CN110726541A - 一种大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空试验装置领域，特别涉及一种大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置。包括：中介机匣试验件、承载组件、模拟机匣以及加载组件。中介机匣试验件的外侧安装有辅助安装节、B截面安装边、主安装节耳座、第一支点和第二支点；承载组件的三角立柱的底端固定在所述基础平台上，承载梁和承力墙安装在三角立柱上，顶端横梁设置在承载梁和/或三角立柱和/或承力墙上；模拟高压压气机机匣的底端安装在基础平台上，顶端与中介机匣试验件的底端连接；模拟风扇机匣的底端与B截面安装边螺栓连接；加载组件安装在承载组件上，分别用于对中介机匣试验件的两个支点、B截面、主安装节耳座以及辅助安装节进行加载。本申请可缩小工作量，通用性强。

Description

一种大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置

技术领域

本申请属于航空试验装置领域，特别涉及一种大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置。

背景技术

中介机匣作为航空发动机重要的承力部件，承受最为复杂的机械和气动载荷，一旦失效将会危及飞行安全，所以必须对其进行强度考核。

现有技术中的机匣试验，加载方面采用各种试验载荷分别加载的形式，装置方面采用积木式搭接的形式，对特定结构的机匣需采用专用设计结构。上述形式的试验装置存在如下缺点，各种试验载荷分别加载，缺少载荷的合成与简化，遇到中介机匣这种复杂载荷试验时，易造成加载通道过多，试验装置过于复杂，给设计和试验装配来困难，甚至由于载荷干涉而无法实现加载；积木式搭接的试验装置，适用于载荷数量少、工况单一的简单试验，而当试验载荷、工况数量多时，每次调整载荷方位，都需要对承载和加载结构重新调整，带来的巨大工作量，不仅增加了试验成本，还降低了试验效率。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，以解决现有技术中存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，包括：

中介机匣试验件，所述中介机匣试验件的外侧安装有辅助安装节，所述辅助安装节的顶端设置有B截面安装边，所述中介机匣试验件的内侧底端设置有主安装节耳座，内侧顶端具有第一支点和第二支点；

承载组件，所述承载组件包括基础平台、顶端横梁、承载梁、三角立柱以及承力墙，其中，所述三角立柱的底端固定在所述基础平台上，所述承载梁和所述承力墙安装在所述三角立柱上，所述顶端横梁设置在所述承载梁和/或所述三角立柱和/或所述承力墙上；

模拟高压压气机机匣，所述模拟高压压气机机匣的底端安装在所述基础平台上，顶端与所述中介机匣试验件的底端连接；

模拟风扇机匣，所述模拟风扇机匣的底端与所述B截面安装边螺栓连接；

加载组件，所述加载组件安装在所述承载组件上，所述加载组件包括支点加载部、B截面加载部、主安装节耳座加载部以及辅助安装节加载部，其中，

所述支点加载部用于对第一支点和第二支点进行加载；

所述B截面加载部用于对B截面进行加载；

所述主安装节耳座加载部用于对主安装节耳座进行加载；

所述辅助安装节加载部用于对辅助安装节进行加载。

可选地，所述基础平台的底端通过螺栓与地基连接，所述基础平台的顶端开设有第一轨道沟槽。

可选地，所述三角立柱设置有多个，所述三角立柱的底端通过T形螺栓固定在所述基础平台的第一轨道沟槽中，侧壁上开设有用于安装所述承力墙或所述加载组件的第二轨道沟槽和第一螺纹孔，顶端开设有第二螺纹孔。

可选地，所述承力墙安装在两个所述三角立柱之间，所述承力墙的侧壁上开设有用于安装所述加载组件的第三轨道沟槽和第三螺纹孔，顶端开设有第四螺纹孔。

可选地，所述顶端横梁通过螺栓安装在所述三角立柱的第二螺纹孔和/或所述承力墙的第四螺纹孔中，所述顶端横梁的底端开设有用于安装所述加载组件的第四轨道沟槽和第五螺纹孔。

可选地，所述支点加载部包括第一支点加载部和第二支点加载部，其中，

所述第一支点加载部包括第一加载杠杆，所述第一加载杠杆包括第一力加载部、第一力反馈部以及第一杠杆，所述第一杠杆通过第一加载刀刃与第一支点连接，所述第一力加载部的一端安装在所述第一杠杆上，另一端与所述三角立柱或所述承力墙连接，所述第一力反馈部的一端安装在所述第一杠杆上，另一端与所述第一力加载部相对的所述三角立柱或所述承力墙连接；

