CN115420506B - 一种高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置及方法。通过射频信号系统来传递外部控制的叶片起爆信号，通过激光信号系统进行叶片旋转相位定位。当按下外部控制起爆按钮后，叶片旋转至预设相位角度时，射频接收器同时接收到起爆信号和定位信号，射频接收器与引爆装置形成通路，向引爆装置发出引爆信号，使叶片在预定位置飞断撞击机匣。此方法能准确控制叶片飞断相位角，控制精度高，可靠性好，从而实现对机匣包容能力的定相位考核，有效减少机匣包容能力验证所需的试验次数，降低试验周期和试验成本。

Description

一种高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置及方法

技术领域

本发明涉及一种高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置及方法，尤其涉及一种基于激光传感器与射频传感器协同定位原理的高速旋转叶片飞脱相位精确可控的用于航空发动机机匣包容试验的叶片旋转飞脱相位控制方法及试验装置，属于航空发动机机匣包容试验技术领域。

背景技术

航空发动机的高速旋转部件长期工作在极端载荷和恶劣环境下，受外物撞击、高周疲劳、过热和材料缺陷等原因影响，不可避免的会出现高速旋转叶片断裂破坏。此时如果机匣不够坚固，会被离心飞出的高速高能断叶碎片击穿，随后飞出碎片会击穿飞机机舱与油箱、击断液压管路与电气控制线路等，造成严重的二次破坏，危及乘客和机组人员的安全，导致严重空难的发生。因此各航空大国对航空发动机包容问题都非常重视，在民用和军用航空发动机规范中都有专门条文对包容性做出严格规定。任何军用或民用发动机，在取得适航证之前，都必需通过考核其包容能力的试验。其中机匣包容是包容能力考核的主要方面，使叶片在某一预定转速(发动机最高工作转速)下飞断撞击机匣以测试机匣的包容能力。

考虑到航空发动机在飞机机翼处的安装结构以及机匣自身结构不完全轴对称的影响，机匣周向360度范围内的包容能力并不完全相同，同时航空发动机与飞机机身的相对位置决定了机匣周向不同相位处有不同的包容能力要求。通常的包容试验中，只能控制叶片在预定转速飞断，但并不能控制叶片精确撞击机匣的相位角，无法验证机匣最薄弱处的包容性，使得包容试验中往往需要重复多次以确保机匣包容性满足要求，这就造成了试验周期和试验成本的大大增加。

因此，亟需一种能够精确控制高速旋转叶片飞脱相位的试验装置及方法，能够满足在叶片高速旋转的情况下，在预定相位角处叶片飞断撞击机匣最薄弱部位的要求，具有控制精度好，安全性高，适应范围广等特点，能够解决现有包容试验中试验周期和成本过高的问题。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，创造性地通过激光传感器进行相位定位的方式，实现了高速旋转叶片在预定相位角处精确可控的飞脱，提供了一种基于激光传感器与射频传感器协同控制原理的高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置及方法。本发明的基本原理是利用激光传感器对高速旋转叶片到达的相位角度精确定位，并利用射频接收器与激光接收器形成控制回路。当按下起爆按钮时，射频发射器和激光发射器同时发射信号，此时射频接收器率先收到射频发射器的起爆信号，而当叶片转到预定相位角度时，激光接收器接收到激光信号，射频接收器与引爆装置之间形成通路，随后射频接收器向引爆装置输出引爆信号，叶片上的爆炸装置瞬间引爆切断叶片，实现高速旋转叶片在指定相位角处的爆炸飞脱过程，从而实现叶片撞击机匣指定位置。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案。

本发明首先提供了一种高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置，其包括：

试验腔，为叶片高速旋转飞脱试验提供安全的试验空间，试验腔内设置有转子系统和机匣；

射频信号系统，用于传递起爆控制信号，以及用于在满足起爆条件时向引爆装置输出引爆信号；

激光信号系统，用于测量叶片相位，并传递相位信号；

引爆装置，用于接收引爆信号，并引爆高精度雷管使叶片在预定相位角处爆炸飞断；

控制系统，用于控制射频信号系统与激光信号系统的工作。

进一步的，所述转子系统包括工装芯轴、轮盘和配重块；其中，工装芯轴装配至轮盘的中心孔处，叶片和配重块分别安装在轮盘轮缘的两个对称位置的榫槽中固定，在叶片的根部处设置有用于安装引爆装置的安装槽；

