CN114964775B - 一种航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机轴承试验装置领域，特别涉及一种航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，本申请四支点轴承试验件内部安装模拟轴承内套，底部安装模拟轴承底座，上端部安装加载盘并通过螺栓连接，该组件整体安装在疲劳底板上并固定在安装平台上，上下端面安装两组轴向支撑组件，其由钢珠台、钢珠盘、钢珠套以及钢珠组成，保证加载方向稳定，试验载荷加载通过两组互成90°角的作动筒驱动组件，且加载荷波形是相位差为90°的正弦波，达到对四支点轴承试验件施加旋转横向力F的载荷效果。

Description

一种航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置

技术领域

本申请属于航空发动机轴承试验装置领域，特别涉及一种航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，压气机（或风扇）转子与涡轮转子和联接这些转子的零、组件组成了发动的转子。转子通过支承结构支承在发动机机匣上，转子所受的各种负荷（如气体轴向力、重力、惯性力及惯性力矩等）都由支点轴承组件支承并传导发动机机匣上，最后由机匣通过发动机的安装节传到飞机构件上。

所以转子的支点轴承组件对于发动机的重要性不言而喻，且发动机各支点的运行环境十分严苛，传递发动机各种载荷，特别某些特殊工况（如大过载机动工况、叶片飞失工况等）的载荷远远大于常规工况的载荷。

现有技术有如下弊端：

1. 技术方面

现有的航空发动机支点轴承弯曲疲劳试验主要在专用的轴承弯曲疲劳试验器上进行。试验过程中需对轴承施加相应弯矩载荷，并通过电机带动轴承旋转完成疲劳加载。在轴承旋转状态下进行弯矩加载就需要限制试验器的最大加载上限，避免出现载荷过大导致旋转偏心过大损坏试验器和试验件。试验考核某些异常状态大载荷弯曲疲劳工况时，其载荷远远超出了普通轴承弯曲疲劳试验器的工作范围。

2．成本方面

如采用现有的轴承弯曲疲劳试验器的加载方法，满足支点轴承异常状态大载荷弯曲疲劳载荷考核就需要建设试验能力更大的大型轴承弯曲疲劳试验器，其制造成本和加工周期是普通试验器的三倍以上。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，包括：

四支点轴承试验件，包括圆筒、套设于圆筒内壁的支撑环、位于圆筒一端的安装座，安装座上具有安装孔；通过所述安装孔将四支点轴承试验件固定于模拟轴承底座上；模拟轴承底座固定安装在安装平台上；

具有中心圆孔的模拟轴承内套，模拟轴承内套套设在支撑环内，模拟轴承内套的一端面具有轴向的螺纹孔；

加载盘，加载盘的一个端面具有容纳四支点轴承试验件的环槽，环槽的中心处具有插入所述中心圆孔的加载柱；加载盘具有轴向的通孔，螺栓穿过所述通孔与模拟轴承内套的螺纹孔连接；

作动筒驱动组件，作动筒驱动组件包括固定端以及沿作动筒驱动组件的轴向方向运动的自由端，所述自由端连接加载盘的侧壁面，作动筒驱动组件至少包括轴线相互垂直的两个，轴线相互垂直的作动筒驱动组件能够对四支点轴承试验件施加多个角度的合力；

加载盘两个端面均设置有轴向支承组件，轴向支承组件的一端面固定，另一端面与加载盘的端面接触，用于限制加载盘的轴向自由度，轴向支承组件包括钢珠、钢珠盘与钢珠台，钢珠盘朝向钢珠台的一端面具有凹陷，钢珠一部分陷入所述凹陷，另一部分位于所述凹陷外，并与钢珠台的端面接触。

优选的是，模拟轴承内套的一个端面具有向外缘凸起形成的台阶面，在模拟轴承内套套设在支撑环内时，所述台阶面与支撑环的端面接触止动。

优选的是，模拟轴承底座通过疲劳底板固定安装在安装平台上；疲劳底板具有周向分布的外圈安装通孔与内圈螺纹孔，疲劳底板通过外圈安装通孔与安装平台螺纹连接，模拟轴承底座通过内圈螺纹孔与疲劳底板螺纹连接。

