1.本发明涉及航空涡轮发动机压气机技术领域，具体是一种航空涡轮发动机高压压气机在极端碰摩条件下的叶片着火试验模拟系统与方法。
背景技术：2.以钛合金为代表的新材料、新工艺在航空领域得到了广泛的应用，对航空发动机性能提升起到了积极的推动作用。但由于航空发动机尤其是高压压气机的工作复杂性，在极端工况条件下会产生高速旋转部件与静置部件的“碰摩“故障，从而诱发“钛火”事故，危害飞行安全和装备安全。
3.压气机是航空发动机核心机的重要组成部分，压气机对吸入进气道的空气进行压缩，提高气流压力。为航空发动机工作提供需要的压缩空气，同时也为座舱增压、涡轮散热及其它功能需求提供工艺气源。
4.压气机的转子叶片与机匣或静子叶片在极端工况下发生的碰摩故障具有突发性、扩散性，在当地气流参数、工况状态、碰摩强度满足一定条件时极易诱发“钛火”事故。对“碰摩“故障的历史案例统计分析可以得到其多样性特征，包括：大多发生在高压压气机部位的气流与工况特征；叶片整体的热点启燃、叶片损伤碎屑启燃、碰摩方式与强度差异、疲劳损伤引发的事故、微裂纹扩展引发的多故障模态与故障强度特征等。
5.实际运行工况下，航空发动机高压压气机转子叶片受到机械载荷和气动载荷作用，叶片材料在大应力状态下工作。与标准条件(常压、常温、除碰摩外无其它应力载荷)下的试验相比，叶片材料的损伤机理不同；同时材料表面更易与来流中的氧分子作用，反应倾向加剧；运行工况下来流的氧浓度与标准条件下相同，在流道中由于波系和涡系的作用存在局部高压区或低压区，使得转子叶片表面对应的氧分子摩尔数存在一个区间值；此外运行工况下的碰摩为刮蹭碰撞摩擦方式，明显区别于纯摩擦状态。钛合金叶片受到刮蹭摩擦时，摩擦产生的微屑由于离心力的作用散布在叶尖旋转区域，增大了碰摩强度；钛合金叶片的主应力为离心载荷产生的拉伸应力，随着温度的升高，弹性模量降低，应变拉伸加大，进一步加剧了碰摩强度；同时由于重力远小于离心力，温度引起的软化变形在离心载荷的作用下加剧，增强了传热效果，故障扩散有加剧趋势。而现有的“碰摩”试验中并没有将试验研究验证与服役环境紧密结合起来。现有的“碰摩”试验中，钛合金试件受到的是旋转挤压摩擦，摩擦产生的微屑基本包覆在摩擦区域；试件受到压缩变形，随着温度的升高，弹性模量降低，应变回缩加大，碰摩强度降低；由于重力的作用温度引起的软化变形趋向于重力方向，降低了传热效果，故障扩散有降低趋势；更重要的是现有“碰摩”试验的碰摩摩擦功率密度显著小于实际工况。这些问题导致现有“碰摩”试验的复现性低，不能满足科研和工程需要。
技术实现要素：6.针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种高压压气机极端碰摩条件着火机理
试验模拟系统与方法，通过将试验条件与服役工况的紧密结合，完成对极端碰摩条件下的着火机理试验研究与试验验证。
7.为实现上述目的，本发明提供一种高压压气机极端碰摩条件着火机理试验模拟系统，包括驱动组件、碰摩件、叶片模拟件与气动腔室；
8.所述碰摩件上设有碰摩环，用于模拟航空涡轮发动机压气机的机匣或静子；所述碰摩件与所述驱动组件传动相连，以驱动所述碰摩环绕自身的轴高速转动；
9.所述气动腔室包括内部具有气动腔的壳体，所述壳体的一端设有进气口，另一端具有出气口，进气口和出气口的流道面积均可独立调节；所述腔体的一面为曲率与所述碰摩环相同的弧形面，且所述弧形面上设有曲率相同的弧形槽，所述进气口、所述出气口分别位于所述弧形槽的两侧，所述碰摩环的内环嵌入所述弧形槽；
10.所述叶片模拟件上设有试验部，用于模拟航空发动机压气机叶片的碰摩端；所述叶片模拟件固定设在所述壳体内，且所述试验部伸入所述弧形槽。
11.在其中一个实施例，所述叶片模拟件上的试验部数量为一个或多个，各所述试验部沿所述弧形槽的长度方向间隔设在所述叶片模拟件上；
12.所述试验部为片状结构，各所述试验部所在平面与所述弧形槽的宽度方向平行或呈锐角分布。
13.在其中一个实施例，相邻的两个所述试验部之间，以及位于两端的所述试验部与所述壳体的内壁之间均围成气体流道；
14.所述叶片模拟件还包括设在各所述气体流道上的挡块，以用于调节各所述气体流道的气体流通面积。
15.在其中一个实施例，试验系统还包括基架组件；
