CN118130026A - 一种航空发动机耐振动性能试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及发动机测试技术领域，公开了一种航空发动机耐振动性能试验装置，包括试验机座和涡喷发动机；驱动组件，包括驱动座、驱动电机和驱动件，驱动电机的输出轴通过驱动件驱动涡喷发动机的涡轮轴转动；振动试验组件，包括两第一支撑架、两振动件和一调节件，涡喷发动机两端分别通过两振动件与两第一支撑架连接，振动件用于对涡喷发动机进行振动试验，调节件设置在其中一第一支撑架上且与涡喷发动机连接，调节件用于调节涡喷发动机的振动试验方向；辅助组件，包括第二支撑架和辅助件，辅助件用于收集涡喷发动机尾部气流进行辅助振动。本发明可以模拟出更加贴合实际的振动场景，大大降低了航空发动机因振动导致的故障发生的概率。

Description

一种航空发动机耐振动性能试验装置

技术领域

本发明涉及发动机测试技术领域，特别是涉及一种航空发动机耐振动性能试验装置。

背景技术

随着航空技术的不断发展，航空发动机作为飞机的“心脏”，耐振动性能是评价发动机质量的重要指标之一。振动不仅可能导致发动机内部结构的损坏，还可能引发严重的飞行事故。因此，对航空发动机的振动测试非常有必要，而传统的耐振动性能试验装置，采用的是固定的振动频率和振动幅度，这无法模拟出真实的振动场景，因此传统的耐振动试验机构仅能检测出发动机固定方位的耐振动性能，因此这导致了现有的航空发动机即便经过了耐振动性能测试还是会存在因振动导致的故障问题。

因此，亟需一种航空发动机耐振动性能试验装置，用来解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种航空发动机耐振动性能试验装置，以解决上述现有技术存在的问题。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种航空发动机耐振动性能试验装置，包括试验机座和涡喷发动机，还包括：

驱动组件，包括驱动座、驱动电机和驱动件，所述驱动电机通过所述驱动座固定连接在所述试验机座上，所述驱动电机的输出轴通过所述驱动件驱动所述涡喷发动机的涡轮轴转动；

振动试验组件，包括两第一支撑架、两振动件和一调节件，两所述第一支撑架均固定连接在所述试验机座上，两所述振动件分别设置在两所述第一支撑架上，所述涡喷发动机两端分别通过两所述振动件与两所述第一支撑架连接，所述振动件用于对所述涡喷发动机进行振动试验，所述调节件设置在其中一所述第一支撑架上且与所述涡喷发动机连接，所述调节件用于调节所述涡喷发动机的振动试验方向；

辅助组件，包括第二支撑架和辅助件，所述辅助件通过所述第二支撑架固定连接在所述试验机座上，所述辅助件用于收集所述涡喷发动机尾部气流进行辅助振动。

优选的，所述振动件包括固定架，所述固定架位于所述第一支撑架内中部，且所述固定架外侧壁与所述第一支撑架内侧壁之间设置有间隙，所述间隙内沿周向等间距设置有若干振动复位弹簧，所述振动复位弹簧两端分别与所述固定架外侧壁和所述第一支撑架内侧壁固定连接，所述第一支撑架上沿周向等间距设置有若干螺纹孔，所述螺纹孔内螺纹连接有撞击螺柱，所述撞击螺柱一端伸入到所述间隙内与所述固定架外侧壁间隙配合，所述涡喷发动机固定连接在所述固定架内。

优选的，所述调节件包括方位调节环形支架和方位调节电机，所述方位调节环形支架和所述方位调节电机均固定连接在靠近所述涡喷发动机尾端的所述第一支撑架上，所述方位调节环形支架内转动连接有方位调节环，所述方位调节环套设在所述涡喷发动机上，且通过连接件安装在所述涡喷发动机上，所述方位调节电机的输出轴上固定连接有传动带轮，所述传动带轮通过传动带与所述方位调节环传动连接，所述方位调节环上设置有运动件，所述运动件与所述连接件连接带动所述连接件抖动。

优选的，所述连接件包括固定框架，所述固定框架位于所述方位调节环内且套设在所述涡喷发动机上，所述固定框架上沿周向等间距设置有若干调节丝杆和若干调节轮，所述调节丝杆通过花键径向滑动连接在所述固定框架上，所述调节轮转动连接在所述固定框架上且与所述调节丝杆螺纹连接，所述调节丝杆一端伸入到所述固定框架内安装有挤压接触轮，所述挤压接触轮与所述涡喷发动机外壁接触设置。

