一种航空发动机转子部件机匣包容性试验结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机转子部件机匣包容性试验设计技术领域，具体涉及一种航空发动机转子部件机匣包容性试验结构。


背景技术：

2.航空发动机转子部件位于机匣内，主要包括转子轮盘及其在转子轮盘外缘沿周向排列设置的转子叶片，航空发动机工作时，转子部件高速转动，存在转子叶片断裂飞脱的情形，在该种情形下，需要机匣具有足够的包容性，限制断裂的转子叶片飞出到机匣外，对物体或人员造成损伤，为此设计有相应的机匣包容性试验。
3.进行航空发动机转子部件机匣包容性试验时，需要转子叶片在预定转速下在预定断裂位置发生断裂飞脱，撞向机匣，当前主要是采用以下两种方案使转子叶片断裂飞脱：
4.1)预置缺口方案，在转子叶片预定断裂位置的前缘和/或后缘预置缺口，使转子叶片预定断裂位置成为薄弱部位，可有效控制转子叶片的断裂是发生在预定断裂位置，但不能准确控制转子叶片发生断裂的时机，不能够保证转子叶片恰好是在预定转速下发生断裂飞脱；
5.2)叶片爆破方案，在转子叶片预定断裂位置打孔，预埋炸药及其引爆装置，在达到预定转速时，通过引爆装置引爆预埋的炸药，使转子叶片发生断裂飞脱，该种技术方案可有效控制转子叶片的断裂是发生在预定断裂位置，以及能够准确控制转子叶片发生断裂的时机，保证转子叶片是在预定转速下发生断裂飞脱，但需要进行复杂的引线，且不适用于整体叶盘及小尺寸叶片的包容性试验。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，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技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