16.所述驱动组件、所述气动腔室均设在所述基架组件上，所述驱动组件包括驱动电机与增速器，所述驱动电机通过所述增速器与所述碰摩件传动相连。
17.在其中一个实施例，所述气动腔室在所述基架组件上具有直线位移的行程，所述试验部在所述气动模拟机构位移的过程中靠近或远离所述碰摩环。
18.在其中一个实施例，所述碰摩件上设置有电加热器，以保证试验初始时刻所述碰摩环的温度达到设定温度。
19.为实现上述目的，本发明还提供一种高压压气机极端碰摩条件着火机理的模拟方法，其特征在于，采用上述高压压气机极端碰摩条件着火机理的模拟系统进行碰摩试验。
20.本发明提供的一种高压压气机极端碰摩条件着火机理的模拟系统与方法，采用相对式原理，通过试验部模拟压气机的转子叶片，同时通过碰摩结构模拟压气机的定子与机匣，按照运行工况匹配、来流环境匹配、故障特征匹配的原则进行高压压气机极端碰摩条件着火机理的试验研究，通过将试验条件与服役环境紧密结合起来，完成对高压压气机极端碰摩条件着火机理的试验研究与试验验证。
附图说明
21.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以
根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
22.图1为本发明实施例1中中试验系统的轴测图；
23.图2为本发明实施例1中试验部与碰摩环的配合示意图；
24.图3为本发明实施例1中气动腔室的轴测图；
25.图4为本发明实施例1与实施例2中叶片模拟件的第一种实施方式示意图；
26.图5为本发明实施例1与实施例2中叶片模拟件的第二种实施方式示意图；
27.图6为本发明实施例1与实施例2中叶片模拟件的第三种实施方式示意图；
28.图7为本发明实施例1与实施例2中叶片模拟件的第四种实施方式示意图；
29.图8为本发明实施例2中试验系统的爆炸图；
30.图9为本发明实施例2中试验部与碰摩环的配合示意图；
31.图10为本发明实施例3中气动腔室的轴测图。
32.附图标号：碰摩件1、碰摩环101、叶片模拟件2、试验部201、气体流道202、挡块203、气动腔室3、壳体301、进气口302、出气口303、弧形面304、弧形槽305、驱动电机4与增速器5、直线模组6基架组件7、立柱701、试验舱体8、连接杆801、安装座802。
33.本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
34.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
35.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
36.另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
37.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
38.另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
39.实施例1
40.如图1-3所示为本实施例一种高压压气机极端碰摩条件着火机理的模拟系统，为卧式结构，该种实施方式下系统主要包括基架组件7、驱动组件、碰摩件1、叶片模拟件2与气
动腔室3。
41.碰摩件1上设有碰摩环101，用于模拟航空发动机压气机的机匣或静子；叶片模拟件2上设有试验部201，用于模拟航空发动机压气机叶片的碰摩端，其中，碰摩件1选用与机匣或静子叶片相同的材料与加工工艺，叶片模拟件2选用与实际压气机转子叶片相同的材料与工艺。
42.驱动组件设在基架组件7上，具体地，驱动组件包括驱动电机4与增速器5，碰摩件1为圆形凹槽状结构，驱动电机4的输出端与增速器5的输入端相连，增速器5的输出端则固定连接在碰摩件1的底部轴心位置，碰摩环101固定设置在碰摩件1的槽口端，进而可以通过驱动电机4驱动碰摩环101绕自身的轴高速转动。
