一种基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置和测量方法制造方法及图纸

一种基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置和测量方法，Hopkinson杆与空气炮炮口相邻一端的端部为楔形端。楔形端的前缘沿竖直方向。楔形端的楔面上分别迎弹面。楔形端的前缘同为各迎弹面的前缘，各迎弹面的后缘均为楔形端楔面边缘形成的C字形曲线。本发明专利技术解决了现有发动机风扇叶片鸟撞研究中由于鸟体动态变形与叶片变形耦合导致切鸟载荷历程无法精准测量的问题，为发动机风扇叶片切鸟问题研究及特别是鸟体本构模型和参数优化研究提供基础数据。本发明专利技术将不同航向速度、叶片转速、叶片前缘角度的发动机鸟撞条件等效简化为不同半尖劈角θ的准刚性靶板切鸟的基础问题，测量得到与靶板变形解耦的精确的切鸟过程的载荷历程，有利于得到普适性的响应规律。于得到普适性的响应规律。于得到普适性的响应规律。

【技术实现步骤摘要】
一种基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置和测量方法


[0001]本专利技术涉及鸟撞试验
，具体是涉及一种鸟撞试验
中的发动机风扇叶片切鸟载荷解耦测量的测量装置和测量方法。

技术介绍

[0002]飞机和发动机结构的抗鸟撞研究中，冲击试验是结构件抗冲击设计研究中最终和最有效的检验方法，但是为了提高效率和节约成本，现阶段多采用有限元仿真方法对结构进行初期设计和迭代优化。
[0003]现阶段的鸟撞有限元仿真研究中，一般采用耦合方法，即鸟体和结构的变形是耦合的，例如，将鸟体以光滑粒子流体动力学法(Smoothed Particle Hydrodynamics，SPH)进行数值离散，将待研究的目标结构以Lagrange法进行数值离散(见Bird
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strike simulation for certification of the Boeing 787composite moveable trailing edge，Composite Structures，2008年，86期，258
‑
268页)。因此，鸟体、飞机和发动机结构的材料本构模型及参数是有限元仿真研究的重要基础。对于鸟体本构模型及参数，其确定一般采用反演方法，需要根据鸟体数值模型的使用条件，设计等效和简化的结构响应测量试验，获得系统性的基础试验数据作为本构模型确定和本构参数反演的基准参照。
[0004]例如，风挡、机头、机翼等部件的鸟撞问题可类比为不同角度平板鸟撞的组合，相应的等效平板鸟撞参数测量方法包括：基于平面端或斜面端的Hopkinson杆测量鸟撞载荷(见Bird impact forces and pressures on rigid and compliant targets，AFFDL
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TR
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77
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60，University of Dayton，1978年)，基于弹塑性平板测量特定点位移、应变、载荷(见鸟体本构参数反演I，II，航空学报，2011年，32卷，5期，802
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811页和812
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821页)，基于刚性平板测量特定点压力、载荷(见On the determination of the shock and steady state parameters of gelatine from cylinder impact experiments，International Journal of Impact Engineering，2018年，116期，22
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33页)等。
[0005]为研究和验证适用于发动机风扇叶片鸟撞有限元仿真的鸟体本构模型和参数，需要建立具有实际工况特征的研究条件，即引入切鸟状态。现阶段，已公开的等效切鸟参数测量方法包括：基于模拟叶片弹道摆测量动量(见Impact damage on titanium leading edges from small soft body objects，AFML
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TR
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79
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4019，University of Dayton，1979年)，基于单自由度刚性楔形体滑车测量动量(见Characterization of real and substitute birds through experimental and numerical analysis of momentum，average impact forces and residual energy in bird strike on three rigid targets:A flat plate,a wedge and asplitter，International Journal of Impact Engineering，2017年，99期，1
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13页)，基于刚性模拟叶片转动圆锥台和光学法测量多向动量(见Development and validation of aset
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up to measure the transferred multi
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axial impact momentum of a bird strike on a booster vane，International Journal of Impact Engineering，2017年，99期，102
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110页)。在公开号为CN111579190A的
专利技术创造中公开了一种基于水平弹射
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撞击式叶片切鸟试验装置及试验方法，用于测量载荷。
[0006]但是，上述模拟叶片弹道摆法、单自由度刚性楔形体滑车法、模拟叶片圆锥台光测法测得的均为整体传递动量，即反映了靶板切鸟全过程后的整体特性，未能精确地分阶段体现出切鸟载荷历程；上述基于水平弹射
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撞击式叶片切鸟试验装置的方法能够在一定程度上反映切鸟载荷历程，但是其测得量具有明显的靶板形状、靶板材料性能相关性，且鸟体的大变形与靶板的大变形耦合，未能满足普适性的需要。因此，提供一种能够测量叶片切鸟状态下与叶片变形解耦的载荷历程的切鸟载荷测量装置和测量方法，对于研究与验证待定鸟体本构模型及参数在叶片切鸟状态下的适用性，具有较大的工程科学意义。