优选的，所述运动件包括滑动连接在所述方位调节环两侧的主动滑动导向杆和被动滑动导向杆，所述主动滑动导向杆一端和所述被动滑动导向杆一端分别与所述固定框架相对两外侧壁固定连接，所述方位调节环外侧壁上固定连接有电磁体支架，所述电磁体支架上固定连接有电磁体，所述主动滑动导向杆另一端伸入到所述电磁体支架内固定连接有永磁体，所述电磁体和所述永磁体磁力配合。

优选的，所述辅助件包括汇集腔室，所述汇集腔室的一端用于收集所述涡喷发动机尾部的气流，所述汇集腔室另一端沿周向等间距固定连接并连通有若干辅助回流管的一端，所述辅助回流管另一端固定连接有收窄喷嘴，所述涡喷发动机上沿周向等间距固定连接有若干振动弹簧钢片，若干所述收窄喷嘴与若干所述振动弹簧钢片一一对应，所述辅助回流管固定连接在所述第二支撑架上。

优选的，所述驱动件包括输入转盘和输出转盘，所述输入转盘固定连接在所述驱动电机的输出轴上，所述涡喷发动机的进气端固定连接有汇流罩，所述汇流罩的进气端固定连接有输出转盘支架，所述输出转盘支架上转动连接有传动转轴，所述传动转轴一端与所述涡喷发动机的涡轮轴连接，所述输出转盘固定连接在所述传动转轴另一端上，所述输入转盘和所述输出转盘上分别固定连接有输入永磁体和输出永磁体，所述输入永磁体和所述输出永磁体磁力配合。

优选的，所述传动转轴一端固定连接有锁紧套爪，所述锁紧套爪套设在所述涡喷发动机的涡轮轴上，且通过锁紧螺母与所述涡喷发动机的涡轮轴限位连接。

优选的，所述驱动电机的输出轴上固定连接有辅助进气叶轮。

优选的，所述调节轮上设置有刻度。

与现有技术相比，本发明具有如下优点和技术效果：

本发明提供的一种航空发动机耐振动性能试验装置，涡喷发动机通过振动件和调节件安装在第一支撑架上，通过设置的驱动组件带动涡喷发动机运行，涡喷发动机运行时发生晃动通过设置的振动件对涡喷发动机进行振动性能试验，让涡喷发动机朝向不同的位置随机振动的同时还能通过设置的振动件进行振动试验强度的调节，通过设置的调节件可以对涡喷发动机进行抖动方向的调节，因此可以模拟出更加贴合实际的振动场景，大大降低了航空发动机因振动导致的故障发生的概率；通过设置的辅助组件能够充分利用涡喷发动机喷口喷出的气流带动其本身振动，可以减少振动试验过程中的能耗；通过设置的驱动组件能够让更多的空气进入到涡喷发动机的进气口，从而模拟逆风飞行情况下的振动场景。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图：

图1为本发明整体结构示意图；

图2为本发明图1中A处局部放大图；

图3为本发明辅助组件结构示意图；

图4为本发明振动试验组件结构示意图；

图5为本发明图4中B处局部放大图；

图6为本发明图4中C处局部放大图；

图7为本发明调节件结构正视图；

图8为本发明驱动件结构示意图；

图9为本发明图8中D处局部放大图；

其中，1、试验机座；2、涡喷发动机；3、驱动座；4、驱动电机；5、驱动件；51、输入转盘；52、输出转盘；53、汇流罩；54、输出转盘支架；55、传动转轴；56、输入永磁体；57、输出永磁体；58、锁紧套爪；59、锁紧螺母；6、第一支撑架；7、振动件；71、固定架；72、振动复位弹簧；73、撞击螺柱；8、调节件；81、方位调节环形支架；82、方位调节电机；83、方位调节环；84、传动带轮；85、传动带；86、固定框架；87、调节丝杆；88、调节轮；89、挤压接触轮；810、主动滑动导向杆；811、被动滑动导向杆；812、电磁体支架；813、电磁体；814、永磁体；9、第二支撑架；10、辅助件；101、汇集腔室；102、辅助回流管；103、收窄喷嘴；104、振动弹簧钢片；11、辅助进气叶轮。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

