CN112880993A - 一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置及方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置，包括：扭矩加载测量组件；承扭组件，与扭矩加载测量组件配合用以实现对主轴扭转载荷的加载、测量；No.4支点横向力加载测量组件，用以实现对主轴No.4支点横向力载荷的加载、测量；No.1支点支撑组件、No.2支点支撑组件、No.5支点支撑组件，用以实现对主轴的支撑；轴向力弯矩加载测量组件，包括转接装置、四个连接有测力计的作动筒，其中转接装置用以连接在扭矩加载测量组件、风扇轴前端之间；四个作动筒用以均布在主轴外周，连接在转接装置、承扭组件之间，相互配合实现对主轴轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量。此外，涉及一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法。

Description

一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置及方法

技术领域

本申请属于航空发动机主轴静力、疲劳试验设计技术领域，具体涉及一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置及方法。

背景技术

某型航空发动机中三支点支撑结构主轴包括在前端设置的风扇轴、在后端设置的低压涡轮轴，在航空发动机工作过程中既起传递动力的作用，同时也起着支撑作用，承受复杂的载荷作用，包括扭矩载荷、No.4支点横向力载荷、轴向力载荷、以及弯矩载荷。

为了保证发动机的性能，在研发、设计过程中需对主轴进行静力、疲劳试验，以验证其可靠性、寿命，当前在对主轴进行静力、疲劳试验时，多采用以下方法对主轴进行试验载荷的加载：

扭矩载荷，通过扭矩加载测量组件(主要包括作动筒、测力计、转接工装)连接在风扇轴前端上、承扭组件(主要包括作动筒、转接工装)连接在低压涡轮轴后轴颈上相互配合进行加载，载荷的大小通过测力计进行测量；

No.4支点横向力载荷，通过No.4支点横向力加载测量组件(主要包括作动筒、测力计、转接工装)连接在低压涡轮轴上进行加载，载荷的大小通过测力计进行测量，其中，在进行静力试验时，可通过一套No.4支点横向力加载测量组件进行加载，在进行疲劳试验时，可通过两套互为90°的No.4支点横向力加载测量组件进行加载，该两套No.4支点横向力加载测量组件的载荷加载波形为相位差为90°的正弦波曲线，以此实现No.4支点横向力绕主轴旋转的作用效果；

轴向力载荷，通过轴向力加载测量组件(主要包括作动筒、测力计、转接工装)以轴线作用在风扇轴、涡轮轴后轴颈处，载荷的大小通过测力计进行测量；

弯矩载荷，通过弯矩加载测量组件(主要包括作动筒、测力计、转接工装)以横向力的形式作用在低压涡轮轴后轴颈处，载荷的大小通过测力计进行测量，其中，在进行静力试验时，可通过一套弯矩加载测量组件进行加载，载荷的大小由弯矩考核截面上的弯矩值、加弯矩横向力的作用中心与No.5支点的轴向距离、No.4支点横向力载荷的作用中心与No.5支点的轴向距离，以及No.4支点横向力载荷的值来确定，载荷的方向与No.4支点横向力载荷在同一角向平面上方向相反；在进行疲劳试验时，可通过两套互为90°的弯矩加载测量组件进行加载，该两套No.4弯矩加载测量组件的载荷加载波形为相位差为90°的正弦波曲线，以此弯矩绕主轴旋转的作用效果。

在进行主轴静力、疲劳试验时，上述对主轴进行试验载荷加载的方法至少存在以下缺陷：

1)、以上述方法对主轴进行试验载荷加载，仅可实现对非空心主轴的轴向力载荷加载，难以实现对空心轴的轴向力载荷加载；

2)、以上述方法对主轴进行试验载荷加载，通过弯矩加载测量组件、No.4支点横向力加载测量组件的共同作用实现对主轴弯矩载荷的加载，弯矩加载测量组件对主轴有径向剪切力的影响，与主轴实际受力情况不相符合。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置及方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置，包括：

