刚度弹性支承。

2.如权利要求1所述航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置，其特征在于，所述卡盘支座包括底座和卡圈；所述底座的上端为气动卡盘的支撑台，该支撑台的上表面为半圆弧形，该半圆弧的半径与所述气动卡盘的外半径相同；在该支撑台圆弧面的两侧分别有凸出的连接块；所述卡圈（ 4） 为半圆弧形，其半径与所述气动卡盘的外半径相同；在该卡圈半圆弧开口的两侧分别有凸出的连接块。

3.如权利要求1所述航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置，其特征在于，其中：所述轴承配合段位于该工作套筒一端；增厚段位于该工作套筒中部；所述第一笼条段的轴向长度与第二笼条段的轴向长度相同；增厚段的轴向长度略大于所述卡盘盘爪的轴向长度。

4.如权利要求1所述航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置，其特征在于，所述支承条的宽度为该工作套筒外圆周周长的六十分之一；分别位于第一笼条段和第二笼条段上的条形通孔数量相等。

5.如权利要求1所述航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置，其特征在于，在所述轴承配合段与第一笼条段衔接处的内表面有径向凸出的凸台。

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