CN111289258A - 一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，包括龙门架、底座、支撑模块、杠杆加载模块、滑轮模块、配重块、加力气缸和钩爪单元。龙门架安装在底座上，加力气缸和滑轮模块安装在龙门架的横梁下端，杠杆加载模块包括主杠杆和组合杠杆系，该主杠杆的中点通过钢丝连接加力气缸，主杠杆的两端分别通过钢丝穿过滑轮单元后连接配重块，支撑模块固定在底座上，钩爪单元连接直向反推叶栅的每个格栅，并且钩爪单元通过组合杠杆系连接位于上方的主杠杆；钩爪单元分为I型钩爪和II型钩爪。与现有技术相比，本发明能够方便快捷地实现对航空发动机直向反推叶栅结构的静力加载，进行力学试验；避免了试验加载过程中钩爪的互相干涉。

Description

一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置

技术领域

本发明涉及航空发动机试验领域，尤其是涉及一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置。

背景技术

航空发动机短舱中的反推装置是一套专业的机构，其价值占飞机总成本的5％-7％。叶栅式反推装置采用特殊造型的导流叶栅对外涵气流进行导向，具有反推效率高、控制气流能力强、可靠性好等优点，近年来已经广泛应用于大涵道比涡扇发动机。叶栅是叶栅式反推装置中的重要零件，为了满足引导气流折返的功能，叶栅通常有多个格栅，每个格栅由弧形叶片和相邻肋板围成，结构形状复杂。如图1所示，直向反推叶栅的轴向方向为平行的肋板组成，在每个肋板中间，布置了多排叶片。

在传统的力学试验加载中，是通过设计夹具对试验件进行夹持，然后才用胶布带杠杆结构来模拟气动载荷进行加载。由于反推叶栅结构非常复杂，每个叶片单元孔格尺寸都比较小，通常每个叶片的载荷也都不相同，因此加载的难度非常大。目前市面上缺少一种专用于直向反推叶栅的试验加载装置。

发明内容

本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，用于对直向反推叶栅进行夹持和静力加载。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，包括龙门架、底座、支撑模块、杠杆加载模块、滑轮模块、配重块、加力气缸和钩爪单元，所述的龙门架安装在底座上，所述的加力气缸和滑轮模块安装在龙门架的横梁下端，所述滑轮模块包括两个滑轮单元，对称分布在加力气缸的两侧，所述的杠杆加载模块包括主杠杆和组合杠杆系，该主杠杆的中点通过钢丝连接加力气缸，主杠杆的两端分别通过钢丝穿过滑轮单元后连接配重块，所述的支撑模块固定在底座上，并且位于加力气缸的正下方，所述的直向反推叶栅安装在支撑模块上，所述的钩爪单元连接直向反推叶栅的每个格栅，并且钩爪单元通过组合杠杆系连接位于上方的主杠杆；所述的组合杠杆系将钩爪单元对每个格栅的作用力汇集至主杠杆的中点；所述的钩爪单元包括多个钩爪，钩爪分为I型钩爪和II型钩爪，其中，I型钩爪上设有槽孔，II型钩爪以及连接II型钩爪的钢丝能够穿过槽孔，并排设置的I型钩爪和并排设置的II型钩爪交错连接直向反推叶栅。

进一步地，所述的组合杠杆系包括钢丝、松紧螺套和多根杠杆，杠杆按多级分布，最下级杠杆两端中的每一端分别对应连接一个钩爪，每根杠杆的中间部通过钢丝连接上级的杠杆，随着级数的增加，每级的杠杆数量逐渐减少，直至组合杠杆系的最上级减少为两根杠杆，该两根杠杆通过钢丝连接主杠杆；每根钢丝上设有松紧螺套。

进一步地，每根杠杆包括三个螺栓和两根钢管，两根钢管并排连接组成杠杆主体，两个螺栓位于杠杆主体的两端，在杠杆主体中间设有长条孔，位于杠杆主体中间的一个螺栓可沿着长条孔平移进行位置调节，所述的钢丝穿过两根钢管的缝隙连接螺栓。每级载荷通过杠杆的比例进行调节。

