[发明专利]航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置

说明书

一种航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置，气动卡盘固定在卡盘支座的上表面，可变刚度弹性支承一端的工作套筒装入所述气动卡盘的内表面，另一端的法兰与模拟实验器连接。该气动卡盘端面三爪卡盘在通电时为夹紧状态；断电时为松开状态，通过调整各卡盘盘爪之间的距离，以夹紧可变刚度弹性支承。本发明利用可变刚度弹性支承，自适应地改变支承刚度，显著地改变转子系统的临界转速，从而降低叶片飞脱下转子系统的冲击载荷，为突加不平衡时转子系统的安全性设计提供实验支撑，具有成本低，可重复性好，实施方便的特点。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别是大涵道比涡扇发动机安全性设计。

背景技术

随着现代大涵道比涡扇发动机叶片越来越大，发动机一旦发生风扇叶片脱落(FanBlade Off)，出现突加不平衡，将会严重影响发动机的正常工作，对人员和财产造成重大的威胁，对飞机的飞行安全造成难以估量的后果。根据中国适航安全性要求，发动机要能够包容损坏件运转至少15秒不着火，并且安装节不失效。美国联邦航空管理局、欧洲航空安全局也有类似要求。GJB/Z 101-97明确要求，在最大允许稳态转速下发生叶片飞出时，发动机不得出现下述情况：非包容着火；转子、轴承、轴承座或安装节的灾难性损坏；超转状态；导管内易燃的液体泄漏；或者使发动机丧失停车能力。GJB/Z 101-97附录中提出了：发动机、安装节和轴承座应该设计成能在最大允许稳态转速下经受住叶片飞出并伴有相邻叶片损坏的故障，而无灾难性的发动机破坏。因此，为保证航空发动机的安全性和适航性，开展针对突加大不平衡载荷下的降载结构设计十分必要。

在SCI期刊“Dynamic behavior of aero-engine rotor with fusing designsuffering blade off”(Chinese Journal of Aeronautics(2017),30(3):918–931)中，计算分析了熔断降载的相关机理，但未进行实验验证。

在EI期刊“叶片飞脱下转子动力学响应实验”(航空动力学报,2019,34(5)：1010～1019.)中，模拟叶片飞脱进行了突加大不平衡实验，对转子安全性设计需考虑的载荷问题提供了参考，但未进行相关性的降载结构设计；在专利“Fan decoupling fuse”(US:6402469,2002.)提出了熔断降载机构，但可重复性差，一次破坏后无法继续使用，难以进行相关的降载机理研究与安全性设计。在专利“一种智能结构弹支干摩擦阻尼器”(CN：201510873150.8)中设计了一种主动式阻尼器，针对发动机的振动问题，通过摩擦弹性支承来抑制振动，但该发明仅能够对小不平衡量引起的振动起抑制效果，针对大涵道比涡扇发动机的风扇叶片，上吨的飞脱载荷远超出阻尼器的减振量级。因此，从结构上出发，设计一种成本低廉，可重复性好并且能够在发动机遭受叶片飞脱后起到良好的减振降载效果的装置具有重要意义。

发明内容

为克服现有技术中存在的不能满足大涵道比涡扇发动机的风扇叶片飞脱载荷减振降载需要的不足，本发明提出了一种航空发动机实验器突加载荷后的主动降载装置。

本发明包括气动卡盘、卡盘盘爪、可变刚度弹性支承和卡盘支座。其中：所述气动卡盘安放在卡盘支座的上表面，并通过卡圈固定。可变刚度弹性支承一端的工作套筒装入所述气动卡盘的内表面，该可变刚度弹性支承另一端的法兰与模拟实验器连接。

所述气动卡盘的内径比所述可变刚度弹性支承工作段的外径大5～10mm。在该气动卡盘一个端面有三爪卡盘，通电时，卡盘盘爪为夹紧状态；断电时，卡盘盘爪为松开状态，通过调整各卡盘盘爪之间的距离，以夹紧所述可变刚度弹性支承。

所述卡盘支座包括底座和卡圈4。所述底座的上端为气动卡盘的支撑台，该支撑台的上表面为半圆弧形，该半圆弧的半径与所述气动卡盘的外半径相同；在该支撑台圆弧面的两侧分别有凸出的连接块。所述卡圈4为半圆弧形，其半径与所述气动卡盘的外半径相同；在该卡圈半圆弧开口的两侧分别有凸出的连接块。