航空发动机吸冰试验方法及冰释放装置与流程

本发明涉及航空发动机整机试验装置，具体涉及一种航空发动机吸冰试验方法及冰释放装置。

背景技术：

1、《航空发动机适航规定》(ccar33部)33.77条“外物吸入—冰”要求：必须通过发动机试验证明发动机在吸入一定质量的冰时，不得引起持续的功率或推力损失，不得要求发动机停车。2015年1月5日faa发布了far33部第34修正案，其中对33.77条款进行了修订，主要是基于经验制定了吸冰试验中最小冰片尺寸表“基于发动机进气道尺寸的最小冰片尺寸”，不同发动机基于拟安装短舱进气道唇缘面积差值计算得到吸冰试验所使用的最小尺寸，包括冰的长度、宽度、厚度。吸入冰片可能会打伤发动机风扇叶片，严重的会造成发动机喘振、振动超限、空中熄火等不安全事件。而冰以不同角度投射会影响风扇撞击冰的特征，包括撞击角度、撞击叶片数等。因此，冰释放装置对开展发动机吸冰试验特别关键。

2、现有技术主要是根据确定的冰块尺寸制备相应冰块，通过滑轨式投冰或者旋转抛冰等装置将冰块以一定角度速度抛入或投入发动机进口，完成吸冰试验。滑轨式投冰装置需要伸入进气道内部以控制冰的初始速度和位置，但滑轨在发动机进口投影面积大，在进气道内工作带来较大的进气堵塞，易造成风扇动应力过大等问题，且冰释放的初始位置可调整范围小。旋转抛冰投射装置采用进气道前抛冰，该方式具有准确性低，旋转投冰过程中冰容易破碎，投射冰的角度和速度不可控等问题。

3、有鉴于此，本申请的发明人设计了一种航空发动机吸冰试验方法及冰释放装置。

技术实现思路

1、本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中滑轨式投冰装置需要伸入进气道内部以控制冰的初始速度和位置，但滑轨在发动机进口投影面积大，在进气道内工作带来较大的进气堵塞，易造成风扇动应力过大等问题，且冰释放的初始位置可调整范围小；旋转抛冰投射装置采用进气道前抛冰，准确性低，旋转投冰过程中冰容易破碎，投射冰的角度和速度不可控的缺陷，提供一种航空发动机吸冰试验方法及冰释放装置。

2、本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

3、本发明提供一种航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特点在于，所述冰释放装置包括支撑结构和冰释放机构；所述支撑结构包括垂直支撑架、横梁机构和竖直连杆机构；所述垂直支撑架包括底座和立柱，所述立柱的底部与所述底座连接；所述横梁机构的端部与所述立柱的顶部连接；所述竖直连杆机构活动连接至所述横梁机构；所述冰释放机构活动连接至所述竖直连杆机构的底端，所述冰释放机构用于固定冰，并在航空发动机吸冰试验中释放冰。

4、根据本发明的一个或多个实施方式，所述垂直支撑架包括至少两个，所述横梁机构的两端分别连接至两个所述垂直支撑架的所述立柱的顶部。

5、根据本发明的一个或多个实施方式，所述竖直连杆机构通过安装座活动连接至所述横梁机构；所述安装座活动连接至所述横梁机构，所述安装座在所述横梁机构上水平移动；所述竖直连杆机构活动连接至所述安装座，所述竖直连杆机构在所述安装座上垂直移动。

6、根据本发明的一个或多个实施方式，所述横梁机构上设置有水平标尺，所述竖直连杆机构上设置有垂直标尺。

7、根据本发明的一个或多个实施方式，所述冰释放机构通过连接器活动连接至所述竖直连杆机构的底端，所述冰释放机构绕所述连接器的连接点旋转。

8、根据本发明的一个或多个实施方式，所述连接器上设置有角度刻度盘。

9、根据本发明的一个或多个实施方式，所述冰释放机构为吸附式冰释放机构，包括盛冰容器、引气管和负压发生装置；所述盛冰容器的形状为长方体，所述盛冰容器的下部开口，所述盛冰容器的上壁板设置有气压孔，所述气压孔连接至所述引气管的一端，所述引气管的另一端连接至所述负压发生装置，通过抽气使所述气压孔处形成负压，将冰块吸附在所述盛冰容器的上壁板。

10、根据本发明的一个或多个实施方式，所述冰释放机构为机械式冰释放机构，包括盛冰容器；所述盛冰容器的形状为长方体，所述盛冰容器的背向被试航空发动机的一侧开口，所述盛冰容器面向被试航空发动机的一侧设有网格式挡板，所述网格式挡板通过锁扣组件与盛冰容器的上壁板、下壁板、左壁板和/或右壁板转动连接并锁定，当需要释放冰时，所述锁扣组件解除锁定。