扭矩加载测量组件，用以连接在主轴的风扇轴前端上；

承扭组件，用以连接在主轴的低压涡轮轴后轴颈上，与扭矩加载测量组件配合用以实现对主轴扭转载荷的加载、测量；

No.4支点横向力加载测量组件，用以连接在主轴的No.4支点处，用以实现对主轴No.4支点横向力载荷的加载、测量；

No.1支点支撑组件、No.2支点支撑组件、No.5支点支撑组件，分别用以连接在主轴的No.1支点、No.2支点、No.5支点用以实现对主轴的支撑；

轴向力弯矩加载测量组件，包括转接装置、四个连接有测力计的作动筒，其中转接装置用以连接在扭矩加载测量组件、风扇轴前端之间；四个作动筒用以均布在主轴外周，连接在转接装置、承扭组件之间，相互配合实现对主轴轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量。

根据本申请至少一个实施，上述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置中，还包括：

框架，与扭矩加载测量组件、承扭组件、No.1支点支撑组件、No.2支点支撑组件、No.5支点支撑组件连接。

另一方面提供一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法，基于任一上述航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置实施，包括：

以No.1支点支撑组件、No.2支点支撑组件、No.5支点支撑组件，对主轴进行支撑；

通过扭矩加载测量组件、承扭组件对主轴进行扭转载荷的加载、测量；

通过No.4支点横向力加载测量组件对主轴进行No.4支点横向力载荷的加载、测量；

通过轴向力弯矩加载测量组件对主轴进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量。

根据本申请至少一个实施，上述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法中，轴向力弯矩加载测量组件中四个作动筒分别为1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒，其中1#作动筒、3#作动筒相对，2#作动筒、4#作动筒相对；

通过轴向力弯矩加载测量组件对主轴进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载包括：

通过轴向力弯矩加载测量组件对主轴进行轴向力载荷单独加载，具体为：

通过1#作动筒、3#作动筒分别对主轴施加1/2的轴向力考核载荷；或者，

通过2#作动筒、4#作动筒分别对主轴施加1/2的轴向力考核载荷；或者，

通过1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒分别对主轴施加1/4的轴向力考核载荷。

根据本申请至少一个实施，上述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法中，通过轴向力弯矩加载测量组件对主轴进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载包括：

通过轴向力弯矩加载测量组件对主轴进行弯矩载荷单独加载，具体为：

通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw1，3#作动筒对主轴施加反向的偏心轴向载荷F_zw3，其中，

或者，

通过2#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw2，4#作动筒对主轴施加反向的偏心轴向载荷F_zw4，其中，

其中，

M_弯为轴向力弯矩加载测量组件在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩；

r为轴向力弯矩加载测量组件所在以轴线为原点的分度圆的半径。

根据本申请至少一个实施，上述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法中，

其中，

M_考为弯矩考核截面的考核弯矩；

三个支点支承结构主轴、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面左侧时：

若0≤L_1,考≤L_1,2，A＝0，

L_1,考为No.1支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_1,2为No.1支点与No.2支点间的轴向距离，L_考,2为弯矩考核截面与No.2支点间的轴向距离；

若0≤L_2,考≤L_2,4，

L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,4为No.2支点与No.4支点间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件对主轴施加的No.4支点横向力载荷，L_4,5为No.4支点与No.5支点间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离；

若L_2,4≤L_2,考≤L_2,5，

L_2,4为No.2支点与No.4支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件对主轴施加的No.4支点横向力载荷，L_考,5为弯矩考核截面与No.5支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离；

若L_2,5≤L_2,考≤L_2,低，A＝0，B＝-1；L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,低为No.2支点与低压涡轮轴后轴颈截面间的轴向距离；

三个支点支承结构主轴、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面右侧时：

若0≤L_1,考≤L_1,2，A＝0，

L_1,考为No.1支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_1,2为No.1支点与No.2支点间的轴向距离，L_考,2为弯矩考核截面与No.2支点间的轴向距离；

若0≤L_2,考≤L_2,4，

L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,4为No.2支点与No.4支点间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件对主轴施加的No.4支点横向力载荷，L_4,5为No.4支点与No.5支点间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离；

若L_2,4≤L_2,考<L_2,低，

L_2,4为No.2支点与No.4支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,低为No.2支点与低压涡轮轴后轴颈截面间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件对主轴施加的No.4支点横向力载荷，L_考,5为弯矩考核截面与No.5支点间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离；

若L_2,低<L_2,考≤L_2,5，

L_2,低为No.2支点与低压涡轮轴后轴颈截面间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件对主轴施加的No.4支点横向力载荷，L_2,低为No.2支点与低压涡轮轴后轴颈截面间的轴向距离，L_考,5为弯矩考核截面与No.5支点间的轴向距离。

