CN112014109A - 一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置。涉及航空发动机叶片丢失试验技术领域。提出了一种可以有效模拟出转子叶片断裂后飞出的情景，并可以有效控制其中叶片的飞脱转速，从而便于进行转子叶片丢失模拟试验的航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置。包括用于安装航空发动机转子试验器1的安装台架102、用于驱动安装航空发动机转子试验器1的旋转驱动组件、用于模拟叶片的L形叶片201以及用于撞击L形叶片201的撞击系统4。本发明从整体上具有叶片丢失转速控制范围广、精度高、结构相似度高、可操作性强、可重复性好、安全性高等优点。

Description

一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置

技术领域

本发明涉及航空发动机叶片丢失试验技术领域。

背景技术

航空燃气涡轮发动机(简称“航空发动机”)是一种高速旋转的复杂热动力机械，伴随现代航空发动机对高推重比和高性能等多方面综合需求的提升，其转速和工作负荷不断其提高并呈现“轻柔”、“重载”的力学特征，结构与动力学设计面临的挑战大幅增加，在满足常规载荷下的强度设计之上，还必须实现整机在极限恶劣载荷工况下的安全设计。

叶片丢失是航空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，可由鸟撞或其他外物撞击、叶片根部存在裂纹疲劳断裂等多种原因引起。叶片丢失故障发生后，具有大不平衡量的柔性转子将与机匣严重碰摩，会产生剧烈振动，甚至发生断轴等恶劣事故。

叶片丢失后航空发动机整机动力特性的演变规律一直是航空发动机领域的重点研究对象，研究方法主要包含有限元仿真计算和试验模拟。其中进行转子叶片丢失模拟试验研究最为直观。以往的研究中，转子叶片丢失模拟一般采取在离心力作用下质量块克服夹具摩擦力飞脱的方案，上述方法一是飞脱转速控制精度不足，其范围取决于夹具摩擦力，若摩擦力大，则飞脱转速高，叶片飞脱困难，若摩擦力小，则叶片在低转速可能飞脱；二是转子叶片丢失试验装置不包含机匣以及静子结构，不能实现对实际航空发动机叶片丢失故障下整机振动响应的模拟。

因此，提供一种叶片丢失转速控制范围广、精度高，结构相似度高，可操作性强，可重复性好，安全性高的航空发动机转子叶片丢失模拟试验装置具有重要意义。

发明内容

本发明针对以上问题，提出了一种可以有效模拟出转子叶片断裂后飞出的情景，并可以有效控制其中叶片的飞脱转速，从而便于进行转子叶片丢失模拟试验的航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置。

本发明的技术方案为：包括用于安装航空发动机转子试验器1的安装台架102、用于驱动安装航空发动机转子试验器1的旋转驱动组件、用于模拟叶片的L形叶片201以及用于撞击L形叶片201的撞击系统4；

所述L形叶片201与航空发动机转子试验器1的输出轴固定相连，旋转驱动组件通过航空发动机转子试验器1驱动L形叶片201做旋转运动；

所述撞击系统4包括可做直线往复运动的撞击杆403，所述撞击杆403的运动轨迹与L形叶片201的运动轨迹相交。

所述L形叶片201通过刚性圆盘2与航空发动机转子试验器1的输出轴固定相连，所述刚性圆盘2与航空发动机转子试验器1的输出轴同轴心、且二者固定相连；

所述L形叶片201包括连为一体的本体以及根部，所述根部安装在刚性圆盘2上，所述本体呈L字形、且L形叶片201的侧壁上开设有位于本体和根部交界处的缺口。

所述旋转驱动组件包括电动机3以及与电动机3保持联动的电动机法兰301，所述航空发动机转子试验器1包括与其输出轴同步旋转的试验器法兰101，所述电动机法兰301与试验器法兰101通过尼龙绳相连接。

所述撞击系统4还包括撞击系统安装架、电机401、滚珠丝杆402、滚珠丝杆螺母404；

所述撞击系统安装架设于L形叶片201的下方，所述电机401固定连接在撞击系统安装架上，所述滚珠丝杆402的两端铰接在撞击系统安装架上、且与电机401联动，所述滚珠丝杆螺母404套接所述滚珠丝杆402、且与滚珠丝杆402螺纹连接，所述撞击杆403固定连接在滚珠丝杆螺母404上。