所述第二支点加载部包括第二支点轴向力加载臂、第二加载杠杆以及支点传力元件，其中，

所述支点传力元件包括模拟轴承外圈以及加载筒体，所述模拟轴承外圈与所述第二支点上的轴承座螺栓连接，所述模拟轴承外圈的内侧为光滑柱面，所述加载筒体的顶端与所述模拟轴承外圈的底端螺栓连接，所述加载筒体的底端沿轴向延伸至所述模拟高压压气机机匣中；

所述第二加载杠杆包括第二力加载部、第二力反馈部以及第二杠杆，所述第二杠杆设置在所述加载筒体中，所述第二杠杆通过第二加载刀刃与所述模拟轴承外圈的光滑柱面抵接，所述第二力加载部的一端安装在所述第二杠杆上，另一端穿过所述模拟高压压气机机匣的侧壁上开设的通孔，与所述三角立柱或所述承力墙连接，所述第二力反馈部的一端安装在所述第二杠杆上，另一端穿过所述模拟高压压气机机匣的侧壁上开设的通孔，与所述第二力加载部相对的所述三角立柱或所述承力墙连接；

所述第二支点轴向力加载臂的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒和力传感器，所述第二支点轴向力加载臂沿轴向设置在所述模拟高压压气机机匣中，所述第二支点轴向力加载臂的底端安装在所述基础平台上，所述第二支点轴向力加载臂的顶端与所述加载筒体的底端连接。

可选地，

所述第一加载杠杆的所述第一杠杆上通过限位螺钉设置有关节轴承，关节轴承上安装所述第一加载刀刃，所述第一杠杆上通过限位螺钉安装有两个相对的连接部；所述第一力加载部的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述第一力加载部的一端与所述第一杠杆的一个连接部连接；所述第一力反馈部的两端设置有球铰结构，中部设置有力传感器，所述第一力反馈部的一端与所述第一杠杆的另一个连接部连接；

所述第二加载杠杆的所述第二杠杆上通过限位螺钉设置有关节轴承，关节轴承上安装所述第二加载刀刃，所述第二杠杆上通过限位螺钉安装有两个相对的连接部；所述第二力加载部的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述第二力加载部的一端与所述第二杠杆的一个连接部连接；所述第二力反馈部的两端设置有球铰结构，中部设置有力传感器，所述第二力反馈部的一端与所述第二杠杆的另一个连接部连接。

可选地，所述B截面加载部包括B截面偏置载荷加载臂以及B截面合成载荷加载臂，其中，

所述B截面偏置载荷加载臂的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述B截面偏置载荷加载臂的一端安装在所述承力墙上，另一端与所述模拟风扇机匣的底端安装边连接；

所述B截面合成载荷加载臂包括两个，所述B截面合成载荷加载臂的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述B截面合成载荷加载臂的一端安装在所述顶端横梁上，另一端与所述模拟风扇机匣的顶端连接，两个所述B截面合成载荷加载臂对称设置。

可选地，所述主安装节耳座加载部包括两个主安装节耳座载荷加载臂，所述主安装节耳座载荷加载臂的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，两个所述主安装节耳座载荷加载臂的一端均安装在所述基础平台上，另一端分别与所述中介机匣试验件的两个主安装节耳座连接。

可选地，所述辅助安装节加载部包括辅助安装节轴向力加载臂、辅助安装节偏置载荷加载臂、辅助安装节侧向力加载臂，其中，

所述辅助安装节轴向力加载臂的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述辅助安装节轴向力加载臂的一端与所述基础平台连接，另一端与所述辅助安装节连接，用于对所述辅助安装节进行轴向载荷加载；

所述辅助安装节偏置载荷加载臂的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述辅助安装节偏置载荷加载臂的一端与所述承力墙连接，另一端与所述辅助安装节连接，用于对所述辅助安装节进行垂向载荷加载；