根据本申请至少一个实施，上述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法中，通过轴向力弯矩加载测量组件对主轴进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载包括：

在进行静力试验时，通过轴向力弯矩加载测量组件对主轴进行轴向力载荷及弯矩载荷的加载，具体为：

通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw1，3#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw3，其中，

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件所在以轴线为原点的分度圆的半径，或者，

在进行静力试验时，通过2#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw2，4#作动筒对主轴施加的偏心轴向载荷F_zw4，其中，

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件所在以轴线为原点的分度圆的半径，或者，

在进行静力试验时，通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw1，通过2#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw2，3#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw3，4#作动筒对主轴施加的偏心轴向载荷F_zw4，其中，

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件所在以轴线为原点的分度圆的半径，或者，

在进行疲劳试验时，通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw1，通过2#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw2，3#作动筒对主轴施加的偏心轴向载荷F_zw3，4#作动筒对主轴施加的偏心轴向载荷F_zw4，其中：

若弯矩加载波形曲线合成的弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子顺时针方向，则：

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件所在以轴线为原点的分度圆的半径，ω为角频率，ω＝2πf，f为频率，t为时间；

若弯矩加载波形曲线合成的弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子逆时针方向，则：

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件所在以轴线为原点的分度圆的半径，ω为角频率，ω＝2πf，f为频率，t为时间。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置的示意图；

图2是本申请实施例提供的三个支点支承结构、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面左侧的主轴受弯矩作用的等效力学模型；

图3是本申请实施例提供的三个支点支承结构、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面由侧的主轴受弯矩作用的等效力学模型；

图4是本申请实施例提供的弯矩加载波形曲线合成的弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子逆时针方向的示意图；

图5是本申请实施例提供的弯矩加载波形曲线合成的弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子顺时针方向示意图；

其中：

1-框架；2-扭矩加载测量组件；3-主轴；4-承扭组件；5-No.4支点横向力加载测量组件；6-No.1支点支撑组件；7-No.2支点支撑组件；8-No.5支点支撑组件；9-轴向力弯矩加载测量组件。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置，包括：

扭矩加载测量组件2，用以连接在主轴3的风扇轴前端上；

承扭组件4，用以连接在主轴3的低压涡轮轴后轴颈上，与扭矩加载测量组件2配合用以实现对主轴3扭转载荷的加载、测量；

No.4支点横向力加载测量组件5，用以连接在主轴3的No.4支点处，用以实现对主轴3No.4支点横向力载荷的加载、测量；

No.1支点支撑组件6、No.2支点支撑组件7、No.5支点支撑组件8，分别用以连接在主轴3的No.1支点、No.2支点、No.5支点用以实现对主轴3的支撑；

轴向力弯矩加载测量组件9，包括转接装置、四个连接有测力计的作动筒，其中转接装置用以连接在扭矩加载测量组件2、风扇轴前端之间；四个作动筒用以均布在主轴3外周，连接在转接装置、承扭组件4之间，相互配合实现对主轴3轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量。

对于上述实施例公开的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置，领域内技术人员可以理解的是，在进行主轴静力、疲劳试验时，可以No.1支点支撑组件6、No.2支点支撑组件7、No.5支点支撑组件8，对主轴3进行支撑，通过扭矩加载测量组件2、承扭组件4对主轴3进行扭转载荷的加载、测量，通过No.4支点横向力加载测量组件5对主轴3进行No.4支点横向力载荷的加载、测量，此外，设计轴向力弯矩加载测量组件9的转接装置连接在扭矩加载测量组件2、承扭组件4之间，通过轴向力弯矩加载测量组件9中均布在主轴3外周的四个作动筒连接在转接装置、承扭组件4之间，相互配合实现对主轴3轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量。

对于上述实施例公开的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置，领域内技术人员还可以理解的是，其在用以进行主轴静力、疲劳试验，对主轴加载试验载荷时，不仅可实现对非空心主轴的轴向力载荷加载，还易于实现对空心轴的轴向力载荷加载，此外，通过轴向力弯矩加载测量组件9中均布在主轴3外周的四个作动筒连接在转接装置、承扭组件4之间，相互配合实现对主轴3轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量，具有较高的加载精度，可较好的符合主轴实际受力情况。

