CN115266120B - 一种航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置 - Google Patents

一种航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置 Download PDF

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Abstract

本申请属于航空发动机涡轮后机匣实验装置领域，特别涉及一种航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，涡轮后机匣试验组件前安装边通过基础转接筒固定于基础平台上，后安装边与模拟筒体连接。N截面轴向载荷通过第二加载单元施加，反力作用在轴向承载板上，轴向承载板与模拟通体连接。M截面轴向载荷通过第一加载单元通过轴向加载筒施加，反力作用在承力框架上。第一加载单元载荷数值大小为：M面载荷与N面载荷之和。安装节F4、F5、F6载荷通过第四载荷加载组件、第五载荷加载组件以及第六载荷加载组件分别施加，其反力分别作用在承力框架上，加载位置高度H有效地降低，可明显减小承载立柱、承载螺钉的受力数值。

Description

一种航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置
技术领域
本申请属于航空发动机涡轮后机匣实验装置领域，特别涉及一种航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置。
背景技术
涡轮后机匣是发动机的重要大型承力部件，也是发动机气流通道的主要构件，结构和承载情况十分复杂，一般肩负着承受气体、温度和质量惯性载荷联合作用和涡轮出口气流整流的作用。某型号航空发动机大型复杂斜支板涡轮后机匣除了起到上述功能外，因发动机通过机匣外环上的后安装节吊装在飞机上，因此还承受飞机飞行时产生的机动载荷。除进行必要的静强度试验，还需要通过全尺寸涡轮后机匣的疲劳试验，进而为分析和确定涡轮后机匣是否满足工程需求。
如图1所示某型复杂斜支板航空发动机涡轮后机匣主要承受安装边载荷M和支点载荷N以及后吊点载荷F4、F5、F6。在结构静力与疲劳试验中，一般使用基本加载单元(由液压油缸、测力计、承载基础、转接段组成)对试验件加载，其结构如图2所示。本次试验中，M、N截面2个轴向力都需要通过试验件轴心位置由加载单元格加载，会产生干涉现象。为解决加载单元空间干涉问题一般采取如图3加载方案：N截面载荷由N截面加载单元施加，其反力作用在基础平台上；M截面载荷由M截面加载单元施加，其反力作用在承载框架上。2个截面载荷分别单独直接控制，相互不受影响。此方案的受N截面加载单元安装尺寸限制，基础转接筒需一定高度，导致试验件后吊点位置F4、F5、F6载荷的加载截面位置增高，因后吊点载荷相对M、N截面载荷大几倍，因高度增加产生的弯矩增剧增，对试验基础平台、基础转接筒、承载单元的承载能力提出更高的要求，同时也增加了试验工装损坏进而损伤试验件的风险；
如图3所示轴向载荷加载方案适用于没有横向力或横向力很小的情况，如需要施加较大的横向力(F4、F5、F6)，横向力会对试验件固定基础、试验承载基础带来的额外弯的弯矩，甚至超过承载能力，增加了试验工装损坏进而损伤试验件的风险。
N截面加载单元需在基础转接筒中安装固定，安装过程有一定的难度。
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涡轮后机匣的疲劳试验装置，对涡轮后机匣的5支点施加径向方向的多个载荷，以及对涡轮后机匣的第四辅助安装节、第五辅助安装节与第六辅助安装节分别同时施加沿涡轮后机匣的切线方向的载荷，所述试验装置包括：
固定于基础平台上的模拟机匣，模拟机匣的上端连接涡轮后机匣，涡轮后机匣的上端连接模拟筒体；其中涡轮后机匣是真实航空发动机的待测零部件，而模拟机匣与模拟筒体是模拟的试验件，是为了给涡轮后机匣提供真实的试验环境；
第五载荷加载组件，具有第五固定端以及轴向伸缩的第五活动端，所述第五活动端与第五辅助安装节连接，所述第五固定端位于第五辅助安装节逆时针方向的切线上；