所述机匣安装于试验腔安装底板上并保持与工装芯轴同心，保持叶片叶尖与机匣间隙均匀。

进一步的，所述的射频信号系统包括无线通信的射频发射器和射频接收器；所述的射频发射器安装于试验腔的安装底板上，所述的射频接收器安装于工装芯轴端部能随工装芯轴一起高速旋转；

射频接收器能接收激光接收器传递的相位信号和射频发射器发送的起爆控制信号，并在同时接受到上述两信号时向引爆装置输出引爆控制信号。

进一步的，所述的激光信号系统包括激光发射器和激光接收器、和激光接收器通信线所述的激光发射器安装于安装底板上，激光接收器校准后固定在轮盘上部，并且所在的圆周半径与激光发射器相同，每旋转一周激光接收器都可以接收到一次激光信号，通过调整激光接收器在轮盘上的安装相位角位置，可以使得当激光接收器接收到激光信号时，飞脱叶片处于预定相位角位置；所述的激光接收器通信线用于将激光接收器接收到的相位角定位信号传递给射频接收器。

进一步的，所述的控制系统包括系统控制台，系统控制台上设置有起爆按钮；系统控制台通过射频发射器控制线与射频发射器相连，通过激光发射器控制线与激光发射器相连；当起爆按钮被按动时，系统控制台向射频发射器和激光发射器发送信号。

进一步的，所述激光接收器通过穿过工装芯轴内部的接收器信号线与固定在工装芯轴端部的射频接收器相连。

本发明还提供了一种基于所述的高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验方法，其包括以下步骤：

1)将工装芯轴装配至轮盘的中心孔处，再将叶片和配重块安装到轮盘轮缘的榫槽中固定，然后在叶片的根部处安装与引爆装置等质量的动平衡配重胶泥，完成试验转子的安装；将试验转子整体吊运至低速动平衡机处进行动平衡试验，动平衡试验时在配重块或芯轴工装处去重或加重进行转子平衡；

2)将工装芯轴上端连接至试验台动力驱动主轴，将机匣安装于试验腔安装底板上并保持与转子同心，保持叶片叶尖与机匣间隙均匀；

3)将激光发射器与射频发射器安装在试验腔的安装底板上，将激光接收器固定在轮盘上朝向安装底板的一侧，由于引爆时，是由激光接收器收到激光信号并传输给射频接收器，射频接收器再输出引爆信号，最终由引爆装置爆炸切断叶片，因此，需调整激光接收器的位置，确保引爆装置爆炸切断叶片时，叶片所处的相位角度位置为机匣包容试验所需相位角度；

将射频接收器固定在工装芯轴的下端处，激光接收器与射频接收器之间用穿过工装芯轴的接收器通信线相连，射频发射器和激光发射器分别通过射频发射器控制线和激光发射器控制线与外部的系统控制台相连，射频接收器通过引爆信号线连接至叶片根部的安装引爆装置处，各连接线通过树脂结构胶牢固固定；接入信号指示灯替代引爆装置，按下系统控制台上的起爆按钮，检查信号指示灯是否能正常工作，以检验确定控制线路正常；

4)控制线路检验正常后，闭合试验腔，驱动试验转子加速至目标试验转速，检验叶片和配重块在升速过程及目标转速下不会提前飞断，检验射频信号接收器与激光信号接收器及其引线在升速过程中不发生掉落；

5)确保各系统工作正常安全后，在叶片叶根处安装引爆装置；

6)重新闭合试验腔盖，驱动试验转子加速至目标试验转速并保载，按下系统控制台上的起爆按钮，射频发射器和激光发射器同时发射信号，此时射频接收器率先收到射频发射器的起爆控制信号，叶片在旋转至预定相位角处时，激光接收器接收到激光信号，并向射频接收器发送相位信号，此时射频接收器与引爆装置之间形成通路，射频接收器向引爆装置输出引爆信号，叶片飞脱撞击机匣；试验完成后保存各类试验数据，收集试验腔内试件碎片，拆下受损试验件，对试验现场和试验件进行拍照记录。

