CN105527092B - 航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验系统及方法，包括多个加载组件以及测量机构，试验组件左右两端的转接段通过多个加载组件分别于试验框架相连，试验组件上下两端固定在试验框架上，试验组件下部还通过第四加载组件与下试验框架相连，测量机构设置在右试验框架上，与试验组件相连。本发明试验方法，试验步骤清楚可行，加载过程详细，能够较真实地模拟航空发动机主要承力部件工作状态，在试验器上对航空发动机主要承力部件整体同步施加较复杂的载荷，适用于各类型航空发动机主要承力部件整体进行静强度考核试验。

Description

航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验系统及方法

【技术领域】

本发明属于航空发动机试验领域，涉及航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验系统及方法。

【背景技术】

随着现代航空业的不断发展，需对航空发动机主要承力部件整体进行静强度考核试验，考核主要承力部件整体在工作状态、多载荷共同作用下的屈服强度和极限强度是否满足设计要求，了解其破坏模式。承力部件是航空发动机的重要部件之一，是支承转子和固定静子的重要部件。发动机的推力也通过承力部件传到飞机上。

由于发动机承力部件的结构和载荷比较复杂，给承力部件结构设计、强度计算带来一定的困难，常常需要通过试验来加以验证，必须经过试验考核验证，由于受实验条件和发动机的研制需要，现有试验不能满足对发动机主要承力部件的同轴度、刚度、变形量、屈服强度和极限载荷等试验要求，此项试验是国内首次开展的试验项目，国内外也没有可以借鉴的方法和技术。

【发明内容】

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提出一种航空发动机主要承力部件整体静强度考核的试验系统及方法，整体考核了发动机整体变形情况，以及转子支承的同心度，以验证航空发动机承力部件是否满足设计要求，了解其破坏模式。

本发明采用以下技术方案：

航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法，包括以下步骤：

步骤1：根据航空发动机试验主要承力部件的结构和发动机的工作状态，按照发动机主要承力部件的整体静强度考核试验要求，模拟发动机主要承力部件的工作状态，根据主要承力部件所承受的载荷，确定试验方案，即确定整体固定方法、加载方法；

步骤2：根据步骤1确定的试验方案和发动机试验组件的结构以及工作受载情况确定转接段；

步骤3：根据试验方案和转接段结构，按照载荷等效平移、合成、分解原理，对原始载荷进行转换计算，得到发动机试验组件加载用的试验载荷；

步骤4：根据步骤3确定的试验载荷，在不改变试验件受力状态下，将试验组件与转接段连接，按照航空发动机连接吊装方式将所述试验组件水平安装在试验框架上，再通过加载组件与试验框架连接；

步骤5：将测量机构固定在试验框架上，测量仪表安装在测量机构上，测量仪表的感受部位接触到试验组件要求测量处；

步骤6：通过转接段和加载组件对试验组件进行加载，载荷分步施加，每次保载时间3～5分钟，到100％载荷记录测量数据，或者直接保载100％载荷并记录测量数据；

步骤7：试验完成后，单调匀速完成卸载，关闭试验器，分解主要承力部件试验组件，进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论，试验结束。

优选的，步骤1所述的主要承力部件所承受载荷包括包括X、Y、Z方向的力和绕X、Y、Z轴的力矩。

在原相邻机匣是圆柱薄壳件或锥度不大的锥形壳体的情况下，转接段模拟相邻机匣的轴向长度其中，R表示转接件联接处的平均半径，h表示壁厚。

步骤6中对于屈服强度考核试验，重复所述载荷分布施加过程3～5次；对于极限载荷试验，当试验加载到极限载荷时，保载并纪录测量数据，卸载组件。

本发明还公开一种用于实现所述用于航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法的试验系统，包括多个加载组件以及测量机构，试验组件左右两端分别设置有前转接段和后转接段，前转接段和后转接段分别通过加载组件连接在试验框架上，试验组件的下端通过主安装节支承连接到固定底座，试验组件上端通过辅助安装节支承与辅助安装节固定板连接。