优选的是，所述凹陷为多个平行的长条槽，所述长条槽的截面为圆弧形，每个长条槽内具有多个钢珠。

优选的是，所述圆弧形的圆弧为优弧。

优选的是，轴向支承组件还包括钢珠套，钢珠套套设在钢珠盘外侧，限制钢珠脱落。

优选的是，所述凹陷为多个均匀分布的圆形槽，所述圆形槽的槽底为平面，每个所述圆形槽内均具有钢珠。

优选的是，所述圆形槽的直径大于钢珠的直径。

优选的是，所述凹陷为钢珠盘边缘轴向凸起形成的一个圆槽，所述圆槽的槽底为平面，所述圆槽内具有多个钢珠。

优选的是，所述圆槽内的多个钢珠安装有栅格套，所述栅格套整体为圆盘状，栅格套的半径小于圆槽的半径，栅格套的盘面具有多个轴向通孔形成的多个栅格，每个栅格容纳一个钢珠，每个所述栅格的内壁为弧形面，位于栅格中的钢珠两端裸露，裸露的一端与圆槽的槽底面接触，裸露的另一端与钢珠台的端面接触。

本申请的优点包括：

1. 试验过程中整个轴承支点组件处于非旋转状态，避免了传统轴承弯曲疲劳旋转试验器因轴承旋转带来的诸多局限；

2.试验装置简单实用，较轴承弯曲疲劳旋转试验器成本大幅降低；

3.大大提升了机匣支点轴承组件弯曲疲劳试验的试验加载能力；

4. 通过提高加载单元载荷精度可精确控制施加载荷的量值，提升了此类疲劳试验的疲劳加载精度。

附图说明

图1是实施例1的轴承疲劳试验装置整体示意图；

图2是实施例1的轴承疲劳试验装置A局部示意图；

图3是实施例1的轴承疲劳试验装置整体俯视图；

图4是实施例1的轴承疲劳试验装置爆炸示意图；

图5是实施例1的轴向支承组件示意图；

图6是实施例1的模拟轴承内套示意图；

图7是实施例1的加载盘示意图；

图8是实施例1的钢珠盘示意图；

图9是实施例1的钢珠盘剖视图；

图10是支点轴承疲劳试验载荷示意图；

图11是载荷力分解示意图；

图12是加载单元结构示意图。

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方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，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方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

针对上述情况，本申请提出一种航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，试验过程中整个四支点轴承试验件10处于非旋转状态下，通过控制载荷力的变化达到考核航空发动机机匣四支点轴承试验件10弯曲疲劳的试验目的。

本申请提出的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置的考核载荷：

支点轴承疲劳试验是模拟四支点轴承组件的轴承中心对轴承施加旋转横向力F时，横向力会对轴承组件的底部安装座的底部截面产生相应的弯矩，由于旋转横向力不断的往复旋转进而对底部安装座施加弯矩疲劳载荷，支点轴承弯矩疲劳试验主要考核轴承的疲劳寿命和底部安装座的弯矩疲劳寿命，如图10所示。

本申请提出的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置的考核载荷的载荷加载原理：

实际航空发动机的支点轴承某一时刻施加的横向力F可以分解为水平和垂直方向的两个分力F_X和F_Y，图11所示。

支点轴承某一时刻施加的横向力F可以通过两组互成90°角的加载力协调加载实现，且两组互成90°角加载力施加载荷波形是相位差为90°的正弦波，就可达到对轴承组件施加旋转横向力F的载荷效果。

根据上述载荷分析，本申请提供航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置多个实施例，其中：

实施例1：

本实施例中航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，如图1-图4所示，包括：

四支点轴承试验件10，包括圆筒102、套设于圆筒102内壁的支撑环101、位于圆筒102一端的安装座103，安装座103上具有安装孔；通过所述安装孔将四支点轴承试验件10固定于模拟轴承底座12；模拟轴承底座12，固定安装在安装平台13上；具有中心圆孔的模拟轴承内套11，如图6所示，模拟轴承内套11套设在支撑环101内，模拟轴承内套11的一端面具有轴向的螺纹孔；

加载盘9，如图7所示，加载盘9的一个端面具有容纳四支点轴承试验件10的环槽，环槽的中心处具有插入所述中心圆孔的加载柱；加载盘9具有轴向的通孔，螺栓穿过所述通孔与模拟轴承内套11的螺纹孔连接；

作动筒驱动组件，具有作动筒与测力计，如图12所示，作动筒驱动组件包括固定端以及沿作动筒驱动组件的轴向方向运动的自由端，所述自由端连接加载盘9的侧壁面，作动筒驱动组件至少包括轴线相互垂直的两个，垂直分布的力加载装置，将作动筒驱动组件加载的两个力同时加载到四支点轴承试验件10，根据两个作动筒驱动组件加载力的大小不同，能够对四支点轴承试验件10加载多个角度的合力；

