航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术

为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制,开展了叶片飞断主动控制技术研究。提出了一种风扇 叶片爆破切割飞断的方法,进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析;设计了遥控起爆系统,确保了 试验安全;根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标,使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术 要求。结果表明：采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆 破飞断,叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%,叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。验证了该项技术在试验器条件 下完成风扇机匣包容性试验的有效性,并为整机包容性试验奠定了基础。     

立式转子试验设备包容壳体厚度设计

为了解决试验器条件下航空发动机轮盘爆裂产生的能量问题,采用包容曲线法、破坏势能法、2阶段能量法及数值仿真法进行立式转子试验设备包容壳体的厚度设计。计算结果表明:轮盘爆裂后最大碎块为1/3轮盘碎块,并且碎块最大平动动能明显高于平均平动动能;依据已有的试验结果,对得出的结果进行安全性评定;采用2阶段能量法计算得到的结果与试验结果的符合性较好,仿真分析需要准确的失效应变数据以得到可靠结果,最终使用2阶段能量法以3倍安全系数确定包容壳体的厚度应不小于0.2 m。     

旋转状态叶片激振试验技术研究

为了研究离心载荷下的叶片激振试验技术,在气涡轮油激励旋转激振试验平台上,以某航空发动机高压涡轮叶片为对象,选择不同喷嘴型号、喷嘴数和压力流量条件进行了油激励试验。试验结果表明:对于同类叶片,试验选用P型喷嘴获得的振动响应最大,不同流量的P型喷嘴效果相似;针对该型叶片的1阶振动,在液体激振情况下激振因数为14E下的响应远大于28E下的响应;对于确定的试验状态,控制参数存在最优值,可使激振响应达到最大。