航空发动机实验器突加不平衡的加载装置的制作方法

本发明涉及航空发动机领域，特别是大涵道比涡扇发动机风扇叶片突加不平衡实验的研究。

背景技术：

自人类首次实现载人动力飞行技术以来，航空工业技术取得了长足的进步。航空发动机作为飞机的“心脏”，在航空技术的发展过程中起着至关重要的作用。在民用大涵道比航空发动机中，发动机一旦遭到外物(例如飞鸟、石块冰块、破轮胎块、金属零件及工具等)撞击发生风扇叶片脱落(Fan Blade Off)，出现非包容事件，将会严重影响发动机的正常工作，对飞机的飞行安全造成致命的威胁，对人员和财产造成难以估量的损失。例如，碎片会随气流向后流动而打坏风扇后面的部件，使发动机停车；碎片夹在叶尖与机匣间被转子带着旋转，会由摩擦引起发动机失火；风扇转子会产生很大的不平衡力，引起发动机振动加大；折断的叶片如果打穿机匣，还会打坏飞机的结构和系统等。

对叶片飞脱及以后的振动进行大量研究是十分必要的，而不平衡加载装置则是研究叶片飞脱的先决条件。在SCI期刊“Theoretical and experimental investigation on the sudden unbalance and rub-impact in rotor system caused by blade off”(Mechanical Systems and Signal Processing 76-77(2016)111–135)中，不平衡加载装置是用伸缩弹簧锤打断模拟叶片以构造不平衡量。该不平衡加载装置结构比较复杂，并且可重复性不好。

在EI期刊“柔性转子-挤压油膜阻尼器系统突加不平衡响应实验研究”(航空动力学报,1989,4(1)：68～69.)中，使用切向击断法的模拟叶片需要制造一个细颈，在加工上比较复杂，并且可重复性不好，成本较高；在期刊“Transient Vibration of High Speed Lightweight Rotor Due to Sudden Imbalance”(Transactions of the Japan Society of Mechanical Engineers Series C,1990,Vol.56(522),pp.275-283)中使用一个销子定位，但是会有碰撞冲击，模拟效果不好，不能准确模拟叶片不平衡量。因此，一种成本低廉，可重复性好并且能够准确模拟叶片飞脱转速和不平衡量的不平衡加载装置具有重要意义。

技术实现要素：

为克服现有技术中存在的结构复杂、可重复性差的不足，本发明提出了一种航空发动机实验器突加不平衡的加载装置。

本发明包括盖板、垫板和弹性夹具，其中：所述弹性夹具包括两个夹持臂，各夹持臂的一端均为与航空发动机实验器风扇盘固连的连接板，另一端为夹持端；所述夹持端的端面为与模拟叶片夹持面配合的斜面。所述垫板固定在该航空发动机实验器风扇盘的盘面上，并使该垫板的一个侧表面与该叶根端的端面贴合。所述盖板的一端固定在该垫板的上表面，并使该盖板的另一端盖在转配后的模拟叶片叶根表面的上方。

所述弹性夹具中的两个夹持臂结构相同、方向相反。所述夹持端端面的斜面沿夹持臂的长度方向延伸，在该夹持端形成了尖角。

所述弹性夹具中的两个夹持臂的中部弯折，弯折的角度以满足该弹性夹具的安装即可。完整后的夹持臂的夹持端垂直于所述模拟叶片的侧表面。

所述弹性夹具在所述航空发动机实验器风扇盘盘面的位置以与之配合的模拟叶片的叶尖与该风扇盘的边缘平齐或略超出风扇盘的边缘为宜。

在所述模拟叶片叶根处的两侧表面分别加工有“V”形的凹槽，该凹槽两侧的内表面形成了所述的夹持面。

本发明具有成本低廉，可重复性好，实施方便并能够准确的模拟叶片的飞脱转速和不平衡量等特点。为航空发动机特别是大涵道比涡扇发动机的叶片脱落、断裂实验及测试提供了关键性技术，使得大量的成本低廉且可重复性强的突加不平衡实验成为可能，从而为研究风扇叶片脱落提供了更多的实验验证，为模拟实验提供了思路和方法，为发动机突加不平衡后的熔断与降载提供了模型基础，可以说是突加不平衡实验展开的先决条件。

本发明设计的不平衡加载装置包括弹性夹具、模拟叶片、盖板、垫板等几部分。弹性夹具、盖板由螺栓固定在盘上，模拟叶片固定在由弹性夹具、径向盖板、轴向盖板构成的榫槽中。这里夹具、盖板以及模拟叶片均用钢材加工而成。

当转速较低时，离心力较小，带有弹性的夹具则会限制叶片使其不会飞出；当达到设计转速时，模拟叶片离心力较大，夹具将不能提供足够向心力，模拟叶片克服向心力，从装置中脱离。该装置通过改变模拟叶片的质量、重心所在半径、榫头宽度、榫头顶角(或榫头半顶角)等参数达到预设不平衡载荷和不平衡载荷加载的转速。

