CN116296302A

CN116296302A - 一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件

Info

Publication number: CN116296302A
Application number: CN202211104519.5A
Authority: CN
Inventors: 解丽娟; 程荣辉; 丛佩红; 柏汉松; 刘美; 宋洋; 吕天波
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2022-09-09
Filing date: 2022-09-09
Publication date: 2023-06-23
Anticipated expiration: 2042-09-09
Also published as: CN116296302B

Abstract

本申请属于涡轮后机匣典型结构模拟件结构设计技术领域，具体涉及一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，包括：板状试验件，其两端为试验考核区域，两个试验考核区域的宽度为涡轮后机匣结构典型弯曲部位的壁厚L1；板状试验件上距离两个试验考核区域L2范围具有多个沿板状试验件宽度方向排列的跑道形孔；L2的尺寸、各个跑道形孔的分布位置限定，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0。

Description

一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件

技术领域

本申请属于涡轮后机匣典型结构模拟件结构设计技术领域，具体涉及一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件。

背景技术

航空发动机中涡轮后机匣结构主要包括外机匣、在外机匣内设置的内环，以及在外机匣、内环之间沿周向分布的多个支板，其中外机匣连接在涡轮前机匣、外涵机匣之间，内环通过转接结构连接轴承座，轴承座内安装轴承进行支撑。

航空发动机中涡轮后机匣结构在航空发动机工作时复杂的载荷，包括气动载荷、机动载荷以及温度载荷，是航空发动机中关键承力部件，对其进行静力或疲劳试验获取相关数据，可为涡轮后机匣结构的设计、改进提供支撑。

由于脱离航空发动机，在试验室条件下难以模拟涡轮后机匣结构的温度场，难以对涡轮后机匣结构施加准确的温度载荷，航空发动机整机试车验证虽然可以真实反映涡轮后机匣的温度环境，但整机试车验证周期长，效率低；零部件试验虽然可避免上述问题，但受硬件资源限制，不能同步研究温度和应力条件下机匣结构的承载能力，难以满足涡轮后机匣结构的设计、改进的实际需求。

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涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，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：

一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，包括：

板状试验件，其两端为试验考核区域，两个试验考核区域的宽度为涡轮后机匣结构典型弯曲部位的壁厚L1；

板状试验件上距离两个试验考核区域L2范围具有多个沿板状试验件宽度方向排列的跑道形孔；

L2的尺寸、各个跑道形孔的分布位置限定，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0。

根据本申请的至少一个实施例，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件中，靠近板状试验件两侧边缘的跑道形孔为第一跑道形孔；

与第一跑道形孔相邻的为第二跑道形孔；

第一跑道形孔外侧半圆形圆心距离板状试验件对应侧边缘的距离L5设计，第一跑道形孔外侧半圆形圆心距离第二跑道形孔外侧半圆形圆心的距离L6的距离设计、第二跑道形孔两个半圆形圆心的距离L7设计，降低两个试验考核区域的应力集中。

根据本申请的至少一个实施例，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件中，板状试验件的中心部位具有沿板状试验件宽度方向伸展的条形孔；

条形孔的宽度L3设计，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0。

根据本申请的至少一个实施例，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件中，还包括：

两个载荷加载边，连接在两个试验考核区域，用以连接试验机，向两个试验考核区域施加载荷。

根据本申请的至少一个实施例，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件中，涡轮后机匣结构典型弯曲部位为支板与内环的连接部位；

两个载荷加载边与对应试验考核区域连接部位间圆角过渡，圆角过渡的半径为支板与内环的连接部位过渡的半径R1。

附图说明

图1是本申请实施例提供的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件的示意图；

图2是图1的侧向视图；

图3是本申请实施例提供的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件上应力分布的示意图；

图4是本申请实施例提供的试验状态下试验考核区域沿宽度方向的应力分布，与设计状态下典型弯曲部位沿壁厚方向应力分布的对比示意图；

其中：

1-板状试验件；2-载荷加载边。

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，附图仅用于示例性说明，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4对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，包括：

板状试验件1，其两端为试验考核区域，两个试验考核区域的宽度为涡轮后机匣结构典型弯曲部位的壁厚L1，涡轮后机匣结构典型弯曲部位可通过在设计状态下对涡轮后机匣结构进行静力或疲劳仿真分析，得到的应力分布进行确定；

板状试验件1上距离两个试验考核区域L2范围具有多个沿板状试验件宽度方向排列的跑道形孔；

L2的尺寸、各个跑道形孔的分布位置限定，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0，具体L2的尺寸设计、各个跑道形孔的分布位置设计，可通过在两个试验考核区域施加载荷，构建试验状态仿真模型，进行仿真分析进行确定。

对于上述实施例公开的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，领域内技术人员可以理解的是，其设计板状试验件1两端试验考核区域的宽度为涡轮后机匣结构典型弯曲部位的壁厚L1，且在板状试验件1上距离两个试验考核区域L2范围具有多个沿板状试验件宽度方向排列的跑道形孔，以L2的尺寸、各个跑道形孔的分布位置的配合限定，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0，使板状试验件试验考核区域受载时，能够与典型弯曲部位受载的情形一致，以此能够以设计得到的板状试验件进行应力试验，表征涡轮后机匣结构的静力或疲劳特性，方便快捷。