进一步地，所述的支撑模块包括安装座、第一支架、第二支架和固定螺栓杆，所述的安装座横跨铰接第一支架和第二支架，所述的直向反推叶栅固定在安装座上，第一支架的底部通过固定螺栓杆固定在底座上，第二支架的底部通过固定螺栓杆固定在底座上，第二支架的高度大于第一支架的高度。

进一步地，第一支架和第二支架均可沿着固定螺栓杆进行高度调节。

进一步地，每个滑轮单元包括至少两个定滑轮。

进一步地，每个钩爪包括加载块和C型连杆，加载块安装在C型连杆的一端，C型连杆另一端通过钢丝连接组合杠杆系；I型钩爪上的槽孔设置在C型连杆上。

进一步地，所述的加载块上设有第一曲面，该第一曲面用于完全贴合直向反推叶栅中每个格栅的叶片。

进一步地，配重块的总重量等于杠杆加载模块加上钩爪单元的总重量。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、本发明结构简单，能够方便快捷地实现对航空发动机直向反推叶栅结构的静力加载，进行力学试验；通过配重块和滑轮模块的组合抵消杠杆加载模块和钩爪单元的重量，不会产生额外的载荷，便于试验计算；通过加力气缸连接主杠杆进行加载，使得加载力的控制更加简单，而且控制精度高；同时，通过I型钩爪和II型钩爪的形状设计，避免了试验加载过程中钩爪的互相干涉。

2、本发明通过杠杆加载模块能够方便地调节对叶栅的加载比例，实现不同情况下的加载分配试验。

3、本发明通过支撑模块可以调节直向反推叶栅的加载受力方向(也就是倾斜方向)，适用于不同角度叶片的叶栅，适用范围更广。

附图说明

图1为直向反推叶栅的结构示意图。

图2为本发明的结构示意图。

图3为支撑模块的立体结构示意图。

图4为支撑模块的侧视结构示意图。

图5为杠杆加载模块的立体结构示意图。

图6为杠杆加载模块的俯视结构示意图。

图7为I型钩爪和II钩爪的放大结构示意图。

图8为I型钩爪和II钩爪排列分布结构示意图。

图9为实施二中杠杆的结构示意图。

图10为实施二支撑模块的立体结构示意图。

附图标记：1、龙门架，2、底座，3、支撑模块，31、第一支架，32、第二支架，33、安装座，34、固定螺栓杆，4、杠杆加载模块，41、主杠杆，42、组合杠杆系，421、杠杆，421a、钢管，421b、螺栓，421c、长条孔，422、钢丝，5、滑轮模块，51、滑轮单元，6、配重块，7、加力气缸，8、钩爪单元，81、加载块，82、C型连杆，83、槽孔。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

实施例一

如图2所示，本实施例提供了一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，主要包括龙门架1、底座2、支撑模块3、杠杆加载模块4、滑轮模块5、配重块6、加力气缸7和钩爪单元8。龙门架1安装在底座2上，加力气缸7和滑轮模块5安装在龙门架1的横梁下端。滑轮模块5包括两个滑轮单元51，对称分布在加力气缸7的两侧。杠杆加载模块4包括主杠杆41和组合杠杆系42，该主杠杆41的中点通过钢丝422连接加力气缸7，主杠杆41的两端分别通过钢丝422穿过滑轮单元51后连接配重块6。本实施例中每个滑轮单元51采用了两个定滑轮，使得配重块6的移动更加稳定。支撑模块3固定在底座2上，并且位于加力气缸7的正下方。直向反推叶栅安装在支撑模块3上，钩爪单元8连接直向反推叶栅的每个格栅，并且钩爪单元8通过组合杠杆系42连接位于上方的主杠杆41。组合杠杆系42将钩爪单元8对每个格栅的作用力汇集至主杠杆41的中点。

在加载前通过称量杠杆加载模块4和钩爪单元8的总重量，然后平均分配到两个配重块6上，使得直向反推叶栅在加载前能够悬挂在空中并且没有附加力的存在。支撑模块3保证了钩爪单元8对直向反推叶栅的加载方向垂直向上，本实施例中加力气缸7的加载力要小于设计载荷。

