本发明公开了一种用于高速硬物冲击试验中模拟离心力试验装置，包括可调支承组件、离心力加载组件、夹具、高速冲击试验台，所述可调支承组件包括固定于高速冲击试验台两侧的两块夹板，两块夹板之间固定有三根光杆导轨，高速冲击试验台上方的两根光杆导轨之间连接有两个导向支架，两个导向支架之间连接有底板；所述离心力加载组件包括置于底板上的传力内框架和承力外框架，传力内框架位于承力外框架内；所述夹具包括上夹头和下夹头，上夹头和下夹头中各设置有一个夹块，两个夹块之间用于安装试样。本发明实现了模拟航空发动机高速旋转的叶片与硬物的实际撞击条件，能够产生更真实的外物损伤。
1.一种用于高速硬物冲击试验中模拟离心力试验装置，其特征在于：包括可调支承组件、离心力加载组件、夹具、高速冲击试验台（31），其中：
所述可调支承组件包括固定于高速冲击试验台（31）两侧的两块可调夹板（19），两块可调夹板（19）之间固定有三根光杆导轨（17），其中两根光杆导轨（17）位于高速冲击试验台（31）上方，且同处一个水平面，另外一根光杆导轨（17）位于高速冲击试验台（31）下方，所述光杆导轨（17）的两端带有螺柱，光杆导轨（17）通过螺柱与螺母固定于两块可调夹板（19）之间；高速冲击试验台（31）上方的两根光杆导轨（17）之间连接有两个导向支架（16），两个导向支架（16）之间连接有底板（7），两个导向支架（16）与底板（7）通过螺栓（18）连接；所述可调夹板（19）为L形，其底部设置有定位螺栓（20），定位螺栓（20）与可调夹板（19）底部螺纹连接，并穿过可调夹板（19）底部，其端部顶在高速冲击试验台（31）底部；其中一个可调夹板（19）上设置有手动螺丝杆（22），手动螺丝杆（22）穿过该可调夹板（19），端部顶在靠近该可调夹板（19）的导向支架（16）上；
所述离心力加载组件包括置于底板（7）上的传力内框架和承力外框架，传力内框架位于承力外框架内，所述传力内框架包括上传力板（8）、下传力板（10），上传力板（8）和下传力板（10）之间通过四个传力立杆（9）连接，所述传力立杆（9）的端部设置有螺纹，四个传力立杆（9）通过螺纹与上传力板（8）、下传力板（10）连接；所述承力外框架包括与底板（7）连接的四个下支柱（6），四个下支柱（6）上端连接有承力中板（5），承力中板（5）上连接有四个上支柱（4），四个上支柱（4）的上端连接有承力顶板（3）, 所述下支柱（6）的下端带有螺柱，上端开始有螺纹孔；所述上支柱（4）的上下两端均带有螺柱；下支柱（6）下端的螺柱与底板（7）螺纹连接，上端通过螺纹孔与上支柱（4）下端的螺柱螺纹连接，并同时将承力中板（5）固定在下支柱（6）和上支柱（4）之间；上支柱（4）上端的螺柱与承力顶板（3）螺纹连接，并通过螺母固定；下传力板（10）与承力中板（5）之间设置有液压作动筒（29），液压作动筒（29）通过液压油管（28）连接有液压油泵（23）；上传力板（8）上固定有拉压力传感器（25），拉压力传感器（25）通过导线（27）与位于离心力加载组件外的拉压力数显表（26）连接；所述拉压力传感器（25）通过多个螺钉固定在传力内框架的上传力板（8）上;所述夹具包括上夹头（11）和下夹头（13），上夹头（11）固定于承力顶板（3）底部，下夹头（13）固定于拉压力传感器（25）上，且上夹头（11）和下夹头（13）上下对应；上夹头（11）和下夹头（13）中各设置有一个夹块（12），两个夹块（12）之间用于安装试样（24）；所述下夹头（13）底部带有螺柱，并通过该螺柱与拉压力传感器（25）螺纹连接；上夹头（11）顶部带有螺柱，并通过该螺柱与承力顶板（3）连接，并通过顶螺母（1）固定；所述承力顶板（3）的上表面