所述辅助安装节侧向力加载臂的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述辅助安装节侧向力加载臂的一端与所述承力墙连接，另一端与所述辅助安装节连接，用于对所述辅助安装节进行侧向载荷加载。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，通过对承载结构的整体化设计，使得在试验工况调整时，只需调整部分加载组件，大幅缩小了装配工作量；对试验装置进行通用性设计，适应各型号大涵道比发动机中介机匣强度试验。

附图说明

图1是某型发动机中介机匣结构示意图；

图2是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置主视图；

图3是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置俯视图；

图4是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置的基础平台示意图；

图5是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置的三角立柱示意图；

图6是图5的B-B视图；

图7是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置的承力墙的主视图；

图8是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置的承力墙的俯视图；

图9是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置的顶端横梁示意图；

图10是图9的C-C视图；

图11是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置的加载臂示意图；

图12是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置的加载杠杆示意图；

图13是本申请一个实施方式的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置的支点传力元件示意图。

其中：

1-基础平台；2-模拟高压压气机机匣；3-第二支点轴向力加载臂；4-第二加载杠杆；5-中介机匣试验件；6-B截面偏置载荷侧加载臂；7-模拟风扇机匣；8-B截面合成载荷加载臂；9-顶端横梁；10-主安装节耳座载荷加载臂；11-辅助安装节轴向力加载臂；12-支点传力元件；13-辅助安装节偏置载荷加载臂；14-承载梁；15-三角立柱；16-承力墙；17-辅助安装节侧向力加载臂。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图13对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，包括：中介机匣试验件5、承载组件、模拟高压压气机机匣2、模拟风扇机匣7以及加载组件。

具体的，某型大涵道比航空发动机中介机匣结构简图如图1所示，中介机匣的一端通过设置在外侧的辅助安装节顶端的B截面安装边与风扇机匣相连，另一端连接高压压气机机匣，中介机匣的内侧设置有主安装节耳座、第一支点以及第二支点。

对中介机匣进行载荷试验时，施加的载荷包括：

支点载荷：第一支点侧向力R_1y、垂向力R_1z；第二支点轴向力R_2x、侧向力R_2y和垂向力R_2z；

B截面载荷：轴向力F_x、侧向力F_y、垂向力F_z，轴向扭矩M_x、侧向扭矩M_y和垂向扭矩M_z；

主安装节耳座载荷：左耳座轴向力

侧向力

垂向力

右耳座轴向力

侧向力

垂向力

辅助安装节载荷：轴向力

侧向力

垂向力

轴向扭矩

试验包含多个工况，载荷方位和大小根据工况变化。

本申请首先，根据试验件结构和各工况载荷方位特点进行加载载荷简化：

(1)分别将第一支点侧向力R_1y、垂向力R_1z和第二支点侧向力R_2y和垂向力R_2z，在Y、Z方向进行合成为载荷R_1yz和R_2yz，有：

定义R_1yz、R_2yz与Z轴夹角分别为α、β，则：

α＝arctan(R_1y/R_1z)

β＝arctan(R_2y/R_2z)

(2)对于B截面，将侧向载荷F_y、垂向载荷F_z和轴向扭矩M_x合成为偏置载荷F_侧，则：

L_侧＝M_x/F_侧

其中L_侧为F_侧的偏置距离。定义F_侧Z轴夹角分别为γ，则：

γ＝arctan(F_y/F_z)

侧向扭矩M_y、垂向扭矩M_z与轴向力F_x理论上可以合成为一个偏置载荷进行加载，但由于试验件支点部位空间结构限制，偏置距离无法实现。故将合成后扭矩与轴向载荷合成为两个距离为L_轴的分力

和

定义M_yz与Z轴夹角为δ，有：

F_轴1＝F_x/2-M_yz/L_轴

F_轴2＝F_x/2+M_yz/L_轴

δ＝arctan(M_y/M_z)

(3)将主安装节耳座X、Y、Z方向载荷分别合成为F_左和F_右，由于相对X-Z平面对称，定义F_左和F_右在X-Z平面的投影与X轴夹角为λ，在X-Y平面的投影与X轴夹角为θ，则有：

λ＝arctan(F_左z/F_左x)

θ＝arctan(F_左y/F_左x)