加载盘9两个端面均设置有轴向支承组件，用于限制加载盘9沿轴向跳动，如图5、图8与图9所示，轴向支承组件的一端面固定，另一端面与加载盘9的端面接触，用于限制加载盘9的轴向自由度，轴向支承组件包括钢珠8、钢珠盘6以及钢珠台5，钢珠盘6一端面具有凹陷，钢珠8一部分陷入所述凹陷，另一部分与钢珠台5的一端面接触，其中钢珠盘6不与钢珠8接触的一端具有凸起的第一安装柱，加载盘9具有凸起的第二安装柱，轴向支承组件有两个，下边的轴向支承组件的加载盘的第一安装柱置于疲劳底板14具有的孔中，钢珠台5的第二安装柱置于加载盘9加载柱具有的孔中，此外，上边的轴向支承组件的加载盘的第一安装柱置于加载盘9的安装孔，钢珠台5的第二安装柱置于固定装置的孔中，用于使加载盘9或者钢珠台5固定。

模拟轴承内套11的一端面具有向外缘凸起形成的台阶面，在模拟轴承内套11套设在支撑环101之内时，所述台阶面与支撑环101的端面接触止动。

模拟轴承底座12通过疲劳底板14固定安装在安装平台13上；疲劳底板14具有外圈安装通孔，内圈螺纹孔，疲劳底板14通过外圈安装通孔与安装平台13螺纹连接，模拟轴承底座12通过内圈螺纹孔与疲劳底板14螺纹连接。

钢珠盘6一端面的所述凹陷为多个平行的长条槽，所述长条槽的截面为圆弧形，每个长条槽具有多个钢珠8，所述圆弧形为的圆弧为优弧能够完全包裹住钢珠，轴向支承组件还包括钢珠套7，钢珠套7套设在钢珠盘6外侧，限制钢珠8脱落。

实施例2：

本实施例中航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，包括：

四支点轴承试验件10，包括圆筒102、套设于圆筒102内壁的支撑环101、位于圆筒102一端的安装座103，安装座103上具有安装孔；通过所述安装孔将四支点轴承试验件10固定于模拟轴承底座12；模拟轴承底座12，固定安装在安装平台13上；具有中心圆孔的模拟轴承内套11，模拟轴承内套11套设在支撑环101内，模拟轴承内套11的一端面具有轴向的螺纹孔；

加载盘9，加载盘9的一个端面具有容纳四支点轴承试验件10的环槽，环槽的中心处具有插入所述中心圆孔的加载柱；加载盘9具有轴向的通孔，螺栓穿过所述通孔与模拟轴承内套11的螺纹孔连接；

作动筒驱动组件，具有作动筒与测力计，作动筒驱动组件包括固定端以及沿作动筒驱动组件的轴向方向运动的自由端，所述自由端连接加载盘9的侧壁面，作动筒驱动组件至少包括轴线相互垂直的两个，垂直分布的力加载装置，将作动筒驱动组件加载的两个力同时加载到四支点轴承试验件10，根据两个作动筒驱动组件加载力的大小不同，能够对四支点轴承试验件10加载多个角度的合力；

加载盘9两个端面均设置有轴向支承组件，轴向支承组件的一端面固定，另一端面与加载盘9的端面接触，用于限制加载盘9的轴向自由度，轴向支承组件包括钢珠8、钢珠盘6以及钢珠台5，钢珠盘6一端面具有凹陷，钢珠8一部分陷入所述凹陷，另一部分与钢珠台5的一端面接触。

模拟轴承内套11的一端面具有向外缘凸起形成的台阶面，在模拟轴承内套11套设在支撑环101之内时，所述台阶面与支撑环101的端面接触止动。

模拟轴承底座12通过疲劳底板14固定安装在安装平台13上；疲劳底板14具有外圈安装通孔，内圈螺纹孔，疲劳底板14通过外圈安装通孔与安装平台13螺纹连接，模拟轴承底座12通过内圈螺纹孔与疲劳底板14螺纹连接。钢珠盘6一端面的所述凹陷为多个均匀分布的圆形槽；所述圆形槽的槽底为平面，每个所述圆形槽均具有钢珠8，所述圆形槽的直径大于钢珠8的直径，钢珠8能够在所述圆形槽内自由滚动。

实施例3：

与实施例1与实施例2相比，本实施例不同的是，钢珠盘6一端面的所述凹陷为钢珠盘6边缘轴向凸起形成的一个圆槽，所述圆槽的槽底为平面，所述圆槽内具有多个钢珠8，所述圆槽内的多个钢珠8安装有栅格套，所述栅格套整体为圆盘状，栅格套的半径小于圆槽的半径，栅格套的盘面具有多个轴向通孔形成的多个栅格，每个栅格容纳一个钢珠8，每个所述栅格的内壁为弧形面，使每个所述栅格包裹钢珠8的最大直径处，并且使钢珠8的两端裸露，钢珠8的两端裸露分别与钢珠盘9以及钢珠台5接触，使钢珠盘9以及钢珠台5的相对位移时的滑动摩擦变成滚动摩擦，此外所述栅格的内壁圆弧面可以两种，一种内壁圆弧面是内壁圆弧面为整个球面的中间环带形，换种说法是一个空壳圆球，平切掉球的上下两端，剩下的中间环带形的内壁面为所述栅格的内壁圆弧面；中间环带形具有空壳圆球的最大直径，当钢珠8没入中间环带时，钢珠8不会脱落，同时栅格可以是通过具有弹性材料制作形成，以便于钢珠8安装；另一种内壁圆弧面是整个球面的上环带或者是下环带，换一种说法是将半个球面，平切掉顶端或者低端形成环带，钢珠8从一个方向与环带贴合，同时钢珠8也会从此方向脱落，使用时，将栅格由上至下罩在钢珠8上。