第六载荷加载组件，具有第六固定端以及轴向伸缩的第六活动端，所述第六活动端与第六辅助安装节连接，所述第六固定端位于第六辅助安装节逆时针方向的切线上；
第四辅助安装节连接第四载荷加载组件，第四载荷加载组件具有第四固定端以及轴向伸缩的第四活动端，所述第四活动端通过弯杆与第四辅助安装节连接，所述第四固定端位于第四辅助安装节逆时针方向的切线上；
在真实的工作环境中，第六载荷加载组件，第五载荷加载组件，根据实际的涡轮后机匣工况和连接关系进行连接，但是由于第四辅助安装节连接的第四载荷加载组件的长度过长，与第五载荷加载组件以及第六载荷加载组件产生位置上的干涉，因此，在第四辅助安装节受力方向不变的情况下，将拉载荷转变成推载荷，即在第四辅助安装节另一侧施加载荷，然而实际工况上第四辅助安装节具有的安装凹槽只提供拉载荷位置的安装空间，因此采用弯钩的形式，绕开干涉部件，实现载荷。
第一加载单元，具有第一固定端以及沿第一加载单元轴向伸缩的第一活动端，第一固定端连接在通过承载立柱架设于顶部的横梁，第一活动端连接有轴向承载板，轴向承载板覆盖并连接于模拟筒体的上端；
第二加载单元，包括第二固定端以及沿第二加载单元轴向运动的第二活动端，所述第二固定端与轴向承载板连接，所述第二活动端与N截面的支点连接；
优选的是，弯杆搭接有支撑件，用于使搭接后的弯杆重心落入第四载荷加载组件的轴线上；
上述技术特征具有的技术效果是：弯杆由于其弯曲的形状，导致其重心偏离力加载轴线，因此借用支撑组件，抵消重心偏移的影响。
优选的是，弯杆与支撑件之间具有直线轴承；
上述技术特征具有的技术效果是：直线轴承能够减少弯杆与支撑件滑动时的摩擦力，直线轴承是一种以低成本生产的直线运动系统，用于无限行程与圆柱轴配合使用。由于承载球与轴呈点接触，故使用载荷小；钢球以极小的摩擦阻力旋转，从而能获得高精度的平稳运动。
优选的是，第四固定端、第五固定端、第六固定端连接承载立柱，所述承载立柱安装在基础平台上，所述基础平台具有多个等距分布的T形槽，所述T形槽安装多个挡块，所述挡块具有螺纹孔，螺栓旋入所述螺纹孔使承载立柱固定；
上述技术特征具有的技术效果是：辅助安装节载荷大，无法只是靠基础平台与立柱之间的摩擦力承受侧向载荷，需对承载立柱与平台之间进行固定。因基础平台与承载立柱为通用的基础加载工装，不允许对其不加工，需考虑其它的固定方法，利用现有基础平台的T形槽，设计加工挡块固定在T形槽上，在承载立柱底部与固定挡块之间增加横向档块和纵向档块以及螺栓充当，以保证在基础平台与承载立柱无相对滑动。
优选的是，第五载荷加载组件、第六载荷加载组件、第四载荷加载组件、第一加载单元、第二加载单元均具有作动筒与测力计。
优选的是，第一活动端连接通过轴向加载筒连接有轴向承载板，轴向加载筒与轴向承载板形成空腔，所述第二固定端安装在所述空腔内、轴向承载板的上表面，所述第二活动端穿过轴向承载板的中心孔与N截面的支点连接，因为传统方案第二加载单元固定端与基础平台接触，导致下部的的高度必须较大，为了能够容纳第二加载单元，导致下部的的高度必须较大，使得试验件具有较高的高度，因为安装节上F4、F5、F6，试验件的高度过高导致较大的弯矩产生，本申请将第二加载单元与第一加载单元合并，并安置在结构上方，解决了弯矩过大的问题。
本申请的优点包括：
1、本发明提出了一种带有后吊点的大型复杂斜支板航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，利用该试验装置可实现涡轮后机匣安装边载荷、支点载荷以及后吊点载荷的施加，完成涡轮后机匣的静强度试验考核；
2、本发明提出了一种带有后吊点的大型复杂斜支板航空发动机涡轮后机匣疲劳试验装置，利用该试验装置可实现带同类型的涡轮后机匣安装边、支点同时带轴向力载荷的涡轮后机匣的疲劳试验；
3、本发明采用安装边、支点轴向力耦合加载方式，有效地减小了试验承力基础的承载能力的需求，降低了试验设计难度及试验工装加工成本，减小了因试验工装破坏损伤试验件的风险。
附图说明
图1是涡轮后机匣载荷受力图；
图2是加载装置示意图；
图3是传统实验装置示意图示意图；
图4是本申请一种实施方式的实验装置俯视图；
图5是本申请一种实施方式的实验装置正视图；
图6是本申请与传统方式加载位置对比示意图。
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。
