CN210123341U - 一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空发动机的喉道面积调节环的试验技术领域，特别涉及一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，将喉道面积调节环上的约束端进行改进，增加了加载座，所述加载座通过螺栓设置在承载底板上，所述加载座与所述喉道面积调节环之间通过单耳组件连接，所述单耳组件包括上单耳以及与所述上单耳同轴连接的下单耳，所述上单耳与所述下单耳的能够通过螺纹调节轴向距离。该申请的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置模拟了喉道面积调节环在发动机上的实际约束情况，消除了因约束变化而在试验件内部产生的应力，从而保证了试验过程中的加载方向不变，减小了载荷误差。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机的喉道面积调节环的试验技术领域，特别涉及一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置。
背景技术
喉道面积调节环是发动机矢量喷管结构中的重要承力部件，在喉道面积调节环静力和疲劳试验中，由于试验件结构复杂、试验载荷大、加载路数多一级因结构和加载方向等因素而导致空间狭小，很难容纳常规的加载装置。喉道面积调节环疲劳强度试验要求模拟构建的安装条件，即轴向固定喉道面积调节环前端与6对作动筒连接的耳座，在内侧与收敛调节片骨架相连的15处销轴处施加载荷。
在现有的装置中，喉道面积调节环的6对耳座处通过单耳片以及螺杆组件连接到基础平台上，销轴处安装15处加载装置，在每一个加载装置上安装外接传感器进行反馈。现有的上述装置主要针对的是静力试验，对于疲劳试验时，螺杆组件与基础平台处容易发生松动，导致6个螺杆组件的高度不一致，使得喉道面积调节环发生变形，影响15处加载装置的加载载荷发生变化。同时在施加载荷时，螺杆组件会对基础平台施加压力而产生变形，而基础平台的变形同样影响加载载荷发生变化。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
实用新型内容
本申请的目的是提供一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，以解决现有技术中的试验装置多适用于静力加载试验，在进行疲劳寿命试验时会间接导致15处加载装置施加的载荷发生变化的问题。
本申请的技术方案是：
一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，所述喉道面积调节环分别通过在其周向上均匀分布的6个约束端连接到基础平台上，所述喉道面积调节环的周向上均匀分布有15个加载装置，所述加载装置连接到承载底座上，所述喉道面积调节环的直径大于所述承载底座的直径；
所述约束端包括：
加载座，所述加载座通过螺栓设置在其底部的承载底板上，所述承载底板设置在所述基础平台上；
下单耳，所述下单耳的底部与所述加载座的顶部铰接，所述下单耳顶部开设有圆柱形凹槽，所述凹槽内设置有内螺纹；
上单耳，所述上单耳的顶部与所述喉道面积调节环铰接，所述上单耳的底部设置有与所述下单耳顶部内螺纹相适配的外螺纹，并螺纹连接。
根据本申请的至少一个实施方式，所述加载装置包括依次同轴连接的转接件与作动筒，所述转接体与所述喉道面积调节环铰接，所述作动筒通过推力关节轴承连接到所述承载底座上。
根据本申请的至少一个实施方式，15个所述作动筒并联接入到一个主油管路上，所述主油管路上设置有一个载荷传感器。
根据本申请的至少一个实施方式，所述加载座与所述承载底板之间通过至少两个所述螺栓连接在一起。
本申请至少存在以下有益技术效果：
本申请提供的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，通过对喉道面积调节环的约束端进行改进，模拟了喉道面积调节环在发动机上的实际约束情况，消除了因约束变化而在试验件内部产生的应力，从而保证了试验过程中的加载方向不变，减小了载荷误差。
附图说明
图1是本申请提供的喉道面积调节环的约束受力示意图；
图2是现有喉道面积调节环的静力试验装置；
图3是本申请提供的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置；
图4是本申请提供的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置的俯视图。
其中：
1-基础平台，2-承载底板，3-螺栓，4-加载座，5-下单耳，6-上单耳，7-喉道面积调节环，8-转接件，9-作动筒，10-推力关节轴承，11-承载底座，12-加载装置，13-单耳片，14-螺杆组件。
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例中的附图，对本申请实施例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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图4对本申请的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置做进一步详细说明。
现有技术中的关于对喉道面积调节环7的试验装置如图2所示，现有技术中的装置基本适用于静力试验。现有技术中的试验装置包括：所述喉道面积调节环7分别通过在其周向上均匀分布的6个约束端连接到基础平台上，所述喉道面积调节环7的周向上均匀分布有15个加载装置12，所述加载装置12连接到承载底座11上，所述喉道面积调节环7的直径大于所述承载底座11的直径(见图4)；所述约束端包括与其连接的单耳片13以及与所述单耳片13连接的螺杆组件14，所述螺杆组件14通过螺纹连接到所述基础平台上。
如图1所示，为喉道面积调节环7在发动机上的实际约束受力情况，图1中向左侧的箭头表示喉道面积调节环7上的约束受力方向，在右侧表示加载载荷Fgx与Fgy的合力F试，F试即喉道面积调节环(试验件)7受到的加载载荷。
现有技术中的试验装置在进行疲劳寿命试验时会对喉道面积调节环7产生较大的载荷，同样作用于约束端，而约束端的装置在进行疲劳试验时，容易出现松动，6个螺杆高度不一致，从而导致喉道面积调节环7产生变形，影响15处加载处的载荷值的变化。
如图3所示，本申请提供了一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，首先对约束端进行改进，所述约束端包括加载座4、下单耳5以及上单耳6。
加载座4通过螺栓3设置在其底部的承载底板2上，承载底板2设置在基础平台上；下单耳5的底部与加载座4的顶部铰接，下单耳5顶部开设有圆柱形凹槽，凹槽内设置有内螺纹；上单耳6的顶部与喉道面积调节环7铰接，上单耳6的底部设置有与下单耳5顶部内螺纹相适配的外螺纹，并螺纹连接，使得上单耳6与下单耳5的能够通过螺纹调节轴向距离。
