CN115372134A - 一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法 - Google Patents

一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于航空发动机试验领域，特别涉及一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法，主安装节组件试验件，固定安装在固定底座上，主安装节组件试验件的中间具有安装梁，两端分别具有第一拉杆与第二拉杆，第一拉杆连接F1加载单元，第二拉杆连接F2加载单元；F1加载单元与F2加载单元又分别连接有承载立柱；安装梁，具有第一端与第二端，所述第一端通过销轴与主安装节组件试验件中间具有的安装孔连接，第二端具有球头，球头上套接有球头加载耳座，球头加载耳座分别连接FYZ加载单元与FX加载单元，充分考核了各零件间的相互作用，节省了单独计算各零件试验载荷的工作量。

Description

一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法
技术领域
本申请属于航空发动机试验领域，特别涉及一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法。
背景技术
主安装节作为发动机的重要承力部件，承受发动机的推力并将其传递到飞机上。CS-E规定“发动机安装系统失效，导致发动机意外脱开属于危险性发动机影响”，所以必须对其进行强度考核。某大涵道比航空发动机为国内首次研制，对该发动机主安装节的强度考核也为国内首次。
本发明应用前国内尚无此型主安装节的专用强度试验设备，而是采用以下两种试验方式，一种是将组件各部分分开考核，如图1所示为一种考核拉杆与横梁的试验方法，安装梁和球头等零件再单独考核；另一种方式为模拟发动机安装状态的试验方法，将主、辅安装节与中介机匣、涡轮后机匣等组件组装后固定，通过在机匣和轴等部件上施加载荷传递到安装节上实现考核目的。
现有的试验方法有以下缺点：
1.各零件单独进行试验考核，不能充分考核各零件间的相互作用，且需单独计算各零件的试验载荷，计算工作量成倍增加。另外，图1中加载方法，当两侧载荷存在微小偏差时，只有通过调整垫片实现左右位移平衡，而在试验前难以估计放置垫片的合适数量，在试验进行过程中又存在安全风险，应禁止人员靠近操作。
2.模拟发动机安装状态的安装节试验方法，由于多部件组装固定后传力路径更加复杂，且地面试验难以模拟实际飞行状态，对于多种考核工况下的复杂载荷难以施加，传递到安装节上更是难以保证准确，因此此方法对叶片飞失等极端载荷考核较为适用，对作为关键部件的安装节，此考核方式载荷准确性过低。
发明内容
为了解决上述问题，本申请一种航空发动机主安装节强度试验装置，其包括：主安装节组件试验件，固定安装在固定底座上，主安装节组件试验件的中间具有安装梁，两端分别具有第一拉杆与第二拉杆，第一拉杆连接F1加载单元，第二拉杆连接F2加载单元；F1加载单元与F2加载单元又分别连接有承载立柱；
安装梁，具有第一端与第二端，所述第一端通过销轴与主安装节组件试验件中间具有的安装孔连接，第二端具有球头，球头上套接有球头加载耳座，球头加载耳座分别连接FYZ加载单元与FX加载单元；
其中，FYZ加载单元的固定端与架设在FYZ承载立柱上方的FYZ承载横梁连接，FYZ加载单元的轴线垂直于安装梁的轴线；
FX加载单元的活动端与球头加载耳座固定连接，FX加载单元的固定端连接承载立柱；FX加载单元的轴线与安装梁的轴线同轴。
优选的是，FX加载单元的活动端通过加载转接头与球头加载耳座固定连接，加载转接头为筒状，其端面具有周向分布的多个轴向通孔，球头加载耳座端面具有内螺纹孔，加载转接头通过螺栓穿过所述轴向通孔与内螺纹孔螺纹连接；加载转接头具有与安装梁的轴线同轴的转接螺纹孔，FX加载单元的活动端通过外螺纹与所述转接螺纹孔连接。
