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的制作方法
【技术领域】
[0001]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定速飞断试验技术，尤其涉及一种基于叶片根部局部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】
[0002]航空发动机的高速旋转部件长期工作在极端载荷和恶劣环境下，受外物撞击、高周疲劳、过热和材料缺陷等原因影响，不可避免的会出现高速旋转叶片断裂破坏。此时如果机匣不够坚固，会被离心飞出的高速高能断叶碎片击穿，随后飞出碎片会击穿飞机机舱与油箱、击断液压管路与电气控制线路等，造成严重的二次破坏，危及乘客和机组人员的安全，导致严重空难的发生。因此各航空大国对航空发动机包容问题都非常重视，在民用和军用航空发动机规范中都有专门条文对包容性做出严格规定。美国联邦航空规则(FAR)第33篇94节、英国国防标准《(00-971)航空燃气涡轮发动机通用规范》第2篇12.8.7节和第3篇19.3.5节严格规定机匣需要具有足够的强度以包容在最高工作转速下飞断的单个叶片，并对包容试验进行了详细要求。中国民用《航空发动机适航规定》(CARR-33)和军用《航空涡轮发动机包容性要求》(GJB 3366-1998)中也对机匣包容作出相似的规定。任何军用或民用发动机，在取得适航证之前，都必需通过考核其包容能力的试验。其中机匣包容是包容能力考核的主要方面，使叶片在某一预定转速(发动机最高工作转速)下飞断撞击机匣以测试机匣的包容能力。
[0003]通常的做法是在叶片根部预制一定深度的裂纹，使得叶片在预定的转速范围内飞断。但由于加工误差、材料性能偏差及计算误差的影响，很难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包容试验造成试验失败，将造成极大的试验损失。
[0004]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。
【发明内容】
[0005]本发明针对现有技术的不足，创造性地通过在叶片榫根部位局部加热以局部减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，提供了一种可用于航空发动机机匣包容试验的叶片定速飞断试验技术方法。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，通过一种装置实现对高速旋转状态下的叶片榫根处进行局部加热，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，叶片从榫根局部加热部位断裂飞出。
[0006]本发明还提供了一种基于上述技术原理设计的用于实现航空发动机叶片定速飞断过程的叶片加热飞断装置，整个装置包括高功率加热管、热电偶、导电滑环、电流表、温度表、加热启动开关等。
[0007]—种通过在航空发动机叶片榫根部位局部加热实现转速精确可控的叶片飞断试验方法，具体试验步骤如下:
[0008]I)叶片榫根处预制小孔。预制小孔的目的，首先是适当削弱此处的强度储备，但又保证在常温下叶片到达目标转速时不会飞断;其次是将高功率加热管埋在此处的小孔中用于试验过程中的加热。因此，首先通过理论分析计算及有限元数值模拟计算确定预制小孔的位置和尺寸满足试验要求；
[0009]2)将高功率加热管埋入预制小孔处，并以胶水封口。将热电偶点焊于叶片榫根侧壁。加热电源线与热电偶引线牢固紧贴于轮盘表面；
[0010]3)连接试验转子和试验台高速驱动轴的工装芯轴中心打孔，用于加热电源线和热电偶引线的走线；
[0011]4)高速旋转状态下的加热器和热电偶与外部静态电路的连接通过高速导电滑环实现，将加热电源线和热电偶引线与滑环动子出线相连，外部加热电路及温度表与滑环静子出线相连；
[0012]5)试验过程中，当试验台驱动轴带动试验转子升速至目标转速并稳定运行后，启动叶片加热飞断装置；
[0013]6)加热一段时间后，通过焊接在榫根侧壁的热电偶可以监测到叶片榫根局部区域温度快速升高，此时材料抗拉极限强度下降，榫根部位承载能力降低，在离心载荷的作用下，叶片在此处断裂飞出，飞断转速即为试验台保持的目标转速；
[0014]7)高速旋转的叶片离心飞出撞击机匣后，包容试验结束，关闭叶片加热飞断装置。
[0015]—种用于机匣包容试验的叶片局部加热定速飞断试验装置，所述的加热系统包括高功率加热管、加热电源线、导电滑环和加热电路，所述的温度监测系统包括热电偶、热电偶引线和温度显示表，在工装芯轴内预设用于布置加热电源线和热电偶引线的孔，高功率加热管预埋在叶片榫根内，热电偶焊接于叶片榫根侧壁，高功率加热管通过加热电源线、导电滑环与加热控制电路相连，热电偶通过热电偶引线、导电滑环与温度显示表相连。
[0016]加热系统中，高功率加热管用于对叶片榫根部位进行局部加热，使局部温度迅速升高；导电滑环动环通过加热线与加热管相连，动环随转子一起转动，静环与外部加热电路相连，滑环在试验过程中起到从外部静止电路向内部处于旋转状态的加热管传输电流的作用；电流表用于监测加热电路中电流的变化;加热启动开关及交流接触器用于控制开启或关闭加热过程;空气开关在发生电路短路情况时对电路起到保护作用。
[0017]温度监测系统中，热电偶用于检测叶片榫根侧壁处的温度，作为试验过程中的监测量;导电滑环动环通过热电偶线与热电偶相连，动环随转子一起转动，静环与外部温度显示表相连，滑环在试验过程中起到向外部传输温度信号的作用；温度显示表用于显示热电偶检测的温度值，用220V交流供电。
[0018]与现有技术相比，本发明的具有的有益效果有:
[0019]1、通过本发明提供的试验技术方法和装置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，大大提高了包容试验结果的精确性，缩短了试验周期。
[0020]2、采用本发明提供的试验技术方法和装置，试验过程中不会对飞断叶片施加任何额外的冲击载荷，叶片在自身离心力的作用下从榫根处断裂飞出。
[0021]3、通过导电滑环有线输电的方式，可大大降低电磁干扰对试验过程的影响，并通过温度实时监测提高试验的可靠性和准确度。
【附图说明】
[0022]图1为加热飞断装置结构示意图；
[0023]图2为叶片榫根处打孔及安装加热管的示意图；
[0024]图3为叶片材料拉伸极限强度随温度升高而下降曲线图；
[0025]图4为叶片榫根局部加热后温度场分布图；
[0026]图5为叶片局部加热定速飞断包容试验的过程曲线图。
[0027]图中:1、轮盘及转接工装，2、导电滑环，3、导电滑环静环，4、滑环止转片，5、滑环动子出线，6、滑环动环固定螺钉，7、滑环静子出线，8、电流表，9、导电滑环动环，10、加热线及热电偶线，11、工装芯轴，12、加热启动开关，13、外部加热电路，14、温度显示仪表，15、风扇叶片，16、热电偶，17、高功率加热管，18、叶片榫根预打孔，19、榫根侧壁。
【具体实施方式】
[0028]下面结合附图和实施例进一步说明本发明。
[0029]如图1所示，一种用于机匣包容试验的叶片局部加热定速飞断试验装置包括高功率加热管17、热电偶14、加热电源线及热电偶引线9、导电滑环2、外部加热电路13、温度显示表14等。
[0030]高功率加热管17通过220V电压供电，加热功率200W，能够迅速使