CN114001942B - 一种航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载设计技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，包括：承力台；承力筒，一端连接在承力台上，另一端用以对接至机匣的一端，其侧壁上具有通孔；承力架，连接在承力台上；加载轴，贯穿机匣内支点结构的支点轴承设置；两个拉杆，其中一个拉杆惯穿通孔设置；每个拉杆的一端对应与加载轴的一端连接；连杆，每端对应与一个拉杆的另一端连接；作动筒，连接在承力架、连杆之间，其间设置有测力计。

Description

一种航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置
技术领域
本申请属于航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载设计技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置。
背景技术
航空发动机机匣通过其内支点结构进行支撑，支点结构的轴承座通过支点轴承套接在发动机中心轴上，实现对机匣的支撑，工作中，支点结构承受极大的径向载荷，为验证支点结构的强度设计有航空发动机机匣内支点结构强度试验。
当前，进行航空发动机机匣内支点结构强度试验时，多是基于如图1所示的装置对支点结构进行径向载荷加载，其设计有承力架、加载轴、作动筒、反向承力杆，其中，加载轴的一端插入支点轴承中，另一端与反向承力杆的一端连接；反向承力杆的另一端与承力架连接，其间连接有反向测力计；作动筒连接在加载轴、承力架之间，其间连接有正向测力计，通过杠杆原理对支点结构施加径向载荷，该种技术方案存在以下缺陷:
1)反向承力杆连接在加载轴背向支点轴承的一端、承力架之间，在作动筒对支点结构施加径向载荷时，反向约束加载轴背向支点轴承的一端，限制加载轴该端在径向载荷加载方向的变形，难以实现对支点结构施加较大的径向载荷；
2)作动筒对支点结构施加径向载荷，加载轴上受力不均衡，在对支点结构反复施加径向载荷时，加载轴易发生失稳；
3)作动筒对支点结构施加径向载荷的大小，需要通过正向测力计、反向测力计的差值进行计算得到，难以进行控制，且会引入较大的误差，影响试验结果的准确性。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，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：
一种航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，包括：
承力台；
承力筒，一端连接在承力台上，另一端用以对接至机匣的一端，其侧壁上具有通孔；
承力架，连接在承力台上；
加载轴，贯穿机匣内支点结构的支点轴承设置；
两个拉杆，其中一个拉杆惯穿通孔设置；每个拉杆的一端对应与加载轴的一端连接；
连杆，每端对应与一个拉杆的另一端连接；
作动筒，连接在承力架、连杆之间，其间设置有测力计。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置中，还包括：
关节轴承，套接在加载轴上，位于加载轴、支点轴承之间。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置中，还包括：
吊挂，连接在承力架、加载轴之间，将加载轴吊挂在承力架上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置中，还包括：
位移千分表，连接在承力筒、支点结构的支点轴承座之间。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置中，还包括：
模拟轴承，其外圈外径尺寸与支点轴承的外圈外径尺寸一致，在支点结构中取代支点轴承。
附图说明
图1是现有航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置的示意图；
图2是本申请实施例提供的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置的示意图；
其中：
1-承力台；2-承力筒；3-机匣；4-承力架；5-加载轴；6-支点轴承；7-拉杆；8-连杆；9-作动筒；10-测力计；11-关节轴承；12-吊挂；13-千分表；14-支点轴承座。
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在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2对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，包括：
承力台1；
承力筒2，一端连接在承力台1上，另一端用以对接至机匣3的一端，该机匣具体可以是发动机的进气机匣，其侧壁上具有通孔；
承力架4，连接在承力台1上；
加载轴5，贯穿机匣3内支点结构的支点轴承6设置；
两个拉杆7，其中一个拉杆7惯穿通孔设置；每个拉杆7的一端对应与加载轴5的一端连接；
连杆8，每端对应与一个拉杆7的另一端连接；
作动筒9，连接在承力架4、连杆8之间，其间设置有测力计10。
进行航空发动机机匣内支点结构强度试验时，基于上述实施例公开的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，可通过作动筒9、连杆8、拉杆7、加载轴5的路径对支点结构施加径向载荷。
对于上述实施例公开的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，领域内技术人员可以理解的是，其设计加载轴5贯穿机匣3内支点结构的支点轴承6设置，两端通过两个拉杆7经连接两个拉杆7的连杆8，与连接承力架4的作动筒9连接，取消对加载轴5的反向约束，可对支点结构施加较大的径向载荷，且其在对支点结构施加较大的径向载荷时，加载轴5上受力均衡，可实现平稳的对支点结构反复施加径向载荷。
对于上述实施例公开的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，领域内技术人员还可以理解的是，其设计通过作动筒9、连杆8、拉杆7、加载轴5的路径，对支点结构施加径向载荷的大小，可由连接在作动筒9、承力架4、连杆8间的测力计10直接读取，方便对支点结构施加径向载荷的大小控制，减小对支点结构施加径向载荷的误差，保证试验结果的准确性。
对于上述实施例公开的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，领域内技术人员还可以理解的是，其设计承力筒2一端连接在承力台1上，另一端对接至机匣3的一端，一方面，可将机匣3固定至承力台1上，实现对机匣3的定位，方便对机匣3内支点结构径向载荷的施加，另一方面，可为加载轴5贯穿机匣3内支点结构支点轴承6的设置提供空间，且在承力筒2的侧壁上开设通孔，供对应的拉杆7穿过，可避免发生干涉。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置中，还包括：
关节轴承11，套接在加载轴5上，位于加载轴5、支点轴承6之间，即在加载轴5、支点轴承6之间加装关节轴承11，可在对支点结构施加径向载荷时，避免支点轴承6上承受较大不平衡力遭受破坏。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置中，还包括：
吊挂12，连接在承力架4、加载轴5之间，
将加载轴5吊挂在承力架4上，以平衡加载轴5及其相关部件因重力作用对机匣3内支点结构产生的附加力，保证试验结果的准确性。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置中，还包括：
位移千分表13，连接在承力筒2、支点结构的支点轴承座14之间，以能够在航空发动机机匣内支点结构强度试验中，监测对应部位的变形。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置中，还包括：
模拟轴承，其外圈外径尺寸与支点轴承6的外圈外径尺寸一致，在支点结构中取代支点轴承6。
对于上述实施例公开的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，领域内技术人员可以理解的是，机匣3内支点结构的支点轴承6套接在发动机中心轴上，难以分解取下，设计以外圈外径尺寸与支点轴承6的外圈外径尺寸一致的模拟轴承，在支点结构中取代支点轴承6，在支点轴承座14、加载轴5间装配，可在保证的效果等效的情形下，方便试验的进行。
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。
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 (4)