基于上述航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置进行主轴静力、疲劳试验，对主轴加载试验载荷的具体方法及其原理，可参见本申请实施例公开的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载及其原理。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置中，还包括：

框架1，与扭矩加载测量组件2、承扭组件4、No.1支点支撑组件6、No.2支点支撑组件7、No.5支点支撑组件8连接。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

另一方面提供一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法，基于任一上述航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置实施，包括：

以No.1支点支撑组件6、No.2支点支撑组件7、No.5支点支撑组件8，对主轴3进行支撑；

通过扭矩加载测量组件2、承扭组件4对主轴3进行扭转载荷的加载、测量；

通过No.4支点横向力加载测量组件5对主轴3进行No.4支点横向力载荷的加载、测量；

通过轴向力弯矩加载测量组件9对主轴3进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量。

对于上述实施例公开的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法，基于上述实施例公开的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置实施，其具体加载方法及原理可参见如下：

通过扭矩加载测量组件2在风扇轴前端施加扭矩，通过在低压涡轮后轴轴颈处相连接的承扭矩组件4承扭矩，载荷值为试验考核要求的扭矩值，反馈值由扭矩加载测量组件上的扭矩计测量。

通过No.4支点横向力加载测量组件连接在低压涡轮轴上进行加载，在进行静力试验时，可通过一套No.4支点横向力加载测量组件进行加载，载荷的大下通过测力计进行测量，其中，在进行疲劳试验时，可通过两套互为90°的No.4支点横向力加载测量组件进行加载，该两套No.4支点横向力加载测量组件的载荷加载波形为相位差为90°的正弦波曲线，以此实现No.4支点横向力绕主轴旋转的作用效果。

通过轴向力弯矩加载测量组件9中均布在主轴3外周的四个作动筒连接在转接装置、承扭组件4之间，相互配合实现对主轴3轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量，轴向力载荷、弯矩载荷的单独或者组合加载作用在风扇轴前端、涡轮轴后轴颈处，根据试验的性质和载荷施加方式的要求的不同，轴向力载荷和弯矩载荷的加载方法略有不同，具体如下：

1、通过轴向力弯矩加载测量组件9对主轴3进行轴向力载荷单独加载，该种情形一般发生在主轴静力试验中，具体为：

通过1#作动筒、3#作动筒分别对主轴3施加1/2的轴向力考核载荷；或者，

通过2#作动筒、4#作动筒分别对主轴3施加1/2的轴向力考核载荷；或者，

通过1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒分别对主轴3施加1/4的轴向力考核载荷。

2、通过轴向力弯矩加载测量组件9对主轴3进行弯矩载荷单独加载，该种情形一般发生在主轴静力试验中，具体可通过1#作动筒、3#作动筒配合或2#作动筒、4#作动筒配合实现加载，下面以1#作动筒和3#作动筒为例，对加载方法的原理进行说明：

根据叠加原理，在某弯矩考核截面处，试验要求的考核截面的弯矩与No.4支点横向力在弯矩考核截面产生弯矩的差值，即为试验中需要通过轴向力弯矩加载测量组件9在考核截面处产生的弯矩，关系见式(1)：

其中，

M_考弯矩考核截面的考核弯矩；

M₄为No.4支点横向力在弯矩考核截面处产生的弯矩；

M_弯为轴向力弯矩加载测量组件9在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，设风扇轴前端处载荷作用截面中心点处的产生的弯矩为M′_弯，在低压涡轮轴后轴颈处载荷作用截面中心点处产生的弯矩为M″_弯，可知同一轴向力弯矩加载测量组件9施加的轴向载荷唯一且轴向力弯矩加载测量组件9所在以轴线为原点的分度圆的半径相同，所以M_弯＝M′_弯＝M″_弯，计算方法见式(2)；

为M′_弯或M″_弯在主轴弯矩考核截面处产生的弯矩，设M′_弯在弯矩考核截面产生的弯矩为

M″_弯在弯矩考核截面产生的弯矩为

根据力偶矩公式计算可知，1#作动筒、3#作动筒在弯矩考核截面处产生的弯矩与1#作动筒、3#作动筒施加的轴向载荷见式(2)：

M_弯＝r(F_zw1-F_zw3) (2)

