CN207557009U

CN207557009U - 航空发动机两支点轴向加载装置

Info

Publication number: CN207557009U
Application number: CN201721744101.5U
Authority: CN
Inventors: 刘韬; 刘伟强; 李东宁
Original assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2017-12-14
Filing date: 2017-12-14
Publication date: 2018-06-29
Anticipated expiration: 2027-12-14

Abstract

本实用新型涉及发动机加载试验技术领域，具体提供了航空发动机两支点轴向加载装置，包括加载盘、4根长螺栓、加载盖、螺杆和液压作动器，加载盘与试验件连接，加载盘端面上周向均布有8个螺纹孔，4根长螺栓通过螺纹孔与加载盘螺接，加载盖与4根长螺栓连接，加载盖中心设有一螺纹孔，螺杆一端与加载盖的螺纹孔连接，液压作动器与螺杆的另一端连接。该轴向加载装置有可调式结构，通过调节安装角度可避免与任意角度的2、3支点侧向力加载装置发生干涉。

Description

航空发动机两支点轴向加载装置

技术领域

本实用新型涉及发动机加载试验技术领域，特别涉及航空发动机两支点轴向加载装置。

背景技术

中介机匣作为航空发动机上最为重要的部件之一，在设计研发阶段需进行大量的试验考核。试验过程中需模拟实际工作情况对其进行加载，以考核其承载能力。

由于中介机匣受力十分复杂，在试验考核过程中常常遇到加载装置干涉问题，对于该问题的解决是试验设计过程中需要考虑的重要问题之一。例如，中介机匣2支点轴向力加载装置会与2、3支点侧向力加载装置发生干涉，而目前对于该问题的解决办法是：2支点采用筒形结构加载，根据2、3支点侧向载荷的角度在筒壁上开孔，使2、3支点加载装置从中穿过，从而避免发生干涉，结构如图1至图3所示。但此种方式具有如下缺陷：

1、为避免加载装置干涉，需在2支点轴向力加载筒侧壁上针对不同的2、3支点侧向力加载角度开相应的孔，成本高，效率低；

2、在2支点轴向力加载筒侧壁开孔会降低其轴向承载能力，当其轴向承载能力降低到无法满足试验要求时，该加载筒将无法继续使用，造成浪费；

3、现有2支点轴向力加载筒为一体式结构，重量大，而且其内部及与加载盘连接处操作空间有限，安装拆卸不便，降低了试验效率。

实用新型内容

为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本实用新型提供了航空发动机两支点轴向加载装置，包括：

与试验件连接的加载盘，所述加载盘端面上周向均布有N个螺纹孔，N≥8且N为4的倍数；

通过所述螺纹孔与所述加载盘螺接的4根长螺栓；

与所述4根长螺栓连接的加载盖，所述加载盖中心设有一螺纹孔；

一端与所述加载盖的螺纹孔连接的螺杆；以及

与所述螺杆的另一端连接的液压作动器。

优选的，所述加载盘端面外缘周向均布有多个通孔，试验件通过所述多个通孔与所述加载盘连接。

优选的，N＝8。

优选的，所述长螺栓两端的螺纹段根部均设有一限位环。

优选的，所述加载盖端面周向均布有4个通孔，所述长螺栓的一端穿过所述加载盖的通孔并通过螺母与所述加载盖连接。

优选的，所述长螺栓光滑段的靠近限位环处设有对称于所述长螺栓中心线的两平面。

本实用新型提供的航空发动机两支点轴向加载装置，具有如下有益效果：

1、加载装置有可调式结构，通过调节安装角度可避免与任意角度的2、3支点侧向力加载装置发生干涉；

2、加载装置具有足够的承载能力，满足试验要求；

3、加载装置采用组合式结构，重量轻，有足够的操作空间，安装拆卸方便。

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是现有技术中加载筒的俯视半剖图；

图2是图1中A向的主视剖视图；

图3是图1中B向的主视剖视图；

图4是本实用新型提供的航空发动机两支点轴向加载装置的结构示意图；

图5是图4中加载盘的俯视示意图；

图6是图4中长螺栓的结构示意图；

图7是图4中加载盖的俯视示意图。

附图标记：

10 加载盘

20 长螺栓

21 限位环

30 加载盖

40 螺杆

50 液压作动器

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4所示，本实用新型提供了航空发动机两支点轴向加载装置，包括加载盘10、4根长螺栓20、加载盖30、螺杆40和液压作动器50。

加载盘10的俯视示意图如图5所示，加载盘10与试验件连接，加载盘10端面上周向均布有N个螺纹孔，N≥8且N为4的倍数。本实施例中，N＝8。加载盘10端面外缘周向均布有多个通孔，试验件通过多个通孔与加载盘10连接。通孔的数量根据试验件结构确定。加载盘10的螺纹孔在径向上位于加载盘10的通孔的内侧。

长螺栓的结构示意图如图6所示，4根长螺栓20通过螺纹孔与加载盘10螺接。本实施例中，长螺栓20两端的螺纹段根部均设有一限位环21。即限位环21位于螺纹段和光滑段之间，通过限位环21来限定安装位置。长螺栓20光滑段的靠近限位环21处设有对称于长螺栓20中心线的两平面。该平面用于在拆装时固定扳手。

加载盖的俯视示意图如图7所示，加载盖30与4根长螺栓20连接，加载盖30与加载盘10平行设置，加载盖30中心设有一螺纹孔。本实施例中，加载盖30端面周向均布有4个通孔，长螺栓20的一端穿过加载盖30的通孔并通过螺母与加载盖30连接。

螺杆40一端与加载盖30的螺纹孔连接。

液压作动器50与螺杆40另一端连接。4根长螺栓20可根据2、3支点侧向力加载方向选择安装位置，从而避免与2、3支点侧向力加载装置发生干涉。

加载时，液压作动器50产生的轴向拉力先通过螺杆40传递到加载盖30，再通过4根长螺栓20和加载盘10传递到试验件上，从而实现对试验件的加载，其加载能力可满足现有各型号航空发动机相关试验要求。另外，由于加载盖30与加载盘10之间通过4根长螺栓20连接，不仅自身安装拆卸方便，还留出了更多的操作空间，给附近其他结构的安装拆卸带来方便。

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.航空发动机两支点轴向加载装置，其特征在于，包括：

与试验件连接的加载盘(10)，所述加载盘(10)端面上周向均布有N个螺纹孔，N≥8且N为4的倍数；

通过所述螺纹孔与所述加载盘(10)螺接的4根长螺栓(20)；

与所述4根长螺栓(20)连接的加载盖(30)，所述加载盖(30)中心设有一螺纹孔；

一端与所述加载盖(30)的螺纹孔连接的螺杆(40)；以及

与所述螺杆(40)的另一端连接的液压作动器(50)。

2.根据权利要求1所述的轴向加载装置，其特征在于，所述加载盘(10)端面外缘周向均布有多个通孔，试验件通过所述多个通孔与所述加载盘(10)连接。

3.根据权利要求1所述的轴向加载装置，其特征在于，N＝8。

4.根据权利要求1所述的轴向加载装置，其特征在于，所述长螺栓(20)两端的螺纹段根部均设有一限位环(21)。

5.根据权利要求1所述的轴向加载装置，其特征在于，所述加载盖(30)端面周向均布有4个通孔，所述长螺栓(20)的一端穿过所述加载盖(30)的通孔并通过螺母与所述加载盖(30)连接。

6.根据权利要求1所述的轴向加载装置，其特征在于，所述长螺栓(20)光滑段的靠近限位环(21)处设有对称于所述长螺栓(20)中心线的两平面。