CN102023091B - 航空发动机机匣静力试验方法及其试验组合件 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种航空发动机机匣静力试验方法及其试验组合件，该方法包括：根据航空发动机的实际装配要求，组合多个待测机匣为试验组合件；固定试验组合件；对试验组合件施加模拟载荷；按照预设测试项目进行测试。本发明所提供的试验方法将航空发动机的各个机匣组合在一起进行测试，考虑了多个机匣之间的相互影响，更加真实地模拟了航空发动机运行时各个机匣之间的载荷传递，试验结论更加真实可靠，而且能够有效地使试验周期缩短近三分之二，降低了科研成本。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别地涉及一种航空发动机机匣静力试验方法，以及实施上述方法的试验组合件。
背景技术
机匣承力件是构成发动机承力系统的主要构件，这方面的设计分析的准确性直接影响航空发动机的耐久性和可靠性。
为验证机匣是否满足发动机使用要求，需对机匣进行静力试验测试。但是，对国内科研院所的调查了解及查阅国内相关文献，发现机匣类承力零件的试验均是采用单一机匣进行试验。此种试验方式一方面要求载荷计算正确，试验边界条件准确，另一方面试验时无法模拟零件之间的相互影响，而且，试验测试耗时长、费用高，一个零件的试验要花费三个月左右的时间，且单个零件试验要求载荷计算正确，试验时无法模拟零件之间的相互影响，试验结果可能与实际使用情况差异较大。
因此，有必要提供一种更加合理的试验方法，使得航空发动机机匣的静力试验能够更加真实地模拟航空发动机运行中的受力情况，并且能够有效地缩短试验周期。
发明内容
本发明旨在提供一种航空发动机机匣静力试验方法，能够解决测试结果与真实情况差距大、测试时间长的技术问题。
为此，本发明提供了一种航空发动机机匣静力试验方法，其包括以下步骤：根据航空发动机的实际装配要求，组合多个待测机匣为试验组合件；固定试验组合件；对试验组合件施加模拟载荷；以及按照预设测试项目进行测试。
进一步地，固定试验组合件可以包括：通过主安装节与辅助安装节将试验组合件安装在刚性的基座或地基上。
进一步地，通过主安装节与辅助安装节将试验组合件安装在刚性的基座或地基上可以包括：主安装节固支在刚性的基座或地基上，辅助安装节通过模拟拉杆固定在基座或地基上。
进一步地，对试验组合件施加模拟载荷可以包括：在前轴承、中轴承的内圈上安装刚性芯轴，芯轴的一端接触中轴承内圈并轴向支靠，另一端刚性支承，在芯轴上的可加载位置施加模拟发动机转子的载荷；在后轴承内圈上安装刚性的套筒，套筒的一端接触后轴承的内圈，另一端刚性支承，在套筒上的可加载位置施加所述模拟发动机转子的载荷。
进一步地，对试验组合件施加模拟载荷还可以包括：对试验组合件中有温度和压力要求的零件施加压力和温度载荷。
进一步地，对试验组合件施加模拟载荷还可以包括：在试验组合件的前安装边、后安装边上施加模拟发动机部件传递过来的力和力矩载荷。
进一步地，按照预设测试项目进行测试可以包括：测量后轴承座相对前轴承座、中轴承座的同轴度。
进一步地，测量后轴承座相对前轴承座、中轴承座的同轴度包括：采用同轴度测量杆与芯轴同心定位，在同轴度测量杆上安装千分表，利用千分表测量后轴承座相对前轴承座、中轴承座的同轴度。
进一步地，按照预设测试项目进行测试可以包括：测量压气机机匣的变形。
进一步地，测量压气机机匣的变形可以包括：在基座或基地上安装测量表架，通过测量表架测量压气机机匣的变形。
进一步地，按照预设测试项目进行测试可以包括：测量试验组合件的各待测件的应力。
进一步地，测量试验组合件的各待测件应力可以包括：在附件传动机匣与压气机机匣的连接处及燃烧室机匣的后端安装封气隔板，在压气机机匣中部安装隔热板；从燃烧室机匣后端通入具有预设压力和预设温度的气体，从燃烧室机匣前端引出所述气体；确定试验组合件中的各待测件的可测量位置；在可测量位置粘贴应变片，并利用应变片测量各待测件的应力。
进一步地，确定试验组合件中的各待测件的测量位置可以包括：计算得出理论上应力大于预定值的位置；确定在理论上应力大于预定值的位置是否适于粘贴应变片；在适合粘贴应变片的位置粘贴应变片测量该位置的应力。
进一步地，具有预设压力和预设温度的气体的压力值和温度值可以根据航空发动机实际运行时的实际压力值和温度值在所述试验组合件的不同位置形成温度梯度和压力梯度。
根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机机匣静力试验组合件，其包括：顺次连接在一起的附件传动机匣、压气机机匣、以及燃烧室机匣。