参照图1-图9，本发明提供一种航空发动机耐振动性能试验装置，包括试验机座1和涡喷发动机2，还包括：

驱动组件，包括驱动座3、驱动电机4和驱动件5，驱动电机4通过驱动座3固定连接在试验机座1上，驱动电机4的输出轴通过驱动件5驱动涡喷发动机2的涡轮轴转动；

振动试验组件，包括两第一支撑架6、两振动件7和一调节件8，两第一支撑架6均固定连接在试验机座1上，两振动件7分别设置在两第一支撑架6上，涡喷发动机2两端分别通过两振动件7与两第一支撑架6连接，振动件7用于对涡喷发动机2进行振动试验，调节件8设置在其中一第一支撑架6上且与涡喷发动机2连接，调节件8用于调节涡喷发动机2的振动试验方向；

辅助组件，包括第二支撑架9和辅助件10，辅助件10通过第二支撑架9固定连接在试验机座1上，辅助件10用于收集涡喷发动机2尾部气流进行辅助振动。

进一步优化方案，振动件7包括固定架71，固定架71位于第一支撑架6内中部，且固定架71外侧壁与第一支撑架6内侧壁之间设置有间隙，间隙内沿周向等间距设置有若干振动复位弹簧72，振动复位弹簧72两端分别与固定架71外侧壁和第一支撑架6内侧壁固定连接，第一支撑架6上沿周向等间距设置有若干螺纹孔，螺纹孔内螺纹连接有撞击螺柱73，撞击螺柱73一端伸入到间隙内与固定架71外侧壁间隙配合，涡喷发动机2固定连接在固定架71内。

参照图5，通过设置的振动复位弹簧72与涡喷发动机2连接，使整个涡喷发动机2处于不稳定的晃动状态，在晃动的过程中，固定架71会与不同位置、不同方向的撞击螺柱73接触撞击，从而影响涡喷发动机2的平衡，该撞击力会传递到涡喷发动机2的内部，通过不断地撞击来测试涡喷发动机2的耐振动能力，通过旋转撞击螺柱73，调节撞击螺柱73与对应固定架71之间的间隙，就可以调节其撞击（振动）强度，从而测试出涡喷发动机2在不同振动强度下的耐振能力。

进一步优化方案，调节件8包括方位调节环形支架81和方位调节电机82，方位调节环形支架81和方位调节电机82均固定连接在靠近涡喷发动机2尾端的第一支撑架6上，方位调节环形支架81内转动连接有方位调节环83，方位调节环83套设在涡喷发动机2上，且通过连接件安装在涡喷发动机2上，方位调节电机82的输出轴上固定连接有传动带轮84，传动带轮84通过传动带85与方位调节环83传动连接，方位调节环83上设置有运动件，运动件与连接件连接带动连接件抖动。

参照图4、图7，通过设置的运动件与连接件连接带动连接件抖动从而带动涡喷发动机2抖动，通过方位调节电机82控制其测试方向，方位调节电机82的输出轴带动传动带轮84转动，传动带轮84通过传动带85带动方位调节环形支架81进行转动实现抖动方向调节，从而改变运动件的运动方向。

进一步优化方案，连接件包括固定框架86，固定框架86位于方位调节环83内且套设在涡喷发动机2上，固定框架86上沿周向等间距设置有若干调节丝杆87和若干调节轮88，调节丝杆87通过花键径向滑动连接在固定框架86上，调节轮88转动连接在固定框架86上且与调节丝杆87螺纹连接，调节丝杆87一端伸入到固定框架86内安装有挤压接触轮89，挤压接触轮89与涡喷发动机2外壁接触设置。

参照图6，将固定框架86安装在涡喷发动机2上，通过旋转不同位置的调节轮88带动调节丝杆87径向移动，使固定框架86与涡喷发动机2处于同轴位置。

进一步优化方案，运动件包括滑动连接在方位调节环83两侧的主动滑动导向杆810和被动滑动导向杆811，主动滑动导向杆810一端和被动滑动导向杆811一端分别与固定框架86相对两外侧壁固定连接，方位调节环83外侧壁上固定连接有电磁体支架812，电磁体支架812上固定连接有电磁体813，主动滑动导向杆810另一端伸入到电磁体支架812内固定连接有永磁体814，电磁体813和永磁体814磁力配合。

参照图4、图7，主动滑动导向杆810和被动滑动导向杆811安装在固定框架86上，此时启动电磁体813，电磁体813不断吸引或排斥永磁体814，永磁体814带动主动滑动导向杆810移动，此时的固定框架86会带动涡喷发动机2往复抖动（此时的振动复位弹簧72处于晃动状态），因为主动滑动导向杆810和被动滑动导向杆811带动固定框架86的晃动方向是固定的，因此可以测试涡喷发动机2在某个方位的耐振性能。