优选的是，F1加载单元与F2加载单元均具有伺服作动筒、力传感器以及位移传感器，位移传感器与力传感器均连接控制器。
优选的是，FYZ承载横梁具有通槽，FYZ加载单元安装在所述通槽中，FYZ加载单元具有沿所述通槽滑动的自由度。
优选的是，球头通过球头止动板安装在所述第二端，球头止动板通过螺钉固定在第二端的端面，球头止动板具有直径大于球头中心孔内径的凸缘，所述凸缘限制球头的轴向位移。
优选的是，F1加载单元与F2加载单元的加载杆均连接有直线轴承组件，所述直线轴承组件用于所述加载杆的导向与限位。
一种航空发动机主安装节强度试验加载方法，采用上述的航空发动机主安装节强度试验装置，所述加载方法用于控制F1加载单元与F2加载单元，其特征在于，所述控制器通过力参数控制F1加载单元输出载荷，位移传感器与力传感器分别反馈F1加载单元的加载方向位移L1与载荷F1，同时所述控制器控制F2加载单元输出的载荷大小被配置成使得位移L1与F2加载单元反馈的位移L2始终相等。
本申请的优点包括：
1.主安装节组件整体考核方案，充分考核了各零件间的相互作用，节省了单独计算各零件试验载荷的工作量；
2.相比以往双侧拉杆考核方式，本申请的等力、等位移加载方法更具操作性且更贴近发动机实际状态，考核更加准确；
3.相比带多个非关键机匣结构的多部件共同考核方法，本方法对关键部件主安装节的考核更具针对性，能考核的工况更多，也更为准确。
附图说明
图1是主安装节静力试验件示意图；
图2是主安装节强度试验装置示意图；
图3是FYZ加载单元未示出的主安装节强度试验装置俯视图；
图4是FX加载单元及F1加载单元、F2加载单元未示出的主安装节强度试验装置侧视图；
图5是加载单元结构示意图；
图6固定底座结构示意；
图7承载立柱结构示意；
图8承载横梁结构示意；
图9球头加载耳座结构示意图；
其中，25－横梁；27－左安装梁；28－右安装梁；29－主、副剪切销；22－球头止动板；21－球头；1-基础平台；2-安装梁；3-承载立柱；4-FX加载单元；51-F1加载单元；52-F2加载单元；6-直线轴承组件；7-FYZ加载单元；8-FYZ承载立柱；9-FYZ承载横梁；10-底板；11-固定底座；12-主安装节组件试验件。
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。
1.试验件的原始载荷
主安装节组件如图1所示，第一拉杆，第二拉杆，通过销轴连接在横梁25上，横梁25中心通过销轴连接于左安装梁27和右安装梁28上，左安装梁27和右安装梁28为对称分体结构，通过螺栓连接固定，球头21通过螺栓和球头止动板22固定于左安装梁27和右安装梁28上。
试验载荷如图1所示，分别为两拉杆载荷F1、F2，球头处三向载荷FX，、FY和FZ，两拉杆空间安装角度对称，拉杆平面与水平面X-Y平面夹角为α，两拉杆间夹角为β，边界条件应模拟发动机安装状态。
2.试验方法
固定结构：发动机实际安装时，主安装节通过两个拉杆和球头安装于发动机中介机匣上，通过4个螺栓和主、副剪切销29用倒挂形式固定于飞机大梁上。设计试验固定装置时，由于飞机大梁为悬空结构，搭建模拟框架成本较高，且载荷较大，试验中易导致较大整体变形，影响试验加载精度。故本项目采用试验件固定于基础平台的方式，模拟安装梁与飞机大梁连接形式制作固定底座并安装于基础平台上，完成试验件的固定，固定底座结构见图6。
基本加载结构：基本的加载结构为作动器、力传感器和转接工装形式，如图5所示。
拉杆载荷加载：如前所述，两个对称的拉杆结构为加载设计难点。首先拉杆载荷存在拉向和推向两种方向载荷，本项目除用直线轴承导向并限位，解决多铰结构的推向加载问题外，为避免图1所示方案的实际操作困难，本项目创新提出单侧力控位移跟随协调加载方法：加载两侧均安装力和位移传感器，一侧采用力控制，反馈力载荷F1和加载方向位移L1，另一侧采用位移控制，计算通道使L2＝L1，这样，两侧加载位移实现同步。由于安装和加载角度对称，根据结构可知，两侧力载荷偏差主要由安装偏差和横梁中心销轴摩擦力产生，采用电子角度尺等设备安装，角度偏差可控制在1°以内，引起的力载荷偏差可以忽略；而两拉杆载荷相对横梁中心销轴摩擦力实为杠杆长臂，故摩擦力影响仍可忽略。综上可实现F1＝F2。
