一种航空发动机整机包容试验设计方法技术

本申请属于航空发动机整机包容试验技术领域，具体涉及一种航空发动机整机包容试验设计方法，包括：参照执行标准，确定叶片断裂位置，具体为，风扇叶片伸根处；参照执行标准，确定叶片断裂转速，具体为，航空发动机红线转速；选取叶片断裂控制方式，具体为，叶片爆破法；参照执行标准，确定试验通过考核标准，具体包括叶片飞脱时，碎片被机匣包容；航空发动机上安装节连接试验台架不发生脱落；试验过程中未发生不可控火情；试验过程中具备航空发动机停车能力；设计叶片断裂控制方案；对航空发动机进行改装；对试验台架进行改装；设计安全防护方案。案。案。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机整机包容试验设计方法


[0001]本申请属于航空发动机整机包容试验
，具体涉及一种航空发动机整机包容试验设计方法。

技术介绍

[0002]航空发动机中叶片断裂飞脱，会产生高能碎片撞击机匣，同时导致转子不平衡量的突然增大，由此引起发动机异常振动，使机匣产生巨大变形，对航空发动机外部安装节、安装边、轴承、轴承座以及燃滑油管路的安全性带来巨大考验，严重危害飞机的飞行安全，甚至危及乘客的生命安全。
[0003]为避免航空发动机中叶片断裂飞脱导致的危险，设计有整机包容性试验进行安全验证，试验结果要求叶片飞脱时，碎片被机匣包容，以及要求航空发动机由此产生的损伤，不能危及到飞机的飞行安全。
[0004]当前，在设计进行航空发动机整机包容试验时，缺少高效、可靠、科学的方法，致使进行航空发动机整机包容试验时，易发生安全事故，且耗时、费力，并难以得到普适的试验结果。
[0005]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0006]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0007]本申请的目的是提供一种航空发动机整机包容试验设计方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0008]本申请的技术方案是：
[0009]一种航空发动机整机包容试验设计方法，包括：
[0010]参照执行标准，确定叶片断裂位置，具体为，风扇叶片伸根处；
[0011]参照执行标准，确定叶片断裂转速，具体为，航空发动机红线转速；
[0012]选取叶片断裂控制方式，具体为，叶片爆破法；
[0013]参照执行标准，确定试验通过考核标准，具体包括叶片飞脱时，碎片被机匣包容；航空发动机上安装节连接试验台架不发生脱落；试验过程中未发生不可控火情；试验过程中具备航空发动机停车能力；
[0014]设计叶片断裂控制方案；
[0015]对航空发动机进行改装；
[0016]对试验台架进行改装；
[0017]设计安全防护方案。
[0018]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机包容试验设计方法中，参
照的执行标准包括GJB3366
‑
1998、CCAR33
‑
R2。
[0019]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机包容试验设计方法中，设计叶片断裂控制方案时，应用爆破切割技术进行叶片飞断，保证使用安全，起爆可靠，以及保证叶片仅在离心载荷作用下不提前飞断，不产生影响试验结果的附加影响。
[0020]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机包容试验设计方法中，对航空发动机进行改装时，针对叶片断裂控制方案进行结构的适应性改装，并评估结构更改对试验结果有效的影响，给出相应的说明。
[0021]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机包容试验设计方法中，对试验台架进行改装时，开展风险分析及安全评估，根据风险分析及安全评估结果，对试验台阶进行适应性改装，包括：
[0022]航空发动机安装节防脱落设计；
[0023]试验台架安装结构及链接件强度补强设计，包括门式框架防护、定架防护、动架防护、预装架及台架推力测量设备防护；
[0024]航空发动机进气道脱落防护，避免2次撞击损伤影响试验结果；
[0025]航空发动机反推力装置安装结构防护设计。
[0026]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机整机包容试验设计方法中，设计安全防护方案时，列举试验过程可能发生的危害，包括：
[0027]叶片飞脱时，碎片未被机匣全部包容，穿透机匣飞出；
[0028]航空发动机上安装节连接试验台架发生脱落；
[0029]试验过程中发生不可控火情；
[0030]航空发动机振动过大，导致试验台架失稳晃动、弹簧钢板断裂及试验台架安装结构脱落；
[0031]发动机振动过大，导致进气道晃动或脱落；
[0032]将试验过程可能发生的危害划分为不可接受事件、非不可接受事件，其中：
[0033]不可接受事件一旦发生导致试验不通过，直接影响试验结果评定，必须进行防护设计，提高试验一次通过成功率；不可接受事件包括叶片飞脱时，碎片未被机匣全部包容，穿透机匣飞出；航空发动机上安装节连接试验台架发生脱落；试验过程中发生不可控火情；
[0034]非不可接受事件发生后不影响试验结果评定，按需求基于实际条件进行防护设计；非不可接受事件包括航空发动机振动过大，导致试验台架失稳晃动、弹簧钢板断裂及试验台架安装结构脱落；发动机振动过大，导致进气道晃动或脱落。
附图说明
[0035]图1是本申请实施例提供的航空发动机整机包容试验设计方法的示意图。
具体实施方式
[0036]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申
请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0037]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0038]此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
[0039]下面结合附图1对本申请提供的航空发动机整机包本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机整机包容试验设计方法，其特征在于，包括：参照执行标准，确定叶片断裂位置，具体为，风扇叶片伸根处；参照执行标准，确定叶片断裂转速，具体为，航空发动机红线转速；选取叶片断裂控制方式，具体为，叶片爆破法；参照执行标准，确定试验通过考核标准，具体包括叶片飞脱时，碎片被机匣包容；航空发动机上安装节连接试验台架不发生脱落；试验过程中未发生不可控火情；试验过程中具备航空发动机停车能力；设计叶片断裂控制方案；对航空发动机进行改装；对试验台架进行改装；设计安全防护方案。2.根据权利要求1所述的航空发动机整机包容试验设计方法，其特征在于，参照的执行标准包括GJB3366
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1998、CCAR33
‑
R2。3.根据权利要求1所述的航空发动机整机包容试验设计方法，其特征在于，设计叶片断裂控制方案时，应用爆破切割技术进行叶片飞断，保证使用安全，起爆可靠，以及保证叶片仅在离心载荷作用下不提前飞断，不产生影响试验结果的附加影响。4.根据权利要求1所述的航空发动机整机包容试验设计方法，其特征在于，对航空发动机进行改装时，针对叶片断裂控制方案进行结构的适应性改装，并评估结构更改对试验结果有效的影响，给出相应的说明。5.根据权利要求1所述的航空发动机整机包容试验设计方法，其特征在于，对试验台架进行改装时，开展风...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜新瑞，李诗军，王瑞舟，孙家超，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：