如图3和图4所示，支撑模块3包括安装座33、第一支架31、第二支架32和固定螺栓杆34。安装座33横跨铰接第一支架31和第二支架32。直向反推叶栅固定在安装座33上，第一支架31的底部通过固定螺栓杆34杆固定在底座2上，第二支架32的底部同样通过固定螺栓杆34固定在底座2上。第二支架32的高度大于第一支架31的高度，使得安装座33处于倾斜位置，由此，使得钩爪/杠杆加载模块4对于直向反推叶栅的合力方向垂直向上。安装座33的具体结构模拟了真实的发动机短舱叶栅安装环，通过四个角的固定与直向反推叶栅连接。

如图5所示，杠杆加载模块4包括主杠杆41和组合杠杆系42。组合杠杆系42包括钢丝422、松紧螺套(图中未示出)和多根杠杆421。杠杆421按多级分布，最下级杠杆421两端中的每一端分别对应连接一个钩爪，每根杠杆421的中间部通过钢丝422连接上级的杠杆421，随着级数的增加，每级的杠杆421数量逐渐减少，直至组合杠杆系42的最上级减少为两根杠杆421，该两根杠杆421通过钢丝422连接主杠杆41。每根钢丝422上设有松紧螺套，松紧螺套为现有已知的结构，用于调节钢丝422的长度。通过松紧螺套可以有效地对每根杠杆421进行调平，保证载荷的传载比例。最终，如图6所示，从杠杆加载模块4的顶部看，最后主杠杆41的中点即为在直向反推叶栅被加载的合力点位置。本实施例中，组合杠杆系42具有预先设计完成的多种型号，可以和主杠杆41组合形成不同的杠杆加载模块4，用于进行不同载荷分布的试验。

如图7所示，钩爪单元8包括多个钩爪，每个钩爪包括加载块81和C型连杆82。加载块81安装在C型连杆82的一端，C型连杆82另一端通过钢丝422连接组合杠杆系42。加载块81上设有第一曲面，该第一曲面用于完全贴合直向反推叶栅中每个格栅的叶片，实现直向反推叶珊的吊挂。与此同时，钩爪被分为了I型钩爪和II型钩爪。在I钩爪的C型连杆82设有长条形的槽孔83。当前后相邻的两个I型钩爪和II型钩爪连接直向反推叶栅时，II型钩爪的C型连杆82能够穿过I钩爪上的槽孔83，并且在槽孔83中移动，同时，连接I型钩爪的钢丝422也会从槽孔83内穿过。因此，I型钩爪和II型钩爪的运动互不干涉。如图8所示，本实施例中的一排I型钩爪和一排II型钩爪交错设置连接直向反推叶栅内的每个格栅，避免了在加载过程中会有的钢丝422和钩爪的位置干涉现象。

实施例二

本实施例的基本结构和实施例一类似，因此不进行重复叙述，其不同点在于：

如图9所示，组合杠杆系42的每根杠杆421，均由两根钢管421a和三个螺栓421b组成。两根钢管421a并排连接组成杠杆主体，两个螺栓421b位于杠杆主体的两端。在杠杆主体中间设有长条孔421c，位于杠杆主体中间的一个螺栓421b可沿着长条孔421c平移进行位置调节。钢丝422穿过两根钢管421a的缝隙连接螺栓421b。通过杠杆主体中位于长条孔421c中螺栓421b的位置调节，可以实现杠杆421比例的调节，由此实现加载模块每一级所能提供的载荷通过杠杆421的比例进行调节。本实施例中，无需对组合杠杆系42进行更换，即可用于不同载荷分布的试验，提高了试验的便利性。

如图10所示，支撑模块3包括安装座33、第一支架31、第二支架32和固定螺栓杆34。安装座33横跨铰接第一支架31和第二支架32。直向反推叶栅固定在安装座33上，第一支架31的底部通过固定螺栓杆34固定在底座2上，第二支架32的底部通过固定螺栓杆34固定在底座2上。第二支架32的高度大于第一支架31的高度。其中的固定螺栓杆34采用长螺栓，固定螺栓杆34的下端与底座2固定。第一支架31和第二支架32均可沿着固定螺栓杆34进行高度调节，由此调节安装座33的倾斜角度。使得支撑模块3可以适用于不同叶片角度的直向反推叶栅，适用范围更广。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (9)