球头处三向载荷加载方法：理论上球头处三向载荷FX，、FY和FZ可合成为合力FXYZ施加，然而主安装节球头前端装有止动板，不满足合成后的X向加载偏置角度。故本项目中设计了专用的一点多载加载耳座，实现Y、Z方向合成载荷FYZ和X向载荷FX联合施加，结构如图9所示。
3.试验装置结构
主安装节整体组件的强度试验装置如图2-4所示，主安装节组件试验件12，固定安装在固定底座11上，主安装节组件试验件12的中间具有安装梁2，两端分别具有第一拉杆与第二拉杆，第一拉杆连接F1加载单元51，第二拉杆连接F2加载单元52；F1加载单元51与F2加载单元52又分别连接有承载立柱；
安装梁2，具有第一端与第二端，所述第一端通过销轴与主安装节组件试验件12中间具有的安装孔连接，第二端具有球头21，球头21上套接有球头加载耳座23，球头加载耳座23分别连接FYZ加载单元7与FX加载单元4；
其中，FYZ加载单元7的固定端与架设在FYZ承载立柱8上方的FYZ承载横梁9连接，FYZ加载单元7的轴线垂直于安装梁2的轴线；
FX加载单元4的活动端与球头加载耳座23固定连接，FX加载单元4的固定端连接承载立柱；FX加载单元4的轴线与安装梁2的轴线同轴，FX加载单元4的活动端通过加载转接头24与球头加载耳座23固定连接，加载转接头24为筒状，其端面具有周向分布的轴向通孔，球头加载耳座23端面具有内螺纹孔，加载转接头24通过螺栓穿过所述轴向通孔与内螺纹孔螺纹连接；加载转接头24具有与安装梁2的轴线同轴的转接螺纹孔，FX加载单元4的活动端通过具有的外螺纹与所述内螺纹孔连接，其中，F1加载单元51与F2加载单元52均具有伺服作动筒，力传感器以及位移传感器，位移传感器与力传感器均连接控制器。
进一步的，FYZ承载横梁9具有通槽，FYZ加载单元7安装在所述通槽中，FYZ加载单元7具有沿所述通槽滑动的自由度。
进一步的，球头21通过球头止动板22安装在所述第二端，球头止动板22通过螺钉连接同轴固定在第二端的端面，球头止动板22具有直径大于球头21中心孔内径的凸缘，所述凸缘限制球头21的轴向位移。
进一步的，F1加载单元51与F2加载单元52的加载杆均连接有直线轴承，所述直线轴承用于所述加载杆的导向与限位。
A、加载结构
加载单元由伺服作动筒、力传感器拉杆F1、F2加载单元还装有位移传感器和直线轴承、控制系统和前后转接工装组成，如图3所示。
前后转接工装均为球铰结构以消除附加弯矩，根据拉杆和球头的连接形式设计相应结构。
B、承载结构
承载结构主要由基础平台、底板、固定底座、承载立柱和承载横梁组成。
固定底座结构如图4所示，一侧模拟发动机安装条件通过4个螺栓和主、副剪切销与试验件连接，另一侧通过11个螺栓与底板连接，并固定于基础平台上
承载立柱：用于固定加载装置和承载横梁，承载相应的试验载荷，结构如图5所示，底部通过T形螺栓固定在基础平台上，侧面加工轨道沟槽和螺纹孔，用于固定加载装置顶部加工螺纹孔，用于安装顶端横梁。
承载横梁：用于固定FYZ加载单元，承载相应的试验载荷，结构如图6所示，通过螺栓与承载立柱连接。
由承载立柱和承载横梁组成的承载空间，使得FXY加载单元可以任意角度安装，实现对主安装节球头多角度考核工况加载。
C、球头加载耳座
球头加载部位示意图如图9所示，球头加载耳座通过球头安装于Y-Z平面，用于施加FYZ，加载转接头通过4个螺栓连接于球头加载耳座上，内侧通过螺纹与FX加载单元连接，用于传递FX到球头上。
1.主安装节组件整体考核方案，充分考核了各零件间的相互作用，节省了单独计算各零件试验载荷的工作量；