进一步地，附件传动机匣的后端可以设置有前轴承座，前轴承座内可以设置有前轴承；燃烧室机匣的前端可以设置有中轴承座，中轴承座内可以设置有中轴承；燃烧室机匣的后端可以设置有后轴承座，后轴承座内可以设置有后轴承。
进一步地，附件传动机匣上可以设置有主安装节；压气机机匣的后安装边上可以设置有辅助安装节。
进一步地，燃烧室机匣的后端具有进气口，压气机机匣与燃烧室机匣之间具有联通的气道并在压气机机匣上具有排气口。
本发明具有以下技术效果：
本发明将航空发动机的各个试验组合件合在一起进行测试，考虑了多个机匣之间的相互影响，更加真实地模拟了航空发动机运行时各个机匣之间的载荷传递，试验结论更加真实可靠，而且能够有效地使试验周期缩短近三分之二，降低了科研成本。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的安装示意图；
图2是本发明优选实施例的总体流程示意图。
具体实施方式
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
图1是本发明提供的航空发动机试验组合件的优选实施例安装结构示意图，如图1所示。本发明所提供的试验组合件主要包括顺次连接在一起的附件传动机匣x1、压气机机匣x2、以及燃烧室机匣x3。其中，附件传动机匣x1的后端设置有前轴承座1，该前轴承座1内设置有前轴承z1；燃烧室机匣x3的前端设置有中轴承座2，该中轴承座2内设置有中轴承z2；燃烧室机匣x3的后端设置有后轴承座3，该后轴承座3内设置有后轴承z3，三个轴承可以同轴设置，但各自的尺寸可以不同。另外，在附件传动机匣x1上设置有主安装节j1；在压气机机匣x2的后安装边上设置有辅助安装节j2。在燃烧室机匣x3的后端还设置有进气口x32，在压气机机匣x2与燃烧室机匣x3之间具有联通的气道，并在压气机机匣x2上具有排气口x31。
需要说明的是，本实施例中所提供的航空发动机机匣静力试验组合件的结构并不能代表所有的型号的航空发动机机匣的结构，其中的一些零件的安装位置可能与其他型号的发送机的机匣上的零件的安装位置有所不同，但以本发明所提供的静力试验方法的核心思想是将各个独立的待测组件组合在一起，再利用待测组件上固有的一些零件进行定位、加载荷等进行试验，该方法的实施并不局限于本发明所提供的航空发动机机匣试验组合件。
如图2所示，以上述航空发动机机匣试验组合件为基础，本发明提供了一种航空发动机机匣静力试验方法，在该方法中，首先将航空发动机的多个待测试机匣组装为上述试验组合件，使试验更加符合真实工作情况；再将试验组合件固定在基座或地基上；对试验组合件施加模拟载荷，这些模拟载荷应该根据不同的应用场合进行添加，适应不同的工作情况；最后，按照预设测试项目进行测试。
优选地，可以采用连接螺栓把多个待测机匣组装为试验组合件，然后对该试验组合件进行固定，在固定时，可以通过设置在附件传动机匣x1上的主安装节j1与设置在压气机机匣x2上的辅助安装节j2将试验组合件安装在刚性的基座或地基上，其中，主安装节j1固支在刚性的基座或基地上，辅助安装节j2通过模拟拉杆固定在基座或地基上，可以将该模拟拉杆的一端连接在辅助安装节j2上，另一端连接在试验基座或基地上，具体地说，可以将主安装节j1的部分自由度固定，预留少数几个自由度进行测试，例如，通常主安装节j1上有六个自由度，可以将其中固定五个自由度固定，只留下一个旋转自由度用来测试。该模拟拉杆为飞机上实际的拉杆的模拟物，其空间安装位置与实际拉杆在发动机上的安装位置相同。
优选地，对试验组合件施加模拟载荷可以采用下列方法：在前轴承z1、中轴承z2的内圈上安装一根刚性芯轴A，芯轴A一端接触在中轴承z2的内圈并轴向支靠，另一端刚性支承，在芯轴A上的可加载位置施加模拟发动机转子传递过来的模拟载荷，该模拟载荷可以包括轴向载荷和径向载荷；在后轴承z3内圈上安装一刚性套筒B，套筒B一端接触在后轴承z3的内圈，另一端刚性支承，在套筒B上的可加载位置上同样需要施加模拟发动机转子传递过来的模拟载荷，该模拟载荷在后轴承z3上一般仅需要施加径向载荷。其中，芯轴A上的可加载位置和套筒B上的可加载位置均可以根据理论力学计算得出，只要保证加在各个轴承的内圈的载荷为发动机转子载荷，不能有其它的附加载荷即可。
此外，在向试验组合件施加载荷的时，还包括：对试验组合件中有温度和压力要求的零件施加压力和温度载荷，以及在试验组合件的前安装边b1、后安装边b2上施加模拟发动机其余部件传递过来的力和力矩载荷。其中，压力和温度载荷主要是施加于压气机机匣x2和燃烧室机匣x3上；发动机其余部件主要是指发动机的涡轮部件、减速部件、螺旋桨、进排气装置等。添加的这些载荷可以根据具体的飞机类型、航空发动机的类型或者实际运行情况的不同而有所调整，原则就是尽量模拟试验组合件在实际工作时的载荷情况。