43.气动腔室3包括内部具有气动腔的壳体301，壳体301的一端设有进气口302，另一端具有出气口303，且进气口302和出气口303的流道面积均可独立调节。具体地，腔体为六面体结构，腔体的其中一面为曲率与碰摩环101相同的弧形面304，且弧形面304上设有曲率与碰摩环101相同的弧形槽305，进气口302、出气口303则分别位于弧形槽305的两侧的面上。基架组件7上设置有立柱701，气动腔室3的底部与立柱701相连，弧形面304朝上，且碰摩环101的内环嵌入弧形面304上的弧形槽305，且碰摩环101与弧形槽305的槽壁之间具有1mm左右的间隙。叶片模拟件2通过多参量传感器固定设在壳体301内的底部，且试验部201的一端固定连接在叶片模拟件2上，另一端伸入弧形槽305，多参量传感器用于测量碰摩试验中的碰摩载荷。其中，气动腔室3通过一直线模组6连接在立柱701上，进而使得气动腔室3在立柱701上具有直线位移的行程，试验部201在气动模拟机构位移的过程中靠近或远离碰摩环101。使得试验部201能够与旋转的碰摩环101间完成碰摩试验，在碰摩试验的过程中，可以通过进气口302向气动腔室3内通入具有一定温度、压力、流速气体，通过调节进气口302的流道面积实现进气流量的变化，气体经过试验部201后从出气口303与弧形槽305流出，通过调节出气口303的流道面积，改变弧形槽305的气流参数，进而完成对叶片模拟件2的气动载荷加载。
44.本实施例中，直线模组6采用步进控制方式时，进给位移等于丝杠导程与步进角的乘积。选择光电码盘测量步进角，步进电机的步进角1.8
°
，丝杠导程5mm时对应的进给位移为25μm，则进给步长取5μm时，需要匹配5倍以上减速器即可满足要求。当进给驱动总成采用液压脉动挤压方式时，进给位移由加注量及液压工质的物性参数确定。进给步长取5μm，则有单步长油缸液压油体积增量为2.45mm3。选用高压电磁阀，通径1mm，工作频率100hz，单次开关动作时间5ms，则有液压油流速0.63m/s，液压油箱与油缸的差压大于0.3kpa即可满足步长要求。
45.在具体实施过程中，叶片模拟件2上的试验部201数量为多个，本实施例中叶片模拟件2上的试验部201数量为三个。各试验部201沿弧形槽305的长度方向间隔设在叶片模拟件2上。其中，试验部201为片状结构，各试验部201所在平面与弧形槽305的宽度方向平行或呈锐角分布。其中，图4所示的即为试验部201所在平面与弧形槽305的宽度方向平行的状态，图5所示的即为试验部201所在平面与弧形槽305的宽度方向呈锐角分布的状态，进而可以进行叶片在不同气动载荷状态下的碰摩试验。
46.作为优选地实施方式，相邻的两个试验部201之间，以及位于两端的试验部201与壳体301的内壁之间均围成气体流道202，叶片模拟件2还包括设在各气体流道202上的挡块
203，以用于调节各气体流道202的气体流通面积，进而能够模拟不同的气动载荷，即图6-7所示。
47.作为优选地实施方式，碰摩件1上设置有电加热器，以保证试验初始时刻碰摩环101的温度达到设定温度(最大650℃)。其中，电加热器可以为固定设置在碰摩件1上的电阻丝，电阻丝加热可以采用插拔式上电，即在系统启动之前通过插座、插头给电阻丝上电，当碰摩环101的温度达到设定温度后断开插座、插头，再启动系统使碰摩件1高速旋转。也可以在电阻丝随碰摩件1转动的过程中采用滑环的形式给电阻丝持续上电，且整个试验过程中保持恒定热流功率，进而模拟航空发动机运行工况下的机匣热载荷状态。
48.试验部上设置有温度测量装置，在具体实施过程中，试验部包括下半合面和上半合面两部分，下半合面和上半合面固定相贴组成一个试验部。温度测量装置则包括坚持在下半合面和上半合面之间的热电偶测量端以及测量引线，其中，下半合面和上半合面之间的配合面上对应热电偶测量端以及测量引线的部分具有绝缘涂层。
49.实施例2
50.如图8-10所示为本实施例一种高压压气机极端碰摩条件着火机理的模拟系统，为立式结构，该种实施方式下系统主要包括中空的试验舱体8、驱动组件、碰摩件1、叶片模拟件2与气动腔室3。
51.碰摩件1上设有碰摩环101，用于模拟航空发动机压气机的机匣或静子；叶片模拟件2上设有试验部201，用于模拟航空发动机压气机叶片的碰摩端，其中，碰摩件1选用与机匣或静子叶片相同的材料与加工工艺，叶片模拟件2选用与实际压气机转子叶片相同的材料与工艺。