中心孔周围设置有一圈72个相间5度的定位凹槽（34）；上夹头（11）的螺柱上设置有卡盘（2），卡盘（2）的下表面设有与定位凹槽（34）配合的径向凸台（38）；所述下夹头（13）和上夹头（11）均为一个U形的凹槽，其两个侧面对应开设有梯形的孔（36）；所述夹块（12）穿插于两个孔（36）之间，且夹块（12）的两端为梯形；夹块（12）中心处开设有通孔（37），下夹头（13）和上夹头（11）中的夹块（12）通过通孔（37）及销钉式螺栓（14）与开有销钉孔的试样（24）固定。
用于高速硬物冲击试验中模拟离心力试验装置
技术领域
[0001] 本发明涉及一种用于高速硬物冲击试验中模拟离心力试验装置，属于航空发动机外物损伤容限设计与维护领域。
背景技术
[0002] 金属、碎片、砂砾、石块等硬物伴随着气流进入发动机气流通道与高速旋转的叶片发生碰撞形成的冲击损伤是加重叶片疲劳失效的重要原因之一。尽管人们提出了例如飞机跑道外物清扫、地勤人员维修工具检查与控制等外物损伤预防措施，但外物损伤总是不可避免的。对于不可避免的外物损伤问题，叶片设计时应使叶片具有一定的外物损伤容限能力，在保证安全与性能的前提下，减少叶片在发生一定程度的外物损伤后拆卸维修和更换的次数，提高经济性和战备完好性。
[0003] 航空发动机外物损伤容限设计与维护主要基于在实验室条件下模拟真实的外物损伤和外物损伤后材料与结构的疲劳性能评估两个方面。而其中如何在实验室条件下模拟出更真实的外物损伤是该领域的基本问题。硬物与高速旋转的航空发动机风扇/压气机转子叶片发生碰撞时，叶片自身也承受着巨大的离心力载荷。
发明内容
[0004] 本发明的目的是提供一种用于高速硬物冲击试验中模拟离心力试验装置，以实现模拟航空发动机高速旋转的叶片与硬物的实际撞击条件，以产生更真实的外物损伤的目的。
[0005] 为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
[0006] 一种用于高速硬物冲击试验中模拟离心力试验装置，包括可调支承组件、离心力加载组件、夹具、高速冲击试验台，其中：
[0007] 所述可调支承组件包括固定于高速冲击试验台两侧的两块可调夹板，两块可调夹板之间固定有三根光杆导轨，其中两根光杆导轨位于高速冲击试验台上方，且同处一个水平面，另外一根光杆导轨位于高速冲击试验台下方；高速冲击试验台上方的两根光杆导轨之间连接有两个导向支架，两个导向支架之间连接有底板；
[0008] 所述离心力加载组件包括置于底板上的传力内框架和承力外框架，传力内框架位于承力外框架内，所述传力内框架包括上传力板、下传力板，上传力板和下传力板之间通过四个传力立杆连接；所述承力外框架包括与底板连接的四个下支柱，四个下支柱上端连接有承力中板，承力中板上连接有四个上支柱，四个上支柱的上端连接有承力顶板；下传力板与承力中板之间设置有液压作动筒，液压作动筒通过液压油管连接有液压油泵；上传力板上固定有拉压力传感器，拉压力传感器通过导线与位于离心力加载组件外的拉压力数显表连接；
[0009] 所述夹具包括上夹头和下夹头，上夹头固定于承力顶板底部，下夹头固定于拉压力传感器上，且上夹头和下夹头上下对应；上夹头和下夹头中各设置有一个夹块，两个夹块之间用于安装试样。
[0010] 所述可调夹板为L形，其底部设置有定位螺栓，定位螺栓与可调夹板底部螺纹连接，并穿过可调夹板底部，其端部顶在高速冲击试验台底部；其中一个可调夹板上设置有手动螺丝杆，手动螺丝杆穿过该可调夹板，端部顶在靠近该可调夹板的导向支架上。
[0011] 所述光杆导轨的两端带有螺柱，光杆导轨通过螺柱与螺母固定于两块可调夹板之间。
[0012] 两个导向支架与底板通过螺栓连接。
