航空发动机叶片飞脱装置设计_宁培杰.pdf

49航空动力 I Aerospace Power 2023年 第1期技术 Technology为了减轻叶片飞脱造成的损坏，如图1所示，适航审定部门对发动机设计提出了包容性要求，在发动机研发阶段须进行部件试验和整机包容试验。在进行包容性试验时，需要采用机械或爆炸的方法造成叶片脱落或断裂，对叶片飞脱进行模拟。另外，叶片飞脱会对发动机转子突加不平衡载荷，其大小与飞脱转速的平方成正比，若能精准控制飞脱转速，即可准确计算突加不平衡载荷的大小，有助于提升试验品质。目前常用的叶片飞脱方法大多操作难度大、危险性高，或难以精准控制飞脱转速。为此，本文设计了一种可以精准控制飞脱转速的电控夹具。电控飞脱夹具构成电控飞脱夹具主要由7个零部件组成：夹具底板、飞脱块、锁紧销、限位棒、尼龙块、电动机和控制盒，如图2所示。夹具的整体尺寸较小，长度可控制在150mm左右。由于结构简单，且电动机和控制盒可直接购买成品，剩余零部件均可定制，所以制造成本较低。夹具底板是安装所有零部件的重要结构，通过两个铰制孔将底板Design of Aero Engine Blade Fly-Off Device航空发动机叶片飞脱装置设计航空发动机在运转过程中，制造缺陷、材料疲劳或外物撞击（如吞冰、鸟撞）等因素可能会导致发动机叶片断裂，脱落的碎片可能会打坏机匣、附件或其他叶片，甚至击穿飞机机体，严重影响飞行安全。因此，叶片飞脱是航空发动机适航包容试验中非常重要的步骤，即当发动机在最大工作转速时,使叶片由叶根截面处断裂飞脱,考核断叶能否被机匣包容而不对飞机结构造成严重损伤。宁培杰/桂林航天工业学院安装在发动机模拟叶盘上。锁紧销的一端插在V形槽中。端部的安装槽用于安装飞脱块，并约束飞脱块在轴向上的位移。飞脱块是模拟飞图1 叶片断裂对发动机造成损伤脱叶片的质量块，其长度可以根据不平衡载荷大小灵活设计。肋条插在安装槽中，约束飞脱块在轴向上的位移。锁紧销穿过通孔，约束飞图2 电控飞脱夹具结构夹具底板铰制孔飞脱块锁紧销限位棒尼龙块电动机控制盒50航空动力 I Aerospace Power 2023年 第1期技术 Technology脱块在径向上的位移。限位棒由一个圆柱体加工而成，其一端的凸台安装在飞脱块的盲孔中，对限位棒起到约束作用。限位棒的另一端加工有方形盲孔，用于安装尼龙块。尼龙块是由尼龙或其他轻质材料做成的，仅用于传递电动机的扭矩。电动机的扭矩通过尼龙块传递到限位棒上，由电动机带动限位棒转动。限位棒中间设计有通孔，锁紧销可从该通孔中掉落。控制盒集成了电池和控制系统，可通过无线遥控器控制电动机的转动。图2所示的状态为夹具的锁紧状态，此时锁紧销被限位棒顶死。顶死的锁紧销限制了飞脱块的径向位移，使之无法飞脱。试验操作员通过遥控器下达飞脱指令后，电动机带动限位棒转动，当通孔转到锁紧销下方时，锁紧销掉落，那么飞脱块将失去径向约束，即可实现飞脱。在试验过程中，可以远距离通过无线遥控器操作，有效保障试验人员的人身安全。飞脱试验流程以CFM56发动机整机风扇叶片包容性试验为例，其低压转子的飞脱转速是5235r/min。试验时将发动机运行至5235 r/min并保持25s，然后引爆炸药释放叶片。在开展飞脱试验时，让转子在飞脱转速下停留一段时间，使转子的运转参数稳定。对本文设计的电控飞脱夹具而言，叶片的释放是完全可控的。在夹具结构不失效的前提下，飞脱转速是自由选定的，这提高了试验的灵活性。调试设备无误后，即可开展试验。将转子开到试验的转速区间内，并在飞脱转速上停留25s。操作员按下遥控开关，电动机迅速响应并带动限位棒转动。当限位棒的通孔转到锁紧销下方时，锁紧销在力的作用下掉入通孔内，此时飞脱块将在离心力的作用下飞脱。最终锁紧销、限位棒和质量块均脱离，所以飞脱质量是三者的质量之和。飞脱夹具结构强度仿真飞脱质量是飞脱块、锁紧销和限位 棒 的 质 量 之 和，根 据 图2的 尺寸，其质心所在的半径是0.12m，质量和为0.33kg，假设飞脱转速是5000r/min，则飞脱时的突加不平衡载荷是10857N。