进一步优化方案，辅助件10包括汇集腔室101，汇集腔室101的一端用于收集涡喷发动机2尾部的气流，汇集腔室101另一端沿周向等间距固定连接并连通有若干辅助回流管102的一端，辅助回流管102另一端固定连接有收窄喷嘴103，涡喷发动机2上沿周向等间距固定连接有若干振动弹簧钢片104，若干收窄喷嘴103与若干振动弹簧钢片104一一对应，辅助回流管102固定连接在第二支撑架9上。

参照图3，在涡喷发动机2启动的过程中，涡喷发动机2尾部产生的气流会进入到汇集腔室101中，然后通过辅助回流管102引导至收窄喷嘴103处，通过收窄喷嘴103喷出，收窄喷嘴103喷出的气流会带动振动弹簧钢片104高频摆动，振动弹簧钢片104的摆动所产生的振动会传递到涡喷发动机2上，然后涡喷发动机2就会受到该振动能量，利用涡喷发动机2喷口喷出的气流带动其本身振动，可以减少振动试验过程中的能耗。

进一步优化方案，驱动件5包括输入转盘51和输出转盘52，输入转盘51固定连接在驱动电机4的输出轴上，涡喷发动机2的进气端固定连接有汇流罩53，汇流罩53的进气端固定连接有输出转盘支架54，输出转盘支架54上转动连接有传动转轴55，传动转轴55一端与涡喷发动机2的涡轮轴连接，输出转盘52固定连接在传动转轴55另一端上，输入转盘51和输出转盘52上分别固定连接有输入永磁体56和输出永磁体57，输入永磁体56和输出永磁体57磁力配合。

参照图8，为了测试涡喷发动机2在不同振动强度和不同方向的耐振能力，将输出转盘52和输入转盘51之间采用磁力耦合的方式传动，使二者之间在径向上能够相对位移。

进一步优化方案，传动转轴55一端固定连接有锁紧套爪58，锁紧套爪58套设在涡喷发动机2的涡轮轴上，且通过锁紧螺母59与涡喷发动机2的涡轮轴限位连接。

参照图9，锁紧套爪58的中部为套筒形式，且被分割成三部分，并通过锁紧螺母59锁紧在涡喷发动机2的涡轮轴上。

进一步优化方案，驱动电机4的输出轴上固定连接有辅助进气叶轮11。

参照图1，通过设置的辅助进气叶轮11跟随驱动电机4转动，从而带动外部的空气挤压入涡喷发动机2的气轮机内。

进一步优化方案，调节轮88上设置有刻度。

参照图6，通过调节轮88上设置的刻度即可判断调节丝杆87的移动距离，从而便于判断使固定框架86与涡喷发动机2处于同轴位置。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明的限制。

以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种航空发动机耐振动性能试验装置，包括试验机座（1）和涡喷发动机（2），其特征在于，还包括：

驱动组件，包括驱动座（3）、驱动电机（4）和驱动件（5），所述驱动电机（4）通过所述驱动座（3）固定连接在所述试验机座（1）上，所述驱动电机（4）的输出轴通过所述驱动件（5）驱动所述涡喷发动机（2）的涡轮轴转动；

振动试验组件，包括两第一支撑架（6）、两振动件（7）和一调节件（8），两所述第一支撑架（6）均固定连接在所述试验机座（1）上，两所述振动件（7）分别设置在两所述第一支撑架（6）上，所述涡喷发动机（2）两端分别通过两所述振动件（7）与两所述第一支撑架（6）连接，所述振动件（7）用于对所述涡喷发动机（2）进行振动试验，所述调节件（8）设置在其中一所述第一支撑架（6）上且与所述涡喷发动机（2）连接，所述调节件（8）用于调节所述涡喷发动机（2）的振动试验方向；