[0013] 所述传力立杆的端部设置有螺纹，四个传力立杆通过螺纹与上传力板、下传力板连接。
[0014] 所述下支柱的下端带有螺柱，上端开始有螺纹孔；所述上支柱的上下两端均带有螺柱；下支柱下端的螺柱与底板螺纹连接，上端通过螺纹孔与上支柱下端的螺柱螺纹连接，并同时将承力中板固定在下支柱和上支柱之间；上支柱上端的螺柱与承力顶板（3）螺纹连接，并通过螺母固定。
[0015] 所述拉压力传感器通过多个螺钉固定在传力内框架的上传力板上。
[0016] 所述下夹头底部带有螺柱，并通过该螺柱与拉压力传感器螺纹连接；上夹头顶部带有螺柱，并通过该螺柱与承力顶板连接，并通过顶螺母固定。
[0017] 所述承力顶板的上表面中心孔周围设置有一圈72个相间5度的定位凹槽；上夹头的螺柱上设置有卡盘，卡盘的下表面设有与定位凹槽配合的径向凸台。
[0018] 所述下夹头和上夹头均为一个U形的凹槽，其两个侧面对应开设有梯形的孔；所述夹块穿插于两个孔之间，且夹块的两端为梯形；夹块中心处开设有通孔，下夹头和上夹头中的夹块通过通孔及销钉式螺栓与开有销钉孔的试样固定。
[0019] 有益效果：本发明的优点在于：
[0020] （1）为高速硬物冲击试验提供了一种有效模拟离心力试验装置。采用手动液压动力，操作方便且省力，可提供在50KN以内的任意拉力。配置有拉压力传感器与数显表能方便快捷地获取当前拉力值。
[0021] （2）本发明结构简单紧凑，不仅便于在高速冲击试验台上进行位置调整，还可以避免设计体积过大的防护罩。针对试样厚度较薄这一特征，采用销钉与夹块组合式夹具不仅避免了试验中试样可能在销钉孔位置发生破坏，同时避免了单独采用夹块式夹具带来的复杂压紧结构。
[0022] （3）可实现试样相对于轻气炮炮管出口四个自由度的变化。设有光杆导轨实现试样相对于炮管出口左右方向的移动，定位螺栓和夹头可实现试样相对炮管出口上下方向移动，可调夹板可实现试验相对炮管出口前后方向移动，卡盘与上夹头可限定试样相对炮管出口在不同角度。
附图说明
[0023] 图 1为本发明的用于高速硬物冲击试验中模拟离心力试验装置的结构示意图；
[0024] 图 2为承力顶板的结构示意图；
[0025] 图 3为夹块的结构示意图；
[0026] 图 4为上夹头的结构示意图；
[0027] 图 5为下夹头的结构示意图；
[0028] 图 6为试样的结构示意图；
[0029] 图 7为卡盘的结构示意图；
[0030] 图8为图7中A部分的局部放大图；
[0031] 图中，1-顶螺母，2-卡盘，3-承力顶板，4-上支柱，5-承力中板，6-下支柱，7-底板，8-上传力板，9-传力立杆，10-下传力板，11-上夹头，12-夹块，13-下夹头，14-销钉式螺栓，
15-第一螺母，16-导向支架，17-光杆导轨，18-螺栓，19-可调夹板，20-定位螺栓，21-第二螺母，22-手动螺丝杆，23-液压油泵，24-试样，25-拉压力传感器，26-拉压力数显表，27-导线，
28-液压油管，29-液压作动筒，30-炮管支架，31-高速冲击试验台，32-轻气炮炮管，33-弹道轨迹，34-定位凹槽，35-销钉孔，36-孔，37-通孔，38-径向凸台，39-标线。
具体实施方式
[0032] 下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
[0033] 如图1所示，本发明的用于高速硬物冲击试验中模拟离心力试验装置，包括可调支承组件、离心力加载组件、夹具、高速冲击试验台31，其中：
[0034] 高速冲击试验台31上设置有炮管支架30，炮管支架30上安装有轻气炮炮管32；