技术实现思路

[0007]为克服现有的切鸟试验技术不能精确测量与靶板变形解耦的切鸟载荷历程的不足，本专利技术提出了一种基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置和测量方法。
[0008]所述基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置包括Hopkinson杆、应变片组件、托架和吸能板；所述Hopkinson杆安放在该托架上，并使该Hopkinson杆的轴线与空气炮炮管的轴线重合；应变片组件中的第一应变片组和第二应变片组粘贴在该Hopkinson杆的圆周表面；所述吸能板固定在托架上，并与该Hopkinson杆平面端相邻，用于缓冲受冲击后的所述Hopkinson杆并对该Hopkinson杆的运动形成限位；所述应变片组件中的各对应变片分别与Wheatstone电桥桥盒联接；在切鸟载荷测量装置中设置有激光测速仪和高速摄像机；其特征在于：
[0009]所述Hopkinson杆与空气炮炮口相邻一端的端部为楔形端；该Hopkinson杆与吸能板相邻一端的端部为平面端。
[0010]在所述Hopkinson杆与空气炮炮口相邻一端的圆周表面对称地切削有两个平面，并使两个平面的一端相交于该Hopkinson杆的端面，形成了该Hopkinson杆的楔形端；该楔形端的前端为直线状，该直线为所述楔形端的前缘。在安放该Hopkinson杆时，使该前缘沿竖直方向。
[0011]所述两个平面为该楔形端的两个楔面；各楔面上分别有用于嵌装包边的凹槽；各所述包边的表面与各楔面共同组成了该Hopkinson杆的两个迎弹面；所述楔形端的前缘同为各迎弹本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置，包括Hopkinson杆、应变片组件、托架和吸能板；所述Hopkinson杆(9)安放在该托架(17)上，并使该Hopkinson杆的轴线与空气炮炮管(1)的轴线重合；应变片组件中的第一应变片组(10)和第二应变片组(11)粘贴在该Hopkinson杆的圆周表面；所述吸能板(16)固定在托架(17)上，并与该Hopkinson杆平面端相邻，用于缓冲受冲击后的所述Hopkinson杆并对该Hopkinson杆的运动形成限位；所述应变片组件中的各对应变片分别与Wheatstone电桥桥盒联接；在切鸟载荷测量装置中设置有激光测速仪和高速摄像机；其特征在于，所述Hopkinson杆与空气炮炮口(2)相邻一端的端部为楔形端；该Hopkinson杆的与吸能板(16)相邻一端的端部为平面端(20)；在所述Hopkinson杆与空气炮炮口相邻一端的圆周表面对称地切削有两个平面，并使两个平面的一端相交于该Hopkinson杆的端面，形成了该Hopkinson杆的楔形(8)；该楔形端的前端为直线状，该直线为所述楔形端的前缘；在安放该Hopkinson杆时，使该前缘沿竖直方向；所述两个平面为该楔形端的两个楔面；各楔面上分别有用于嵌装包边(7)的凹槽；各所述包边的表面与各楔面共同组成了该Hopkinson杆的两个迎弹面；所述楔形端的前缘同为各迎弹面的前缘，各迎弹面的后缘均为楔形端(8)楔面边缘形成的C字形曲线；各C字形曲线上均有顶点M，各顶点M位于所在C字形曲线距所述迎弹面前缘的最远端；所述Hopkinson杆轴线与各所述迎弹面之间的夹角均为半尖劈角θ，所述Hopkinson杆的直径D为试验大纲中质量最大鸟体直径的1.2～1.3倍；所述应变片组件包括第一应变片组(10)