进一步的，由于各类电信号在导线中以光速传播，转子转速为n，单位r/min，叶片旋转到达预定相位后相位信号从激光接收器传递至射频接收器用时为t1，单位s，射频接收器输出引爆信号至引爆装置用时为t2，单位s，引爆装置爆炸切断叶片用时为t3，单位s，从叶片旋转到达预定相位到爆炸飞脱共用时为t1+t2+t3，此时间段内，叶片继续旋转转过的角度为θ＝n×(t1+t2+t3)×6°；

在步骤3)中，先对此角度θ进行估算，若此角度θ在试验要求误差范围内，则激光接收器安装位置满足激光接收器接收到激光信号时，叶片处于飞脱相位；若此角度θ大于试验要求误差范围，则将激光接收器安装位置在上述安装位置基础上沿转子旋转方向调整角度θ，以补偿信号传输和引爆装置作用时间带来的叶片飞脱相位误差，确保引爆装置爆炸切断叶片时，叶片处于飞脱相位。

与现有技术相比，本发明具有的有益效果有：

1、本发明提供的试验装置和技术方法可使航空发动机机匣包容试验做到对高速旋转叶片爆炸飞脱相位角度的精确控制，能够验证机匣最脆弱区域的强度，使得需要进行的试验次数大大减少，降低了试验成本，缩短了试验周期。

2、本发明采用将激光信号接收器安装在轮盘上的方式，不会对叶片施加任何额外的离心载荷，确保了试验准确性的同时满足了叶片飞脱相位控制的需求。

附图说明

图1为高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制系统组成框图；

图2为高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置的结构示意图；

图3为高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验流程图。

图中：1、轮盘，2、试验腔安装底板，3、工装芯轴，4、激光发射器，5、激光发射器控制线，6、射频发射器，7、射频发射器控制线，8、系统控制台，9、机匣，10、试验腔体，11、配重块，12、激光接收器，13、激光接收器通信线，14、射频接收器，15、引爆信号线，16、引爆装置，17、叶片。

具体实施方式

下面结合附图和实施例进一步说明本发明。

如图1和图2所示，本实施例提供了一种用于实现高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制的试验装置，其主要包括试验腔、射频信号系统、激光信号系统、引爆装置和控制系统。试验腔为叶片高速旋转飞脱试验提供安全的试验空间，射频信号系统用于传递起爆控制信号，以及用于在同时接收到射频发射器的起爆控制信号和激光接收器发送的相位信号时向引爆装置输出引爆信号；激光信号系统，用于测量叶片相位，并向射频信号系统传递相位信号；引爆装置用于接收引爆信号，并引爆高精度雷管使叶片在预定相位角处爆炸飞断；控制系统，用于控制射频信号系统与激光信号系统的工作。

在本发明的一个实施例中，射频发射器6、射频接收器14和射频发射器控制线7组成射频信号系统，通过射频信号来传递外部控制的叶片起爆信号；所述的射频发射器8安装于试验腔安装底板2下部，所述的射频接收器14安装于转子系统末端跟随转子旋转，同时还能接收激光接收器12传递的相位信号，并向引爆装置16输出引爆信号。

在本发明的一个实施例中，激光发射器 6、激光接收器 12、激光发射器控制线5和接收器通信线13组成激光信号系统，通过激光信号来传递叶片定位信号。所述的激光发射器6安装于安装底板2下部，激光接收器12校准后粘胶固定在轮盘1上部，并且所在的圆周半径与激光发射器6相同，因此每旋转一周激光接收器12都可以接收到一次激光信号，通过调整激光接收器12在轮盘1上的安装位置，可以使得当接收到激光信号时，叶片17处于预定相位角度位置。

在本发明的一个实施例中，射频发射器控制线7和激光发射器控制线5通过安装底板上预先留好的小孔，与外部的系统控制台10相连。而激光接收器12通过穿过芯轴3内部的接收器信号线13与固定在工装轴3末端的射频接收器14相连；射频接收器14再通过引爆信号线15控制引爆装置16，使得叶片17在预定位置爆炸飞断撞击机匣9。

