航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置及试验方法

本发明属于航空发动机，涉及航空装备产业，具体涉及一种航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置及试验方法，用于航空发动机风扇进气锥零件在旋转状态下的鸟撞试验。

背景技术：

1、风扇进气锥是航空发动机进气口重要部件之一，对进气气流起着分流和部分增压的作用。飞机在起飞、爬升、或者降落过程中会出现鸟击的情况，风扇进气锥暴露在发动机风扇单元体的外端，存在着极大的鸟撞风险。因此在开展风扇进气锥的设计研发阶段，需要对其开展鸟撞试验验证工作。

2、当前，在开展进气锥鸟撞试验时，大多是在静止状态下利用气炮试验器发射鸟弹来撞击试验件。一方面进气锥并非是旋转状态工作，与发动机实际工作状态有着很大的区别。另一方面在鸟撞发射过程中，弹托碎片尾随鸟弹对试验件形成二次撞击，同时碎片会遮挡高速摄像系统对整个撞击全过程的拍摄。

3、现有技术中另一种试验方法是，在发动机风扇单元体或者发动机整机状态下开展试验验证，这些试验成本高，一旦试验失败便会带来极大的经济损失和大量的返工工作。

4、因此，有必要设计一种航空发动机进气锥旋转鸟撞试验装置，在旋转状态下开展零件级进气锥的鸟撞冲击性能研究。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供一种航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，使其能够在待测件的旋转状态下开展零件级的鸟撞冲击性能研究。

2、本发明第一方面公开了一种航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，包括零件旋转模拟装置和气弹发射系统；其中零件旋转模拟装置包括工作台和设置在工作台上的传动机构，传动机构包括主传动单元和副传动单元，以及将主传动单元和副传动单元以能够离合的方式传动连接的气动离合器，副传动单元能够将来自主传动单元的动力传输至待测零件以使得待测零件呈现旋转状态；其中气弹发射系统至少包括高压储气装置和对应高压储气装置设置的出气通路，出气通路包括第一高压出气通路和第二高压出气通路，其中第一高压出气通路能够借助于高压气体将鸟弹射向安装在零件旋转模拟装置上的待测零件，第二高压出气通路能够将高压气体输向传动机构的气动离合器以控制主传动单元和副传动单元的接合和分离。

3、在本发明的鸟撞试验装置的实施过程中，航空发动机的待测零件安装在零件旋转模拟装置，借助于工作台上的传动机构能够使得待测零件实现旋转状态。由于气动离合器的存在，并且由于气动离合器能够借助于来自于气弹发射系统的高压气体实现分离，从而使得能够在待测零件被带动实现旋转状态后，待测零件与动力源之间的动力传递能够被切断，这使得不但能够在待测零件的旋转状态下开展对零件的鸟撞冲击性能研究，而且同时也保护了动力源(例如电机)传动系统在试验过程中不受冲击载荷作用，避免了设备受损。

4、在本发明中，借助气弹发射系统中的压缩气体即可以实现零件旋转模拟装置中传动机构的传动分离，也就是说，这使得无需再额外借助外部动力源或机械机构实现对传动的分离。

5、根据本发明第一方面所公开的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，其中鸟撞试验装置还包括挡气屏，其设置在气弹发射系统和零件旋转模拟装置之间，并且其上预留有用于鸟弹穿过的过孔；出气通路还包括第三高压出气通路，其末端出气端对应挡气屏设置，用于将鸟弹与弹托分离后尾随鸟弹的弹托碎片吹走。

6、根据本发明第一方面所公开的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，其中挡气屏为并列设置的至少两个，第三高压出气通路的末端出气端朝向两挡气屏之间的空间。

7、挡气屏的作用是将来自第一高压出气通路的气体挡住，以防止高压气体向待测零件传播从而影响试验效果。借助于第三高压出气通路，能够使得来自于高压储气装置的压缩气体被输向挡气屏之间，从而将鸟弹与弹托分离后尾随鸟弹的弹托碎片被吹走，避免了碎片被吹向待测零件，从而进一步提高试验的准确性。

8、根据本发明第一方面所公开的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，其中鸟撞试验装置还包括鸟弹监测装置，其设置在挡气屏和零件旋转模拟装置之间，以用于监测是否有鸟弹经过；当鸟弹监测装置监测到鸟弹经过时，第三高压出气通路被控制打开，以将鸟弹与弹托分离后尾随鸟弹的弹托碎片吹走。

9、在本发明中，还包括有控制器，鸟弹监测装置能够与控制器相连接，当鸟弹监测装置监测到鸟弹出现时能够将鸟弹出现信号传输至控制器。

10、根据本发明第一方面所公开的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，其中主传动单元包括主传动轴，其以能够绕自身轴线转动的方式设置在工作台上，并且能够接收驱动动力的输入；副传动单元包括副传动轴，其同样以能够绕自身轴线转动的方式设置在工作台上；副传动轴通过气动离合器与主传动轴进行离合传动配合。