进一步地，试验组件从左到右依次为燃烧室机匣、压气机机匣、附件机匣，燃烧室机匣通过辅助安装节支承与辅助安装节固定板连接，附件机匣通过主安装节支承连接到固定底座。

进一步地，前转接段左侧与附件机匣连接，前转接段右侧通过并排设置的第一加载组件和第二加载组件分别与右试验框架相连，前转接段下侧通过第三加载组件连接到固定底座。进一步地，后转接段右侧与所述燃烧室机匣连接，后转接段左侧通过并排设置的第六加载组件和第七加载组件分别与左试验框架相连，后转接段下侧通过第五加载组件连接到固定底座。

进一步地，每个加载组件由多个加载单元组成，加载单元的数量与主要承力部件的加载点数量相同。

进一步地，每个加载单元包括传感器和液压作动筒，传感器一端通过传感器调节螺杆与液压作动筒的一端相连，传感器另一端通过加载杆与前端万向连接头相连，前端万向连接头用于和试验组件或转接段相连，液压作动筒另一端通过调节螺杆与后端万向连接头相连，后端万向连接头用于和各试验框架相连，液压作动筒通过设置在其上的伺服阀与试验控制台相连。

与现有技术相比，本发明至少具有以下有益效果：

本发明根据试验组件确定固定方法和加载方法，选择相应转接段，以模拟试验机构受力状态；试验结束后进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论。实现了对航空发动机主要承力部件在屈服载荷和极限载荷等作用下将航空发动机附件传动机匣、燃烧室机匣、压气机机匣、主辅安装节等主要承力大部件，按照航空发动机装配状态进行安装，并进行整体考核，以验证航空发动机承力部件是否满足设计要求，了解其破坏模式，

本发明试验方法和试验技术属国内首创，整体步骤清楚可行，加载过程详细，能够较真实地模拟航空发动机主要承力部件工作状态，在试验器上对航空发动机主要承力部件整体同步施加较复杂的载荷，适用于各类型航空发动机主要承力部件整体进行静强度考核试验，对航空发动机承力部件类似结构的试验具有一定的可借鉴作用。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

【附图说明】

图1为本发明试验系统简图；

图2为本发明加载组件结构图；

图3为本发明试验流程图。

其中：1.燃烧室机匣；2.压气机机匣；3.附件机匣；4.前转接段；5.第一加载组件；6.右试验框架；7.第二加载组件；8.第三加载组件；9.固定底座；10.主安装节支撑；11.第四加载组件；12.第五加载组件；13.后转接段；14.第六加载组件；15.左试验框架；16.第七加载组件；17.辅助安装节固定板；18.辅助安装节支撑；19.测量机构；20.前端万向连接头；21.加载杆；22.传感器；23.传感器调节螺杆；24.液压作动筒；25.伺服阀；26.试验控制台；27.调节螺杆；28.后端万向连接头。

【具体实施方式】

请参阅图1和图2所示，本发明所述的航空发动机主要承力部件整体的静强度考核试验方法是利用现有技术中的机匣结构疲劳试验器完成的。所述的机匣结构疲劳试验器包括试验控制台26、固定底座9和试验测量机构。在机匣结构疲劳试验器上安装有第一至第七加载组件5、7、8、11、12、14、16。试验组件前端连接前转接段4，试验组件后端连接后转接段13，试验组件下端通过主安装节支承10连接到固定底座9，试验组件上端通过辅助安装节支承18与辅助安装节固定板17连接，固定在机匣结构疲劳试验器上。

每个加载组件由18个加载单元组成，加载单元的数量与任务书要求的主要承力部件的加载点数量相同。各加载单元包括试件端万向连接头20、作动筒加载杆21、载荷传感器22、传感器调节螺杆23、液压作动筒24、伺服阀25、试验控制台26、调节螺杆27、试验器端万向连接头28。所述传感器22一端通过传感器调节螺杆23与液压作动筒24的一端相连，传感器22另一端通过加载杆21与前端万向连接头20相连，前端万向连接头20与试验组件或转接段相连，液压作动筒24另一端通过调节螺杆27与后端万向连接头28相连，每个后端万向连接头28分别与各试验框架相连，液压作动筒24通过设置在其上的伺服阀25与试验控制台26相连。

本实施例中的试验包括同轴度测量、刚度测量、变形量测量、屈服强度试验和极限载荷试验，请参阅图3所示，本发明航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法具体步骤如下：

