本发明涉及航空发动机冲击动力学与适航符合性验证技术领域。
背景技术：
航空发动机在工作时有可能遭遇外来物如飞鸟、冰雹的撞击，也有可能遭遇转子叶片失效而发生叶片飞失事故，由于外物撞击或叶片飞失破坏了航空发动机的稳定工作状态，瞬间会产生极大的突加不平衡载荷，在设计和使用航空发动机时，必须考虑此类突加载荷对发动机安全工作的影响。目前国际上多采用真实发动机的外物吞咽和叶片飞失试验来验证发动机在遭遇上述突加载荷时的安全性，代价昂贵。为探索航空发动机在遭遇突加载荷时的结构安全分析方法，必须采用试验、分析、验证等手段，因此，需要发展一种新的试验装置来解决上述问题，部分替代真实发动机的整机试验。
技术实现要素：
针对上述问题和存在不足，本发明提供了一套试验装置，该装置能可模拟航空发动机转子的主承力和主传力结构，开展外物撞击和模拟叶片飞失试验，有助于探索航空发动机在遭遇外物撞击或叶片飞失等突加载荷时的结构安全分析。
为实现上述目的，本发明亚尺度模拟航空发动机旋转试验装置可采用如下技术方案：
一种亚尺度模拟航空发动机旋转试验装置，包括转轴、驱动转轴转动的电机、位于转轴前端的模拟叶盘、安装在转轴上的前支点轴承、安装于前支点轴承上的前模拟鼓筒、安装在转轴上的中支点轴承、安装于中支点轴承上的支板、自支板前端延伸出并包围模拟叶盘的前机匣、安装在转轴上的后支点轴承、安装于后支点轴承上的后模拟鼓筒、固定连接支板及后模拟鼓筒的后机匣；后机匣包围部分的转轴；所述中支点轴承位于前支点轴承和后支点轴承之间；前机匣的后端固定于支板的前表面上；所述前模拟鼓筒上设有第一传感器、支板上设有第二传感器、前机匣外表面上设有第三传感器、后机匣外表面设有第四传感器。
本发明中通过设置前、后机匣、支板、模拟转子轴的转轴、模拟叶盘、前、后鼓筒等关键承力和传力部件，实现模拟转子结构航空发动机的结构，并方便安装各类冲击动力学参数传感器，以满足不同试验测试的需求。能够开展外物撞击和模拟叶片飞失试验，有助于探索航空发动机在遭遇外物撞击或叶片飞失等突加载荷时的结构安全分析。
而本发明中的试验方法可采用以下技术方案：
在开展冲击强度试验时，第一、第二、第三、第四传感器均使用应变片，获得四个位置的变形与受力情况；
在开展振动试验时，第一、第二、第三、第四传感器均使用振动加速度计，获得机匣、鼓筒与支板位置的振动特性；
在开展鸟撞、冰撞试验时，第二传感器使用应变片，而第一、第三、第四传感器使用加速度计进行测量，获得瞬时冲击载荷下的振动响应；
在开展叶片丢失试验时，第三、四传感器使用应变片，而第一、第二传感器使用加速度计进行测量，获得机匣处的变形与应变，以及鼓筒及支板处由于不平衡载荷导致的振动。
上述的试验方法，通过亚尺度模拟航空发动机旋转试验装置的结构设置，能够在第一、第二、第三、第四传感器处按照不同的试验所要得到的测量数据而灵活的进行传感器设置，在同一个试验装置上即可进行不同的试验，大大提高了试验装置的通用性。
附图说明
图1是本发明模拟航空发动机旋转试验装置的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图，进一步阐明本发明，应理解这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明航空发动机环境试验用可控冰雹发射装置的范围，在阅读了本发明之后，本领域技术人员对本发明的各种等价形式的修改均落于本申请所附权利要求所限定的范围。
请参阅图1所示，本发明公开一种亚尺度模拟航空发动机旋转试验装置，包括转轴9、驱动转轴9转动的电机13、位于转轴9前端的模拟叶盘21、安装在转轴9上的前支点轴承20、安装于前支点轴承20上的前模拟鼓筒19、安装在转轴9上的中支点轴承17、安装于中支点轴承17上的支板18、自支板18前端延伸出并包围模拟叶盘21的前机匣1、安装在转轴9上的后支点轴承14、安装于后支点轴承14上的后模拟鼓筒10、固定连接支板18及后模拟鼓筒10的后机匣16。后机匣16包围部分的转轴9。所述中支点轴承17位于前支点轴承20和后支点轴承14之间；前机匣1的后端固定于支板的前表面上并共同形成模拟发动机外涵道。后机匣16与支板18及后模拟鼓筒10共同形成模拟发动机内涵道。支板与前、后机匣间通过焊接连接成整体承力框架，可模拟航空发动机转子主承力框架。另，在本实施方式中，前、后机匣为薄壁圆筒带安装边和加强筋结构。模拟叶片通过螺栓和安装盘与轴连接，可模拟航空发动机风扇旋转时产生的载荷；模拟鼓筒与模拟支板间通过螺栓连接，可模拟航空发动机轴承传力状态。而上述的结构是固定在刚性支架上。本实施方式中设置用以固定支板18及后模拟鼓筒10的刚性支架；所述支板18设有前安装节6，前安装节6通过吊杆5安装在刚性支架上；所述后模拟鼓筒10上设有后安装节8，后安装节8通过铰链拉杆7安装在刚性支架上，前、后安装节与刚性支架的连接可模拟航空发动机安装节的主传力路线。
所述前模拟鼓筒19上设有第一传感器2、支板18上设有第二传感器3、前机匣1外表面上设有第三传感器4、后机匣16外表面设有第四传感器15。其中，所述转轴9与电机13输出轴同轴连接，且转轴9与输出轴之间通过预应力槽保护装置12连接。电机13通过预应力槽保护装置12驱动转轴9旋转，以完成旋转状态下的外物撞击或叶片飞失试验，预应力槽保护装置12在正常运转时为联轴器，在过载超过设计限度时自动扭断，断开动力连接，保护试验装置。
另外，本实施方式中，三个支点轴承的设置使转轴9由三点轴承系统支撑：前支点轴承20为止推轴承，承受转轴遇突加载荷的轴向力，中支点轴承17和后支点轴承14为滚珠轴承，承受转轴9遇突加载荷的径向力，并支撑整个转轴。
试验时，电动机带动转子转动，叶盘遭遇冲击或模拟叶片飞失时，突加载荷通过轴承系统、鼓筒、支板、主承力框架、后支点承力框架传出，通过前后安全节传递到刚性支架上，期间各项动力学参数有安装在各特征位置的传感器记录以供分析。
另外，本实施方式中提供以下优选的试验实施例以体现上述亚尺度模拟航空发动机旋转试验装置能够具体应用的试验方法。
在开展冲击强度试验时，第一、第二、第三、第四传感器均使用应变片，获得四个位置的变形与受力情况；
在开展振动试验时，第一、第二、第三、第四传感器均使用振动加速度计，获得机匣、鼓筒与支板位置的振动特性；
在开展鸟撞、冰撞试验时，第二传感器使用应变片，而第一、第三、第四传感器使用加速度计进行测量，获得瞬时冲击载荷下的振动响应；
在开展叶片丢失试验时，第三、四传感器使用应变片，而第一、第二传感器使用加速度计进行测量，获得机匣处的变形与应变，以及鼓筒及支板处由于不平衡载荷导致的振动。
另外，本发明的具体实现方法和途径很多，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，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。