52.驱动组件设在试验舱体8内，具体地，驱动组件包括驱动电机4与增速器5，其中，增速器5选用齿轮增速器，碰摩件1为圆形凹槽状结构，驱动电机4设在试验舱体8内的底部，驱动电机4的输出端朝上布置且与增速器5的输入端相连，增速器5的输出端朝上布置且固定连接在碰摩件1的底部轴心位置，碰摩环101固定设置在碰摩件1的槽口端且朝上，进而可以通过驱动电机4驱动碰摩环101绕自身的轴高速转动。
53.气动腔室3包括内部具有气动腔的壳体301，壳体301的一端设有进气口302，另一端具有出气口303，进气口302与出气口303上均具有气嘴。具体地，腔体为六面体结构，腔体的其中一面为曲率与碰摩环101相同的弧形面304，且弧形面304上设有曲率与碰摩环101相同的弧形槽305，进气口302、出气口303则分别位于弧形槽305的两侧的面上。试验舱体8顶部具有一连接杆801，连接杆801的一端与试验舱体8的顶端固定相连，另一端延伸至碰摩环101的圆形位置，且连接杆801的延伸端上设置有一安装座802，气动腔室3的一端通过直线连接在安装座802上，气动腔室3的另一端即为弧形面304，且碰摩环101的内环嵌入弧形面304上的弧形槽305，且碰摩环101与弧形槽305的槽壁之间具有1mm左右的间隙。叶片模拟件2通过多参量传感器固定设在壳体301内的底部，且试验部201的一端固定连接在叶片模拟件2上，另一端伸入弧形槽305，多参量传感器用于测量碰摩试验中的碰摩载荷。其中，在直线模组6的驱动下，气动腔室3在安装座802上具有直线位移的行程，试验部201在气动模拟机构位移的过程中靠近或远离碰摩环101。使得试验部201能够与旋转的碰摩环101间完成碰摩试验，在碰摩试验的过程中，可以通过进气口302向气动腔室3内通入气体，气体经过试验部201后从出气口303与弧形槽305流出，通过调节进气口302的流道面积可以改变进气流
量，通过调节出气口303的流道面积实现弧形槽305流出气流参数的变化，进而完成对叶片模拟件2的气动载荷加载。其中，优选地，气动腔室3与直线模组6的数量可以是多个，本实施例中图示的即为2个，进而可以同时进行多组试验。
54.本实施例中，直线模组6采用步进控制方式时，进给位移等于丝杠导程与步进角的乘积。选择光电码盘测量步进角，步进电机的步进角1.8
°
，丝杠导程5mm时对应的进给位移为25μm，则进给步长取5μm时，需要匹配5倍以上减速器即可满足要求。当进给驱动总成采用液压脉动挤压方式时，进给位移由加注量及液压工质的物性参数确定。进给步长取5μm，则有单步长油缸液压油体积增量为2.45mm3。选用高压电磁阀，通径1mm，工作频率100hz，单次开关动作时间5ms，则有液压油流速0.63m/s，液压油箱与油缸的差压大于0.3kpa即可满足步长要求。
55.在具体实施过程中，叶片模拟件2上的试验部201数量为多个，本实施例中叶片模拟件2上的试验部201数量为三个。各试验部201沿弧形槽305的长度方向间隔设在叶片模拟件2上。其中，试验部201为片状结构，各试验部201所在平面与弧形槽305的宽度方向平行或呈锐角分布。其中，图4所示的即为试验部201所在平面与弧形槽305的宽度方向平行的状态，图5所示的即为试验部201所在平面与弧形槽305的宽度方向呈锐角分布的状态，进而可以进行叶片在不同气动载荷状态下的碰摩试验。
56.作为优选地实施方式，相邻的两个试验部201之间，以及位于两端的试验部201与壳体301的内壁之间均围成气体流道202，叶片模拟件2还包括设在各气体流道202上的挡块203，以用于调节各气体流道202的气体流通面积，进而能够模拟不同的气动载荷，即图6-7所示。
57.作为优选地实施方式，碰摩件1上设置有电加热器，以保证试验初始时刻碰摩环101的温度达到设定温度(最大650℃)。其中，电加热器可以为固定设置在碰摩件1上的电阻丝，电阻丝加热可以采用插拔式上电，即在系统启动之前通过插座、插头给电阻丝上电，当碰摩环101的温度达到设定温度后断开插座、插头，再启动系统使碰摩件1高速旋转。也可以在电阻丝随碰摩件1转动的过程中采用滑环的形式给电阻丝持续上电，且整个试验过程中保持恒定热流功率，进而模拟航空发动机运行工况下的机匣热载荷状态。