(4)将辅助安装节垂向力

与轴向扭矩

转换为偏置载荷F_辅偏，定义偏置距离为L_辅偏，则有：

F_辅偏＝F_轴z

L_辅偏＝M_轴x/F_辅偏

若按常规方法，扭矩由力偶施加，则载荷简化前共需设计25路加载载荷，简化后加载载荷减少至11路。

本申请的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，能够实现对上述简化后的试验载荷的施加。

本申请的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，如图2和3所示，中介机匣试验件5的外侧安装有辅助安装节，辅助安装节的顶端设置有B截面安装边，中介机匣试验件5的内侧底端设置有主安装节耳座，内侧顶端具有第一支点和第二支点。承载组件包括基础平台1、顶端横梁9、承载梁14、三角立柱15以及承力墙16，其中，三角立柱15的底端固定在基础平台1上，承载梁14和承力墙16安装在三角立柱15上，顶端横梁9设置在承载梁14和/或三角立柱15和/或承力墙16上；模拟高压压气机机匣2的底端安装在基础平台1上，顶端与中介机匣试验件5的底端连接；模拟风扇机匣7的底端与B截面安装边螺栓连接；加载组件安装在承载组件上，加载组件包括支点加载部、B截面加载部、主安装节耳座加载部以及辅助安装节加载部，分别用于对第一支点、第二支点、B截面、主安装节耳座以及辅助安装节进行加载。

具体的，本申请中，承载组件采用整体载荷承载结构设计，如图4所示，基础平台1用于固定模拟机匣、加载组件和承载组件的其它结构，同时承载相应的试验载荷。在本申请的一个实施方式中，基础平台1呈矩形，其底端通过螺栓与地基连接，顶端加工有第一轨道沟槽，用于T形螺栓装配。如图5和6所示，本实施例中，三角立柱15的横截面呈三角形，在基础平台1的四个角设置有四个，底端通过T形螺栓固定在基础平台1的第一轨道沟槽中，三角立柱15侧壁上开设有用于安装承力墙16或加载组件的第二轨道沟槽和第一螺纹孔，顶端开设有第二螺纹孔。如图7和8所示，本实施例中，承力墙16为厚板状结构，设置三个，每个承力墙16安装在两个三角立柱15之间，承力墙16的侧壁上开设有用于安装加载组件的第三轨道沟槽和第三螺纹孔，顶端开设有第四螺纹孔。如图9和10所示，本实施例中，顶端横梁9通过螺栓安装在三角立柱15的第二螺纹孔和/或承力墙16的第四螺纹孔中，顶端横梁9的底端开设有用于安装加载组件的第四轨道沟槽和第五螺纹孔。有利的是，为便于试验人员进出方便，在承载组件留出一面作为通行和观察通道，在该面只安装一根用于承载顶端横梁9的承载梁14。由于装置为对称结构，试验安装时中介机匣试验件5方位能够按需调整，且加载组件中的加载作动筒为推拉双方向，因此无承力墙16方向的加载同样可以实现。

在本申请的一个实施方式中，支点加载部包括第一支点加载部和第二支点加载部，其中，第一支点加载部包括第一加载杠杆，第一加载杠杆包括第一力加载部、第一力反馈部以及第一杠杆，第一杠杆通过第一加载刀刃与第一支点连接，第一力加载部的一端安装在第一杠杆上，另一端与三角立柱15或承力墙16连接，第一力反馈部的一端安装在第一杠杆上，另一端与第一力加载部相对的三角立柱15或承力墙16连接。

本实施例中，第一加载杠杆的第一杠杆上通过限位螺钉设置有关节轴承，关节轴承上安装第一加载刀刃，第一杠杆上通过限位螺钉安装有两个相对的连接部；第一力加载部的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，第一力加载部的一端与第一杠杆的一个连接部连接；第一力反馈部的两端设置有球铰结构，中部设置有力传感器，第一力反馈部的一端与第一杠杆的另一个连接部连接。