其中，

F_zw1为通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷；

F_zw3为通过3#作动筒对主轴施加反向的偏心轴向载荷

r为轴向力弯矩加载测量组件9所在以轴线为原点的分度圆的半径；

在这里F_zw1和F_zw3的大小相等，方向相反，是一对力偶，所以可以根据式(2)求出F_zw1和F_zw3的值为：

不同的结构形式的主轴M_弯的计算方法不同，具体如下：

定义L_x,y为x支点到y支点的轴向距离，如L_2,5为No.2支点到No.5支点的轴向距离；L_x,考或L_考,y为弯矩考核截面与x或y支点的轴向距离；L_x,低或L_低,y为低压涡轮轴后轴颈截面与x或y支点的轴向距离；

a、三个支点支承结构、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面左侧，其主轴受弯矩作用的等效力学模型见图2：

三个支点支撑结构的主轴因为风扇轴和低压涡轮轴之间有间隙，所以将低压转子分为两部分，低压涡轮轴简化为由No.2和No.5支点的静定梁，风扇轴简化为由No.1和No.2支点的静定梁。

当弯矩考核截面在No.1支点和No.2支点之间时，即0≤L_1,考≤L_1,2，在弯矩考核截面处各载荷产生的弯矩为：

M₄＝0；

设A＝0和

根据式(1)，可得：

当弯矩考核截面在No.2支点和No.4支点之间时，即0≤L_2,考≤L_2,4，在弯矩考核截面处各载荷产生的弯矩为：

设

和

根据式(1)，可得：

当弯矩考核截面在No.4支点和No.5支点之间时，即L_2,4≤L_2,考≤L_2,5，在弯矩考核截面处各载荷产生的弯矩为：

设

和

根据式(1)，可得：

当弯矩考核截面在No.5支点面和低压涡轮后轴颈截面之间时，即L_2,5≤L_2,考≤L_2,低，在弯矩考核截面处各载荷产生的弯矩为：

M₄＝0

设A＝0和B＝-1，根据式(1),可得：

三个支点支承结构、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面左侧，其弯矩考核截面在主轴不同位置时的M_弯计算如下表所示：

b、三个支点支承结构、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面右侧，其主轴受弯矩作用的等效力学模型见图3：

当弯矩考核截面在No.1支点和No.2支点之间时，即0≤L_1,考≤L_1,2，在弯矩考核截面处各载荷产生的弯矩为：

M₄＝0；

当弯矩考核截面在No.2支点和No.4支点之间时，即0≤L_2,考≤L_2,4，在弯矩考核截面处各载荷产生的弯矩为：

设

和

根据式(1)，可得：

当弯矩考核截面在No.4支点和低压涡轮后轴颈截面之间时，即L_2,4≤L_2,考<L_2,低，在弯矩考核截面处各载荷产生的弯矩为：

设

和

；根据式(1)，可得：

当弯矩考核截面在低压涡轮后轴颈截面和No.5支点之间时，即L_2,低<L_2,考≤L_2,5，在弯矩考核截面处各载荷产生的弯矩为：

设

和

＝根据式(1)，可得：

三个支点支承结构、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面右侧，其弯矩考核截面在主轴不同位置时的M_弯计算如下表所示：

可根据不同的主轴的结构形式来计算出M_弯的值，从而进一步根据式(3)计算出1#作动筒、3#作动筒施加的轴向载荷F_zw1和F_zw3。

采用2#作动筒、4#作动筒加载进行加载可参见如上，在此不再进行更进一步的阐述。

3.通过轴向力弯矩加载测量组件9对主轴3进行轴向力载荷及弯矩载荷的加载，该种情况发生在主轴静力试验中，以及发生在有轴向力载荷和弯矩载荷的疲劳试验中，加载方法的原理如下：

a、在主轴静力试验中，轴向力载荷和弯矩载荷可采用1#作动筒、3#作动筒加载，或者采用2#作动筒、4#作动筒加载，或者以1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒同时加载；其中，