58.试验部上设置有温度测量装置，在具体实施过程中，试验部包括下半合面和上半合面两部分，下半合面和上半合面固定相贴组成一个试验部。温度测量装置则包括坚持在下半合面和上半合面之间的热电偶测量端以及测量引线，其中，下半合面和上半合面之间的配合面上对应热电偶测量端以及测量引线的部分具有绝缘涂层。
59.实施例3
60.基于实施例1与实施例2中高压压气机极端碰摩条件着火机理的模拟系统，本实施例中公开了一种高压压气机极端碰摩条件着火机理的模拟方法，具体过程为：
61.试验系统装配调试完成后，启动驱动电机使碰撞件转动。稳定后，启动直线模组，试验部按照给定步长逐步靠近碰摩环，达到接触位置后建立碰撞初始态，使得碰摩功率密度等效实际碰摩功率密度。按照试验逻辑时序以给定的变化速率(稳态试验下不宜过大)控制驱动电机转速、直线模组进给步长的参数调节，测控系统记录进给位移、碰撞载荷、试件温度等参量。试验后数据处理得到碰摩强度基础数据，通过温升率筛选得到有效试验参数和试验条件，通过碰摩强度建立不同条件下的等效碰撞关系。
62.以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。
技术特征：1.一种高压压气机极端碰摩条件着火机理试验模拟系统，其特征在于，包括驱动组件、碰摩件、叶片模拟件与气动腔室；所述碰摩件上设有碰摩环，用于模拟航空涡轮发动机压气机的机匣或静子；所述碰摩件与所述驱动组件传动相连，以驱动所述碰摩环绕自身的轴高速转动；所述气动腔室包括内部具有气动腔的壳体，所述壳体的一端设有进气口，另一端具有出气口，进气口和出气口的流道面积均可独立调节；所述腔体的一面为曲率与所述碰摩环相同的弧形面，且所述弧形面上设有曲率相同的弧形槽，所述进气口、所述出气口分别位于所述弧形槽的两侧，所述碰摩环的内环嵌入所述弧形槽；所述叶片模拟件上设有试验部，用于模拟航空发动机压气机叶片的碰摩端；所述叶片模拟件固定设在所述壳体内，且所述试验部伸入所述弧形槽。2.根据权利要求1所述高压压气机极端碰摩条件着火机理试验模拟系统，其特征在于，所述叶片模拟件上的试验部数量为一个或多个，各所述试验部沿所述弧形槽的长度方向间隔设在所述叶片模拟件上；所述试验部为片状结构，各所述试验部所在平面与所述弧形槽的宽度方向平行或呈锐角分布。3.根据权利要求2所述高压压气机极端碰摩条件着火机理试验模拟系统，其特征在于，相邻的两个所述试验部之间，以及位于两端的所述试验部与所述壳体的内壁之间均围成气体流道；所述叶片模拟件还包括设在各所述气体流道上的挡块，以用于调节各所述气体流道的气体流通面积。4.根据权利要求1或2或3所述高压压气机极端碰摩条件着火机理试验模拟系统，其特征在于，还包括基架组件；所述驱动组件、所述气动腔室均设在所述基架组件上，所述驱动组件包括驱动电机与增速器，所述驱动电机通过所述增速器与所述碰摩件传动相连。5.根据权利要求4所述压气机系统气流模拟条件下的叶片碰摩试验系统，其特征在于，所述气动腔室在所述基架组件上具有直线位移的行程，所述试验部在所述气动模拟机构位移的过程中靠近或远离所述碰摩环。6.根据权利要求1或2或3所述高压压气机极端碰摩条件着火机理试验模拟系统，其特征在于，所述碰摩件上设置有电加热器，以保证试验初始时刻所述碰摩环的温度达到设定温度。7.一种压气机系统气流模拟条件下的叶片碰摩试验方法，其特征在于，采用权利要求1至6任一项所述压气机系统气流模拟条件下的叶片碰摩试验系统进行碰摩试验。
技术总结本发明公开了一种高压压气机极端碰摩条件着火机理试验模拟系统与方法，包括碰摩件、叶片模拟件与气动腔室；碰摩件上设有绕自身的轴高速转动的碰摩环；气动腔室包括壳体，壳体的一端设有进气口，另一端具有出气口，腔体的一面为曲率与碰摩环相同的弧形面，且弧形面上设有曲率相同的弧形槽，进气口、出气口分别位于弧形槽的两侧，碰摩环的内环嵌入弧形槽；叶片模拟件上设有试验部，叶片模拟件固定设在壳体内，且试验部伸入弧形槽。本发明应用于航空涡轮发动机压气机领域，按照运行工况、来流环境、故障特征相匹配的原则进行压气机叶片模拟极端工况下的碰摩试验，试验条件与服役环境紧密结合，完成对极端碰摩条件下着火机理的试验研究与验证。研究与验证。研究与验证。
技术研发人员：何光宇 姜春林 平津成
受保护的技术使用者：迈普华能（天津）科技有限公司
技术研发日：2022.07.19
技术公布日：2022/11/1