11、根据本发明的一个或多个实施方式，所述冰释放机构为加热式冰释放机构，包括盛冰容器和加热装置；所述盛冰容器的下部开口，所述盛冰容器的上壁板设置所述加热装置，冰与所述盛冰容器通过低温粘接，通过所述加热装置加热改变冰与所述盛冰容器的内壁面的粘附力，使得冰脱落。

12、根据本发明的一个或多个实施方式，所述盛冰容器的至少一个壁板为中空双层结构，形成空腔，所述空腔用于容纳低温介质或隔热保温材料。

13、根据本发明的一个或多个实施方式，所述冰释放机构包括释放控制器，用于控制冰释放。

14、本发明还提供一种航空发动机吸冰试验方法，其特征在于，所述吸冰试验方法使用如上所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，所述吸冰试验方法包括如下步骤：s1、设计分析确定冰尺寸，准备试验用冰；s2、针对撞击位置角度需求，进行试验前分析和调试，确定冰释放机构在进气道前空间位置和周向偏转角度，并记录相关刻度；s3、放置冰和冰释放装置，完成试验前准备；s4、将航空发动机运转至试验工况并稳定；s5、控制使得冰释放机构按要求释放冰，冰受进气道流场作用，以设定速度和角度撞向风扇叶片。

15、本发明的积极进步效果在于：

16、本发明航空发动机吸冰试验冰释放装置具备如下优势：

17、具有高精度模拟、参数可调性强、试验效率高、数据可靠性好和安全性优等优势，能够精确控制冰的尺寸、释放位置和角度，实现对发动机冰撞场景进行模拟和验证，通过标准化流程和参数记录实现快速可重复试验；冰释放装置结构稳固，易于实施，装置对进气道堵塞面积小，对发动机本体影响小，对冰的释放位置、角度可准确控制，采用多种冰释放方案，适用于不同尺寸的冰大小，可用于不同尺寸型号发动机吸冰试验，通用性强。本发明为发动机抗冰设计验证提供了高效可靠的工程化测试手段。

1.一种航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述冰释放装置包括支撑结构和冰释放机构；

2.如权利要求1所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述垂直支撑架包括至少两个，所述横梁机构的两端分别连接至两个所述垂直支撑架的所述立柱的顶部。

3.如权利要求1所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述竖直连杆机构通过安装座活动连接至所述横梁机构；

4.如权利要求3所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述横梁机构上设置有水平标尺，所述竖直连杆机构上设置有垂直标尺。

5.如权利要求1所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述冰释放机构通过连接器活动连接至所述竖直连杆机构的底端，所述冰释放机构绕所述连接器的连接点旋转。

6.如权利要求5所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述连接器上设置有角度刻度盘。

7.如权利要求1所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述冰释放机构为吸附式冰释放机构，包括盛冰容器、引气管和负压发生装置；所述盛冰容器的形状为长方体，所述盛冰容器的下部开口，所述盛冰容器的上壁板设置有气压孔，所述气压孔连接至所述引气管的一端，所述引气管的另一端连接至所述负压发生装置，通过抽气使所述气压孔处形成负压，将冰块吸附在所述盛冰容器的上壁板。

8.如权利要求1所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述冰释放机构为机械式冰释放机构，包括盛冰容器；所述盛冰容器的形状为长方体，所述盛冰容器的背向被试航空发动机的一侧开口，所述盛冰容器面向被试航空发动机的一侧设有网格式挡板，所述网格式挡板通过锁扣组件与盛冰容器的上壁板、下壁板、左壁板和/或右壁板转动连接并锁定，当需要释放冰时，所述锁扣组件解除锁定。

9.如权利要求1所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述冰释放机构为加热式冰释放机构，包括盛冰容器和加热装置；所述盛冰容器的下部开口，所述盛冰容器的上壁板设置所述加热装置，冰与所述盛冰容器通过低温粘接，通过所述加热装置加热改变冰与所述盛冰容器的内壁面的粘附力，使得冰脱落。

10.如权利要求9所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述盛冰容器的至少一个壁板为中空双层结构，形成空腔，所述空腔用于容纳低温介质或隔热保温材料。

11.如权利要求1所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，其特征在于，所述冰释放机构包括释放控制器，用于控制冰释放。

12.一种航空发动机吸冰试验方法，其特征在于，所述吸冰试验方法使用如权利要求1-11任一项所述的航空发动机吸冰试验冰释放装置，所述吸冰试验方法包括如下步骤：