接下来将以此载荷为依据，计算飞脱夹具中关键零部件的结构强度。将 夹 具 模 型 导 入ANSYS软 件中，设置各零件之间的接触类型。其中将锁紧销与V形槽、飞脱块与安装槽的接触类型设置为“摩擦”，在使用过程中，这些接触面之间是可以相对滑移的。飞脱块与锁紧销、飞脱块与限位棒、锁紧销与限位棒在工作过程中（飞脱前），接触面均处于贴合状态，可能会相对滑移但不会发生分离，所以为这三者选择的接触类型是“不分离”。将夹具底板的两个铰制孔设置为“固定约束”，最后划分网格，设置载荷大小即可求解。施加载荷的方式有两种：第一种是直接在飞脱块上施加一个等于突加不平衡载荷的力，第二种是给模型一个转速（即飞脱转速）。经验证，上述两种方式的计算结果基本一致，而第一种方式在设计阶段使用更便捷，故本文展示的结果为第一种载荷施加方式下的计算结果，仿真结果如图3所示。夹具的主体结构是对称的，在离心力的作用下，结构变形与应力均呈现出对称的特点。最大应力出图3 夹具整体结构应力云图51航空动力 I Aerospace Power 2023年 第1期技术 Technology现在夹具底板的V形槽中，因此在设计、加工零部件时应该做好倒圆角处理，以减少应力集中。最大应力为420MPa，材料可以选用牌号为65Mn的弹簧钢，其屈服强度是785MPa（需热处理），那么安全系数为1.87，满足强度使用要求。锁紧销的最大应力出现在楔面下方的棱边处（296MPa），这里与V形槽直接接触，受力最大。在加工时可以考虑对此棱边做倒斜角处理，以减少局部应力集中。为了保证锁紧销不屈服，制造时应选用强度较高的钢材（如65Mn）。限位棒主要受到来自锁紧销的压力，在此方向上应力较大，为180MPa。飞脱块在通孔孔边的应力较大（204MPa），其他地方的应力较小。加工通孔时做倒斜角处理，便可降低孔边的应力。考虑到整体应力不大，可使用普通的钢材（如Q235）制造限位棒和飞脱块。质量配平结构设计安装飞脱夹具后，会给转子带来质量偏心，因此需要设计与夹具对应的质量配平结构，如图4所示。配平结构主要包括螺纹杆、配平块、底座和标准紧固件（螺母、平垫、弹垫）。底座通过两个铰制孔安装在叶盘上，中间铣出一道安装槽，用于安装和约束配平块。底座左侧铣出一个方形的缺口，这样使配平结构的质心偏向外侧，有利于质量配平。将螺纹杆拧入底座中，并把一组螺母、弹垫、平垫套在螺纹杆上，将他们移到标定的位置。配平块和螺纹杆采用小间隙配合，以便于调整配平块的位置。把配平块放在标定的位置，再装入另外一组紧固件，然后同时拧紧两边的螺母，至此配平结构安装完成。在设计配平结构时，可将其质量设计成与飞脱夹具的质量相接近，这会使质量配平工作更简单。在安装飞脱夹具前，需测量其质心位置。由于是对称结构，所以只需测量质心所在的半径即可。根据飞脱夹具的质心位置，调节配平块的位置，使配平结构的质心所在半径与飞脱夹具的质心所在半径相等即可。使用配平结构的好处是：若更换飞脱质量，做不同突加不平衡载荷下的飞脱试验时，可直接通过调节配平块的位置实现质量配平，配平效率较高。为了校核配平结构的强度，将模型导入ANSYS软件中，设置配平块与底座的接触类型为“摩擦”，其他零件的接触面为“绑定”。两个铰制孔设置为“固定约束”，旋转中心是底座左侧棱边的中心。经计算得到配平结构的应力云图如图5所示。最大应力出现在螺纹杆的根部，为262MPa，可选用65Mn等屈服强度较高的材料制作螺纹杆。而底座、配平块和紧固件上的应力较小（小于60 MPa），选用普通钢材制造即可。从仿真结果可以看出，所设计的配平结构是合理的，安全系数较高，若在更高的转速下开展试验，结构的强度储备也是足够的。结束语针对航空发动机中突加不平衡试验的特点，设计了能够精准控制飞脱转速的电控飞脱夹具。试验测试及对仿真计算结果表明，该夹具结构精简、使用便捷、响应迅速、控制精度高，有助于提升飞脱试验的效率和品质。（宁培杰，桂林航天工业学院，助教，主要从事航空发动机转子动力学研究）图4 飞脱夹具及配平块的安装效果图5 配平结构的应力云图底座配平块螺纹杆