由于本发明是对多个机匣的组合进行测试，需要调整各个机匣之间的同轴度，保证待测试验组合件的稳定，提高测试精度，可以通过测量燃烧室后端的后轴承座3相对应设置在附近传动机匣后端的前轴承座1和设置在燃烧室前端的中轴承座2的同轴度来实现。
优选地，可以采用同轴度测量杆测量上述各轴承座之间的同轴度，可以通过轴承将测量杆同轴定位在与芯轴A上，具体地说，可以通过两个过渡配合的轴承将测量杆同心定位在芯轴A的后端，再在测量杆上安装千分表，利用千分表测量后轴承座3相对前轴承座1、中轴承座2的同轴度。
由于在实际运行中，压气机机匣x2的变形较大，通常需要对其进行测试，可以通过分别测量压气机机匣x2的各级机匣的变形来测量压气机机匣的变形。
优选地，可以在基座或基地上安装测量表架，通过测量表架测量压气机机匣的各级的变形。该测量表架可以选择现有产品，也可以根据进行试验的航空发动机的型号对某一型号的测量表架的尺寸进行相应的改进。
应力测量也是对试验组合件进行静力试验的重要步骤，在本发明中，测量试验组合件的各待测件的应力可以包括：拆除同轴度测量杆和测量表架；在附件传动机匣x1与压气机机匣x2的连接处、燃烧室机匣x3的后端安装封气隔板10，在压气机机匣x2中部安装隔热板(图中未示出)；从燃烧室机匣x3的后端的进气口x32通入具有预设压力和预设温度的气体，从压气机机匣上的排气口x31引出所述气体；确定试验组合件中的各待测件的可测量位置，并在可测量位置粘贴应变片，测量各待测件的应力。
为了实现更好的隔热效果，隔热板可以为三道石棉隔热板。
优选地，确定试验组合件中各待测件的可测量位置可以首先利用理论力学的基本原理，通过有限元法计算各待测件的强度，得出理论上应力大于某个预定值的位置；然后确定在这些理论上应力大于该预定值的位置是否适于粘贴应变片，最后，在适合粘贴应变片的位置粘贴应变片测量该位置的应力。
优选地，具有预设压力和预设温度的气体的压力值和温度值可以根据航空发动机实际运行时的实际压力值和温度值在所述试验组合件的不同位置形成温度梯度和压力梯度，施加具有梯度的温度和压力的目的就是尽量的模拟试验组合件在实际工作时的温度和压力，尽量符合航空发动机实际运行时的工况，使测量结果与实际情况更加符合。其中，压力梯度的形成过程是：高压气从燃烧室机匣后端面进，从压气机机匣后端出，同时在压气机机匣中的不同位置放置隔热板，减小高压气往压气机机匣前端流动，从而形成压力梯度；温度梯度的形成过程是：高温气从燃烧室机匣后端面进，从压气机机匣后端出，同时在压气机机匣中的不同位置放置隔热板，减小高温气往压气机机匣前端流动，从而形成温度梯度。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (16)
1.一种航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，包括：
根据航空发动机的实际装配要求，组合多个待测机匣为试验组合件，所述试验组合件包括顺次连接在一起的附件传动机匣(x1)、压气机机匣(x2)、以及燃烧室机匣(x3)；
固定所述试验组合件，包括：通过主安装节(j1)与辅助安装节(j2)将所述试验组合件安装在刚性的基座或地基上；
对所述试验组合件施加模拟载荷；以及
按照预设测试项目进行测试。
2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述通过主安装节(j1)与辅助安装节(j2)将试验组合件安装在刚性的基座或地基上包括：主安装节(j1)固支在刚性的基座或地基上，辅助安装节(j2)通过模拟拉杆固定在所述基座或地基上。
3.根据权利要求1或2所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，对所述试验组合件施加模拟载荷包括：
所述附件传动机匣(x1)的后端设置有前轴承座(1)，
所述前轴承座(1)内设置有前轴承(z1)；
所述燃烧室机匣(x3)的前端设置有中轴承座(2)，所述中轴承座(2)内设置有中轴承(z2)；
所述燃烧室机匣(x3)的后端设置有后轴承座(3)，所述后轴承座(3)内设置有后轴承(z3)；
在前轴承(z1)、中轴承(z2)的内圈上安装刚性芯轴(A)，芯轴(A)的一端接触所述中轴承(z2)内圈并轴向支靠，另一端刚性支承，在芯轴(A)上的可加载位置加模拟发动机转子的载荷；