为了解决上述问题，如图4所示，本申请提供了一种航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，对涡轮后机匣4的5支点施加径向方向的多个载荷，以及对涡轮后机匣4的第四辅助安装节、第五辅助安装节与第六辅助安装节分别同时施加沿涡轮后机匣4的切线方向的载荷，所述试验装置包括：
固定于基础平台1上的模拟机匣3，模拟机匣3的上端连接涡轮后机匣4，涡轮后机匣4的上端连接模拟筒体5；其中涡轮后机匣4是真实航空发动机的待测零部件，而模拟机匣3与模拟筒体5是模拟的试验件，是为了给涡轮后机匣4提供真实的试验环境；
第五载荷加载组件10，具有第五固定端以及轴向伸缩的第五活动端，所述第五活动端与第五辅助安装节连接，所述第五固定端位于第五辅助安装节逆时针方向的切线上；
第六载荷加载组件11，具有第六固定端以及轴向伸缩的第六活动端，所述第六活动端与第六辅助安装节连接，所述第六固定端位于第六辅助安装节逆时针方向的切线上；
第四辅助安装节连接第四载荷加载组件9，第四载荷加载组件9具有第四固定端以及轴向伸缩的第四活动端，所述第四活动端通过弯杆12与第四辅助安装节连接，所述第四固定端位于第四辅助安装节逆时针方向的切线上；
在真实的工作环境中，第六载荷加载组件11，第五载荷加载组件10，根据实际的涡轮后机匣4工况和连接关系进行连接，但是由于第四辅助安装节连接的第四载荷加载组件9的长度过长，与第五载荷加载组件10以及第六载荷加载组件11产生位置上的干涉，因此，在第四辅助安装节受力方向不变的情况下，将拉载荷转变成推载荷，即在第四辅助安装节另一侧施加载荷，然而实际工况上第四辅助安装节具有的安装凹槽只提供拉载荷位置的安装空间，因此采用弯钩的形式，绕开干涉部件，实现载荷；
轴向力加载装置，如图4到图5所示，涡轮后机匣试验组件4前安装边通过基础转接筒3固定于基础平台1上，后安装边与模拟筒体5连接。N截面轴向载荷通过第二加载单元7施加，反力作用在轴向承载板6上，轴向承载板6与模拟通体5连接。M截面轴向载荷通过第一加载单元12通过轴向加载筒8施加，反力作用在承力框架2上。第一加载单元12载荷数值大小为：M面载荷与N面载荷之和。安装节F4、F5、F6载荷通过第四载荷加载组件9、第五载荷加载组件10以及第六载荷加载组件11分别施加，其反力分别作用在承力框架2上。
如图6所示，图中，N0*L＝F*H0，N1*L＝F*H1其中，F,L为定值，N0远大于N1；加载位置高度H有效地降低，可明显减小承载立柱、承载螺钉的受力数值。将N截面加载单元的反力施加在M截面加载板上，可以将基础转接筒的高度降到最低。解决了图3试验方案对试验基础平台、承载单元及基础转接筒高承载能力的需求，有效的降低了试验设计难度及试验转接度加工成本，减小了因试验工装破坏损伤试验件的风险。
本涡轮后机匣疲劳试验装置解决了图3通用的轴向力加载方案N截面加载单元需在基础转接筒与试验件组成的空间内安装的困难，可以实现从基础平台依次向上逐件安装，简化了试验装置安装流程，提高了安装精度及试验效率。
进一步的，弯杆12搭接有支撑件，用于使搭接后的弯杆12重心落入第四载荷加载组件9的轴线上；
上述技术特征具有的技术效果是：弯杆12由于其弯曲的形状，导致其重心偏离力加载轴线，因此借用支撑组件，抵消重心偏移的影响。
进一步的，弯杆12与支撑件之间具有直线轴承；
上述技术特征具有的技术效果是：直线轴承能够减少弯杆12与支撑件滑动时的摩擦力，直线轴承是一种以低成本生产的直线运动系统，用于无限行程与圆柱轴配合使用。由于承载球与轴呈点接触，故使用载荷小；钢球以极小的摩擦阻力旋转，从而能获得高精度的平稳运动。
进一步的，第四固定端、第五固定端、第六固定端连接承载立柱2，所述承载立柱2安装在基础平台上，所述基础平台具有多个等距分布的T形槽，所述T形槽安装多个挡块，所述挡块包括横向档块16和纵向档块14，所述挡块具有平行于螺纹孔，螺栓旋入所述螺纹孔顶住所述承载立柱2固定，使承载立柱2卡住；
上述技术特征具有的技术效果是：辅助安装节载荷大，无法只是靠基础平台与立柱之间的摩擦力承受侧向载荷，需对承载立柱2与平台之间进行固定。因基础平台与承载立柱2为通用的基础加载工装，不允许对其不加工，需考虑其它的固定方法。利用现有基础平台的T形槽，设计加工挡块固定在T形槽上，在承载立柱2底部与固定挡块之间增加横向档块16和纵向档块14以及螺栓充当顶杆，以保证在基础平台与承载立柱2无相对滑动。