[0035] 可调支撑组件用于调整离心力加载组件与轻气炮炮管32出口的相对位置；可调支承组件包括固定于高速冲击试验台31两侧的两块可调夹板19，两块可调夹板19之间固定有三根光杆导轨17，其中两根光杆导轨17位于高速冲击试验台31上方，且同处一个水平面，另外一根光杆导轨17位于高速冲击试验台31下方，光杆导轨17的两端带有螺柱，光杆导轨17通过螺柱与第二螺母21固定于两块可调夹板19之间；高速冲击试验台31上方的两根光杆导轨17之间通过螺栓18连接有两个导向支架16，两个导向支架16之间连接有底板7，高速冲击试验台31上方的两根光杆导轨17与导向支架16配合，以实现试样24相对于弹道轨迹33的左右移动；可调夹板19加紧于高速冲击试验台31两侧，可改变试样24相对于轻气炮炮管32出口的前后距离；可调夹板19为L形，其底部设置有定位螺栓20，定位螺栓20与可调夹板19底部螺纹连接，并穿过可调夹板19底部，其端部顶在高速冲击试验台31底部，通过旋动定位螺栓20可改变离心力加载组件的高度，以实现试样24相对于弹道轨迹33上下移动。其中一个可调夹板19上设置有手动螺丝杆22，手动螺丝杆22穿过该可调夹板19，端部顶在靠近该可调夹板19的导向支架16上，手动螺丝杆22用于调整夹具相对于轻气炮管32的左右位置。
[0036] 离心力加载组件用于模拟航空发动机风扇/压气机叶片遭受硬物冲击时承受的离心力载荷。离心力加载组件包括置于底板7上的传力内框架和承力外框架，传力内框架位于承力外框架内，传力内框架包括上传力板8、下传力板10、四个传力立杆9，传力立杆9的端部设置有螺纹，四个传力立杆9通过螺纹与上传力板8、下传力板10连接；承力外框架包括与底板7连接的四个下支柱6、四个上支柱4、一个承力顶板3，下支柱6的下端带有螺柱，上端开始有螺纹孔，上支柱4的上下两端均带有螺柱，下支柱6下端的螺柱与底板7螺纹连接，上端通过螺纹孔与上支柱4下端的螺柱螺纹连接，并同时将承力中板5固定在下支柱6和上支柱4之间；上支柱4上端的螺柱与承力顶板3螺纹连接，并通过螺母固定。下传力板10与承力中板5之间设置有液压作动筒29，液压作动筒29通过液压油管28连接有液压油泵23；上传力板8上通过八个螺钉固定有拉压力传感器25，拉压力传感器25通过导线27与位于离心力加载组件外的拉压力数显表26连接。
[0037] 夹具包括上夹头11和下夹头13，上夹头11固定于承力顶板3底部，下夹头13固定于拉压力传感器25上，且上夹头11和下夹头13上下对应；上夹头11和下夹头13中各设置有一个夹块12，两个夹块12之间用于安装试样24。下夹头13底部带有螺柱，并通过该螺柱与拉压力传感器25螺纹连接；上夹头11顶部带有螺柱，并通过该螺柱与承力顶板3连接，并通过顶螺母1固定。
[0038] 如图2，承力顶板3的上表面中心孔周围设置有一圈72个相间5度的定位凹槽34。
[0039] 上夹头11的螺柱上设置有卡盘2，如图7和8，卡盘2的下表面设有径向凸台38，并设置有标线39，凸台38与定位凹槽34配合，通过转动卡盘2并带动上夹头11转动，以限定试样24与弹道轨迹33的相对角度。
[0040] 如图4和5，下夹头13和上夹头11均为一个U形的凹槽，其两个侧面对应开设有梯形的孔36；夹块12穿插于两个孔36之间，且夹块12的两端为梯形；夹块12中心处开设有通孔37，下夹头13和上夹头11中的夹块12通过通孔37及销钉式螺栓14与开有销钉孔35的试样24固定，如图 6。销钉式螺栓14与第一螺母15对试样24提供一定的预夹紧力。
[0041] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