辅助组件，包括第二支撑架（9）和辅助件（10），所述辅助件（10）通过所述第二支撑架（9）固定连接在所述试验机座（1）上，所述辅助件（10）用于收集所述涡喷发动机（2）尾部气流进行辅助振动。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述振动件（7）包括固定架（71），所述固定架（71）位于所述第一支撑架（6）内中部，且所述固定架（71）外侧壁与所述第一支撑架（6）内侧壁之间设置有间隙，所述间隙内沿周向等间距设置有若干振动复位弹簧（72），所述振动复位弹簧（72）两端分别与所述固定架（71）外侧壁和所述第一支撑架（6）内侧壁固定连接，所述第一支撑架（6）上沿周向等间距设置有若干螺纹孔，所述螺纹孔内螺纹连接有撞击螺柱（73），所述撞击螺柱（73）一端伸入到所述间隙内与所述固定架（71）外侧壁间隙配合，所述涡喷发动机（2）固定连接在所述固定架（71）内。

3.根据权利要求2所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述调节件（8）包括方位调节环形支架（81）和方位调节电机（82），所述方位调节环形支架（81）和所述方位调节电机（82）均固定连接在靠近所述涡喷发动机（2）尾端的所述第一支撑架（6）上，所述方位调节环形支架（81）内转动连接有方位调节环（83），所述方位调节环（83）套设在所述涡喷发动机（2）上，且通过连接件安装在所述涡喷发动机（2）上，所述方位调节电机（82）的输出轴上固定连接有传动带轮（84），所述传动带轮（84）通过传动带（85）与所述方位调节环（83）传动连接，所述方位调节环（83）上设置有运动件，所述运动件与所述连接件连接带动所述连接件抖动。

4.根据权利要求3所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述连接件包括固定框架（86），所述固定框架（86）位于所述方位调节环（83）内且套设在所述涡喷发动机（2）上，所述固定框架（86）上沿周向等间距设置有若干调节丝杆（87）和若干调节轮（88），所述调节丝杆（87）通过花键径向滑动连接在所述固定框架（86）上，所述调节轮（88）转动连接在所述固定框架（86）上且与所述调节丝杆（87）螺纹连接，所述调节丝杆（87）一端伸入到所述固定框架（86）内安装有挤压接触轮（89），所述挤压接触轮（89）与所述涡喷发动机（2）外壁接触设置。

5.根据权利要求4所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述运动件包括滑动连接在所述方位调节环（83）两侧的主动滑动导向杆（810）和被动滑动导向杆（811），所述主动滑动导向杆（810）一端和所述被动滑动导向杆（811）一端分别与所述固定框架（86）相对两外侧壁固定连接，所述方位调节环（83）外侧壁上固定连接有电磁体支架（812），所述电磁体支架（812）上固定连接有电磁体（813），所述主动滑动导向杆（810）另一端伸入到所述电磁体支架（812）内固定连接有永磁体（814），所述电磁体（813）和所述永磁体（814）磁力配合。

6.根据权利要求1所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述辅助件（10）包括汇集腔室（101），所述汇集腔室（101）的一端用于收集所述涡喷发动机（2）尾部的气流，所述汇集腔室（101）另一端沿周向等间距固定连接并连通有若干辅助回流管（102）的一端，所述辅助回流管（102）另一端固定连接有收窄喷嘴（103），所述涡喷发动机（2）上沿周向等间距固定连接有若干振动弹簧钢片（104），若干所述收窄喷嘴（103）与若干所述振动弹簧钢片（104）一一对应，所述辅助回流管（102）固定连接在所述第二支撑架（9）上。

7.根据权利要求1所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述驱动件（5）包括输入转盘（51）和输出转盘（52），所述输入转盘（51）固定连接在所述驱动电机（4）的输出轴上，所述涡喷发动机（2）的进气端固定连接有汇流罩（53），所述汇流罩（53）的进气端固定连接有输出转盘支架（54），所述输出转盘支架（54）上转动连接有传动转轴（55），所述传动转轴（55）一端与所述涡喷发动机（2）的涡轮轴连接，所述输出转盘（52）固定连接在所述传动转轴（55）另一端上，所述输入转盘（51）和所述输出转盘（52）上分别固定连接有输入永磁体（56）和输出永磁体（57），所述输入永磁体（56）和所述输出永磁体（57）磁力配合。

8.根据权利要求7所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述传动转轴（55）一端固定连接有锁紧套爪（58），所述锁紧套爪（58）套设在所述涡喷发动机（2）的涡轮轴上，且通过锁紧螺母（59）与所述涡喷发动机（2）的涡轮轴限位连接。

9.根据权利要求1所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述驱动电机（4）的输出轴上固定连接有辅助进气叶轮（11）。

10.根据权利要求4所述的一种航空发动机耐振动性能试验装置，其特征在于：所述调节轮（88）上设置有刻度。