步骤一.确定试验方案。根据航空发动机试验主要承力部件燃烧室机匣1、压气机机匣2、附件机匣3的结构、发动机工作状态，按照发动机主要承力部件整体静强度考核试验要求，模拟航空发动机主要承力部件工作状态、工作受载情况和相邻连接零件，以确定主要承力部件承受的载荷。所述的航空发动机主要承力部件载荷包括X、Y、Z方向的力和绕X、Y、Z轴的力矩(或称力偶)，根据主要承力部件所承受的载荷，确定试验方案即确定航空发动机主要承力部件即试验组件固定方法和加载方法。本次试验方案是将试验组件通过主安装节支承10，连接到固定底座9上，试验载荷通过前转接段4，后转接段13施加到试验组件上。

步骤二.设计转接段。根据步骤一确定的试验方案和航空发动机试验组件的结构、工作受载情况以及相邻连接零件，为了模拟航空发动机主要承力部件相邻机匣的边界条件，保证试验组件的受力状态不变，如果原相邻机匣是圆柱薄壳件或锥度不大的锥形壳体，那么在一般情况下，转接段模拟相邻机匣的轴向长度(R表示转接件联接处的平均半径，h表示壁厚)。本实施例选择相邻机匣为前转接段4，后转接段13。

步骤三.载荷换算。根据试验方案和所选择的转接段结构，对航空发动机主要承力部件所受原始载荷进行分类。按照载荷等效平移、合成、分解原理，对原始载荷进行载荷转换，得到发动机试验机匣加载用的试验载荷。

步骤四.试验组件安装。按照航空发动机装配要求分别将试验组件通过主安装节支承10、辅助安装节支承18与固定底座9和辅助安装节固定板17连接，固定在机匣结构疲劳试验器上。其连接均要求采用发动机螺栓或特制螺栓，相对位置固定并有定位标记。将连接好的航空发动机主要承力部件燃烧室机匣1与后转接段13，通过第六加载组件14、第七加载组件16与左试验框架15连接，后转接段13下部通过第五加载组件12与固定底座9连接，航空发动机主要承力部件附件机匣3与前转接段4，通过第一加载组件5、第二加载组件7与右试验框架6连接，前转接段4下部通过第三加载组件8与固定底座9连接。再将加载组件11中的各加载单元的前端万向连接头20分别通过转接段与燃烧室机匣1、压气机机匣2和附件机匣3连接；加载单元的的后端万向连接头28与固定底座连接，各加载单元伺服阀25控制线分别与试验控制台26的信号接线端口连接。

步骤五.测量机构安装。按照常规方法将试验用测量机构19固定在试验器框架6上。测量机构19上安装有测量仪表，测量仪表的感受部位接触到试验组件燃烧室机匣1、压气机机匣2和附件机匣3要求的测量处，测量仪表包括位移测量表、应变仪。

步骤六.分布加载试验。试验时，试验操作人员按照常规方法，根据确定的发动机试验机匣加载用的试验载荷，通过试验控制台26分别控制第一加载组件5、第二加载组件7、第三加载组件8、第四加载组件11、第五加载组件12、第六加载组件14、第七加载组件16的伺服阀25对试验组件燃烧室机匣1、压气机机匣2和附件机匣3加载。加载过程采取分步施加，第一步在试验控制台26操作先加载到试验载荷的20％；第二步继续加载到50％；第三步加载到75％；第四步加载到100％。在分步加载到各载荷后通常要求保载3～5分钟，达到载荷稳定，或者直接保载100％载荷并记录测量数据；本实施例中，保载时间为5分钟。每次保载时间到了后，按照常规方法测量并记录数据。

对于屈服强度考核试验，一般重复所述分步试验加载过程3～5次，以保证试验数据的可靠性。本实施例中，重复所述分步试验加载过程为3次后卸载。

对于极限载荷试验，当试验加载到极限载荷时，测量纪录数据后，即可卸载。

步骤七.卸载试验。当试验加载到100％并保载并记录测量数据结束后，采用常规方法对试验组件卸载。卸载中须单调匀速下降至载荷为零，并在卸载中不应引起试验组件颤振。从100％载荷卸载至零的时间控制在15～30秒，本实施例中，从100％载荷卸载至零的时间为30秒。至此，关闭试验器，按照常规做法，分解试验机匣，进行无损检查和测量尺寸，根据检查结果，给出试验结论，即完成对航空发动机主要承力部件整体的静强度考核试验。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims (9)

