CN207556823U - 飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及发动机试验技术领域，具体提供了飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置，包括模拟叶栅、载荷加载装置和基座，模拟叶栅两端通过螺栓固定在反推装置上，模拟叶栅上开有销钉孔，载荷加载装置包括依次连接的加载杆、力传感器和液压作动筒，加载杆的一端具有带关节球轴承的单耳，该单耳通过销钉与模拟叶栅的销钉孔连接，基座固定在基础平台上并与所述液压作动筒连接，该装置用集中载荷代替气动载荷加载，使整个反推试验装置大大简化，提高了试验效率，节约了大量试验经费，缩短了试验周期。
Description
技术领域
本实用新型涉及发动机试验技术领域，特别涉及飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置。
背景技术
随着航空技术的发展，绝大部分大型飞机在着陆、紧急停止滑跑和着陆不成功的复飞过程中都应用了反推力技术。自从采用反推力装置以来，飞机的着陆滑跑距离已由当初的3000m缩短到450米以内，大大缩短了机场跑道长度。反推力装置是大涵道比涡扇发动机研制的关键技术之一。
为保证反推力装置的可靠性、安全性的要求，需要对反推装置进行静力和疲劳试验，因此需要飞机发动机反推力结构的强度试验装置。
实用新型内容
为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本实用新型提供了飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置，包括：
模拟叶栅，其两端通过螺栓固定在反推装置上，所述模拟叶栅上开有销钉孔；
载荷加载装置，其包括依次连接的加载杆、力传感器和液压作动筒，所述加载杆的一端具有带关节球轴承的单耳，该单耳通过销钉与所述模拟叶栅的销钉孔连接；
基座，其固定在基础平台上并与所述液压作动筒连接。
本实用新型提供的飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置，具有如下有益效果：
1、该试验装置通过用液压作动筒产生的载荷模拟气动载荷，对反推装置整体试验影响不大，有影响部分如叶栅可以进行局部试验；
2、用模拟叶栅代替真实叶栅进行叶栅载荷加载，不影响整个反推装置考核，叶栅载荷对叶栅的影响可以通过叶栅单独试验完成；
3、用集中载荷代替气动载荷加载，使整个反推试验装置大大简化，提高了试验效率，节约了大量试验经费，缩短了试验周期。
附图说明
以下参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释和说明本实用新型，而不能理解为对本实用新型的保护范围的限制。
图1是本实用新型的一种示意性实施例的连接关系图。
附图标记：
10 模拟叶栅
21 力传感器
22 液压作动筒
30 基座
70 模拟机匣
80 反推装置
90 基础平台
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
需要说明的是：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。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本实用新型中的实施例，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例，都属于本实用新型保护的范围。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制。
在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。
如图1所示，本实用新型提供了飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置，包括模拟叶栅10、载荷加载装置和基座30。
进行试验前，先拆除原叶栅，并安装模拟叶栅10。模拟叶栅10两端通过螺栓固定在反推装置80上，模拟叶栅10上开有销钉孔，反推装置80位于模拟机匣70上，为进行反推装置的静力、疲劳试验，将反推装置垂直安装。
载荷加载装置包括依次连接的加载杆、力传感器21和液压作动筒22，加载杆的一端具有带关节球轴承的单耳，该单耳通过销钉与模拟叶栅10的销钉孔连接，另一端和力传感器21连接，力传感器21的另一端和液压作动筒22连接。通过用液压作动筒产生的载荷模拟气动载荷，简化了试验装置，提高了试验效率，节约了大量试验经费，缩短了试验周期。
基座30固定在基础平台90上并与液压作动筒22连接。
需要按叶栅气动载荷计算沿发动机轴线的径向载荷，并按该载荷计算加载角度，按该角度安装叶栅载荷加载装置。
以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型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实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (1)
1.飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置，其特征在于，包括：
模拟叶栅(10)，其两端通过螺栓固定在反推装置(80)上，所述模拟叶栅(10)上开有销钉孔；
载荷加载装置，其包括依次连接的加载杆、力传感器(21)和液压作动筒(22)，所述加载杆的一端具有带关节球轴承的单耳，该单耳通过销钉与所述模拟叶栅(10)的销钉孔连接；
基座(30)，其固定在基础平台(90)上并与所述液压作动筒(22)连接。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201721722526.6U CN207556823U (zh) | 2017-12-12 | 2017-12-12 | 飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置 |
Applications Claiming Priority (1)
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| CN201721722526.6U CN207556823U (zh) | 2017-12-12 | 2017-12-12 | 飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN207556823U true CN207556823U (zh) | 2018-06-29 |
Family
ID=62662906
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201721722526.6U Active CN207556823U (zh) | 2017-12-12 | 2017-12-12 | 飞机发动机叶栅型反推力结构整机疲劳强度试验装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN207556823U (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110282154A (zh) * | 2019-06-11 | 2019-09-27 | 中国飞机强度研究所 | 一种发动机安装系统静强度试验假件 |
| CN111157250A (zh) * | 2020-01-06 | 2020-05-15 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种轴对称推力矢量复杂载荷的加力筒体结构强度试验器 |
| CN111289258A (zh) * | 2020-03-20 | 2020-06-16 | 上海交通大学 | 一种航空发动机直向反推叶栅静力试验装置 |
| CN111307467A (zh) * | 2020-03-27 | 2020-06-19 | 上海交通大学 | 航空发动机反推叶栅静力试验装置的加载块制备安装方法 |
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2017
- 2017-12-12 CN CN201721722526.6U patent/CN207556823U/zh active Active
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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