2.相比以往双侧拉杆考核方式，本项目中的等力、等位移加载方法更具操作性且更贴近发动机实际状态，考核更加准确；
3.相比带多个非关键机匣结构的多部件共同考核方法，本方法对关键部件主安装节的考核更具针对性，能考核的工况更多，也更为准确。
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 (7)

1.一种航空发动机主安装节强度试验装置，其特征在于，包括
主安装节组件试验件(12)安装梁，固定安装在固定底座(11)上，主安装节组件试验件(12)的中间具有安装梁(2)，两端分别具有第一拉杆与第二拉杆，第一拉杆连接F1加载单元(51)未见图中编号，第二拉杆连接F2加载单元(52)未见图中编号；F1加载单元(51)与F2加载单元(52)又分别连接有承载立柱；
安装梁(2)一端具有球头(21)，球头(21)上套接有球头加载耳座(23)，球头加载耳座(23)分别连接FYZ加载单元(7)与FX加载单元(4)；
其中，FYZ加载单元(7)的固定端与架设在FYZ承载立柱(8)上方的FYZ承载横梁(9)连接，FYZ加载单元(7)的轴线垂直于安装梁(2)的轴线；
FX加载单元(4)的活动端与球头加载耳座(23)固定连接，FX加载单元(4)的固定端连接承载立柱；FX加载单元(4)的轴线与安装梁(2)的轴线同轴。
2.如权利要求1所述的航空发动机主安装节强度试验装置，其特征在于，FX加载单元(4)的活动端通过加载转接头(24)与球头加载耳座(23)固定连接，加载转接头(24)为筒状，其端面具有周向分布的多个轴向通孔，球头加载耳座(23)端面具有内螺纹孔，加载转接头(24)通过螺栓穿过所述轴向通孔与内螺纹孔螺纹连接；加载转接头(24)具有与安装梁(2)的轴线同轴的转接螺纹孔，FX加载单元(4)的活动端通过外螺纹与所述转接螺纹孔连接。
3.如权利要求1所述的航空发动机主安装节强度试验装置，其特征在于，F1加载单元(51)与F2加载单元(52)均具有伺服作动筒、力传感器以及位移传感器，位移传感器与力传感器均连接控制器。
4.如权利要求3所述的航空发动机主安装节强度试验装置，其特征在于，FYZ承载横梁(9)具有通槽，FYZ加载单元(7)安装在所述通槽中，FYZ加载单元(7)具有沿所述通槽滑动的自由度。
5.如权利要求1所述的航空发动机主安装节强度试验装置，其特征在于，球头(21)通过球头止动板(22)安装在所述第二端，球头止动板(22)通过螺钉固定在第二端的端面，球头止动板(22)具有直径大于球头(21)中心孔内径的凸缘，所述凸缘限制球头(21)的轴向位移。
6.如权利要求1所述的航空发动机主安装节强度试验装置，其特征在于，F1加载单元(51)与F2加载单元(52)的加载杆均连接有直线轴承组件(6)，所述直线轴承组件(6)用于所述加载杆的导向与限位。
7.一种航空发动机主安装节强度试验加载方法，采用权利要求3所述的航空发动机主安装节强度试验装置，所述加载方法用于控制F1加载单元(51)与F2加载单元(52)，其特征在于，所述控制器通过力参数控制F1加载单元(51)输出载荷，位移传感器与力传感器分别反馈F1加载单元(51)的加载方向位移L1与载荷F1，同时所述控制器控制F2加载单元(52)输出的载荷大小被配置成使得位移L1与F2加载单元(52)反馈的位移L2始终相等。
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黄丰;刘克格;闫楚良;韩小进;: "基于安装结构实测发动机推力的载荷标定方法", 航空动力学报, no. 12, pages 2941 - 2948 *

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CN115372134B (zh) 2023-11-28

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