在本发明的一个实施例中，试验腔主要由试验腔体10和试验腔安装底板2组成，试验腔安装底板2位于试验腔体10的上部，射频发射器6和激光发射器4安装于安装底板2上；试验腔内设置有转子系统和机匣9；转子系统包括工装芯轴3、轮盘1和配重块11；其中，工装芯轴3装配至轮盘1的中心孔处，叶片17和配重块11分别安装在轮盘1轮缘的两个对称位置的榫槽中固定，在叶片17的根部处设置有用于安装引爆装置16的安装槽；所述机匣9安装于试验腔安装底板2上并保持与工装芯轴3同心，保持叶片17叶尖与机匣9间隙均匀。

本发明的控制系统主要包括系统控制台8，系统控制台8上设置有起爆按钮；系统控制台8通过射频发射器控制线7与射频发射器6相连，通过激光发射器控制线5与激光发射器4相连；当起爆按钮被按动时，系统控制台8向射频发射器6和激光发射器4发送信号。在一个更为优选的实施例中，系统控制台8还可用于驱动工装芯轴转动，并获知工装芯轴的转速。

在本发明的优选实施例中，所述试验腔上还设置有供高速相机拍摄记录的观察窗，通过高速相机对试验现场和试验件进行拍照记录。

通过上述试验装置实现的高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制原理如下：

当转子达到预定飞断转速时，在系统控制台10按下起爆按钮，此时控制系统经过控制线同时向射频发射器6和激光发射器4发出控制信号；此时射频接收器14迅速收到来自发射器的起爆信号，但是由于没有达到预定角度，激光接收器12没有接收到来自发射器的信号；转子旋转一定角度后，当转子转到预定角度时，激光接收器12接收到来自激光发射器4的定位信号；此时激光接收器12通过接收器信号线13，向射频接收器14发射定位信号；此时射频接收器同时收到了起爆信号和定位信号，判断此时为引爆时机，射频接收器与引爆装置之间形成通路，因此向引爆装置发出引爆信号；随后引爆装置运作，叶片在预定角度断裂飞出。

在本发明的一个实施例中，对由于试验前信号传输和引爆装置作用时间带来的叶片飞脱相位误差进行估算。本实施例试验系统中各类电信号在导线中以光速(3×10⁸m/s)传播，转子转速为5000r/min，叶片旋转到达预定相位后定位信号从激光接收器传递至射频接收器，传输距离约为1m，因此信号传输用时t1为0.003×10^-6s，射频接收器输出引爆信号至引爆装置，传输距离约为0.5m，因此信号传输用时t2为0.0015×10^-6s，引爆装置使用高精度雷管，从收到引爆信号到爆炸切断叶片用时误差在100×10^-6s以内，因此从叶片旋转到达预定相位到爆炸飞脱共用时最大为100.0045×10^-6s，此时间段内，叶片继续旋转转过的角度θ为3°，此角度在本实施例试验要求误差范围内，对激光接收器位置不需作调整。

如图3所示，基于上述装置和原理的高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验方法，包括以下步骤

1)试验转子安装及动平衡。将工装芯轴3装配至轮盘1的中心孔处，再将叶片17和配重块11安装到轮盘1轮缘的榫槽中以挡环轴向固定，在叶片17外表面用油漆喷涂后画好条纹线，然后在叶片17的根部处安装与引爆装置16等质量的动平衡配重胶泥，完成试验转子的安装。再将试验转子整体吊运至低速动平衡机处进行动平衡测试，动平衡测试时可在配重块11或芯轴工装3处去重或加重进行转子平衡。

2)试验结构安装与调整。将工装芯轴3上端连接至试验台动力驱动主轴，安装机匣9与试验腔安装底板2，调整机匣位置使之与转子同心，叶尖与机匣间隙均匀。

3)信号系统连接与调试。将激光发射器4与射频发射器6安装在试验腔安装底板2上合适的位置，调整激光接收器12并固定在轮盘1相应位置，使激光接收器12收到激光信号时，叶片17所处的相位角度位置能满足机匣包容试验要求。将射频接收器14固定在工装芯轴3的下端处，激光接收器12与射频接收器14之间用穿过工装芯轴3的接收器通信线13相连，射频发射器6和激光发射器4分别通过射频发射器控制线7和激光发射器控制线5采用航空插头与外部的系统控制台8相连，射频接收器14通过引爆信号线15连接至叶片17根部的安装引爆装置16处，各连接线通过树脂结构胶牢固固定在轮盘1和叶片17根部。接入信号指示灯替代引爆装置16，按下系统控制台8上的起爆按钮，检查信号指示灯是否能正常工作，以检验确定控制线路正常。

