用于航空发动机的鸟撞试验装置的制作方法

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种用于航空发动机的鸟撞试验装置。

背景技术：

1、航空发动机鸟撞试验是适航条款规定必须进行的航空发动机性能试验。在发动机适航取证时，需经过严格的试验验证其满足适航条款要求，相关适航条款为ccar33.76条“吸鸟”，条款指出在开展鸟撞验证试验时，应验证大鸟、中鸟、小鸟、鸟群撞击叶片不同位置时的包容性和不平衡响应和气动性能等。开展航空发动机整机鸟撞试验，试验成本大、风险高，因此有必要在开展整机试验前开展强度试验验证。为了减小试验驱动功率和扭矩，转子强度试验通常在抽真空环境下进行。真空舱体的尺寸建设成本比较高，为降低成本，可将气炮主体放置在舱体外部，卧转和气炮的接口装置试验一个重要环节。

2、国内目前主要开展的是静止靶件鸟撞试验，部分军用航空发动机开展了整机鸟撞试验。静止靶件鸟撞试验与发动机真实工作状态鸟撞的相差比较大，而整机鸟撞试验成本高、风险大，有必要开展转子旋转状态下鸟撞试验。目前国内卧式旋转试验器和气炮试验器比较多，但将两者结合开展旋转状态鸟撞强度试验比较少，且现有方案鸟弹撞击点半径范围不便调整，不便开展群鸟撞击试验。

技术实现思路

1、本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机的鸟撞试验装置的缺陷，提供一种用于航空发动机的鸟撞试验装置，可以保证试验的真空度的同时能够调整鸟弹撞击点半径范围。

2、本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

3、本发明提供了一种用于航空发动机的鸟撞试验装置，所述鸟撞试验装置包括卧转真空舱体和气炮，所述气炮与所述卧转真空舱体内的动力机构连接，所述卧转真空舱体具有舱门，所述舱门上设有与所述卧转真空舱体内部连通的通孔和用于安装气炮炮管的安装件，所述安装件覆设并密封所述通孔；

4、所述通孔为沿着第一方向延伸的长腰形孔，所述安装件可沿着所述第一方向滑动设于所述舱门上。

5、在本方案中，鸟撞试验装置采用卧转真空舱体结构，可以较为真实地模拟转子旋转状态下鸟撞试验，避免整机鸟撞试验所带来的高成本、高风险，在卧转真空舱体的舱门上开一个长腰型孔，使其覆盖鸟撞试验的目标撞击点半径范围，通过调整安装件的位置能够调整鸟弹撞击点半径范围。

6、较佳地，所述舱门上位于所述通孔的两侧设有滑轨，所述滑轨沿所述第一方向延伸，所述安装件与所述滑轨滑动配合。

7、在本方案中，采用上述结构，安装件能够沿着第一方向连续无级调整，保证安装件与舱门上通孔的密闭性。

8、较佳地，所述舱门上位于所述通孔的两侧分别设有多个螺纹孔，所述安装件上对应所述螺纹孔的两侧分别设有多个安装孔，所述安装件通过螺纹连接件依次穿过所述安装孔和所述螺纹孔固定于所述舱门上。

9、在本方案中，采用上述结构，可以在将安装件调整到合适的位置时将安装件固定，以便于进行鸟撞试验。

10、较佳地，所述安装孔为沿所述第一方向延伸的长腰形孔；或者，

11、所述安装孔为圆孔，所述通孔的每一侧的多个所述螺纹孔沿所述第一方向等距排布，多个所述安装孔等距设置，同一侧的两个所述螺纹孔的间距与对应的同一侧的两个所述安装孔之间的间距相等。

12、在本方案中，采用上述结构，使得安装件上的安装孔与舱门上的螺纹孔能够对应，从而将安装件稳定地固定在舱门上。

13、较佳地，所述通孔的外周侧设于第一密封安装槽，所述第一密封安装槽内设有密封件，所述第一密封安装槽位于所述螺纹孔的内侧。

14、在本方案中，采用上述结构，保证安装件与舱门之间的密闭性，以免卧转真空舱体在抽真空时漏气而影响试验结果，同时减少空气泄漏，降低试验驱动功率和扭矩。

15、较佳地，所述安装件远离所述舱门的一侧设有用于安装气炮炮管的法兰接口，所述安装孔设于所述法兰接口的外侧。

16、在本方案中，通过设置法兰接口，不仅方便安装气炮炮管，还可以根据气炮炮管的型号选择不同的转接件进行转接。

17、较佳地，所述安装件远离所述舱门的一侧设有多个用于安装气炮炮管的法兰接口，多个所述法兰接口沿所述第一方向排布。

18、在本方案中，通过预留多个法兰接口，可根据实际需要开展单个鸟弹或多鸟撞击试验。

19、较佳地，所述鸟撞试验装置还包括转接法兰，所述转接法兰用于转接对应型号的所述气炮炮管，所述转接法兰一端与所述法兰接口适配，另一端与所述气炮炮管相适配，所述转接法兰和/或所述法兰接口上设有第二密封安装槽，所述第二密封安装槽内设有密封件。