第二支点加载部用于实现对第二支点轴向力R_2x的加载，第二支点加载部包括第二支点轴向力加载臂3、第二加载杠杆4以及支点传力元件12，其中，如图13所示，在第二支点试验要求模拟轴承载荷，即在其上施加径向和轴向载荷，为一点多载形式，这对于狭小空间来说是十分困难的，现有技术中的轴承外圈为异型结构且带有沟槽，无法用于加载，故设计新型轴承外圈结构，模拟真实轴承外圈连接和受力形式，内径为用于第二加载刀刃加载的光滑柱面。本实施例中，支点传力元件12包括模拟轴承外圈以及加载筒体，模拟轴承外圈与第二支点上的轴承座螺栓连接，模拟轴承外圈的内侧为光滑柱面，加载筒体的顶端与模拟轴承外圈的底端螺栓连接，加载筒体的底端沿轴向延伸至模拟高压压气机机匣2中，加载筒体用于传递轴向载荷，加载筒体底端为球铰单耳，连接轴向力加载作动筒，筒体内部需容纳加载杠杆4，侧面留有安装孔。

如图12所示，第二加载杠杆4包括第二力加载部、第二力反馈部以及第二杠杆，第二杠杆设置在加载筒体中，第二杠杆上采用三处第二加载刀刃结构，相比轴承结构，力的加载点更为准确，通过第二加载刀刃与模拟轴承外圈的光滑柱面抵接，第二力加载部的一端安装在第二杠杆上，另一端穿过模拟高压压气机机匣2的侧壁上开设的通孔，与三角立柱15或承力墙16连接，第二力反馈部的一端安装在第二杠杆上，另一端穿过模拟高压压气机机匣2的侧壁上开设的通孔，与第二力加载部相对的三角立柱15或承力墙16连接；通过第二加载刀刃施加在第二支点处的载荷为第二力反馈部的反馈载荷与第二力加载部的加载载荷的矢量差。

本实施例中，第二加载杠杆4的第二杠杆上通过限位螺钉设置有关节轴承，关节轴承上安装第二加载刀刃，第二杠杆上通过限位螺钉安装有两个相对的连接部；第二力加载部的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，第二力加载部的一端与第二杠杆的一个连接部连接，另一端穿过模拟高压压气机机匣2的侧壁上开设的通孔，与三角立柱15或承力墙16连接；第二力反馈部的两端设置有球铰结构，中部设置有力传感器，第二力反馈部的一端与第二杠杆的另一个连接部连接，另一端穿过模拟高压压气机机匣2的侧壁上开设的通孔，与第二力加载部相对的三角立柱15或承力墙16连接。

如图11所示，第二支点轴向力加载臂3的两端设置有球铰结构，能够消除附加弯矩，中部设置有伺服作动筒和力传感器，第二支点轴向力加载臂3沿轴向设置在模拟高压压气机机匣2中，第二支点轴向力加载臂3的底端安装在基础平台1上，第二支点轴向力加载臂3的顶端与加载筒体的底端连接。

在本申请的一个实施方式中，B截面加载部包括B截面偏置载荷加载臂6以及B截面合成载荷加载臂8。其中，B截面偏置载荷加载臂6用于实现对B截面偏置载荷F_侧的加载，B截面合成载荷加载臂8用于实现对B截面合成载荷

和

的加载。B截面偏置载荷加载臂6的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，B截面偏置载荷加载臂6的一端安装在承力墙16上，另一端与模拟风扇机匣7的底端安装边连接，为避免螺栓受力不均，底端安装边较宽；B截面合成载荷加载臂8包括两个，B截面合成载荷加载臂8的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，B截面合成载荷加载臂8的一端安装在顶端横梁9上，另一端与模拟风扇机匣7的顶端连接，模拟风扇机匣7的顶端留有安装B截面合成载荷加载臂8球铰结构的螺栓孔，两个B截面合成载荷加载臂8对称设置。

在本申请的一个实施方式中，主安装节耳座加载部包括两个主安装节耳座载荷加载臂10，用于实现对主安装节耳座载荷F_左和F_右的加载，主安装节耳座载荷加载臂10的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，其中一个主安装节耳座载荷加载臂10的一端安装在基础平台1上，另一端与中介机匣试验件5的左侧主安装节耳座连接；另一个主安装节耳座载荷加载臂10的一端安装在基础平台1上，另一端与中介机匣试验件5的右侧主安装节耳座连接。

在本申请的一个实施方式中，辅助安装节加载部包括辅助安装节轴向力加载臂11、辅助安装节偏置载荷加载臂13、辅助安装节侧向力加载臂17，其中，辅助安装节轴向力加载臂11的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，辅助安装节轴向力加载臂11的一端与基础平台1连接，另一端与辅助安装节连接，用于对辅助安装节轴向力

