CN115266347B - 一种航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置 - Google Patents

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静强度试验装置，涡轮后机匣试验组件前安装边通过模拟机匣固定于基础平台上，后安装边与模拟筒体连接。第五支点载荷通过第五支点加载组件和第五支点杠杆平衡载荷组件由第五支点加载杠杆施加；第五支点Y、Z方向载荷合成后由加载杠杆施加。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。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，以保证承载立柱不失去承载能力。其中加载组件包括作动筒、测力计及连接转接段。

Description

一种航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置

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静强度试验装置。

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。因此需要对强度进行验证和考核。进而为分析和确定大尺寸、复杂结构整体精铸涡轮后机匣是否满足工程需求提供试验数据。

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静强度试验装置，对涡轮后机匣的第五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。

第五支点加载杠杆，一端与涡轮后机匣的第五支点连接，另一端竖直向上延伸；

第五支点加载组件，包括第一固定端与沿第五支点加载组件的轴向运动的第一活动端，所述第一活动端连接在第五支点加载杠杆的一位置处；

第五支点杠杆平衡载荷组件，包括第二固定端与沿第五支点杠杆平衡载荷组件的轴向运动的第二活动端，所述第二活动端连接在第五支点杠杆平衡载荷组件的另一位置处；

其中，其中，第五支点杠杆平衡载荷组件(8)的轴线与第五支点加载杠杆(6)的轴线垂直，第五支点加载组件(7)的轴线与第五支点加载杠杆(6)垂直；第五支点杠杆平衡载荷组件(8)的轴线、第五支点加载杠杆(6)的轴线以及第五支点加载组件(7)的轴线位于同一平面中，也就是说，第五支点杠杆平衡载荷组件，第五支点加载组件，第五支点加载杠杆，以及第五支点构成了一个杠杆系统，第五支点杠杆平衡载荷组件与第五支点加载组件对第五支点加载杠杆施加相反方向的力，通过第五支点加载杠杆施加到第五支点上。

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，第一固定端与第二固定端均连接在环形承载立柱上，环形承载立柱沿周向具有多个与第一固定端或者第二固定端连接的安装点；

上述技术特征具有的技术效果是：为了使第五支点的载荷方向更多，添加一种环形承载立柱，能够使第五支点杠杆平衡载荷组件与第五支点加载组件的位置进行调整，实现多个角度的施加载荷。

优选的是，第一固定端与第二固定端均连接在环形承载立柱上，所述环形承载立柱具有周向的窄口环槽，第一固定端与第二固定端通过滑块与所述窄口环槽连接；

上述技术特征具有的技术效果是：采用滑槽滑块的方式，实现第五支点杠杆平衡载荷组件与第五支点加载组件的位置无级调整，增加更多的载荷施加角度。

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、第五支点加载组件与第五支点杠杆平衡载荷组件，均具有作动筒与测力计。

优选的是，第五支点杠杆平衡载荷组件与第五支点加载组件分别位于第五支点加载杠杆的两侧。

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静强度试验装置，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；

3、本发明提出了一种安装在T型槽基础平台上的承载基础水平固定的机械结构，可有效避免因横向力使承载基础在平台上产生滑动失去承载能力产生意外的风险。

附图说明

图1是本申请一优选实施方式试验装置俯视图；

图2是本申请一优选实施方式试验装置正视图；

图3是承载立柱2与基础平台1连接示意图；

图4是纵向挡块示意图；

图5是横向挡块示意图；

图6是涡轮后机匣力受载示意图。

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，本申请提供了一种航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置，如图1-6所示，对涡轮后机匣4的第五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；

第五支点载荷通过第五支点加载组件7和第五支点杠杆平衡载荷组件8由第五支点加载杠杆6施加；第五支点Y、Z方向载荷合成后由加载杠杆施加。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，其中F4、F5、F6三个载荷均在同一截面。

第五支点加载杠杆6，一端与涡轮后机匣4的第五支点连接，另一端竖直向上延伸；

第五支点加载组件7，包括第一固定端与沿第五支点加载组件7的轴向运动的第一活动端，所述第一活动端连接在第五支点加载杠杆6的一位置处；

第五支点杠杆平衡载荷组件8，包括第二固定端与沿第五支点杠杆平衡载荷组件8的轴向运动的第二活动端，所述第二活动端连接在第五支点杠杆平衡载荷组件8的另一位置处；

其中，第五支点杠杆平衡载荷组件8的轴线与第五支点加载组件7 的轴线与第五支点加载杠杆6垂直且位于第五支点加载杠杆6的同一纵向截面中，也就是说，第五支点杠杆平衡载荷组件8，第五支点加载组件 7，第五支点加载杠杆6，以及第五支点构成了一个杠杆系统，第五支点杠杆平衡载荷组件8与第五支点加载组件7对第五支点加载杠杆6施加相反方向的力，通过第五支点加载杠杆6施加到第五支点上；