所述撞击杆403竖直设置、且其底端通过底板与滚珠丝杆螺母404固定相连，所述撞击杆403与底板之间设有加强筋。

所述撞击系统4还包括滚珠丝杆螺母连接座405、联轴器406、电机安装座407、轴承座408以及至少一个圆柱滑轨409；

所述电机安装座407以及轴承座408均固定连接在撞击系统安装架的顶面上，所述滚珠丝杆402的两端分别铰接电机安装座407以及轴承座408，所述电机401固定连接在电机安装座407上、且电机401的输出轴通过联轴器406与滚珠丝杆402的一端相连接；

所述圆柱滑轨409的两端分别固定连接电机安装座407以及轴承座408、且圆柱滑轨409与滚珠丝杆402平行，所述滚珠丝杆螺母连接座405套接所述圆柱滑轨409、且固定连接所述滚珠丝杆螺母404。

所述模拟试验装置还包括基础平台5，所述安装台架102固定连接在基础平台5的顶面上，所述撞击系统安装架可滑动的设置在基础平台5的顶面上、且与基础平台5可拆卸的相连接。

所述模拟试验装置还包括防护罩6，所述撞击系统安装架可滑动的连接在基础平台5的顶面上、且空罩在撞击系统4之外。

本发明使用时，由于撞击杆403的运动轨迹与L形叶片201的运动轨迹相交，因此，二者开始运动后，撞击杆403和L形叶片201必然在某一瞬间发生碰撞，使得L形叶片201从缺口处断裂并飞出。在此过程中，一方面，由于L形叶片与航空发动机转子试验器的输出轴直接固定相连，因此将摆脱现有技术中摩擦力对叶片飞脱造成影响的问题，从而可更好、更真实的模拟叶片丢失的实际情况；另一方面，由于本案直接将航空发动机转子试验器安装在安装台架上，因此可更加真实的进行航空发动机叶片丢失故障下整机振动响应的模拟。

本发明从整体上具有叶片丢失转速控制范围广、精度高、结构相似度高、可操作性强、可重复性好、安全性高等优点。

附图说明

图1是本案的整体结构示意图；

图2是本案的内部结构示意图；

图3是本案中带L形叶片的刚性圆盘的结构示意图图；

图4是本案中撞击杆驱动系统结构示意图。

图中1是航空发动机转子试验器，101是试验器法兰，102是安装台架；

2是刚性圆盘，201是L形叶片，202是内六角圆柱头螺钉，203是六角螺母；

3是电动机，301是电动机法兰；

4是撞击系统，401是电机，402是滚珠丝杆，403是撞击杆，404是滚珠丝杆螺母，405是滚珠丝杆螺母连接座，406是联轴器，407是电机安装座，408是轴承座，409是圆柱滑轨；

5是基础平台，6是防护罩，7是计算机。

具体实施方式

为能清楚说明本专利的技术特点，下面通过具体实施方式，并结合其附图，对本专利进行详细阐述。本案中记载的航空发动机转子试验器以及安装台架的结构与航空动力学报2017年7月第32卷第7期“安装节刚度对发动机整机耦合振动的影响分析”一文中所记载的结构相似。

本发明如图1-4所示，包括用于安装航空发动机转子试验器1的安装台架102、用于驱动安装航空发动机转子试验器1的旋转驱动组件、用于模拟叶片的L形叶片201以及用于撞击L形叶片201的撞击系统4；

所述L形叶片201与航空发动机转子试验器1的输出轴固定相连，旋转驱动组件通过航空发动机转子试验器1驱动L形叶片201做旋转运动；

所述撞击系统4包括可做直线往复运动的撞击杆403，所述撞击杆403的运动轨迹与L形叶片201的运动轨迹相交。从而通过撞击杆403的直线运动在L形叶片201旋转的过程中，撞击L形叶片201，使其发生断裂并飞出。

本发明使用时，由于撞击杆403的运动轨迹与L形叶片201的运动轨迹相交，因此，二者开始运动后，撞击杆403和L形叶片201必然在某一瞬间发生碰撞，使得L形叶片201从缺口处断裂并飞出。在此过程中，一方面，由于L形叶片与航空发动机转子试验器的输出轴直接固定相连，因此将摆脱现有技术中摩擦力对叶片飞脱造成影响的问题，从而可更好、更真实的模拟叶片丢失的实际情况；另一方面，由于本案直接将航空发动机转子试验器安装在安装台架上，因此可更加真实的进行航空发动机叶片丢失故障下整机振动响应的模拟。

如图3所示，所述L形叶片201通过刚性圆盘2与航空发动机转子试验器1的输出轴固定相连，所述刚性圆盘2与航空发动机转子试验器1的输出轴同轴心、且二者固定相连；从而通过刚性圆盘2可以更好、更稳定的带动L形叶片旋转；