1.航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：根据航空发动机试验主要承力部件的结构和发动机的工作状态，按照发动机主要承力部件的整体静强度考核试验要求，模拟发动机主要承力部件的工作状态，根据主要承力部件所承受的载荷，确定试验方案，包括确定整体固定方法、加载方法；

步骤2：根据步骤1确定的试验方案和发动机试验组件的结构以及工作受载情况确定转接段，在原相邻机匣是圆柱薄壳件或锥度不大的锥形壳体的情况下，转接段模拟相邻机匣的轴向长度其中，R表示转接件联接处的平均半径，h表示壁厚；

步骤3：根据试验方案和转接段结构，按照载荷等效平移、合成、分解原理，对原始载荷进行转换计算，得到发动机试验组件加载用的试验载荷；

步骤4：根据步骤3确定的试验载荷，在不改变试验件受力状态下，将试验组件与转接段连接，按照航空发动机连接吊装方式将所述试验组件水平安装在试验框架上，再通过加载组件与试验框架连接；

步骤5：将测量机构(19)固定在试验框架上，测量仪表安装在测量机构(19)上，测量仪表的感受部位接触到试验组件要求测量处；

步骤6：通过转接段和加载组件对试验组件进行加载，载荷分步施加，每次保载时间3～5分钟，到100％载荷记录测量数据，或者直接保载100％载荷并记录测量数据；

步骤7：试验完成后，单调匀速完成卸载，关闭试验器，分解主要承力部件试验组件，进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论，试验结束。

2.根据权利要求1所述的航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法，其特征在于，步骤1所述的主要承力部件所承受载荷包括X、Y、Z方向的力和绕X、Y、Z轴的力矩。

3.根据权利要求1所述的航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法，其特征在于，所述步骤6中，对于屈服强度考核试验，重复所述载荷分布施加过程3～5次；对于极限载荷试验，当试验加载到极限载荷时，保载并纪录测量数据，卸载试验组件。

4.一种用于实现权利要求1所述用于航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法的试验系统，其特征在于，包括多个加载组件以及测量机构(19)，试验组件左右两端分别设置有前转接段(4)和后转接段(13)，前转接段和后转接段分别通过加载组件连接在试验框架上，试验组件的下端通过主安装节支承(10)连接到固定底座(9)，试验组件上端通过辅助安装节支承(18)与辅助安装节固定板(17)连接。

5.根据权利要求4所述的试验系统，其特征在于：所述试验组件从左到右依次为燃烧室机匣(1)、压气机机匣(2)、附件机匣(3)，所述燃烧室机匣(1)通过辅助安装节支承(18)与辅助安装节固定板(17)连接，所述附件机匣(3)通过主安装节支承(10)连接到固定底座(9)。

6.根据权利要求5所述的试验系统，其特征在于：所述前转接段(4)左侧与所述附件机匣(3)连接，所述前转接段(4)右侧通过并排设置的第一加载组件(5)和第二加载组件(7)分别与右试验框架(6)相连，所述前转接段(4)下侧通过第三加载组件(8)连接到固定底座(9)。

7.根据权利要求5所述的核试验系统，其特征在于：所述后转接段(13)右侧与所述燃烧室机匣(1)连接，所述后转接段(13)左侧通过并排设置的第六加载组件(14)和第七加载组件(16)分别与左试验框架(15)相连，所述后转接段(13)下侧通过第五加载组件(12)连接到固定底座(9)。

8.根据权利要求4所述的试验系统，其特征在于：每个加载组件由多个加载单元组成，所述加载单元的数量与主要承力部件的加载点数量相同。

9.根据权利要求8所述的试验系统，其特征在于：每个加载单元包括传感器(22)和液压作动筒(24)，所述传感器(22)一端通过传感器调节螺杆(23)与所述液压作动筒(24)的一端相连，所述传感器(22)另一端通过加载杆(21)与前端万向连接头(20)相连，所述前端万向连接头(20)用于和试验组件或转接段相连，所述液压作动筒(24)另一端通过调节螺杆(27)与后端万向连接头(28)相连，所述后端万向连接头(28)用于和各试验框架相连，所述液压作动筒(24)通过设置在其上的伺服阀(25)与试验控制台(26)相连。