4)目标转速试转。控制线路检验正常后，闭合试验腔安装底板2，驱动试验转子加速至目标试验转速，检验叶片17和配重块11在升速过程及目标转速不会提前飞断，检验射频信号器14与激光信号接收器12及其引线在升速过程中不发生掉落等情况。若试转过程存在异常，则返回步骤1)重新进行调试。

5)安装引爆装置。确保各系统工作正常安全后，在叶片17叶根处安装引爆装置16。

6)完成叶片爆炸飞脱试验。闭合试验腔盖，驱动试验转子加速至目标试验转速并保载，按下系统控制台8上的起爆按钮，射频发射器和激光发射器同时发射信号，此时射频接收器率先收到射频发射器的起爆控制信号，叶片17在旋转至预定相位角处时，激光接收器接收到激光信号，并向射频接收器发送相位信号，此时射频接收器与引爆装置之间形成通路，射频接收器向引爆装置输出引爆信号，爆炸使叶片飞脱撞击机匣9。试验完成后及时保存各类试验数据，收集试验腔内试件碎片，拆下受损试验件，对试验现场和试验件进行拍照记录。

通过上述试验，可以在机匣包容试验中做到对叶片飞断角度的精确控制，能够验证机匣最脆弱区域的强度，使得需要进行的试验次数大大减少，降低了试验成本，缩短了试验周期。具有控制精度高，适应范围广的特点。

以上列举的仅是本发明的具体实施例。显然，本发明不限于以上实施例，还可以有许多变形。本领域的普通技术人员能从本发明公开的内容直接导出或联想到的所有变形，均应认为是本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置，其特征在于，包括：

试验腔，为叶片高速旋转飞脱试验提供安全的试验空间，试验腔内设置有转子系统和机匣；所述转子系统包括工装芯轴（3）、轮盘（1）和配重块（11）；其中，工装芯轴（3）装配至轮盘（1）的中心孔处，叶片（17）和配重块（11）分别安装在轮盘（1）轮缘的两个对称位置的榫槽中固定，在叶片（17）的根部处设置有用于安装引爆装置（16）的安装槽；所述机匣（9）安装于试验腔安装底板（2）上并保持与工装芯轴（3）同心，保持叶片（17）叶尖与机匣（9）间隙均匀；

射频信号系统，用于传递起爆控制信号，以及用于在满足起爆条件时向引爆装置输出引爆信号；所述的射频信号系统包括无线通信的射频发射器（6）和射频接收器（14）；所述的射频发射器（6）安装于试验腔的安装底板（2）上，所述的射频接收器（14）安装于工装芯轴（3）端部能随工装芯轴一起高速旋转；射频接收器（14）能接收激光接收器（12）传递的相位信号和射频发射器（6）发送的起爆控制信号，并在同时接受到上述两信号时向引爆装置（16）输出引爆控制信号；

激光信号系统，用于测量叶片相位，并传递相位信号；所述的激光信号系统包括激光发射器（4）、激光接收器（12）和激光接收器通信线（13）；所述的激光发射器（4）安装于安装底板（2）上，激光接收器（12）校准后固定在轮盘（1）上部，并且所在的圆周半径与激光发射器（4）相同，每旋转一周激光接收器（12）都可以接收到一次激光信号，通过调整激光接收器（12）在轮盘（1）上的安装相位角位置，可以使得当激光接收器（12）接收到激光信号时，飞脱叶片（17）处于预定相位角位置；所述的激光接收器通信线（13）用于将激光接收器（12）接收到的相位角定位信号传递给射频接收器（14）；

引爆装置，用于接收引爆信号，并引爆高精度雷管使叶片在预定相位角处爆炸飞断；

控制系统，用于控制射频信号系统与激光信号系统的工作。

2.根据权利要求1所述的一种高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置，其特征在于，所述的控制系统包括系统控制台（8），系统控制台（8）上设置有起爆按钮；系统控制台（8）通过射频发射器控制线（7）与射频发射器（6）相连，通过激光发射器控制线（5）与激光发射器（4）相连；当起爆按钮被按动时，系统控制台（8）向射频发射器（6）和激光发射器（4）发送信号。