11、根据本发明第一方面所公开的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，其中零件旋转模拟装置还包括零件转接段，其连接设置在副传动轴的末端，待测零件固定设置在零件转接段上。

12、根据本发明第一方面所公开的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，其中气弹发射系统还包括炮管和弹托分离器，其中炮管借助于第二高压出气通路与高压储气装置启闭式连通，弹托分离器设置在炮管的末端，用于将鸟弹自弹托上分离。

13、根据本发明第一方面所公开的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置，其中待测零件为发动机风扇进气锥。

14、本发明第二方面公开了一种利用前述第一方面所公开的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置进行鸟撞试验的试验方法，包括以下步骤：

15、步骤s1，使气动离合器处于接合状态，启动动力源驱动传动机构工作，将待测零件旋转运行到工作转速r1+(5％-15％)r1下进行保载；其中，速度r1为旋转状态下鸟撞试验运行转速；

16、步骤s2，控制器控制第二高压出气通路打开，以借助于高压气体推动气动离合器完成分离工作，使得主传动单元和副传动单元之间的传动分离，此时第一高压出气通路和第三高压出气通路关闭；

17、步骤s3，经过时间t后，控制器控制第一高压出气通路打开，从而使得鸟弹发射系统借助于高压气体将鸟弹射向安装在零件旋转模拟装置上的待测零件，此时第二高压出气通路和第三高压出气通路关闭；

18、步骤s4，当鸟弹监测装置监测到有鸟弹经过时，控制器控制第三高压出气通路打开，从而借助于高压储气装置中的剩余高压气体将鸟弹自弹托上分离后尾随鸟弹的弹托碎片吹走，此时第一高压出气通路和第二高压出气通路关闭；

19、步骤s5，将动力源的转速降至零，保存试验数据和对应待测零件进行摄像的高速相机所拍摄的高速摄像视频。

20、根据本发明第二方面所公开的试验方法，在步骤s1之前还包括以下步骤：

21、试验准备步骤，其包括：将鸟弹安装于弹托，然后整体装入到鸟弹发射系统中，并且对高压储气装置进行充气以达到需求压力值；

22、标定鸟弹出现时间的步骤，其包括：在旋转模拟装置上安装替代待测零件的替代件，标定从控制器给出发射命令、到第一出气通路打开、再到鸟弹监测装置监测到鸟弹经过的时间△t0；

23、动力源转子动平衡的步骤，其包括：将待测零件安装到旋转模拟装置上，启动动力源，带动动力源的转子试运转到转速为r1+(5％-15％)r1，使得整个过程振动无异常，以完成动力源的转子的动平衡；其中r1为待测零件试验运行转速；

24、获取待测零件下降至r1的时间的步骤，其包括：使得动力源的转子的转速稳定在r1+(5％-15％)r1，控制器发出控制命令以打开第二出气通路，借助于压缩气体推动气动离合器完成分离工作，使得主传动单元和副传动单元分开，此时开始记录待测零件的转速自r1+(5％-15％)r1下降至r1的时间△t1；

25、其中，步骤s3中的时间t为△t1与△t0相减的时间。

26、由于设置有标定鸟弹出现时间△t0的步骤和获取待测零件下降至r1的时间△t1的步骤，使得在最终进行鸟撞试验时，能够在待测零件的转速降至旋转状态下鸟撞试验运行转速r1时，鸟弹能够刚好对待测零件形成撞击，避免了鸟弹过晚或者过早的对待测零件形成撞击，从而最大化的保证了鸟撞试验的精确性。举例来说，当在标定鸟弹出现时间△t0的步骤中获得△t0为1.5秒，而在获取待测零件下降至r1的时间△t1的步骤中获得△t1为2秒，则时间t为0.5s，这样就可以在步骤s3中，在通过气动离合器将传动分离后的0.5s后，控制器控制第一高压出气通路打开，从而使得鸟弹发射系统借助于高压气体将鸟弹射向安装在零件旋转模拟装置上的待测零件。在这种情况下，鸟弹能够刚好在待测零件的转速降至旋转状态下鸟撞试验运行转速r1时对处于旋转状态下的待测零件形成撞击。

27、有益效果：在本发明的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置中，将气动离合器设置在传动机构的主传动单元和副传动单元之间，并且借助于气弹发射系统的高压气体实现对气动分离器的操纵，这使得能够在待测件的旋转状态下开展零件级的鸟撞冲击性能研究，同时，由于在鸟弹发射前，完成了待测零件和动力源之间的传动分离，这保护了电机传动系统在试验过程中不受冲击载荷作用，避免了设备受损。

28、而且在借助于本发明的试验装置的试验方法中，借助于分别通向气动离合器和炮管的第一出气通路和第二出气通路，并且借助于控制器的逻辑顺序，能够精确的标定鸟弹发射时间、动力源的转子降速时间，从而保证鸟弹实际撞击速度和时间的精确性。

29、下面结合附图中所示的实施例以及附图标记详细公开本发明的航空发动机零件旋转状态下鸟撞试验装置及试验方法。