支点处空间小，无法利用加载单元直接加载，一般采取如图2所示杠杆形式加载，利用杠杆加载形式，支点载荷R5y和R5z载荷分别由R5y 和R5z加载单元在同一个加载杠杆上施加。此方案解决了支点加载空间的限制，但由于R5y和R5z载荷在同一个加载杠杆上施加，2个方向载荷互相影响，对试验控制带来困难，增加了试验误差。按公式将施加同截面的2个方向载荷合并成1个载荷施加。如图6所示，支点载荷R5y，R5z合并为R5为：

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，第一固定端与第二固定端均连接在环形承载立柱2上，环形承载立柱2沿周向具有多个与第一固定端或者第二固定端连接的安装点；

上述技术特征具有的技术效果是：为了使第五支点的载荷方向更多，添加一种环形承载立柱2，能够使第五支点杠杆平衡载荷组件8与第五支点加载组件7的位置进行调整，实现多个角度的施加载荷，其反力分别作用在承力框架2上；在承载立柱2底部与固定挡块，之间增加横向档块14和纵向档块16，以保证承载立柱2不失去承载能力。其中加载组件包括作动筒、测力计及连接转接段。

进一步的，第一固定端与第二固定端均连接在环形承载立柱2上，所述环形承载立柱2具有周向的窄口环槽，第一固定端与第二固定端通过滑块与所述窄口环槽连接；

上述技术特征具有的技术效果是：采用滑槽滑块的方式，实现第五支点杠杆平衡载荷组件8与第五支点加载组件7的位置无级调整，增加更多的载荷施加角度。

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。如图3-4所示，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。

进一步的，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、第五支点加载组件7与第五支点杠杆平衡载荷组件8，均具有作动筒与测力计。

进一步的，第五支点杠杆平衡载荷组件8与第五支点加载组件7分别位于第五支点加载杠杆6的两侧，第五支点杠杆平衡载荷组件8与第五支点加载组件7同时提供拉向的载荷。

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静强度试验装置，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；

3、本发明提出了一种安装在T型槽基础平台上的承载基础水平固定的机械结构，可有效避免因横向力使承载基础在平台上产生滑动失去承载能力产生意外的风险。

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 (8)

1.一种航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置，对涡轮后机匣(4)的第五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(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；

第五支点加载杠杆(6)，一端与涡轮后机匣(4)的第五支点连接，另一端竖直向上延伸；

第五支点加载组件(7)，包括第一固定端与沿第五支点加载组件(7)的轴向运动的第一活动端，所述第一活动端连接在第五支点加载杠杆(6)的一位置处；

第五支点杠杆平衡载荷组件(8)，包括第二固定端与沿第五支点杠杆平衡载荷组件(8)的轴向运动的第二活动端，所述第二活动端连接在第五支点杠杆平衡载荷组件(8)的另一位置处；

其中，第五支点杠杆平衡载荷组件(8)的轴线与第五支点加载杠杆(6)的轴线垂直，第五支点加载组件(7)的轴线与第五支点加载杠杆(6)垂直；第五支点杠杆平衡载荷组件(8)的轴线、第五支点加载杠杆(6)的轴线以及第五支点加载组件(7)的轴线位于同一平面中。

2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置，其特征在于，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。

3.如权利要求2所述的航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置，其特征在于，弯杆(12)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静强度试验装置，其特征在于，第一固定端与第二固定端均连接在环形承载立柱(2)上，环形承载立柱(2)沿周向具有多个与第一固定端或者第二固定端连接的安装点。

5.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置，其特征在于，第一固定端与第二固定端均连接在环形承载立柱(2)上，所述环形承载立柱(2)具有周向的窄口环槽，第一固定端与第二固定端通过滑块与所述窄口环槽连接。

6.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置，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。

7.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置，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)、第五支点加载组件(7)与第五支点杠杆平衡载荷组件(8)均具有作动筒与测力计。

8.如权利要求1所述的航空发动机涡轮后机匣静强度试验装置，其特征在于，第五支点杠杆平衡载荷组件(8)与第五支点加载组件(7)分别位于第五支点加载杠杆(6)的两侧。

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