的加载；辅助安装节偏置载荷加载臂13的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，辅助安装节偏置载荷加载臂13的一端与承力墙16连接，另一端与辅助安装节连接，用于对辅助安装节偏置载荷F_辅偏的加载；辅助安装节侧向力加载臂17的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，辅助安装节侧向力加载臂17的一端与承力墙16连接，另一端与辅助安装节连接，用于对辅助安装节侧向力

的加载。

本申请通过对试验载荷的合成与简化，使得试验载荷数量大幅减少，极大缩短了装配调试时间，提高了试验效率；本申请的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，承载组件的整体化设计，使得在试验工况调整时，只需调整部分加载组件，大幅缩小了装配工作量；通用性强，试验装置适应各型号大涵道比发动机中介机匣强度试验。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，包括：

中介机匣试验件(5)，所述中介机匣试验件(5)的外侧安装有辅助安装节，所述辅助安装节的顶端设置有B截面安装边，所述中介机匣试验件(5)的内侧底端设置有主安装节耳座，内侧顶端具有第一支点和第二支点；

承载组件，所述承载组件包括基础平台(1)、顶端横梁(9)、承载梁(14)、三角立柱(15)以及承力墙(16)，其中，所述三角立柱(15)的底端固定在所述基础平台(1)上，所述承载梁(14)和所述承力墙(16)安装在所述三角立柱(15)上，所述顶端横梁(9)设置在所述承载梁(14)和/或所述三角立柱(15)和/或所述承力墙(16)上；

模拟高压压气机机匣(2)，所述模拟高压压气机机匣(2)的底端安装在所述基础平台(1)上，顶端与所述中介机匣试验件(5)的底端连接；

模拟风扇机匣(7)，所述模拟风扇机匣(7)的底端与所述B截面安装边螺栓连接；

加载组件，所述加载组件安装在所述承载组件上，所述加载组件包括支点加载部、B截面加载部、主安装节耳座加载部以及辅助安装节加载部，其中，

所述支点加载部用于对第一支点和第二支点进行加载；

所述B截面加载部用于对B截面进行加载；

所述主安装节耳座加载部用于对主安装节耳座进行加载；

所述辅助安装节加载部用于对辅助安装节进行加载。

2.根据权利要求1所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，所述基础平台(1)的底端通过螺栓与地基连接，所述基础平台(1)的顶端开设有第一轨道沟槽。

3.根据权利要求2所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，所述三角立柱(15)设置有多个，所述三角立柱(15)的底端通过T形螺栓固定在所述基础平台(1)的第一轨道沟槽中，侧壁上开设有用于安装所述承力墙(16)或所述加载组件的第二轨道沟槽和第一螺纹孔，顶端开设有第二螺纹孔。

4.根据权利要求3所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，所述承力墙(16)安装在两个所述三角立柱(15)之间，所述承力墙(16)的侧壁上开设有用于安装所述加载组件的第三轨道沟槽和第三螺纹孔，顶端开设有第四螺纹孔。

5.根据权利要求4所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，所述顶端横梁(9)通过螺栓安装在所述三角立柱(15)的第二螺纹孔和/或所述承力墙(16)的第四螺纹孔中，所述顶端横梁(9)的底端开设有用于安装所述加载组件的第四轨道沟槽和第五螺纹孔。

6.根据权利要求5所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，所述支点加载部包括第一支点加载部和第二支点加载部，其中，

所述第一支点加载部包括第一加载杠杆，所述第一加载杠杆包括第一力加载部、第一力反馈部以及第一杠杆，所述第一杠杆通过第一加载刀刃与第一支点连接，所述第一力加载部的一端安装在所述第一杠杆上，另一端与所述三角立柱(15)或所述承力墙(16)连接，所述第一力反馈部的一端安装在所述第一杠杆上，另一端与所述第一力加载部相对的所述三角立柱(15)或所述承力墙(16)连接；

所述第二支点加载部包括第二支点轴向力加载臂(3)、第二加载杠杆(4)以及支点传力元件(12)，其中，

所述支点传力元件(12)包括模拟轴承外圈以及加载筒体，所述模拟轴承外圈与所述第二支点上的轴承座螺栓连接，所述模拟轴承外圈的内侧为光滑柱面，所述加载筒体的顶端与所述模拟轴承外圈的底端螺栓连接，所述加载筒体的底端沿轴向延伸至所述模拟高压压气机机匣(2)中；