所述L形叶片201包括连为一体的本体以及根部，所述根部安装在刚性圆盘2上，所述本体呈L字形、且L形叶片201的侧壁上开设有位于本体和根部交界处的缺口。从而使得L形叶片201被撞击后，将自缺口所在位置断裂，进而使得本体与根部分离后向外飞出，从而更好、更真实的模拟叶片丢失的实际情况。

如图3所示，具体来说，所述L形叶片201沿刚性圆盘2的中心对称的设有两个，所述L形叶片201的根部呈弧形并设有安装孔，所述L形叶片201中本体与根部交界处开设有缺口，优选为两道缺口，所述刚性圆盘径向对称位置设有弧形凹槽以及螺纹孔，所述L形叶片的根部与所述刚性圆盘的弧形凹槽配合、且根部通过螺栓可拆卸地固定于弧形凹槽中。

所述刚性圆盘中心为圆锥形孔且设有180度双键槽，航空发动机转子试验器1的输出轴上设有圆锥形配合面以及180度双键槽，所述刚性圆盘通过180度双键以及轴向锁紧圆螺母可拆卸地固定于所述航空发动机转试验器的输出轴的端头处。从而使得刚性圆盘可更好的装配在航空发动机转子试验器1的输出轴上，并更好、更稳定的随输出轴同步转动。

所述旋转驱动组件包括电动机3以及与电动机3保持联动的电动机法兰301，所述航空发动机转子试验器1包括与其输出轴同步旋转的试验器法兰101，所述电动机法兰301与试验器法兰101通过尼龙绳相连接。从而借助电动机给航空发动机转子试验器的输出轴提供旋转的动力。采用尼龙绳连接，能够允许电动机功率输出轴和发动机轴之间存在较大的轴线偏差。当转速较低时，电动机法兰和试验器法兰之间存在相对转动，当转速较高时，尼龙绳将绷紧，此时二者之间可视为不存在相对转动。由于存在相对转动的可能性，因此测量转速时，要将试验器法兰101作为转速测点，而不能测量电动机输出端301，以减少转速测量误差。此外，在撞击产生时，尼龙绳也可避免冲击力电动机造成损伤。

如图4所示，所述撞击系统4还包括撞击系统安装架、电机401、滚珠丝杆402、滚珠丝杆螺母404；

所述撞击系统安装架设于L形叶片201的下方，所述电机401固定连接在撞击系统安装架上，所述滚珠丝杆402的两端铰接在撞击系统安装架上、且与电机401联动，所述滚珠丝杆螺母404套接所述滚珠丝杆402、且与滚珠丝杆402螺纹连接，所述撞击杆403固定连接在滚珠丝杆螺母404上。这样，电机开启后，首先将带动滚珠丝杆旋转，然后在螺纹的作用下驱使滚珠丝杆螺母以及撞击杆做直线运动。

进一步的，所述撞击杆403竖直设置、且其底端通过底板与滚珠丝杆螺母404固定相连，所述撞击杆403与底板之间设有加强筋。从而保证撞击杆与滚珠丝杆螺母的连接稳定性，使其在多次撞击之后仍可保持结构稳定。

进一步的，所述撞击系统4还包括滚珠丝杆螺母连接座405、联轴器406、电机安装座407、轴承座408以及至少一个圆柱滑轨409；

所述电机安装座407以及轴承座408均固定连接在撞击系统安装架的顶面上，所述滚珠丝杆402的两端分别铰接电机安装座407以及轴承座408，所述电机401固定连接在电机安装座407上、且电机401的输出轴通过联轴器406与滚珠丝杆402的一端相连接；从而使得电机可稳定、高效的带动滚珠丝杠做绕自身轴心的旋转运动；

所述圆柱滑轨409的两端分别固定连接电机安装座407以及轴承座408、且圆柱滑轨409与滚珠丝杆402平行，所述滚珠丝杆螺母连接座405套接所述圆柱滑轨409、且固定连接所述滚珠丝杆螺母404。从而使得滚珠丝杠旋转后，滚珠丝杆螺母连接座以及滚珠丝杆螺母可沿滚珠丝杆的长度方向，做稳定的直线往复运动。

所述模拟试验装置还包括基础平台5，所述安装台架102固定连接在基础平台5的顶面上，所述撞击系统安装架可滑动的设置在基础平台5的顶面上、且与基础平台5可拆卸的相连接。具体来说，撞击杆系统安装架通过设置在基础平台5的顶面上T形槽实现与基础平台5的滑动连接，并借助用螺栓可拆卸地连接于所述基础平台上。