和第二应变片组(11)；该第一应变片组和第二应变片组依次沿轴线分布在所述楔形端(8)后缘顶点M与Hopkinson杆平面端(20)之间的外圆周表面上并位于应变片粘贴段内；所述第一应变片组和第二应变片组中均包括沿Hopkinson杆轴向分布的两对应变片，其中的一对应变片粘接在该Hopkinson杆圆周表面的3点方向和9点方向，另一对应变片粘接在该Hopkinson杆圆周表面的6点方向和12点方向；各所述应变片的应变片敏感栅均沿该Hopkinson杆的轴线方向；在Hopkinson杆的楔形端与空气炮炮口(2)之间设置激光测速仪(4)、第一法向高速摄像机(5)、第二法向高速摄像机(18)和斜向高速摄像机(6)。2.如权利要求1所述基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置，其特征在于，所述半尖劈角θ＝10
°
～60
°
；通过使用不同半尖劈角的楔形端(8)开展切鸟试验，模拟不同航向速度、叶片转速和叶片前缘角度时发动机鸟撞条件。3.如权利要求1所述基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置，其特征在于，所述凹槽自该迎弹面前缘向后缘延伸；所述凹槽的深度为3mm，该凹槽沿迎弹面的长度为该楔面长度的0.5～0.6倍。4.如权利要求1所述基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置，其特征在于，所述第一应变片组(10)靠近所述楔形端，第二应变片组(11)靠近所述平面端(20)；所述应变片粘贴段的起始点与该迎弹面后缘顶点M之间的距离为D；应变片粘贴段的终止点与所述迎弹面后缘顶点M之间的距离为3D，所述D为该Hopkinson杆的直径。5.如权利要求1所述基于Hopkinson杆的切鸟载荷测量装置，其特征在于，所述激光测速仪(4)的两束激光束与空气炮炮管(1)轴线的延长线垂直并相交；所述第一法向高速摄像
机的镜头水平放置，并使该镜头垂直于空气炮炮管轴线的延长线，用于在水平视场中拍摄切鸟过程；斜向高速摄像机的镜头水平放置，并使该镜头垂直于Hopkinson杆的楔形端的迎弹面，用于在斜向视场中拍摄切鸟过程；第二法向高速摄像机(18)位于该Hopkinson杆的楔形端的底部，使该第二法向高速摄像机的镜头竖直向上并垂直于空气炮炮管(1)轴线的延长线，用于在竖直向上视场中拍摄切鸟过程。6.一种使用权利要求1所述装置进行切鸟载荷测量的方法，其特征在于，具体过程是：步骤1，试验准备：所述试验准备包括根据试验大纲，确定Hopkinson杆的直径D和长度L，安放Hopkinson杆；Ⅰ确定Hopkinson杆的直径D：根据试验大纲中规定的当前试验中质量最大的鸟体和规定的最低初始冲击速度，确定Hopkinson杆的直径D；Ⅱ确定Hopkinson杆的长度L：
ⅰ
确定理论冲击行程l
ref
和理论冲击时间t
ref
；
ⅱ
确定Hopkinson杆的长度L；Ⅲ安放Hopkinson杆：安放Hopkinson杆，使Hopkinson杆与空气炮炮管(1)同轴，且该Hopkinson杆的楔形端位于该Hopkinson杆靠近空气炮炮口的一端，并使该楔形端的前缘与空气炮炮口之间的距离为l～3l；所述l为鸟体长度；步骤2，测量装置标定：所述测量装置标定包括测量激光束间距；确定高速摄相机视场中的像素坐标与世界坐标之间的关系；基于标定弹冲击试验，标定Hopkinson杆材料的等效弹性模量E；Ⅰ测量激光束间距；Ⅱ确定高速摄像机视场中的像素坐标与世界