1.一种航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，其特征在于，包括：
承力台（1）；
承力筒（2），一端连接在所述承力台（1）上，另一端用以对接至机匣（3）的一端，其侧壁上具有通孔；
承力架（4），连接在所述承力台（1）上；
加载轴（5），贯穿所述机匣（3）内支点结构的支点轴承（6）设置；
两个拉杆（7），其中一个所述拉杆（7）惯穿所述通孔设置；每个所述拉杆（7）的一端对应与所述加载轴（5）的一端连接；
连杆（8），每端对应与一个所述拉杆（7）的另一端连接；
作动筒（9），连接在所述承力架（4）、所述连杆（8）之间，其间设置有测力计（10）；
关节轴承（11），套接在所述加载轴（5）上，位于所述加载轴（5）、所述支点轴承（6）之间。
2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，其特征在于，
还包括：
吊挂（12），连接在所述承力架（4）、所述加载轴（5）之间，将所述加载轴（5）吊挂在所述承力架（4）上。
3.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，其特征在于，
还包括：
位移千分表（13），连接在所述承力筒（2）、所述支点结构的支点轴承座（14）之间。
4.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内支点结构径向载荷加载装置，其特征在于，
还包括：
模拟轴承，其外圈外径尺寸与所述支点轴承（6）的外圈外径尺寸一致，在所述支点结构中取代所述支点轴承（6）。
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