采用1#作动筒、3#作动筒加载进行加载的平衡方程为式(4)：

其中，

F_z为轴向力考核载荷；

求解式(4)，可得采用1#作动筒、3#作动筒加载的轴向载荷分别为：

采用2#作动筒、4#作动筒加载进行加载可参见如上，在此不再进行更进一步的阐述；

当1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒同时加载时，力的平衡方程为式(6)：

式(6)中可令

联立式(6)和式(7)，可得

b、在疲劳试验中，轴向力载荷和弯矩载荷以1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒同时加载，为使弯矩绕主轴旋转，以1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒加载波形曲线示意图见图4和图5，图4为加载波形曲线合成的弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子顺时针方向，1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒的加载波形曲线的数学表达式见式(9)，图5为加载波形曲线合成的弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子逆时针方向，1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒的加载波形曲线的数学表达式见式(10)；

其中，

ω为角频率，ω＝2πf，f为疲劳试验载荷加载频率；

t为时间；

ΔF为正弦波曲线的幅值；

当t＝0时，式(9)中1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒加载载荷值为：

当t＝0时，式(10)中1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒加载载荷值为：

其中，

将式(11)代入式(9)，可得弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子顺时针方向，中1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒加载载荷值为：

将式(11)代入式(10)，可得弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子顺时针方向，中1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒加载载荷值为：

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置，其特征在于，包括：

扭矩加载测量组件(2)，用以连接在主轴(3)的风扇轴前端上；

承扭组件(4)，用以连接在主轴(3)的低压涡轮轴后轴颈上，与所述扭矩加载测量组件(2)配合用以实现对主轴(3)扭转载荷的加载、测量；

No.4支点横向力加载测量组件(5)，用以连接在主轴(3)的No.4支点处，用以实现对主轴(3)No.4支点横向力载荷的加载、测量；

No.1支点支撑组件(6)、No.2支点支撑组件(7)、No.5支点支撑组件(8)，分别用以连接在主轴(3)的No.1支点、No.2支点、No.5支点用以实现对主轴(3)的支撑；

轴向力弯矩加载测量组件(9)，包括转接装置、四个连接有测力计的作动筒，其中所述转接装置用以连接在所述扭矩加载测量组件(2)、风扇轴前端之间；四个所述作动筒用以均布在主轴(3)外周，连接在所述转接装置、所述承扭组件(4)之间，相互配合实现对主轴(3)轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量。

2.根据权利要求1所述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置，其特征在于，

还包括：

框架(1)，与所述扭矩加载测量组件(2)、所述承扭组件(4)、所述No.1支点支撑组件(6)、所述No.2支点支撑组件(7)、所述No.5支点支撑组件(8)连接。

3.一种航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法，其特征在于，基于权利要求1-2任一所述航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载装置实施，包括：

以No.1支点支撑组件(6)、No.2支点支撑组件(7)、No.5支点支撑组件(8)，对主轴(3)进行支撑；

通过扭矩加载测量组件(2)、承扭组件(4)对主轴(3)进行扭转载荷的加载、测量；

通过No.4支点横向力加载测量组件(5)对主轴(3)进行No.4支点横向力载荷的加载、测量；

通过轴向力弯矩加载测量组件(9)对主轴(3)进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载、测量。

4.根据权利要求3所述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法，其特征在于，

轴向力弯矩加载测量组件(9)中四个作动筒分别为1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒，其中1#作动筒、3#作动筒相对，2#作动筒、4#作动筒相对；

所述通过轴向力弯矩加载测量组件(9)对主轴(3)进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载包括：

通过轴向力弯矩加载测量组件(9)对主轴(3)进行轴向力载荷单独加载，具体为：

通过1#作动筒、3#作动筒分别对主轴(3)施加1/2的轴向力考核载荷；或者，

通过2#作动筒、4#作动筒分别对主轴(3)施加1/2的轴向力考核载荷；或者，

通过1#作动筒、2#作动筒、3#作动筒、4#作动筒分别对主轴(3)施加1/4的轴向力考核载荷。

5.根据权利要求4所述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法，其特征在于，

所述通过轴向力弯矩加载测量组件(9)对主轴(3)进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载包括：

通过轴向力弯矩加载测量组件(9)对主轴(3)进行弯矩载荷单独加载，具体为：

通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw1，3#作动筒对主轴施加反向的偏心轴向载荷F_zw3，其中，

或者，

通过2#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw2，4#作动筒对主轴施加反向的偏心轴向载荷F_zw4，其中，