8.本技术的目的是提供一种航空发动机转子部件机匣包容性试验结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
9.本技术的技术方案是：
10.一种航空发动机转子部件机匣包容性试验结构，包括：
11.机匣；
12.转子部件，在机匣内装配；
13.驱动轴，一端连接在转子部件的转子轮盘上；
14.托架；
15.加热元件，在托架上设置，正对转子部件转子叶片的预定断裂部位。
16.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构
中，托架上具有加热槽，加热槽的侧壁铺设隔热层；
17.加热元件在加热槽中设置。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，加热槽呈环形；
19.加热元件为加温铠缆。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，加热元件位于转子部件转子轮盘的一侧；
21.还包括：
22.多个静子叶片，在机匣内装配；
23.辅助加热元件，连接在各个静子叶片上，正对转子部件转子叶片的预定断裂部位，位于转子部件转子轮盘的另一侧。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，各个静子叶片上具有辅助加热槽，各个辅助加热槽的侧壁铺设辅助隔热层；
25.辅助加热元件在各个辅助加热槽中设置。
26.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，辅助加热元件为加温铠缆。
27.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，转子部件转子叶片的预定断裂部位预置缺口。
28.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，支撑板，与机匣的一端连接，其上具有穿孔；驱动轴贯穿穿孔设置；
29.转接轴，一端与驱动轴朝向转子部件转子轮盘的一端连接，其外壁具有环形转接边；环形转接边与转子部件的转子轮盘的一侧连接；
30.防护筒，套设在驱动轴外周，一端与支撑板连接，另一端套设在转接轴外周，与转接轴之间留有间隙；
31.防护柱，其顶端自转子部件的转子轮盘的另一侧伸入到转子部件转子轮盘的盘心内，与转子部件转子轮盘的盘心间留有间隙。
32.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，支撑板、防护筒间通过止口定位。
33.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，托架上具有连接孔，连接孔套接在防护柱上。
附图说明
34.图1是本技术实施例提供的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构的示意图；
35.图2是本技术实施例提供的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构的局部示意图；
36.其中：
37.1-机匣；2-转子部件；3-驱动轴；4-托架；5-加热元件；6-静子叶片；7-辅助加热元件；8-支撑板；9-转接轴；10-防护筒；11-防护柱。
38.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品
的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
39.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术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技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术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。
40.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“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技术的限制。本技术描述中所使用的“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。本技术描述中所使用的“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。本技术描述中所使用的“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。
41.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“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技术中的具体含义。
42.下面结合附图1至图2对本技术做进一步详细说明。
43.一种航空发动机转子部件机匣包容性试验结构，包括：
44.机匣1；
45.转子部件2，在机匣1内装配；
46.驱动轴3，一端连接在转子部件2的转子轮盘上；
47.托架4；
48.加热元件5，在托架4上设置，正对转子部件2转子叶片的预定断裂部位。
49.以上述实施例公开的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构，进行航空发动机转子部件机匣包容性试验，可以电机等驱动机构连接驱动轴3背向转子部件2转子轮盘的一端，带动转子部件2转动，在转动到预定转速时，启动加热元件5，以加热元件5对转子部件2转子叶片的预定断裂部位进行加热，使转子叶片的该部位成为薄弱部位，使转子叶片在该部位处发生断裂飞脱，以此，能够实现对转子叶片断裂时机的准确控制，保证转子叶片是在预定转速下发生断裂飞脱，且能够有效控制转子叶片的断裂是发生在预定断裂位置，此外，不需要进行复杂的引线，可在宽范围内适用于整体叶盘及小尺寸叶片的包容性试验。
50.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，托
架4上具有加热槽，加热槽的侧壁铺设隔热层；
51.加热元件5在加热槽中设置，隔热层可防止加热元件5热量的散失，保证加热元件5对转子部件2转子叶片预定断裂部位加热的准确性及其效率。
52.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，加热槽呈环形；
53.加热元件5为加温铠缆，可有两个，沿环形的加热槽并排铺设。
54.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，加热元件5位于转子部件2转子轮盘的一侧；
55.还包括：
56.多个静子叶片6，在机匣1内装配，即将各个静子叶片在机匣1内设置，沿周向排列，叶片外侧连接在机匣1内壁上；
57.辅助加热元件7，连接在各个静子叶片6上，正对转子部件2转子叶片的预定断裂部位，位于转子部件2转子轮盘的另一侧。
58.对于上述实施例公开的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计利用装配在机匣1内静子叶片6设置辅助加热元件7，进行航空发动机转子部件机匣包容性试验时，加热元件5、辅助加热元件7可相互配合，自转子部件2转子轮盘的两侧同时对转子叶片预定断裂部位进行加热，即是自转子叶片的前后缘同时对转子叶片预定断裂部位进行加热，以此，能够提高对转子部件2转子叶片预定断裂部位加热的效率，使转子叶片预定断裂部位能够在预定转速下，快速的熔断，发生断裂飞脱。
59.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，各个静子叶片6上具有辅助加热槽，各个辅助加热槽的侧壁铺设辅助隔热层；
60.辅助加热元件7在各个辅助加热槽中设置，辅助隔热层可防止辅助加热元件7热量的散失，保证辅助加热元件7对转子部件2转子叶片预定断裂部位加热的准确性及其效率，以及避免使机匣1受热，影响机匣1的性能。
61.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，辅助加热元件7为加温铠缆。
62.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，转子部件2转子叶片的预定断裂部位预置缺口，预置缺口仅在预定发生断裂飞脱的转子叶片上开设，位于预定断裂部位，该预置缺口的深度可保守设计，保证转子叶片的预定断裂部位在达到预定转速前不会发生断裂，在达到预定转速后，受加热元件5、辅助加热元件7的耦合作用，能够快速的发生断裂飞脱。
63.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，支撑板8，可由支撑结构进行固定，与机匣1的一端连接，具体可以是设置环形支撑边与机匣1的一端对接，通过止口进行定位，其上具有穿孔；驱动轴3贯穿穿孔设置；
64.转接轴9，一端与驱动轴3朝向转子部件2转子轮盘的一端连接，其外壁具有环形转接边；环形转接边与转子部件2的转子轮盘的一侧连接；
65.防护筒10，套设在驱动轴3外周，一端与支撑板8连接，另一端套设在转接轴9外周，与转接轴9之间留有间隙，该处间隙可为1mm，大致呈锥形；
66.防护柱11，其顶端自转子部件2的转子轮盘的另一侧伸入到转子部件2转子轮盘的
盘心内，与转子部件2转子轮盘的盘心间留有间隙，该处间隙可为5mm。
67.对于上述实施例公开的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计驱动轴3与转子部件2的转子轮盘间通过转接轴9连接，以及设计连接在支撑板8上的防护筒10与转接轴9间小间隙配合，在进行航空发动机转子部件机匣包容性试验时，防护筒10可有效约束转接轴9的径向位移，避免高速转动的转子部件2的转子叶片与机匣1发生碰摩。
68.对于上述实施例公开的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构，领域内技术人员还可以理解的是，其设计防护柱11的顶端伸入到转子部件2转子轮盘的盘心内，与转子轮盘的盘心间小间隙配合，在进行航空发动机转子部件机匣包容性试验时，转子叶片断裂飞脱后，可避免转子轮盘受偏心载荷的作用，发生剧烈的振动，造成结构的破坏，此外，可设计防护柱11外壁具有环形防护凸出，环形防护凸出的径向尺寸大于转子轮盘盘心的径向尺寸，以此，可在驱动轴3发生断裂的情形下，防止转子轮盘发生坠落。
69.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，支撑板8、防护筒10间通过止口定位。
70.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机转子部件机匣包容性试验结构中，托架4上具有连接孔，连接孔套接在防护柱11上。
71.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
72.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。