3.根据权利要求1所述的一种高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验装置，其特征在于，所述激光接收器（12）通过穿过工装芯轴（3）内部的激光接收器通信线（13）与固定在工装芯轴（3）端部的射频接收器（14）相连。

4.一种基于权利要求2所述试验装置的高速旋转叶片爆炸飞脱相位控制试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

1）将工装芯轴（3）装配至轮盘（1）的中心孔处，再将叶片（17）和配重块（11）安装到轮盘（1）轮缘的榫槽中固定，然后在叶片（17）的根部处安装与引爆装置（16）等质量的动平衡配重胶泥，完成试验转子的安装；将试验转子整体吊运至低速动平衡机处进行动平衡试验，动平衡试验时在配重块（11）或工装芯轴（3）处去重或加重进行转子平衡；

2）将工装芯轴（3）上端连接至试验台动力驱动主轴，将机匣（9）安装于试验腔安装底板（2）上并保持与转子同心，保持叶片（17）叶尖与机匣（9）间隙均匀；

3）将激光发射器（4）与射频发射器（6）安装在试验腔的安装底板（2）上，将激光接收器（12）固定在轮盘（1）上朝向安装底板（2）的一侧，由于引爆时，是由激光接收器（12）收到激光信号并传输给射频接收器，射频接收器再输出引爆信号，最终由引爆装置爆炸切断叶片，因此，需调整激光接收器（12）的位置，确保引爆装置爆炸切断叶片时，叶片（17）所处的相位角度位置为机匣包容试验所需相位角度；

将射频接收器（14）固定在工装芯轴（3）的下端处，激光接收器（12）与射频接收器（14）之间用穿过工装芯轴（3）的激光接收器通信线（13）相连，射频发射器（6）和激光发射器（4）分别通过射频发射器控制线（7）和激光发射器控制线（5）与外部的系统控制台（8）相连，射频接收器（14）通过引爆信号线（15）连接至叶片（17）根部的安装引爆装置（16）处，各连接线通过树脂结构胶牢固固定；接入信号指示灯替代引爆装置（16），按下系统控制台（8）上的起爆按钮，检查信号指示灯是否能正常工作，以检验确定控制线路正常；

4）控制线路检验正常后，闭合试验腔，驱动试验转子加速至目标试验转速，检验叶片（17）和配重块（11）在升速过程及目标转速下不会提前飞断，检验射频接收器（14）与激光接收器（12）及其引线在升速过程中不发生掉落；

5）确保各系统工作正常安全后，在叶片（17）叶根处安装引爆装置（16）；

6）重新闭合试验腔盖，驱动试验转子加速至目标试验转速并保载，按下系统控制台（8）上的起爆按钮，射频发射器和激光发射器同时发射信号，此时射频接收器率先收到射频发射器的起爆控制信号，叶片（17）在旋转至预定相位角处时，激光接收器接收到激光信号，并向射频接收器发送相位信号，此时射频接收器与引爆装置之间形成通路，射频接收器向引爆装置输出引爆信号，叶片飞脱撞击机匣（9）；试验完成后保存各类试验数据，收集试验腔内试件碎片，拆下受损试验件，对试验现场和试验件进行拍照记录。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，由于各类电信号在导线中以光速传播，转子转速为n，单位r/min，叶片旋转到达预定相位后相位信号从激光接收器传递至射频接收器用时为t1，单位s，射频接收器输出引爆信号至引爆装置用时为t2，单位s，引爆装置爆炸切断叶片用时为t3，单位s，从叶片旋转到达预定相位到爆炸飞脱共用时为t1+t2+t3，此时间段内，叶片继续旋转转过的角度为θ = n×(t1+t2+t3)×6°；

在步骤3）中，先对此角度θ进行估算，若此角度θ在试验要求误差范围内，则激光接收器安装位置满足激光接收器接收到激光信号时，叶片处于飞脱相位；若此角度θ大于试验要求误差范围，则将激光接收器安装位置在上述安装位置基础上沿转子旋转方向调整角度θ，以补偿信号传输和引爆装置作用时间带来的叶片飞脱相位误差，确保引爆装置爆炸切断叶片时，叶片（17）处于飞脱相位。

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