在后轴承(z3)内圈上安装刚性的套筒(B)，所述套筒(B)的一端接触后轴承(z3)的内圈，另一端刚性支承，在所述套筒(B)上的可加载位置施加所述模拟发动机转子的载荷。
4.根据权利要求3所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，对所述试验组合件施加模拟载荷包括：对试验组合件中有温度和压力要求的零件施加压力和温度载荷。
5.根据权利要求3所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，对所述试验组合件施加模拟载荷包括：在所述试验组合件的前安装边(b1)、后安装边(b2)上施加模拟发动机部件传递来的力和力矩载荷。
6.根据权利要求5所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述按照预设测试项目进行测试包括：测量后轴承座(3)相对前轴承座(1)、中轴承座(2)的同轴度。
7.根据权利要求6所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述测量后轴承座(3)相对前轴承座(1)、中轴承座(2)的同轴度包括：采用同轴度测量杆同心定位于芯轴(A)上，在所述同轴度测量杆上安装千分表，利用所述千分表测量所述后轴承座(3)相对所述前轴承座(1)、所述中轴承座(2)的同轴度。
8.根据权利要求3所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述按照预设测试项目进行测试还包括：测量压气机机匣(x2)的变形。
9.根据权利要求8所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述测量压气机机匣(x2)的变形包括：在所述基座或基地上安装测量表架，通过所述测量表架测量压气机机匣(x2)的变形。
10.根据权利要求3所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述按照预设测试项目进行测试包括：测量所述试验组合件的各待测件的应力。
11.根据权利要求10所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述测量所述试验组合件的各待测件的应力包括：
在附件传动机匣(x1)与压气机机匣(x2)的连接处及燃烧室机匣(x3)的后端安装封气隔板，在压气机机匣(x2)中部安装隔热板；
从燃烧室机匣后端通入具有预设压力和预设温度的气体，从所述燃烧室机匣前端引出所述气体；
确定所述试验组合件中的各待测件的可测量位置；
在所述可测量位置粘贴应变片，并通过所述应变片测量所述各待测件的应力。
12.根据权利要求11所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述确定所述试验组合件中的各待测件的可测量位置包括：
计算得出理论上应力大于预定值的位置；
确定在所述理论上应力大于预定值的位置是否适于粘贴应变片；
在适合粘贴应变片的位置粘贴应变片测量该位置的应力。
13.根据权利要求12所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述具有预设压力和预设温度的气体的压力值和温度值根据航空发动机实际运行时的实际压力值和温度值在所述试验组合件的不同位置形成压力梯度和温度梯度。
14.一种航空发动机机匣静力试验组合件，其特征在于，包括：顺次连接在一起的附件传动机匣(x1)、压气机机匣(x2)、以及燃烧室机匣(x3)；其中，
所述附件传动机匣(x1)上设置有主安装节(j1)；
所述压气机机匣(x2)的后安装边上设置有辅助安装节(j2)。
15.根据权利要求14所述的航空发动机机匣静力试验组合件，其特征在于，
所述附件传动机匣(x1)的后端设置有前轴承座(1)，
所述前轴承座(1)内设置有前轴承(z1)；
所述燃烧室机匣(x3)的前端设置有中轴承座(2)，所述中轴承座(2)内设置有中轴承(z2)；
所述燃烧室机匣(x3)的后端设置有后轴承座(3)，所述后轴承座(3)内设置有后轴承(z3)。
16.根据权利要求15所述的航空发动机机匣静力试验组合件，其特征在于，所述燃烧室机匣(x3)的后端具有进气口(x31)，所述压气机机匣(x2)与所述燃烧室机匣(x3)之间具有联通的气道并在所述压气机机匣(x2)上具有排气口(x32)。
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