与现有技术相比，本发明取得的有益效果是：

1.不平衡加载装置中模拟叶片与弹性夹具在飞出前以榫槽相互耦合，从很大程度上模拟了真实叶片的燕尾型榫槽。在飞脱时，用离心力的作用飞脱，无附加力，无外界的动力冲击，不会引入额外的动能，从而不会影响断裂叶片的飞行姿态和飞行轨迹，与真实情况较为接近；

2.经过多次实验验证，所做出来的实验与理论飞脱转速比较吻合，如图7所示，散点代表实验转速，实线代表理论转速，虚线为理论转速的上下5％误差限。可以清楚的看到实验飞脱转速与理论飞脱转速相比误差在5％以内，并且数据稳定。实验证明，所应用的模拟叶片飞脱的转子不平衡加载装置具有较好的可重复性和可靠性，并且飞脱的不平衡量和平衡转速能够准确控制；

3.结构简单，成本低廉，可实施性强。

附图说明

图1是本发明与模拟转子实验器风扇盘的配合示意图。

图2是本发明的结构示意图。

图3是图2的A-A向视图。

图4是去掉盖板的配合示意图。

图5是在低转速时模拟叶片的受力示意图。

图6是在高转速时模拟叶片的受力示意图。

图7是本发明的实验验证飞脱转速与理论飞脱转速对比图。图中：

1.弹性夹具；2.风扇盘；3.配重；4.模拟叶片；5.盖板；6.垫板；7.实验转速；

8.理论转速；9.理论转速的上下5％误差限。

具体实施方式

本实施例是一种不平衡加载装置，包括弹性夹具1、模拟叶片4、盖板5和垫板6。本实施例应用在西北工业大学的模拟转子实验器上，用于提供不平衡量。

所述不平衡加载装置包括盖板5、垫板6和弹性夹具1，其中：所述弹性夹具包括两个夹持臂，各夹持臂的一端均为连接板，另一端为夹持端；所述夹持端的端面为与模拟叶片4夹持面配合的斜面。所述垫板6位于该模拟叶片的叶根一端，并与该叶根端的端面贴合。所述盖板5的一端固定在该垫板6的上表面。

所述弹性夹具1中的两个夹持臂结构相同、方向相反。两个夹持臂均为横截面为矩形的杆状。该弹性夹具一端的连接板上有螺孔。为使所述弹性夹具能够方便的固定在模拟实验器的风扇盘表面，使杆状的夹持臂中部弯折，弯折的角度以满足该弹性夹具的安装即可。弯折后的夹持臂的夹持端垂直于所述模拟叶片的侧表面。所述夹持端的端面为与模拟叶片侧表面的夹持面配合的斜面，该斜面沿夹持臂的长度方向延伸，在该夹持端形成了尖角。

为使所述模拟叶片4能够与本实施例配合，在该模拟叶片叶根处的两侧表面分别加工有“V”形的凹槽，该凹槽的两侧内表面形成了所述的夹持面。

使用时，将所述弹性夹具1的连接段固定在风扇盘的盘面上，将所述模拟叶片叶根处的“V”形槽与所述弹性夹具的两个夹持端配合，使所述两个夹持臂夹持端的尖角插入“V”形槽内，并使各夹持端的斜面分别与模拟叶片的夹持面贴合；所述模拟叶片的叶尖与该风扇盘的边缘平齐或略超出风扇盘的边缘。将垫板6固定在所述风扇盘的盘面上，并使该垫板的一侧表面与模拟叶片叶根的端面贴合。将盖板5的一端固定在所述垫板6的上表面，并使该盖板的另一端盖在该模拟叶片叶根表面上方。

当所述风扇盘高速转动时，所述模拟叶片在离心力的作用下，能够沿该风扇盘的径向飞脱。并通过盖板5控制所述模拟叶片的飞脱方向，并避免该模拟叶片在风扇盘低转速下的轴向脱落。

图5和图6是本实施例在不同转速时模拟叶片位置视图。反应了本实施例的设计原理与飞脱方案。在图5中可以看出，在低转速时，离心力F小于夹紧力Q,叶片不会脱落。当转速逐渐升高，离心力越来越大，到达图6所示的高转速时，弹性夹具1顶端的间距逐渐打开，叶片即将飞脱。当转速继续上升，弹性夹具1的顶端距离大于模拟叶片4的底端榫头宽度W。叶片飞脱，弹性夹具在弹性力的回复作用下，回到初始状态，不会损坏，并能够在下一次实验中继续使用。

图7是实验验证本发明的飞脱转速与理论飞脱转速对比图。大量实验得到的转速7与理论的飞脱转速8相比较，都在理论转速的5％误差限9以内。

本实施例的不平衡加载装置中的弹性夹具1、盖板5和垫板6都可以使用钢材制造。模拟叶片则可以根据飞脱转速，飞脱质量的不同使用钢材和铝材。

本实施例在模拟真实发动机叶片脱落方面具有很大的代表性和真实性，并且成本低廉，制造简单，可靠性好，可重复性强，是开展突加不平衡实验中的先决条件。对于航空发动机的实验研究具有重要意义。