以上述实施例公开的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，进行涡轮后机匣典型结构的静力或疲劳试验，可参照以下步骤进行：

调整板状试验件1两个试验考核区域上施加载荷的大小，使试验状态仿真模型仿真分析所得两个试验考核区域沿宽度方向的应力分布，与设计状态下典型弯曲部位沿壁厚方向应力分布相符，得到对应于静力或疲劳试验的两个试验考核区域的试验载荷；

在两个试验考核区域上，通过试验机夹持两个载荷加载边2施加试验载荷，进行静力或疲劳试验。

在上述的涡轮后机匣结构的静力或疲劳试验中，通过调整板状试验件两个试验考核区域上施加载荷的大小，使试验状态仿真模型仿真分析所得两个试验考核区域沿宽度方向的应力分布，与设计状态下典型弯曲部位沿壁厚方向应力分布相符，得到对应于静力或疲劳试验的两个试验考核区域的试验载荷，进而在两个试验考核区域上，通过试验机夹持两个载荷加载边施加试验载荷，进行静力或疲劳试验，即在试验状态下，以机械载荷模拟代替涡轮后机匣结构在航空发动机工作时受到的气动载荷、机动载荷以及温度载荷，基于此进行涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件试验，可快速、高效的准确得到涡轮后机匣结构疲劳试验相关数据，为涡轮后机匣结构的设计、改进提供支撑。

在不同的温度下材料的性能不一样，尽管在涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件试验方法中，在试验状态下，能够以力载荷模拟代替涡轮后机匣结构在航空发动机工作时受到的气动载荷、机动载荷以及温度载荷，虽然可还原涡轮后机匣结构在航空发动机工作时典型弯曲部位的应力分布，但并不能够表征温度对材料性能的影响，对涡轮后机匣结构进行疲劳分析时，选取疲劳关键考核部位设计状态、零部件试验状态的温差，对涡轮后机匣结构的材料性能进行修正，可准确得到涡轮后机匣结构疲劳试验相关数据，为涡轮后机匣结构的设计、改进提供可靠的支撑。

在一些可选的实施例中，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件中，靠近板状试验件1两侧边缘的跑道形孔为第一跑道形孔；

与第一跑道形孔相邻的为第二跑道形孔；

第一跑道形孔外侧半圆形圆心距离板状试验件对应侧边缘的距离L5设计，第一跑道形孔外侧半圆形圆心距离第二跑道形孔外侧半圆形圆心的距离L6的距离设计、第二跑道形孔两个半圆形圆心的距离L7设计，降低两个试验考核区域的应力集中，以此降低应力集中对于试验的影响。

在一些可选的实施例中，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件中，板状试验件1的中心部位具有沿板状试验件1宽度方向伸展的条形孔；

条形孔1的宽度L3设计，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0。

对于上述实施例公开的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，领域内技术人员可以理解的是，板状试验件1的中心部位条形孔的设计，可增大L2尺寸、各个跑道形孔分布位置的变化，对于两个试验考核区域一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0的灵敏度，且以条形孔的宽度L3、L2的尺寸、各个跑道形孔的分布位置，协同设计，可快速的实现使两个试验考核区域一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0。

在一些可选的实施例中，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件中，还包括：

两个载荷加载边2，连接在两个试验考核区域，用以连接试验机，向两个试验考核区域施加载荷。

在一些可选的实施例中，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件中，涡轮后机匣结构典型弯曲部位为支板与内环的连接部位；

两个载荷加载边2与对应试验考核区域连接部位间圆角过渡，圆角过渡的半径为支板与内环的连接部位过渡的半径R1，以能够对支板与内环连接部位的情形进行还原。

在一些可选的实施例中，上述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，板状试验件的其他尺寸可基于实际的试验条件进行设计，例如L4、L8、L9、L10，具体参见图1-图2。

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

1.一种涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，其特征在于，包括：

板状试验件(1)，其两端为试验考核区域，两个试验考核区域的宽度为涡轮后机匣结构典型弯曲部位的壁厚L1；

板状试验件(1)上距离两个试验考核区域L2范围具有多个沿板状试验件宽度方向排列的跑道形孔；

2.根据权利要求1所述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，其特征在于，

靠近板状试验件(1)两侧边缘的跑道形孔为第一跑道形孔；

与第一跑道形孔相邻的为第二跑道形孔；

3.根据权利要求1所述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，其特征在于，

板状试验件(1)的中心部位具有沿板状试验件(1)宽度方向伸展的条形孔；

条形孔(1)的宽度L3设计，使两个试验考核区域受载时一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0。

4.根据权利要求1所述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，其特征在于，

还包括：

两个载荷加载边(2)，连接在两个试验考核区域，用以连接试验机，向两个试验考核区域施加载荷。

5.根据权利要求1所述的涡轮后机匣结构典型弯曲部位应力试验件，其特征在于，

涡轮后机匣结构典型弯曲部位为支板与内环的连接部位；

两个载荷加载边(2)与对应试验考核区域连接部位间圆角过渡，圆角过渡的半径为支板与内环的连接部位过渡的半径R1。