20、在本方案中，通过设置转接法兰使得该鸟撞试验装置可以适配多种型号的气炮炮管，模拟不同体积的鸟类撞击试验；在转接法兰与法兰接口之间设置密封件，可以减少空气泄漏，降低试验驱动功率和扭矩。

21、较佳地，所述鸟撞试验装置还包括封堵盖，所述封堵盖用于密封所述法兰接口。

22、在本方案中，通过封堵盖将不安装气炮炮管法兰接口封堵，以免卧转真空舱体在抽真空时漏气而影响试验结果，并降低试验驱动功率和扭矩。

23、较佳地，所述通孔有多个。

24、在本方案中，设置多个通孔可以满足较大数量的鸟群撞击试验。

25、本发明的积极进步效果在于：本发明的鸟撞试验装置采用卧转真空舱体结构，可以较为真实地模拟转子旋转状态下鸟撞试验，避免整机鸟撞试验所带来的高成本、高风险，在卧转真空舱体的舱门上开一个长腰型孔，使其覆盖鸟撞试验的目标撞击点半径范围，通过调整安装件的位置能够调整鸟弹撞击点半径范围。

技术特征：

1.一种用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述鸟撞试验装置包括卧转真空舱体和气炮，所述气炮与所述卧转真空舱体内的动力机构连接，所述卧转真空舱体具有舱门，所述舱门上设有与所述卧转真空舱体内部连通的通孔和用于安装气炮炮管的安装件，所述安装件覆设并密封所述通孔；

2.如权利要求1所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述舱门上位于所述通孔的两侧设有滑轨，所述滑轨沿所述第一方向延伸，所述安装件与所述滑轨滑动配合。

3.如权利要求1所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述舱门上位于所述通孔的两侧分别设有多个螺纹孔，所述安装件上对应所述螺纹孔的两侧分别设有多个安装孔，所述安装件通过螺纹连接件依次穿过所述安装孔和所述螺纹孔固定于所述舱门上。

4.如权利要求3所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述安装孔为沿所述第一方向延伸的长腰形孔；或者，

5.如权利要求3所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述通孔的外周侧设于第一密封安装槽，所述第一密封安装槽内设有密封件，所述第一密封安装槽位于所述螺纹孔的内侧。

6.如权利要求3所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述安装件远离所述舱门的一侧设有用于安装气炮炮管的法兰接口，所述安装孔设于所述法兰接口的外侧。

7.如权利要求1所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述安装件远离所述舱门的一侧设有多个用于安装气炮炮管的法兰接口，多个所述法兰接口沿所述第一方向排布。

8.如权利要求7所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述鸟撞试验装置还包括转接法兰，所述转接法兰用于转接对应型号的所述气炮炮管，所述转接法兰一端与所述法兰接口适配，另一端与所述气炮炮管相适配，所述转接法兰和/或所述法兰接口上设有第二密封安装槽，所述第二密封安装槽内设有密封件。

9.如权利要求7所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述鸟撞试验装置还包括封堵盖，所述封堵盖用于密封所述法兰接口。

10.如权利要求1-9任意一项所述的用于航空发动机的鸟撞试验装置，其特征在于，所述通孔有多个。

技术总结
本发明公开了一种用于航空发动机的鸟撞试验装置，该鸟撞试验装置包括卧转真空舱体和气炮，气炮与卧转真空舱体内的动力机构连接，卧转真空舱体具有舱门，舱门上设有与卧转真空舱体内部连通的通孔和用于安装气炮炮管的安装件，安装件覆设并密封通孔；通孔为沿着第一方向延伸的长腰形孔，安装件可沿着第一方向滑动设于舱门上。该鸟撞试验装置采用卧转真空舱体结构，可以较为真实地模拟转子旋转状态下鸟撞试验，避免整机鸟撞试验所带来的高成本、高风险，在卧转真空舱体的舱门上开一个长腰型孔，使其覆盖鸟撞试验的目标撞击点半径范围，通过调整安装件的位置能够调整鸟弹撞击点半径范围。

技术研发人员：刘志强,袁征宇,毛阳
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15