坐标之间的关系；Ⅲ标定Hopkinson杆材料的等效弹性模量E；步骤3，试验：所述试验包括发射鸟体、冲击Hopkinson杆的楔形端，采集得到电压信号；步骤4，测量数据处理：所述测量数据处理包括基于激光测速仪和高速摄像机的测量结果计算鸟体初始冲击速度；处理应变片测得的电压信号，得到切鸟过程的载荷历程和动量传递历程；Ⅰ基于激光测速仪的测量结果计算鸟体初始冲击速度；Ⅱ基于高速摄像机的测量结果计算鸟体初始冲击速度；Ⅲ处理应变片测得的电压信号；将由第一应变片组和第二应变片组测得的电压信号根据Wheatstone电桥的电桥转换公式处理后得到应变历程ε；该应变历程中，冲击波依次为压缩波和反射的拉伸波，仅提取该压缩波进行分析，该压缩波反映了切鸟过程的载荷历程；该应变历程ε和该Hopkinson杆等效弹性模量E、Hopkinson杆截面积A的乘积为切鸟过程的载荷历程F，计算公式为：F＝A
·
E
·
ε (3)载荷历程F的峰值为载荷峰值F
peak
；
所述载荷历程F对时间t的积分为切鸟过程的动量传递历程I，反映了切鸟过程中鸟体传递至Hopkinson杆的沿该Hopkinson杆轴向的动量I，计算公式为：动量传递历程I的峰值为切鸟过程中鸟体传递至Hopkinson杆的沿该Hopkinson杆轴向的传递动量I
T
；步骤5，测量数据有效性分析：所述测量数据有效性分析包括对比高速摄像机和激光测速仪测得的鸟体初始冲击速度，判定速度测量的有效性；对比第一应变片组和第二应变片组共四对应变片测得的载荷流程，判定载荷测量的有效性；Ⅰ判定速度测量的有效性：对比激光测速仪测得的鸟体初始冲击速度v1和第一法向高速摄像机测得的鸟体初始冲击速度v2，若v1与v2之差＜5％，判据计算为：若该判据满足，判定鸟体初始冲击速度测量有效，取v1与v2的平均值作为鸟体初始冲击速度v；Ⅱ判定载荷测量的有效性：测得所述第一应变片组3点和9点方向的载荷历程F
(3,9)
；测得第一应变片组6点和12点方向的载荷历程F
(6,12)
；得到该两对应变片所测得的载荷峰值F
peak,(3,9)
，F
peak,(6,12)
和传递动量I
T,(3,9)
，I
T,(6,12)
；所述下标(3,9)表示3点和9点方向，下标(6,12)表示6点和12点方向；比较两对应变片所测得的载荷峰值和传递动量，若该所测得的载荷峰值F
peak,(3,9)
和F
peak,(6,12)
之差＜5％，且传递动量I
T,(3,9)
和I
T,(6,12)
之差＜5％，判据计算为：若该判据满足，判定在第一应变片组(10)的位置，压缩波已形成平面波，切鸟载荷测量有效，取所述载荷历程F
(3,9)
和所述载荷历程F
(6,12)
的平均值作为第一应变片组的载荷历程F
SG1
，相应地，由步骤4所述方法得到第一应变片组(10)的载荷峰值F
peak,SG1
和第一应变片组(10)的传递动量I
T,SG1
，并得到第一应变片组(10)的冲击时间T，冲击时间T为第一应变片组的载荷历程F
SG1
中压缩波持续的时间；测得第二应变片组3点和9点方向的载荷历程F
(3,9)
’
和第二应变片组6点和12点方向的载荷历程F
(6,12)
’
，得到该两对应变片所测得的载荷峰值F
peak,(3,9)
’
，F
peak,(6,12)
’
...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈小鹏，李玉龙，张超，汤忠斌，尹标，刘军，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：