在本实施例中，所述承载底板2整个设置在基础平台1上。现有技术中的承载底板2与基础平台1之间留有空隙，在进行疲劳试验时，加载的载荷较大，最终会影响到约束端与承载底板2上，图2中螺杆组件14通过分别设置在承载底板2上下的两个螺栓将螺杆组件14固定在所述承载底板2上，螺杆组件14同时螺纹连接单耳片13。在本申请中，将承载底板2直接贴合在所述基础平台1上，并在承载底板2设置一个加载座4，加载座4通过螺栓3直接固定在所述承载底板2上，通过加载座4直接与下耳片5连接，上耳片6与下耳片5之间通过螺纹连接，同时可以通过调节该螺纹连接改变上耳片6与下耳片5之间的距离，保证喉道面积调节环7的整体平齐。
在一些可选的实施方式中，如图3所示，所述加载装置12包括依次同轴连接的转接件8与作动筒9，所述转接体8与所述喉道面积调节环7连接，所述作动筒9通过推力关节轴承10连接到所述承载底座11上。
为了使得该疲劳寿命试验装置的加载载荷一致，15个所述作动筒9并联接入到一个主油管路上，所述主油管路上设置有一个载荷传感器(即力传感器)；通过载荷传感器进行检测载荷值，以满足试验的需求。具体地，作动筒9一端通过双耳连接在立柱上，另一端通过测力计连接在立柱上，使用载荷输出相同的作动器并装配力传感器施加在模拟试件上，作动筒9接入试验15个加载油路，通过此力传感器反馈所有16路载荷。
在一些可选的实施方式中，所述加载座4与所述承载底板2之间通过至少两个所述螺栓3连接在一起。在本实施例中，优选每个加载座4上安装4个螺栓，可以理解的是，还可以安装2个或3个螺栓。
本申请提供的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，通过对喉道面积调节环的约束端进行改进，模拟了喉道面积调节环在发动机上的实际约束情况，消除了因约束变化而在试验件内部产生的应力，从而保证了试验过程中的加载方向不变，减小了载荷误差。
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 (4)
1.一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，所述喉道面积调节环(7)分别通过在其周向上均匀分布的6个约束端连接到基础平台上，所述喉道面积调节环(7)的周向上均匀分布有15个加载装置(12)，所述加载装置(12)连接到承载底座(11)上，所述喉道面积调节环(7)的直径大于所述承载底座(11)的直径；
其特征在于，所述约束端包括：
加载座(4)，所述加载座(4)通过螺栓(3)设置在其底部的承载底板(2)上，所述承载底板(2)设置在所述基础平台上；
下单耳(5)，所述下单耳(5)的底部与所述加载座(4)的顶部铰接，所述下单耳(5)顶部开设有圆柱形凹槽，所述凹槽内设置有内螺纹；
上单耳(6)，所述上单耳(6)的顶部与所述喉道面积调节环(7)铰接，所述上单耳(6)的底部设置有与所述下单耳(5)顶部内螺纹相适配的外螺纹，并螺纹连接。
2.根据权利要求1所述的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，其特征在于，所述加载装置(12)包括依次同轴连接的转接件(8)与作动筒(9)，所述转接体(8)与所述喉道面积调节环(7)铰接，所述作动筒(9)通过推力关节轴承(10)连接到所述承载底座(11)上。
3.根据权利要求2所述的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，其特征在于，15个所述作动筒(9)并联接入到一个主油管路上，所述主油管路上设置有一个载荷传感器。
4.根据权利要求1所述的喉道面积调节环疲劳寿命试验装置，其特征在于，所述加载座(4)与所述承载底板(2)之间通过至少两个所述螺栓(3)连接在一起。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201921192016.1U CN210123341U (zh) | 2019-07-26 | 2019-07-26 | 一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置 |
Applications Claiming Priority (1)
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| CN201921192016.1U CN210123341U (zh) | 2019-07-26 | 2019-07-26 | 一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN210123341U true CN210123341U (zh) | 2020-03-03 |
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ID=69634606
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| CN201921192016.1U Active CN210123341U (zh) | 2019-07-26 | 2019-07-26 | 一种喉道面积调节环疲劳寿命试验装置 |
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| CN (1) | CN210123341U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115372134A (zh) * | 2022-07-29 | 2022-11-22 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法 |
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2019
- 2019-07-26 CN CN201921192016.1U patent/CN210123341U/zh active Active
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| CN115372134A (zh) * | 2022-07-29 | 2022-11-22 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法 |
| CN115372134B (zh) * | 2022-07-29 | 2023-11-28 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法 |
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