除此之外，栅格套具有径向方向的多个支臂，所述支臂与钢珠盘9的外缘搭接，保证栅格套始终套在钢珠8上，从而使每个钢珠8间隔开，并且保证滑动。

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)

1.一种航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，包括：

四支点轴承试验件（10），包括圆筒（102）、套设于圆筒（102）内壁的支撑环（101）、位于圆筒（102）一端的安装座（103），安装座（103）上具有安装孔；通过所述安装孔将四支点轴承试验件（10）固定于模拟轴承底座（12）上；模拟轴承底座（12）固定安装在安装平台（13）上；

具有中心圆孔的模拟轴承内套（11），模拟轴承内套（11）套设在支撑环（101）内，模拟轴承内套（11）的一端面具有轴向的螺纹孔；

加载盘（9），加载盘（9）的一个端面具有容纳四支点轴承试验件（10）的环槽，环槽的中心处具有插入所述中心圆孔的加载柱；加载盘（9）具有轴向的通孔，螺栓穿过所述通孔与模拟轴承内套（11）的螺纹孔连接；

作动筒驱动组件，作动筒驱动组件包括固定端以及沿作动筒驱动组件的轴向方向运动的自由端，所述自由端连接加载盘（9）的侧壁面，作动筒驱动组件至少包括轴线相互垂直的两个，轴线相互垂直的作动筒驱动组件能够对四支点轴承试验件（10）施加多个角度的合力；

加载盘（9）两个端面均设置有轴向支承组件，轴向支承组件的一端面固定，另一端面与加载盘（9）的端面接触，用于限制加载盘（9）的轴向自由度，轴向支承组件包括钢珠（8）、钢珠盘（6）与钢珠台（5），钢珠盘（6）朝向钢珠台（5）的一端面具有凹陷，钢珠（8）一部分陷入所述凹陷，另一部分位于所述凹陷外，并与钢珠台（5）的端面接触。

2.如权利要求1所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，模拟轴承内套（11）的一个端面具有向外缘凸起形成的台阶面，在模拟轴承内套（11）套设在支撑环（101）内时，所述台阶面与支撑环（101）的端面接触止动。

3.如权利要求1所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，模拟轴承底座（12）通过疲劳底板（14）固定安装在安装平台（13）上；疲劳底板（14）具有周向分布的外圈安装通孔与内圈螺纹孔，疲劳底板（14）通过外圈安装通孔与安装平台（13）螺纹连接，模拟轴承底座（12）通过内圈螺纹孔与疲劳底板（14）螺纹连接。

4.如权利要求1所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，所述凹陷为多个平行的长条槽，所述长条槽的截面为圆弧形，每个长条槽内具有多个钢珠（8）。

5.如权利要求4所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，所述圆弧形的圆弧为优弧。

6.如权利要求4所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，轴向支承组件还包括钢珠套（7），钢珠套（7）套设在钢珠盘（6）外侧，限制钢珠（8）脱落。

7.如权利要求1所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，所述凹陷为多个均匀分布的圆形槽，所述圆形槽的槽底为平面，每个所述圆形槽内均具有钢珠（8）。

8.如权利要求7所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，所述圆形槽的直径大于钢珠（8）的直径。

9.如权利要求1所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，所述凹陷为钢珠盘（6）边缘轴向凸起形成的一个圆槽，所述圆槽的槽底为平面，所述圆槽内具有多个钢珠（8）。

10.如权利要求9所述的航空发动机机匣支点轴承疲劳试验装置，其特征在于，所述圆槽内的多个钢珠（8）安装有栅格套，所述栅格套整体为圆盘状，栅格套的半径小于圆槽的半径，栅格套的盘面具有多个轴向通孔形成的多个栅格，每个栅格容纳一个钢珠（8），每个所述栅格的内壁为弧形面，位于栅格中的钢珠（8）两端裸露，裸露的一端与圆槽的槽底面接触，裸露的另一端与钢珠台（5）的端面接触。

Images