所述模拟试验装置还包括防护罩6，所述撞击系统安装架可滑动的连接在基础平台5的顶面上、且空罩在撞击系统4之外。所述防护罩6为几字形薄壁金属结构，从而使得L形叶片断裂后仅可在防护罩之内运动。

使用时，计算机7通过线缆远程控制电机401通过联轴器406带动滚珠丝杆402旋转时，安装于滚珠丝杆402和圆柱滑轨409上的滚珠丝杆螺母404将会进行相对于地面的平移，同时带动固定其上的滚珠丝杆螺母连接座405和撞击杆403进行平移，以使其靠近运转中的刚性圆盘2和L形叶片201，当撞击杆403和L形叶片201在某一瞬间碰撞，使得L形叶片201从缺口处断裂并飞出，受到防护罩6的阻挡，最后通过电机控制撞击杆逐步回到初始位置，更换L形叶片201，即可再次试验。

本发明具体实施途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置，其特征在于，包括用于安装航空发动机转子试验器(1)的安装台架(102)、用于驱动安装航空发动机转子试验器(1)的旋转驱动组件、用于模拟叶片的L形叶片(201)以及用于撞击L形叶片(201)的撞击系统(4)；

所述L形叶片(201)与航空发动机转子试验器(1)的输出轴固定相连，旋转驱动组件通过航空发动机转子试验器(1)驱动L形叶片(201)做旋转运动；

所述撞击系统(4)包括可做直线往复运动的撞击杆(403)，所述撞击杆(403)的运动轨迹与L形叶片(201)的运动轨迹相交。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置，其特征在于，所述L形叶片(201)通过刚性圆盘(2)与航空发动机转子试验器(1)的输出轴固定相连，所述刚性圆盘(2)与航空发动机转子试验器(1)的输出轴同轴心、且二者固定相连；

所述L形叶片(201)包括连为一体的本体以及根部，所述根部安装在刚性圆盘(2)上，所述本体呈L字形、且L形叶片(201)的侧壁上开设有位于本体和根部交界处的缺口。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置，其特征在于，所述旋转驱动组件包括电动机(3)以及与电动机(3)保持联动的电动机法兰(301)，所述航空发动机转子试验器(1)包括与其输出轴同步旋转的试验器法兰(101)，所述电动机法兰(301)与试验器法兰(101)通过尼龙绳相连接。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置，其特征在于，所述撞击系统(4)还包括撞击系统安装架、电机(401)、滚珠丝杆(402)、滚珠丝杆螺母(404)；

所述撞击系统安装架设于L形叶片(201)的下方，所述电机(401)固定连接在撞击系统安装架上，所述滚珠丝杆(402)的两端铰接在撞击系统安装架上、且与电机(401)联动，所述滚珠丝杆螺母(404)套接所述滚珠丝杆(402)、且与滚珠丝杆(402)螺纹连接，所述撞击杆(403)固定连接在滚珠丝杆螺母(404)上。

5.根据权利要求4所述的一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置，其特征在于，所述撞击杆(403)竖直设置、且其底端通过底板与滚珠丝杆螺母(404)固定相连，所述撞击杆(403)与底板之间设有加强筋。

6.根据权利要求4所述的一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置，其特征在于，所述撞击系统(4)还包括滚珠丝杆螺母连接座(405)、联轴器(406)、电机安装座(407)、轴承座(408)以及至少一个圆柱滑轨(409)；

所述电机安装座(407)以及轴承座(408)均固定连接在撞击系统安装架的顶面上，所述滚珠丝杆(402)的两端分别铰接电机安装座(407)以及轴承座(408)，所述电机(401)固定连接在电机安装座(407)上、且电机(401)的输出轴通过联轴器(406)与滚珠丝杆(402)的一端相连接；

所述圆柱滑轨(409)的两端分别固定连接电机安装座(407)以及轴承座(408)、且圆柱滑轨(409)与滚珠丝杆(402)平行，所述滚珠丝杆螺母连接座(405)套接所述圆柱滑轨(409)、且固定连接所述滚珠丝杆螺母(404)。

7.根据权利要求1或4所述的一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置，其特征在于，所述模拟试验装置还包括基础平台(5)，所述安装台架(102)固定连接在基础平台(5)的顶面上，所述撞击系统安装架可滑动的设置在基础平台(5)的顶面上、且与基础平台(5)可拆卸的相连接。

8.根据权利要求7所述的一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置，其特征在于，所述模拟试验装置还包括防护罩(6)，所述撞击系统安装架可滑动的连接在基础平台(5)的顶面上、且空罩在撞击系统(4)之外。

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