如图2所示，第五载荷加载组件10、第六载荷加载组件11、第四载荷加载组件9、第一加载单元12、第二加载单元7均具有作动筒与测力计
本申请的优点包括：
1、本发明提出了一种带有后吊点的大型复杂斜支板航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，利用该试验装置可实现涡轮后机匣安装边载荷、支点载荷以及后吊点载荷的施加，完成涡轮后机匣的静强度试验考核；
2、本发明采用杠杆加载形式，可以很好的解决转子支撑支点位置的载荷施加，通过载荷合成方式也简化了加载形式，避免了同一加载点多个方向加载单元之间载荷干涉问题，提高效率及加载的精度。
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 (6)

1.一种航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，对涡轮后机匣(4)施加轴向载荷、以及对涡轮后机匣(4)的第四辅助安装节、第五辅助安装节与第六辅助安装节分别同时施加沿涡轮后机匣(4)的切线方向的载荷，所述试验装置包括：
固定于基础平台(1)上的模拟机匣(3)，模拟机匣(3)的上端连接涡轮后机匣(4)，涡轮后机匣(4)的上端连接模拟筒体(5)；其特征在于，
第五载荷加载组件(10)，具有第五固定端以及轴向伸缩的第五活动端，所述第五活动端与第五辅助安装节连接，所述第五固定端位于第五辅助安装节逆时针方向的切线上；
第六载荷加载组件(11)，具有第六固定端以及轴向伸缩的第六活动端，所述第六活动端与第六辅助安装节连接，所述第六固定端位于第六辅助安装节逆时针方向的切线上；
第四辅助安装节连接第四载荷加载组件(9)，第四载荷加载组件(9)具有第四固定端以及轴向伸缩的第四活动端，所述第四活动端通过弯杆与第四辅助安装节连接，所述第四固定端位于第四辅助安装节逆时针方向的切线上；
第一加载单元(12)，具有第一固定端以及沿第一加载单元(12)轴向伸缩的第一活动端，第一固定端连接在通过承载立柱架设于顶部的横梁，第一活动端连接有轴向承载板(6)，轴向承载板(6)覆盖并连接于模拟筒体(5)的上端；
第二加载单元(7)，包括第二固定端以及沿第二加载单元(7)轴向运动的第二活动端，所述第二固定端与轴向承载板(6)连接，所述第二活动端与N截面的支点连接。
2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，其特征在于，弯杆搭接有支撑件，用于使搭接后的弯杆重心落入第四载荷加载组件(9)的轴线上。
3.如权利要求2所述的航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，其特征在于，弯杆与支撑件之间具有直线轴承。
4.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，其特征在于，第四固定端、第五固定端、第六固定端连接承载立柱(2)，所述承载立柱(2)安装在基础平台上，所述基础平台具有多个等距分布的T形槽，所述T形槽安装多个挡块，所述挡块具有与基础平台平行的螺纹孔，螺栓旋入所述螺纹孔并且形成螺栓的末端顶住承载立柱(2)，使承载立柱(2)固定。
5.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，其特征在于，第五载荷加载组件(10)、第六载荷加载组件(11)、第四载荷加载组件(9)、第一加载单元(12)、第二加载单元(7)均具有作动筒与测力计。
6.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣的疲劳试验装置，其特征在于，第一活动端通过轴向加载筒(8)连接有轴向承载板(6)，轴向加载筒(8)与轴向承载板(6)形成空腔，所述第二固定端安装在所述空腔内、轴向承载板(6)的上表面，所述第二活动端穿过轴向承载板(6)的中心孔与N截面的支点连接。
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