所述第二加载杠杆(4)包括第二力加载部、第二力反馈部以及第二杠杆，所述第二杠杆设置在所述加载筒体中，所述第二杠杆通过第二加载刀刃与所述模拟轴承外圈的光滑柱面抵接，所述第二力加载部的一端安装在所述第二杠杆上，另一端穿过所述模拟高压压气机机匣(2)的侧壁上开设的通孔，与所述三角立柱(15)或所述承力墙(16)连接，所述第二力反馈部的一端安装在所述第二杠杆上，另一端穿过所述模拟高压压气机机匣(2)的侧壁上开设的通孔，与所述第二力加载部相对的所述三角立柱(15)或所述承力墙(16)连接；

所述第二支点轴向力加载臂(3)的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒和力传感器，所述第二支点轴向力加载臂(3)沿轴向设置在所述模拟高压压气机机匣(2)中，所述第二支点轴向力加载臂(3)的底端安装在所述基础平台(1)上，所述第二支点轴向力加载臂(3)的顶端与所述加载筒体的底端连接。

7.根据权利要求6所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，

所述第一加载杠杆的所述第一杠杆上通过限位螺钉设置有关节轴承，关节轴承上安装所述第一加载刀刃，所述第一杠杆上通过限位螺钉安装有两个相对的连接部；所述第一力加载部的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述第一力加载部的一端与所述第一杠杆的一个连接部连接；所述第一力反馈部的两端设置有球铰结构，中部设置有力传感器，所述第一力反馈部的一端与所述第一杠杆的另一个连接部连接；

所述第二加载杠杆(4)的所述第二杠杆上通过限位螺钉设置有关节轴承，关节轴承上安装所述第二加载刀刃，所述第二杠杆上通过限位螺钉安装有两个相对的连接部；所述第二力加载部的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述第二力加载部的一端与所述第二杠杆的一个连接部连接；所述第二力反馈部的两端设置有球铰结构，中部设置有力传感器，所述第二力反馈部的一端与所述第二杠杆的另一个连接部连接。

8.根据权利要求7所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，所述B截面加载部包括B截面偏置载荷加载臂(6)以及B截面合成载荷加载臂(8)，其中，

所述B截面偏置载荷加载臂(6)的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述B截面偏置载荷加载臂(6)的一端安装在所述承力墙(16)上，另一端与所述模拟风扇机匣(7)的底端安装边连接；

所述B截面合成载荷加载臂(8)包括两个，所述B截面合成载荷加载臂(8)的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述B截面合成载荷加载臂(8)的一端安装在所述顶端横梁(9)上，另一端与所述模拟风扇机匣(7)的顶端连接，两个所述B截面合成载荷加载臂(8)对称设置。

9.根据权利要求8所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，所述主安装节耳座加载部包括两个主安装节耳座载荷加载臂(10)，所述主安装节耳座载荷加载臂(10)的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，两个所述主安装节耳座载荷加载臂(10)的一端均安装在所述基础平台(1)上，另一端分别与所述中介机匣试验件(5)的两个主安装节耳座连接。

10.根据权利要求9所述的大涵道比航空发动机中介机匣强度试验装置，其特征在于，所述辅助安装节加载部包括辅助安装节轴向力加载臂(11)、辅助安装节偏置载荷加载臂(13)、辅助安装节侧向力加载臂(17)，其中，

所述辅助安装节轴向力加载臂(11)的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述辅助安装节轴向力加载臂(11)的一端与所述基础平台(1)连接，另一端与所述辅助安装节连接，用于对所述辅助安装节进行轴向载荷加载；

所述辅助安装节偏置载荷加载臂(13)的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述辅助安装节偏置载荷加载臂(13)的一端与所述承力墙(16)连接，另一端与所述辅助安装节连接，用于对所述辅助安装节进行垂向载荷加载；

所述辅助安装节侧向力加载臂(17)的两端设置有球铰结构，中部设置有伺服作动筒以及力传感器，所述辅助安装节侧向力加载臂(17)的一端与所述承力墙(16)连接，另一端与所述辅助安装节连接，用于对所述辅助安装节进行侧向载荷加载。

Images