其中，

M_弯为轴向力弯矩加载测量组件(9)在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩；

r为轴向力弯矩加载测量组件(9)所在以轴线为原点的分度圆的半径。

6.根据权利要求5所述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法，其特征在于，

其中，

M_考为弯矩考核截面的考核弯矩；

三个支点支承结构主轴、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面左侧时：

若0≤L_1,考≤L_1,2，A＝0，

L_1,考为No.1支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_1,2为No.1支点与No.2支点间的轴向距离，L_考,2为弯矩考核截面与No.2支点间的轴向距离；

若0≤L_2,考≤L_2,4，

L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,4为No.2支点与No.4支点间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件(5)对主轴(3)施加的No.4支点横向力载荷，L_4,5为No.4支点与No.5支点间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离；

若L_2,4≤L_2,考≤L_2,5，

L_2,4为No.2支点与No.4支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件(5)对主轴(3)施加的No.4支点横向力载荷，L_考,5为弯矩考核截面与No.5支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离；

若L_2,5≤L_2,考≤L_2,低，A＝0，B＝-1；L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,低为No.2支点与低压涡轮轴后轴颈截面间的轴向距离；

三个支点支承结构主轴、No.5支点在低压涡轮轴后轴颈截面右侧时：

若0≤L_1,考≤L_1,2，A＝0，

L_1,考为No.1支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_1,2为No.1支点与No.2支点间的轴向距离，L_考,2为弯矩考核截面与No.2支点间的轴向距离；

若0≤L_2,考≤L_2,4，

L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,4为No.2支点与No.4支点间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件(5)对主轴(3)施加的No.4支点横向力载荷，L_4,5为No.4支点与No.5支点间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离；

若L_2,4≤L_2,考<L_2,低，

L_2,4为No.2支点与No.4支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,低为No.2支点与低压涡轮轴后轴颈截面间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件(5)对主轴(3)施加的No.4支点横向力载荷，L_考,5为弯矩考核截面与No.5支点间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离；

若L_2,低<L_2,考≤L_2,5，

L_2,低为No.2支点与低压涡轮轴后轴颈截面间的轴向距离，L_2,考为No.2支点与弯矩考核截面间的轴向距离，L_2,5为No.2支点与No.5支点间的轴向距离，F₄为No.4支点横向力加载测量组件(5)对主轴(3)施加的No.4支点横向力载荷，L_2,低为No.2支点与低压涡轮轴后轴颈截面间的轴向距离，L_考,5为弯矩考核截面与No.5支点间的轴向距离。

7.根据权利要求6所述的航空发动机主轴静力、疲劳试验载荷加载方法，其特征在于，

所述通过轴向力弯矩加载测量组件(9)对主轴(3)进行轴向力载荷和/或弯矩载荷的加载包括：

在进行静力试验时，通过轴向力弯矩加载测量组件(9)对主轴(3)进行轴向力载荷及弯矩载荷的加载，具体为：

通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw1，3#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw3，其中，

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件(9)在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件(9)所在以轴线为原点的分度圆的半径，或者，

在进行静力试验时，通过2#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw2，4#作动筒对主轴施加的偏心轴向载荷F_zw4，其中，

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件(9)在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件(9)所在以轴线为原点的分度圆的半径，或者，

在进行静力试验时，通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw1，通过2#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw2，3#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw3，4#作动筒对主轴施加的偏心轴向载荷F_zw4，其中，

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件(9)在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件(9)所在以轴线为原点的分度圆的半径，或者，

在进行疲劳试验时，通过1#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw1，通过2#作动筒对主轴施加偏心轴向载荷F_zw2，3#作动筒对主轴施加的偏心轴向载荷F_zw3，4#作动筒对主轴施加的偏心轴向载荷F_zw4，其中：

若弯矩加载波形曲线合成的弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子顺时针方向，则：

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件(9)在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件(9)所在以轴线为原点的分度圆的半径，ω为角频率，ω＝2πf，f为频率，t为时间；

若弯矩加载波形曲线合成的弯矩旋转方向为沿前视低压涡轮转子逆时针方向，则：

F_z为轴向力考核载荷，M_弯为轴向力弯矩加载测量组件(9)在风扇轴前端或低压涡轮轴后轴颈处因为施加偏心轴向载荷而在载荷作用截面中心点处产生的弯矩，r为轴向力弯矩加载测量组件(9)所在以轴线为原点的分度圆的半径，ω为角频率，ω＝2πf，f为频率，t为时间。

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