1.一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，包括龙门架(1)、底座(2)、支撑模块(3)、杠杆加载模块(4)、滑轮模块(5)、配重块(6)、加力气缸(7)和钩爪单元(8)，所述的龙门架(1)安装在底座(2)上，所述的加力气缸(7)和滑轮模块(5)安装在龙门架(1)的横梁下端，所述滑轮模块(5)包括两个滑轮单元(51)，对称分布在加力气缸(7)的两侧，所述的杠杆加载模块(4)包括主杠杆(41)和组合杠杆系(42)，该主杠杆(41)的中点通过钢丝(422)连接加力气缸(7)，主杠杆(41)的两端分别通过钢丝(422)穿过滑轮单元(51)后连接配重块(6)，所述的支撑模块(3)固定在底座(2)上，并且位于加力气缸(7)的正下方，所述的直向反推叶栅安装在支撑模块(3)上，所述的钩爪单元(8)连接直向反推叶栅的每个格栅，并且钩爪单元(8)通过组合杠杆系(42)连接位于上方的主杠杆(41)；所述的组合杠杆系(42)将钩爪单元(8)对每个格栅的作用力汇集至主杠杆(41)的中点；所述的钩爪单元(8)包括多个钩爪，钩爪分为I型钩爪和II型钩爪，其中，I型钩爪上设有槽孔(83)，II型钩爪以及连接II型钩爪的钢丝(422)能够穿过槽孔(83)，并排设置的I型钩爪和并排设置的II型钩爪交错连接直向反推叶栅。

2.根据权利要求1所述的航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，所述的组合杠杆系(42)包括钢丝(422)、松紧螺套和多根杠杆(421)，杠杆(421)按多级分布，最下级杠杆(421)两端中的每一端分别对应连接一个钩爪，每根杠杆(421)的中间部通过钢丝(422)连接上级的杠杆(421)，随着级数的增加，每级的杠杆(421)数量逐渐减少，直至组合杠杆系(42)的最上级减少为两根杠杆(421)，该两根杠杆(421)通过钢丝(422)连接主杠杆(41)；每根钢丝(422)上设有松紧螺套。

3.根据权利要求2所述的航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，每根杠杆(421)包括三个螺栓(421b)和两根钢管(421a)，两根钢管(421a)并排连接组成杠杆主体，两个螺栓(421b)位于杠杆主体的两端，在杠杆主体中间设有长条孔(421c)，位于杠杆主体中间的一个螺栓(421b)可沿着长条孔(421c)平移进行位置调节，所述的钢丝(422)穿过两根钢管(421a)的缝隙连接螺栓(421b)。每级载荷通过杠杆(421)的比例进行调节。

4.根据权利要求1所述的航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，所述的支撑模块(3)包括安装座(33)、第一支架(31)、第二支架(32)和固定螺栓杆(34)，所述的安装座(33)横跨铰接第一支架(31)和第二支架(32)，所述的直向反推叶栅固定在安装座(33)上，第一支架(31)的底部通过固定螺栓杆(34)固定在底座(2)上，第二支架(32)的底部通过固定螺栓杆(34)固定在底座(2)上，第二支架(32)的高度大于第一支架(31)的高度。

5.根据权利要求4所述的航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，第一支架(31)和第二支架(32)均可沿着固定螺栓杆(34)进行高度调节。

6.根据权利要求1所述的航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，每个滑轮单元(51)包括至少两个定滑轮。

7.根据权利要求1所述的航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，每个钩爪包括加载块(81)和C型连杆(82)，加载块(81)安装在C型连杆(82)的一端，C型连杆(82)另一端通过钢丝(422)连接组合杠杆系(42)；I型钩爪上的槽孔(83)设置在C型连杆(82)上。

8.根据权利要求7所述的航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，所述的加载块(81)上设有第一曲面，该第一曲面用于完全贴合直向反推叶栅中每个格栅的叶片。

9.根据权利要求1所述的航空发动机直向反推叶栅静力试验装置，其特征在于，配重块(6)的总重量等于杠杆加载模块(4)加上钩爪单元(8)的总重量。

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